---

Letové operace kosmického raketoplánu

Antonín Vítek, CSc. (L+K 9/1981)

Kosmický raketoplán je prvním vesmírným dopravním prostředkem, který v sobě spojuje charakteristické prvky tří odlišných tříd létajících strojů: nosné rakety, kosmické lodě a plošníkového letadla. Z této trojjedinosti vyplývají nové, charakteristické rysy způsobu pilotáže. Ve startovní fázi se blíží charakter letu spíše pohybu rakety, na oběžné dráze se družicový stupeň ovládá jako pilotovaná kosmická loď a během přistání se způsob pilotáže podobá řízení klasického letadla.

Příprava ke startu

Čas do startu (h.min.s)	Událost
- 72.00.00	začátek tankování hydrazinu pro APU, příprava výparníků a héliového systému
- 11.00.00	odklonění pomocné montážní věže
- 09.30.00	zatažení přístupového můstku k ET
- 05.30.00	vyklizení rampy
- 05.00.00	začátek chlazení potrubí pro kapalný kyslík a vodík
- 04.30.00	začátek tankování kapalného kyslíku do ET
- 04.15.00	začátek tankování kapalného vodíku do ET
- 02.04.00	dokončeno tankování; přerušení na 1 hodinu
- 02.04.00	příchod osádky
- 01.05.00	uzavření průlezu
- 00.20.00	zavádění údajů do palubních počítačů
- 00.09.00	start automatické sekvence
- 00.07.00	začátek zatahování přístupového můstku
- 00.05.00	start APU a hydrauliky
- 00.03.30	družicový stupeň na vnitřní zdroje
- 00.03.10	zkoušky vychylováni motorů SSME
- 00.02.55	tlakování kyslíkové nádrže ET
- 00.01.57	tlakování vodíkové nádrže ET
- 00.00.25	řízeni startu přebírají počítače raketoplánu, aktivace hydrauliky SRB
- 00.00.03,80	start zážehové sekvence SSME
+00.00.00,24	90 % tahu motorů SSME
+00.00.02,88	zážeh SRB, odděleni propojení na pozemní zařízení
+00.00.03	odpoutání od vypouštěcího stolu

Navádění na dráhu

Jak je známo, raketoplán startuje svisle vzhůru z mobilního vypouštěcího stolu, umístěného na rampě 39A na Kennedy Space Center, podobně jako nosná raketa. Zážehová sekvence začíná šest sekund před koncem odpočítávání, kdy se postupně otevírají hlavní ventily přívodu pohonných hmot do kyslíko-vodíkových motorů SSME. Aby náraz na konstrukci byl co nejvíce zmírněn, nezažehují se tyto motory současně, ale s odstupem přibližně 0,12 sekundy. V T-4,6 s dosahuje tah všech tří motorů 90 % nominální hodnoty. V tomto okamžiku způsobuje deformace konstrukce sestavy raketoplánu vychýlení osy družicového stupně o půl metru směrem k odhazovací nádrži ET. Přesně v T +0 se zažehují současně oba pomocné startovací motory SRB. Jejich tah způsobí zaklonění sestavy raketoplánu zpět téměř do výchozí vertikální polohy.

Úroveň hluku, působeného všemi pěti motory raketoplánu, dosahuje v tomto okamžiku hodnoty 168 dB (pro srovnání- SaturnV při startu generoval jen 160 dB). Vodní clona, vytvářená vodními děly, chrlícími přibližně 4 000 000 litrů kapaliny za minutu, však snižuje úroveň akustických vibrací na 162 až 163 dB, aby se zabránilo poškození nákladu v nákladovém prostoru raketoplánu. V průběhu automatického odpoutávání od vypouštěcího stolu musí řídicí systém raketoplánu korigovat nastavení vektorů tahu všech motorů tak, aby výslednice tahu procházela těžištěm celé sestavy. Jinak hrozí nebezpečí srážky raketoplánu s pevnou obslužnou věží. Po dosažení výšky 15 metrů se odblokuje vystřelovací mechanismus sedaček pilotů. Vertikální stoupání podél konstrukce obslužné věže trvá plných 7 sekund. Po celou tuto dobu letí raketoplán svisle, bez manévrování; hlavy pilotů přitom míří téměř přesně na jih. Po opuštění věže zahájí autopilot rotační manévr o 120°, aby raketoplán nabral kurs přibližně 060 (východoseverovýchod), a nos raketoplánu se počne pomalu sklánět, takže celá sestava přechází do polohy letu na zádech.

Řízení letu během chodu startovacích motorů SRB není iterativní *); palubní počítač pouze kontroluje předepsaný poměr mezi výškou a rychlostí letu. Kosmonauti dostávají informace o průběhu letu souběžně v několika formách: Základním zdrojem údajů je graficko-numerická informace na obrazovkových displejích palubních počítačů. Na jednom z nich je zobrazována závislost výška/rychlost, hodnoty náklonu (včetně povolených mezních hodnot), provozní hodnoty SRB a SSME. Na dalších dvou - určených převážně k informování až po odhození SRB - je v této fázi letu indikována možnost návratu na místo startu v případě havárie, rychlost, výška, úhel náběhu, zbývající množství pohonných hmot v nádrži ET a čas, zbývající do vypnutí hlavních motorů (TMECO).

Kromě toho mají piloti k dispozici umělé horizonty pro určení orientace raketoplánu v prostoru a páskové indikátory výšky, rychlosti stoupání a inerciální rychlosti.

K první větší manipulaci s motory raketoplánu dochází v T+32 s, v době, kdy začíná prudce narůstat aerodynamické namáhání, jak se rychlost raketoplánu blíží rychlosti zvuku. Aby nebyla konstrukce vystavena příliš velkému zatížení, je v tomto období snížen tah motorů SSME ze 100 % nominální hodnoty na 65 %. Největších hodnot nabývá aerodynamický odpor ovšem ještě v podzvukové oblasti, kolem rychlosti 200 m/s. Proto prakticky současně s překročením rychlosti M = 1 se opět rozběhnou motory SSME na plný výkon.

Přibližně 2 minuty po startu dostává osádka povolení k odhození startovacích motorů SRB. V průběhu jejich odhazování musí piloti pečlivě sledovat údaje na obrazovkách. V okamžiku, kdy se na nich objeví indikace, že tlak ve spalovací komoře poklesl pod 50 liber na čtvereční palec (345 kPa), se totiž zahajuje automatická oddělovací sekvence SRB. Pokud by však automatika selhala, objeví se na displejích výstražná indikace SEP INHIBIT, což by si vynutilo ruční zásah kosmonautů do řízení. Kromě toho musí kosmonauti pečlivě sledovat i případnou nesymetrii v konci hoření SRB; pokud by jeden motor dohořel dříve než druhý, měl by raketoplán tendenci stočit se do strany.

Přibližně 5 sekund po zahájení oddělovací sekvence je ukončeno mechanické i elektrické oddělení SRB od ET. Zážehem šestnácti oddělovacích motorů na TPH (po čtyřech na přídi i zádi každého SRB), jsou pomocné startovací motory odhozeny do stran a pokračují v letu po balistické dráze.

Čtvrt minuty po odhození SRB přechází řídicí systém na iterativní navádění. Palubní počítače neustále optimalizují navádění na oběžnou dráhu, vycházejíce z dosažených hodnot hmotností, výšky a rychlosti sestavy. Na obrazovkových displejích se zobrazuje předpokládaný okamžik vypnutí hlavních motorů, neustále v jednotlivých cyklech výpočtů upřesňovaný.

Kritický okamžik navádění na oběžnou dráhu nastává kolem T+4 min. V této době se totiž dostává raketoplán do takové vzdálenosti od kosmodromu, že již nemá možnost nouzového návratu do místa startu. V případě havárie by nyní raketoplán musel nejméně jednou obletět zeměkouli.

V tomto okamžiku se dostává raketoplán také do nejvyššího bodu dráhy během celého navádění. Naváděcí systém poměrně rychle potlačí raketoplán do záporného sklonu, takže sestava v mírně klesavém letu začne markantně nabírat rychlost. Postupně s úbytkem pohonných hmot, a tedy s klesající hmotností raketoplánu, vzrůstá přetížení. Po dosažení hodnoty 3g začne řídicí systém snižovat tah motorů SSME, aby přetížení zůstávalo konstantní.

Těsně před vypnutím hlavních motorů SSME řídicí systém provede přitažení raketoplánu, takže sestava přejde do mírně stoupavého letu. V okamžiku vypnutí motorů má dopřednou rychlost 7830 m/s při stoupání 67 m/s. To odpovídá dráze s perigeem ve výši 24 km a apogeem ve výši 148 km.

Navádění na dráhu

Čas od startu	Událost	Rychlost [m/s]	Machovo číslo	Výška [km]
00.00	zážeh SRB, start	0	0	0
00.07	začátek manévrování
00.30		205	0,6	2,4
00.32	tah SSME 65 %
00.50	tah SSME 100 %
00.52	překročení rychlosti zvuku	340	1,0	7,2
01.53	mez použití vystřelovacích sedaček	1020	3,0	36
02.00	konec práce SRB	1360	4,0	40
02.06	začátek oddělení SRB
02.11	konec oddělení SRB
03.00		1560	4,6	80
04.00		2140	6,3	116
04.16	počátek možnosti AOA
04.26	konec možnosti RTLS
04.35	konec potlačení raketoplánu			140
06.30	počátek možnosti AOA bez 2 SSME	5100	15	130
07.00		5780	17	125
07.30	začátek snižování tahu SSME
08.00	tah SSME 65 %	7800	23	116
08.33	vypnutí SSME	7830	23	118
08.50	odhození ET

Manévry na dráze

Na této výchozí dráze však nemůže raketoplán zůstat, protože by po oblétnutí poloviny zeměkoule opět vstoupil do hustých vrstev atmosféry. První akcí je proto odhození vnější nádrže ET. Odhazovací sekvence je zahájena okamžitě po ověření signálu MECO (Main Engines Cut-Off = vypnutí hlavních motorů). Nejprve se odpojí příruby přívodu pohonných hmot, odjistí se zařízeni pro uvedení nádrže do rotace a odpojí se elektrické konektory. Autopilot raketoplánu stabilizuje polohu a 17 sekund po vypnutí motoru je přerušeno mechanické spojení družicového stupně s ET. Současně autopilot provede úhybný manévr čtyřmi předními a šesti zadními tryskami RCS + Z (zažehnutými na dobu 5 sekund), které udělí družicovému stupni impuls 1,2 m/s směrem k Zemi. Manévr tedy vypadá, jako by ET odhodil družicový stupeň směrem k Zemi. Okamžitě poté se zapnou trysky RCS Y na dobu 24 s, takže družicový stupeň uhne stranou od směru letu ET. To jednak zamezí případné srážce a navíc umožní osádce vizuálně sledovat let ET.

Dalším manévrem je dosažení výchozí oběžné dráhy 93-278 km (manévr OMS-1). Jako při každém jiném manévru je na obrazovkovém displeji zobrazován odpočet. V okamžiku T-15 s se na obrazovce rozbliká slovo EXEC, příkaz osádce, aby na klávesnici stiskla takto označenou klávesu a schválila tak provedení manévru. Teprve potom v okamžiku T+O počítač automaticky zažehne motory. Na displeji je pak simultánně zobrazován dosažený přírůstek rychlosti, doba zbývající k dokončení manévru a zbývající požadovaný přírůstek rychlosti. Po skončení manévru mají kosmonauti k dispozici údaje o odchylce manévru od plánovaných hodnot. Podobným manévrem OMS-2 v T +43 min dosáhne raketoplán konečné kruhové dráhy ve výši 278 km.

Havarijní manévry

V případě havárie jednoho nebo dvou motorů SSME mají kosmonauti k dispozici jeden ze tří možných nouzových manévrů: návrat na místo startu RTLS (Return To Launch Site), nouzový návrat po jednom oběhu AOA (Abort Once Around) nebo nouzové navedení na oběžnou dráhu ATO (Abort To Orbit). Havárie pomocných startovacích motorů SRB, která je značně nepravděpodobná, by téměř jistě vedla ke zničení raketoplánu, přičemž šance na přežití osádky by byla minimální. V krajním případě se počítá s katapultáží osádky; ta je možná až do rychlosti M = 3 a výšky 36 km nad povrchem Země.

Při nouzovém manévru RTLS, který je při výpadku jednoho motoru SSME pro osádku závazný až do T+256 s, musí raketoplán vystoupat do výšky nejméně 105 km, kde se obrátí o 180° - stále za běhu zbývajících motorů. Pak míří motory proti směru letu a snižují rychlost raketoplánu, který začne padat zpět do atmosféry a postupně je urychlován směrem k místu startu.

Po vyčerpání všech pohonných hmot z ET dojde k potlačení raketoplánu do horizontální polohy, ve které se odhodí nádrž ET. Dalším potlačením se uvede raketoplán do sestupného letu, aby získal potřebnou dopřednou rychlost pro další manévrování.

Ve vzdálenosti asi 390 km od místa přistání se upraví úhel náběhu tak, aby přetržení bylo přibližně 2g. Závěrečná fáze pak probíhá podobně jako u normálního přistání, jen s tím rozdílem, že do fáze absorpce přebytečné energie (TAEM) přilétá raketoplán podstatně rychleji (až M = 4,7 ve srovnání s nominální hodnotou kolem M = 2,5). Proto mohou kosmonauti do dráhy letu vkládat dle potřeby ploché zatáčky ve tvaru S, aby raketoplán ztratil co nejvíce kinetické energie.

Při nominálním průběhu počátku letu existuje mezi T+256 až T+266 s období, ve kterém může raketoplán provést jak manévr RTLS, tak dále uvedený AOA. Od T+266 s už existuje jen jediná možnost, totiž jednou obletět zeměkouli v podstatě po balistické dráze, s přistáním přibližně v T +90 min na Northrupově letišti na raketové střelnici White Sands v Novém Mexiku. Pokud by však výkon motoru SRB a SSME byl v úvodní části letu nižší než plánovaný, mohlo by se stát, že okolo T +260 s se vytvoří časový úsek, ve kterém pohonné hmoty nestačí ani na návrat na místo startu, ani pro dosaženi jednoho obletu kolem Země. V takovém případě je ztráta raketoplánu nevyhnutelná; osádka však má šanci na záchranu katapultáži v blízkosti pevniny. Podobná situace nastává i při výpadku dvou nebo dokonce všech tří motorů raketoplánu. V tom případě navíc hrozí nebezpečí pádu nádrže ET na území Afriky.

Dojde-Ii k výpadku jednoho motoru v závěrečné fázi navádění na dráhu (případně k jiným závadám na systémech raketoplánu),může být za přispění motorů OMS raketoplán naveden na stabilní oběžnou dráhu a nouzové přistání se uskuteční v časově nejvýhodnějším terminu. Pro nouzová přistání je vybráno celkem 15 záložních letišť na celém světě; preferována jsou letiště leteckých základen Rotta ve Španělsku, Hickam na Havajských ostrovech a Kadena na ostrově Okinawa, kromě již zmíněné střelnice White Sands a primárních letišť na Edwards AFB a na Kennedy Space Center.

Přistávací manévr

Přistávací manévr raketoplánu začíná podobně jako u starších typů kosmických lodí přechodem na sestupnou dráhu. Přibližně v T -35 min - zhruba při přeletu východního pobřeží USA - zaujme raketoplán polohu pro zážeh motorů OMS. Tuto polohu řídicí systém udržuje v průběhu připrav, což znamená spuštěni všech tři turbočerpadel hydrauliky (APU). Přibližně v T-30 min mají kosmonauti poslední možnost komunikace s pozemní stanicí na ostrově Ascension. Vlastní manévr motory OMS uskuteční nad Indickým oceánem, přibližně nad bodem se sou- řadnicemi 40° j. š., 62° v. d. V T-1 min osádka naposled zkontroluje orientaci družicového stupně a v T-15 s dá prostřednictvím klávesnice počítači svolení k manévru. V průběhu manévru, jehož trvání je přibližně 150 s, se úmyslně zvýší spotřeba pohonných hmot vybočením družicového stupně do strany 016°. Tím se odlehčí záď raketoplánu, což zlepší aerodynamické vlastnosti pro přistání. V závěrečných deseti sekundách manévru velitel letu hlasitě odpočítává čas a současně s indikaci T+O stiskne tlačítko ručního vypnuti motoru, aby tak zálohoval automatiku. Zjisti-Ii osádka na displeji podstatnou odchylku od plánované změny rychlosti, provede nezbytné korekce dráhy motory RCS.

V průběhu manévru palubní počítač každé 2 sekundy iterativně vylepšuje průběh manévru; tím má být dosaženo velice přesné výsledné dráhy s apogeem ve výši něco přes 280 km a s perigeem prakticky na povrchu Země.

Od dokončení manévru do vstupu do atmosféry uplynou přibližně 22 minuty. Během této doby kosmonauti převedou raketoplán do polohy vhodné pro vstup do atmosféry (sklon +40°), prověří funkci všech elevonů, aerodynamických brzd a kormidel.

Vstup do atmosféry nastává ve výši 122 km při rychlosti M = 24,6. V první části sestupu je řízení orientace raketoplánu ještě zcela závislé na tryskách systému RCS. Teprve po vzrůstu aerodynamických sil na 24 N/m² začínají mít elevony jakous takous účinnost. Od tohoto okamžiku počítač kombinovaně využívá aerodynamických řídicích ploch společně s tryskami RCS. Přibližně po dosažení přetržení 0,1 g a poklesu do výšky 80 km se vypínají trysky RCS pro řízení klonění, neboť elevony již stačí plně kontrolovat let raketoplánu.

Po dalším vzrůstu odporu na 0,176g přechází počítač na aktivní navádění do místa přistání. Dosud jen kontroloval optimální podmínky pro vstup do atmosféry. Režim prvních patnácti minut letu v atmosféře je v prvé řadě diktován nutností udržet aerodynamický ohřev v předepsaných mezích. Teprve v další fázi se upravuje dráha tak, aby příliš nevzrůstalo přetržení. Tato část sestupu se nazývá fáze konstantního odporu. Začíná při rychlosti kolem M = 16 ve výši 59 km a počítač při ni udržuje přetížení přibližně na hodnot 61 g. Jakmile klesne rychlost na M = 10, může být opět navázáno rádiové spojení se Zemí. V té době je raketoplán ve výši asi 50 km a sestup přechází do třetí fáze, tzv. přechodové, ve které je letoun naváděn sítí deseti radiomajáků TACAN k místu přistání.

Z aerodynamického hlediska je nejkritičtější částí přistání doba, při které se rychlost raketoplánu blíží M = 3. Při simulacích se v této oblasti dostával raketoplán do nekontrolovatelných kmitů.

Ve výši 35 km a při rychlosti M = 2,5 začíná další fáze, tzv. absorpce přebytečné energie TAEM (Terminal Area Energy Management). Raketoplán přejde do letu ve tvaru ležaté osmičky, jejíž dvě smyčky o průměru asi 5,5 km se protínají přesně vose přistávací dráhy. V tomto krouživém letu ztrácí letoun jak kinetickou, tak potenciální energii. Kroužení raketoplán ukončí ve výši přibližně 4500 m a při rychlosti 540 km/h ve vzdálenosti asi 30 km od prahu přistávací dráhy.

Aerodynamickou brzdou udržuji kosmonauti konstantní rychlost letu až do prvního podrovnání ve výši kolem 500 m, při němž klesne rychlost na 430 km/h. Závěrečné podrovnání se provádí ve výši 15 m nad terénem a ve výdrži poklesne rychlost až na 350 km/h, při niž raketoplán dosedá hlavními koly podvozku na přistávací dráhu při sklonu +6°. Osádka okamžitě otevírá naplno aerodynamické brzdy a po zbrzdění na 305 km/h dosedá na dráhu i přední podvozkové kolo.

Průběh přistání

Čas od EI	Událost	Rychlost [m/s]	Machovo číslo	Výška [km]
-25.00	začátek manévru OMS			278
-22.30	konec manévru OMS			275
00.00	vstup do atmosféry (EI)	8360	24,6	122
02.00	maximální rychlost	8400	24,7	103
02.41	počátek účinnosti elevonů
03.00	počátek účinnosti kormidel
04.40	konec použiti RCS pro náklon
05.00		8200	24,1	80
05.30	přechod na aktivní navádění
06.10	začátek max. tepelného zatížení
12.00		7240	21,3	71
15.00	přechod na konstantní odpor	6120	18,0	65
23.00	obnoveni spojení	1700	5,0	37
27.00	přechod na ruční řízení, TAEM	850	2,5	26
31.00	přistání	120	0,3	0

---

Z uvedených příkladů letových operaci je zřejmé, že dynamické manévry kosmického raketoplánu budou klást velmi vysoké požadavky jak na kvalitu konstrukce nového kosmického dopravního prostředku, tak na připravenost jeho osádky. Dále je třeba mít na paměti ještě další specifiku raketoplánu: toto kosmické letadlo vůbec není uzpůsobeno pro bezpilotní režim letu. Proto již první zkušební let do vesmíru musí být pilotovaný, zatímco u všech předchozích pilotovaných kosmických lodí jejich konstrukce prošla zatěžovacími zkouškami bez lidské osádky na palubě. Z historie známe řadu případů, kdy při těchto zkouškách došlo k takovým závadám, které by v případě pilotovaného letu mohly vést k záhubě osádky.

Američtí kosmonauti se tedy na palubě raketoplánu Columbia vydávají na značně riskantní cestu do vesmíru.

*) iterativní výpočet - k výsledku se počítač blíži postupně, řadou opakovaných výpočtů, při kterých se postupně korigují chyby výchozího odhadu

---

---

Aktualizováno : 13.04.2003

[ Obsah | Pilotované lety | STS ]

Pokud není uvedeno jinak, jsou použité fotografie z NASA (viz. Using NASA Imagery) a dalších volně přístupných zdrojů.

(originál je na https://mek.kosmo.cz/pil_lety/usa/sts/lk4.htm)