Triebwerkstests

In der Entwicklung und Modernisierung von Raketentriebwerken stellen Brenntests einen wichtigen Punkt für die Überprüfung der Funktion des Triebwerks und der Richtigkeit der theoretischen Überlegungen der Entwicklungsingenieure dar. Dadurch können Triebwerksfehler vor dem Einsatz des Triebwerks aufgedeckt und beseitigt werden.
Wie jedes Raketentriebwerk wurden auch die Space Shuttle Main Engines in ihrer Entwicklungsphase eingehenden Tests unterzogen. Dies umso mehr, da nach Feynman (²²) die Entwicklung der Main Engines nicht nach herkömmlichen Kriterien der Triebwerksentwicklung, also bottom-up mit Testung der einzelnen Werkstoffe und Komponenten und anschließendem Zusammenbau, sondern "top down" erfolgte. Das bedeutet, daß das Triebwerk mit relativ wenig detailierten Studien der Materialien und Triebwerkskomponenten designed und montiert wurde. Nach den späteren Brenntests der Triebwerke wurden dann die auftretenden Fehler analysiert und behoben.
Das Entwicklungsprogramm der Space Shuttle Main Engines bestand aus einer Design-Demonstrations-Phase und einer Zertifizierungsphase. Die Design-Demonstrations-Phase wurde durch das Critical Design Review im September 1976 abgeschlossen. In dieser Phase fanden sowohl Labortests als auch Brenntests der einzelnen Triebwerkskomponenten und des gesamten Triebwerkes statt.
In der zweiten Phase fand die Flugzertifizierung der Triebwerke statt. Diese bestand aus der vorläufigen (Preliminary Flight Certification - PFC) und der engültigen Flugzertifizierung (Final Flight Certification - FFC), deren Abschluß für November 1978 bzw. Frühjahr 1980 vorgesehen war.

Die Brenntests im Rahmen der Entwicklung und Weiterentwicklung der Space Shuttle Main Engines fanden im John C. Stennis Space Center (bis 14. Juni 1974 Mississippi Test Facility - MTF, bis 20. Mai 1988 National Space Technology Laboratories - NSTL) im Hancock County, Mississippi etwa 40 km östlich von New Orleans, Louisiana statt.
Zahlreiche Brenntests im Rahmen der Entwicklung der Triebwerke führten zur Eliminierung von Fehlerquellen der Hardware und halfen bei der Entwicklung der Steuerungssoftware. Letztlich mußten die Triebwerke einer eingehenden Zertifizierungstestung unterzogen werden, die die volle Funktion bei unterschiedlichen Betriebszuständen und in verschiedenen Power Levels demonstrieren sollte.
Man unterscheidet drei Arten von Brenntests. Komponentenbrenntests und Tests mit einzelnen Triebwerken stehen die Tests im Main Propulsion Test Article (MPTA) mit je einem "Cluster" aus drei Triebwerken (im Stennis Space Center) sowie die Flight Readiness Firings (FRF) auf den Startrampen des Kennedy Space Centers gegenüber

Der Beginn

Am 1. März 1971 beschloß die NASA die Brenntests für die neu zu entwickelnden Triebwerke der geplanten Raumfähre in der damaligen Mississippi Test Facility durchzuführen (⁵⁰). Die Anlagen wurden zuvor für die Erprobung der Triebwerke der Saturn-Raketen des Apollo-Programms genutzt. 1973 wurden die Teststände entsprechend umgebaut und der erste Test war Ende 1974 geplant. Tests für einzelne Triebwerkskomponenten waren in den Coca-Anlagen des Santa Susana Field Laboratory der Firma Rocketdyne in Chatsworth nahe Los Angeles, Kalifornien vorgesehen. Hier sollten auch die Brenntests des sog. Integrated Subsystem Test Bed (ISTB) stattfinden, wurden jedoch später in das Stennis Space Center verlegt, als es laufend zu Verzögerungen mit der Fertigstellung des Teststandes kam.
Subsystem-Brenntest fanden letztlich auf drei Testständen im Santa Susana Field Laboratory (SSFL) statt. Die Triebwerkstests wurden auf drei Testständen im Stennis Space Center durchgeführt. Brenntests des Clusters aus drei Triebwerken mit dem Main Propulsion Test Article (MPTA) erfolgten auf dem Teststand B-2 im Stennis Space Center. Im Marshall Space Flight Center, Huntsville, Alabama existiert ein weiterer Teststand, die Advanced Engine Test Facility (AETF). Auch hier fanden Triebwerkstests statt.
Jeder Brenntest erhielt eine eigene Test-Nummer. Anhand einer Kenn-Nummer kann man erkennen, an welchem Ort und auf welchem Teststand der Test stattfand.

Testung der Triebwerkskomponenten

Die Komponententests fanden in der Coca-Facility in Santa Susana statt. Im Rahmen der Neuausrichtung des Main Engine-Entwicklungsprogrammes 1974 wurde festgelegt, daß von jeder Hauptkomponente das zuerst fertiggestellte Exemplar in das ISTB installiert werden sollte. Man versprach sich von dieser Maßnahme eine Beschleunigung der Triebwerkstestung und der Entdeckung möglicher Triebwerksprobleme. Die Testung der Einzelkomponenten geriet dadurch jedoch in Verzug. Die Tests der Triebwerkskomponenten begannen mit mehreren Monaten Verspätung im Mai 1975. Zuerst wurden die Niederdruck-Turbopumpen getestet. Tests der Hochdruck-Turbopumpen begannen drei Monate später im August 1975. In der Coca-Facility begannen die Versuche mit Tests des Zündsystems. Danach wurden die Vorbrenner getestet, dann Vorbrenner mit Hauptbrennkammer und letztlich fand im August 1975 ein Brenntest der kompletten Thrust Chamber Assembly (Hauptbrennkammer mit 35 : 1 - Düse) statt.
Die Tests der Komponenten waren von großem Nutzen für die Designverifikation der Komponenten entsprechend den Design Verification Specifications (DVS) (siehe Entwicklung). Die meisten der auftretenden Probleme hatten ihre Ursache in der Komplexität der Testanlagen und waren weniger Komponentenfehler. Die Testanlagen waren für die Testung verschiedener Einzelkomponenten und Komponentenkombinationen ausgelegt und nutzten Leitungen und Ventile (üblicherweise servokontrollierte Ventile) der Teststände zur Simulation der fehlenden Triebwerkskomponenten. So hatte zum Beispiel der Turbopumpen-Teststand etwa 2.000 Ventile (einschließlich 24 servokontrollierter). Treibstoffe für die Vorbrenner wurden aus einem System mit 96.530 kPa Druck bereitgestellt, dessen Ventile bis zu 5 Tonnen wogen.
Größere Probleme mit Triebwerkskomponenten gab es Anfang 1976 auf dem Teststand Coca-1A (Test 740-007) als beim Brenntest des Sauerstoff-Subsystems nach 19 Sekunden ein rotierender Treibstoffflußmesser versagte und Teile der Rotorblätter des Meßgerätes in den Sauerstofffluß gerieten. Dies führte zum Brand eines Schubdrosselventils sowie nachfolgend durch Verminderung des Strömungswiderstandes. Die Veränderungen im Sauerstofffluß verursachten ein Leerlaufen der Hochdruck-Sauerstoff-Turbopumpe. Die erhöhte innere Reibung in der Turbopumpe führte dannzu einem größeren Brand mit erheblicher Beschädigung des Teststandes und der Triebwerkshardware. Die Ingenieure sprachen ironischerweise von einer "hardware-rich combustion". ⁽²⁰⁵⁾
Ein gleichartiger Vorfall ereignete sich beim Test des Wasserstoffsystems auf Teststand Coca-1B im Jahr 1977 (Test 745-018) als ein größerer Brand durch Leerlaufen im Schubdrosselventil des Teststandes entstand.
Die verschiedenen Probleme mit der Hardware der Teststände bestanden über mehrere Jahre. Wäre das Testprogramm in der vorgesehenen Weise fortgesetzt worden, hätten die Teststände mit hohem finanziellen Aufwand erneuert werden müssen, was bei knappem NASA-Budget nicht realisierbar war. Die Tests in der Coca-Abteilung in Santa Susana zwischen November 1976 und September 1977 schrittweise beendet. NASA-Administrator Dr. Robert Frosch beschrieb diesen Umstand so, daß der beste Teststand für Triebwerkskomponenten das Triebwerk selbst sei. (²⁴)

Integrated Subsystems Testbed - ISTB

Um bereits Tests durchführen zu können, bevor ein komplettes Triebwerk verfügbar war, entwickelte Rocketdyne das Integrated Subsystem Testbed (ISTB). Dabei handelte es sich um ein Gerät, das dem Triebwerksaufbau glich, aber nicht flugtüchtig war, da es viel schwerer und größer war als später die flugtüchtigen Triebwerke. Ursprünglich war geplant, daß das ISTB lediglich aus vier Turbopumpen, zwei Vorbrennern und dem dazugehörigen Leitungs- und Kontrollsystem bestehen sollte. Auf die Brennkammer, Injektor und Schubdüse, der sog. thrust chamber assembly - TCA, sollte verzichtet werden. Das Kontrollsystem beinhaltete alle nötigen Ventile und Stellmotoren. Das sich auch die Entwicklung des Main Engine Controllers durch die Firma Honeywell verzögerte, war der zugehörige Controller nicht im Triebwerk sondern im Testkontrollraum untergebracht. Er bestand aus einem labortypischen Computer im ensprechenden Computerschrank und war nicht redundant. Hier konnte das Triebwerkskonzept und einzelne Komponenten überprüft werden. Im Rahmen einer Neudefinition der Testreihen wurde im Juli 1971 beschlossen, eine verkürzte Version des Brennkammeraufbaus in das ISTB zu integrieren. Diese verkürzte Version hatte einen Flächenquotienten von 35 : 1 und konnte bis zum 50 % Power Level arbeiten.
Weitere Besonderheiten des ISTB waren der Betrieb ohne Druckbeaufschlagung des Sauerstofftanks, ohne Wärmeaustauscher sowie Änderungen der Materialien der Hochdruck-Wasserstoffleitung, kleinerer Flüssigkeitsleitungen, Powerhead- Leitungen und modifizierte Isolationen.

Im Jahre 1973 und Anfang 1974 führten Designveränderungen der Triebwerke und notwendige strukturelle Verbesserungen zu Verzögerungen bei der Produktion der Hauptkomponenten der Triebwerke. Als auch Verzögerungen der Umbauarbeiten in Santa Susana auftraten, wurde entschieden, die ISTB-Tests ebenfalls in Mississippi durchzuführen. Der erste Test sollte im Mai 1975 stattfinden. Das ISTB erhielt die Triebwerksbezeichnung SN 0001.
Meilensteine des ISTB waren:

13. 03. 1975   Montage abgeschlossen

21. 03. 1975   Checkout abgeschlossen

25. 03. 1975   Abfahrt aus Canoga Park, Kalifornien

28. 03. 1975   Ankunft im NSTL

07. 04. 1975   Installation im Teststand A-1

07. 05. 1975   Test Readiness Review

19. 05. 1975   Countdown Demonstration Test (Test 901-001)

Rollout des Integrated Subsystem Test Bed in Canoga Park, Kalifornien. (Photo: Rocketdyne No. 89c-4-1008 via Biggs (23))

Triebwerkstestungen

ISTB

Der erste Test sollte im Mai 1975 stattfinden. Nach Installation des ISTB in den Teststand A-1 wurde am 19. Mai 1975 ein Countdown-Demonstrations-Test durchgeführt (Test 901-001). Nach fünf weiteren kurzen Zündungstests fand der erste komplette Brennkammer-Zündungstest am 23. Juni 1975 statt. Dieser erste vollständige Triebwerkszündungstest des ISTB wurde als einer der Meilensteine des Shuttle-Programms angesehen und erfreulicherweise auch innerhalb der geplanten Zeit erreicht.
Während der Brenntests mit dem ISTB wurden zahlreiche Probleme festgestellt und korrigiert. Als Erstes wurden Test zur Festlegung der Triebwerskzündsequenz durchgeführt (siehe folgender Abschnitt). Am 12. März 1976 wurde erstmals der 65 % Power Level für 42,5 s erreicht. Der Test war eigentlich für die Dauer von 50 Sekunden geplant, mußte aber wegen eines Fehlers der Hochdruck-Sauerstoff-Turbopumpe vorzeitig beendet werden.
Insgesamt fanden mit dem Triebwerk SN 0001 im ISTB 67 Tests statt. Am 4. August 1976 wurde das Triebwerk aus dem Teststand demontiert.

Startsequenz

Um die Triebwerke sicher starten und wieder abschalten zu können, mußte als erstes eine zuverlässige Start- und Abschaltsequenz entwickelt werden. In fünf Jahren eingehender Analysen wurde ein Computermodell entwickelt, das versuchte, das Verhalten der Treibstoffe und der Triebwerkskomponenten vorherzusagen. Anhand dieses Modells wurden erste Kontrollkonzepte und Sequenzen entwickelt. Die Modelle zeigten, daß das Triebwerk sehr empfindlich auf kleine Veränderungen der Treibstoffzustände und daß das Timing der Treibstoffventile kritisch war. Da entsprechende Probleme erwartet wurden, gingen die Ingenieure sehr vorsichtig schrittweise vor. Bei Einleitung des kalten Wasserstoffs in das Triebwerk traten dann auch unvermeidliche Oszillationen durch die plötzliche Erwärmung durch die Hardware des Triebwerks und Ausdehnung des Wasserstoffs auf. Die Pulsationen von reproduzierbaren 2 Hz führten zu Fließblockaden und Fließumkehr, so daß die Startsequenz auf die Hundertstelsekunde diesen Oszillationen angepaßt werden mußte. Die Startsequenz wurde daher in kleinen Zeitintervallen entwickelt. Für die ersten zwei Sekunden der Startsequenz waren 19 Brenntests über einen Zeitraum von 23 Wochen sowie 8 Wechsel der Turbopumpen erforderlich. Die Startsequenz war schließlich 5 Sekunden lang. Um sofort den Minimum Power Level zu erreichen waren noch einmal 18 Tests innerhalb von 12 Wochen und fünfmal der Austausch der Turbopumpen notwendig. Der sichere und reproduzierbare Triebwerksstart wurde letztlich durch die maximale Ausnutzung des Main Engine Controllers erreicht, der die präzise und zeitgerechte Stellung der Ventile möglich machte.
Die Entwicklung der Startsequenz im ISTB ermöglichte nur den Triebwerksstart bis zum Minimum Power Level von 50 %. Dies wurde erstmals Ende Januar 1976 bei Test 901-037, einem 3,36 Sekunden langen Starttransient-Test, erreicht. Am 8. März 1976 erfolgte der erste Test bei stabilisierter Leistung unter closed-loop-Kontrolle des Treibstoffmischverhältnisses (Test 901-042). Erst im Januar 1978 wurde die normale Triebwerksleistung (Rated Power Level) erreicht (Test 901-095). Die endgültige Startsequenz wurde erst Ende 1978 erreicht. Bis dahin erlaubte jedoch die durch die Tests im ISTB entwickelte Sequenz das Fortfahren in der Entwicklungsarbeit.
Letztmalig trat ein signifikantes Problem am 3. Oktober 1978 bei Test 902-132 mit Triebwerk SN 0006 auf. Es begann mit einem etwas überhöhten Drehmoment der Hochdruck-Wasserstoff-Turbopumpe (HPFTP). Gleichzeitig war das Hauptsauerstoffventil durch falsche Ausrichtung des Stellmotors 2 Prozent weiter offen als von den Meßinstrumenten angezeigt. Diese Kombination zweier nicht zusammenhängender Ereignisse führte zu einer gering verminderten HPFTP-Geschwindigkeit und einem frühzeitigen Priming der Hauptbrennkammer. Die HPFTP war nicht in der Lage, den Wasserstoff gegen den sich aufbauenden Gegendruck zu pumpen, so daß sich der Wasserstoff aufheizte und verdampfte. Daraufhin brannten die Turbinen und das Heißgassystem aus.

Die Startsequenz der Main Engines ist reproduzierbar und zuverlässig. Aber das System ist bei abnormen Bedingungen sehr empfindlich gegenüber extremen Energiefreisetzungen. Ein Fehler in der Ventilpositionierung von 2 Prozent (1 Prozent für das Sauerstoff-Vorbrenner-Sauerstoff-Ventil) oder ein Timing-Fehler von einer zehntel Sekunde kann zu erheblicher Zerstörung des Triebwerks führen. Da die automatischen Korrekturmöglichkeiten bei unerwarteten Ereignissen begrenzt sind, muß jedes Triebwerk einem 1,5-sekündigen Priming-Sequenz-Verifikationstest unterzogen werden bevor ein Start des Triebwerks erfolgen kann.

Abschaltsequenz

Die Abschaltsequenz ist weniger kritisch als die Startsequenz. Trotz einiger Probleme bei ihrer Entwicklung waren diese nicht so schwerwiegend wie die Startprobleme. Die Abschaltsequenz ist vollständig open-loop und soll das Triebwerk so schnell und sicher wie möglich abschalten.

Zulassungsanforderungen

Die Flugfähigkeit der Triebwerke wurde nach Kriterien bestimmt, die John Yardley, der Manager des Space Shuttle Programms im NASA-Hauptquartier, anhand von Erfahrungswerten aus der Zulassung neuer Kampfflugzeuge festgelegt hatte. Er setzte als Kriterium eine Gesamtbrenndauer bei Tests von 65.000 Sekunden fest. Kampfflugzeuge wurden nach einer Testflugserie von 40 Flügen für den Truppeneinsatz freigegeben. So entstand die Zahl 65.000 durch Multiplikation von 40 Flügen mit der Brenndauer der Triebwerke von 520 Sekunden während eines Fluges (40 x 520 = 20.800). Da jeweils drei Triebwerke beteiligt sind, wurde die Zahl verdreifacht und aufgerundet. Am 24. März 1980 wurde die magische Zahl von 65.000 Brennsekunden beim Test des Triebwerks SN 2004 erreicht.

Zertifizierungstests

Für die Zulassung der Triebwerke für Raumflüge wurden Testanforderungen entwickelt und verschiedene Zulassungsstufen festgelegt. Die vorläufige Flugzulassung erfolgte durch Tests an allen vier zuerst gebauten, flugfähigen Triebwerken (Prliminary Flight Certification - PFC). Die drei, für den Erstflug der Columbia vorgesehenen Triebwerke wurden nochmals einem Zulassungsbrenntest unterzogen. Schließlich fanden zur Erprobung des Zusammenspiels der installierten Triebwerke mit der Raumfähre Flugbereitschafts-Brenntests (Flight Readiness Firing - FRF) statt.
In der weiteren Entwicklung der Triebwerke waren höhere Power Level geplant, als beim Erstflug der Columbia verwendet wurden. Diese und Abbruchszenarien wurden ebenfalls vor deren Zulassung getestet. Neben der Full Power Level Abbruch-Demonstration wurden die 102 % Power Level-Demonstration und die Full Power Level - Zulassung (FPLC) durchgeführt.

Am 19. Mai 1975 war es dann soweit. Der erste Brenntest eines Shuttle-Haupttriebwerkes fand unter großer Anteilnahme der Ingenieure statt. Bis 1978 fanden die Tests mit jeweils einem einzigen Haupttriebwerk statt. Um die tatsächlichen Bedingungen beim Start einer Raumfähre zu simulieren, wurde der sog. Main Propulsion Test Article entwickelt, in dem drei Triebwerke gleichzeitig getestet werden konnten. Der erste derartige Test erfolgte am 21. April 1978.
Für die Triebwerkstests sind die drei vorhandenen Teststände mit zahlreichen Meßinstumenten nahezu gespickt.

Quellen: 8, 22, 23, 24, 50, 205, 207, 208

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^{letztes Update: 25. August 2009, 18:17:15(weitere Updates nur auf Anfrage)}