Transbordador espacial

A finales de la década de 1930, el gobierno alemán lanzó el proyecto " Amerikabomber " (bombardero americano), y la idea de Eugen Sänger , junto con la matemática Irene Bredt , fue un cohete alado llamado Silbervogel (pájaro plateado en alemán). ^{[ 13 ]} Durante la década de 1950, la Fuerza Aérea de los Estados Unidos propuso utilizar un planeador tripulado reutilizable para realizar operaciones militares como reconocimiento, ataque a satélites y empleo de armas aire-tierra. A finales de la década de 1950, la Fuerza Aérea comenzó a desarrollar el X-20 Dyna-Soar parcialmente reutilizable . La Fuerza Aérea colaboró ​​con la NASA en el Dyna-Soar y comenzó a entrenar a seis pilotos en junio de 1961. El aumento de los costos de desarrollo y la priorización del Proyecto Gemini llevaron a la cancelación del programa Dyna-Soar en diciembre de 1963. Además del Dyna-Soar, la Fuerza Aérea había realizado un estudio en 1957 para probar la viabilidad de los propulsores reutilizables. Esto se convirtió en la base del aerospaceplane , una nave espacial totalmente reutilizable que nunca se desarrolló más allá de la fase de diseño inicial en 1962-1963. ^{[ 8 ] : 162-163}

A principios de la década de 1950, la NASA y la Fuerza Aérea colaboraron en el desarrollo de cuerpos sustentadores para probar aeronaves que generaban sustentación principalmente a partir de sus fuselajes en lugar de alas, y probaron los modelos NASA M2-F1 , Northrop M2-F2 , Northrop M2-F3 , Northrop HL-10 , Martin Marietta X-24A y Martin Marietta X-24B . El programa probó características aerodinámicas que posteriormente se incorporarían al diseño del Transbordador Espacial, incluyendo el aterrizaje sin propulsión desde gran altitud y velocidad. ^{[ 14 ] : 142 [ 15 ] : 16–18}

El 24 de septiembre de 1966, cuando el programa espacial Apolo se acercaba a la finalización de su diseño, la NASA y la Fuerza Aérea publicaron un estudio conjunto que concluía que se requería un nuevo vehículo para satisfacer sus respectivas demandas futuras y que un sistema parcialmente reutilizable sería la solución más rentable. ^{[ 8 ] : 164} El jefe de la Oficina de Vuelos Espaciales Tripulados de la NASA, George Mueller , anunció el plan para un transbordador reutilizable el 10 de agosto de 1968. La NASA emitió una solicitud de propuestas (RFP) para diseños del Vehículo Integral de Lanzamiento y Reentrada (ILRV) el 30 de octubre de 1968. ^{[ 16 ]} En lugar de adjudicar un contrato basado en propuestas iniciales, la NASA anunció un enfoque por fases para la contratación y el desarrollo del Transbordador Espacial; la Fase A fue una solicitud de estudios completados por empresas aeroespaciales competidoras, la Fase B fue una competencia entre dos contratistas para un contrato específico, la Fase C implicó el diseño de los detalles de los componentes de la nave espacial y la Fase D fue la producción de la nave espacial. ^{[ 17 ] [ 15 ] : 19–22}

En diciembre de 1968, la NASA creó el Grupo de Trabajo del Transbordador Espacial para determinar el diseño óptimo de una nave espacial reutilizable y adjudicó contratos de estudio a General Dynamics , Lockheed , McDonnell Douglas y North American Rockwell . En julio de 1969, el Grupo de Trabajo del Transbordador Espacial publicó un informe que determinaba que el Transbordador podría realizar misiones tripuladas de corta duración y operar una estación espacial, además de contar con la capacidad de lanzar, dar servicio y recuperar satélites. El informe también estableció tres clases para un futuro transbordador reutilizable: la Clase I contaría con un orbitador reutilizable montado sobre propulsores desechables; la Clase II utilizaría múltiples motores de cohete desechables y un único tanque de propulsor (etapa y media); y la Clase III contaría con un orbitador y un propulsor reutilizables. En septiembre de 1969, el Grupo de Trabajo Espacial, bajo el liderazgo del vicepresidente estadounidense Spiro Agnew , publicó un informe que solicitaba el desarrollo de un transbordador espacial para transportar personas y carga a la órbita terrestre baja (LEO), así como un remolcador espacial para transferencias entre órbitas y la Luna, y una etapa superior nuclear reutilizable para viajes al espacio profundo. ^{[ 8 ] : 163–166 [ 9 ]}

Tras la publicación del informe del Grupo de Trabajo del Transbordador Espacial, muchos ingenieros aeroespaciales se mostraron a favor del diseño de Clase III, totalmente reutilizable, debido al ahorro percibido en los costos de hardware. Max Faget , ingeniero de la NASA que había trabajado en el diseño de la cápsula Mercury , patentó un diseño para un sistema de dos etapas totalmente recuperable con un orbitador de ala recta montado sobre un propulsor de ala recta más grande. ^{[ 18 ] [ 19 ]} El Laboratorio de Dinámica de Vuelo de la Fuerza Aérea argumentó que un diseño de ala recta no podría soportar las altas tensiones térmicas y aerodinámicas durante la reentrada y no proporcionaría la capacidad de alcance transversal requerida. Además, la Fuerza Aérea requería una mayor capacidad de carga útil que la que permitía el diseño de Faget. En enero de 1971, los líderes de la NASA y la Fuerza Aérea decidieron que un orbitador de ala delta reutilizable montado sobre un tanque de propulsor desechable sería el diseño óptimo para el Transbordador Espacial. ^{[ 8 ] : 166}

Tras establecer la necesidad de una nave espacial reutilizable de gran capacidad, la NASA y la Fuerza Aérea determinaron los requisitos de diseño de sus respectivos servicios. La Fuerza Aérea preveía utilizar el Transbordador Espacial para lanzar grandes satélites y exigía que fuera capaz de elevar 29 000 kg (65 000 lb) a una órbita terrestre baja (LEO) hacia el este o 18 000 kg (40 000 lb) a una órbita polar . Los diseños de los satélites también requerían que el Transbordador Espacial tuviera una bahía de carga útil de 4,6 x 18 m (15 x 60 pies) . La NASA evaluó los motores F-1 y J-2 de los cohetes Saturno y determinó que eran insuficientes para los requisitos del Transbordador Espacial; en julio de 1971, adjudicó un contrato a Rocketdyne para que comenzara el desarrollo del motor RS-25 . ^{[ 8 ] : 165–170}      

La NASA revisó 29 diseños potenciales para el Transbordador Espacial y determinó que se debía usar un diseño con dos propulsores laterales, y que los propulsores debían ser reutilizables para reducir costos. ^{[ 8 ] : 167} La NASA y la Fuerza Aérea optaron por usar propulsores de propulsor sólido debido a los costos más bajos y la facilidad de reacondicionarlos para su reutilización después de que aterrizaran en el océano. En enero de 1972, el presidente Richard Nixon aprobó el Transbordador, y la NASA decidió su diseño final en marzo. El desarrollo del Motor Principal del Transbordador Espacial (SSME) siguió siendo responsabilidad de Rocketdyne, y el contrato se emitió en julio de 1971, y las especificaciones actualizadas del SSME se presentaron a Rocketdyne en  abril de ese año . ^{[ 20 ]} En agosto siguiente , la NASA adjudicó el contrato para construir el orbitador a North American Rockwell, que para entonces había construido una maqueta a escala real, más tarde llamada Inspiration . ^{[ 21 ] [ 22 ]} En agosto de 1973, la NASA adjudicó el contrato del tanque externo a Martin Marietta , y en noviembre el contrato del propulsor de cohete sólido a Morton Thiokol . ^{[ 8 ] : 170–173}

El 4 de junio de 1974, Rockwell comenzó la construcción del primer orbitador, OV-101, denominado Constitution, que más tarde se renombraría como Enterprise . Enterprise fue diseñado como un vehículo de prueba y no incluía motores ni protección térmica. La construcción se completó el 17 de septiembre de 1976 y Enterprise fue trasladado a la Base de la Fuerza Aérea Edwards para comenzar las pruebas. ^{[ 8 ] : 173 [ 23 ]} Rockwell construyó el Artículo de Prueba de Propulsión Principal (MPTA)-098 , que era una estructura de celosía montada en el ET con tres motores RS-25 acoplados. Fue probado en el Laboratorio Nacional de Tecnología Espacial (NSTL) para asegurar que los motores pudieran funcionar de forma segura a través del perfil de lanzamiento. ^{[ 24 ] : II-163} Rockwell realizó pruebas de tensión mecánica y térmica en el Artículo de Prueba Estructural (STA)-099 para determinar los efectos de las tensiones aerodinámicas y térmicas durante el lanzamiento y la reentrada. ^{[ 24 ] : I-415}

El inicio del desarrollo del motor principal RS-25 del transbordador espacial se retrasó nueve meses mientras Pratt & Whitney impugnaba el contrato adjudicado a Rocketdyne. El primer motor se completó en marzo de 1975, tras las dificultades surgidas en el desarrollo del primer motor reutilizable con control de empuje. Durante las pruebas, el RS-25 sufrió múltiples fallos en la tobera, así como roturas en las palas de la turbina. A pesar de los problemas durante las pruebas, la NASA encargó los nueve motores RS-25 necesarios para sus tres orbitadores en construcción en mayo de 1978. ^{[ 8 ] : 174–175}

La NASA experimentó importantes retrasos en el desarrollo del sistema de protección térmica del transbordador espacial . Las naves espaciales anteriores de la NASA habían utilizado escudos térmicos ablativos , pero estos no podían reutilizarse. La NASA optó por utilizar baldosas cerámicas para la protección térmica, ya que el transbordador podía construirse con aluminio ligero y las baldosas podían reemplazarse individualmente según fuera necesario. La construcción del Columbia comenzó el 27 de marzo de 1975 y fue entregado al KSC el 25 de marzo de 1979. ^{[ 8 ] : 175–177} En el momento de su llegada al KSC, al Columbia aún le faltaban por instalar 6000 de sus 30 000 baldosas. Sin embargo, muchas de las baldosas que se habían instalado originalmente tuvieron que ser reemplazadas, lo que requirió dos años de instalación antes de que el Columbia pudiera volar. ^{[ 15 ] : 46–48}

El 5 de enero de 1979, la NASA encargó un segundo orbitador. Más tarde ese mismo mes, Rockwell comenzó la conversión del STA-099 al OV-099, posteriormente denominado Challenger . El 29 de enero de 1979, la NASA encargó dos orbitadores adicionales, el OV-103 y el OV-104, que recibieron los nombres de Discovery y Atlantis . La construcción del OV-105, posteriormente denominado Endeavour , comenzó en febrero de 1982, pero la NASA decidió limitar la flota del Transbordador Espacial a cuatro orbitadores en 1983. Tras la pérdida del Challenger , la NASA reanudó la producción del Endeavour en septiembre de 1987. ^{[ 15 ] : 52–53}

Después de llegar a la Base de la Fuerza Aérea Edwards, Enterprise se sometió a pruebas de vuelo con el avión portador del transbordador , un Boeing 747 que había sido modificado para transportar el orbitador. En febrero de 1977, Enterprise comenzó las Pruebas de Aproximación y Aterrizaje (ALT) y se sometió a vuelos cautivos, donde permaneció unido al avión portador del transbordador durante la duración del vuelo. El 12 de agosto de 1977, Enterprise realizó su primera prueba de planeo, donde se separó del avión portador del transbordador y aterrizó en la Base de la Fuerza Aérea Edwards. ^{[ 8 ] : 173–174} Después de cuatro vuelos adicionales, Enterprise fue trasladado al Centro de Vuelos Espaciales Marshall (MSFC) el 13 de marzo de 1978. Enterprise se sometió a pruebas de vibración en la Prueba de Vibración Terrestre Vertical Acoplada, donde estuvo unido a un tanque externo y propulsores de cohetes sólidos, y se sometió a vibraciones para simular las tensiones del lanzamiento. En abril de 1979, el Enterprise fue llevado al KSC, donde se le acopló un tanque externo y propulsores de cohete sólido, y se trasladó a la plataforma de lanzamiento LC-39 . Una vez instalado en la plataforma, el transbordador espacial se utilizó para verificar el correcto posicionamiento del hardware del complejo de lanzamiento. El Enterprise regresó a California en agosto de 1979 y, posteriormente, participó en el desarrollo de la plataforma de lanzamiento SLC-6 en la Base de la Fuerza Aérea Vandenberg en 1984. ^{[ 15 ] : 40–41}

El 24 de noviembre de 1980, Columbia se acopló con su tanque externo y los cohetes propulsores sólidos, y se trasladó a LC-39 el  29 de diciembre . ^{[ 24 ] : III-22} La primera misión del transbordador espacial, STS-1 , sería la primera vez que la NASA realizaría un primer vuelo tripulado de una nave espacial. ^{[ 24 ] : III-24} El 12 de abril de 1981, el transbordador espacial se lanzó por primera vez y fue pilotado por John Young y Robert Crippen . Durante la misión de dos días, Young y Crippen probaron el equipo a bordo del transbordador y encontraron que varias de las baldosas de cerámica se habían caído de la parte superior del Columbia . ^{[ 25 ] : 277–278} La NASA coordinó con la Fuerza Aérea para usar satélites para fotografiar la parte inferior del Columbia y determinó que no había daños. ^{[ 25 ] : 335–337} Columbia reingresó a la atmósfera y aterrizó en la Base de la Fuerza Aérea Edwards el 14 de abril. ^{[ 24 ] : III-24}

La NASA realizó tres vuelos de prueba adicionales con el Columbia en 1981 y 1982. El 4 de julio de 1982, el STS-4 , pilotado por Ken Mattingly y Henry Hartsfield , aterrizó en una pista de hormigón en la Base de la Fuerza Aérea Edwards. El presidente Ronald Reagan y su esposa Nancy recibieron a la tripulación y pronunciaron un discurso. Después del STS-4, la NASA declaró operativo su Sistema de Transporte Espacial (STS). ^{[ 8 ] : 178–179 [ 26 ]}

El orbitador tenía elementos de diseño y capacidades tanto de un cohete como de una aeronave para permitirle lanzar verticalmente y luego aterrizar como un planeador. ^{[ 3 ] : 365} Su fuselaje de tres partes proporcionaba soporte para el compartimento de la tripulación, la bodega de carga, las superficies de vuelo y los motores. La parte trasera del orbitador contenía los Motores Principales del Transbordador Espacial (SSME), que proporcionaban empuje durante el lanzamiento, así como el Sistema de Maniobra Orbital (OMS), que permitía al orbitador alcanzar, modificar y salir de su órbita una vez en el espacio. Sus alas de doble delta tenían 18 m (60 pies) de largo y estaban inclinadas 81° en el borde de ataque interior y 45° en el borde de ataque exterior. Cada ala tenía un alerón interior y exterior para proporcionar control de vuelo durante la reentrada, junto con un flap ubicado entre las alas, debajo de los motores para controlar el cabeceo . El estabilizador vertical del orbitador estaba inclinado hacia atrás 45° y contenía un timón que podía dividirse para actuar como freno aerodinámico . ^{[ 3 ] : 382–389} El estabilizador vertical también contenía un sistema de paracaídas de frenado de dos partes para reducir la velocidad del orbitador después del aterrizaje. El orbitador utilizaba un tren de aterrizaje retráctil con un tren de aterrizaje delantero y dos trenes de aterrizaje principales, cada uno con dos neumáticos. El tren de aterrizaje principal contenía dos conjuntos de frenos cada uno, y el tren de aterrizaje delantero contenía un mecanismo de dirección electrohidráulico. ^{[ 3 ] : 408–411}  

Compartimento de la tripulación

El compartimento de la tripulación constaba de tres cubiertas y era el área habitable presurizada en todas las misiones del Transbordador Espacial. La cabina de vuelo tenía dos asientos para el comandante y el piloto, además de dos a cuatro asientos adicionales para los miembros de la tripulación. La cubierta intermedia se ubicaba debajo de la cabina de vuelo y albergaba la cocina y las literas de la tripulación, así como tres o cuatro asientos para los miembros de la tripulación. La cubierta intermedia contenía la esclusa de aire, que podía soportar a dos astronautas en una actividad extravehicular (EVA), así como el acceso a los módulos de investigación presurizados. Debajo de la cubierta intermedia se encontraba un compartimento de equipos que almacenaba los sistemas de control ambiental y gestión de residuos. ^{[ 15 ] : 60–62 [ 3 ] : 365–369}

En las primeras cuatro misiones del transbordador, los astronautas usaron trajes presurizados de gran altitud modificados de la Fuerza Aérea de los EE. UU., que incluían un casco presurizado durante el ascenso y el descenso. Desde el quinto vuelo, STS-5 , hasta la pérdida del Challenger , la tripulación usó trajes de vuelo Nomex de una sola pieza de color azul claro y cascos de presión parcial. Después del desastre del Challenger , los miembros de la tripulación usaron el traje de entrada al lanzamiento (LES), una versión de presión parcial de los trajes presurizados de gran altitud con casco. En 1994, el LES fue reemplazado por el traje avanzado de escape de tripulación (ACES) de presión completa, que mejoró la seguridad de los astronautas en una situación de emergencia. El Columbia originalmente tenía instalados asientos eyectables SR-71 modificados para el ALT y las primeras cuatro misiones, pero estos fueron desactivados después del STS-4 y retirados después del STS-9 . ^{[ 3 ] : 370–371}

La cabina de vuelo era el nivel superior del compartimento de la tripulación y contenía los controles de vuelo del orbitador. El comandante se sentaba en el asiento delantero izquierdo y el piloto en el delantero derecho, con dos a cuatro asientos adicionales preparados para otros miembros de la tripulación. Los paneles de instrumentos contenían más de 2100 pantallas y controles, y tanto el comandante como el piloto estaban equipados con una pantalla de visualización frontal (HUD) y un controlador manual rotatorio (RHC) para girar los motores durante el vuelo propulsado y pilotar el orbitador durante el vuelo sin propulsión. Ambos asientos también tenían controles de timón , para permitir el movimiento del timón en vuelo y la dirección de la rueda de morro en tierra. ^{[ 3 ] : 369–372} Los vehículos orbitadores fueron instalados originalmente con el Sistema de Visualización CRT Multifunción (MCDS) para mostrar y controlar la información de vuelo. El MCDS mostraba la información de vuelo en los asientos del comandante y del piloto, así como en la ubicación de los asientos traseros, y también controlaba los datos en la HUD. En 1998, el Atlantis fue actualizado con el Sistema de Visualización Electrónica Multifunción (MEDS), una mejora de la cabina de cristal para los instrumentos de vuelo que reemplazó las ocho unidades de visualización MCDS con 11 pantallas digitales multifunción a color. El MEDS se utilizó por primera vez en mayo de 2000 en la misión STS-101 , y los demás orbitadores fueron actualizados con este sistema. La sección trasera de la cabina de vuelo contenía ventanas con vista a la bahía de carga, así como un RHC para controlar el Sistema Manipulador Remoto durante las operaciones de carga. Además, la cabina de vuelo trasera tenía monitores para un circuito cerrado de televisión que permitía visualizar la bahía de carga. ^{[ 3 ] : 372–376}

La cubierta intermedia albergaba el almacenamiento del equipo de la tripulación, el área de descanso, la cocina, el equipo médico y las estaciones de higiene. La tripulación utilizaba taquillas modulares para guardar el equipo, que podían ampliarse según sus necesidades, así como compartimentos fijos en el suelo. La cubierta intermedia contaba con una escotilla en el lado de babor que la tripulación utilizaba para entrar y salir en la Tierra. ^{[ 24 ] : II–26–33}

Sistemas de vuelo

El orbitador estaba equipado con un sistema de aviónica para proporcionar información y control durante el vuelo atmosférico. Su conjunto de aviónica contenía tres sistemas de aterrizaje de haz de exploración de microondas , tres giroscopios , tres TACAN , tres acelerómetros , dos altímetros de radar , dos altímetros barométricos , tres indicadores de actitud , dos indicadores de Mach y dos transpondedores Modo  C. Durante la reentrada, la tripulación desplegó dos sondas de datos aéreos una vez que viajaban a una velocidad inferior a Mach 5. El orbitador tenía tres unidades de medición inercial (IMU) que utilizaba para la guía y navegación durante todas las fases del vuelo. El orbitador contiene dos rastreadores de estrellas para alinear las IMU mientras está en órbita. Los rastreadores de estrellas se despliegan mientras está en órbita y pueden alinearse automáticamente o manualmente con una estrella. En 1991, la NASA comenzó a actualizar las unidades de medición inercial con un sistema de navegación inercial (INS), que proporcionó información de ubicación más precisa. En 1993, la NASA voló un receptor GPS por primera vez a bordo del STS-51 . En 1997, Honeywell comenzó a desarrollar un sistema integrado GPS/INS para reemplazar los sistemas IMU, INS y TACAN, que voló por primera vez en la misión STS-118 en agosto de 2007. ^{[ 3 ] : 402–403}

Durante su estancia en órbita, la tripulación se comunicaba principalmente mediante una de las cuatro radios de banda S , que proporcionaban comunicación de voz y datos. Dos de las  radios de banda S eran transceptores de modulación de fase y podían transmitir y recibir información. Las otras dos radios de banda S eran transmisores de modulación de frecuencia y se utilizaban para transmitir datos a la NASA. Dado que las radios de banda S solo pueden operar dentro de su línea de visión , la NASA utilizó las estaciones terrestres del Sistema de Retransmisión de Datos y Seguimiento por Satélite y de la Red de Adquisición de Datos y Seguimiento de Naves Espaciales para comunicarse con el orbitador a lo largo de su órbita. Además, el orbitador desplegó una radio de banda K _u de alto ancho de banda desde la bodega de carga, que también podía utilizarse como radar de encuentro. El orbitador también estaba equipado con dos radios UHF para comunicarse con el control de tráfico aéreo y los astronautas que realizaban actividades extravehiculares (EVA). ^{[ 3 ] : 403–404}   

El sistema de control fly-by-wire del transbordador espacial dependía completamente de su computadora principal, el Sistema de Procesamiento de Datos (DPS). El DPS controlaba los controles de vuelo y los propulsores del orbitador, así como el ET y los SRB durante el lanzamiento. El DPS constaba de cinco computadoras de propósito general (GPC), dos unidades de memoria masiva de cinta magnética (MMU) y los sensores asociados para monitorear los componentes del transbordador espacial. ^{[ 3 ] : 232–233} La GPC original constaba de una unidad central de procesamiento (CPU) IBM AP-101B y un procesador de entrada/salida (IOP) separado; ambos contenían memoria de núcleo no volátil . De 1991 a 1993, los vehículos orbitales se actualizaron al AP-101S, que mejoró la memoria y las capacidades de procesamiento, y redujo el volumen y el peso de las computadoras al combinar la CPU y el IOP en una sola unidad. Cuatro de los GPC estaban equipados con el Sistema de Software de Aviónica Primaria (PASS), un software específico del Transbordador Espacial que proporcionaba control durante todas las fases del vuelo. Durante el ascenso, las maniobras, la reentrada y el aterrizaje, los cuatro GPC PASS funcionaban de forma idéntica para lograr una redundancia cuádruple y verificaban los resultados. En caso de un error de software que provocara informes erróneos de los cuatro GPC PASS, un quinto GPC ejecutaba el Sistema de Vuelo de Reserva, que utilizaba un programa diferente y podía controlar el Transbordador Espacial durante el ascenso, la órbita y la reentrada, pero no podía soportar una misión completa. Los cinco GPC estaban ubicados en tres bahías separadas dentro de la cubierta intermedia para proporcionar redundancia en caso de fallo de un ventilador de refrigeración. El sistema de gestión de redundancia que supervisaba y administraba estos componentes redundantes se desarrolló en el Centro Espacial Johnson de la NASA a principios de la década de 1970. ^{[ 30 ]} Después de alcanzar la órbita, la tripulación cambiaría algunas de las funciones de los GPC de guía, navegación y control (GNC) a gestión de sistemas (SM) y carga útil (PL) para apoyar la misión operativa. ^{[ 3 ] : 405–408} El transbordador espacial no se lanzaba si su vuelo se extendía de diciembre a enero, ya que su software de vuelo habría requerido que las computadoras del vehículo orbital se reiniciaran al cambio de año. En 2007, los ingenieros de la NASA idearon una solución para que los vuelos del transbordador espacial pudieran cruzar el límite de fin de año. ^{[ 31 ]}

Las misiones del transbordador espacial solían llevar una computadora portátil de soporte general (PGSC) que podía integrarse con las computadoras y el sistema de comunicaciones del vehículo orbital, además de monitorear datos científicos y de carga útil. Las primeras misiones llevaron la Grid Compass , una de las primeras computadoras portátiles, como PGSC, pero las misiones posteriores llevaron computadoras portátiles de Apple e Intel . ^{[ 3 ] : 408 [ 32 ]}

bahía de carga útil

La bahía de carga útil comprendía la mayor parte del fuselaje del transbordador y proporcionaba el espacio para transportar las cargas útiles del transbordador espacial. Tenía 18 m (60 pies) de largo y 4,6 m (15 pies) de ancho, y podía albergar cargas útiles cilíndricas de hasta 4,6 m (15 pies) de diámetro. Dos compuertas de la bahía de carga útil, con bisagras a cada lado, proporcionaban un cierre relativamente hermético para proteger las cargas útiles del calentamiento durante el lanzamiento y la reentrada. Las cargas útiles se fijaban en la bahía de carga útil a los puntos de anclaje de los largueros . Las compuertas de la bahía de carga útil también funcionaban como radiadores para el calor del transbordador y se abrían al alcanzar la órbita para disiparlo. ^{[ 15 ] : 62–64}      

El orbitador podía utilizarse junto con diversos componentes adicionales según la misión. Esto incluía laboratorios orbitales, ^{[ 24 ] : II-304, 319} propulsores para lanzar cargas útiles más lejos en el espacio, ^{[ 24 ] : II-326} el Sistema Manipulador Remoto (RMS), ^{[ 24 ] : II-40} y, opcionalmente, la plataforma EDO para extender la duración de la misión. ^{[ 24 ] : II-86} Para limitar el consumo de combustible mientras el orbitador estaba acoplado a la ISS, se desarrolló el Sistema de Transferencia de Energía de la Estación al Transbordador (SSPTS) para convertir y transferir la energía de la estación al orbitador. ^{[ 24 ] : II-87–88} El SSPTS se utilizó por primera vez en la misión STS-118 y se instaló en el Discovery y el Endeavour . ^{[ 24 ] : III-366–368}

Laboratorio espacial

El módulo Spacelab era un laboratorio presurizado financiado por Europa que se transportaba dentro de la bahía de carga útil y permitía la investigación científica en órbita. El módulo Spacelab contenía dos segmentos de 2,7 m (9 pies) que se montaban en la parte posterior de la bahía de carga útil para mantener el centro de gravedad durante el vuelo. Los astronautas entraban al módulo Spacelab a través de un túnel de 2,7 o 5,8 m (8,72 o 18,88 pies) que conectaba con la esclusa de aire. El equipo Spacelab se almacenaba principalmente en palés, que proporcionaban espacio para experimentos, así como para equipos informáticos y de alimentación. ^{[ 3 ] : 434–435} El hardware Spacelab se utilizó en 28 misiones hasta 1999 y se estudiaron temas como astronomía, microgravedad, radar y ciencias de la vida. El hardware Spacelab también apoyó misiones como el mantenimiento del Telescopio Espacial Hubble (HST) y el reabastecimiento de la estación espacial. El módulo Spacelab se probó en las misiones STS-2 y STS-3, y la primera misión completa fue en la misión STS-9. ^{[ 33 ]}    

Motores RS-25

Tres motores RS-25, también conocidos como Motores Principales del Transbordador Espacial (SSME), estaban montados en la parte trasera del fuselaje del orbitador en una disposición triangular. Las toberas de los motores podían girar ±10,5° en cabeceo y ±8,5° en guiñada durante el ascenso para cambiar la dirección de su empuje y dirigir el Transbordador. Estos motores reutilizables de aleación de titanio eran independientes del vehículo orbital y se retiraban y reemplazaban entre vuelos. El RS-25 es un motor criogénico de ciclo de combustión por etapas que utilizaba oxígeno e hidrógeno líquidos y tenía una presión en la cámara superior a la de cualquier cohete anterior de combustible líquido. La cámara de combustión principal original operaba a una presión máxima de 226,5 bar (3285 psi) . La tobera del motor tiene 287 cm (113 pulgadas) de altura y un diámetro interior de 229 cm (90,3 pulgadas) . La tobera se refrigera mediante 1080 conductos internos que transportan hidrógeno líquido y está protegida térmicamente por material aislante y ablativo. ^{[ 24 ] : II–177–183}      

Los motores RS-25 presentaban varias mejoras para aumentar su fiabilidad y potencia. Durante el programa de desarrollo, Rocketdyne determinó que el motor era capaz de operar de forma segura y fiable al 104 % del empuje especificado originalmente. Para mantener la coherencia de los valores de empuje con la documentación y el software previos, la NASA mantuvo el empuje especificado originalmente al 100 %, pero hizo que el RS-25 operara con un empuje mayor. Las versiones mejoradas del RS-25 se denominaron Bloque I y Bloque II. El nivel de empuje del 109 % se alcanzó con los motores Bloque II en 2001, lo que redujo la presión de la cámara a 207,5 bares (3010 psi) , ya que tenía una mayor área de garganta . El acelerador máximo normal era del 104 %, y se utilizaban el 106 % o el 109 % para los abortos de misión. ^{[ 15 ] : 106–107} 

El tanque externo (TE) del transbordador espacial transportaba el propulsor para los motores principales y conectaba el orbitador con los cohetes propulsores de combustible sólido. El TE medía 47 m (153,8 pies) de altura y 8,4 m (27,6 pies) de diámetro, y contenía tanques separados para oxígeno líquido e hidrógeno líquido. El tanque de oxígeno líquido se ubicaba en la punta del TE y medía 15 m (49,3 pies) de altura. El tanque de hidrógeno líquido constituía la mayor parte del TE y medía 29 m (96,7 pies) de altura. El orbitador estaba unido al TE mediante dos placas umbilicales, que contenían cinco umbilicales de propulsor y dos eléctricos, además de fijaciones estructurales delanteras y traseras. El exterior del TE estaba recubierto con espuma naranja pulverizada para que pudiera soportar el calor del ascenso. ^{[ 3 ] : 421–422}        

El ET suministraba propulsor a los motores principales del transbordador espacial desde el despegue hasta su apagado. El ET se separaba del vehículo orbital 18 segundos después del apagado de los motores y podía activarse de forma automática o manual. En el momento de la separación, el vehículo orbital retraía sus placas umbilicales y los cordones umbilicales se sellaban para evitar que el exceso de propulsor se liberara en el vehículo orbital. Tras la rotura de los pernos que sujetaban las fijaciones estructurales, el ET se separaba del vehículo orbital. En el momento de la separación, se liberaba oxígeno gaseoso desde la punta para provocar que el ET girara, asegurando así su desintegración durante la reentrada. El ET era el único componente principal del sistema del transbordador espacial que no se reutilizaba y viajaba siguiendo una trayectoria balística hacia el océano Índico o el Pacífico. ^{[ 3 ] : 422}

Para las dos primeras misiones, STS-1 y STS-2 , el ET fue cubierto con 270 kg (595 lb) de pintura de látex blanca ignífuga para brindar protección contra daños por radiación ultravioleta. Investigaciones posteriores determinaron que la espuma naranja en sí misma estaba suficientemente protegida, y el ET ya no fue cubierto con pintura de látex a partir de STS-3. ^{[ 24 ] : II-210} Un tanque ligero (LWT) voló por primera vez en STS-6, lo que redujo el peso del tanque en 4700 kg (10300 lb) . El peso del LWT se redujo quitando componentes del tanque de hidrógeno y reduciendo el grosor de algunos paneles de la piel. ^{[ 3 ] : 422} En 1998, un ET superligero (SLWT) voló por primera vez en STS-91 . El SLWT usó la aleación de aluminio-litio 2195, que era un 40 % más fuerte y un 10 % menos densa que su predecesora, la aleación de aluminio-litio 2219. El SLWT pesaba 3400 kg (7500 lb) menos que el LWT, lo que permitió al transbordador espacial entregar elementos pesados ​​a la órbita de alta inclinación de la ISS. ^{[ 3 ] : 423–424}      

Los cohetes propulsores sólidos (SRB) proporcionaron el 71,4 % del empuje del transbordador espacial durante el despegue y el ascenso, y fueron los motores de propulsión sólida más grandes jamás volados. ^{[ 6 ]} Cada SRB tenía 45 m (149,2 pies) de altura y 3,7 m (12,2 pies) de ancho, pesaba 68 000 kg (150 000 lb) y tenía un exterior de acero de aproximadamente 13 mm (0,5 pulgadas) de espesor. Los subcomponentes del SRB eran el motor de propulsión sólida, el cono de la nariz y la tobera del cohete. El motor de propulsión sólida constituía la mayor parte de la estructura del SRB. Su carcasa constaba de 11 secciones de acero que formaban sus cuatro segmentos principales. El cono de la nariz albergaba los motores de separación frontal y los sistemas de paracaídas que se utilizaban durante la recuperación. Las toberas del cohete podían girar hasta 8° para permitir ajustes en vuelo. ^{[ 3 ] : 425–429}        

Los motores de cohete se llenaron cada uno con un total de 500 000 kg (1 106 640 lb) de propelente sólido para cohetes ( APCP + PBAN ) y se unieron en el Edificio de Ensamblaje de Vehículos (VAB) en KSC. ^{[ 3 ] : 425–426} Además de proporcionar empuje durante la primera etapa del lanzamiento, los SRB proporcionaron soporte estructural para el vehículo orbital y el ET, ya que eran el único sistema que estaba conectado a la plataforma de lanzamiento móvil (MLP). ^{[ 3 ] : 427} En el momento del lanzamiento, los SRB se armaron a T−5 minutos y solo podían encenderse eléctricamente una vez que los motores RS-25 se hubieran encendido y no presentaran problemas. ^{[ 3 ] : 428} Cada uno proporcionaba 12.500 kN (2.800.000 lbf) de empuje, que posteriormente se mejoró a 13.300 kN (3.000.000 lbf) a partir de la misión STS-8 . ^{[ 3 ] : 425} Tras agotar su combustible, los cohetes propulsores sólidos (SRB) se desprendieron aproximadamente dos minutos después del lanzamiento a una altitud de aproximadamente 46 km (150.000 pies) . Tras la separación, desplegaron paracaídas de frenado y principal, aterrizaron en el océano y fueron recuperados por las tripulaciones a bordo de los buques MV Freedom Star y MV Liberty Star . ^{[ 3 ] : 430} Una vez devueltos a Cabo Cañaveral, fueron limpiados y desmontados. El motor del cohete, el ignitor y la tobera se enviaron a Thiokol para su reacondicionamiento y reutilización en vuelos posteriores. ^{[ 15 ] : 124}         

Los cohetes propulsores sólidos (SRB) sufrieron varios rediseños a lo largo del programa. Las misiones STS-6 y STS-7 utilizaron SRB 2300 kg (5000 lb) más ligeros debido a paredes 0,10 mm (0,004 pulg.) más delgadas, pero se determinó que eran demasiado delgadas para volar con seguridad. Los vuelos posteriores, hasta la misión STS-26, utilizaron carcasas 0,076 mm (0,003 pulg.) más delgadas que las carcasas de peso estándar, lo que redujo el peso en 1800 kg (4000 lb) . Tras el desastre del Challenger , provocado por el fallo de una junta tórica a baja temperatura, los SRB se rediseñaron para proporcionar un sellado constante independientemente de la temperatura ambiente. ^{[ 3 ] : 425–426}        

Las operaciones del transbordador espacial fueron apoyadas por vehículos e infraestructura que facilitaron su transporte, construcción y acceso de la tripulación. Los transportadores oruga llevaron el MLP y el transbordador espacial desde el VAB hasta el sitio de lanzamiento. ^{[ 34 ]} Los aviones de transporte del transbordador (SCA) eran dos Boeing 747 modificados que podían transportar un orbitador en su parte trasera. El SCA original (N905NA) voló por primera vez en 1975 y se utilizó para el ALT y el transporte del orbitador desde la Base de la Fuerza Aérea Edwards hasta el KSC en todas las misiones anteriores a 1991. Un segundo SCA (N911NA) fue adquirido en 1988 y se utilizó por primera vez para transportar el Endeavour desde la fábrica hasta el KSC. Tras la retirada del transbordador espacial, el N905NA se exhibió en el JSC y el N911NA se exhibió en el Joe Davies Heritage Airpark en Palmdale, California . ^{[ 24 ] : I–377–391 [ 35 ]} El Vehículo de Transporte de la Tripulación (CTV) era una pasarela de embarque de aeropuerto modificada que se utilizaba para ayudar a los astronautas a salir del orbitador después del aterrizaje, donde se sometían a sus chequeos médicos posteriores a la misión. ^{[ 36 ]} La Astrovan transportaba a los astronautas desde los alojamientos de la tripulación en el Edificio de Operaciones y Verificación hasta la plataforma de lanzamiento el día del lanzamiento. ^{[ 37 ]} El Ferrocarril de la NASA comprendía tres locomotoras que transportaban segmentos de SRB desde el Ferrocarril de la Costa Este de Florida en Titusville hasta el KSC. ^{[ 38 ]}

El transbordador espacial se preparó para el lanzamiento principalmente en el VAB del KSC. Los SRB se ensamblaron y se fijaron al tanque externo en el MLP. El vehículo orbital se preparó en la Instalación de Procesamiento de Orbitadores (OPF) y se transfirió al VAB, donde se utilizó una grúa para girarlo a la orientación vertical y acoplarlo al tanque externo. ^{[ 15 ] : 132–133} Una vez que se ensambló todo el conjunto, el MLP fue transportado 5,6 km (3,5 mi) hasta el Complejo de Lanzamiento 39 por uno de los transportadores oruga . ^{[ 15 ] : 137} Después de que el transbordador espacial llegó a una de las dos plataformas de lanzamiento, se conectaría a las Estructuras de Servicio Fijas y Rotatorias, que proporcionaban capacidades de servicio, inserción de carga útil y transporte de la tripulación. ^{[ 15 ] : 139–141} La tripulación fue transportada a la plataforma de lanzamiento a T−3 horas y entró en el vehículo orbital, que se cerró a T−2 horas. ^{[ 24 ] : III–8} Se cargaron oxígeno líquido e hidrógeno en el tanque externo mediante umbilicales conectados al vehículo orbital, lo que comenzó a las 5 horas y 35 minutos antes del lanzamiento (T−5). A las 3 horas y 45 minutos antes del lanzamiento (T−3), se completó el llenado rápido de hidrógeno, seguido 15 minutos después por el llenado del tanque de oxígeno. Ambos tanques se llenaron lentamente hasta el lanzamiento a medida que el oxígeno y el hidrógeno se evaporaban. ^{[ 24 ] : II–186}           

Los criterios de decisión del lanzamiento consideraron la precipitación, las temperaturas, la cobertura de nubes, el pronóstico de rayos, el viento y la humedad. ^{[ 39 ]} El transbordador espacial no se lanzó en condiciones en las que pudiera haber sido alcanzado por un rayo , ya que su columna de escape podría haber provocado rayos al proporcionar una trayectoria de corriente a tierra después del lanzamiento, lo que ocurrió en el Apolo  12. ^{[ 40 ] : 239} La regla del yunque de la NASA para un lanzamiento del transbordador establecía que una nube de yunque no podía aparecer dentro de una distancia de 19 km (10 nmi) . ^{[ 41 ]} El oficial meteorológico de lanzamiento del transbordador monitoreaba las condiciones hasta que se anunciaba la decisión final de cancelar un lanzamiento. Además del clima en el sitio de lanzamiento, las condiciones debían ser aceptables en uno de los sitios de aterrizaje de aborto transatlántico y el área de recuperación del SRB. ^{[ 39 ] [ 42 ]}  

La tripulación de la misión y el personal del Centro de Control de Lanzamiento (LCC) completaron las comprobaciones de los sistemas durante la cuenta regresiva. Dos pausas incorporadas en T−20  minutos y T−9  minutos proporcionaron pausas programadas para abordar cualquier problema y preparación adicional. ^{[ 24 ] : III–8} Después de la pausa incorporada en T−9  minutos, la cuenta regresiva fue controlada automáticamente por el Secuenciador de Lanzamiento en Tierra (GLS) en el LCC, que detuvo la cuenta regresiva si detectó un problema crítico con cualquiera de los sistemas a bordo del Transbordador Espacial. ^{[ 42 ]} En T−3  minutos  45  segundos, los motores comenzaron a realizar pruebas de cardán, que concluyeron en T−2  minutos  15  segundos. El Sistema de Procesamiento de Lanzamiento en Tierra entregó el control a los GPC del vehículo orbital en T−31  segundos. A los T−16  segundos, los GPC armaron los SRB, el sistema de supresión de sonido (SPS) comenzó a empapar las trincheras MLP y SRB con 1.100.000 L (300.000 galones estadounidenses ) de agua para proteger el vehículo orbital de los daños causados ​​por la energía acústica y los gases de escape del cohete reflejados desde la trinchera de llamas y la MLP durante el despegue. ^{[ 43 ] [ 44 ]} A los T−10 segundos, se activaron los encendedores de hidrógeno debajo de cada tobera del motor para sofocar el gas estancado dentro de los conos antes de la ignición. Si estos gases no se queman, podrían activar los sensores a bordo y crear la posibilidad de una sobrepresión y explosión del vehículo durante la fase de encendido. Las preválvulas del tanque de hidrógeno se abrieron a los T−9,5 segundos en preparación para el arranque del motor. ^{[ 24 ] : II–186}     

A partir de T−6,6  segundos, los motores principales se encendieron secuencialmente a intervalos de 120 milisegundos. Los tres motores RS-25 debían alcanzar el 90 % del empuje nominal para T−3  segundos; de lo contrario, los GPC iniciarían un aborto del RSLS . Si los tres motores indicaban un rendimiento nominal para T−3  segundos, se les ordenaba girar a la configuración de despegue y se emitía la orden de armar los SRB para su ignición en T−0. ^{[ 45 ]} Entre T−6,6  segundos y T−3  segundos, mientras los motores RS-25 estaban en marcha pero los SRB aún estaban atornillados a la plataforma, el empuje de compensación haría que el transbordador espacial se inclinara hacia abajo 650 mm (25,5 pulgadas) medidos en la punta del tanque externo; el retraso de 3 segundos permitía que el conjunto volviera a una posición casi vertical antes de la ignición de los SRB. Este movimiento fue apodado el "golpecito". En T−0, se detonaron las ocho tuercas frangibles que sujetaban los SRB a la plataforma, se desconectaron los umbilicales finales, se ordenó a los SSME que alcanzaran el 100 % de potencia y se encendieron los SRB. ^{[ 46 ] [ 47 ]} A los T+0,23 segundos, los SRB generaron suficiente empuje para que comenzara el despegue y alcanzaron la presión máxima en la cámara a los T+0,6 segundos. ^{[ 48 ] [ 24 ] : II–186} A los T−0, el Centro de Control de Misiones del JSC asumió el control del vuelo desde el LCC. ^{[ 24 ] : III–9}    

A los T+4  segundos, cuando el transbordador espacial alcanzó una altitud de 22 metros (73 pies) , los motores RS-25 se aceleraron hasta el 104,5%. Aproximadamente a los T+7 segundos, el transbordador espacial giró a una orientación con la cabeza hacia abajo a una altitud de 110 metros (350 pies) , lo que redujo el estrés aerodinámico y proporcionó una mejor orientación de comunicación y navegación. Aproximadamente 20-30 segundos después del ascenso y a una altitud de 2700 metros (9000 pies) , los motores RS-25 se aceleraron hasta el 65-72% para reducir las fuerzas aerodinámicas máximas en Max Q. [ ^{24 ] : III -8-9} Además, la forma del propulsor SRB se diseñó para hacer que el empuje disminuyera en el momento de Max Q. ^{[ 3 ] : 427} Los GPC podían controlar dinámicamente el acelerador de los motores RS-25 en función del rendimiento de los SRB. ^{[ 24 ] : II–187}     

Aproximadamente a T+123  segundos y a una altitud de 46 000 metros (150 000 pies) , los sujetadores pirotécnicos liberaron los SRB, que alcanzaron un apogeo de 67 000 metros (220 000 pies) antes de caer en paracaídas al Océano Atlántico . El Transbordador Espacial continuó su ascenso utilizando solo los motores RS-25. En misiones anteriores, el Transbordador Espacial permaneció en orientación con la cabeza hacia abajo para mantener las comunicaciones con la estación de seguimiento en Bermuda , pero misiones posteriores, comenzando con STS-87 , giró a una orientación con la cabeza hacia arriba a T+6 minutos para comunicarse con la constelación de satélites de seguimiento y retransmisión de datos . Los motores RS-25 fueron limitados a T+7 minutos 30 segundos para limitar la aceleración del vehículo a 3 g . A 6 segundos antes del corte del motor principal (MECO), que ocurrió a T+8 minutos 30 segundos, los motores RS-25 fueron limitados al 67%. Los GPC controlaron la separación del ET y desecharon el oxígeno e hidrógeno líquidos restantes para evitar la desgasificación durante su órbita. El ET continuó su trayectoria balística y se fragmentó durante la reentrada, con algunos pequeños trozos que cayeron en el Océano Índico o Pacífico. ^{[ 24 ] : III–9–10}          

Las primeras misiones utilizaron dos encendidos del OMS para alcanzar la órbita; el primer encendido elevó el apogeo, mientras que el segundo circularizó la órbita. Las misiones posteriores a la STS-38 utilizaron los motores RS-25 para alcanzar el apogeo óptimo y los motores OMS para circularizar la órbita. La altitud y la inclinación orbitales dependían de la misión, y las órbitas del transbordador espacial variaron de 220 a 620 km (120 a 335 millas náuticas) . ^{[ 24 ] : III–10}  

El tipo de misión asignada al transbordador espacial dictaba el tipo de órbita en la que entraba. El diseño inicial del transbordador espacial reutilizable preveía una plataforma de lanzamiento cada vez más barata para desplegar satélites comerciales y gubernamentales. Las primeras misiones transportaban satélites de forma rutinaria, lo que determinaba el tipo de órbita en la que entraría el vehículo orbital. Tras el desastre del Challenger , muchas cargas útiles comerciales se trasladaron a cohetes comerciales desechables, como el Delta II . ^{[ 24 ] : III–108, 123} Si bien las misiones posteriores seguían lanzando cargas útiles comerciales, las asignaciones del transbordador espacial se dirigían de forma rutinaria hacia cargas útiles científicas, como el telescopio espacial Hubble , ^{[ 24 ] : III–148} Spacelab, ^{[ 3 ] : 434–435} y la nave espacial Galileo . ^{[ 24 ] : III–140} A partir de la STS-71 , el vehículo orbital realizó acoplamientos con la estación espacial Mir . ^{[ 24 ] : III–224} En su última década de operación, el Transbordador Espacial se utilizó para la construcción de la Estación Espacial Internacional . ^{[ 24 ] : III–264} La mayoría de las misiones implicaban permanecer en órbita de varios días a dos semanas, aunque eran posibles misiones más largas con la plataforma del Orbitador de Duración Extendida . ^{[ 24 ] : III–86} La misión STS-80, de 17 días y 15 horas, fue la misión del Transbordador Espacial de mayor duración. ^{[ 24 ] : III–238}

Aproximadamente cuatro horas antes de la desorbitación, la tripulación comenzó a preparar el vehículo orbital para la reentrada cerrando las compuertas de carga útil, disipando el exceso de calor y retrayendo la  antena de banda Ku. El vehículo orbital se colocó boca abajo, con la cola hacia adelante, e inició una  combustión del OMS de 2 a 4 minutos aproximadamente 20  minutos antes de reingresar a la atmósfera. El vehículo orbital se reorientó a una posición con la nariz hacia adelante y un ángulo de ataque de 40°, y los propulsores del sistema de control de reacción frontal (RCS) se vaciaron de combustible y se desactivaron antes de la reentrada. La reentrada del vehículo orbital se definió como el inicio a una altitud de 120 km (400 000 pies) , cuando viajaba a aproximadamente Mach 25. La reentrada del vehículo orbital fue controlada por los GPC, que siguieron un plan de ángulo de ataque preestablecido para evitar el calentamiento peligroso del TPS. Durante la reentrada, la velocidad del orbitador se reguló alterando la cantidad de resistencia producida, que se controló mediante el ángulo de ataque, así como el ángulo de alabeo. Este último podía usarse para controlar la resistencia sin cambiar el ángulo de ataque. Se realizaron una serie de inversiones de alabeo ^{[ c ] para controlar el acimut mientras se inclinaba. [ 49 ]} Los propulsores RCS traseros del vehículo orbitador se desactivaron cuando sus alerones, elevadores y timón se volvieron efectivos en la atmósfera inferior. A una altitud de 46 km (150 000 pies) , el vehículo orbitador abrió su freno aerodinámico en el estabilizador vertical. A 8 minutos 44 segundos antes del aterrizaje, la tripulación desplegó las sondas de datos de aire y comenzó a bajar el ángulo de ataque a 36°. ^{[ 24 ] : III–12} La relación de planeo máxima / relación sustentación-resistencia del orbitador varió considerablemente con la velocidad, oscilando entre 1,3 a velocidades hipersónicas y 4,9 a velocidades subsónicas. ^{[ 24 ] : II–1} El vehículo orbitador voló hacia uno de los dos conos de alineación de rumbo, ubicados a 48 km (30 mi) de cada extremo de la línea central de la pista, donde realizó sus giros finales para disipar el exceso de energía antes de su aproximación y aterrizaje. Una vez que el vehículo orbitador viajaba a velocidad subsónica, la tripulación tomó el control manual del vuelo. ^{[ 24 ] : III–13}         

La fase de aproximación y aterrizaje comenzó cuando el vehículo orbital estaba a una altitud de 3000 m (10 000 pies) y viajaba a 150 m/s (300 nudos) . El orbitador siguió una senda de planeo de -20 ° o -18 ° y descendió a aproximadamente 51 m/s (167 pies/s) . Se utilizó el freno aerodinámico para mantener una velocidad constante, y la tripulación inició una maniobra de pre-flare a una senda de planeo de -1,5 ° a una altitud de 610 m (2000 pies) . El tren de aterrizaje se desplegó 10 segundos antes del contacto con la superficie, cuando el orbitador estaba a una altitud de 91 m (300 pies) y viajaba a 150 m/s (288 nudos) . Una maniobra final de frenado redujo la velocidad de descenso del orbitador a 0,9 m/s (3 ft/s) , con el aterrizaje a 100–150 m/s (195–295 nudos) , dependiendo del peso del orbitador. Tras el contacto del tren de aterrizaje con la superficie, la tripulación desplegó un paracaídas de frenado desde el estabilizador vertical y comenzó a frenar las ruedas cuando el orbitador viajaba a menos de 72 m/s (140 nudos) . Una vez que las ruedas del orbitador se detuvieron, la tripulación desactivó los componentes de vuelo y se preparó para salir. ^{[ 24 ] : III–13}                   

Tras el aterrizaje, los equipos de tierra se acercaron al orbitador para realizar comprobaciones de seguridad. Equipos equipados con trajes de respiración autónomos analizaron la presencia de hidrógeno , hidracina , monometilhidracina, tetróxido de nitrógeno y amoníaco para garantizar la seguridad de la zona de aterrizaje. ^{[ 50 ]} Se conectaron las líneas de aire acondicionado y freón para enfriar a la tripulación y el equipo, y disipar el exceso de calor de la reentrada. ^{[ 24 ] : III-13} Un médico de vuelo subió a bordo del orbitador y realizó controles médicos a la tripulación antes de que desembarcaran. Una vez asegurado el orbitador, fue remolcado al OPF para ser inspeccionado, reparado y preparado para la siguiente misión. ^{[ 50 ]} El procesamiento incluyó:

• Retirada e instalación de elementos y cargas útiles específicos de la misión.
• Drenaje de residuos y consumibles sobrantes, y reposición de nuevos consumibles.
• Inspección y (si es necesario) reparación del sistema de protección térmica.
• Revisión y mantenimiento de los motores principales (realizado en la Instalación de Procesamiento de Motores Principales para facilitar el acceso, lo que requiere su extracción del orbitador).
• Si es necesario, se retirarán los módulos del Sistema de Maniobras Orbitales y del Sistema de Control de Reacción para su mantenimiento en las instalaciones de mantenimiento de Hypergol.
• instalación de cualquier actualización o modificación de mitad de ciclo de vida

El presupuesto total de la NASA para el programa del Transbordador Espacial se ha estimado en 221  mil millones de dólares (en dólares de 2012). ^{[ 24 ] : III−488} Los desarrolladores del Transbordador Espacial abogaron por la reutilización como una medida de ahorro de costos, lo que resultó en mayores costos de desarrollo para costos por lanzamiento supuestamente más bajos. Durante el diseño del Transbordador Espacial, las propuestas de la Fase B no fueron tan baratas como indicaban las estimaciones iniciales de la Fase A; el gerente del programa del Transbordador Espacial, Robert Thompson, reconoció que reducir el costo por libra no era el objetivo principal de las fases de diseño posteriores, ya que otros requisitos técnicos no podían cumplirse con los costos reducidos. ^{[ 24 ] : III−489−490} Las estimaciones de desarrollo realizadas en 1972 proyectaron un costo por libra de carga útil tan bajo como $1,109 (en 2012) por libra, pero los costos reales de carga útil, sin incluir los costos de investigación y desarrollo del Transbordador Espacial, fueron de $37,207 (en 2012) por libra. ^{[ 24 ] : III−491} Los costos por lanzamiento variaron a lo largo del programa y dependieron de la tasa de vuelos, así como de los procedimientos de investigación, desarrollo e investigación a lo largo del programa del Transbordador Espacial. En 1982, la NASA publicó una estimación de $260  millones (en 2012) por vuelo, que se basó en la predicción de 24 vuelos por año durante una década. El costo por lanzamiento entre 1995 y 2002, cuando no se construían los orbitadores ni la ISS y no había labores de recuperación tras la pérdida de tripulación, fue de 806  millones de dólares. La NASA publicó un estudio en 1999 que concluía que los costos ascendían a 576  millones de dólares (en 2012) si se realizaban siete lanzamientos al año. En 2009, la NASA determinó que el costo de añadir un solo lanzamiento al año era de 252  millones de dólares (en 2012), lo que indicaba que gran parte de los costos del programa del Transbordador Espacial se destinaban a personal y operaciones permanentes que continuaban independientemente de la frecuencia de lanzamientos. Considerando el presupuesto total del programa del Transbordador Espacial, el costo por lanzamiento fue de 1642  millones de dólares (en 2012). ^{[ 24 ] : III−490}

El 28 de enero de 1986, la misión STS-51-L se desintegró 73 segundos después del lanzamiento, debido a la falla del cohete propulsor de combustible sólido derecho, causando la muerte de los siete astronautas a bordo del Challenger . El desastre fue provocado por el deterioro a baja temperatura de una junta tórica, un sello crítico para la misión utilizado entre los segmentos de la carcasa del cohete propulsor. La falla de la junta tórica permitió que los gases calientes de la combustión escaparan entre las secciones del propulsor y quemaran el tubo de escape adyacente, lo que provocó una secuencia de eventos catastróficos que causaron la desintegración del orbitador. ^{[ 52 ] : 71} Las repetidas advertencias de los ingenieros de diseño que expresaban su preocupación por la falta de evidencia de la seguridad de las juntas tóricas cuando la temperatura era inferior a 53 °F (12 °C) fueron ignoradas por los directivos de la NASA. ^{[ 52 ] : 148}  

El 1 de febrero de 2003, el Columbia se desintegró durante la reentrada, causando la muerte de los siete tripulantes de la misión STS-107 , debido a los daños sufridos durante el lanzamiento en el borde de ataque de carbono-carbono del ala. Los ingenieros de control terrestre habían solicitado en tres ocasiones imágenes de alta resolución tomadas por el Departamento de Defensa que hubieran permitido comprender la magnitud de los daños, mientras que el ingeniero jefe del TPS de la NASA solicitó que se permitiera a los astronautas a bordo del Columbia abandonar la nave para inspeccionar los daños. Los directivos de la NASA intervinieron para impedir que el Departamento de Defensa tomara imágenes del orbitador y rechazaron la solicitud de la caminata espacial, ^{[ 24 ] : III–323 [ 53 ]} y, por lo tanto , la NASA no consideró en ese momento la viabilidad de escenarios para la reparación o el rescate de los astronautas por parte del Atlantis . ^{[ 54 ]}

La reutilización parcial del Transbordador Espacial fue uno de los requisitos de diseño principales durante su desarrollo inicial. ^{[ 8 ] : 164} Las decisiones técnicas que dictaron el retorno y la reutilización del orbitador redujeron la capacidad de carga útil por lanzamiento. La intención original era compensar esta menor carga útil reduciendo los costos por lanzamiento y aumentando la frecuencia de lanzamientos. Sin embargo, los costos reales de un lanzamiento del Transbordador Espacial fueron mayores de lo previsto inicialmente, y el Transbordador Espacial no realizó las 24 misiones anuales previstas por la NASA. ^{[ 55 ] [ 24 ] : III–489–490}

El transbordador espacial fue concebido originalmente como un vehículo de lanzamiento para desplegar satélites, función para la que se utilizó principalmente en las misiones previas al desastre del Challenger . El precio de la NASA, inferior al costo, era menor que el de los vehículos de lanzamiento desechables; la intención era que el alto volumen de misiones del transbordador espacial compensara las pérdidas financieras iniciales. La mejora de los vehículos de lanzamiento desechables y la transición hacia el abandono de las cargas útiles comerciales en el transbordador espacial dieron como resultado que estos se convirtieran en la principal opción de despliegue de satélites. ^{[ 24 ] : III–109–112} Un cliente clave del transbordador espacial fue la Oficina Nacional de Reconocimiento (NRO), responsable de los satélites espía. La existencia de la conexión de la NRO se mantuvo clasificada hasta 1993, y las consideraciones secretas sobre los requisitos de carga útil de la NRO llevaron a la falta de transparencia en el programa. El programa propuesto Shuttle-Centaur , cancelado tras el desastre del Challenger , habría llevado a la nave espacial más allá de su capacidad operativa. ^{[ 56 ]}

Los fatales desastres del Challenger y el Columbia demostraron los riesgos de seguridad del transbordador espacial que podían resultar en la pérdida de la tripulación. El diseño de avión espacial del orbitador limitaba las opciones de aborto, ya que los escenarios de aborto requerían el vuelo controlado del orbitador a una pista o permitir que la tripulación saliera individualmente, en lugar de las opciones de escape de aborto en las cápsulas espaciales Apollo y Soyuz . ^{[ 57 ]} Los primeros análisis de seguridad anunciados por los ingenieros y la gerencia de la NASA predijeron que la probabilidad de una falla catastrófica que resultara en la muerte de la tripulación oscilaba entre 1 en 100 lanzamientos y tan rara como 1 en 100 000. ^{[ 58 ] [ 59 ]} Después de la pérdida de dos misiones del transbordador espacial, los riesgos para las misiones iniciales fueron reevaluados, y se encontró que la probabilidad de una pérdida catastrófica del vehículo y la tripulación era tan alta como 1 en 9. ^{[ 60 ]} La gerencia de la NASA fue criticada posteriormente por aceptar un mayor riesgo para la tripulación a cambio de mayores tasas de misiones. Los informes sobre el Challenger y el Columbia explicaron que la cultura de la NASA no había logrado mantener a la tripulación a salvo al no evaluar objetivamente los riesgos potenciales de las misiones. ^{[ 59 ] [ 61 ] : 195–203}

El retiro del transbordador espacial se anunció en enero de 2004. ^{[ 24 ] : III-347} El presidente George W. Bush anunció su Visión para la Exploración Espacial , que exigía el retiro del transbordador espacial una vez que completara la construcción de la ISS. ^{[ 62 ] [ 63 ]} Para asegurar que la ISS se ensamblara correctamente, los socios contribuyentes determinaron la necesidad de 16 misiones de ensamblaje restantes en marzo de 2006. ^{[ 24 ] : III-349} Se aprobó una misión adicional de servicio del Telescopio Espacial Hubble en octubre de 2006. ^{[ 24 ] : III-352} Originalmente, STS-134 iba a ser la última misión del transbordador espacial. Sin embargo, el desastre del Columbia resultó en que se prepararan orbitadores adicionales para su lanzamiento en caso de necesidad , en caso de una misión de rescate. Mientras se preparaba el Atlantis para la misión final de lanzamiento en caso de necesidad, en septiembre de 2010 se decidió que volaría como STS-135 con una tripulación de cuatro personas que podría permanecer en la ISS en caso de emergencia. ^{[ 24 ] : III-355} STS-135 se lanzó el 8 de julio de 2011 y aterrizó en el KSC el 21 de julio de 2011 a las 5:57  a. m  . EDT (09:57  UTC). ^{[ 24 ] : III-398} Desde entonces hasta el lanzamiento de Crew Dragon Demo-2 el 30 de mayo de 2020, Estados Unidos lanzó a sus astronautas a bordo de naves espaciales rusas Soyuz. ^{[ 64 ]}

Después del último vuelo de cada orbitador, se procesó para que fuera seguro para exhibición. Los sistemas OMS y RCS utilizados presentaban los peligros principales debido a su propulsor hipergólico tóxico , y la mayoría de sus componentes se retiraron permanentemente para evitar cualquier desgasificación peligrosa. ^{[ 24 ] : III-443} Atlantis está en exhibición en el Complejo de Visitantes del Centro Espacial Kennedy en Florida, ^{[ 24 ] : III-456} Discovery está en exhibición en el Centro Steven F. Udvar-Hazy en Virginia, ^{[ 24 ] : III-451} Endeavour está en exhibición en el Centro de Ciencias de California en Los Ángeles, ^{[ 24 ] : III-457} y Enterprise se exhibe en el Museo Intrepid en Nueva York. ^{[ 24 ] : III-464} Los componentes de los orbitadores fueron transferidos a la Fuerza Aérea de los EE. UU., el programa ISS y los gobiernos ruso y canadiense. Los motores fueron retirados para ser utilizados en el Sistema de Lanzamiento Espacial , y se colocaron toberas RS-25 de repuesto para fines de exhibición. ^{[ 24 ] : III-445}

Para muchas misiones del programa Artemis , los motores y las carcasas de los dos cohetes propulsores sólidos del Sistema de Lanzamiento Espacial, así como los cuatro motores principales y el motor principal de la nave espacial Orion, serán motores principales, cohetes propulsores sólidos y motores del Sistema de Maniobras Orbitales (OMS) del Transbordador Espacial que ya han volado . Se trata de motores reacondicionados del programa del Transbordador Espacial, algunos de los cuales datan incluso de principios de la década de 1980. Por ejemplo, Artemis I contaba con componentes que volaron en 83 de las 135 misiones del Transbordador Espacial. De Artemis I a Artemis IV, se utilizarán motores principales reciclados del Transbordador antes de fabricar motores nuevos. De Artemis I a Artemis III, se utilizarán motores y carcasas de acero reciclados de los cohetes propulsores sólidos del Transbordador antes de construir otros nuevos. De Artemis I a Artemis VI, el motor principal de Orion utilizará seis motores OMS del Transbordador Espacial que ya han volado. ^{[ 65 ] [ 66 ] [ 67 ]}