RS -25 - RS-25

RS-25

RS-25 testavfyrning (det ljusa området längst ner på bilden är en Mach-diamant )
Ursprungsland	Förenta staterna
Första flygningen	12 april 1981 ( STS-1 )
Tillverkare	Rocketdyne , Pratt & Whitney Rocketdyne , Aerojet Rocketdyne
Tillhörande LV	Rymdfärjan Space Launch System
Företrädare	HG-3
Status	Utan drift sedan STS-135 , vid test för SLS
Motor med flytande bränsle
Drivmedel	Flytande syre / flytande väte
Blandningsförhållande	6.03: 1
Cykel	Bränslerik förbränning med två axlar
Konfiguration
Munstycksförhållande	69: 1
Prestanda
Kraft (vakuum)	512,300  lbf (2,279  MN )
Skjutkraft (havsnivå)	418 000 lbf (1,86 MN)
Gasreglage	67-109%
Kraft-till-vikt-förhållande	73.1
kammartryck	2,994 psi (20,64 MPa)
Specifik impuls (vakuum)	452,3 sekunder (4,436 km/s)
Specifik impuls (havsnivå)	366 sekunder (3,59 km/s)
Massflöde	1.134,26 lb/s (514,49 kg/s)
Mått
Längd	168 tum (4,3 m)
Diameter	96 tum (2,4 m)
Torrvikt	7174 pund (3 177 kg)
Referenser
Referenser
Anteckningar	Data gäller RS-25D vid 109% av nominell effektnivå.

Aerojet Rocketdyne RS-25 , även känd som rymdfärjans huvudmotor ( SSME ), är en kryogen raketmotor med flytande bränsle som användes på NASA : s rymdfärja . NASA planerar att fortsätta använda RS-25 på rymdfärjans efterträdare, Space Launch System (SLS).

Designad och tillverkad i USA av Rocketdyne (senare känd som Pratt & Whitney Rocketdyne och Aerojet Rocketdyne ), bränner RS-25 kryogen flytande väte och drivmedel med flytande syre , varvid varje motor producerar 1 859 kN (418 000 lb _f ) dragkraft vid lyftning . Även om RS-25 kan spåra sitt arv tillbaka till 1960-talet, började den samordnade utvecklingen av motorn på 1970-talet, med den första flygningen, STS-1 , som inträffade den 12 april 1981. RS-25 har genomgått flera uppgraderingar dess driftshistoria för att förbättra motorns tillförlitlighet, säkerhet och underhållsbelastning.

Motorn producerar en specifik impuls ( I _sp ) på 452 sekunder (4,43 km/s) i vakuum, eller 366 sekunder (3,59 km/s) vid havsnivå, har en massa på cirka 3,5 ton (7 700 pund) och är kan strypa mellan 67% och 109% av sin nominella effektnivå i steg om en procent. Komponenterna i RS-25 fungerar vid temperaturer från −253 till 3300 ° C (−400 till 6000 ° F).

Rymdfärjan använde ett kluster av tre RS-25-motorer monterade i orbiterns akterkonstruktion , med bränsle från den yttre tanken . De motorer som används för framdrivning under helheten av rymdskepp uppstigning, med ytterligare dragkraft som tillhandahålls av två fasta raketerna och orbiter'sens två AJ10 orbital manöversystemets motorer. Efter varje flygning avlägsnades RS-25-motorerna från orbitern, inspekterades och renoverades innan de återanvändes på ett annat uppdrag. På Space Launch System -flygningar kommer motorerna att kunna användas. För de fyra första flygningarna kommer motorer som är kvar från rymdfärjeprogrammet att renoveras och användas innan NASA byter till den förenklade RS-25E-varianten.

Komponenter

RS-25 schematisk

Förenklat diagram över RS-25

Bränsleflöde

Oxiderande flöde

RS-25 drivmedelsflöde

RS-25-motorn består av olika pumpar, ventiler och andra komponenter som samverkar för att producera dragkraft . Bränsle ( flytande väte ) och oxidator ( flytande syre ) från rymdfärjans yttre tank gick in i orbitern vid navelsträngsventilerna och flödade därifrån genom orbiterns huvuddrivsystem (MPS) matningsledningar; medan i Space Launch System (SLS) kommer bränsle och oxidationsmedel från raketens kärnstadium att strömma direkt in i MPS -linjerna. Väl inne i MPS -linjerna förgrenar sig bränslet och oxidatorn till separata vägar till varje motor (tre på rymdfärjan, fyra på SLS). I varje gren tillåter förventiler sedan drivmedlen att komma in i motorn.

Väl framme i motorn flyter drivmedlen genom lågtrycksbränsle och oxiderande turbopumpar (LPFTP och LPOTP), och därifrån till högtrycksturbopumpar (HPFTP och HPOTP). Från dessa HPTP tar drivmedlen olika vägar genom motorn. Oxidationsmedlet är delad i fyra separata vägar: till oxidervärmeväxlaren , som sedan delas i oxidatorn tanken trycksättning och pogo skyddsanordningar; till lågtrycksoxiderande turbopump (LPOTP); till förbrännaren för högtrycksoxiderare, från vilken den delas upp i HPFTP-turbinen och HPOTP innan den återförenas i hetgasgrenröret och skickas vidare till huvudförbränningskammaren (MCC); eller direkt in i förbränningskammarens (MCC) injektorer.

Under tiden strömmar bränsle genom huvudbränsleventilen till regenererande kylsystem för munstycket och MCC, eller genom kammarens kylvätskeventil. Bränslet som passerar genom MCC -kylsystemet passerar sedan tillbaka genom LPFTP -turbinen innan det leds antingen till bränsletankens trycksättningssystem eller till det heta gasgrenrörets kylsystem (varifrån det passerar in i MCC). Bränsle i munstyckskylnings- och kammarkylvätskens ventilsystem skickas sedan via förbrännare till HPFTP-turbinen och HPOTP innan det återförenas igen i hetgasgrenröret, varifrån det passerar in i MCC-injektorerna. Väl i injektorerna blandas drivmedlen och injiceras i huvudförbränningskammaren där de antänds. Den brinnande drivmedelsblandningen matas sedan ut genom halsen och klockan på motorns munstycke, vars tryck skapar kraften.

Turbopumpar

Oxideringssystem

Lågtrycksoxiderande turbopump (LPOTP) är en axialflödespump som arbetar med cirka 5 150 varv / min som drivs av en sexstegs turbin som drivs av högtrycks flytande syre från högtrycksoxiderande turbopump (HPOTP). Det ökar det flytande syretrycket från 0,7 till 2,9 MPa (100 till 420 psi), och flödet från LPOTP matas sedan till HPOTP. Under motordrift tillåter tryckhöjningen högtrycksoxiderande turbin att arbeta vid höga hastigheter utan att kavitera . LPOTP, som mäter cirka 450 x 450 mm (18 x 18 tum), är ansluten till fordonets drivkanal och stöds i ett fast läge genom att monteras på skjutfordonets konstruktion.

Sedan, monterad före HPOTP, är pogo -oscillationsundertryckningssystemets ackumulator. För användning är den för- och efterladdad med He och laddad med gasformig O
₂från värmeväxlaren och utan membran fungerar den genom att kontinuerligt recirkulera laddningsgasen. Ett antal bafflar av olika typer finns i ackumulatorn för att kontrollera sloshing och turbulens, vilket är användbart i sig självt och även för att förhindra gasutsläpp till lågtrycksoxidatorkanalen som ska intas i HPOTP.

HPOTP består av två enstegs centrifugalpumpar (huvudpumpen och en förbrännarpump) monterade på en gemensam axel och drivs av en tvåstegs hetgasturbin. Huvudpumpen ökar trycket från flytande syre från 2,9 till 30 MPa (420 till 4350 psi) medan den arbetar med cirka 28 120 varv / min, vilket ger en effekt på 23.260  hk (17,34  MW ). HPOTP -urladdningsflödet delar sig i flera vägar, varav en driver LPOTP -turbinen. En annan väg är till och genom huvudoxidationsventilen och går in i huvudförbränningskammaren. En annan liten flödesbana avtappas och skickas till oxidervärmeväxlaren . Det flytande syret strömmar genom en anti-översvämningsventil som hindrar den från att komma in i värmeväxlaren tills tillräckligt med värme finns för att värmeväxlaren ska kunna utnyttja värmen i de gaser som släpps ut från HPOTP-turbinen och omvandlar det flytande syret till gas. Gasen skickas till ett grenrör och dirigeras sedan för att trycksätta tanken för flytande syre. En annan väg går in i förbränningspumpen i andra steget för HPOTP för att öka det flytande syretrycket från 30 till 51 MPa (4 300 psia till 7 400 psia). Det passerar genom oxideringsförbrännarens oxidationsventil in i oxidationsförbrännaren och genom bränsleförbrännarens oxidationsventil in i bränsleförbrännaren. HPOTP mäter cirka 600 x 900 mm (24 x 35 tum). Den fästs med flänsar på varmgasgrenröret.

HPOTP -turbinen och HPOTP -pumparna är monterade på en gemensam axel. Blandning av de bränslerika heta gaserna i turbinsektionen och det flytande syret i huvudpumpen kan skapa en fara och, för att förhindra detta, separeras de två sektionerna av ett hålrum som kontinuerligt rensas av motorns heliumförsörjning under motordrift . Två tätningar minimerar läckage i hålrummet; en tätning är placerad mellan turbinsektionen och hålrummet, medan den andra är mellan pumpsektionen och kaviteten. Förlust av heliumtryck i detta hålrum resulterar i automatisk motoravstängning.

Bränslesystem

Lågtrycksbränsleturbopumpen (LPFTP) är en axialflödespump som drivs av en tvåstegs turbin som drivs av gasformigt väte. Det ökar trycket i det flytande vätet från 30 till 276 psia (0,2 till 1,9 MPa) och levererar det till högtrycksbränsleturbopumpen (HPFTP). Under motordrift tillåter tryckförstärkningen från LPFTP att HPFTP fungerar vid höga hastigheter utan att kavitera. LPFTP fungerar med cirka 16 185 varv / min och är cirka 450 x 600 mm (18 x 24 tum ) stor. Den är ansluten till fordonsdrivmedelsröret och stöds i ett fast läge genom att monteras på startfordonets struktur.

HPFTP är en trestegs centrifugalpump som drivs av en tvåstegs varmgasturbin. Det ökar trycket för det flytande vätet från 1,9 till 45 MPa (276 till 6,515 psia) och fungerar vid cirka 35 360 varv / min med en effekt på 71 140 hk. Utloppsflödet från turbopumpen leds till och genom huvudventilen och delas sedan upp i tre flödesbanor. En väg är genom manteln i huvudförbränningskammaren, där vätet används för att kyla kammarväggarna. Den dirigeras sedan från huvudförbränningskammaren till LPFTP, där den används för att driva LPFTP -turbinen. En liten del av flödet från LPFTP styrs sedan till ett gemensamt grenrör från alla tre motorerna för att bilda en enda väg till vätsketanken för att upprätthålla trycket. Det återstående vätet passerar mellan de inre och yttre väggarna i varmgasgrenröret för att kyla det och släpps sedan ut i huvudförbränningskammaren. En andra vätgasflödesväg från huvudbränsleventilen är genom motorns munstycke (för att kyla munstycket). Den ansluter sedan till den tredje flödesbanan från kammarens kylvätskeventil. Detta kombinerade flöde riktas sedan till brännarna och oxidationsförbrännarna. HPFTP är cirka 550 x 1100 mm (22 x 43 tum) i storlek och fästs på varmgasgrenröret med flänsar.

Powerhead

Det stora silverröret över toppen transporterar bränsle från lågtrycksbränsleturbopumpen (syns inte) till högtrycksbränsleturbopumpen (HPFTP, silvertrumma nere till vänster). Toppen av HPFTP är bultad på en del av varmgasgrenröret (svart, med brunt diagonalt rör), och ovanför det är bränsleförbrännaren (även svart, med brunt rör in till höger).

Förbrännare

Oxidationsmedlet och bränsleförbrännarna svetsas till varmgasgrenröret. Bränslet och oxidatorn kommer in i förbrännarna och blandas så att effektiv förbränning kan ske. Den förstärkta gnisttändaren är en liten kombinationskammare som ligger i mitten av injektorn på varje förbrännare. Två dubbla redundanta gnisttändare aktiveras av motorstyrenheten och används under motorstartssekvensen för att initiera förbränning i varje förbrännare. De stängs av efter cirka tre sekunder eftersom förbränningsprocessen då är självbärande. Förbrännarna producerar de bränslerika heta gaserna som passerar genom turbinerna för att generera den kraft som behövs för att driva högtrycksturbopumparna. Oxidationsförbrännarens utflöde driver en turbin som är ansluten till HPOTP och till oxidationsförbrännarens pump. Bränsleförbrännarens utflöde driver en turbin som är ansluten till HPFTP.

Hastigheten på HPOTP- och HPFTP-turbinerna beror på positionen för motsvarande oxidations- och bränsleförbrännare-oxidationsventiler. Dessa ventiler placeras av motorstyrenheten, som använder dem för att strypa flödet av flytande syre till förbrännarna och därmed styra motorns dragkraft. Oxidations- och bränsleförbrännarens oxidationsventiler ökar eller minskar det flytande syreflödet, vilket ökar eller minskar förbrännarens kammartryck, HPOTP- och HPFTP-turbinhastighet och flytande syre och gasformigt väteflöde till huvudförbränningskammaren, vilket ökar eller minskar motorkraft. Oxidations- och bränsleförbrännarventilerna fungerar tillsammans för att strypa motorn och upprätthålla ett konstant drivmedelsblandningsförhållande på 6,03: 1.

Huvudoxideraren och huvudbränsleventilerna styr flödet av flytande syre och flytande väte in i motorn och styrs av varje motorstyrenhet. När en motor är igång är huvudventilerna helt öppna.

Huvudförbränningskammare

Motorns huvudförbränningskammare (MCC) tar emot bränslerik varm gas från en kylkrets med varm gasgrenrör. Det gasformiga vätet och flytande syret kommer in i kammaren vid injektorn, som blandar drivmedlen. Blandningen antänds av "Augmented gnisttändare", en H ₂ / O ₂ flamma vid centrum av injektorn huvudet. Huvudinjektorn och kupolmonteringen är svetsade till varmgasgrenröret, och MCC är också bultat på hetgasgrenröret. MCC innefattar ett strukturellt skal gjort av Inconel 718 , som är fodrad med ett koppar - silver - zirkonium legering kallas NARloy-Z, som utvecklats speciellt för de RS-25 på 1970-talet. Cirka 390 kanaler är bearbetade in i foderväggen för att bära flytande väte genom fodret för att ge MCC-kylning, när temperaturen i förbränningskammaren når 3300 ° C (6000 ° F) under flygning - högre än kokpunkten av järn .

Ett alternativ för konstruktion av RS-25-motorer som ska användas i SLS-uppdrag är användning av avancerad strukturell keramik, såsom termiska barriärbeläggningar (TBC) och keramiska matriskompositer (CMC). Dessa material har betydligt lägre värmeledningsförmåga än metalllegeringar, vilket möjliggör effektivare förbränning och reducerar kylbehovet. TBC är tunna keramiska oxidskikt som avsätts på metalliska komponenter och fungerar som en termisk barriär mellan heta gasformiga förbränningsprodukter och metallskalet. En TBC som applicerades på Inconel 718 -skalet under produktionen kan förlänga motorns livslängd och minska kylkostnaderna. Vidare har CMC studerats som en ersättning för Ni-baserade superlegeringar och består av höghållfasta fibrer (BN, C) kontinuerligt dispergerade i en SiC-matris. En MCC bestående av en CMC, även om den är mindre studerad och längre ifrån genomförandet än tillämpningen av en TBC, skulle kunna erbjuda motorns effektivitet utan motstycke.

Munstycke

Munstyckena på rymdfärjan Columbias tre RS-25: or efter landningen av STS-93

Motorns munstycke är 3,1 m långt med en diameter på 0,26 m vid halsen och 2,30 m vid utgången. Munstycket är en klockformad förlängning som är bultad vid huvudförbränningskammaren, kallad de Laval-munstycke . RS-25-munstycket har ett ovanligt stort expansionsförhållande (cirka 69: 1) för kammartrycket. Vid havsnivå skulle ett munstycke med detta förhållande normalt genomgå flödesavskiljning av strålen från munstycket, vilket skulle orsaka kontrollproblem och till och med mekaniskt skada fordonet. För att underlätta motorns funktion varierade dock Rocketdyne -ingenjörerna vinkeln på munstycksväggarna från det teoretiska optimala för dragkraft, vilket reducerade den nära utgången. Detta höjer trycket precis runt fälgen till ett absolut tryck mellan 4,6 och 5,7 psi (32 och 39 kPa) och förhindrar flödesavskiljning. Den inre delen av flödet har ett mycket lägre tryck, cirka 2 psi (14 kPa) eller mindre. Den inre ytan av varje munstycke kyls av flytande väte som strömmar genom kylvätskepassager av rostfritt stålrör. På rymdfärjan är en stödring svetsad vid munstyckets främre ände motorns fästpunkt på den värmesköld som levereras av orbiter. Värmeskydd är nödvändigt på grund av exponeringsdelarna av munstyckena under uppdrags-, uppstignings-, omlopps- och inträdesfaserna av ett uppdrag. Isoleringen består av fyra lager metallisk vadd som är täckt med metallfolie och skärm.

Kontroller

En Block II RS-25D huvudmotorstyrenhet

Varje motor är utrustad med en huvudmotorstyrenhet (MEC), en integrerad dator som styr alla motorns funktioner (med hjälp av ventiler) och övervakar dess prestanda. Varje MEC byggdes av Honeywell Aerospace och bestod ursprungligen av två redundanta Honeywell HDC-601- datorer, senare uppgraderade till ett system som består av två dubbel redundanta Motorola 68000 (M68000) processorer (totalt fyra M68000s per styrenhet). Att ha regulatorn installerad på själva motorn förenklar kraftigt kabeldragningen mellan motorn och startfordonet, eftersom alla sensorer och ställdon är anslutna direkt till endast styrenheten, varvid varje MEC ansluts till orbiterns allmänna datorer (GPC) eller SLS avionics -svit via en egen motorgränssnittsenhet (EIU). Att använda ett dedikerat system förenklar också programvaran och förbättrar därmed dess tillförlitlighet.

Två oberoende datorer med två processorer, A och B, bildar styrenheten; ger redundans till systemet. Fel i styrsystem A leder automatiskt till övergång till styrsystem B utan att hindra driftsfunktioner; efterföljande fel i styrsystemet B skulle ge en graciös avstängning av motorn. Inom varje system (A och B), de två M68000s verka i lås-steg , vilket möjliggör varje system för att detektera fel genom att jämföra signalnivåerna på bussarna hos de två M68000 processorer inom det systemet. Om det uppstår skillnader mellan de två bussarna genereras ett avbrott och kontrollen överförs till det andra systemet. På grund av subtila skillnader mellan M68000 från Motorola och den andra källstillverkaren TRW , använder varje system M68000 från samma tillverkare (till exempel skulle system A ha två Motorola -processorer medan system B skulle ha två processorer tillverkade av TRW). Minne för block I styrenheter var av pläterade-wire -typ, vilka fungerar på ett sätt som liknar magnetiska kärnminnet och behåller data även efter att strömmen har stängts av. Block II -styrenheter använde konventionellt CMOS statiskt RAM -minne .

Kontrollerna var utformade för att vara tillräckligt hårda för att överleva skjutkrafterna och visade sig vara extremt motståndskraftiga mot skador. Under undersökningen av Challenger -olyckan levererades de två MEC: erna (från motorer 2020 och 2021), som återhämtat sig från havsbotten, till Honeywell Aerospace för undersökning och analys. En kontroller bröts upp på ena sidan och båda var starkt korroderade och skadade av marint liv. Båda enheterna demonterades och minnesenheterna spolades med avjoniserat vatten. Efter att de torkats och vakuumbakats , hämtades data från dessa enheter för rättsmedicinsk undersökning.

Huvudventiler

För att styra motorns effekt, driver MEC fem hydrauliskt manövrerade drivventiler på varje motor; oxideraren förbrännare oxidator, bränsle förbrännare oxidator, huvudoxidator, huvudbränsle och kammarkylvätskeventiler. I en nödsituation kan ventilerna stängas helt genom att använda motorns heliumförsörjningssystem som reservsystem.

I rymdfärjan användes huvudoxiderings- och bränsleblödningsventilerna efter avstängning för att dumpa eventuellt kvarvarande drivmedel, med kvarvarande flytande syre som ventilerar genom motorn och resterande vätska som ventilerar genom vätskepåfyllnings- och avtappningsventilerna. Efter att dumpningen var klar stängde ventilerna och förblev stängda under resten av uppdraget.

En kylvätskekontrollventil är monterad på förbränningskammarens bypasskanal för varje motor. Motorstyrenheten reglerar mängden gasformigt väte som tillåts kringgå munstyckets kylvätskeslinga och kontrollerar därmed dess temperatur. Kammarens kylvätskeventil är 100% öppen innan motorn startar. Under motordrift är den 100% öppen för gasreglage på 100 till 109% för maximal kylning. För gasreglage mellan 65 och 100% varierade dess position från 66,4 till 100% öppen för minskad kylning.

Gimbal

Extern video
RS-25 gimbal test

RS-25 gimbal test

Varje motor är installerad med en gimbal lager , en universell kulled som är bultad till uppskjutningsfordonet med sin övre fläns och till motorn med sin nedre fläns. Den representerar dragkraftsgränssnittet mellan motorn och lanseringsfordonet, stöder 7 380 kg (3 390 kg) motorvikt och klarar över 2 500 000 lbf (2 200 000 N) dragkraft. Förutom att tillhandahålla ett sätt att fästa motorn på startbilen, tillåter kullagret att motorn kan svängas (eller "gimballas") runt två frihetsaxlar med ett intervall på ± 10,5 °. Denna rörelse gör att motorns dragkraftsvektor kan ändras och därmed styra fordonet i rätt riktning. Det jämförelsevis stora gimbalområdet är nödvändigt för att korrigera för pitchmomentet som uppstår på grund av det konstant skiftande masscentrum när fordonet bränner bränsle under flygning och efter boosterseparation. Lagerenheten är cirka 290 x 360 mm (11 x 14 tum), har en massa på 105 kg (48 kg) och är tillverkad av titanlegering .

Lågtryckssyren och lågtrycksbränsleturbopumparna monterades 180 ° från varandra på orbiterns akterkroppsdrivkonstruktion. Ledningarna från lågtrycks-turbopumparna till turbopumparna med högt tryck innehåller flexibla bälgar som gör det möjligt för lågtrycks-turbopumparna att förbli stilla medan resten av motorn drivs med dragkraftsstyrning, och även för att förhindra skador på pumparna vid belastning applicerades på dem. Vätska-väte-ledningen från LPFTP till HPFTP är isolerad för att förhindra bildning av flytande luft.

Heliumsystem

Förutom bränsle- och oxidationssystem är lanseringsfordonets främsta framdrivningssystem också utrustat med ett heliumsystem bestående av tio lagertankar förutom olika regulatorer, backventiler, distributionsledningar och kontrollventiler. Systemet används under flygning för att rensa motorn och ger tryck för att manövrera motorventiler i drivsystemet och under nödstopp. Under inresan, på rymdfärjan, användes eventuellt kvarvarande helium för att rensa motorerna under återinträde och för repressurisering.

Historia

Utveckling

Spela media

RS-25-testning vid Stennis Space Center

RS-25: s historia spårar tillbaka till 1960-talet när NASA : s Marshall Space Flight Center och Rocketdyne genomförde en serie studier om högtrycksmotorer, utvecklade från den framgångsrika J-2-motorn som användes på S-II och S -IVB övre stadier av Saturn V -raketen under Apolloprogrammet . Studierna genomfördes under ett program för att uppgradera Saturn V-motorerna, som producerade en konstruktion för en 350 000 lbf (1600 kN) överstegsmotor som kallas HG-3 . När finansieringsnivåerna för Apollo avvecklades avbröts HG-3 liksom de uppgraderade F-1-motorerna som redan testades. Det var designen för HG-3 som skulle ligga till grund för RS-25.

Under tiden, 1967, finansierade US Air Force en studie av avancerade raketdrivningssystem för användning under Project Isinglass , med Rocketdyne ombedd att undersöka aerospike -motorer och Pratt & Whitney (P&W) för att undersöka effektivare konventionella de Laval -munstycksmotorer. Vid avslutningen av studien, P & W lägga fram ett förslag till 250 tusen pund _f motor kallas XLR-129 , som använde en tvåläges expanderande munstycke för att ge ökad effektivitet över ett brett område av höjder.

I januari 1969 tilldelade NASA kontrakt till General Dynamics, Lockheed, McDonnell Douglas och nordamerikanska Rockwell för att inleda den tidiga utvecklingen av rymdfärjan. Som en del av dessa "fas A" -studier valde de involverade företagen en uppgraderad version av XLR-129, som utvecklade 415 000 lbf (1 850 kN), som basmotor för deras konstruktioner. Denna design finns på många av de planerade Shuttle -versionerna ända fram till det slutliga beslutet. Men eftersom NASA var intresserad av att driva den senaste tekniken på alla sätt bestämde de sig för att välja en mycket mer avancerad design för att "tvinga fram en utveckling av raketmotorteknik". De efterlyste en ny design baserad på en högtrycksförbränningskammare som löper runt 3000 psi (21 000 kPa), vilket ökar motorns prestanda.

Utvecklingen startade 1970, när NASA släppte en begäran om förslag på huvudmotorkonceptstudier av "fas B", vilket kräver utveckling av en gasreglerad, stegvis förbränningsmotor av Laval-typ. Begäran baserades på den dåvarande utformningen av rymdfärjan som innehöll två återanvändbara steg, orbitern och en bemannad fly-back-booster, och krävde en motor som skulle kunna driva båda fordonen via två olika munstycken (12 booster-motorer med 550 000 lbf (2 400 kN) havsnivåkraft vardera och 3 orbitermotorer med 632 000 lbf (2 810 kN) vakuumkraft vardera). Rocketdyne, P&W och Aerojet General valdes ut för att få finansiering även om P&W: s redan avancerade utveckling (visar en fungerande konceptmotor på 350 000 lbf (1600 kN) under året) och Aerojet Generals tidigare erfarenhet av att utveckla 1,500 000 lbf (6,700 kN) M -1 -motor , Rocketdyne tvingades lägga en stor summa privata pengar i designprocessen för att låta företaget komma ikapp sina konkurrenter.

När kontraktet tilldelades innebar budgettryck att skyttelens konstruktion hade ändrats till sin slutliga omloppsbana, yttre tank och två boosterkonfigurationer, och därför var motorn bara nödvändig för att driva orbitern under uppstigning. Under den årliga 'Fas B'-studieperioden kunde Rocketdyne utnyttja deras erfarenhet av att utveckla HG-3-motorn för att utforma sitt SSME-förslag, och producerade en prototyp i januari 1971. Motorn använde en ny Rocketdyne-utvecklad koppar - zirkoniumlegering (kallad NARloy -Z) och testades den 12 februari 1971, vilket gav ett kammartryck på 3 172 psi (21 870 kPa). De tre deltagande företagen lämnade in sina motorutvecklingsbud i april 1971, varvid Rocketdyne tilldelades kontraktet den 13 juli 1971 - även om arbetet inte började med motorutveckling förrän den 31 mars 1972 på grund av en juridisk utmaning från P&W.

Efter tilldelningen av kontraktet genomfördes en preliminär konstruktionsgranskning i september 1972, följt av en kritisk designgranskning i september 1976, varefter motorns konstruktion sattes och konstruktionen av den första uppsättningen flygkapabla motorer påbörjades. En slutlig granskning av alla rymdfärjans komponenter, inklusive motorerna, genomfördes 1979. Designgranskningarna fungerade parallellt med flera testmilstolpar, inledande tester bestående av enskilda motorkomponenter som identifierade brister i olika delar av konstruktionen, inklusive HPFTP , HPOTP, ventiler, munstycke och bränsleförbrännare. De enskilda motorkomponenttesterna följdes av det första testet av en komplett motor (0002) den 16 mars 1977. NASA specificerade att motorerna innan Shuttle: s första flygning måste ha genomgått minst 65 000 sekunders testning, en milstolpe som nåddes den 23 mars 1980, med motorn som hade genomgått 110 253 sekunders testning vid tiden för STS-1 både på teststativ vid Stennis Space Center och installerad på Main Propulsion Test Article (MPTA). Den första uppsättningen motorer (2005, 2006 och 2007) levererades till Kennedy Space Center 1979 och installerades på Columbia innan de togs bort 1980 för ytterligare testning och installerades om på orbitern. Motorerna, som var av den första bemannade orbital flight (FMOF) -konfigurationen och certifierade för drift vid 100% nominell effektnivå (RPL), kördes i en tjugo andra flygberedskap som avfyrades den 20 februari 1981 och efter inspektion, förklaras redo för flygning.

Rymdfärjeprogram

Rymdfärjan Atlantis tre RS-25D-huvudmotorer vid lyft under STS-110

Spela media

SSME start- och avstängningssekvenser

Varje rymdfärja hade tre RS-25-motorer, installerade i rymdpendelns akterkonstruktion i Orbiter Processing Facility innan orbitern överfördes till fordonsmonteringsbyggnaden . Vid behov kan motorerna bytas ut på plattan. Motorerna, som drev drivmedel från rymdfärjens yttre tank (ET) via orbiterns huvudsakliga framdrivningssystem (MPS), antändes vid T −6.6 sekunder före lyftning (med varje tändning förskjuten med 120  ms ), vilket gjorde att deras prestanda kunde bli kontrolleras före tändningen av rymdfärjans fasta raketförstärkare (SRB), som förbjöd skytteln till sjösättningen. Vid lanseringen skulle motorerna arbeta med 100% RPL, strypning upp till 104,5% omedelbart efter lyft. Motorerna skulle bibehålla denna effektnivå till cirka T+40 sekunder, där de skulle strypas tillbaka till cirka 70% för att minska aerodynamiska belastningar på skyttelstacken när den passerade genom området för maximalt dynamiskt tryck, eller max. q . Motorerna skulle sedan strypas tillbaka tills cirka T+8 minuter, vid vilken tidpunkt de gradvis skulle strypas tillbaka till 67% för att förhindra att stacken översteg 3  g acceleration när den gradvis blev lättare på grund av drivmedelsförbrukning. Motorerna stängdes sedan av, ett förfarande som kallas huvudmotoravstängning (MECO), cirka T+8,5 minuter.

Efter varje flygning skulle motorerna tas bort från orbitern och överföras till rymdfärjans huvudmotorbearbetningsanläggning (SSMEPF), där de skulle inspekteras och renoveras som förberedelse för återanvändning vid en efterföljande flygning. Totalt 46 återanvändbara RS-25-motorer, som var och en kostar cirka 40 miljoner US-dollar, flögs under rymdfärjeprogrammet, varvid varje ny eller ombyggd motor kom in i flyginventeringen som krävde flygkvalificering på en av testplatserna vid Stennis Space Center före flyg.

Uppgraderingar

Flyghistoria för rymdfärjans huvudmotorer

Under rymdfärjeprogrammet genomgick RS-25 en rad uppgraderingar, inklusive förbränningskammare, förbättrade svetsar och turbopumpförändringar i ett försök att förbättra motorns prestanda och tillförlitlighet och därmed minska mängden underhåll som krävs efter användning . Som ett resultat användes flera versioner av RS-25 under programmet:

• FMOF (första bemannade orbitalflygning): Certifierad för 100% nominell effektnivå (RPL). Används för omloppsflygtest uppdrag STS-1 - STS-5 (motorer 2005, 2006 och 2007).
• Fas I: Används för uppdrag STS-6 - STS-51-L erbjöd fas I motorn ökad livslängd och certifierad för 104% RPL. Ersatt av fas II efter utmanarens katastrof .
• Fas II (RS-25A): Första flygningen på STS-26 erbjöd fas II-motorn ett antal säkerhetsuppgraderingar och certifierades för 104% RPL och 109% full effektnivå (FPL) vid händelse.
• Block I (RS-25B): Block I-motorerna, som först flögs på STS-70 , erbjöd förbättrade turbopumpar med keramiska lager, hälften så många roterande delar och en ny gjutprocess som reducerade antalet svetsar. Block I-förbättringar inkluderade också ett nytt kraftuttag med två kanaler (snarare än den ursprungliga designen, som innehöll tre kanaler anslutna till HPFTP och två till HPOTP), vilket bidrog till att förbättra hetgasflödet och en förbättrad motorvärmeväxlare.
• Block IA (RS-25B): Block IA-motorn fördes först med STS-73 och erbjöd huvudinjektorförbättringar.
• Block IIA (RS-25C): Block IIA-motorn för första gången som flög på STS-89 , var en tillfällig modell som användes medan vissa komponenter i Block II-motorn slutförde utvecklingen. Förändringarna innefattade en ny storförbränningskammare med stor hals (som ursprungligen hade rekommenderats av Rocketdyne 1980), förbättrade lågtrycks turbopumpar och certifiering för 104,5% RPL för att kompensera för en minskning av specifik impuls på 2 sekunder (0,020 km/s) ( ursprungliga planer krävde att motorn skulle certifieras till 106% för tunga nyttolaster för internationella rymdstationer , men detta var inte nödvändigt och skulle ha minskat motorns livslängd). En något modifierad version flög först på STS-96 .
• Block II (RS-25D): Första flygningen på STS-104 , Block II-uppgraderingen inkluderade alla Block IIA-förbättringar plus en ny högtrycksbränsleturbopump. Denna modell testades till 111% FPL vid en eventuell avbrott och certifierades för 109% FPL för användning under en intakt abort .

Motorgas/gas

De mest uppenbara effekterna av uppgraderingarna som RS-25 fick genom rymdfärjeprogrammet var förbättringarna i motorns gasreglage. Medan FMOF -motorn hade en maximal effekt på 100% RPL, kunde Block II -motorer strypa så högt som 109% eller 111% i en nödsituation, med vanlig flygprestanda på 104,5%. Dessa ökningar i gasnivån gjorde en signifikant skillnad för motorns dragkraft:

Att ange effektnivåer över 100% kan verka meningslöst, men det låg en logik bakom. 100% -nivån betyder inte den maximala fysiska effektnivån som kan uppnås, snarare var det en specifikation som beslutades om under motorutveckling - den förväntade nominella effektnivån. När senare studier visade att motorn kunde fungera säkert på nivåer över 100%, blev dessa högre nivåer standard. Att behålla det ursprungliga förhållandet mellan effektnivå och fysisk dragkraft hjälpte till att minska förvirringen, eftersom det skapade ett oändligt fast förhållande så att testdata (eller driftsdata från tidigare eller framtida uppdrag) enkelt kan jämföras. Om effektnivån höjdes och det nya värdet sägs vara 100%, skulle alla tidigare data och dokumentation antingen kräva ändring eller krysskontroll mot vad fysisk dragkraft motsvarade 100% effektnivå vid det datumet. Motoreffekten påverkar motorns tillförlitlighet, med studier som visar att sannolikheten för ett motorfel ökar snabbt med effektnivåer över 104,5%, varför effektnivåer över 104,5% behölls endast för beredskap.

Incidenter

Denna Shuttle-kontrollpanel är inställd på att välja alternativet abort to orbit (ATO), som används i STS-51-F-uppdraget. Efter att omloppsbanan uppnåtts fortsatte uppdraget normalt och orbitern återvände till jorden med besättningen.

Återvunna power-chef för en av Columbia : s huvudmotorer. Columbia försvann vid återinträde, från ett värmesköldfel.

Under rymdfärjeprogrammet användes totalt 46 RS-25-motorer (med en extra RS-25D som byggdes men aldrig användes). Under de 135 uppdrag, för totalt 405 individuella motor-uppdrag, Rocketdyne redovisar en 99,95% tillförlitlighet takt, med den enda under flygning SSME fel inträffar under rymdfärjan Challenger 's STS-51-F uppdrag. Motorerna led emellertid av ett antal kuddfel (redundanta uppsättningssekvensavbrott eller RSLS) och andra problem under programmets gång:

• STS-41-D Discovery- motor nr 3 orsakade en RSLS-avstängning vid T − 4 sekunder på grund av förlust av redundant kontroll på huvudmotorventilen, stapeln rullade tillbaka och motorn bytt ut.
• STS-51-F Challenger- motor nr 2 orsakade en RSLS-avstängning vid T − 3 sekunder på grund av en kylvätskeventilfel.
• STS-51-F Challenger- motor nr 1 (2023) avstängd vid T+5: 43 på grund av defekta temperatursensorer, vilket leder till en avbrott i omloppsbana (även om uppdragsmålen och längden inte äventyrades av ATO).
• STS-55 Columbia- motor nr 3 orsakade en RSLS-avstängning vid T − 3 sekunder på grund av läckage i dess förbränningsventil för flytande syre.
• STS-51 Discovery- motor nr 2 orsakade en RSLS-avstängning vid T − 3 sekunder på grund av en defekt vätgasbränslesensor.
• STS-68 Strävan - nr 3 motor (2032) orsakade ett RSLS avstängning vid T-1,9 sekunder när en temperatursensor i sin HPOTP skred sin redline .
• STS-93 Columbia- Ett Orbiter Project AC1 Phase A kortslutning av elektriska ledningar inträffade vid T+5 sekunder vilket orsakade en underspänning som diskvalificerade SSME  1A- och SSME  3B-styrenheter men som inte krävde någon motorstängning. Dessutom lossnade en 0,1-tums diameter, 1-tums lång guldpläterad tapp, som används för att ansluta en oxideringsposthål (en olämplig SSME-korrigerande åtgärd eliminerad från flottan genom redesign) lossnade inuti motorns huvudinjektor och påverkade motorns munstycke inre yta, sönderdelning av tre vätkylningsledningar. De resulterande 3 avbrotten orsakade en läcka som resulterade i en för tidig motoravstängning när 4 externa tank LO _2- givare blinkade torrt vilket resulterade i avbrott på huvudmotorerna på låg nivå och en något tidig avstängning av huvudmotorn med 16 ft/s (4,9) m/s) underhastighet och en 8 nautisk mil lägre höjd.

Konstellation

De 6 RS-25D som används under STS-134 och STS-135 i lagring på Kennedy Space Center

Under perioden före den sista rymdfärjepensioneringen föreslogs olika planer för de återstående motorerna, allt från att alla förvarades av NASA, till att de alla gavs bort (eller såldes för 400 000–800 000 dollar vardera) till olika institutioner som museer och universitet. Denna policy följs ändringar planerade konfigurationer av Constellation-programmet 's Ares V last bärraket och Ares I besättning-bärraket raketer, som hade planerat att använda RS-25 i deras första och andra stegen respektive. Även om dessa konfigurationer inledningsvis verkade vara värdefulla, eftersom de skulle använda den nuvarande tekniken efter bussens pensionering 2010, hade planen flera nackdelar:

• Motorerna skulle inte kunna återanvändas, eftersom de skulle vara permanent anslutna till de kasserade stadierna.
• Varje motor skulle behöva genomgå en test avfyrning före installation och start, med renovering som krävs efter testet.
• Det skulle vara dyrt, tidskrävande och viktintensivt att konvertera den markstartade RS-25D till en luftstartad version för Ares I andra etappen.

Efter flera designändringar i Ares I- och Ares V-raketerna skulle RS-25 ersättas med en enda J-2X- motor för Ares I andra etappen och sex modifierade RS-68- motorer (som var baserad på både SSME och Apollo-era J-2-motor) på Ares V-kärnstadiet; detta innebar att RS-25 skulle gå i pension tillsammans med rymdfärjeflottan. Under 2010 fick NASA dock uppdraget att stoppa Constellation-programmet och därmed utvecklingen av Ares I och Ares V, istället för att fokusera på att bygga en ny tunglyftsraket.

Space Launch System

Sett bakifrån av Space Launch System med fyra RS-25-motorer anslutna.

Efter att rymdfärjan gick i pension meddelade NASA den 14 september 2011 att den skulle utveckla ett nytt uppskjutningsfordon, kallat Space Launch System (SLS), för att ersätta flygplansflottan. Designen för SLS har RS-25 på kärnstadiet, med olika versioner av raketen installerad med mellan tre och fem motorer. De första flygningarna för det nya lanseringsfordonet kommer att använda sig av flygande Block II RS-25D-motorer, där NASA behåller de återstående sådana motorerna i en "renad säker" miljö vid Stennis Space Center, "tillsammans med alla marksystem som krävs för att underhålla dem." Förutom RS-25D kommer SLS-programmet att använda huvuddrivningssystemen från de tre återstående orbiterna för teständamål (efter att ha tagits bort som en del av omloppsbanorna), med de två första lanseringarna ( Artemis 1 och Artemis 2 ) eventuellt använda MPS -hårdvaran från Space Shuttles Atlantis och Endeavour i deras kärnstadier. SLS: s drivmedel kommer att levereras till motorerna från raketens kärnstadium , som kommer att bestå av en modifierad rymdfärja yttre tank med MPS VVS och motorer på baksidan och en mellanstegsstruktur högst upp. När de återstående RS-25D-enheterna är förbrukade, ska de ersättas med en billigare, förbrukningsbar version, för närvarande betecknad RS-25E. Denna motor kan vara baserad på en eller båda av de två engångsvarianter som studerades 2005, RS-25E (kallad Minimal Change Expendable SSME) och den ännu mer förenklade RS-25F (kallad låg kostnad Manufacture Expendable SSME), som båda var under övervägande 2011 och för närvarande är under utveckling av Aerojet Rocketdyne.

Den 1 maj 2020 tilldelade NASA en förlängning av kontraktet för att tillverka ytterligare 18 RS-25-motorer med tillhörande tjänster för 1,79 miljarder dollar, vilket ger det totala SLS-kontraktets värde till nästan 3,5 miljarder dollar.

Motortester

År 2015 genomfördes en testkampanj för att fastställa RS-25-motorns prestanda med: den nya motorstyrenheten; lägre flytande syretemperaturer; större inloppstryck på grund av den högre SLS -kärnstegets flytande syretank och högre fordonsacceleration; och mer munstycksuppvärmning på grund av fyrmotorskonfigurationen och dess position i planet med SLS-avgaserna. Ny ablativ isolering och värmare skulle testas under serien. Tester inträffade den 9 januari, 28 maj, 11 juni (500 sekunder), 17 juli (535 sekunder), 13 augusti och 27 augusti.

Efter dessa tester planerades ytterligare fyra motorer att gå in i en ny testcykel. En ny serie tester som utformats för att utvärdera prestanda i SLS -användningsfall inleddes 2017.

Den 28 februari 2019 genomförde NASA en 510 sekunders testförbränning av en utvecklingsmässig RS-25 vid 113 procent av dess ursprungligen utformade dragkraft i mer än 430 sekunder, ungefär fyra gånger längre än något tidigare test på denna trycknivå.

Den 16 januari 2021 avfyrades RS-25-motorerna igen som en del av Artemis-programmet under ett hettest. Testet var ursprungligen planerat som ett 8-minuters test men avslutades vid 67: e sekunden på grund av att avsiktligt konservativa testparametrar bryts i hydraulsystemet i Engine 2: s Core Stage Auxiliary Power Unit (CAPU) under tryckning av vektorkontroll (TVC) systemtest . Motor 2: s CAPU stängdes av automatiskt, men om detta problem hade inträffat under flygning skulle det inte ha orsakat en avbrott, eftersom de återstående CAPU: erna kan driva TVC -systemet för alla fyra motorerna. Motorn drabbades också av ett annat "huvudkomponentfel" i motorstyrsystemet som orsakades av instrumentfel. Detta skulle ha utlöst ett avbrott i nedräkningen av lanseringen under ett faktiskt lanseringsförsök.

Den 18 mars 2021 avfyrades de fyra RS-25-kärnstadiemotorerna igen som en del av det andra SLS-kärnstadiet med eldtest som pågick under hela 500 sekunder, vilket framgångsrikt certifierade Artemis 1-kärnstadiet för flygning.

XS-1

Den 24 maj 2017 meddelade DARPA att de hade valt The Boeing Company för att slutföra designarbete på XS-1-programmet. Teknikdemonstratorn var planerad att använda en Aerojet Rocketdyne AR-22-motor. AR-22 var en version av RS-25, med delar från Aerojet Rocketdyne och NASAs inventeringar från tidiga versioner av motorn. I juli 2018 slutförde Aerojet Rocketdyne framgångsrikt 10 100-sekunders avfyrningar av AR-22 på 10 dagar.

Den 22 januari 2020 meddelade Boeing att de hoppar av XS-1-programmet och lämnar ingen roll för AR-22.

Se även

• Shuttle-C

Anteckningar

Extern video
STS-49 Flight Readiness Firing
Time-lapse-video av STS-135 SSME-installation
RS-25 motortest för SLS den 28 maj 2015
RS-25 motorstyrsystemtest 27 juli 2017

Referenser

 Denna artikel innehåller  material från offentligt område från webbplatser eller dokument från National Aeronautics and Space Administration .

externa länkar

• Sfäriska panoramor av RS-25D i SSME Processing Facility innan de skickas till Stennis Space Center
• Lawrence J. Thomson Collection, University of Alabama i Huntsville Archives och Special Collections Files of Lawrence J. Thomson, chefsingenjör för SSME från 1971 till 1986
• Historic American Engineering Record (HAER) Nr TX-116-I, " Space Transportation System, Space Shuttle Main Engine, Lyndon B. Johnson Space Center, 2101 NASA Parkway, Houston, Harris County, TX ", 20 foton, 2 uppmätta ritningar , 8 bildtexter