Aerojet Rocketdyne RS-25 , также известный как главный двигатель космического корабля "Шаттл" ( SSME ), [1] представляет собой криогенный ракетный двигатель на жидком топливе , который использовался на космическом корабле "Шаттл " НАСА и используется в системе космического запуска (SLS). .
Разработанный и изготовленный в США компанией Rocketdyne (позже Pratt & Whitney Rocketdyne и Aerojet Rocketdyne ), RS-25 сжигает криогенный жидкий водород и жидкий кислород , при этом каждый двигатель развивает тягу 1859 кН (418 000 фунтов силы ) при взлете. Хотя наследие RS-25 восходит к 1960-м годам, его согласованная разработка началась в 1970-х годах с первого полета STS-1 , состоявшегося 12 апреля 1981 года. За время своей эксплуатации RS-25 подвергался модернизациям для повышения надежности двигателя. безопасность и нагрузка на техническое обслуживание.
Двигатель производит удельный импульс ( I sp ) длительностью 452 секунды (4,43 кН-сек/кг) в вакууме или 366 секунд (3,59 кН-сек/кг) на уровне моря, имеет массу примерно 3,5 тонны (7700 фунтов). ), и способен регулировать мощность от 67% до 109% от номинального уровня с шагом в один процент. Компоненты RS-25 работают при температурах от -253 до 3300 ° C (от -400 до 6000 ° F). [1]
На космическом шаттле использовалась группа из трех двигателей RS-25, установленных на корме орбитального корабля , с топливом, забираемым из внешнего бака . Двигатели использовались для движения на протяжении всего подъема космического корабля, при этом общая тяга увеличивалась за счет двух твердотопливных ракетных ускорителей и двух двигателей орбитальной системы маневрирования AJ10 . После каждого полета двигатели РС-25 снимались с орбитального корабля, проверялись, ремонтировались, а затем повторно использовались в другой миссии.
На каждой ракетно-космической системе установлены четыре двигателя РС-25, размещенные в двигательном отсеке основания основной ступени и израсходованные после использования. В первых четырех полетах системы космического запуска используются модернизированные и отремонтированные двигатели, созданные для программы «Спейс Шаттл». В последующих полетах будет использоваться упрощенный двигатель RS-25E под названием «Перезапуск производства», который находится в стадии испытаний и разработки.
Двигатель RS-25 состоит из насосов, клапанов и других компонентов, совместно работающих для создания тяги . Топливо ( жидкий водород ) и окислитель ( жидкий кислород ) из внешнего бака космического корабля "Шаттл" поступали на орбитальный корабль через разъединительные клапаны шлангокабеля и оттуда проходили через линии питания главной двигательной установки (МПС) орбитального корабля; тогда как в системе космического запуска (SLS) топливо и окислитель из активной ступени ракеты поступают непосредственно в линии MPS. Попав в магистрали MPS, топливо и окислитель расходятся по отдельным путям к каждому двигателю (три на космическом шаттле, четыре на SLS). В каждой ветви предварительные клапаны позволяют топливу попадать в двигатель. [4] [5]
Попадая в двигатель, топливо проходит через турбонасосы топлива и окислителя низкого давления (LPFTP и LPOTP), а оттуда в турбонасосы высокого давления (HPFTP и HPOTP). Из этих HPTP топливо проходит через двигатель по разным маршрутам. Окислитель разделяется на четыре отдельных пути: к теплообменнику окислителя , который затем разделяется на системы наддува бака окислителя и системы пожаротушения ; к турбонасосу окислителя низкого давления (ТНДТП); в предварительную горелку окислителя высокого давления, из которой он разделяется на турбину HPFTP и HPOTP перед воссоединением в коллекторе горячего газа и отправкой в основную камеру сгорания (MCC); или непосредственно в форсунки основной камеры сгорания (MCC).
При этом топливо поступает через главный топливный клапан в системы регенеративного охлаждения форсунки и ГЦК или через клапан охлаждающей жидкости камеры. Топливо, проходящее через систему охлаждения MCC, затем возвращается через турбину LPFTP, а затем направляется либо в систему наддува топливного бака, либо в систему охлаждения коллектора горячего газа (откуда оно попадает в MCC). Топливо в системах охлаждения форсунок и клапанов охлаждающей жидкости камеры затем направляется через предварительные горелки в турбину HPFTP и HPOTP, а затем снова воссоединяется в коллекторе горячего газа, откуда оно поступает в форсунки MCC. Попав в форсунки, топливо смешивается и впрыскивается в основную камеру сгорания, где воспламеняется. Выброс горящей топливной смеси через горловину и раструб сопла двигателя создает тягу. [4]
Турбонасос окислителя низкого давления (LPOTP) представляет собой осевой насос , который работает со скоростью примерно 5150 об/мин и приводится в движение шестиступенчатой турбиной , питаемой жидким кислородом высокого давления от турбонасоса окислителя высокого давления (HPOTP). Он повышает давление жидкого кислорода с 0,7 до 2,9 МПа (от 100 до 420 фунтов на квадратный дюйм), при этом поток из LPOTP затем подается в HPOTP. Во время работы двигателя повышение давления позволяет насосу окислителя высокого давления работать на высоких оборотах без кавитации . LPOTP размером примерно 450 на 450 мм (18 на 18 дюймов) подключается к топливному каналу корабля и поддерживается в фиксированном положении путем установки на конструкцию ракеты-носителя. [4]
Затем перед ВПОТП устанавливается аккумулятор системы подавления продольных колебаний . [6] При использовании он предварительно и после загружается He и газообразным O.
2от теплообменника и, не имея мембраны, работает за счет непрерывной рециркуляции шихтового газа. Внутри аккумулятора имеется ряд перегородок различных типов для контроля плескания и турбулентности, что полезно само по себе, а также для предотвращения утечки газа в канал окислителя низкого давления для попадания в HPOTP.
ВПОТП состоит из двух одноступенчатых центробежных насосов (основной насос и насос форкамеры), установленных на общем валу и приводимых в движение двухступенчатой турбиной горячего газа. Главный насос повышает давление жидкого кислорода с 2,9 до 30 МПа (от 420 до 4350 фунтов на квадратный дюйм) при работе со скоростью примерно 28 120 об / мин, обеспечивая выходную мощность 23 260 л.с. (17,34 МВт ). Выпускной поток ВПОТП разделяется на несколько путей, один из которых приводит в движение турбину ЛПОТР. Другой путь проходит через главный клапан окислителя и попадает в основную камеру сгорания. Другой небольшой путь потока отбирается и направляется в теплообменник окислителя . Жидкий кислород протекает через противозатопленный клапан, который предотвращает его попадание в теплообменник до тех пор, пока не будет получено достаточно тепла, чтобы теплообменник мог использовать тепло, содержащееся в газах, выпускаемых из турбины HPOTP, преобразуя жидкий кислород в газ. Газ подается в коллектор, а затем направляется для создания давления в резервуаре с жидким кислородом. Другой путь ведет к насосу предварительной горелки второй ступени HPOTP, чтобы повысить давление жидкого кислорода с 30 до 51 МПа (от 4300 до 7400 фунтов на квадратный дюйм). Он проходит через клапан окислителя предварительной горелки окислителя в предварительную горелку окислителя и через клапан окислителя предварительной горелки топлива в предварительную горелку топлива. Размеры HPOTP примерно 600 на 900 мм (24 на 35 дюймов). Он крепится фланцами к коллектору горячего газа. [4]
Турбина ВПОТП и насосы ВПОТП смонтированы на общем валу. Смешение богатых топливом горячих газов в секции турбины и жидкого кислорода в главном насосе может создать опасность, и чтобы предотвратить это, две секции разделены полостью, которая во время работы двигателя постоянно продувается подачей гелия из двигателя. . Два уплотнения минимизируют утечку в полость; одно уплотнение расположено между турбинной секцией и полостью, а другое - между насосной секцией и полостью. Потеря давления гелия в этой полости приводит к автоматическому останову двигателя. [4]
Топливный турбонасос низкого давления (ТННД) представляет собой осевой насос с приводом от двухступенчатой турбины, работающей на газообразном водороде. Он повышает давление жидкого водорода с 30 до 276 фунтов на квадратный дюйм (от 0,2 до 1,9 МПа) и подает его в топливный турбонасос высокого давления (ТНВД). Во время работы двигателя повышение давления, обеспечиваемое LPFTP, позволяет HPFTP работать на высоких скоростях без кавитации. LPFTP работает со скоростью около 16 185 об / мин и имеет размер примерно 450 на 600 мм (18 на 24 дюйма). Он соединен с топливным каналом корабля и поддерживается в фиксированном положении путем крепления к конструкции ракеты-носителя. [4]
HPFTP представляет собой трехступенчатый центробежный насос с приводом от двухступенчатой турбины горячего газа. Он повышает давление жидкого водорода с 1,9 до 45 МПа (от 276 до 6515 фунтов на квадратный дюйм) и работает примерно со скоростью 35 360 об/мин и мощностью 71 140 л.с. Поток нагнетания турбонасоса направляется к главному клапану и проходит через него, а затем разделяется на три пути потока. Один путь проходит через рубашку основной камеры сгорания, где водород используется для охлаждения стенок камеры. Затем он направляется из основной камеры сгорания в LPFTP, где используется для привода турбины LPFTP. Небольшая часть потока из LPFTP затем направляется в общий коллектор всех трех двигателей, чтобы сформировать единый путь к баку с жидким водородом для поддержания давления. Оставшийся водород проходит между внутренней и внешней стенками коллектора горячего газа для его охлаждения, а затем выбрасывается в основную камеру сгорания. Второй путь потока водорода от главного топливного клапана проходит через сопло двигателя (для охлаждения сопла). Затем он присоединяется к третьему пути потока от клапана охлаждающей жидкости камеры. Этот объединенный поток затем направляется в предварительные горелки топлива и окислителя. HPFTP имеет размер примерно 550 на 1100 мм (22 на 43 дюйма) и крепится к коллектору горячего газа с помощью фланцев. [4]
.jpg/1280px-IMG_9440_edited-1_(7392553592).jpg)
К коллектору горячих газов приварены форсунки окислителя и топлива . Топливо и окислитель поступают в предварительные горелки и смешиваются, обеспечивая эффективное сгорание. Усовершенствованный искровой воспламенитель представляет собой небольшую комбинированную камеру, расположенную в центре форсунки каждой предварительной горелки. Два искровых воспламенителя с двойным резервированием активируются контроллером двигателя и используются во время запуска двигателя для инициирования сгорания в каждой предварительной горелке. Они выключаются примерно через три секунды, поскольку в этом случае процесс горения становится самоподдерживающимся. Предварительные горелки производят богатые топливом горячие газы, которые проходят через турбины и вырабатывают мощность, необходимую для работы турбонасосов высокого давления. Выпуск из предварительной горелки окислителя приводит в движение турбину, которая соединена с HPOTP и насосом предварительной горелки окислителя. Выпуск топлива из предварительной горелки приводит в движение турбину, подключенную к HPFTP. [4]
Скорость вращения турбин HPOTP и HPFTP зависит от положения соответствующих клапанов окислителя и предкамеры окислителя. Эти клапаны устанавливаются контроллером двигателя, который использует их для дросселирования потока жидкого кислорода к предварительным горелкам и, таким образом, для управления тягой двигателя. Клапаны окислителя предварительной горелки окислителя и топлива увеличивают или уменьшают поток жидкого кислорода, тем самым увеличивая или уменьшая давление в камере предварительной горелки, скорость турбины HPOTP и HPFTP, а также поток жидкого кислорода и газообразного водорода в основную камеру сгорания, который увеличивается или уменьшается. тяга двигателя. Клапаны предварительной горелки окислителя и топлива работают вместе, дросселируя двигатель и поддерживая постоянное соотношение топливной смеси 6,03:1. [3]
Главный окислитель и главные топливные клапаны контролируют подачу жидкого кислорода и жидкого водорода в двигатель и управляются каждым контроллером двигателя. При работе двигателя главные клапаны полностью открыты. [4]
Основная камера сгорания двигателя (MCC) получает богатый топливом горячий газ из контура охлаждения коллектора горячего газа. Газообразный водород и жидкий кислород поступают в камеру инжектора, где происходит смешивание топлив. Смесь воспламеняется с помощью «Усиленного искрового воспламенителя» — пламени H 2 /O 2 в центре головки форсунки. [7] Главный инжектор и купольный узел приварены к коллектору горячего газа, а MCC также прикручен болтами к коллектору горячего газа. [4] MCC состоит из структурной оболочки, изготовленной из Inconel 718 , которая покрыта сплавом меди , серебра и циркония под названием NARloy-Z, разработанным специально для RS-25 в 1970-х годах. В стенке гильзы выточено около 390 каналов , по которым жидкий водород проходит через гильзу и обеспечивает охлаждение ЦУП, поскольку во время полета температура в камере сгорания достигает 3300 °C (6000 °F) — выше, чем точка кипения железа . [8] [9]
Альтернативой конструкции двигателей РС-25, которые будут использоваться в миссиях SLS, является использование современной конструкционной керамики, такой как термобарьерные покрытия (ТПП) и керамико-матричные композиты (КМК). [10] Эти материалы обладают значительно более низкой теплопроводностью, чем металлические сплавы, что обеспечивает более эффективное сгорание и снижает требования к охлаждению. TBC представляют собой тонкие слои керамического оксида, нанесенные на металлические компоненты, действующие как тепловой барьер между горячими газообразными продуктами сгорания и металлической оболочкой. TBC, нанесенный на корпус Inconel 718 во время производства, может продлить срок службы двигателя и снизить затраты на охлаждение. Кроме того, КМЦ изучались в качестве замены суперсплавов на основе Ni и состоят из высокопрочных волокон (BN, C), непрерывно диспергированных в матрице SiC. MCC, состоящий из CMC, хотя и менее изучен и далек от реализации, чем применение TBC, может предложить беспрецедентный уровень эффективности двигателя.
Сопло двигателя имеет длину 121 дюйм (3,1 м), диаметр 10,3 дюйма (0,26 м) на горловине и 90,7 дюйма (2,30 м) на выходе. [11] Форсунка представляет собой колоколообразное удлинение, прикрепленное болтами к основной камере сгорания и называемое форсункой Лаваля . Сопло RS-25 имеет необычно большую степень расширения (около 69:1) для давления в камере. [12] На уровне моря в сопле с таким соотношением обычно происходит отрыв струи от сопла, что может вызвать трудности с управлением и даже может привести к механическому повреждению транспортного средства. Однако, чтобы облегчить работу двигателя, инженеры Rocketdyne изменили угол стенок сопла от теоретического оптимального для тяги, уменьшив его возле выхода. Это повышает давление вокруг обода до абсолютного давления от 4,6 до 5,7 фунтов на квадратный дюйм (от 32 до 39 кПа) и предотвращает разделение потока. Внутренняя часть потока находится под гораздо более низким давлением, около 2 фунтов на квадратный дюйм (14 кПа) или меньше. [13] Внутренняя поверхность каждого сопла охлаждается жидким водородом, проходящим через паяные каналы для охлаждающей жидкости в стенках труб из нержавеющей стали. На космическом шаттле опорное кольцо, приваренное к переднему концу сопла, является точкой крепления двигателя к тепловому экрану, поставляемому орбитальным аппаратом. Тепловая защита необходима из-за того, что части сопел подвергаются воздействию на этапах запуска, подъема, выхода на орбиту и входа в миссию. Изоляция состоит из четырех слоев металлического ватина, покрытого металлической фольгой и экраном. [4]
Каждый двигатель оснащен главным контроллером двигателя (MEC), встроенным компьютером, который управляет всеми функциями двигателя (с помощью клапанов) и контролирует его работу. Каждый MEC, построенный компанией Honeywell Aerospace , первоначально состоял из двух резервных компьютеров Honeywell HDC-601, [14] позже модернизированных до системы, состоящей из двух процессоров Motorola 68000 (M68000) с двойным резервированием (всего четыре M68000 на контроллер). [15] Установка контроллера на самом двигателе значительно упрощает проводку между двигателем и ракетой-носителем, поскольку все датчики и исполнительные механизмы подключаются непосредственно только к контроллеру, а каждый MEC затем подключается к компьютерам общего назначения орбитального аппарата (GPC). ) или комплект авионики SLS через собственный блок интерфейса двигателя (EIU). [16] Использование специальной системы также упрощает программное обеспечение и, таким образом, повышает его надежность.
Два независимых двухпроцессорных компьютера A и B образуют контроллер; обеспечение избыточности системы. Отказ системы контроллера A автоматически приводит к переключению на систему контроллера B без ущерба для эксплуатационных возможностей; последующий отказ системы контроллера B обеспечит корректное выключение двигателя. В каждой системе (A и B) два процессора M68000 работают синхронно , что позволяет каждой системе обнаруживать сбои путем сравнения уровней сигналов на шинах двух процессоров M68000 в этой системе. Если между двумя шинами обнаруживаются различия, генерируется прерывание и управление передается другой системе. Из-за небольших различий между M68000 от Motorola и TRW второго производителя в каждой системе используются M68000 от одного и того же производителя (например, в системе A будет два ЦП Motorola, а в системе B — два ЦП производства TRW). Память для контроллеров блока I имела тип металлизированной проволоки , которая функционирует аналогично памяти на магнитных сердечниках и сохраняет данные даже после отключения питания. [17] Контроллеры Block II использовали обычное статическое ОЗУ CMOS . [15]
Контроллеры были спроектированы достаточно прочными, чтобы выдержать нагрузки при запуске, и оказались чрезвычайно устойчивыми к повреждениям. В ходе расследования аварии «Челленджера» два MEC (от двигателей 2020 и 2021 годов), поднятые со дна моря, были доставлены в Honeywell Aerospace для изучения и анализа. Один контроллер был сломан с одной стороны, оба были сильно корродированы и повреждены морской жизнью. Оба блока были разобраны, а блоки памяти промыты деионизированной водой. После того как они были высушены и запечены в вакууме , данные этих устройств были извлечены для судебно-медицинской экспертизы. [18]
Для управления мощностью двигателя MEC управляет пятью топливными клапанами с гидравлическим приводом на каждом двигателе; предварительная горелка окислителя, топливная предварительная горелка окислителя, основной окислитель, основное топливо и клапаны охлаждающей жидкости камеры. В аварийной ситуации клапаны можно полностью закрыть, используя систему подачи гелия двигателя в качестве резервной системы срабатывания. [4]
В космическом шаттле главные клапаны слива окислителя и топлива использовались после остановки для сброса остатков топлива, при этом остаточный жидкий кислород выпускался через двигатель, а остаточный жидкий водород выпускался через клапаны для заполнения и слива жидкого водорода. После завершения сброса клапаны закрылись и оставались закрытыми до конца миссии. [4]
На перепускном канале охлаждающей жидкости камеры сгорания каждого двигателя установлен регулирующий клапан охлаждающей жидкости . Контроллер двигателя регулирует количество газообразного водорода, пропускаемого в обход контура охлаждающей жидкости сопла, контролируя тем самым его температуру. Клапан охлаждающей жидкости камеры перед запуском двигателя открыт на 100%. Во время работы двигателя он открыт на 100% при настройках дроссельной заслонки от 100 до 109%. При настройках дроссельной заслонки от 65 до 100% ее положение варьировалось от 66,4 до 100%. [4]
Каждый двигатель оснащен карданным подшипником - универсальным шаровым шарниром , который верхним фланцем крепится к ракете-носителю , а к двигателю - нижним фланцем. Он представляет собой связующее звено между двигателем и ракетой-носителем, поддерживая вес двигателя 7 480 фунтов (3 390 кг) и выдерживая тягу более 500 000 фунтов силы (2 200 000 Н). Подшипник карданного подвеса не только обеспечивает средство крепления двигателя к ракете-носителю, но и позволяет поворачивать двигатель (или «подвешивать») вокруг двух осей свободы в диапазоне ± 10,5 °. [19] Это движение позволяет изменить вектор тяги двигателя, тем самым направляя транспортное средство в правильную ориентацию. Сравнительно большой диапазон подвеса необходим для корректировки импульса тангажа, возникающего из-за постоянного смещения центра масс при сжигании топлива в полете и после отделения ускорителя. Подшипниковый узел имеет размеры примерно 290 на 360 мм (11 на 14 дюймов), массу 105 фунтов (48 кг) и изготовлен из титанового сплава. [6]
Кислородный и топливный турбонасосы низкого давления были установлены под углом 180 ° друг от друга на тяговой конструкции хвостовой части фюзеляжа орбитального корабля. Линии от турбонасосов низкого давления к турбонасосам высокого давления содержат гибкие сильфоны, которые позволяют турбонасосам низкого давления оставаться неподвижными, в то время как остальная часть двигателя подвешена на шарнире для управления вектором тяги, а также для предотвращения повреждения насосов при нагрузках. к ним были применены. Линия жидкого водорода от LPFTP к HPFTP изолирована для предотвращения образования жидкого воздуха. [4]
Помимо систем топлива и окислителя, главная двигательная установка ракеты-носителя оснащена гелиевой системой, состоящей из десяти баков-хранилищ, а также различных регуляторов, обратных клапанов, распределительных линий и регулирующих клапанов. Система используется в полете для продувки двигателя и обеспечивает давление для приведения в действие клапанов двигателя в системе управления топливом и во время аварийных остановов. Во время входа в атмосферу космического корабля весь оставшийся гелий использовался для продувки двигателей во время входа в атмосферу и для повторного наддува. [4]
История RS-25 восходит к 1960-м годам, когда Центр космических полетов имени Маршалла НАСА и компания Rocketdyne проводили серию исследований двигателей высокого давления, разработанных на основе успешного двигателя J-2, используемого на S-II и S. -IVB верхние ступени ракеты «Сатурн-5» в рамках программы «Аполлон» . Исследования проводились в рамках программы модернизации двигателей Saturn V, в результате которой была разработана конструкция двигателя верхней ступени мощностью 350 000 фунтов силы (1600 кН), известного как HG -3 . [20] Поскольку уровень финансирования «Аполлона» сократился, проект HG-3 был отменен, как и модернизированные двигатели F-1, которые уже проходили испытания. [21] Именно конструкция HG-3 легла в основу RS-25. [22]
Между тем, в 1967 году ВВС США профинансировали исследование усовершенствованных ракетных двигательных установок для использования в рамках проекта Isinglass : Rocketdyne попросили исследовать аэроспайковые двигатели, а Pratt & Whitney (P&W) — исследовать более эффективные традиционные двигатели де Лаваля с сопловым типом. По завершении исследования компания P&W выдвинула предложение по двигателю мощностью 250 000 фунтов силы под названием XLR-129 , в котором использовалось двухпозиционное расширяющееся сопло для обеспечения повышенной эффективности в широком диапазоне высот. [23] [24]
В январе 1969 года НАСА заключило контракты с General Dynamics, Lockheed, McDonnell Douglas и North American Rockwell на начало ранней разработки космического корабля "Шаттл". [25] В рамках этих исследований «Фазы А» участвующие компании выбрали модернизированную версию XLR-129, развивающую 415 000 фунтов силы (1850 кН), в качестве базового двигателя для своих проектов. [23] Эту конструкцию можно встретить на многих запланированных версиях Shuttle вплоть до окончательного решения. Однако, поскольку НАСА было заинтересовано во всех отношениях продвигать новейшие достижения, они решили выбрать гораздо более совершенную конструкцию, чтобы «стимулировать развитие технологии ракетных двигателей». [12] [23] Они призвали к созданию новой конструкции, основанной на камере сгорания высокого давления, работающей около 3000 фунтов на квадратный дюйм (21 000 кПа), что увеличивает производительность двигателя.
Разработка началась в 1970 году, когда НАСА опубликовало запрос предложений на исследование концепции главного двигателя «Фаза B», требующее разработки дросселируемого двигателя ступенчатого сгорания типа Лаваля. [12] [23] Запрос был основан на действующей на тот момент конструкции космического корабля «Шаттл», который имел две ступени многоразового использования, орбитальный аппарат и пилотируемый обратный ускоритель, и требовал одного двигателя, который мог бы приводить в действие оба корабля с помощью двух различные сопла (12 разгонных двигателей с тягой 550 000 фунтов силы (2400 кН) на уровне моря каждый и 3 орбитальных двигателя с вакуумной тягой 632 000 фунтов силы (2810 кН) каждый). [12] Rocketdyne, P&W и Aerojet General были выбраны для получения финансирования, однако, учитывая уже продвинутые разработки P&W (демонстрация работающего концептуального двигателя мощностью 350 000 фунтов силы (1600 кН) в течение года) и предыдущий опыт Aerojet General в разработке двигателя мощностью 1 500 000 фунтов силы (6700 кН). kN) двигателя М-1 , компания Rocketdyne была вынуждена вложить в процесс проектирования большую сумму частных денег, чтобы позволить компании догнать своих конкурентов. [23]
К моменту заключения контракта бюджетные ограничения означали, что конструкция шаттла была изменена на его окончательную конфигурацию орбитального корабля, внешнего бака и двух ускорителей, и поэтому двигатель требовался только для питания орбитального корабля во время подъема. [12] В течение годичного периода исследования «Фазы B» компания Rocketdyne смогла использовать свой опыт разработки двигателя HG-3 для разработки своего предложения SSME, выпустив прототип к январю 1971 года. В двигателе использовался новый Компания Rocketdyne разработала медно - циркониевый сплав (названный NARloy-Z) и была испытана 12 февраля 1971 года, создав давление в камере 3172 фунтов на квадратный дюйм (21870 кПа). Три компании-участника подали свои заявки на разработку двигателя в апреле 1971 года, при этом контракт с Rocketdyne был заключен 13 июля 1971 года, хотя работа по разработке двигателя началась только 31 марта 1972 года из-за юридического иска со стороны P&W. [12] [23]
После заключения контракта в сентябре 1972 года была проведена предварительная проверка конструкции, за которой последовала критическая проверка конструкции в сентябре 1976 года, после чего была определена конструкция двигателя и началось строительство первого комплекта летных двигателей. Окончательная проверка всех компонентов космического корабля «Шаттл», включая двигатели, была проведена в 1979 году. Анализ конструкции проводился параллельно с несколькими этапами испытаний: первоначальные испытания включали отдельные компоненты двигателя и выявили недостатки в различных областях конструкции, включая HPFTP. , ВПОТП, клапаны, форсунки и предварительные горелки топлива. За испытаниями отдельных компонентов двигателя последовало первое испытание всего двигателя (0002) 16 марта 1977 года. НАСА уточнило, что перед первым полетом Шаттла двигатели должны были пройти не менее 65 000 секунд испытаний, что является важной вехой, которая был достигнут 23 марта 1980 года, при этом к моменту запуска STS-1 двигатель прошел 110 253 секунды испытаний как на испытательных стендах в Космическом центре Стеннис , так и на испытательном стенде главной двигательной установки (MPTA). Первый комплект двигателей (2005, 2006 и 2007 годы) был доставлен в Космический центр Кеннеди в 1979 году и установлен на Колумбии , а затем был снят в 1980 году для дальнейших испытаний и переустановлен на орбитальном аппарате. Двигатели, которые имели конфигурацию первого пилотируемого орбитального полета (FMOF) и сертифицированы для работы на 100% номинальном уровне мощности (RPL), отработали в двадцать втором полете готовности к стрельбе 20 февраля 1981 года и после проверки объявлен готовым к полету. [12]
Каждый космический шаттл имел три двигателя RS-25, установленных в кормовой конструкции орбитального корабля «Спейс шаттл» в технологическом комплексе орбитального корабля до того, как орбитальный корабль был переведен в здание сборки транспортных средств . При необходимости двигатели можно было заменить на площадке. Двигатели, получающие топливо из внешнего бака космического корабля (ET) через главную двигательную установку (MPS) орбитального корабля, зажигались за Т-6,6 секунды до старта (при этом каждое зажигание сдвигалось на 120 мс [26] ), что позволяло их Рабочие характеристики должны быть проверены перед запуском твердотопливных ракетных ускорителей (SRB) космического корабля "Шаттл", которые отправили шаттл к запуску. [27] При запуске двигатели будут работать на 100% RPL, с дросселированием до 104,5% сразу после старта. Двигатели будут поддерживать этот уровень мощности примерно до Т + 40 секунд, после чего их мощность будет снижена примерно до 70%, чтобы уменьшить аэродинамические нагрузки на пакет шаттлов, когда он пройдет через область максимального динамического давления или макс. q . [примечание 1] [23] [26] Затем двигатели будут снова дросселироваться примерно до Т +8 минут, после чего они будут постепенно снижаться до 67%, чтобы предотвратить превышение ускорения стека на 3 g , как это было становится легче из-за расхода топлива. Затем двигатели были остановлены (процедура, известная как отключение основного двигателя (MECO)), примерно через Т + 8,5 минут. [23]
После каждого полета двигатели будут сниматься с орбитального корабля и передаваться в Центр обработки главных двигателей космического корабля "Шаттл" (SSMEPF), где они будут проверяться и ремонтироваться для подготовки к повторному использованию в последующем полете. [28] Всего в ходе программы «Спейс Шаттл» было запущено 46 многоразовых двигателей RS-25, каждый стоимостью около 40 миллионов долларов США, причем каждый новый или отремонтированный двигатель вошел в состав летного инвентаря, требующего летной квалификации на одном из испытательных стендов в Stennis Space. Центр перед полетом. [26] [29] [30]
В ходе программы «Спейс шаттл» RS-25 претерпел ряд модернизаций, включая замену камеры сгорания, улучшенные сварные швы и замену турбонасоса, чтобы улучшить характеристики и надежность двигателя и тем самым сократить объем технического обслуживания, необходимого после использования. . В результате в ходе программы было использовано несколько версий РС-25: [9] [23] [25] [26] [31] [32] [33] [34] [35]
Наиболее очевидным результатом обновлений, полученных РС-25 в рамках программы «Спейс Шаттл», было улучшение дроссельной заслонки двигателя. В то время как двигатель FMOF имел максимальную мощность 100% RPL, двигатели Block II могли в аварийной ситуации дросселировать до 109% или 111%, при этом обычные летные характеристики составляли 104,5%. Существующие двигатели, используемые в системе космического запуска, дросселируются до 109% мощности во время нормального полета, в то время как новые двигатели RS-25, производимые для системы космического запуска, должны работать с дроссельной заслонкой 111%, [37] при испытании мощности 113%. [38] [39] Такое увеличение уровня дроссельной заслонки существенно повлияло на тягу, создаваемую двигателем: [6] [26]
Указание уровня мощности выше 100% может показаться бессмысленным, но в этом была логика. Уровень 100% не означает максимально достижимый уровень физической мощности, скорее это спецификация, определенная при разработке двигателя, — ожидаемый номинальный уровень мощности. Когда более поздние исследования показали, что двигатель может безопасно работать при уровнях выше 100%, эти более высокие уровни стали стандартными. Сохранение исходной зависимости уровня мощности от физической тяги помогло уменьшить путаницу, поскольку создавало неизменную фиксированную зависимость, позволяющую легко сравнивать данные испытаний (или эксплуатационные данные прошлых или будущих миссий). Если бы уровень мощности был повышен и это новое значение было бы равно 100%, то все предыдущие данные и документация потребовали бы либо изменения, либо перекрестной проверки того, какая физическая тяга соответствовала 100% уровню мощности на эту дату. [12] Уровень мощности двигателя влияет на надежность двигателя: исследования показывают, что вероятность отказа двигателя быстро увеличивается при уровнях мощности более 104,5%, поэтому уровни мощности выше 104,5% были сохранены только для использования в непредвиденных обстоятельствах. [31]
В ходе программы «Спейс шаттл» было использовано в общей сложности 46 двигателей РС-25 (один дополнительный РС-25Д был построен, но так и не использовался). Компания Pratt & Whitney Rocketdyne сообщает о надежности 99,95% в ходе 135 миссий, в общей сложности 405 отдельных миссий с двигателями, при этом единственный отказ SSME в полете произошел во время миссии космического корабля " Челленджер " STS-51-F. . [3] Однако в ходе выполнения программы двигатели действительно пострадали от ряда сбоев колодок (резервные прерывания секвенсора запуска, или RSLS) и других проблем:
В период, предшествующий окончательному выводу из эксплуатации космического корабля «Шаттл» , были предложены различные планы относительно оставшихся двигателей: от их хранения в НАСА до их передачи (или продажи по 400 000–800 000 долларов США каждый) различным учреждениям, таким как музеи и университеты. [47] Эта политика последовала за изменениями в запланированных конфигурациях грузовой ракеты-носителя Ares V и ракеты-носителя Ares I программы Constellation , которые планировалось использовать на первой и второй ступенях RS-25 соответственно. [48] Хотя эти конфигурации изначально казались целесообразными, поскольку они будут использовать современные технологии после вывода шаттла из эксплуатации в 2010 году, у этого плана было несколько недостатков: [48]
После нескольких изменений в конструкции ракет Ares I и Ares V, RS-25 должен был быть заменен одним двигателем J-2X для второй ступени Ares I и шестью модифицированными двигателями RS-68 (основанными как на SSME, так и на базе SSME и двигатель J-2 эпохи Аполлона) на основной ступени Ареса V; это означало, что РС-25 будет выведен из эксплуатации вместе с флотом Шаттлов. [48] Однако в 2010 году НАСА было приказано остановить программу «Созвездие», а вместе с ней и разработку «Ареса I» и «Ареса V», вместо того, чтобы сосредоточиться на создании новой тяжелой ракеты-носителя. [49]
14 сентября 2011 года, после вывода из эксплуатации космического корабля «Шаттл» , НАСА объявило, что будет разрабатывать новую ракету-носитель, известную как система космического запуска (SLS), для замены парка шаттлов. [50] В конструкции SLS RS-25 является частью основной ступени , при этом различные версии ракеты оснащаются от трех до пяти двигателей. [51] [52] В первых полетах новой ракеты-носителя используются ранее летавшие двигатели Block II RS-25D, при этом НАСА хранит такие двигатели в «очищенной безопасной» среде в Космическом центре Стенниса «вместе со всеми наземные системы, необходимые для их обслуживания». [53] [54] Для «Артемиды-1» использовались блоки РС-25Д с серийными номерами E2045, E2056, E2058 и E2060 со всех трех орбитальных аппаратов. [55] Они были установлены на основной ступени к 6 ноября 2019 года. [56] Для «Артемиды-2» будут использоваться блоки с серийными номерами E2047, E2059, E2062 и E2063. [57] Они были установлены на основной сцене к 25 сентября 2023 года. [58]
В дополнение к РС-25Д, программа SLS использует главные двигательные установки (MPS, «водопровод», питающий двигатели) трех оставшихся орбитальных кораблей шаттлов для целей испытаний (которые были сняты в рамках вывода из эксплуатации орбитальных аппаратов). Первоначально предполагалось, что первые два запуска ( Артемида-1 и Артемида-2 ) будут использовать оборудование MPS космических кораблей «Атлантис» и «Индевор» на основных этапах. [52] [54] [59] Топливо SLS подается в двигатели из основной ступени ракеты, которая состоит из модифицированного внешнего бака космического корабля «Шаттл» с трубопроводом MPS и двигателями в кормовой части, а также межступенчатой конструкции наверху. [5]
Для первых двух миссий «Артемида» двигатели устанавливаются на основной ступени SLS в здании 103 сборочного завода в Мишуде ; [60] они будут установлены на технологическом комплексе космической станции в Кеннеди, начиная с «Артемиды-3» . [61] [62]
Как только оставшиеся RS-25D будут израсходованы, их следует заменить более дешевой одноразовой версией, получившей обозначение RS-25E. [5] В 2023 году компания Aerojet Rocketdyne сообщила о сокращении производственного времени и трудозатрат при производстве двигателей RS-25 нового производства, например, о сокращении времени изготовления силовой головки на 15% и сокращении на 22 месяца времени, необходимого для изготовить основную камеру сгорания. [63]
1 мая 2020 года НАСА заключило продление контракта на производство 18 дополнительных двигателей RS-25 с сопутствующими услугами на сумму 1,79 миллиарда долларов, в результате чего общая стоимость контракта SLS составила почти 3,5 миллиарда долларов. [64]
29 августа 2022 года запуск «Артемиды-1» был задержан из-за проблемы с инженерными датчиками на RS-25D #3 (серийный номер E2058), ошибочно сообщавшими, что он не остыл до идеальной рабочей температуры. [65]
16 ноября 2022 года «Артемида-1» стартовала со стартового комплекса 39B Космического центра Кеннеди . Это был первый полет двигателя RS-25 после последнего полета космического корабля «Шаттл» STS-135 21 июля 2011 года .
В 2015 году была проведена испытательная кампания по определению характеристик двигателя РС-25 с новым блоком управления двигателем при более низких температурах жидкого кислорода, с большим давлением на входе из-за более высокого бака с жидким кислородом основной ступени SLS и более высокого ускорения автомобиля; и с большим нагревом сопла благодаря четырехмоторной конфигурации и его расположению в одной плоскости с выхлопными соплами усилителя SLS. Также предстояло испытать новую абляционную теплозащитную изоляцию. [67] [ нужен лучший источник ] Испытания произошли 9 января (500 секунд), [68] 28 мая (450 секунд), [69] 11 июня (500 секунд), [67] 25 июня (650 секунд), [70] ] 17 июля (535 секунд), [71] 13 августа (535 секунд) [72] и 27 августа (535 секунд). [73]
По итогам этих испытаний еще четыре двигателя должны были пройти в новый цикл испытаний. [71] [ нужен лучший источник ] В 2017 году была начата новая серия тестов, предназначенных для оценки производительности в случаях использования SLS. [74]
28 февраля 2019 года НАСА провело 510-секундный испытательный запуск экспериментального RS-25 на 113 процентах первоначально проектной тяги в течение более 430 секунд, что примерно в четыре раза дольше, чем любое предыдущее испытание на этом уровне тяги. [75]
16 января 2021 года двигатели РС-25 были снова запущены в ходе огневых испытаний в рамках программы «Артемида». Первоначально испытание было запланировано как 8-минутное, но было прекращено на 67-й секунде из-за намеренно консервативных параметров испытаний, которые были нарушены в гидравлической системе вспомогательной силовой установки (CAPU) основной ступени двигателя 2 (серийный номер E2056) во время вектора тяги. испытание системы управления (ТВЦ). CAPU двигателя 2 был отключен автоматически, хотя, если бы эта проблема возникла во время полета, это не привело бы к прерыванию полета, поскольку оставшиеся CAPU способны питать системы TVC всех четырех двигателей. [76] В двигателе также произошел другой «крупный отказ компонента» в системе управления двигателем, который был вызван отказом приборов. Это привело бы к прерыванию обратного отсчета запуска во время фактической попытки запуска. [77]
18 марта 2021 года четыре двигателя активной ступени РС-25 были снова запущены в рамках второго огневого испытания активной ступени SLS, которое длилось полную продолжительность 500 секунд, [78] успешно сертифицировав активную часть ракеты «Артемида-1». ступенька для полета.
14 декабря 2022 года единственная разработка RS-25E, серийный номер E10001, предприняла 500-секундное испытание горячим огнем. Испытание было прервано при Т+209,5 из-за того, что тестовые системы впоследствии интерпретировали сигналы от группы неправильно настроенных акселерометров во время горячего пожара как превышающие допустимые пределы вибрации. [79] Испытания двигателя продолжились в 2023 году; 8 февраля 2023 года он был запущен в течение 500 секунд на мощности 111% и оснащен соплом нового производства. [80] Последующие испытания включали 600-секундный тест при мощности 111% 22 февраля, [81] 520-секундный тест при мощности 113% 8 марта, [82] 600-секундный тест при мощности 113% 21 марта. , [83] 500-секундное испытание на уровне мощности 113% 5 апреля, [84] 720-секундный пожар, при котором проверялась система подвеса двигателя для управления вектором тяги 26 апреля, [85] 630-секундное испытание 10 мая, [86] и еще пять 500-секундных тестов уровня мощности 113% без подвеса 23 мая, [39] 1 июня, [87] 8 июня, [88] 15 июня, [89] и 22 июня. [90] [ 36]
Опытно - конструкторская установка RS-25E E0525 со значительным включением новых компонентов прошла огневые испытания при мощности 111% в течение 550 секунд в ходе первых из серии сертификационных испытаний, начавшихся 17 октября 2023 года . ] Он был протестирован на уровне мощности 113% в течение 500 секунд 15 ноября [94] [95] и на уровне 113% в течение 650 секунд с подвесом 29 ноября 2023 года [96] до 113% в течение 500 секунд 17 января, 2024, [97] [98] [99] 23 января [100] [101] и 29 января [102] [103] до 113% на 550 секунд 23 февраля [104] [105] до 111% за 615 секунд 29 февраля [106] и до 113% на 600 секунд 6 марта [107] [108] [109] и 500 секунд 22 марта [110] и 27. [111]
24 мая 2017 года DARPA объявило, что выбрало компанию Boeing для завершения проектных работ по программе XS-1. Демонстратор технологий планировалось использовать двигатель Aerojet Rocketdyne AR-22. AR-22 был версией RS-25, детали которого были взяты из запасов Aerojet Rocketdyne и НАСА из ранних версий двигателя. [112] [113] В июле 2018 года компания Aerojet Rocketdyne успешно выполнила десять 100-секундных стрельб из AR-22 за десять дней. [114]
22 января 2020 года компания Boeing объявила о выходе из программы XS-1, не оставив AR-22 никакой роли. [115]
Эта статья включает общедоступные материалы с веб-сайтов или документов Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства .
В данную статью включен текст из этого источника, находящегося в свободном доступе .