RS -25 , также известный как главный двигатель космического челнока ( SSME ) [1] , представляет собой жидкотопливный криогенный ракетный двигатель , который использовался на космическом челноке НАСА и используется в системе космического запуска (SLS).
Разработанный и произведенный в Соединенных Штатах компанией Rocketdyne (позже Pratt & Whitney Rocketdyne и Aerojet Rocketdyne ), RS-25 сжигает криогенные (очень низкотемпературные) жидкие водородные и кислородные топлива, причем каждый двигатель выдает тягу 1859 кН (418 000 фунт -сил ) при старте. Хотя наследие RS-25 восходит к 1960-м годам, его согласованная разработка началась в 1970-х годах с первым полетом, STS-1 , 12 апреля 1981 года. RS-25 претерпел модернизацию за время своей эксплуатации для улучшения тяги двигателя, надежности, безопасности и нагрузки на техническое обслуживание.
Двигатель вырабатывает удельный импульс ( I sp ) 452 секунды (4,43 кН-сек/кг) в вакууме или 366 секунд (3,59 кН-сек/кг) на уровне моря, имеет массу около 3,5 тонн (7700 фунтов) и способен дросселировать от 67% до 109% от номинального уровня мощности с шагом в один процент. Компоненты RS-25 работают при температурах от −253 до 3300 °C (от −400 до 6000 °F). [1]
Space Shuttle использовал кластер из трех двигателей RS-25, установленных на корме орбитального аппарата , с топливом из внешнего бака . Двигатели использовались для движения на протяжении всего подъема космического аппарата, с общей тягой, увеличенной двумя твердотопливными ракетными ускорителями и двумя двигателями орбитальной маневренной системы AJ10 орбитального аппарата . После каждого полета двигатели RS-25 снимались с орбитального аппарата, проверялись, ремонтировались, а затем повторно использовались в другой миссии.
Четыре двигателя RS-25 установлены на каждой космической системе запуска, размещены в двигательном отсеке в основании основной ступени и расходуются после использования. Первые четыре полета космической системы запуска используют модернизированные и восстановленные двигатели, созданные для программы Space Shuttle. Последующие полеты будут использовать упрощенный двигатель RS-25E, называемый Production Restart, который находится на стадии испытаний и разработки.
Двигатель RS-25 состоит из насосов, клапанов и других компонентов, работающих совместно для создания тяги . Топливо ( жидкий водород ) и окислитель ( жидкий кислород ) из внешнего бака космического челнока поступали в орбитальный аппарат через разъединительные клапаны шлангокабеля и оттуда текли через питающие линии главной двигательной системы (MPS) орбитального аппарата; тогда как в космической системе запуска (SLS) топливо и окислитель из основной ступени ракеты поступают непосредственно в линии MPS. Попав в линии MPS, топливо и окислитель разветвляются на отдельные пути к каждому двигателю (три на космическом челноке, четыре на SLS). В каждой ветви предварительные клапаны затем позволяют топливу поступать в двигатель. [4] [5]
Попав в двигатель, топливо проходит через турбонасосы низкого давления топлива и окислителя (LPFTP и LPOTP), а оттуда — в турбонасосы высокого давления (HPFTP и HPOTP). Из этих HPTP топливо проходит по разным маршрутам через двигатель. Окислитель разделяется на четыре отдельных пути: в теплообменник окислителя , который затем разделяется на системы наддува бака окислителя и подавления pogo ; в турбонасос окислителя низкого давления (LPOTP); в предварительную камеру сгорания окислителя высокого давления, из которой он разделяется на турбину HPFTP и HPOTP, прежде чем снова объединиться в коллекторе горячего газа и отправиться в главную камеру сгорания (MCC); или непосредственно в инжекторы главной камеры сгорания (MCC).
Между тем, топливо поступает через главный топливный клапан в регенеративные системы охлаждения для сопла и MCC или через клапан охлаждающей жидкости камеры. Топливо, проходящее через систему охлаждения MCC, затем возвращается через турбину LPFTP, прежде чем быть направленным либо в систему наддува топливного бака, либо в систему охлаждения коллектора горячего газа (откуда оно поступает в MCC). Топливо в системах охлаждения сопла и клапана охлаждающей жидкости камеры затем отправляется через предварительные горелки в турбину HPFTP и HPOTP, прежде чем снова воссоединиться в коллекторе горячего газа, откуда оно поступает в инжекторы MCC. Попав в инжекторы, пропелленты смешиваются и впрыскиваются в основную камеру сгорания, где они воспламеняются. Выброс горящей топливной смеси через горловину и раструб сопла двигателя создает тягу. [4]
Турбонасос окислителя низкого давления (LPOTP) представляет собой насос осевого потока , который работает примерно на 5150 об/мин, приводимый в действие шестиступенчатой турбиной , работающей на жидком кислороде высокого давления из турбонасоса окислителя высокого давления (HPOTP). Он повышает давление жидкого кислорода с 0,7 до 2,9 МПа (от 100 до 420 фунтов на кв. дюйм), а поток из LPOTP затем подается в HPOTP. Во время работы двигателя повышение давления позволяет насосу окислителя высокого давления работать на высоких скоростях без кавитации . LPOTP, размеры которого примерно 450 на 450 мм (18 на 18 дюймов), соединен с топливным трубопроводом транспортного средства и поддерживается в фиксированном положении, будучи установленным на конструкции ракеты-носителя. [4]
Затем, перед HPOTP, устанавливается аккумулятор системы подавления колебаний pogo . [6] Для использования он предварительно и после заряжается He и заряжается газообразным O
2из теплообменника, и, не имея мембраны, он работает, непрерывно рециркулируя загружаемый газ. Внутри аккумулятора имеется ряд перегородок различных типов для контроля плескания и турбулентности, что само по себе полезно, а также для предотвращения утечки газа в канал окислителя низкого давления для всасывания в HPOTP.
HPOTP состоит из двух одноступенчатых центробежных насосов (главного насоса и насоса предварительной горелки), установленных на общем валу и приводимых в действие двухступенчатой турбиной горячего газа. Главный насос повышает давление жидкого кислорода с 2,9 до 30 МПа (от 420 до 4350 фунтов на кв. дюйм) при работе примерно со скоростью 28 120 об/мин, обеспечивая выходную мощность 23 260 л. с. (17,34 МВт ). Поток нагнетания HPOTP разделяется на несколько путей, один из которых приводит в действие турбину LPOTP. Другой путь идет к главному клапану окислителя и через него и попадает в главную камеру сгорания. Другой небольшой путь потока отводится и направляется в теплообменник окислителя . Жидкий кислород протекает через противозатопительный клапан, который не дает ему поступать в теплообменник до тех пор, пока не будет достаточно тепла для того, чтобы теплообменник использовал тепло, содержащееся в газах, выбрасываемых из турбины HPOTP, преобразуя жидкий кислород в газ. Газ отправляется в коллектор, а затем направляется для повышения давления в резервуаре с жидким кислородом. Другой путь входит в насос предварительной горелки второй ступени HPOTP, чтобы повысить давление жидкого кислорода с 30 до 51 МПа (4300 фунтов на кв . дюйм до 7400 фунтов на кв. дюйм). Он проходит через клапан предварительной горелки окислителя в предварительную горелку окислителя и через клапан предварительной горелки топлива в предварительную горелку топлива. Размеры HPOTP составляют приблизительно 600 на 900 мм (24 на 35 дюймов). Он крепится фланцами к коллектору горячего газа. [4]
Турбина HPOTP и насосы HPOTP установлены на общем валу. Смешение горячих газов, богатых топливом, в секции турбины и жидкого кислорода в главном насосе может создать опасность, и для предотвращения этого две секции разделены полостью, которая непрерывно продувается гелием, подаваемым двигателем во время работы двигателя. Два уплотнения минимизируют утечку в полость; одно уплотнение расположено между секцией турбины и полостью, а другое — между секцией насоса и полостью. Потеря давления гелия в этой полости приводит к автоматическому отключению двигателя. [4]
Турбонасос низкого давления топлива (LPFTP) представляет собой насос осевого потока, приводимый в действие двухступенчатой турбиной, работающей на газообразном водороде. Он повышает давление жидкого водорода с 30 до 276 фунтов на кв. дюйм (0,2–1,9 МПа) и подает его в турбонасос высокого давления топлива (HPFTP). 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 размеры приблизительно 450 на 600 мм (18 на 24 дюйма). Он соединен с топливным трубопроводом транспортного средства и поддерживается в фиксированном положении путем крепления к конструкции ракеты-носителя. [4]
HPFTP — это трехступенчатый центробежный насос, приводимый в действие двухступенчатой турбиной горячего газа. Он повышает давление жидкого водорода с 1,9 до 45 МПа (с 276 до 6515 фунтов на кв. дюйм (абс.)) и работает со скоростью около 35 360 об/мин при мощности 71 140 л. с. (53,05 МВт ). Поток нагнетания из турбонасоса направляется в главный клапан и 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 он используется для приведения в действие турбины LPFTP. Затем небольшая часть потока из LPFTP направляется в общий коллектор из всех трех двигателей, чтобы сформировать единый путь к баку жидкого водорода для поддержания давления. Оставшийся водород проходит между внутренней и внешней стенками коллектора горячего газа для его охлаждения, а затем выпускается 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 приблизительно 550 на 1100 мм (22 на 43 дюйма) и крепится к коллектору горячего газа фланцами. [4]
.jpg/1280px-IMG_9440_edited-1_(7392553592).jpg)
Окислитель и топливоподжигатели приварены к коллектору горячего газа. Топливо и окислитель поступают в подогреватели и смешиваются, чтобы обеспечить эффективное сгорание. Усиленный искровой воспламенитель представляет собой небольшую комбинированную камеру, расположенную в центре инжектора каждого подогревателя. Два двойных резервных искровых воспламенителя активируются контроллером двигателя и используются во время последовательности запуска двигателя для инициирования сгорания в каждом подогревателе. Они отключаются примерно через три секунды, поскольку процесс сгорания затем становится самоподдерживающимся. Поджигатели производят богатые топливом горячие газы, которые проходят через турбины для выработки мощности, необходимой для работы турбонасосов высокого давления. Выходящий поток подогревателя окислителя приводит в действие турбину, которая подключена к HPOTP и к насосу подогревателя окислителя. Выходящий поток подогревателя топлива приводит в действие турбину, которая подключена к HPFTP. [4]
Скорость турбин HPOTP и HPFTP зависит от положения соответствующих клапанов окислителя и предкамеры горения топлива. Эти клапаны позиционируются контроллером двигателя, который использует их для дросселирования потока жидкого кислорода к предкамерам и, таким образом, управляет тягой двигателя. Клапаны окислителя и предкамеры горения топлива увеличивают или уменьшают поток жидкого кислорода, тем самым увеличивая или уменьшая давление в камере предкамеры, скорость турбин HPOTP и HPFTP, а также поток жидкого кислорода и газообразного водорода в основную камеру сгорания, что увеличивает или уменьшает тягу двигателя. Клапаны окислителя и предкамеры горения топлива работают вместе, чтобы дросселировать двигатель и поддерживать постоянное соотношение топливной смеси 6,03:1. [3]
Главные клапаны окислителя и главного топлива управляют потоком жидкого кислорода и жидкого водорода в двигатель и управляются каждым контроллером двигателя. Когда двигатель работает, 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 через инжектор, который смешивает топливо. Смесь воспламеняется «усиленным искровым воспламенителем», пламенем H 2 /O 2 в центре головки инжектора. [7] Основная форсунка и купольный узел приварены к коллектору горячего газа, а MCC также прикреплена болтами к коллектору горячего газа. [4] MCC состоит из структурной оболочки, изготовленной из Inconel 718 , которая облицована сплавом меди , серебра и циркония под названием NARloy-Z, разработанным специально для RS-25 в 1970-х годах. Около 390 каналов вырезаны в стенке гильзы для транспортировки жидкого водорода через гильзу, чтобы обеспечить охлаждение MCC, поскольку температура в камере сгорания достигает 3300 °C (6000 °F) во время полета, что выше температуры кипения железа . [ 8 ] [9]
Альтернативой для конструкции двигателей RS-25, которые будут использоваться в миссиях SLS, является использование передовой конструкционной керамики, такой как тепловые барьерные покрытия (TBC) и керамические матричные композиты (CMC). [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 керамические оксидные слои, нанесенные на металлические компоненты, действующие как тепловой барьер между горячими газообразными продуктами сгорания и металлической оболочкой. TBC, нанесенный на оболочку Inconel 718 во время производства, может продлить срок службы двигателя и снизить расходы на охлаждение. Кроме того, CMC изучались в качестве замены суперсплавам на основе Ni и состоят из высокопрочных волокон (BN, C), непрерывно диспергированных в матрице SiC. MCC, состоящий из CMC, хотя и менее изучен и более далек от реализации, чем применение TBC, может предложить беспрецедентный уровень эффективности двигателя.
Сопло двигателя имеет длину 121 дюйм (3,1 м) с диаметром 10,3 дюйма (0,26 м) в горловине и 90,7 дюйма (2,30 м) на выходе. [11] Сопло представляет собой удлинение в форме колокола, прикрученное болтами к основной камере сгорания, называемое соплом Лаваля . Сопло RS-25 имеет необычно большую степень расширения (около 69:1) для давления в камере. [12] На уровне моря сопло с такой степенью расширения обычно подвергалось бы разделению потока струи от сопла, что вызвало бы трудности с управлением и даже могло бы механически повредить транспортное средство. Однако, чтобы помочь работе двигателя, инженеры Rocketdyne изменили угол стенок сопла от теоретического оптимального для тяги, уменьшив его вблизи выхода. Это повышает давление только вокруг обода до абсолютного давления между 4,6 и 5,7 фунта на квадратный дюйм (32 и 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, текущим через паяные каналы охлаждающей жидкости из нержавеющей стали. На космическом челноке опорное кольцо, приваренное к переднему концу сопла, является точкой крепления двигателя к теплозащитному экрану, поставляемому орбитальным аппаратом. Тепловая защита необходима из-за воздействия на части сопел во время запуска, подъема, на орбите и фазы входа в атмосферу миссии. Изоляция состоит из четырех слоев металлического ватина, покрытого металлической фольгой и экранированием. [4]
Каждый двигатель оснащен главным контроллером двигателя (MEC), интегрированным компьютером, который управляет всеми функциями двигателя (с помощью клапанов) и контролирует его работу. Созданный Honeywell Aerospace , каждый MEC изначально состоял из двух резервных компьютеров Honeywell HDC-601, [14] позже модернизированных до системы, состоящей из двух дважды резервных процессоров Motorola 68000 (M68000) (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 напрямую только к контроллеру, а каждый MEC затем подключается к универсальным компьютерам орбитального аппарата (GPC) или к комплекту авионики SLS через собственный блок интерфейса двигателя (EIU). [16] Использование выделенной системы также упрощает программное обеспечение и, таким образом, повышает его надежность.
Два независимых двухпроцессорных компьютера, A и B, образуют контроллер, обеспечивая избыточность системы. Отказ системы контроллера A автоматически приводит к переключению на систему контроллера B, не мешая эксплуатационным возможностям; последующий отказ системы контроллера B обеспечит плавное отключение двигателя. В каждой системе (A и B) два M68000 работают в режиме блокировки , тем самым позволяя каждой системе обнаруживать отказы, сравнивая уровни сигналов на шинах двух процессоров M68000 в этой системе. Если между двумя шинами обнаруживаются различия, то генерируется прерывание, и управление передается другой системе. Из-за тонких различий между M68000 от Motorola и второго исходного производителя TRW , каждая система использует M68000 от одного и того же производителя (например, система A будет иметь два ЦП Motorola, а система B будет иметь два ЦП, произведенных TRW). Память для контроллеров блока I была пластинчато -проволочного типа, которая функционирует аналогично памяти на магнитных сердечниках и сохраняет данные даже после выключения питания. [17] Контроллеры блока II использовали обычную статическую оперативную память КМОП . [15]
Контроллеры были спроектированы так, чтобы быть достаточно прочными, чтобы выдержать силы запуска, и оказались чрезвычайно устойчивыми к повреждениям. Во время расследования аварии Challenger два MEC (из двигателей 2020 и 2021), извлеченные со дна моря, были доставлены в Honeywell Aerospace для изучения и анализа. Один контроллер был сломан с одной стороны, и 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 подвергнуты вакуумной сушке , данные из этих блоков были извлечены для судебно-медицинской экспертизы. [18]
Для управления выходной мощностью двигателя MEC управляет пятью гидравлически приводимыми в действие клапанами топлива на каждом двигателе; клапаны окислителя предварительной горелки окислителя, окислителя предварительной горелки топлива, основного окислителя, основного топлива и охлаждающей жидкости камеры. В аварийной ситуации клапаны могут быть полностью закрыты с использованием системы подачи гелия двигателя в качестве резервной системы приведения в действие. [4]
В космическом челноке главные клапаны окислителя и топлива использовались после выключения для сброса остатков топлива, при этом остаточный жидкий кислород выходил через двигатель, а остаточный жидкий водород выходил через клапаны заполнения и слива жидкого водорода. После завершения сброса клапаны закрывались и оставались закрытыми до конца миссии. [4]
Клапан управления охлаждающей жидкостью установлен на перепускном канале охлаждающей жидкости камеры сгорания каждого двигателя. Контроллер двигателя регулирует количество газообразного водорода, проходящего в обход контура охлаждающей жидкости сопла, тем самым контролируя его температуру. Клапан охлаждающей жидкости камеры открыт на 100% перед запуском двигателя. Во время работы двигателя он открыт на 100% при настройках дроссельной заслонки от 100 до 109%. При настройках дроссельной заслонки от 65 до 100% его положение варьировалось от 66,4 до 100%. [4]
Каждый двигатель установлен с карданным подшипником , универсальным шаровым шарниром , который крепится болтами к ракете-носителю своим верхним фланцем и к двигателю своим нижним фланцем. Он представляет собой тяговый интерфейс между двигателем и ракетой-носителем, выдерживая 7480 фунтов (3390 кг) веса двигателя и выдерживая более 500 000 фунтов (2 200 000 Н) тяги. Помимо того, что он обеспечивает средство крепления двигателя к ракете-носителю, карданный подшипник позволяет двигателю поворачиваться (или «подвешиваться») вокруг двух осей свободы с диапазоном ±10,5°. [19] Это движение позволяет изменять вектор тяги двигателя, тем самым направляя транспортное средство в правильное положение. Сравнительно большой диапазон карданного подвеса необходим для коррекции импульса тангажа, который возникает из-за постоянно смещающегося центра масс, когда транспортное средство сжигает топливо в полете и после отделения ускорителя. Подшипниковый узел имеет размеры приблизительно 290 на 360 мм (11 на 14 дюймов), массу 105 фунтов (48 кг) и изготовлен из титанового сплава. [6]
Турбонасосы низкого давления кислорода и топлива низкого давления были установлены на 180° друг от друга на хвостовой части фюзеляжа тяговой конструкции орбитального аппарата. 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 находится в карданном подвесе для управления вектором тяги, а также для предотвращения повреждения насосов при приложении к ним нагрузок. Линия жидкого водорода от LPFTP к HPFTP изолирована для предотвращения образования жидкого воздуха. [4]
В дополнение к системам топлива и окислителя, основная двигательная установка ракеты-носителя также оснащена гелиевой системой, состоящей из десяти резервуаров для хранения в дополнение к различным регуляторам, обратным клапанам, распределительным линиям и регулирующим клапанам. Система используется в полете для продувки двигателя и обеспечивает давление для приведения в действие клапанов двигателя в системе управления топливом и во время аварийных отключений. Во время входа в атмосферу, на космическом челноке, весь оставшийся гелий использовался для продувки двигателей во время входа в атмосферу и для повторного давления. [4]
История RS-25 восходит к 1960-м годам, когда Центр космических полетов имени Маршалла NASA и Rocketdyne проводили серию исследований двигателей высокого давления, разработанных на основе успешного двигателя J-2, использовавшегося на верхних ступенях S-II и S-IVB ракеты Saturn V во время программы Apollo . Исследования проводились в рамках программы модернизации двигателей Saturn V, в результате которой был разработан проект двигателя верхней ступени с усилием 350 000 фунтов силы (1600 кН), известного как HG-3 . [20] Поскольку финансирование Apollo сокращалось, HG-3 был отменен, как и модернизированные двигатели F-1, которые уже проходили испытания. [21] Именно проект HG-3 лег в основу RS-25. [22]
Между тем, в 1967 году ВВС США финансировали исследование передовых ракетных двигательных систем для использования в проекте Isinglass , при этом Rocketdyne попросили исследовать двигатели Aerospike , а Pratt & Whitney (P&W) — исследовать более эффективные обычные двигатели типа сопла Лаваля . По завершении исследования P&W выдвинула предложение о двигателе тягой 250 000 фунтов-сил под названием XLR-129 , который использовал двухпозиционное расширяющееся сопло для обеспечения повышенной эффективности в широком диапазоне высот. [23] [24]
В январе 1969 года NASA заключило контракты с General Dynamics, Lockheed, McDonnell Douglas и North American Rockwell на инициирование ранней разработки Space Shuttle. [25] В рамках этих исследований «Фазы А» вовлеченные компании выбрали модернизированную версию XLR-129, развивающую 415 000 фунтов силы (1850 кН), в качестве базового двигателя для своих проектов. [23] Эту конструкцию можно найти во многих запланированных версиях Shuttle вплоть до окончательного решения. Однако, поскольку NASA было заинтересовано в продвижении современного уровня техники всеми способами, они решили выбрать гораздо более продвинутую конструкцию, чтобы «ускорить прогресс технологии ракетных двигателей». [12] [23] Они призвали к 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 концептуальные исследования основного двигателя «Фазы B», требующий разработки дросселируемого, ступенчатого сгорания , двигателя типа Де Лаваля. [12] [23] Запрос был основан на тогдашнем проекте космического челнока, который имел две многоразовые ступени, орбитальный аппарат и пилотируемый ускоритель возврата, и требовал одного двигателя, который мог бы приводить в действие оба аппарата через два разных сопла (12 двигателей ускорителя с тягой на уровне моря 550 000 фунтов силы (2400 кН) каждый и 3 двигателя орбитального аппарата с тягой в вакууме 632 000 фунтов силы (2810 кН) каждый). [12] Для получения финансирования были выбраны Rocketdyne, P&W и Aerojet General , хотя, учитывая уже продвинутые разработки P&W (демонстрация работающего концептуального двигателя 350 000 фунтов силы (1600 кН) в течение года) и предыдущий опыт Aerojet General в разработке двигателя M-1 1 500 000 фунтов силы (6700 кН) , Rocketdyne была вынуждена вложить большую сумму частных денег в процесс проектирования, чтобы позволить компании догнать своих конкурентов. [23]
К моменту заключения контракта бюджетные ограничения привели к тому, что конструкция шаттла была изменена на окончательную конфигурацию орбитального аппарата, внешнего бака и двух ускорителей, и поэтому двигатель требовался только для питания орбитального аппарата во время подъема. [12] В течение годичного периода исследований «Фазы B» компания Rocketdyne смогла использовать свой опыт разработки двигателя HG-3 для проектирования своего предложения SSME, создав прототип к январю 1971 года. Двигатель использовал новый разработанный Rocketdyne медно - циркониевый сплав (называемый NARloy-Z) и был испытан 12 февраля 1971 года, создав давление в камере 3172 фунта на квадратный дюйм (21 870 кПа). Три компании-участницы подали свои заявки на разработку двигателя в апреле 1971 года, а Rocketdyne получила контракт 13 июля 1971 года, хотя работа по разработке двигателя началась только 31 марта 1972 года из-за юридического спора со стороны P&W. [12] [23]
После заключения контракта в сентябре 1972 года был проведен предварительный обзор проекта, за которым последовал критический обзор проекта в сентябре 1976 года, после чего была установлена конструкция двигателя и началось строительство первого комплекта двигателей, пригодных для полета. Окончательный обзор всех компонентов Space Shuttle, включая двигатели, был проведен в 1979 году. Обзоры проекта проводились параллельно с несколькими этапами испытаний, начальными испытаниями, состоящими из отдельных компонентов двигателя, которые выявили недостатки в различных областях конструкции, включая HPFTP, HPOTP, клапаны, сопло и предварительные горелки топлива. За испытаниями отдельных компонентов двигателя последовало первое испытание полного двигателя (0002) 16 марта 1977 года, после того как его окончательная сборочная линия была установлена на главном заводе Rocketdyne в Канога-Парке, Лос-Анджелес . [26] NASA указало, что перед первым полетом шаттла двигатели должны были пройти не менее 65 000 секунд испытаний, что было достигнуто 23 марта 1980 года, при этом к моменту STS-1 двигатель прошел 110 253 секунды испытаний как на испытательных стендах в Космическом центре Стенниса , так и на установке на основном испытательном стенде (MPTA). Первый комплект двигателей (2005, 2006 и 2007) был доставлен в Космический центр Кеннеди в 1979 году и установлен на Columbia , а затем был снят в 1980 году для дальнейшего тестирования и переустановлен на орбитальном аппарате. Двигатели, которые были в конфигурации первого пилотируемого орбитального полета (FMOF) и сертифицированы для работы на 100% номинальном уровне мощности (RPL), были запущены в двадцатисекундном режиме готовности к полету 20 февраля 1981 года и после проверки были объявлены готовыми к полету. [12]
Каждый космический челнок имел три двигателя RS-25, установленных в кормовой части орбитального корабля Space Shuttle в Orbiter Processing Facility до того, как орбитальный корабль был перемещен в здание сборки транспортных средств . При необходимости двигатели можно было заменить на стартовой площадке. Двигатели, получающие топливо из внешнего бака Space Shuttle (ET) через главную двигательную установку (MPS) орбитального корабля, были включены за T−6,6 секунд до старта (при этом каждое включение было смещено на 120 мс [27] ), что позволяло проверить их работу до включения твердотопливных ракетных ускорителей Space Shuttle (SRB), которые обеспечивали запуск шаттла. [28] При запуске двигатели работали на 100% RPL, дросселируя до 104,5% сразу после старта. Двигатели будут поддерживать этот уровень мощности примерно до T+40 секунд, где они будут сбрасываться примерно до 70%, чтобы уменьшить аэродинамические нагрузки на стек шаттла, когда он пройдет через область максимального динамического давления, или макс. q . [примечание 1] [23] [27] Затем двигатели будут сбрасываться обратно примерно до T+8 минут, после чего они будут постепенно сбрасываться до 67%, чтобы предотвратить превышение стеком ускорения в 3 g , поскольку он станет постепенно легче из-за потребления топлива. Затем двигатели были выключены, процедура, известная как отключение основного двигателя (MECO), примерно в T+8,5 минут. [23]
После каждого полета двигатели снимались с орбитального аппарата и переносились в Центр обработки основных двигателей космических челноков (SSMEPF), где их проверяли и ремонтировали для подготовки к повторному использованию в последующем полете. [29] В общей сложности 46 многоразовых двигателей RS-25, каждый стоимостью около 40 миллионов долларов США, были запущены в эксплуатацию во время программы Space Shuttle, причем каждый новый или отремонтированный двигатель, поступающий в полетный инвентарь, требовал летной квалификации на одном из испытательных стендов в Космическом центре имени Стенниса перед полетом. [27] [30] [31]
В ходе программы Space Shuttle RS-25 прошел ряд модернизаций, включая изменения камеры сгорания, улучшенные сварные швы и изменения турбонасоса в попытке улучшить производительность и надежность двигателя и, таким образом, сократить объем необходимого обслуживания после использования. В результате, в ходе программы использовались несколько версий RS-25: [9] [23] [25] [27] [32] [33] [34] [35] [36]
Наиболее очевидным эффектом модернизации RS-25, полученной в рамках программы Space Shuttle, стали улучшения в дроссельной заслонке двигателя. В то время как двигатель FMOF имел максимальную мощность 100% RPL, двигатели Block II могли дросселировать до 109% или 111% в аварийной ситуации, при этом обычные летные характеристики составляли 104,5%. Существующие двигатели, используемые в Space Launch System, дросселируются до 109% мощности во время нормального полета, в то время как новые двигатели RS-25, произведенные для Space Launch System, должны работать на 111% дроссельной заслонке, [38] при испытании мощности 113%. [39] [40] Эти увеличения уровня дроссельной заслонки существенно повлияли на тягу, создаваемую двигателем: [6] [27]
Указание уровней мощности свыше 100% может показаться бессмысленным, но в этом была логика. Уровень 100% не означает максимально достижимый уровень физической мощности, скорее это была спецификация, выбранная во время разработки двигателя — ожидаемый номинальный уровень мощности. Когда более поздние исследования показали, что двигатель может безопасно работать на уровнях свыше 100%, эти более высокие уровни стали стандартными. Сохранение исходного соотношения уровня мощности и физической тяги помогло уменьшить путаницу, поскольку оно создало неизменную фиксированную связь, так что данные испытаний (или эксплуатационные данные прошлых или будущих миссий) можно было легко сравнивать. Если уровень мощности был увеличен, и это новое значение было заявлено как 100%, то все предыдущие данные и документация требовали либо изменения, либо перекрестной проверки относительно того, какая физическая тяга соответствовала уровню мощности 100% на эту дату. [12] Уровень мощности двигателя влияет на надежность двигателя, при этом исследования указывают на то, что вероятность отказа двигателя быстро увеличивается при уровнях мощности свыше 104,5%, поэтому уровни мощности свыше 104,5% сохранялись только для использования в непредвиденных обстоятельствах. [32]
В ходе программы Space Shuttle было использовано в общей сложности 46 двигателей RS-25 (один дополнительный RS-25D был построен, но так и не использовался). В течение 135 миссий, в общей сложности 405 отдельных миссий двигателей, [30] Pratt & Whitney Rocketdyne сообщает о 99,95% надежности, с единственным отказом SSME в полете, произошедшим во время миссии STS-51-F космического челнока Challenger . [3] Однако двигатели пострадали от ряда отказов пусковых площадок (отказы избыточного набора секвенсора запуска, или RSLS) и других проблем в ходе программы:
В период, предшествовавший окончательному выводу из эксплуатации Space Shuttle , предлагались различные планы относительно оставшихся двигателей, начиная от того, чтобы все они оставались в NASA, до того, чтобы все они были переданы (или проданы по цене от 400 000 до 800 000 долларов США за штуку) различным учреждениям, таким как музеи и университеты. [48] Эта политика последовала за изменениями в запланированных конфигурациях грузового ракетоносителя Ares V и ракетоносителя Ares I программы Constellation , которые, как планировалось, должны были использовать RS-25 на первой и второй ступенях соответственно. [49] Хотя эти конфигурации изначально казались стоящими, поскольку они использовали бы современные технологии после вывода из эксплуатации шаттла в 2010 году, у плана было несколько недостатков: [49]
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 (которые были основаны как на двигателе SSME, так и на двигателе J-2 эпохи Apollo) на основной ступени Ares V; это означало, что RS-25 будет выведен из эксплуатации вместе с флотом Shuttle. [49] Однако в 2010 году NASA было приказано остановить программу Constellation, а вместе с ней и разработку Ares I и Ares V, вместо того, чтобы сосредоточиться на создании новой тяжелой ракеты-носителя. [50]
14 сентября 2011 года, после вывода из эксплуатации космических челноков , НАСА объявило, что будет разрабатывать новую ракету-носитель, известную как Space Launch System (SLS), для замены флота шаттлов. [51] Конструкция SLS включает RS-25 как часть ее основной ступени , при этом различные версии ракеты оснащаются от трех до пяти двигателей. [52] [53] Первоначальные полеты новой ракеты-носителя будут использовать ранее летавшие двигатели Block II RS-25D, при этом НАСА хранит такие двигатели в «прочищенной безопасной» среде в Космическом центре имени Стенниса, «вместе со всеми наземными системами, необходимыми для их обслуживания». [54] [55] Для Artemis I использовались блоки RS-25D с серийными номерами E2045, E2056, E2058 и E2060 со всех трех орбитальных аппаратов. [56] Они были установлены на основной ступени к 6 ноября 2019 года. [57] Для Artemis II будут использоваться блоки с серийными номерами E2047, E2059, E2062 и E2063. [58] Они были установлены на основной ступени к 25 сентября 2023 года. [59]
В дополнение к RS-25D, программа SLS использует главные двигательные системы (MPS, «трубопровод», питающий двигатели) от трех оставшихся орбитальных аппаратов шаттла для целей тестирования (которые были демонтированы в рамках вывода из эксплуатации орбитальных аппаратов), при этом первые два запуска ( Artemis I и Artemis II ) изначально предполагали использование оборудования MPS от космических челноков Atlantis и Endeavour в их основных ступенях. [53] [55] [60] Топливо SLS подается в двигатели из основной ступени ракеты, которая состоит из модифицированного внешнего бака Space Shuttle с трубопроводом MPS и двигателями в его кормовой части и межступенчатой структурой наверху. [5]
Для первых двух миссий Artemis двигатели устанавливаются на основной ступени SLS в здании 103 сборочного цеха Michoud ; [61] они будут установлены в технологическом цехе космической станции в Кеннеди, начиная с Artemis III . [62] [63]
После того, как оставшиеся двигатели RS-25D будут израсходованы, их заменят более дешевой, одноразовой версией, обозначенной RS-25E. [5] В 2023 году компания Aerojet Rocketdyne сообщила о сокращении времени изготовления и трудозатрат при изготовлении новых двигателей RS-25, например, о сокращении времени изготовления силовой головки на 15 % и сокращении времени, необходимого для изготовления основной камеры сгорания, на 22 месяца. [64]
1 мая 2020 года НАСА продлило контракт на производство 18 дополнительных двигателей RS-25 с сопутствующими услугами на сумму 1,79 млрд долларов, в результате чего общая стоимость контракта по SLS достигла почти 3,5 млрд долларов. [65]
29 августа 2022 года запуск Artemis I был задержан из-за проблем с техническими датчиками на RS-25D № 3 (серийный номер E2058), которые ошибочно сообщили, что он не остыл до идеальной рабочей температуры. [66]
16 ноября 2022 года корабль Artemis I стартовал с пусковой площадки 39B Космического центра Кеннеди . Это был первый запуск двигателя RS-25 после последнего полета космического челнока STS-135 21 июля 2011 года. [67]
В 2015 году была проведена испытательная кампания для определения производительности двигателя RS-25 с новым блоком управления двигателем при более низких температурах жидкого кислорода, с большим давлением на входе из-за более высокого бака жидкого кислорода основной ступени SLS и более высокого ускорения транспортного средства; и с большим нагревом сопла из-за конфигурации из четырех двигателей и его положения в плоскости с выхлопными соплами ускорителя SLS. Новая абляционная теплоизоляция экрана также должна была быть испытана. [68] [ необходим лучший источник ] Испытания проводились 9 января (500 секунд), [69] 28 мая (450 секунд), [70] 11 июня (500 секунд), [68] 25 июня (650 секунд), [71] 17 июля (535 секунд), [72] 13 августа (535 секунд) [73] и 27 августа (535 секунд). [74]
После этих испытаний еще четыре двигателя должны были войти в новый цикл испытаний. [72] [ необходим лучший источник ] Новая серия испытаний, предназначенная для оценки производительности в случаях использования SLS, была начата в 2017 году. [75]
28 февраля 2019 года НАСА провело 510-секундный испытательный запуск опытного образца RS-25 на уровне 113 процентов от первоначально рассчитанной тяги в течение более 430 секунд, что примерно в четыре раза дольше, чем любой предыдущий тест на этом уровне тяги. [76]
16 января 2021 года двигатели RS-25 были снова запущены во время огневого испытания в рамках программы Artemis. Первоначально испытание было запланировано как 8-минутное испытание, но было прекращено на 67-й секунде из-за намеренного нарушения консервативных параметров испытания в гидравлической системе вспомогательной силовой установки (CAPU) основной ступени двигателя 2 (серийный номер E2056) во время испытания системы управления вектором тяги (TVC). CAPU двигателя 2 был отключен автоматически, хотя, если бы эта проблема возникла во время полета, она бы не привела к отмене, поскольку оставшиеся CAPU способны питать системы TVC всех четырех двигателей. [77] Двигатель также претерпел другой «основной отказ компонента» в системе управления двигателем, который был вызван отказом приборов. Это вызвало бы отмену обратного отсчета запуска во время фактической попытки запуска. [78]
18 марта 2021 года четыре двигателя основной ступени RS-25 были снова запущены в рамках второго огневого испытания основной ступени SLS, которое длилось в общей сложности 500 секунд [79] , успешно сертифицировав основную ступень Artemis I для полета.
14 декабря 2022 года единственная разработка RS-25E, серийный номер E10001, попыталась провести 500-секундный тест на огневом огне. Тест был прерван в T+209.5 из-за того, что испытательные системы впоследствии интерпретировали сигналы от группы неправильно настроенных акселерометров во время огневого огня как превышающие допустимые пределы вибрации. [80] Испытания двигателя продолжились в 2023 году; 8 февраля 2023 года он был запущен в течение 500 секунд на мощности 111%, оснащенный соплом нового производства. [81] Последующие испытания включали 600-секундный тест на мощности 111% 22 февраля, [82] 520-секундный тест на мощности 113% 8 марта, [83] 600-секундный тест на мощности 113% 21 марта, [84] 500-секундный тест на уровне мощности 113% 5 апреля, [85] 720-секундный пожар, который проверял систему управления вектором тяги двигателя на карданном подвесе 26 апреля, [86] 630-секундный тест 10 мая, [87] и еще пять 500-секундных тестов на уровне мощности 113% без карданного подвеса 23 мая, [40] 1 июня, [88] 8 июня, [89] 15 июня, [90] и 22 июня. [91] [37]
Опытный образец RS-25E E0525 со значительным включением новых компонентов, включая переработанное сопло, гидравлические приводы, гибкие воздуховоды и турбонасосы, был испытан горячим огнем на уровне мощности 111% в течение 550 секунд в первом из серии сертификационных испытаний, начавшихся 17 октября 2023 года. [92] [93] [94] Он был испытан на уровне мощности 113% в течение 500 секунд 15 ноября, [95] [96] и на уровне 113% в течение 650 секунд с карданным подвесом 29 ноября 2023 года, [97] до 113% в течение 500 секунд 17 января 2024 года, [98] [99] [100] 23 января, [101] [102] и 29 января, [103] [104] до 113% в течение 550 секунд в феврале 23, [105] [106] до 111% в течение 615 секунд 29 февраля [107] и до 113% в течение 600 секунд 6 марта [108] [109] [110] и 500 секунд 22 марта [111] и 27, [112] и 3 апреля. [113]
24 мая 2017 года DARPA объявило, что выбрало компанию Boeing для завершения проектных работ по программе XS-1. Планировалось, что демонстратор технологий будет использовать двигатель Aerojet Rocketdyne AR-22. AR-22 был версией RS-25, с деталями, полученными от Aerojet Rocketdyne и запасов NASA из ранних версий двигателя. [114] [115] В июле 2018 года Aerojet Rocketdyne успешно выполнила десять 100-секундных запусков AR-22 за десять дней. [116]
22 января 2020 года компания Boeing объявила о выходе из программы XS-1, не оставив места для AR-22. [117]
В статье использованы материалы, являющиеся общественным достоянием, с веб-сайтов или документов Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства .
В данной статье использован текст из этого источника, находящегося в общественном достоянии .