| RS-25/SSME (RS-25) | |
|---|---|
| Testy na stojanu hlavního motoru raketoplánu . | |
| Typ | LRE |
| Pohonné hmoty | kapalný vodík |
| Oxidátor | kapalný kyslík |
| spalovací komory | jeden |
| Země | USA |
| Používání | |
| Provozní doba | 12. dubna 1981 - v provozu |
| aplikace | Raketoplán (vesmírný raketoplán), SLS |
| Výroba | |
| Konstruktér | Rocketdyne , USA |
| Doba stvoření | 1972 - 1977 |
| Vyrobeno | od 18. února 1977 |
| Hmotnostní a rozměrové charakteristiky |
|
| Hmotnost | 3390 kg |
| Výška | 4240 mm |
| Průměr | 2400 mm |
| Provozní vlastnosti | |
| tah |
222,6 tf ve vakuu (104,5% tah) 181,4 tf na hladině moře |
| Specifický impuls |
452,5 s ve vakuu 363 s na hladině moře |
| Pracovní doba | 520 c |
| Tlak ve spalovací komoře | 18,9 MPa (192,7 at ) |
| Stupeň expanze | 77,50 |
| poměr tahu a hmotnosti | 73,12 |
| Mediální soubory na Wikimedia Commons | |
RS-25 (Rocket system 25, eng. Rocket System 25, RS-25 ) nebo SSME ( eng. Space Shuttle Main Engine - hlavní motor raketoplánu) je raketový motor na kapalné palivo (LRE) z Rocketdine , USA . Byl použit na kluzáku vesmírného dopravního systému Space Shuttle , z nichž každý byl vybaven třemi takovými motory. Hlavními složkami motorového paliva jsou kapalný kyslík ( okysličovadlo ) a vodík ( palivo ). RS-25 využívá schéma uzavřeného cyklu (s dodatečným spalováním generátorového plynu).
RS-25 ve své aplikaci na raketoplánu spaluje kapalný kyslík a vodík, které pocházejí z centrální nádrže dopravního systému. Raketoplán MTKK používal tři tyto motory při startu do vesmíru kromě tahu zajišťovaného pevnými posilovači (kromě tří hlavních motorů měl raketoplán kolem svého povrchu 44 menších raketových motorů, které byly součástí orbitálního manévrovacího systému a jet control system (RCS), poskytující možnost manévrování na oběžné dráze). Občas byl při startu použit i orbitální manévrovací systém (OMS).
Každý takový motor poskytuje až 181,4 tf (1,8 MN ) tahu při startu. Specifický impuls RS-25 je 453 s ve vakuu a 363 s na hladině moře (4440, resp. 3560 m/s). Hmotnost motoru je 3,2 tuny.
Vlastnosti implementace tohoto motoru jsou:
LRE RS-25 funguje při extrémních teplotách. Kapalný vodík používaný jako palivo se skladuje při -253°C, přičemž teplota ve spalovací komoře dosahuje 3300°C, což je nad bodem varu železa . Během provozu spotřebují RS-25 3917 litrů paliva za sekundu. Hmotnostní průtok složek v tomto případě:
K vypnutí motoru dochází následovně: palivo a okysličovadlo čerpané potrubím z centrální nádrže přestane proudit kvůli zablokování přístupu zbytků paliva do systému; palivový systém, včetně napojení na tři SSME, zůstává otevřený, aby mohl odvádět zbytkové palivo z potrubí.
Motory byly po každém letu demontovány a přemístěny do inspekčního centra SSME ( SSME Processing Facility, SSMEPF ) ke kontrole a výměně všech potřebných součástí.
Okysličovadlo z externí palivové nádrže vstupuje do orbiteru u dokovacího spojení raketoplánu s externí nádrží a poté do hlavního systému dodávky kapalného kyslíku raketoplánu. Tam se větví do tří kanálů, jeden pro každý motor. V každé větvi musí být otevřený předventil kapalného kyslíku, aby mohl proudit do pomocného THA okysličovadla ( angl. Low Pressure Oxidizer Turbopump, LPOTP ).
Booster THA okysličovadla je tvořen axiálním čerpadlem otáčeným šestistupňovou turbínou, která je napájena kapalným kyslíkem odebraným z výstupu hlavního kyslíkového čerpadla. Čerpadlo této TNA zvyšuje tlak kapalného kyslíku z 100 na 422 psi (0,7 až 2,9 MPa ; 6,8 až 29,6 atm ). Hřídel LPOTP se otáčí rychlostí přibližně 5150 ot./min (85,8 ot./min .). Booster THA okysličovadlo má rozměry přibližně 457 x 457 mm (18 x 18 palců) a je připojen k přívodnímu potrubí kapalného kyslíku a připojen ke konstrukci raketoplánu. Proud z posilovacího THA okysličovadla je přiváděn do hlavního okysličovadla hlavního HHA okysličovadla (dále jen THA okysličovadlo - anglicky High-Pressure Oxidizer Turbopump, HPOTP ). HPOTP se skládá ze dvou jednostupňových odstředivých čerpadel – hlavního okysličovadla a zplynovacího okysličovadla – které jsou namontovány na stejné hřídeli a poháněny dvoustupňovou turbínou, která je zase poháněna generátorovým plynem z okysličovadla GG. THA. Když je motor v chodu, natlakování okysličovadla předčerpadla umožňuje, aby čerpadlo hlavního okysličovadla HPOTP pracovalo při vysokých rychlostech bez kavitace .
Hlavní čerpadlo okysličovadla zvyšuje tlak okysličovadla z 422 psi na výstupu pomocného čerpadla okysličovadla na 4300 psi (2,9 až 30 MPa; 29,6 až 306 atm) a otáčí se rychlostí 28 120 ot./min. (468,7 ot./min.). Proud kapalného kyslíku za hlavním okysličovadlem je rozdělen do čtyř částí:
Protože turbína a čerpadla HPOTP jsou namontovány na společné hřídeli a turbína je poháněna proudem horkého redukčního generátorového plynu, vytváří tato oblast nebezpečnou blízkost redukčního plynu v turbíně a kapalného kyslíku v hlavním čerpadle. Z tohoto důvodu jsou THA turbína okysličovadla a hlavní čerpadlo okysličovadla od sebe odděleny dutinou s těsněním, do které je při provozu motoru přiváděno helium o tlaku převyšujícím tlak okysličovadla na výstupu z čerpadla. Snížení tlaku helia vede k automatickému vypnutí motoru.
Velikost THA oxidačního zařízení je přibližně 610 x 914 mm (24 x 36 palců). Je připojen přírubou ke sběrnému potrubí generátorového plynu.
Palivo ( kapalný vodík ) vstupuje do raketoplánu přes dělený ventil přívodního potrubí a v rozdělovači se rozvětvuje na tři stejné přívodní větve ke každému motoru. V každé větvi přívodu kapalného vodíku umožňuje předřazený ventil kapalnému vodíku vstupovat do nízkotlakého palivového turbočerpadla (LPFTP ) , když je předřazený ventil otevřený.
Palivový posilovač HP tvoří axiální čerpadlo poháněné dvoustupňovou turbínou, kterou roztáčí plynný vodík vycházející z chladicího pláště kritické části trysky a spalovací komory. Čerpadlo této HP zvyšuje tlak kapalného vodíku z 30 na 276 psi (z 0,2 na 1,9 MPa ; z 2,0 na 19,4 atm ) a dodává jej do palivového čerpadla hlavního palivového HP (dále jen PHM paliva ) Vysokotlaké palivové turbočerpadlo, HPFTP ) . Když motor běží, natlakování pomocného palivového čerpadla umožňuje hlavnímu palivovému čerpadlu pracovat při vysokých otáčkách bez kavitace. Palivový posilovač THA se otáčí frekvencí 16185 ot./min (cca 270 ot./min.). Velikost palivového posilovače THA je 18 x 24 palců (přibližně 457 x 610 mm). Je připojen k přívodnímu potrubí kapalného vodíku a je připojen ke konstrukci raketoplánu na opačné straně pomocného TNA oxidátoru. Potrubí pro kapalný vodík z LPFTP do HPFTP je tepelně izolováno, aby se zabránilo zkapalňování vzduchu na jeho povrchu.
Palivovou VE tvoří třístupňové odstředivé palivové čerpadlo poháněné dvoustupňovou turbínou, kterou roztáčí redukční horký plyn z topného plynu. Čerpadlo tohoto TNA zvyšuje tlak kapalného vodíku z 276 - na výstupu z palivového pomocného čerpadla - na 6515 psi (z 1,9 na 45 MPa ; z 19,4 na 458,9 atm ). Palivové čerpadlo se točí rychlostí 35 360 ot./min (cca 589 ot./min.). Proud kapaliny na výstupu z čerpadla je směrován do hlavního palivového ventilu a poté je rozdělen do tří větví:
Velikost paliva THA je 22 x 44 palců (přibližně 559 x 1117 mm). Je připojen přírubou ke sběrnému potrubí generátorového plynu.
Okysličovadlo a generátory topného plynu jsou přivařeny ke sběračům horkého plynu. Palivo a okysličovadlo vstupují do obou GG a mísí se tak, aby mohlo dojít ke spalování. Zapalovače jsou umístěny ve středu směšovací hlavy každého GG a představují malou předkomoru. Každý zapalovač obsahuje dva jiskrové zapalovače (pro účely redundance), které jsou řízeny řídicí jednotkou motoru a používají se během procesu spouštění motoru k zapálení každého GG. Zhruba po třech sekundách se vypnou, protože spalovací proces v GG se stává samoudržovacím. Palivový generátor generuje redukční generátorový plyn (plyn s přebytkem nedokonale spáleného paliva), který prochází palivovou VT turbínou a roztáčí ji, přičemž roztáčí VT čerpadlo. Okysličovadlo HG také generuje redukční generátorový plyn, který prochází turbínou okysličovadla THA a roztáčí ji, čímž otáčí čerpadla THA okysličovadla.
Tah motoru je řízen pěti ventily na každém motoru (GG Oxidizer Oxidizer, GG Fuel Oxidizer, Main Oxidizer Valve, Main Fuel Valve, Critical Nozzle Cooling Control Valve), které jsou ovládány hydraulicky a řízeny elektrickými signály z ovladače motoru. Mohou být zcela uzavřeny pomocí systému napájení heliem jako záložního ovládacího systému.
Rychlosti otáčení hřídelů THA okysličovadla a THA paliva závisí na tlaku horkého plynu generovaného v odpovídajícím GG. Tyto ventily jsou řízeny řídicí jednotkou motoru, která pomocí nich zvyšuje nebo snižuje průtok kapalného kyslíku přes odpovídající GG, zvyšuje nebo snižuje tlaky v plynových generátorech, čímž zvyšuje nebo snižuje otáčky obou turbín hlavního HP, zvýšení nebo snížení průtoku obou složek čerpaných odpovídajícími čerpadly vysokým tlakem, což zvyšuje nebo snižuje tah motoru. Oxidační ventily obou GG spolupracují na řízení tahu motoru a udržování konstantního poměru průtoku složek 6:1.
Hlavní okysličovací ventil a hlavní palivový ventil řídí tok kapalného kyslíku a kapalného vodíku do motoru a jsou řízeny ovladači každého motoru. Při běžícím motoru jsou hlavní ventily obou komponent plně otevřené.
Řízení okysličovadla a paliva THA je prováděno regulátorem motoru regulací průtoků komponent pomocí ventilů tak, aby byl zachován hmotnostní poměr komponent paliva rovný 6:1.
Spalovací komora (CC) přijímá horký plyn obohacený palivem z potrubí chladicího pláště. Plynný vodík a kapalný kyslík vstupují do spalovací komory přes vstřikovač, který míchá složky paliva. Malý elektrický zapalovač dodatečného spalování je umístěn ve středu vstřikovače. Dvojitý pohotovostní zapalovač se používá při startování motoru k zahájení spalovacího procesu. Hlavní vstřikovač a CC kužel jsou přivařeny k rozdělovači horkého plynu. Kromě toho je CS připojen ke sběrači horkých plynů pomocí šroubových spojů.
Vnitřní povrch OCS a trysky je chlazen kapalným vodíkem , který proudí svařenými nerezovými kanály ve stěně. Tryska je zvonovitý nástavec tělesa CS, který je s ním spojen šrouby . Délka je 2,9 m, vnější průměr u základny je 2,4 m. Nosný prstenec, který je přivařen k hornímu konci trysky, je připojovacím bodem pro vnější tepelný štít orbiteru. Tepelná ochrana je nezbytná pro části motoru, které jsou vystaveny vnějšímu zahřívání při startu, výstupu na oběžnou dráhu, při orbitálním letu a při návratu z oběžné dráhy. Izolaci tvoří čtyři vrstvy kovové vaty pokryté kovovou fólií .
Koeficient expanze trysky v LRE RS-25 rovný 77 je příliš velký na to, aby motor mohl pracovat na hladině moře při tlaku v OCS rovném 192,7 atm . V trysce této velikosti musí dojít k zastavení proudění, což může způsobit problémy s ovládáním a dokonce i mechanické poškození lodi. Aby se zabránilo takovému vývoji událostí, inženýři Rocketdyne změnili expanzní úhel trysky a snížili ji v blízkosti výstupu, což zvýšilo tlak v blízkosti vnějšího prstence na 0,3-0,4 atm a obecně problém vyřešilo. [jeden]
Pět palivových ventilů na RS-25 je ovládáno hydraulicky a elektricky ovládáno ovladačem. Mohou být zcela uzavřeny pomocí systému napájení heliem jako záložního ovládacího systému.
Po vypnutí se používá hlavní okysličovadlo a ventil regulace tlaku paliva. Zůstanou otevřené, aby se zbývající palivo a okysličovadlo v palivovém systému vysypaly přes bok raketoplánu. Po dokončení resetu se ventily uzavřou a zůstanou zavřené až do konce letu.
Ložiskové kulové ložisko je přišroubováno k hlavní sestavě vstřikovače a zajišťuje spojení mezi motorem a člunkem. Nízkotlaká čerpadla jsou instalována pod úhlem 180° od zadní části trupu raketoplánu, který je konstruován pro příjem zátěže od motorů při startu. Potrubí od čerpadel s nízkou spádem k čerpadlům s vysokou spádem poskytuje prostor a prostor pro přemístění motoru pro účely vektorování tahu .
Regulační ventil chlazení je umístěn v obtokovém potrubí chlazení kritické části trysky každého motoru. Ovladač motoru reguluje množství vodíku obtékaného chladicím pláštěm trysky a tím řídí jeho teplotu. Před nastartováním motoru je ventil ovládání chlazení zcela otevřen. Při provozu motoru je ventil plně otevřen při tahu 100 až 109 % pro minimální chlazení. Pro rozsah tahů od 65 do 100 % se jeho poloha změní z 66,4 na 100 % vývrtu pro maximální chlazení.
Škrcení tahu SSME lze provádět v rozsahu od 67 do 109 % návrhového výkonu. Během probíhajících startů se používá úroveň 104,5 % a v nouzových situacích lze použít úrovně 106-109 %. Tah je specifikován pro hladinu moře a vakuum, ve kterých LRE funguje nejlépe díky absenci atmosférických vlivů:
Specifikace úrovní tahu nad 100 % znamená, že motor pracuje nad běžnou úrovní nastavenou vývojáři. Studie ukázaly, že pravděpodobnost selhání SSME se zvyšuje při použití tahu nad 104,5 %, takže škrcení nad stanovenou úroveň je ponecháno v případě nouze za letu raketoplánu MTKK . [2]
Motor byl původně zamýšlen pro použití jako hlavní motory na nákladní nosné raketě Ares-5 a jako motor pro druhý stupeň pilotované nosné rakety Ares-1 . Ačkoli použití RS-25 v tomto případě vypadalo jako evoluce technologie MTRC po jejím předpokládaném odchodu v roce 2010, toto řešení mělo některé nevýhody:
Poté, co byly provedeny určité změny v konstrukci Ares-1 a Ares-5, bylo rozhodnuto použít modifikaci raketového motoru J-2X ve druhém stupni Ares-1 a šest upravených raketových motorů RS-68 B v Ares -5 první etapa.
SLSMotor bude použit jako hlavní motor v supertěžké nosné raketě SLS (Space Launch System) k vyslání pilotovaných expedic na Mars a Měsíc (např. 29. července 2016 byly provedeny požární zkoušky RS-25 , upgradovaný na parametry SLS [3] ).
| Program raketoplánu | ||
|---|---|---|
| Komponenty |
| |
| Orbitery | ||
| startovací komplexy | ||
| Rozvoj | ||
| Rozvržení | ||
| jiný | ||