WikiDer > RS-25

RS-25
"SSME" перенаправляется сюда. Информацию о поле услуг см. Сервисное обслуживание, менеджмент и инженерия.

RS-25
Запуск ракетного двигателя. Голубое пламя исходит из сопла в форме колокола, вокруг которого намотано несколько труб. Верхняя часть насадки прикреплена к сложному набору сантехники, при этом вся конструкция покрыта паром и свисает с точки крепления, установленной на потолке. На заднем плане видны различные переходные элементы оборудования.
Тестовые стрельбы РС-25
(яркая область внизу изображения - это Алмаз Маха)
Страна происхожденияСоединенные Штаты
Первый полет12 апреля 1981 г.СТС-1)
ПроизводительRocketdyne, Пратт и Уитни Рокетдайн, Aerojet Rocketdyne
Связанный L / VКосмический шатл
Система космического запуска
ПредшественникHG-3
СтатусНе работает с СТС-135, при тестировании на SLS
Жидкостный двигатель
ПропеллентЖидкий кислород / жидкий водород
ЦиклПоэтапное горение
Конфигурация
Соотношение форсунок69:1[1]
Спектакль
Тяга (вакуум)512,300 фунт-сила (2.279 MN)[1]
Тяга (SL)418000 фунтов-силы (1,86 МН)[1]
Отношение тяги к массе73.1[2]
Давление в камере2994 фунтов на кв. Дюйм (20,64 МПа)[1]
язр (Vac.)452,3 секунды (4,436 км / с)[1]
язр (SL)366 секунд (3,59 км / с)[1]
Габаритные размеры
Длина168 дюймов (4,3 м)
Диаметр96 дюймов (2,4 м)
Сухой вес7,004 фунта (3,177 кг)[2]
использованная литература
использованная литература[3][2]
ЗаметкиДанные приведены для RS-25D при 109% номинальной мощности.

Аэроджет Рокетдайн RS-25, также известный как Главный двигатель космического челнока (SSME),[4] это жидкое топливо криогенный ракетный двигатель что использовалось на НАСАс Космический шатл. НАСА планирует и дальше использовать RS-25 на преемнике космического корабля "Шаттл". Система космического запуска (SLS).

Разработан и изготовлен в США компанией Rocketdyne (позже известный как Пратт и Уитни Рокетдайн и Aerojet Rocketdyne) горит РС-25. криогенный жидкий водород и жидкий кислород топлива, с каждым двигателем, производящим 1859 кН (418000 фунтовж) из толчок при взлете. Хотя история RS-25 восходит к 1960-м годам, согласованная разработка двигателя началась в 1970-х, с первого полета, СТС-1, произошедшая 12 апреля 1981 года. За свою историю эксплуатации RS-25 претерпел несколько модернизаций, чтобы повысить надежность, безопасность и нагрузку на двигатель.

Двигатель производит удельный импульс (язр) 452 секунды (4,43 км / с) в вакууме или 366 секунд (3,59 км / с) на уровне моря, имеет массу примерно 3,5 тонны (7700 фунтов) и способен дросселировать от 67% до 109%. своего номинальный уровень мощности с шагом в один процент. Компоненты RS-25 работают при температурах от −253 до 3300 ° C (от −400 до 6000 ° F).[1]

Космический челнок использовал группу из трех двигателей РС-25, установленных в кормовом корпусе корабля. орбитальный аппарат, при этом топливо забирается из внешний бак. Двигатели использовались для приведения в движение на протяжении всего подъема космического корабля, дополнительная тяга обеспечивалась двумя твердотопливные ракетные ускорители и два орбитального аппарата AJ10 орбитальная система маневрирования двигатели. После каждого полета двигатели РС-25 снимались с орбитального корабля, осматривались и ремонтировались перед повторным использованием в другой миссии. Во время полетов Space Launch System все двигатели будут выброшены в Атлантический океан. На начальных рейсах эти выброшенные единицы будут историческими двигателями Shuttle.

Компоненты

Схема, показывающая компоненты двигателя RS-25. См. Подробности в тексте рядом.
Схема RS-25
Блок-схема потока жидкого водородного топлива через двигатель РС-25. См. Подробности в тексте рядом.
Расход топлива
Блок-схема, показывающая поток жидкого окислителя кислорода через двигатель RS-25. См. Подробности в тексте рядом.
Поток окислителя
Расход пороха РС-25

Двигатель RS-25 состоит из различных насосов, клапанов и других компонентов, которые работают совместно для производства толчок. Топливо (жидкий водород) и окислитель (жидкий кислород) из космического челнока внешний бак вошел орбитальный аппарат на шлангокабельные отсечные клапаны и оттуда протекал через линии питания главной двигательной установки (MPS) орбитального корабля; тогда как в Система космического запуска (SLS) топливо и окислитель из ступени активной зоны ракеты будут поступать непосредственно в трубопроводы MPS. Попав в линии MPS, топливо и окислитель расходятся по отдельным путям к каждому двигателю (три на Space Shuttle, четыре на SLS). Затем в каждом ответвлении предварительные клапаны позволяют топливу поступать в двигатель.[5][6]

Попадая в двигатель, топливо проходит через топливо низкого давления и окислитель. турбонасосы (LPFTP и LPOTP), а оттуда в турбонасосы высокого давления (HPFTP и HPOTP). От этих ТНВД топливо проходит через двигатель по разным маршрутам. Окислитель разделен на четыре отдельных пути: к окислителю теплообменник, который затем разделяется на нагнетание бака окислителя и пого системы подавления; к турбонасосу окислителя низкого давления (ТННД); в камеру предварительного сжигания окислителя высокого давления, из которой он разделяется на турбину HPFTP и HPOTP перед тем, как объединить в коллекторе горячего газа и направить в основную камеру сгорания (MCC); или непосредственно в форсунки главной камеры сгорания (ГКМ).

Между тем, топливо течет через главный топливный клапан в регенеративное охлаждение системы для сопло и МКК, либо через клапан охлаждающей жидкости камеры. Топливо, проходящее через систему охлаждения MCC, затем возвращается через турбину LPFTP перед направлением 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 форсунки в турбину HPFTP и HPOTP перед тем, как снова объединиться в коллектор горячего газа, откуда оно попадает в форсунки MCC. Попав в форсунки, топливо смешивается и впрыскивается в основную камеру сгорания, где оно воспламеняется. Затем горящая смесь топлива выбрасывается через горловину и раструб сопла двигателя, давление в котором создает тягу.[5]

Турбонасосы

Система окислителя

Турбонасос окислителя низкого давления (ТННД) представляет собой осевой насос который работает примерно на 5150 об / мин ведомый шестиступенчатой турбина питается 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 кв. Дюйм), при этом поток от LPOTP затем подается в HPOTP. Во время работы двигателя повышение давления позволяет турбине окислителя высокого давления работать на высоких скоростях без кавитация. LPOTP размером примерно 450 на 450 мм (18 на 18 дюймов) соединен с воздуховодом ракетного топлива и поддерживается в фиксированном положении, будучи установленным на конструкции ракеты-носителя.[5]

Затем перед HPOTP устанавливается пого колебания аккумулятор системы подавления.[7] Для использования он предварительно и после зарядки Он и заряжен газообразным О
2 от теплообменника, и, не имея мембраны, он работает за счет непрерывной рециркуляции нагнетаемого газа. Внутри гидроаккумулятора имеется ряд перегородок различного типа для управления колебаниями и турбулентностью, которые полезны сами по себе, а также для предотвращения утечки газа в канал окислителя низкого давления для попадания в HPOTP.

ХПОТП состоит из двух одноступенчатых центробежные насосы (основной насос и насос предварительной дожигания), установленные на общем валу и приводимые в действие 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 примерно со скоростью 28 120 об / мин, обеспечивая выходную мощность 23 260л.с. (17.34 МВт). Нагнетательный поток ТНПОТ разделяется на несколько путей, один из которых приводит в движение турбину ТННТ. Другой путь лежит к главному клапану окислителя и через него входит в основную камеру сгорания. Другой небольшой путь потока отводится и направляется в окислитель. теплообменник. Жидкий кислород проходит через клапан, препятствующий затоплению, который предотвращает его попадание в теплообменник до тех пор, пока теплообменник не получит достаточно тепла, чтобы использовать тепло, содержащееся в газах, выпускаемых из турбины HPOTP, преобразовывая жидкий кислород в газ. Газ направляется в коллектор, а затем направляется для повышения давления в баллоне с жидким кислородом. Другой путь входит в насос предварительной дожигания второй ступени HPOTP для повышения давления жидкого кислорода с 30 до 51 МПа (4300 пси до 7400 фунтов на кв. дюйм). Он проходит через клапан окислителя предварительной горелки окислителя в камеру предварительной горелки окислителя и через клапан окислителя предварительной горелки топлива в камеру предварительной горелки. HPOTP имеет размеры примерно 600 на 900 мм (24 на 35 дюймов). Он прикреплен фланцами к коллектору горячего газа.[5]

Турбина HPOTP и насосы HPOTP установлены на общем валу. Смешивание богатых топливом горячих газов в турбинной части и жидкого кислорода в главном насосе может создать опасность, и для предотвращения этого две части разделены полостью, которая постоянно продувается гелием, подаваемым в двигатель 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.[5]

Топливная система

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 (HPFTP). Во время работы двигателя повышение давления, обеспечиваемое LPFTP, позволяет HPFTP работать на высоких скоростях без кавитации. LPFTP работает примерно на 16 185 об / мини имеет размер примерно 450 на 600 мм (18 на 24 дюйма). Он соединен с трубопроводом ракетного топлива и поддерживается в фиксированном положении, будучи установленным на конструкции ракеты-носителя.[5]

HPFTP представляет собой трехступенчатый центробежный насос, приводимый в действие двухступенчатой ​​турбиной горячего газа. Он повышает давление жидкого водорода с 1,9 до 45 МПа (от 276 до 6515 фунтов на квадратный дюйм) и работает со скоростью примерно 35 360 об / мин и мощностью 71 140 л.с. Выходящий из турбонасоса поток направляется к главному клапану и проходит через него, а затем разделяется на три канала. 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 привода турбины LPFTP. Небольшая часть потока из LPFTP затем направляется в общий коллектор от всех трех двигателей, чтобы сформировать единый путь к резервуару с жидким водородом для поддержания давления. Оставшийся водород проходит между внутренней и внешней стенками коллектора горячего газа для его охлаждения и затем сбрасывается 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 комбинированный поток затем направляется в камеры предварительного сжигания топлива и окислителя. HPFTP имеет размер примерно 550 на 1100 мм (22 на 43 дюйма) и прикреплен к коллектору горячего газа с помощью фланцев.[5]

Powerhead

SSME представляет собой компактный клубок трубопроводов, прикрепленных к гораздо большему соплу ракеты.
По большой серебряной трубе сверху проходит топливо от турбонасоса низкого давления (не видно) к турбонасосу высокого давления (HPFTP, серебряный барабан внизу слева). Верхняя часть HPFTP прикреплена болтами к части коллектора горячего газа (черный, с коричневой диагональной трубкой), а над ним находится камера предварительного сжигания топлива (также черная, с коричневой трубой, входящей справа).[7]

Preburners

Горелки окислителя и топлива сваренный к коллектору горячего газа. Топливо и окислитель попадают в камеры предварительного сжигания и смешиваются, что обеспечивает эффективное сгорание. Расширенный искра воспламенитель - это небольшая комбинированная камера, расположенная в центре форсунки каждой форсажной камеры. Два искровых воспламенителя с двойным резервированием активируются контроллером двигателя и используются во время последовательности запуска двигателя для инициирования сгорания в каждой горелке. Они выключаются примерно через три секунды, потому что в этом случае процесс горения является самоподдерживающимся. Камеры предварительного сжигания производят богатые топливом горячие газы, которые проходят через турбины для выработки энергии, необходимой для работы турбонасосов высокого давления. Выход из камеры предварительной дожигания окислителя приводит в движение турбину, которая соединена с HPOTP и насосом предварительной горелки окислителя. Выход из форсунки топлива приводит в движение турбину, подключенную к ТНВД.[5]

Частота вращения турбин HPOTP и HPFTP зависит от положения соответствующих клапанов окислителя и предгорелки топлива. Эти клапаны устанавливаются контроллером двигателя, который использует их для регулирования потока жидкого кислорода в форкамеры и, таким образом, управления тягой двигателя. Клапаны окислителя и окислителя в камере предварительного сжигания топлива увеличивают или уменьшают поток жидкого кислорода, тем самым увеличивая или уменьшая давление в камере предварительного сжигания, скорость турбины HPOTP и HPFTP, а также поток жидкого кислорода и газообразного водорода в главную камеру сгорания, что увеличивает или уменьшает тягу двигателя. Клапаны окислителя и горелки предварительного сжигания топлива работают вместе, дросселируя двигатель и поддерживая постоянное соотношение топливной смеси 6,03: 1.[3]

Главный клапан окислителя и главный топливный клапан контролируют поток жидкого кислорода и жидкого водорода в двигатель и контролируются каждым контроллером двигателя. Когда двигатель работает, главные клапаны полностью открыты.[5]

Основная камера сгорания

В главную камеру сгорания двигателя (ГКМ) подается богатый топливом горячий газ из контура охлаждения коллектора горячего газа. Газообразный водород и жидкий кислород поступают в камеру у инжектора, который смешивает топливо. Смесь воспламеняется с помощью "Augmented Spark Igniter", H2/ O2 пламя в центре головки инжектора.[8] Узел главного инжектора и купола приварен к коллектору горячего газа, а МКК также прикреплен болтами к коллектору горячего газа.[5] ЦУП представляет собой конструктивную оболочку из Инконель 718 который выложен медь-Серебряный-цирконий сплав под названием NARloy-Z, разработанный специально для РС-25 в 1970-х годах. В стенке гильзы выточено около 390 каналов для переноса жидкого водорода через гильзу для обеспечения охлаждения МКЦ, поскольку температура в камере сгорания во время полета достигает 3300 ° C (6000 ° F) - выше, чем точка кипения из утюг.[9][10]

Альтернативой конструкции двигателей RS-25, которые будут использоваться в миссиях SLS, является использование современной конструкционной керамики, такой как термобарьерные покрытия (Уточняется) и композиты с керамической матрицей (ОМЦ).[11] Эти материалы обладают значительно более низкой теплопроводностью, чем металлические сплавы, что обеспечивает более эффективное сгорание и снижает требования к охлаждению. ТБП 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 корпус Inconel 718 во время производства, может продлить срок службы двигателя и снизить стоимость охлаждения. Кроме того, КМЦ были изучены в качестве замены суперсплавов на основе никеля 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

Три колоколообразных сопла ракетных двигателей выступают из кормовой части орбитального корабля
Форсунки Космический шатл Колумбиятри РС-25 после приземления СТС-93

Двигатель сопло имеет длину 121 дюйм (3,1 м), диаметр 10,3 дюйма (0,26 м) в горловине и 90,7 дюйма (2,30 м) на выходе.[12] Сопло представляет собой удлинение в форме колокола, прикрепленное болтами к основной камере сгорания, называемое сопло де Лаваля. Сопло РС-25 имеет необычно большой степень расширения (около 69: 1) для давления в камере.[13] На уровне моря форсунка с таким соотношением обычно подвергается отделению струи от форсунки, что вызывает трудности с управлением и даже может вызвать механическое повреждение транспортного средства. Однако, чтобы улучшить работу двигателя, инженеры Rocketdyne изменили угол стенок сопла от теоретического оптимума для тяги, уменьшив его около 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.[14] Внутренняя поверхность каждого сопла охлаждается жидким водородом, протекающим через припаянный каналы охлаждающей жидкости стенки труб из нержавеющей стали. На Space Shuttle, опорное кольцо приварено к переднему концу сопла двигателя прикрепить к точке орбитального аппарата, поставляемые тепловому экрану. Тепловая защита необходима из-за того, что сопла подвергаются воздействию на этапах запуска, подъема, выхода на орбиту и входа в полет. Изоляция состоит из четырех слоев металлического ватина, покрытых металлической фольгой и экраном.[5]

Контроллер

Черная прямоугольная коробка с ребрами охлаждения, установленными на ее внешней поверхности. Из стороны коробки, обращенной к камере, выступают различные трубки и провода, а другая сторона крепится к сложной серебристой сантехнике. Коробка утапливается среди других проводов и аппаратных средств, а на корпусе прикреплены некоторые предупреждающие наклейки.
Контроллер главного двигателя Block II RS-25D

Каждый двигатель оснащен главным контроллером двигателя (MEC), встроенным компьютером, который контролирует все функции двигателя (с помощью клапанов) и контролирует его работу. Построен Honeywell Aerospace, каждый MEC изначально состоял из двух избыточный Honeywell HDC-601 компьютеры,[15] позже модернизирован до системы, состоящей из двух дважды дублирующих Motorola 68000 (M68000) (всего четыре M68000 на контроллер).[16] Наличие контроллера, установленного 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 орбитальному аппарату. компьютеры общего назначения (GPC) или комплект авионики SLS через собственный блок интерфейса двигателя (EIU).[17] Использование специальной системы также упрощает программное обеспечение и, следовательно, повышает его надежность.

Два независимых компьютера с двумя процессорами, A и B, образуют контроллер; обеспечение избыточности системы. Отказ системы контроллера A автоматически приводит к переключению на систему контроллера B, не снижая эксплуатационных возможностей; последующий отказ системы управления B обеспечит плавное отключение двигателя. В каждой системе (A и B) два M68000 работают в ступенька, что позволяет каждой системе обнаруживать сбои путем сравнения уровней 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 производителя TRW, каждая система использует M68000 от одного производителя (например, система A будет иметь два процессора Motorola, а система B будет иметь два процессора производства TRW). Память для контроллеров блока I была из гальванический провод типа, который работает аналогично памяти магнитного сердечника и сохраняет данные даже после отключения питания.[18] Контроллеры Block II использовали обычные CMOS статический ОЗУ.[16]

Контроллеры были спроектированы так, чтобы быть достаточно прочными, чтобы выдержать пусковые нагрузки, и оказались чрезвычайно устойчивыми к повреждениям. Во время расследования Претендент В результате аварии два MEC (с двигателей 2020 и 2021 годов), извлеченные с морского дна, были доставлены в Honeywell Aerospace для изучения и анализа. Один контроллер был сломан с одной стороны, и оба были сильно корродированы и повреждены морскими обитателями. Оба блока были разобраны, а блоки памяти промыты деионизированной водой. После того, как они были высушены и запеченный в вакууме, данные из этих единиц были получены для судебно-медицинской экспертизы.[19]

Основные клапаны

Для управления мощностью двигателя MEC управляет пятью клапанами подачи топлива с гидравлическим приводом на каждом двигателе; окислитель перед горелкой окислителя, окислитель перед горелкой топлива, главный 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.[5]

В космическом шаттле главные клапаны окислителя и выпуска топлива использовались после остановки для сброса любого остаточного топлива, при этом остаточный жидкий кислород выпускался через двигатель, а остаточный жидкий водород выпускался через клапаны заправки и слива жидкого водорода. После того, как разгрузка была завершена, клапаны закрылись и оставались закрытыми до конца миссии.[5]

А охлаждающая жидкость Регулирующий клапан установлен на перепускном канале охлаждающей жидкости камеры сгорания каждого двигателя. Контроллер двигателя регулирует количество газообразного водорода, пропускаемого в обход контура охлаждающей жидкости сопла, тем самым регулируя его температуру. Перед запуском двигателя клапан охлаждающей жидкости камеры открыт на 100%. Во время работы двигателя он открыт на 100% при настройках дроссельной заслонки от 100 до 109% для максимального охлаждения. При настройках дроссельной заслонки от 65 до 100% ее положение варьировалось от 66,4 до 100% открытого состояния для уменьшения охлаждения.[5]

Подвес

Внешнее видео
значок видео Тест кардана RS-25
Тест кардана RS-25

На каждый двигатель установлен подвес подшипникуниверсальный шаровое соединение который прикреплен к ракете-носителю верхним фланец и к двигателю за его нижний фланец. Он представляет собой интерфейс тяги между двигателем и ракетой-носителем, выдерживая 7 480 фунтов (3 390 кг) веса двигателя и выдерживая тягу более 500 000 фунтов-силы (2 200 000 Н). Карданный подшипник не только обеспечивает средство для крепления двигателя к ракете-носителю, но и позволяет двигателю поворачиваться (или «подвешиваться») вокруг двух осей свободы с диапазоном ± 10,5 °.[20] Это движение позволяет изменять вектор тяги двигателя, тем самым направляя транспортное средство в правильную ориентацию. Подшипник в сборе размером примерно 290 на 360 мм (11 на 14 дюймов), имеет массу 105 фунтов (48 кг) и состоит из титан сплав.[7]

Кислородный и топливный турбонасосы низкого давления устанавливались на расстоянии 180 ° друг от друга на тяговой конструкции хвостовой части фюзеляжа орбитального аппарата. Линии от турбонасосов низкого давления к турбонасосам высокого давления содержат гибкие сильфоны, которые позволяют турбонасосам низкого давления оставаться в неподвижном состоянии, в то время как остальная часть двигателя подвешена на карданном шарнире для управления вектором тяги, а также для предотвращения повреждения насосов при нагрузках. были применены к ним. Линия жидкого водорода от LPFTP до HPFTP изолирована, чтобы предотвратить образование жидкого воздуха.[5]

Гелиевая система

Помимо топливной системы и системы окисления, главная 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 остановов. Во время входа на космическом корабле "Шаттл" оставшийся гелий использовался для продувки двигателей при входе в атмосферу и для повторного повышения давления.[5]

История

Развитие

Тестирование RS-25 в г. Космический центр Стеннис

История RS-25 восходит к 1960-м годам, когда НАСАс Центр космических полетов Маршалла и Rocketdyne проводили серию исследований двигателей высокого давления, разработанных на основе успешных Двигатель J-2 используется на S-II и S-IVB верхние ступени Сатурн V ракета во время Программа Аполлон. Исследования проводились в рамках программы модернизации двигателей Saturn V, в результате которой была разработана конструкция верхнего ступенчатого двигателя мощностью 350 000 фунтов силы (1600 кН), известного как HG-3.[21] По мере того, как уровни финансирования Apollo были сокращены, HG-3 был отменен, а также обновлен Двигатели Ф-1 уже проходит испытания.[22] Именно конструкция HG-3 легла в основу RS-25.[23]

Между тем, в 1967 г. ВВС США профинансировал исследование перспективных ракетных двигательных систем для использования во время Проект Isinglass, с Rocketdyne попросили расследовать аэроспайк двигатели и Пратт и Уитни (P&W) для исследования более эффективных традиционных сопло де Лаваля-типа двигателей. По завершении исследования P&W выдвинула предложение о 250 000 фунтахж двигатель называется XLR-129, который использовал двухпозиционный расширяющееся сопло для обеспечения повышенной эффективности в широком диапазоне высот.[24][25]

В январе 1969 года НАСА заключило контракты с General Dynamics, Lockheed, McDonnell Douglas и North American Rockwell на начало ранней разработки космического шаттла.[26] В рамках этих исследований «Фазы A» участвующие компании выбрали модернизированную версию XLR-129, развивающую 1850 кН, в качестве базового двигателя для своих проектов.[24] Этот дизайн можно найти на многих планируемых версиях Shuttle вплоть до окончательного решения. Однако, поскольку НАСА было заинтересовано в продвижении уровень развития Во всех отношениях они решили выбрать гораздо более совершенную конструкцию, чтобы «ускорить развитие технологии ракетных двигателей».[13][24] Они призвали к новой конструкции, основанной на камере сгорания высокого давления, работающей около 3000 фунтов на квадратный дюйм (21000 кПа), что увеличивает производительность двигателя.

Разработка началась в 1970 году, когда НАСА выпустило запрос предложения для исследования концепции главного двигателя фазы B, требующей разработки дроссельной заслонки, ступенчатое горение, двигатель типа де Лаваля.[13][24] Запрос был основан на существующей на тот момент конструкции космического челнока, который имел две многоразовые ступени, орбитальный аппарат и пилотируемый ускоритель обратного полета, и требовал одного двигателя, который мог бы приводить в действие оба корабля через два разных сопла (12 ускорительных двигателей с тягой на уровне моря 550 000 фунтов силы (2400 кН) каждый и 3 орбитальными двигателями с тягой в вакууме 632 000 фунтов силы (2810 кН) каждый).[13] Rocketdyne, P&W и Аэроджет Дженерал были отобраны для получения финансирования, хотя, 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 1 500 000 фунтов силы (6700 кН) Двигатель М-1Компания Rocketdyne была вынуждена вложить большие средства в процесс проектирования, чтобы позволить компании догнать своих конкурентов.[24]

К моменту присуждения контракта бюджетные ограничения привели к тому, что конструкция шаттла изменилась на его окончательную конфигурацию орбитального корабля, внешнего бака и двух ускорителей, и поэтому двигатель требовался только для питания орбитального корабля во время подъема.[13] В течение годичного исследовательского периода «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 двигатель, разработанный Rocketdyne. медь-цирконий сплава (названного NARloy-Z), и был испытан 12 февраля 1971 года, давая давление в камере 3172 фунтов на квадратный дюйм (21 870 кПа). Три участвующие компании представили свои заявки на разработку двигателей в апреле 1971 года, а контракт с Rocketdyne был заключен 13 июля 1971 года, хотя работа по разработке двигателей не началась до 31 марта 1972 года из-за судебного иска со стороны P&W.[13][24]

После присуждения контракта в сентябре 1972 года был проведен предварительный анализ проекта, за которым последовала критическая проверка проекта в сентябре 1976 года, после чего была определена конструкция двигателя и началось строительство первого комплекта летных двигателей. Окончательная проверка всех компонентов космического челнока, включая двигатели, была проведена в 1979 году. Анализ конструкции проводился параллельно с несколькими этапами испытаний, начальные испытания, состоящие из отдельных компонентов двигателя, которые выявили недостатки в различных областях конструкции, включая HPFTP, HPOTP, клапаны, форсунки и форсунки 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. была достигнута 23 марта 1980 г., при этом двигатель прошел 110 253 секунды испытаний к моменту СТС-1 оба на испытательных стендах в Космический центр Стеннис и установлен на Статья об испытаниях главной двигательной установки (MPTA). Первая партия двигателей (2005, 2006 и 2007 гг.) Доставлена ​​в Космический центр Кеннеди в 1979 г. и установлен на Колумбия, прежде чем он был удален в 1980 году для дальнейших испытаний и повторно установлен на орбитальный аппарат. Двигатели, которые имели конфигурацию первого пилотируемого орбитального полета (FMOF) и были сертифицированы для работы на 100% номинальном уровне мощности (RPL), 20 февраля 1981 г. работали в режиме двадцать второй летной готовности, и после проверки, объявлен готовым к полету.[13]

Программа Space Shuttle

Смотрите также: Список миссий Space Shuttle
Три колоколообразных сопла ракетных двигателей выступают из кормовой части орбитального корабля
Космический шатл Атлантидатри главных двигателя РС-25Д на старте во время СТС-110
Последовательности запуска и выключения SSME

Каждый космический шаттл имел по три двигателя РС-25, установленных в кормовой части корабля. Орбитальный аппарат космического челнока в Центр обработки орбитального аппарата до того, как орбитальный аппарат будет переведен на Здание сборки автомобилей. При необходимости двигатели можно было заменить на площадке. Двигатели, вытягивающие топливо из внешнего бака (ET) космического челнока через главную двигательную установку (MPS) орбитального корабля, зажигались за время T − 6,6 секунды до старта (при каждом зажигании с интервалом 120 секунд).РС[27]), что позволило проверить их работоспособность до воспламенения Твердотопливные ракетные ускорители Space Shuttle (SRBs), которые отправили шаттл в запуск.[28] При запуске двигатели будут работать на 100% RPL, дросселируя до 104,5% сразу после взлета. Двигатели будут поддерживать этот уровень мощности примерно до T + 40 секунд, после чего они будут снижены до примерно 70%, чтобы снизить аэродинамические нагрузки на штабеле шаттла, когда он проходит через область максимального динамического давления, или Максимум. q.[примечание 1][24][27] Затем двигатели будут снова задросселированы примерно до T + 8 минут, после чего они будут постепенно снижены до 67%, чтобы не допустить, чтобы стек превысил 3.г ускорения, поскольку он становился все легче из-за расхода топлива. Затем двигатели были остановлены, процедура, известная как остановка главного двигателя (MECO), примерно через T + 8,5 минут.[24]

После каждого полета двигатели будут сниматься с орбитального корабля и передаваться в Цех обработки главного двигателя космического корабля (SSMEPF), где они будут проверяться и обновляться для подготовки к повторному использованию в следующем полете.[29] В общей сложности 46 многоразовых двигателей RS-25, каждый из которых стоит около 40 миллионов долларов США, были запущены в рамках программы Space Shuttle, и каждый новый или отремонтированный двигатель поступал в полетный инвентарь, требующий летная квалификация на одном из стендов на Космический центр Стеннис перед вылетом.[27][30][31]

Обновления

Диаграмма, показывающая историю полетов каждого RS-25, использованного во время программы Space Shuttle, с сортировкой по версии двигателя.
История полетов главных двигателей космического челнока

В ходе программы Space Shuttle RS-25 претерпел ряд модернизаций, включая замену камеры сгорания, улучшенные сварные швы и изменения турбонасоса, чтобы улучшить производительность и надежность двигателя и, таким образом, сократить объем технического обслуживания, необходимого после использования. . В результате в программе было использовано несколько версий РС-25:[10][24][26][27][32][33][34][35][36]

  • FMOF (первый пилотируемый орбитальный полет): сертифицирован на 100% номинальный уровень мощности (RPL). Используется для орбитальных полетов испытательных миссий СТС-1 – СТС-5 (двигатели 2005, 2006 и 2007 гг.).
  • Фаза I: используется для миссий СТС-6 – СТС-51-Лдвигатель фазы I имеет увеличенный срок службы и сертифицирован на 104% RPL. Заменен Фазой II после Challenger Disaster.
  • Фаза II (RS-25A): первый полет на СТС-26, двигатель Phase II предлагал ряд улучшений безопасности и был сертифицирован на 104% RPL и 109% уровня полной мощности (FPL) в случае непредвиденных обстоятельств.
  • Блок I (RS-25B): первый полет на СТС-70двигатели Block I предлагали улучшенные турбонасосы с керамическими подшипниками, вдвое меньше вращающихся частей и новый процесс литья, уменьшающий количество сварных швов. Усовершенствования блока I также включали новую двухканальную силовую головку (вместо оригинальной конструкции, в которой три канала были подключены к HPFTP и два - к HPOTP), что помогло улучшить поток горячего газа, и улучшенный теплообменник двигателя.
  • Блок IA (RS-25B): первый полет на СТС-73В двигателе Block IA были усовершенствованы основные форсунки.
  • Блок IIA (RS-25C): первый полет на СТС-89, двигатель Block IIA был промежуточной моделью, в то время как некоторые компоненты двигателя Block II были завершены. Изменения включали новую главную камеру сгорания с большим горлом (которая была первоначально рекомендована Rocketdyne в 1980 году), улучшенные турбонасосы низкого давления и сертификацию на 104,5% RPL, чтобы компенсировать снижение скорости на 2 секунды (0,020 км / с). удельный импульс (первоначальные планы предусматривали сертификацию двигателя на 106% для тяжелых Международная космическая станция полезной нагрузки, но этого не требовалось и сокращало срок службы двигателя). Немного модифицированная версия сначала прилетела на СТС-96.
  • Блок II (RS-25D): первый полет на СТС-104Модернизация Block II включала все улучшения Block IIA, а также новый турбонасос высокого давления. Эта модель прошла наземные испытания на 111% FPL в случае аварийное прерываниеи сертифицирован на 109% FPL для использования во время неповрежденный аборт.

Дроссельная заслонка двигателя / мощность

Наиболее очевидным результатом модернизации RS-25, полученной в рамках программы Space Shuttle, были 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 обычных летных характеристиках 104,5%. Это увеличение уровня дроссельной заслонки существенно повлияло на тягу, создаваемую двигателем:[7][27]

Из РПЛ
(%)		Тяга
Уровень моряВакуум
Минимальный уровень мощности (MPL) 671406 кН (316100 фунтовж)
Номинальный уровень мощности (RPL)1001,670 кН (380,000 фунтовж)2090 кН (470000 фунтовж)
Номинальный уровень мощности (NPL)104.51750 кН (390000 фунтовж)2170 кН (490 000 фунтовж)
Уровень полной мощности (FPL)1091860 кН (420 000 фунтовж)2280 кН (510 000 фунтовж)

Указание уровней мощности более 100% может показаться бессмысленным, но за этим стояла логика. Уровень 100% не означает максимально достижимый уровень физической мощности, скорее это была спецификация, принятая во время разработки двигателя - ожидаемый уровень номинальной мощности. Когда более поздние исследования показали, что двигатель может безопасно работать на уровнях выше 100%, эти более высокие уровни стали стандартными. Сохранение исходной зависимости уровня мощности от физической тяги помогло уменьшить путаницу, поскольку оно создало неизменную фиксированную связь, так что данные испытаний (или оперативные данные прошлых или будущих миссий) можно легко сравнивать. Если уровень мощности был увеличен и это новое значение было заявлено как 100%, тогда все предыдущие данные и документация потребовали бы либо изменения, либо перекрестной проверки того, какая физическая тяга соответствовала 100% уровню мощности на эту дату.[13] Уровень мощности двигателя влияет на надежность двигателя, при этом 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 чрезвычайных ситуациях.[32]

Инциденты

см. подпись
Эта панель управления шаттлом настроена для выбора опции выхода на орбиту (ATO), которая использовалась в миссии STS-51-F. После выхода на орбиту миссия продолжилась в обычном режиме, и орбитальный аппарат вернулся на Землю с экипажем.
см. подпись
Восстановленная силовая головка одного из Колумбия'главные двигатели. Колумбия был потерян при повторном входе из-за отказа теплозащитного экрана.

В ходе программы Space Shuttle было использовано 46 двигателей RS-25 (один дополнительный RS-25D строился, но никогда не использовался). Во время 135 миссий, в общей сложности 405 отдельных моторных миссий,[30] Pratt & Whitney Rocketdyne сообщает о степени надежности 99,95%, при этом единственный отказ SSME в полете произошел во время Космический шатл Претендентс СТС-51-Ф миссия.[3] Однако двигатели действительно страдали от ряда отказов пэдов (прерывания последовательного запуска избыточного набора или RSLS) и других проблем в ходе выполнения программы:

  • СТС-41-Д Открытие - Двигатель № 3 вызвал остановку RSLS в момент T-4 секунды из-за потери избыточного управления клапаном главного двигателя, откат пакета и замена двигателя.[37]
  • СТС-51-Ф Претендент - Двигатель № 2 вызвал остановку RSLS в момент T − 3 секунды из-за неисправности клапана охлаждающей жидкости.[38][39]
  • СТС-51-Ф Претендент - Остановка двигателя №1 (2023 г.) в T + 5:43 из-за неисправных датчиков температуры, что привело к выйти на орбиту (хотя цели и продолжительность миссии не были нарушены ATO).[27][39]
  • СТС-55 Колумбия - Двигатель № 3 вызвал остановку RSLS в момент времени T-3 секунды из-за утечки в обратном клапане преджигателя жидкого кислорода.[40]
  • СТС-51 Открытие - Двигатель № 2 вызвал отключение RSLS в момент T − 3 секунды из-за неисправного датчика водородного топлива.[41]
  • СТС-68 Стремление - Двигатель № 3 (2032 г.) вызывал отключение RSLS в момент T − 1,9 секунды, когда датчик температуры в его HPOTP превысил Красная линия.[42]
  • СТС-93 Колумбия - Фаза A проекта Orbiter Project AC1 короткое замыкание в электропроводке произошло при T + 5 секунд, что привело к пониженному напряжению, которое дисквалифицирует SSME 1A и SSME 3B, но не требует остановки двигателя. Кроме того, позолоченный штифт диаметром 0,1 дюйма и длиной 1 дюйм, используемый для закупоривания отверстия стойки окислителя (несоответствующее корректирующее действие SSME, исключено из парка в результате модернизации), вышел из строя внутри главного инжектора двигателя и ударил по соплу двигателя. внутренняя поверхность, разрыв трех водородных линий охлаждения. В результате 3 пробоины вызвали утечку, что привело к преждевременной остановке двигателя, когда 4 внешних резервуара LO2 датчики высохли, что привело к отключению главных двигателей на малой высоте и к несколько более раннему отключению главного двигателя с пониженной скоростью 16 футов / с (4,9 м / с) и уменьшением высоты на 8 морских миль.[43]

Созвездие

Шесть ракетных двигателей, состоящих из большого колоколообразного сопла с установленными наверху рабочими частями, хранятся на большом складе с белыми стенами, украшенными флажками. К каждому двигателю прикреплено несколько красных защитных приспособлений, и он установлен на желтой колесной конструкции, напоминающей поддон.
6 РС-25Д, использованных во время СТС-134 и СТС-135 на хранении в Космический центр Кеннеди

В период, предшествующий финалу Вывод на пенсию космического челнокабыли предложены различные планы по оставшимся двигателям, начиная от того, что все они хранятся в НАСА, и заканчивая передачей (или продажей за 400 000–800 000 долларов США каждый) различным учреждениям, таким как музеи и университеты.[44] Эта политика следовала за изменениями запланированных конфигураций Программа Созвездиес Арес V грузовая ракета-носитель и Арес I ракеты-носители экипажа, на первой и второй ступенях которых планировалось использовать РС-25 соответственно.[45] Хотя изначально эти конфигурации казались целесообразными, поскольку они будут использовать современные технологии после вывода шаттла из эксплуатации в 2010 году, у этого плана было несколько недостатков:[45]

  • Двигатели не будут повторно использоваться, так как они будут постоянно прикреплены к выброшенным ступеням.
  • Перед установкой и запуском каждый двигатель должен пройти испытательные пуски, а после испытаний потребуется ремонт.
  • Преобразование наземного RS-25D в версию с воздушным запуском для второй ступени Ares I было бы дорогостоящим, трудоемким и трудоемким делом.

После нескольких изменений конструкции ракет Ares I и Ares V, RS-25 должен был быть заменен на одну. J-2X двигатель для второй ступени Ares I и шесть модифицированных RS-68 двигатели (которые были основаны как на SSME, так и на двигателе J-2 эпохи Аполлона) на основной ступени Ares V; это означало, что РС-25 будет выведен из эксплуатации вместе с флотом космических челноков.[45] Однако в 2010 году НАСА было приказано остановить программу Constellation, а вместе с ней и разработку Ares I и Ares V, вместо этого сосредоточившись на создании новой тяжелой пусковой установки.[46]

Система космического запуска

Смотрите также: Система космического запуска
Вид сзади на ракетно-космический комплекс с четырьмя двигателями РС-25.

После списание космического корабля14 сентября 2011 года НАСА объявило, что будет разрабатывать новую ракету-носитель, известную как Система космического запуска (SLS), чтобы заменить флот шаттлов.[47] Конструкция SLS включает в себя RS-25 на своей основной ступени, с различными версиями ракеты, устанавливаемой от трех до пяти двигателей.[48][49] Первоначальные полеты новой ракеты-носителя будут использовать управляемые двигатели Block II RS-25D, а НАСА сохранит оставшиеся такие двигатели в «очищенной безопасной» среде в Космическом центре Стеннис «вместе со всеми наземными системами, необходимыми для обслуживания. их."[50][51] В дополнение к РС-25Д программа SLS будет использовать главные двигательные установки трех оставшихся орбитальных аппаратов для целей испытаний (которые были сняты как часть вывода из эксплуатации орбитальных аппаратов), при первых двух запусках (Артемида 1 и Артемида 2) возможно с использованием оборудования MPS от Space Shuttles. Атлантида и Стремление на их основных стадиях.[49][51][52] Топливо SLS будет подаваться в двигатели от ракетного основной этап, который будет состоять из модифицированного внешнего бака Space Shuttle с водопроводом MPS и двигателями в корме, а также промежуточный структура вверху.[6] После того, как оставшиеся RS-25D израсходованы, их следует заменить на более дешевую, расходную версию, в настоящее время обозначаемую RS-25E.[6] Этот двигатель может быть основан на одном или обоих из двух одноразовых вариантов, которые были изучены в 2005 году: RS-25E (называемый «SSME с минимальными изменениями») и еще более упрощенный RS-25F (называемый «Низкозатратный производственный расходный материал SSME»), оба из которых рассматривались в 2011 году и в настоящее время находятся в разработке Aerojet Rocketdyne.[34][53]

1 мая 2020 года НАСА продлило контракт 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.[54]

Тесты двигателя

В 2015 году была проведена тестовая кампания по определению характеристик двигателя РС-25 с: новым блоком управления двигателем; более низкие температуры жидкого кислорода; большее давление на входе из-за более высокого баллона с жидким кислородом основной ступени SLS и более высокого ускорения транспортного средства; и больший нагрев сопла из-за конфигурации с четырьмя двигателями и его положения в плоскости с выхлопными соплами ускорителя SLS. Новая абляционная изоляция и нагреватели должны были пройти испытания в ходе серии.[55][нужен лучший источник] Тесты проходили 9 января, 28 мая, 11 июня (500 секунд), 17 июля (535 секунд), 13 августа и 27 августа.[нужна цитата]

После этих испытаний еще четыре двигателя должны были войти в новый цикл испытаний.[56][нужен лучший источник] В 2017 году была начата новая серия тестов, предназначенных для оценки производительности в случаях использования SLS.[57][нужен лучший источник]

28 февраля 2019 года НАСА провело 510-секундное испытание разрабатываемого RS-25 с мощностью 113 процентов от первоначальной проектной тяги в течение более 430 секунд, что примерно в четыре раза дольше, чем любое предыдущее испытание.[58]

XS-1

Смотрите также: XS-1 (космический корабль)

24 мая 2017 г. DARPA объявили, что выбрали Компания Боинг завершить проектные работы по программе XS-1. В демонстраторе технологий планируется использовать Aerojet Rocketdyne Двигатель АР-22. AR-22 - это версия RS-25 с деталями, полученными из запасов Aerojet Rocketdyne и NASA от ранних версий двигателя.[59][60]

Смотрите также

Заметки

Внешнее видео
значок видео Стрельба летной готовности СТС-49
значок видео Покадровая видеосъемка установки ССМЭ СТС-135
значок видео Испытание двигателя RS-25 на SLS 28 мая 2015 г.
значок видео Тестирование системы контроллера двигателя RS-25 27 июля 2017 г.
  1. ^ Изначально уровень газа был установлен на 65%, но после проверки летных характеристик на ранних этапах он был увеличен до минимума 67%, чтобы снизить утомляемость MPS. Уровень дроссельной заслонки был рассчитан динамически на основе начальных характеристик запуска, обычно снижаясь до уровня около 70%.

использованная литература

Эта статья включаетматериалы общественного достояния с веб-сайтов или документов Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства.

  1. ^ а б c d е ж г Аэроджет Рокетдайн, Двигатель РС-25 (по состоянию на 22 июля 2014 г.)
  2. ^ а б c Уэйд, Марк. «ССМЭ». Энциклопедия Astronautica. Получено 28 декабря, 2017.
  3. ^ а б c "Главный двигатель космического корабля" (PDF). Пратт и Уитни Рокетдайн. 2005. Архивировано с оригинал (PDF) 8 февраля 2012 г.. Получено 23 ноября, 2011.
  4. ^ «Двигатель РС-25».
  5. ^ а б c d е ж г час я j k л м п о п «Главная двигательная установка (МПС)» (PDF). Shuttle Press Kit.com. Боинг, НАСА и Объединенный космический альянс. 6 октября 1998 г. Архивировано с оригинал (PDF) 4 февраля 2012 г.. Получено 7 декабря, 2011.
  6. ^ а б c Крис Бергин (14 сентября 2011 г.). «SLS наконец-то объявлено НАСА - путь вперед обретает форму». NASASpaceflight.com. Получено 14 декабря, 2011.
  7. ^ а б c d "Ориентация главного двигателя космического корабля" (PDF). Боинг / Рокетдайн. Июнь 1998 г.. Получено 12 декабря, 2011.
  8. ^ «Жидкостные ракетные двигатели (J-2X, RS-25, общие) - зажигание». НАСА. 2014 г.. Получено 15 марта, 2019.
  9. ^ «НАСА полагается на медь для челночного двигателя». Откройте для себя медь онлайн. Ассоциация развития меди. 1992 г.. Получено 19 января, 2012.
  10. ^ а б Стив Рой (август 2000 г.). "Усовершенствования главного двигателя космического челнока". НАСА. Получено 7 декабря, 2011.
  11. ^ Падтуре, Нитин П. (август 2016 г.). «Современная конструкционная керамика в авиационно-космических силовых установках». Материалы Природы. 15 (8): 804–809. Дои:10.1038 / nmat4687. ISSN 1476-4660. PMID 27443899.
  12. ^ Р.А. О'Лири и Дж. Э. Бек (1992). «Конструкция сопла». Порог. Пратт и Уитни Рокетдайн. Архивировано из оригинал 16 марта 2008 г.
  13. ^ а б c d е ж г час Роберт Э. Биггс (май 1992 г.). "Главный двигатель космического шаттла: первые десять лет". В Стивене Э. Дойле (ред.). История разработки жидкостных ракетных двигателей в США, 1955–1980 гг.. Серия истории AAS. Американское астронавтическое общество. С. 69–122. ISBN 978-0-87703-350-9. Архивировано из оригинал 25 декабря 2011 г.. Получено 12 декабря, 2011.
  14. ^ «Конструкция сопла». 16 марта 2009 г. Архивировано с оригинал 2 октября 2011 г.. Получено 23 ноября, 2011.
  15. ^ "Компьютеры в системе авионики космического корабля". Компьютеры в космическом полете: опыт НАСА. НАСА. 15 июля 2005 г.. Получено 23 ноября, 2011.
  16. ^ а б «Будущее компьютеров шаттла». НАСА. 15 июля 2005 г.. Получено 23 ноября, 2011.
  17. ^ "Контроллеры главного двигателя космического корабля". НАСА. 4 апреля 2004 г.. Получено 8 декабря, 2011.
  18. ^ RM Mattox и JB White (ноябрь 1981 г.). "Контроллер главного двигателя космического челнока" (PDF). НАСА. Получено 15 декабря, 2011.
  19. ^ «Причина аварии». Отчет президентской комиссии по катастрофе космического корабля "Челленджер". НАСА. 6 июня 1986 г.. Получено 8 декабря, 2011.
  20. ^ Джим Дюмулен (31 августа 2000 г.). «Главная двигательная установка». НАСА. Получено 16 января, 2012.
  21. ^ Марк Уэйд. «ХГ-3». Энциклопедия Astronautica. Архивировано из оригинал 15 ноября 2011 г.. Получено 13 декабря, 2011.
  22. ^ NON (15 января 1970 г.). «Программа распределения задач F-1A» - через Интернет-архив.
  23. ^ «Центр передового опыта MSFC построен на прочном фундаменте». НАСА. 1995 г.. Получено 13 декабря, 2011.
  24. ^ а б c d е ж г час я Дэвид Бейкер (апрель 2011 г.). Космический челнок НАСА. Руководства по ремонту владельцев. Haynes Publishing. ISBN 978-1-84425-866-6.
  25. ^ Дуэйн Дэй (12 апреля 2010 г.). "Летучая мышь из ада: ISINGLASS Mach 22, продолжение OXCART". Космический обзор. Получено 8 января, 2012.
  26. ^ а б Фред Х. Джу. «Главный двигатель космического челнока: 30 лет инноваций» (PDF). Боинг. Получено 27 ноября, 2011.
  27. ^ а б c d е ж Уэйн Хейл & разное (17 января 2012 г.). "Запрос, связанный с SSME". NASASpaceflight.com. Получено 17 января, 2012.
  28. ^ «Обратный отсчет 101». НАСА. 17 сентября 2009 г.. Получено 8 января, 2012.
  29. ^ Джон Шеннон (17 июня 2009 г.). "Ракета-носитель для перевозки тяжелых грузов с использованием челнока" (PDF).
  30. ^ а б «Опыт полета SSME» (JPEG). Пратт и Уитни Рокетдайн. Ноябрь 2010 г.
  31. ^ Крис Бергин (3 декабря 2007 г.). «Constellation transition - поэтапный пенсионный план для набора SSME». NASASpaceflight.com. Получено 23 января, 2012.
  32. ^ а б «Отчет группы по оценке SSME» (PDF). НАСА. Январь 1993. Получено 27 ноября, 2011.
  33. ^ Ф. Цзюэ и Ф. Кук (июль 2002 г.). «Варианты главного двигателя космического шаттла (SSME) для будущего шаттла». Американский институт аэронавтики и астронавтики. Архивировано из оригинал (DOC) 9 октября 2007 г.. Получено 27 ноября, 2011.
  34. ^ а б Райан Крири (13 ноября 2011 г.). "Двигатели эталонных космических аппаратов". Получено 8 января, 2012.
  35. ^ «Рев инноваций». НАСА. 6 ноября 2002 г. Архивировано с оригинал 8 ноября 2002 г.. Получено 7 декабря, 2011.
  36. ^ «MSFC и исследования: наш путь вперед» (PPT). НАСА. Сентябрь 2005 г.
  37. ^ Майк Маллейн (3 февраля 2007 г.). Езда на ракетах: возмутительные истории космонавта космического корабля. Scribner. ISBN 978-0-7432-7682-5.
  38. ^ Джим Дюмулен (29 июня 2001 г.). «51-Ф». НАСА. Получено 16 января, 2012.
  39. ^ а б Бен Эванс (2007). Спейс шаттл "Челленджер: десять путешествий в неизвестность". Уорикшир, Соединенное Королевство: Springer-Praxis. ISBN 978-0-387-46355-1.
  40. ^ Джим Дюмулен (29 июня 2001 г.). «СТС-55». НАСА. Получено 16 января, 2012.
  41. ^ Джим Дюмулен (29 июня 2001 г.). «СТС-51». НАСА. Получено 16 января, 2012.
  42. ^ Джим Дюмулен (29 июня 2001 г.). «СТС-68». НАСА. Получено 16 января, 2012.
  43. ^ Бен Эванс (30 августа 2005 г.). Спейс шаттл Колумбия: ее миссии и экипажи. Springer Praxis. ISBN 978-0-387-21517-4.
  44. ^ Данн, Марсия (15 января 2010 г.). «Особый спад: НАСА снижает стоимость космических шаттлов». ABC News. Архивировано из оригинал 18 января 2010 г.
  45. ^ а б c Д. Харрис и К. Бергин (26 декабря 2008 г.). «Возвращение в SSME - Арес V подвергается оценке в потенциальном переключателе». NASASpaceflight.com. Получено 15 декабря, 2011.
  46. ^ «Обама подписывает НАСА на новое будущее». Новости BBC. 11 октября 2010 г.
  47. ^ «НАСА объявляет о разработке новой системы исследования глубокого космоса». НАСА. Архивировано из оригинал 21 сентября 2011 г.. Получено 14 декабря, 2011.
  48. ^ Крис Бергин (4 октября 2011 г.). «Сделки SLS склоняются к открытию с четырьмя RS-25 на основной стадии». NASASpaceflight.com. Получено 14 декабря, 2011.
  49. ^ а б Крис Бергин (13 января 2012 г.). «Семья SSME готовится к основной сценической роли SLS после успеха Shuttle». NASASpaceflight.com. Получено 16 января, 2012.
  50. ^ Карро, Марк (29 марта 2011 г.). «НАСА сохранит SSME блока II». Авиационная неделя. Архивировано из оригинал 20 апреля 2011 г.. Получено 30 марта, 2011.
  51. ^ а б Крис Бергин (22 января 2012 г.). «Инженеры начинают извлекать компоненты MPS орбитального корабля для передачи SLS». NASASpaceflight.com. Получено 23 января, 2012.
  52. ^ Крис Бергин (20 сентября 2011 г.). «Менеджеры PRCB рекомендуют Atlantis и Endeavour стать донорами SLS». NASASpaceflight.com. Получено 14 декабря, 2011.
  53. ^ П. МакКонахи; и другие. (Февраль 2011 г.). "Область технологий НАСА 1: Стартовые двигательные установки" (PDF). НАСА. Получено 23 января, 2012.
  54. ^ «НАСА обязуется выполнять будущие миссии Artemis с большим количеством ракетных двигателей SLS». НАСА. 1 мая 2020. Получено 4 мая, 2020.
  55. ^ Двигатель RS-25 запускается для третьего испытания в серии, Ким Генри, Центр космических полетов Маршалла, в SpaceDaily.com, 17 июня 2015 г., по состоянию на 18 июня 2015 г.
  56. ^ "Педаль до металла - двигатель RS-25 снова набирает обороты". НАСА.
  57. ^ "Целевая страница NASA Stennis RS-25". НАСА Стеннис. Получено 14 октября, 2017.
  58. ^ «Испытание двигателя SLS RS-25, 28 февраля 2019 г.».
  59. ^ «DARPA выбирает дизайн для космоплана нового поколения». www.darpa.mil. Получено 13 февраля, 2018.
  60. ^ "Aerojet Rocketdyne выбран в качестве основного поставщика силовых установок для экспериментального космического самолета Boeing и DARPA | Aerojet Rocketdyne". www.rocket.com. Получено 13 февраля, 2018.

внешние ссылки