RS-25

В Аэроджет Рокетдайн RS-25 , также известный как главный двигатель Space Shuttle ( SSME ), [4] представляет собой жидкость-топлива криогенной ракетный двигатель , который был использован на НАСА «ы Space Shuttle . НАСА планирует продолжить использование RS-25 на преемнике космического шаттла, системе космического запуска (SLS).

RS-25
Запуск ракетного двигателя. Из сопла в форме колокола, вокруг которого намотано несколько трубок, исходит синее пламя. Верхняя часть сопла прикреплена к сложному набору сантехники, при этом весь узел покрыт паром и свисает с точки крепления, установленной на потолке. На заднем плане видны различные переходные элементы оборудования.
Испытательная стрельба РС-25 (светлая область внизу рисунка - ромб Маха )
Страна происхожденияСоединенные Штаты
Первый полет12 апреля 1981 г. ( СТС-1 )
ПроизводительРокетдайн , Пратт и Уитни Рокетдайн , Аэроджет Рокетдайн
Связанный L / VСистема запуска космического корабля "Шаттл"
ПредшественникHG-3
СтатусНе работает с STS-135 , тестируется на SLS
Жидкостный двигатель
ПропеллентЖидкий кислород / жидкий водород
Соотношение смеси6,03: 1
ЦиклПоэтапное горение
Конфигурация
Соотношение форсунок69: 1 [1]
Представление
Тяга (вакуум)512 300  фунтов-силы (2,279  МН ) [1]
Тяга (SL)418 000 фунтов-силы (1,86 MN) [1]
Отношение тяги к массе73,1 [2]
Давление в камере2 994 фунта на кв. Дюйм (20,64 МПа) [1]
Я sp (Vac.)452,3 секунды (4,436 км / с) [1]
I sp (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]
Рекомендации
Рекомендации[3] [2]
ЗаметкиДанные приведены для RS-25D при 109% от номинальной мощности.

Разработанный и изготовленный в Соединенных Штатах Rocketdyne (позже известный как Pratt & Whitney Rocketdyne и Аэроджет Rocketdyne ), РС-25 ожоги криогенной жидкости водорода и жидкого кислорода ракетного топлива, с каждым двигателем мощностью 1,859 кН (418000 фунтов ф ) от тяги при взлете . Хотя RS-25 ведет свое происхождение от 1960-х годов, согласованная разработка двигателя началась в 1970-х, с первого полета, STS-1 , который состоялся 12 апреля 1981 года. RS-25 претерпел несколько модернизаций по сравнению с предыдущим. история эксплуатации для повышения надежности и безопасности двигателя, а также увеличения нагрузки на техническое обслуживание.

Двигатель производит удельный импульс ( I sp ) 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 является дросселирование 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]

Космический шаттл использовал группу из трех двигателей RS-25, установленных в кормовой части орбитального корабля , с топливом, забираемым из внешнего бака . Двигатели использовались для приведения в движение в течение всего подъема космического корабля, причем дополнительную тягу обеспечивали два твердотопливных ракетных ускорителя и два двигателя орбитальной системы маневрирования AJ10 . После каждого полета двигатели РС-25 снимались с орбитального корабля, осматривались и ремонтировались перед повторным использованием в другой миссии. При полетах с космической системой запуска двигатели будут расходным материалом. Для первых четырех полетов двигатели, оставшиеся от программы Space Shuttle, будут отремонтированы и использованы до того, как НАСА перейдет на упрощенный вариант RS-25E.

A diagram showing the components of an RS-25 engine. See adjacent text for details.
Упрощенная схема РС-25
A flowchart showing the flow of liquid hydrogen fuel through an RS-25 engine. See adjacent text for details.
Расход топлива
A flowchart showing the flow of liquid oxygen oxidizer through an RS-25 engine. See adjacent text for details.
Поток окислителя
Расход пороха РС-25

Двигатель RS-25 состоит из различных насосов, клапанов и других компонентов, которые работают совместно для создания тяги . Топливо ( жидкий водород ) и окислитель ( жидкий кислород ) из внешнего бака космического корабля "Шаттл" поступали на орбитальный аппарат через соединительные клапаны шлангокабеля и оттуда текли по линиям питания главной двигательной установки (MPS) орбитального корабля; тогда как в системе космического запуска (SLS) топливо и окислитель из активной зоны ракеты будут поступать непосредственно в трубопроводы MPS. Попадая 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 турбонасосы топлива и окислителя низкого давления (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 теплообменнику окислителя , который затем разделяется на системы наддува бака окислителя и системы подавления выбросов ; 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 воссоединить 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 системы регенеративного охлаждения для форсунки и MCC или 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 они воспламеняются. Затем горящая смесь топлива выбрасывается через горловину и раструб сопла двигателя, давление в котором создает тягу. [5]

Турбонасосы

Система окислителя

Турбонасос окислителя низкого давления (LPOTP) - это осевой насос, работающий со скоростью примерно 5150 об / мин и приводимый в действие шестиступенчатой турбиной, работающей от жидкого кислорода высокого давления от турбонасоса окислителя высокого давления (HPOTP). Он повышает давление жидкого кислорода с 0,7 до 2,9 МПа (от 100 до 420 фунтов на квадратный дюйм), при этом поток от LPOTP затем подается в HPOTP. Во время работы двигателя повышение давления позволяет турбине окислителя высокого давления работать на высоких скоростях без кавитации . 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 аккумулятор системы подавления колебаний . [7] Для использования он предварительно и после заправки гелием и газообразным кислородом.
2от теплообменника, и, не имея какой-либо мембраны, он работает за счет непрерывной рециркуляции загружаемого газа. Внутри гидроаккумулятора имеется ряд перегородок различных типов 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.

HPOTP состоит из двух одноступенчатых центробежных насосов (основной насос и форвакуумный насос), 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 квадратный дюйм) при работе примерно со скоростью 28 120 об / мин, обеспечивая выходную мощность 23 260 л.с. (  17,34  МВт ). Нагнетательный поток ТНПОТ разделяется на несколько путей, один из которых приводит в движение турбину ТННТ. Другой путь - через главный клапан окислителя и вход в основную камеру сгорания. Другой небольшой путь потока отводится и направляется в теплообменник окислителя . Жидкий кислород проходит через клапан, препятствующий затоплению, который предотвращает его попадание в теплообменник до тех пор, пока теплообменник не получит достаточно тепла для использования тепла, содержащегося в газах, выпускаемых из турбины HPOTP, для преобразования жидкого кислорода 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 (от 4300 фунтов на квадратный дюйм до 7400 фунтов на квадратный 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 секции турбины и жидкого кислорода в главном насосе может создать опасность, и для предотвращения этого две секции 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 останову 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 со скоростью около 16 185 об / мин и имеет размер примерно 450 на 600 мм (18 на 24 дюйма). Он соединен с воздуховодом 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 примерно со скоростью 35 360 об / мин и мощностью 71 140 л.с. Выходящий из турбонасоса поток направляется к основному клапану и проходит через него, а затем разделяется на три пути потока. Один путь проходит через рубашку основной камеры сгорания, где водород используется для охлаждения стенок камеры. Затем он направляется из основной камеры сгорания в LPFTP, где он используется для привода турбины LPFTP. Затем небольшая часть потока из LPFTP направляется в общий коллектор от всех трех двигателей, образуя 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 форсунку двигателя (для охлаждения форсунки). 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

По большой серебряной трубке 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]

Предварительные горелки

Горелки окислителя и топлива приварены к коллектору горячего газа. Топливо и окислитель поступают в камеры предварительного сжигания и смешиваются, что обеспечивает эффективное сгорание. Дополнительный искровой воспламенитель - это небольшая комбинированная камера, расположенная в центре форсунки каждой предварительной горелки. Два искровых воспламенителя с двойным резервированием активируются контроллером двигателя и используются во время процесса запуска двигателя для инициирования сгорания в каждой форсажной камере. 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 действие 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 предварительной горелки топлива. Эти клапаны устанавливаются контроллером двигателя, который с их помощью регулирует подачу жидкого кислорода в форкамеры и, таким образом, регулирует тягу двигателя. Клапаны окислителя и окислителя в камере предварительного сжигания топлива увеличивают или уменьшают поток жидкого кислорода, таким образом 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 перед горелкой работают вместе, дросселируя двигатель и поддерживая постоянное соотношение топливной смеси 6,03: 1. [3]

Главный клапан окислителя и главный топливный клапан регулируют 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 (MCC) двигателя поступает 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 от «Augmented Spark Igniter» - пламени H 2 / O 2 в центре головки инжектора. [8] Главный инжектор и узел купола приварены к коллектору горячего газа, а MCC также прикреплен болтами к коллектору горячего газа. [5] МСС содержит структурную оболочку , изготовленную из Inconel 718 , который облицованная медь - серебро - цирконий сплав называется NARloy-Z, разработанная специально для РСА-25 в 1970 - х годах. Около 390 каналов обрабатываются в герметизирующих стенки для перевозки жидкого водорода через вкладыш , чтобы обеспечить MCC охлаждения, так как температура в камере сгорания достигает 3300 ° C (6000 ° F) во время полета - выше , чем точка кипения из железа . [9] [10]

Альтернативой конструкции двигателей RS-25, которые будут использоваться в миссиях SLS, является использование современной конструкционной керамики, такой как термобарьерные покрытия (TBC) и композиты с керамической матрицей (CMC). [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 затраты на охлаждение. Кроме того, КМЦ были изучены в качестве замены суперсплавов на основе Ni и состоят из высокопрочных волокон (BN, C), непрерывно диспергированных в матрице SiC. MCC, состоящий из CMC, хотя и менее изучен и далек от реализации, чем применение TBC, может предложить беспрецедентный уровень эффективности двигателя.

Сопло

Сопла трех РС-25 космического корабля " Колумбия " после приземления STS-93

Сопло двигателя 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 соплом де Лаваля . Сопло RS-25 имеет необычно большую степень расширения (около 69: 1) для давления в камере. [13] На уровне моря форсунка с таким соотношением обычно подвергается отделению струи от форсунки, что может вызвать трудности с управлением и даже может привести к механическому повреждению транспортного средства. Однако, чтобы помочь двигателю в работе, 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 паяные каналы для охлаждающей жидкости в стенках труб из нержавеющей стали. На космическом шаттле опорное кольцо, приваренное к переднему концу сопла, является точкой крепления двигателя к тепловому экрану, поставляемому орбитальным аппаратом. Тепловая защита необходима из-за того, что сопла подвергаются воздействию на этапах запуска, подъема, на орбите и входа в полет. Изоляция состоит из четырех слоев металлического ватина, покрытых металлической фольгой и экраном. [5]

Контроллер

Контроллер главного двигателя Block II RS-25D

Каждый двигатель оснащен главным контроллером двигателя (MEC), интегрированным компьютером, который контролирует все функции двигателя (с помощью клапанов) и контролирует его работу. Построенный Honeywell Aerospace , каждые МЕС первоначально состоят из двух избыточных Honeywell HDC-601 компьютеров, [15] позже модернизированных к системе , состоящей из двух избыточных дважды Motorola 68000 (M68000) процессоров (в общей сложности четыре M68000s на контроллер). [16] Наличие контроллера, установленного 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 компьютерам общего назначения орбитального аппарата (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 двухпроцессорных компьютера, A и B, образуют контроллер; обеспечение избыточности системы. Отказ системы контроллера A автоматически приводит к переключению на систему контроллера B без ухудшения эксплуатационных возможностей; последующий отказ системы управления B обеспечит плавное отключение двигателя. В каждой системе (А и В), два M68000s работают в замковой стадии , тем самым обеспечивая каждую систему для обнаружения неисправностей пути сравнения уровней сигнала на шинах двух M68000 процессоров в пределах этой системы. 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 имела тип с гальваническим покрытием , который функционирует аналогично памяти магнитного сердечника и сохраняет данные даже после выключения питания. [18] Контроллеры Block II использовали обычное статическое ОЗУ CMOS . [16]

Контроллеры были спроектированы так, чтобы быть достаточно прочными, чтобы выдержать пусковые нагрузки, и оказались чрезвычайно устойчивыми к повреждениям. В ходе расследования аварии Challenger 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 запечены в вакууме , данные с этих устройств были получены для судебно-медицинской экспертизы. [19]

Главные 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 в двигатель в качестве резервной системы срабатывания. [5]

В космическом шаттле основные 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 заливки и слива жидкого водорода. После того, как разгрузка была завершена, клапаны закрылись и оставались закрытыми до конца миссии. [5]

Охлаждающей жидкости регулирующий клапан установлен на байпасной камеры сгорания охлаждающей жидкости каждого канала двигателя. Контроллер двигателя регулирует количество газообразного водорода, пропускаемого в обход контура охлаждающей жидкости сопла, тем самым регулируя 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% для максимального охлаждения. При настройках дроссельной заслонки от 65 до 100% ее положение находилось в диапазоне от 66,4 до 100% открытия для уменьшения охлаждения. [5]

Карданный подвес

Внешнее видео
video icon Тест кардана RS-25
Тест кардана RS-25

На каждом двигателе установлен карданный подшипник , универсальный шаровой шарнир и шарнир, который прикреплен к ракете-носителю ее верхним фланцем, а к двигателю - ее нижним фланцем. 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, таким образом направляя транспортное средство в правильную ориентацию. Сравнительно большой диапазон подвеса необходим для корректировки импульса по тангажу, который возникает из-за постоянно смещающегося центра масс, когда транспортное средство сжигает топливо в полете и после отделения ускорителя. Подшипник в сборе имеет размеры примерно 290 на 360 мм (11 на 14 дюймов), массу 105 фунтов (48 кг) и изготовлен из титанового сплава. [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 для предотвращения образования жидкого воздуха. [5]

Гелиевая система

Помимо топливной системы и системы окислителя, 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 шаттле любой оставшийся гелий использовался для продувки двигателей при входе в атмосферу и для восстановления давления. [5]

Разработка

"> Воспроизвести медиа
Испытания РС-25 в Космическом центре Стеннис

История следов RS-25 назад в 1960 - е годы , когда НАСА «s Marshall Space Flight Center и Рокетдайн проводили серию исследований на двигателях высокого давления, разработанный с выигравшей J-2 двигателя , используемого на S-II и S -IVB разгонные блоки ракеты Сатурн V во время программы Аполлон . Исследования проводились в рамках программы модернизации двигателей Saturn V, в рамках которой была разработана конструкция верхнего ступенчатого двигателя мощностью 350 000 фунтов силы (1600 кН), известного как HG-3 . [21] По мере того, как объем финансирования Apollo был сокращен, HG-3 был отменен, как и модернизированные двигатели F-1, которые уже проходили испытания. [22] Именно конструкция HG-3 легла в основу RS-25. [23]

Между тем, в 1967 году ВВС США профинансировали исследование перспективных ракетных силовых установок для использования в рамках проекта Isinglass , Rocketdyne попросили исследовать аэрокосмические двигатели, а Pratt & Whitney (P&W) - исследовать более эффективные традиционные двигатели соплового типа де Лаваля . В заключение исследования P&W выдвинула предложение о двигателе мощностью 250 000 фунтов силы под названием XLR-129 , в котором использовалось двухпозиционное 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 челнока. [26] В рамках этих исследований «Фазы А» участвующие компании выбрали модернизированную версию XLR-129, развивающую 415 000 фунтов силы (1850 кН), в качестве базового двигателя для своих проектов. [24] Этот дизайн можно найти во многих запланированных версиях Shuttle вплоть до окончательного решения. Однако, поскольку НАСА было заинтересовано в продвижении современного уровня техники всеми способами, 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 опубликовало запрос на исследование концепции главного двигателя «Фазы В», требующей разработки дроссельного ступенчатого двигателя типа де Лаваля с дроссельной заслонкой . [13] [24] Запрос был основан на существующей на тот момент конструкции космического корабля "Шаттл", который имел две многоразовые ступени, орбитальный аппарат и пилотируемый ускоритель обратного полета, и требовал одного двигателя, который мог бы приводить в действие оба корабля с помощью двух различные сопла (12 ускорительных двигателей с тягой на уровне моря 550 000 фунтов силы (2400 кН) каждый и 3 орбитальных двигателя с вакуумной тягой 632 000 фунтов силы (2 810 кН) каждый). [13] Rocketdyne, P&W и Aerojet General были выбраны 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 фунтов) kN) Двигатель M-1 , 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. Рокетдайн развитый медь - цирконий сплав (называемый NARloy-Z), и был протестирован на 12 февраля 1971 года, производя давление в камере от 3,172 фунтов на квадратный дюйм (21870 кПа). Три участвующие компании представили свои заявки на разработку двигателей в апреле 1971 года, 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 указало, что перед первым полетом шаттла двигатели должны пройти не менее 65 000 секунд испытаний, что является важной вехой. была достигнута 23 марта 1980 года, когда двигатель прошел 110 253 секунды испытаний к моменту STS-1 как на испытательных стендах в Космическом центре Стеннис, так и установлен на Главном испытательном элементе двигательной установки (MPTA). Первый комплект двигателей (2005, 2006 и 2007 гг.) Был доставлен в Космический центр Кеннеди в 1979 г. и установлен в Колумбии , после чего был удален в 1980 г. для дальнейших испытаний и переустановлен на орбитальный аппарат. Двигатели, которые имели конфигурацию первого пилотируемого орбитального полета (FMOF) и сертифицированы для работы на 100% номинальном уровне мощности (RPL), эксплуатировались в режиме двадцать второй летной готовности 20 февраля 1981 года, и после проверки, объявлен готовым к полету. [13]

Программа Space Shuttle

Три главных двигателя космического корабля " Атлантис " РС-25Д на старте во время полета STS-110
"> Воспроизвести медиа
Последовательности запуска и выключения SSME

Каждый космический челнок имел три двигателя RS-25, установленных в кормовой части орбитального корабля "Спейс шаттл" в цехе обработки орбитальных аппаратов до того, как орбитальный аппарат был переведен в здание сборки транспортных средств . При необходимости двигатели можно было поменять на площадке. Двигатели, вытягивающие топливо из внешнего бака (ET) космического челнока через главную силовую установку (MPS) орбитального корабля, зажигались за время T − 6,6 секунды до старта (при каждом зажигании со смещением 120  мс [27] ), что позволяло их работа должна быть проверена до зажигания твердотопливных ракетных ускорителей космического корабля "Шаттл" , которые отправили шаттл на запуск. [28] При запуске двигатели будут работать на 100% RPL, дросселирование 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 макс. 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 превышения суммой 3  g ускорения, когда это стало постепенно 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 по обработке главного двигателя космического корабля (SSMEPF), где они будут проверяться и ремонтироваться для подготовки к повторному использованию в следующем полете. [29] В общей сложности 46 многоразовых двигателей RS-25, каждый стоимостью около 40 миллионов долларов США, были запущены в рамках программы Space Shuttle, при этом каждый новый или капитально отремонтированный двигатель поступает в полетный инвентарь, требующий летной квалификации на одном из испытательных стендов в Stennis Space. Центр перед полетом. [27] [30] [31]

Обновления

A chart showing the flight history of each RS-25 used during the Space Shuttle program, sorted by engine version.
История полетов главных двигателей космического корабля многоразового использования.

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

  • FMOF (первый пилотируемый орбитальный полет): сертифицирован на 100% номинальный уровень мощности (RPL). Используется в испытательных орбитальных полетах СТС-1 - СТС-5 (двигатели 2005, 2006 и 2007 гг.).
  • Фаза I: Используемый для миссий STS-6 - STS-51-L , двигатель фазы I имел увеличенный срок службы и был сертифицирован на 104% RPL. Заменен Фазой II после катастрофы Челленджера .
  • Фаза II (RS-25A): двигатель фазы II, впервые запущенный на STS-26 , предлагал ряд улучшений безопасности и был сертифицирован на 104% RPL и 109% уровня полной мощности (FPL) в случае непредвиденных обстоятельств.
  • Блок I (RS-25B): впервые использовавшиеся на STS-70 двигатели блока I предлагали улучшенные турбонасосы с керамическими подшипниками, вдвое меньшее количество вращающихся частей и новый процесс литья, сокращающий 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.
  • Block IA (RS-25B): впервые использовавшийся на STS-73 , двигатель Block IA предлагал усовершенствования основных форсунок.
  • Block IIA (RS-25C): впервые использовался на STS-89 , двигатель Block IIA был промежуточной моделью, в то время как некоторые компоненты двигателя Block II завершили разработку. Изменения включали новую камеру сгорания с большим горлом (которая была первоначально рекомендована Rocketdyne в 1980 году), улучшенные турбонасосы низкого давления и сертификацию на 104,5% RPL для компенсации снижения удельного импульса на 2 секунды (0,020 км / с) (первоначальные планы потребовал, чтобы двигатель был сертифицирован на 106% для тяжелой полезной нагрузки Международной космической станции , но это не потребовалось и уменьшило бы срок службы двигателя). Немного модифицированная версия впервые полетела на STS-96 .
  • Block II (RS-25D): впервые взлетевший на STS-104 , модификация Block II включала все улучшения Block IIA, а также новый турбонасос высокого давления. Эта модель была протестирована на уровне 111% FPL в случае аварийного прерывания и сертифицирована для 109% FPL для использования во время неповрежденного прерывания .

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 RPL
(%)		Толкать
Уровень моря Вакуум
Минимальный уровень мощности (MPL)  67 1406 кН (316100 фунтов е )
Номинальный уровень мощности (RPL) 100 1,670 кН (380,000 фунтов силы )2090 кН (470000 фунтов е )
Номинальный уровень мощности (NPL) 104,5 1 750 кН (390000 фунтов е )2170 кН (490 000 фунтов силы )
Уровень полной мощности (FPL) 109 1860 кН (420 000 фунтов силы )2280 кН (510000 фунтов е )

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 рабочие данные из 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% -ному уровню мощности на эту дату. [13] Уровень мощности двигателя влияет на надежность двигателя, при этом исследования показывают, что вероятность отказа двигателя быстро увеличивается с уровнями мощности более 104,5%, поэтому уровни мощности выше 104,5% были сохранены только для использования в непредвиденных обстоятельствах. [32]

Инциденты

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.
Восстановленные питания глава одного из Колумбии ' главных двигателей s. Колумбия была потеряна 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). В течение 135 миссий, в общей сложности 405 отдельных машинных миссий, [30] Pratt & Уитни Рокетдайн сообщает скорость надежности 99,95%, при этом отказ SSME только в полете происходит во время Шаттл Challenger «ы STS-51-F миссии . [3] Двигатели, однако, действительно страдали от ряда отказов пэдов (прерывания последовательного запуска избыточного набора, или RSLS) и других проблем в ходе выполнения программы:

  • STS-41-D Discovery - двигатель № 3 вызвал отключение RSLS в T-4 секунды из-за потери избыточного управления на главном клапане двигателя, откат стека и замену двигателя. [37]
  • STS-51-F Challenger - двигатель № 2 вызвал отключение RSLS в момент T − 3 секунды из-за неисправности клапана охлаждающей жидкости. [38] [39]
  • STS-51-F Challenger - остановка двигателя № 1 (2023 г.) в T + 5:43 из-за неисправных датчиков температуры, что привело к выходу на орбиту (хотя цели и продолжительность миссии не были нарушены ATO). [27] [39]
  • STS-55 Columbia - двигатель № 3 вызвал остановку RSLS в момент T − 3 секунды из-за утечки в обратном клапане преджигателя жидкого кислорода. [40]
  • STS-51 Discovery - двигатель № 2 вызвал отключение RSLS в T − 3 секунды из-за неисправного датчика водородного топлива. [41]
  • STS-68 Endeavour - двигатель № 3 (2032 г.) вызвал отключение RSLS в момент времени T-1,9 секунды, когда датчик температуры в его HPOTP превысил красную черту . [42]
  • STS-93 Columbia - фаза AC1 проекта орбитального корабля Короткое замыкание в электропроводке произошло в момент T + 5 секунд, что привело к пониженному напряжению, которое приводило к дисквалификации контроллеров SSME  1A и SSME  3B, но не требовало 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 ударился о сопло двигателя. внутренняя поверхность, разрыв трех водородных линий охлаждения. В результате 3 пробоины вызвали утечку, которая привела к преждевременному останову двигателя, когда 4 датчика LO 2 внешнего резервуара засветились всухую, что привело к отключению основных двигателей на низком уровне и немного раннему отключению основного двигателя со скоростью 16 футов / с (4,9 м / с) с пониженной скоростью и на 8 морских миль ниже по высоте. [43]

Созвездие

6 RS-25D, использованные во время полета STS-134 и STS-135, хранятся в Космическом центре Кеннеди.

В период, предшествующий окончательному выводу из эксплуатации космических шаттлов , были предложены различные планы в отношении оставшихся двигателей, начиная от того, что все они хранятся в НАСА, и заканчивая передачей (или продажей по 400-800 тысяч долларов США каждый) различным учреждениям, таким как музеи и другие. университеты. [44] Эта политика последовала изменения в намеченных конфигурации программы Созвездия «ы Арес V грузопассажирские ракеты - носитель и Арес I ракеты экипажа ракеты - носитель, который был запланирован , чтобы использовать RS-25 в их первых и вторых ступенях 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 нельзя будет использовать повторно, 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 одним двигателем J-2X для второй ступени Ares I и шестью модифицированными двигателями RS-68 (которые основывались на SSME и Двигатель J-2 эпохи Аполлона) на основной ступени Ares V; это означало, что РС-25 будет выведен из эксплуатации вместе с флотом космических челноков. [45] В 2010 году, однако, 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

Вид сзади на ракетно-космический комплекс с четырьмя двигателями РС-25.

После вывода из эксплуатации космических шаттлов 14 сентября 2011 года НАСА объявило, что будет разрабатывать новую ракету-носитель, известную как Space Launch System (SLS), для замены флота 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 наземные системы, необходимые для их обслуживания ". [50] [51] В дополнение к RS-25D, программа SLS будет использовать главные двигательные установки трех оставшихся орбитальных аппаратов для целей испытаний (которые были удалены как часть вывода из эксплуатации орбитальных аппаратов), причем первые два запускает ( Artemis 1 и Artemis 2 ), возможно, с использованием оборудования MPS от космических челноков Atlantis и Endeavour на их основных этапах. [49] [51] [52] Топливо SLS будет подаваться в двигатели из основной ступени ракеты , которая будет состоять из модифицированного внешнего бака космического шаттла с водопроводом MPS и двигателями на его корме, а также межкаскадной конструкцией на корме. вершина. [6] После того, как оставшиеся RS-25D израсходованы, они должны быть заменены более дешевой, расходной версией, в настоящее время обозначаемой RS-25E. [6] Этот двигатель может быть основан на одном или обоих из двух вариантов одноразового использования, которые были изучены в 2005 году: RS-25E (называемый «SSME с минимальным изменением») и еще более упрощенный RS-25F (упоминаемый «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] [ необходим лучший источник ] Испытание произошло 9 января, 28 мая, июнь 11 (500 секунд), июль 17 (535 секунд), 13 августа и 27 августа [ править ]

После этих испытаний еще четыре двигателя должны были войти в новый цикл испытаний. [56] [ необходим 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-секундный пробный запуск экспериментального RS-25 при 113 процентах его первоначально рассчитанной тяги в течение более 430 секунд, что примерно в четыре раза дольше, чем любое предыдущее испытание на этом уровне тяги. [58]

16 января 2021 года двигатели РС-25 были снова запущены в рамках программы Artemis во время огневых испытаний. Изначально испытание было запланировано как 8-минутное испытание, но было прекращено на 67-й секунде из-за нарушения преднамеренно консервативных параметров испытания в гидравлической системе вспомогательного силового агрегата основной ступени двигателя 2 (CAPU) во время испытания системы управления вектором тяги (TVC). CAPU двигателя 2 был отключен автоматически, хотя, если бы эта проблема возникла во время полета, это не привело бы к прерыванию, поскольку оставшиеся CAPU способны питать систему TVC всех четырех двигателей. [59] Двигатель также пострадал от другого «отказа основного компонента» в системе управления двигателем, который был вызван отказом приборов. Это привело бы к прерыванию обратного отсчета запуска во время реальной попытки запуска. [60]

18 марта 2021 года четыре двигателя основной ступени РС-25 были снова запущены в рамках второго горячего огневого испытания основной ступени SLS, которое длилось в течение 500 секунд, что позволило успешно сертифицировать основную ступень Artemis 1 для полета.

XS-1

24 мая 2017 года DARPA объявило, что они выбрали компанию Boeing для завершения проектных работ по программе XS-1. В демонстраторе технологии планировалось использовать двигатель Aerojet Rocketdyne AR-22. AR-22 был версией RS-25, детали из ранних версий двигателя были получены из запасов Aerojet Rocketdyne и НАСА. [61] [62] В июле 2018 года Aerojet Rocketdyne успешно выполнила 10 100-секундных запусков AR-22 за 10 дней. [63]

22 января 2020 года Boeing объявил, что они выходят из программы XS-1, не оставляя никакой роли для AR-22. [64]

  • Шаттл-C

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

 В эту статью включены материалы, являющиеся  общественным достоянием, с веб-сайтов или документов Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства .

  1. ^ a b c d e f g Aerojet Rocketdyne, двигатель RS-25 (по состоянию на 22 июля 2014 г.)
  2. ^ a b c Уэйд, Марк. «ССМЭ» . Энциклопедия Astronautica . Проверено 28 декабря 2017 года .
  3. ^ а б в "Главный двигатель космического корабля" (PDF) . Пратт и Уитни Рокетдайн. 2005. Архивировано из оригинального (PDF) 8 февраля 2012 года . Проверено 23 ноября 2011 года .
  4. ^ «Двигатель РС-25» .
  5. ^ Б с д е е г ч я J к л м п о р «Главная двигательная установка (ГСУ)» (PDF) . Shuttle Press Kit.com . Боинг, НАСА и Объединенный космический альянс. 6 октября, 1998. Архивировано из оригинального (PDF) от 4 февраля 2012 года . Проверено 7 декабря 2011 года .
  6. ^ а б в Крис Бергин (14 сентября 2011 г.). «SLS, наконец, объявлено НАСА - Формируется дальнейший путь» . NASASpaceflight.com . Проверено 14 декабря 2011 года .
  7. ^ а б в г "Ориентация главного двигателя космического корабля" (PDF) . Боинг / Рокетдайн. Июнь 1998 . Проверено 12 декабря 2011 года .
  8. ^ «Жидкостные ракетные двигатели (J-2X, RS-25, общие) - зажигание» . НАСА. 2014 . Проверено 15 марта 2019 года .
  9. ^ «НАСА полагается на медь для челночного двигателя» . Откройте для себя Copper Online . Ассоциация развития меди. 1992 . Проверено 19 января 2012 года .
  10. ^ а б Стив Рой (август 2000 г.). "Усовершенствования главного двигателя космического корабля" . НАСА . Проверено 7 декабря 2011 года .
  11. ^ Падтуре, Нитин П. (август 2016 г.). «Современная конструкционная керамика в авиационно-космических силовых установках». Материалы природы . 15 (8): 804–809. Bibcode : 2016NatMa..15..804P . DOI : 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 оригинала на 16 марта 2008 года.
  13. ^ Б с д е е г ч Роберт Э. Биггс (май 1992 г.). «Главный двигатель космического челнока: первые десять лет» . В Стивене Э. Дойле (ред.). История разработки жидкостных ракетных двигателей в США в 1955–1980 гг . Серия истории AAS. Американское астронавтическое общество. С. 69–122. ISBN 978-0-87703-350-9. Архивировано из оригинального 25 декабря 2011 года . Проверено 12 декабря 2011 года .
  14. ^ «Конструкция сопла» . 16 марта 2009 года в архив с оригинала на 2 октября 2011 года . Проверено 23 ноября 2011 года .
  15. ^ "Компьютеры в системе авионики космического корабля" . Компьютеры в космическом полете: опыт НАСА . НАСА. 15 июля 2005 . Проверено 23 ноября 2011 года .
  16. ^ а б «Будущее компьютеров шаттла» . НАСА. 15 июля 2005 . Проверено 23 ноября 2011 года .
  17. ^ "Контроллеры главного двигателя космического корабля" . НАСА. 4 апреля 2004 . Проверено 8 декабря 2011 года .
  18. ^ RM Mattox и JB White (ноябрь 1981 г.). "Контроллер главного двигателя космического челнока" (PDF) . НАСА . Проверено 15 декабря 2011 года .
  19. ^ «Причина аварии» . Отчет президентской комиссии по катастрофе космического корабля "Челленджер" . НАСА. 6 июня 1986 . Проверено 8 декабря 2011 года .
  20. ^ Джим Дюмулен (31 августа 2000 г.). «Главная двигательная установка» . НАСА . Проверено 16 января 2012 года .
  21. ^ Марк Уэйд. «ХГ-3» . Энциклопедия Astronautica. Архивировано из оригинального 15 ноября 2011 года . Проверено 13 декабря 2011 года .
  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 . Проверено 13 декабря 2011 года .
  24. ^ Б с д е е г ч I Дэвид Бейкер (апрель 2011 г.). Космический шаттл 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» . Космическое обозрение . Проверено 8 января 2012 года .
  26. ^ а б Фред Х. Джу. "Главный двигатель космического челнока: 30 лет инноваций" (PDF) . Боинг . Проверено 27 ноября 2011 года .
  27. ^ а б в г д е Уэйн Хейл и другие (17 января 2012 г.). «Запрос, связанный с SSME» . NASASpaceflight.com . Проверено 17 января 2012 года .
  28. ^ «Обратный отсчет 101» . НАСА. 17 сентября 2009 . Проверено 8 января 2012 года .
  29. ^ Джон Шеннон (17 июня 2009 г.). "Ракета-носитель большой грузоподъемности, созданная с помощью 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 . Проверено 23 января 2012 года .
  32. ^ а б «Отчет группы по оценке SSME» (PDF) . НАСА. Январь 1993 . Проверено 27 ноября 2011 года .
  33. ^ Ф. Джу и Ф. Кук (июль 2002 г.). «Варианты главного двигателя космического шаттла (SSME) для будущего шаттла» . Американский институт аэронавтики и астронавтики. Архивировано из оригинала (DOC) 9 октября 2007 года . Проверено 27 ноября 2011 года .
  34. ^ а б Райан Крири (13 ноября 2011 г.). "Двигатели эталонных космических аппаратов" . Проверено 8 января 2012 года .
  35. ^ «Рев инноваций» . НАСА. 6 ноября 2002 года Архивировано из оригинала 8 ноября 2002 года . Проверено 7 декабря 2011 года .
  36. ^ «MSFC и исследования: наш путь вперед» (PPT) . НАСА. Сентябрь 2005 г.
  37. ^ Майк Маллейн (3 февраля 2007 г.). Езда на ракетах: возмутительные рассказы о космонавте космического корабля . Скрибнер . ISBN 978-0-7432-7682-5.
  38. ^ Джим Дюмулен (29 июня 2001 г.). «51-Ф» . НАСА . Проверено 16 января 2012 года .
  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 . Проверено 16 января 2012 года .
  41. ^ Джим Дюмулен (29 июня 2001 г.). «СТС-51» . НАСА . Проверено 16 января 2012 года .
  42. ^ Джим Дюмулен (29 июня 2001 г.). «СТС-68» . НАСА . Проверено 16 января 2012 года .
  43. ^ Бен Эванс (30 августа 2005 г.). Шаттл Колумбия: ее миссии и экипажи . Springer Praxis. ISBN 978-0-387-21517-4.
  44. ^ Данн, Марсия (15 января 2010 г.). «Особая рецессия: НАСА снижает цену на космический шаттл» . ABC News . Архивировано из оригинала 18 января 2010 года.
  45. ^ а б в Д. Харрис и К. Бергин (26 декабря 2008 г.). «Возвращение в SSME - Арес V подвергается оценке в потенциальном переключателе» . NASASpaceflight.com . Проверено 15 декабря 2011 года .
  46. ^ «Обама подписывает NASA на новое будущее» . BBC News . 11 октября 2010 г.
  47. ^ «НАСА объявляет о разработке новой системы исследования глубокого космоса» . НАСА. Архивировано из оригинального 21 сентября 2011 года . Проверено 14 декабря 2011 года .
  48. ^ Крис Бергин (4 октября 2011 г.). «Сделки SLS склоняются к открытию с четырьмя RS-25 на основной стадии» . NASASpaceflight.com . Проверено 14 декабря 2011 года .
  49. ^ а б Крис Бергин (13 января 2012 г.). «Семья SSME готовится к ключевой роли SLS после успеха Shuttle» . NASASpaceflight.com . Проверено 16 января 2012 года .
  50. ^ Карро, Марк (29 марта 2011 г.). «НАСА сохранит SSME блока II» . Авиационная неделя . Архивировано из оригинального 20 апреля 2011 года . Проверено 30 марта 2011 года .
  51. ^ а б Крис Бергин (22 января 2012 г.). «Инженеры начинают извлекать компоненты MPS орбитального корабля для передачи SLS» . NASASpaceflight.com . Проверено 23 января 2012 года .
  52. ^ Крис Бергин (20 сентября 2011 г.). «Менеджеры PRCB рекомендуют Atlantis и Endeavour стать донорами SLS» . NASASpaceflight.com . Проверено 14 декабря 2011 года .
  53. ^ П. МакКонахи; и другие. (Февраль 2011 г.). «Область технологий НАСА 1: Стартовые двигательные установки» . НАСА . Проверено 23 января 2012 года .
  54. ^ «НАСА обязуется выполнять будущие миссии Artemis с большим количеством ракетных двигателей SLS» . НАСА. 1 мая 2020 . Проверено 4 мая 2020 года .
  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 . Проверено 14 октября 2017 года .
  58. ^ «Испытание двигателя SLS RS-25, 28 февраля 2019 г.» .
  59. ^ «Обновление Green Run: данные и проверки показывают, что основная ступень находится в хорошем состоянии - Artemis» . blogs.nasa.gov . Проверено 20 января 2021 года .
  60. ^ «Перед сокращенным испытанием ракетного двигателя NASA SLS официальные лица предсказывали только 50-процентный шанс на полный успех» . Вашингтон Пост . Проверено 20 января 2021 года .
  61. ^ «DARPA выбирает дизайн для космоплана нового поколения» . www.darpa.mil . Проверено 13 февраля 2018 года .
  62. ^ "Aerojet Rocketdyne выбран в качестве основного поставщика силовых установок для экспериментального космического самолета Boeing и DARPA | Aerojet Rocketdyne" . www.rocket.com . Проверено 13 февраля 2018 года .
  63. ^ «Двигатель АР-22 сработал 10 раз за это количество суток» . SpaceFlight Insider . 12 июля 2018 . Проверено 20 января 2021 года .
  64. ^ «Боинг выпадает из программы экспериментального космоплана DARPA» . SpaceNews . 22 января 2020 . Проверено 20 января 2021 года .

  • Сферические панорамы РС-25Д в ОКБ перед отправкой в ​​Космический центр Стеннис
  • Собрание Лоуренса Дж. Томсона, Университет Алабамы в архивах Хантсвилля и файлы специальных коллекций Лоуренса Дж. Томсона, главного инженера SSME с 1971 по 1986 год
  • Исторический американский технический отчет (HAER) № TX-116-I, « Космическая транспортная система, главный двигатель космического корабля, Космический центр Линдона Б. Джонсона, 2101 NASA Parkway, Хьюстон, округ Харрис, Техас », 20 фотографий, 2 чертежа с измерениями , 8 страниц с подписями к фотографиям