close

Hovedmotorer (rumfærge)

Gå til navigation Gå til søg
Rumfærgens hovedmotorer
Shuttle Main Engine Test Firing.jpg
Tændingstest. Det lyse område i bunden af ​​billedet er en hård mach
Oprindelsesland USA
Første fly 18. februar 1977, 12. april 1981 ( STS-1 )
Maker Rocketdyne
Brugt i Rumskib
Tilstand Inaktiv siden STS-135
flydende brændstof raket
Drivmiddel Flydende Brint / Flydende Oxygen
Del 69:1 [ 1 ]
Cyklus trinvis forbrænding
Ydeevne
skubbe (tom) 2279kN _
Drivkraft (havniveau) 1859kN
kammertryk 2.994 psi (20,64 MPa ) [ 1 ]
Impuls (tom) 452,3 sekunder [ 1 ]
Impuls (havniveau) 366 sekunder [ 1 ]
Dimensioner
Længde 168 tommer (4,3 m)
Diameter 96 tommer (2,4 m)

RS-25 , også kendt som Space Shuttle Main Engine ( SSME ), er en kryogen raketmotor med flydende drivstof, der blev brugt på NASAs rumfærge og er planlagt til at blive brugt i dens efterfølger, Space Launch System . RS-25, der er bygget i USA af firmaet Rocketdyne , brænder kryogent flydende brint og flydende oxygen -drivmidler , hvor hver motor producerer 1.859 kN tryk ved afløftning. Selvom RS-25 kan spore sin oprindelse tilbage til 1960'erne, begyndte udviklingen af ​​motoren i 1970'erne, med den første flyvning, STS-1 , der fandt sted den 12. april 1981. RS-25 har gennemgået adskillige opgraderinger under sin operationelle historie for at forbedre motorens pålidelighed, sikkerhed og vedligeholdelsesbelastning.

Motoren producerer en specifik impuls ( I sp ) på 452 sekunder (4,43 km/s) i et vakuum eller 366 sekunder (3,59 km/s) ved havoverfladen , har en masse på ca. 3,5 tons og er i stand til at accelerere mellem 67 % og 109 % af dets effektniveau målt i trin på 1 %. RS-25 fungerer med temperaturer fra -253 °C (-423 °F) til 3.315 °C (5.999,0 °F) [ 1 ]

I rumfærgen blev RS-25 brugt i grupper af tre motorer monteret i den bageste struktur af Orbiteren , hvor brændstof blev hentet fra den eksterne tank . Motorerne blev brugt til fremdrift under rumfærgens opstigning, med yderligere tryk blev leveret af to fastbrændstof raketforstærkere og rumfærgens to AJ-10-190 Orbital Maneuvering System- motorer . Efter hver flyvning blev motorerne fjernet fra orbiteren, inspiceret og serviceret, før de blev genbrugt på en anden mission.

Komponenter

RS-25 drivmiddel flow.
Image
RS-25 skematisk.
Image
Brændstof flow.
Image
Oxidant flow.
Et diagram, der viser de vigtigste VVS-elementer i en rumfærge orbiters agterstruktur. Orbiterens tre motorer er synlige, hver forsynet af en brændstofledning (angivet med rødt) og en oxidationsledning (angivet i blåt). I hvert system adskilles de tre linjer fra en hovedlinje, som forsvinder ind i bunden af ​​strukturen mod det sted, hvor den eksterne tank ville være, som angivet af et mindre diagram nederst til højre i diagrammet. Til sidst forgrener en lille påfyldnings- og afløbsledning sig fra hver hovedledning, hvor de to linjer forlader den agterste struktur på modsatte sider.
Rumfærgen Main Propulsion System (MPS).

RS-25-motoren består af adskillige pumper , ventiler og andre komponenter, der arbejder sammen for at producere tryk . Brændstof ( flydende brint ) og oxidationsmiddel ( flydende oxygen ) fra rumfærgens eksterne tank kommer ind i orbiteren ved navlestrengens afspærringsventiler og passerer derfra gennem orbiterens hovedfremdriftssystems fødeledninger Main Propulsion System (MPS), mens de er i rumopsendelsen System (SLS), brændstof og oxidationsmiddel fra rakettens kernetrin vil strømme direkte ind i MPS-linjerne. En i MPS-linjerne vil brændstoffet og oxidationsmidlet adskille og følge separate stier til hver motor (tre på Shuttle STS og op til fem på Shuttle SLS). I hver af grenene vil forventiler tillade drivmidler at komme ind i motoren. [ 2 ]​ [ 3 ]

Vel i motoren passerer drivmidlerne gennem Low-Pressure Fuel Turbo Pumps ( LPFTP ) og Low-Pressure Oxidizer Turbo Pumps (LPOTP) og derfra til højtryksturbopumperne (på engelsk: High-Pressure Fuel Turbo Pumps, HPFTP; og højtryksoxidatorturbopumper, HPOTP). Fra disse højtryksturbopumper (HPTP) tager drivmidlerne forskellige ruter gennem motoren. Oxidationsmidlet er opdelt i fire separate veje: til oxidationsvarmeveksleren , som derefter opdeles i oxidationsdammens tryk- og pogo- undertrykkelsessystemer ; til lavtryksoxidatorturbopumpen (på engelsk: Low Pressure Oxidiser TurboPump, LPOTP); til højtryksoxidant-forbrænderen, hvorfra den opdeles til HPFTP- og HPOTP-turbinerne, før den opsamles i den varme gasmanifold og sendes til Main Combustion Chamber (MCC) ; eller direkte til injektorerne i hovedforbrændingskammeret.

I mellemtiden strømmer brændstof gennem hovedbrændstofventilen til de regenerative kølesystemer til dysen og MCC eller gennem kammerkøleventilen. Brændstoffet, der passerer gennem MCC-kølesystemet, strømmer derefter tilbage og passerer gennem LPFTP-turbinen, før det sendes til enten brændstoftankens tryksystem eller varmgas-manifoldens kølesystem (hvorfra det passerer gennem MCC). Brændstoffet i dyse- og forbrændingskammerets køleventilsystemer sendes derefter via forbrænderne til HPFTP- og HPOTP-turbinen, inden det igen opsamles i varmgasmanifolden, hvorfra det passerer til MCC-injektorerne. Når de er i injektorerne, blandes drivmidlerne og sprøjtes ind i hovedforbrændingskammeret, hvor de antændes. Den brændte drivmiddelblanding udstødes derefter gennem motorens dysehals og klokke, hvorved det resulterende tryk frembringer tryk . [ 2 ]

Turbopumper

Oxidatorsystem

Low Pressure Oxidizer Turbopump (LPOTP) er en seks-trins turbine - drevet aksial-flow pumpe, der drives af flydende oxygen og kører ved ca. 5.150 rpm . Øger trykket af den flydende oxygen fra 0,7 til 2,9 MPa (100 til 420 psi ), hvor LPOTP-flowet sendes til High-Pressure Oxidizer Turbopump (HPOTP). Under motordrift tillader det øgede tryk, at højtryksturbinen med oxidationsmiddel kører ved høje hastigheder uden at kavitere . LPOTP'en, som måler cirka 450 gange 450 mm , er forbundet til køretøjets drivmiddelkanaler og installeres i en fast position direkte over løfteraketstrukturen. [ 2 ]

HPOTP'en består af to et-trins centrifugalpumper (en hovedpumpe og en forbrændingspumpe) monteret på en fælles aksel og drevet af en to-trins varm gasturbine. Hovedpumpen øger trykket af den flydende ilt fra 2,9 til 30 MPa (420 til 4.350 psi), mens den kører ved ca. 28.120 rpm, hvilket leverer en effekt på 23.260  hk . HPOTP'en udleder det adskilte flow i flere ruter, hvoraf den ene driver LPOTP-turbinen. En anden rute er til og gennem den primære oxidationsventil og ind i hovedforbrændingskammeret. En anden lille strømningsvej tages ud og sendes til oxidationsvarmeveksleren . Flydende oxygen strømmer gennem en anti-oversvømmelsesventil, der forhindrer den i at trænge ind i varmeveksleren, indtil den er varm nok til, at varmeveksleren kan bruge den varme, der er indeholdt i HPOTP-turbinens udledningsgasser og omdanner flydende oxygen til gas. Gassen sendes til en manifold og ledes derefter for at sætte den flydende iltbeholder under tryk. En anden rute går ind i HPOTP'ens to-trins forbrændingspumpe for at øge det flydende oxygentryk fra 30 til 51 MPa (4.300 psia til 7.400 psia). Den passerer gennem oxidationsmiddelforbrænderens oxidationsventil og gennem brændstofforbrænderens oxidationsventil til brændstofforbrænderen. HPOTP måler cirka 600 x 900 mm (24 x 35 tommer). Den installeres på varmgasmanifolden ved hjælp af flanger. [ 2 ]

HPOTP-turbinen og turbopumperne er monteret på en fælles aksel. Blanding af varme brændstofrige gasser i turbinesektionen og flydende oxygen fra hovedpumpen kan skabe en fare, og for at forhindre dette er de to sektioner adskilt af et hulrum, som kontinuerligt renses af heliumtilførslen fra motoren under motordrift. To tætninger minimerer lækage ind i hulrummet; en tætning er placeret mellem turbinesektionen og hulrummet, mens den anden er mellem pumpesektionen og hulrummet. Tab af heliumtryk i dette hulrum resulterer i automatisk motorstop. [ 2 ]

Brændstofsystem

Low-Pressure Fuel TurboPump (LPFTP) er en aksialstrømspumpe drevet af en to-trins turbine, der drives af brintgas. Det øger trykket af flydende brint fra 0,2 til 1,9 MPa (30 til 276 psia) og føder brændstoffets højtryksbrændstofturbopumpe (HPFTP). Under motordrift tillader det øgede tryk fra LPFTP'en HPFTP at arbejde ved høje hastigheder uden at kavitere. LPFTP'en kører med omkring 16.185 rpm og er cirka 450 gange 600 mm i størrelse. Den er forbundet til køretøjets drivmiddelledninger og er installeret i en fast position på løfterakettens struktur. [ 2 ]

HPFTP er en tre-trins centrifugalpumpe drevet af en tre-trins varm gasturbine. Den øger trykket af flydende brint fra 1,9 til 45 MPa (276 til 6.515 psia) og kører med cirka 35.360 rpm med en effekt på 71.140 hk. Afgangsstrømmen fra turbopumpen sendes til og gennem hovedventilen og adskilles derefter i tre veje. Den ene rute er gennem hovedforbrændingskammerets kappe, hvor brint bruges til at afkøle kammervæggene. Det sendes derefter fra hovedforbrændingskammeret til LPFTP, hvor det bruges til at drive LPFTP-turbinen. En lille del af LPFTP-strømmen ledes derefter til den fælles manifold for alle tre motorer for at danne en enkelt vej til tanken med flydende brint for at opretholde tryk. Den resterende brint passerer mellem den indvendige og ydre væg af den varme gasmanifold til afkøling og ledes derefter ud i hovedforbrændingskammeret. En anden rute for brintstrøm fra hovedbrændstofventilen er gennem motordysen (for at afkøle dysen). Det forbinder derefter den tredje strømningsvej fra kølevæskekammerventilen. Denne kombinerede strøm ledes derefter til brændstof- og oxidationsforbrænderne. HPFTP'en er cirka 550 gange 1100 mm i størrelse og installeres på varmgasmanifolden ved hjælp af flanger. [ 2 ]

Powerhead

Forbrændere

Et diagram, der viser RS-25's powerhead og højtrykspumper. Se den tilstødende tekst for detaljer.
RS-25 powerhead og højtrykspumper.

Oxidationsmidlet og brændstofforbrænderne er svejset til den varme gasmanifold. Brændstof og oxidationsmiddel kommer ind i forbrænderne og blandes på en sådan måde, at der kan ske en effektiv forbrænding. Den øgede gnisttænding er et lille kombinationskammer placeret i midten af ​​hver af forbrændernes injektor. De to dobbelt-redundante gnisttændere, som aktiveres af motorstyringen, bruges under motorens startsekvens til at starte forbrændingen i hver af forbrænderne. De slukkes efter cirka tre sekunder, fordi forbrændingsprocessen så er selvbærende. Forbrænderne producerer de varme, brændstofrige gasser, der passerer gennem turbinerne for at generere den nødvendige kraft til at drive højtryksturbopumperne. Oxidationsmiddelforbrænderens udløbsstrøm driver en turbine, der er forbundet til HPOTP'en og oxidationsforbrænderpumpen. Brændstofforbrænderens udløbsflow driver en turbine, der er forbundet til HPFTP. [ 2 ]

Hastigheden af ​​HPOTP- og HPFTP-turbinerne afhænger af placeringen af ​​de tilsvarende oxidationsventiler på oxidationsmidlet og brændstofforbrænderne. Disse ventiler er placeret af motorstyringen, som bruger dem til at accelerere strømmen af ​​flydende ilt til forbrænderne og dermed styre motorens fremdrift. Brændstof- og oxidationsmiddel-forbrænderens oxidationsventiler øger eller mindsker flowet af flydende oxygen og øger eller mindsker således forbrænderkammertrykket, hastigheden af ​​HPOTP- og HPFTP-turbinerne og flowet af flydende oxygen og brintgas ind i hovedforbrændingskammeret, hvilket øger eller mindsker motorkraften. Brændstof- og oxidationsmiddel-forbrænderventilerne arbejder sammen for at skrue op for motoren og opretholde et konstant drivmiddelblandingsforhold på 6,03:1. [ 4 ]

Hovedoxidations- og brændstofventilerne styrer strømmen af ​​flydende oxygen og flydende brint til motoren og styres af controlleren for hver af motorerne. Når en motor kører, er hovedventilerne helt åbne. [ 2 ]

Hovedforbrændingskammer

Hovedforbrændingskamrene i hver af motorerne (på engelsk: Main Combustion Chamber, MCC) modtager varm gas rig på brændstof fra en varmgasmanifold i kølekredsløbet. Gasformig brint og flydende oxygen kommer ind i kammeret ved injektoren, som blander drivmidlerne. Et lille øget gnisttændingskammer er placeret i midten af ​​injektoren, og denne dobbeltredundanstænder bruges under motorens tændingssekvens til at starte forbrændingen. Tænderne slukkes efter cirka tre sekunder, fordi forbrændingsprocessen er selvbærende. Hovedinjektoren og kuppelstrukturen er svejset til varmgasmanifolden, og MCC'en er også boltet til varmgasmanifolden. [ 2 ] MCC omfatter en strukturel skal fremstillet af Inconel 718 , der er belagt med en kobber - sølv - zirconium -legering kaldet NARloy - Z , udviklet specifikt til RS-25 i 1970'erne. Cirka 390 kanaler er bearbejdet i kappevæggen for at Træk flydende brint gennem kappen for at afkøle MCC'en, da temperaturen i forbrændingskammeret når 3315 °C (5999.0 °F) under flyvning - dette er meget højere end jernets kogepunkt . [ 5 ] [ 6 ]

dyse

Tre klokkeformede raketmotordyser, der rager ud fra den agterste struktur af en rumfærge. Klyngen er arrangeret trekantet, med en motor øverst og to under. To mindre dyser er synlige til venstre og højre for den øverste motor, og orbiterens halefinne rager opad mod toppen af ​​billedet. I baggrunden ses nattehimlen og dele af renseudstyr.
Dyserne på de tre RS-25'ere fra rumfærgen Columbia efter landing i slutningen af ​​STS-93- missionen .

Motordysen er 121 in. ( 307,3 cm) lang med en diameter på 10,3 in. (26,2 cm) i halsen og 90,7 in. (230,4 cm) ved dens udløb. [ 7 ] Dysen er en klokkeformet forlængelse, der er boltet til hovedforbrændingskammeret, kendt som en de Laval dyse . RS-25 dysen har et usædvanligt stort ekspansionsforhold (ca. 77,5:1) for trykkammeret. [ 8 ] Ved havoverfladen vil en dyse med dette forhold normalt resultere i adskillelse af jetstrømmen fra dysen, hvilket forårsager kontrolvanskeligheder og muligvis endda forårsager mekanisk skade på køretøjet. Men for at hjælpe motordriften varierede Rocketdynes ingeniører vinklen på dysevæggene, hvilket reducerede den nær udløbet. Dette hæver trykket lige omkring fælgen til mellem 4,6 og 5,7 psi (32 og 39 kPa ), og det forhindrer flowadskillelse . Det indre af flowet har et meget lavere tryk, omkring 2 psi (14 kPa) eller mindre. [ 9 ] Den indvendige overflade af hver dyse afkøles af strømmen af ​​flydende brint gennem kølepassager af rustfri stålrør svejset (se slaglodning ) i væggen. I rumfærgen var en støttering svejset til den forreste ende af dysen motorens fastgørelsespunkt til varmeskjoldet leveret af orbiteren. Termisk beskyttelse var nødvendig på grund af den eksponering, som dele af dyserne oplever under opsendelses-, opstignings-, kredsløbs- og reentry-faserne af en mission. Isoleringen består af fire lag metalfolie beklædt med en metalfolie og skærm. [ 2 ]

Controller

En sort, rektangulær kasse, med køleribber monteret på dens ydre overflade. Forskellige rør og ledninger rager ud fra den side af kassen, der vender mod kameraet, med den anden side monteret på et kompleks af sølvfarvet VVS. Kassen er placeret i blandt andre ledninger og stykker hardware, og nogle advarselsmærkater er fastgjort til kabinettet.
En RS-25D Block II hovedmotorcontroller.

Hver motor er udstyret med en Main Engine Controller (MEC), en indbygget computer , der styrer alle motorfunktioner (ved brug af ventiler) og overvåger dens ydeevne. Bygget af Honeywell Aerospace bestod hver MEC oprindeligt af to redundante Honeywell HDC-601-computere , [ 10 ] senere opgraderet til et system bestående af to dobbelt redundante Motorola 68000 (M68000)-processorer (for i alt 4 M68000'er pr. controller). [ 11 ] Installation af controlleren direkte på selve motoren forenklede i høj grad ledningsføringen mellem motoren og løfteraketten, fordi alle sensorer og aktuatorer er forbundet direkte til den enkelte controller, så er hver MEC forbundet til startcomputerne . GPC) af SLS orbiter- eller flyelektronikpakken gennem sin egen Engine Interface Unit (EIU). [ 12 ] Brug af et dedikeret system forenkler også softwaren og forbedrer dermed dens pålidelighed .

To uafhængige dual -CPU -computere , A og B, udgør controlleren; giver redundans til systemet. Fejl i controllersystem A udløser automatisk et skift til controllersystem B uden at hæmme operationelle muligheder; den efterfølgende fejl i styresystemet B ville forårsage en gradvis nedlukning af motoren. Inden for hvert system (A og B) fungerer de to M68000'er i " unison "-tilstand, hvilket giver hvert system mulighed for at opdage fejl ved at sammenligne deres signalniveauer på busserne af de to M68000-processorer i det system. Hvis der findes forskelle mellem de to busser, genereres en afbrydelse , og styringen overføres til det andet system. På grund af subtile forskelle mellem Motorolas M68000'er og andenkildeproducenten TRW bruger hvert system M68000'er fra samme producent (det betyder, at system A vil have to Motorola CPU'er, mens system B vil bruge to TRW-fremstillede CPU'er). Hukommelsen til Block I - controllere var af den belagte trådtype , som fungerer på samme måde som magnetisk kernehukommelse og bevarer data, selv efter strømforsyningen er afbrudt. [ 13 ] Block II-controllerne brugte konventionel statisk CMOS - RAM . [ 11 ]

Controllerne var designet til at være robuste nok til at overleve kræfterne fra opsendelsen og viste sig at være ekstremt modstandsdygtige over for skader. Under Challenger-ulykkesundersøgelsen blev de to MEC'er (fra motorer 2020 og 2021), hentet fra havbunden , leveret til Honeywell Aerospace til undersøgelse og analyse. Den ene controller var åben på den ene side og begge var alvorligt korroderet og beskadiget af livet i havet . Begge enheder blev adskilt og hukommelsesenhederne vasket med deioniseret vand. Efter at de var tørret og opvarmet under vakuum, blev dataene på disse drev hentet til retsmedicinsk analyse . [ 14 ]

Hovedventiler

For at styre motorydelsen betjener MEC fem hydraulisk aktiverede drivmiddelventiler på hver motor; oxidationsmiddel-forbrænderen, brændstof-forbrænderen, oxidations-hoved-, brændstof- og kølekammerventilerne. I en nødsituation kan ventilerne lukkes helt ved at bruge motorens heliumforsyningssystem som et backup-aktiveringssystem. [ 2 ]

På rumfærgen blev de vigtigste oxidations- og brændstofudluftningsventiler brugt efter nedlukning til at dumpe eventuelt resterende drivmiddel, hvor resterende flydende ilt blev udluftet gennem motoren og resterende brint blev udluftet gennem påfyldningsventilerne og dræning af flydende brint. Efter udrensningen var afsluttet, lukkede ventilerne og forblev lukkede resten af ​​missionen. [ 2 ]

En kølevæskereguleringsventil er monteret i forbrændingskammerets kølevæskeomløbskanal i hver motor . Motorstyringen regulerer mængden af ​​brintgas, der får lov til at passere ind i dysens kølecyklus, og kontrollerer dermed dens temperatur. Kammerkøleventilen er 100 % åben, før motoren starter. Under motordrift er den 100 % åben, når gashåndtaget er mellem 100 % og 109 % for at maksimere kølingen. For accelerationer mellem 65 % og 100 % går dens position mellem 66,4 % og 100 % for reduceret køling. [ 2 ]

kardanophæng

ekstern video
Image SSME gimbal test
Advarsel : Denne fil er hostet på et eksternt websted, uden for Wikimedia Foundations kontrol .

Hver motor er installeret med et kardanlejeophæng , et kardanled , der er boltet til løfteraketten ved dens øvre flange og til motoren ved dens nedre flange. Den repræsenterer trykgrænsefladen mellem motoren og løfteraketten, understøtter de 7.480 lb (3.393 kg) motorvægt og modstår over 500.000 lb (226.796 kg) tryk . Ud over at tilvejebringe midlerne til at fastgøre motoren til løfteraketten, tillader kardanlejeophænget, at motoren kan roteres eller vippes i forhold til to frihedsakser med en rækkevidde på ±10,5°. [ 15 ] Denne bevægelse gør det muligt at ændre motorens trykvektor og dermed dirigere køretøjet i den korrekte orientering. Lejesamlingen er cirka 290 x 360 mm, har en masse på 105 lb (48 kg) og er lavet af titanlegering . [ 16 ]

Lavtryks-ilt- og lavtryksbrændstofturbopumperne var monteret 180° fra hinanden på bagsiden af ​​orbiterens skrogtrykstruktur. Rørføringen fra lavtryksturbopumperne til højtryksturbopumperne indeholdt fleksible bælge , der gjorde det muligt for lavtryksturbopumperne at forblive stationære, mens resten af ​​motoren blev vippet for at udøve trykvektorstyring og også for at forhindre beskadigelse af motorerne. bomber, når der blev påført belastninger på dem. Det flydende brintrør fra LPFTP'erne til HPFTP'erne blev isoleret for at forhindre dannelsen af ​​flydende luft. [ 2 ]

Helium system

Udover brændstof- og oxidationssystemerne er løfterakettens Main Propulsion System (MPS) også udstyret med et heliumsystem bestående af 10 lagertanke foruden forskellige regulatorer, kontrol-, distributionsrør og kontrolventiler. Systemet bruges under flyvning til at rense motoren og give tryk til motorens aktiveringsventiler i drivmiddelstyringssystemet og under nødstop. Under reentry , i rumfærgen, blev eventuelt resterende helium brugt til at rense motorerne under reentry og til tryk. [ 2 ]

Historie

Udvikling

Video af RS-25-test på Stennis Space Center .

Historien om RS-25 begynder i 1960'erne, da NASAs Marshall Space Flight Center og Rocketdyne gennemførte en række undersøgelser af højtryksmotorer, udviklet fra den succesrige J-2-motor, der blev brugt i de tidlige stadier . S-II og S-IVB- toppe af Saturn V -raketten under Apollo-programmet . Undersøgelserne blev udført som en del af et program til forbedring af motorerne i Saturn V, som producerede et design til en 350.000  lbf øvre trinsmotor kendt som HG-3 . [ 17 ] Da finansieringsniveauet for Apollo faldt, blev HG-3 annulleret, ligesom erstatningen for F-1-motoren , M-1 (udviklingen blev afsluttet i 1968). [ 18 ] Det var designet til HG-3, der skulle danne grundlaget for RS-25. [ 19 ]

I mellemtiden finansierede det amerikanske luftvåben i 1967 en undersøgelse af avancerede raketfremdrivningssystemer til brug under Project Isinglass , da Rocketdyne blev bedt om at undersøge aerospike- motorer og Pratt & Whitney (P&W) til at undersøge mere effektive konventionelle motorer af typen med dyser fra Laval . Ved afslutningen af ​​undersøgelsen foreslog P&W et forslag til en 250.000 lbf-motor betegnet XLR-129 , som brugte en to-positions ekspanderende dyse til at levere større effektivitet over en bred vifte af højder. [ 20 ]​ [ 21 ]

I januar 1969 tildelte NASA kontrakter til General Dynamics , Lockheed , McDonnell Douglas og North American Rockwell for den indledende udvikling af rumfærgen. [ 22 ] Som en del af disse 'Fase A'-undersøgelser valgte de involverede virksomheder en forbedret version af XLR-129, der udviklede 415.000 lbf , som basismotor for deres design. [ 20 ] Dette design kan findes i mange af de planlagte shuttle-versioner helt frem til den endelige beslutning. NASA var imidlertid interesseret i at skubbe på forkant med teknologi på alle måder, så de besluttede at vælge et meget mere avanceret design for at "tvinge raketmotorteknologi fremad." [ 8 ] [ 20 ] De anmodede om et nyt design baseret på et højtryksforbrændingskammer, der opererede ved omkring 3.000 psi, hvilket øgede motorens kapacitet.

Udviklingen begyndte i 1970, da NASA offentliggjorde en anmodning om forslag til konceptuelle undersøgelser af 'Fase B' af hovedmotoren, der opfordrede til udvikling af en accelererende, trinvis forbrændingsmotor af de Laval-typen . [ 8 ] [ 20 ] Forespørgslen var baseret på det daværende rumfærge-design, som indeholdt to genanvendelige trin, orbiteren og en bemandet kontrolleret returflyvning, og som krævede en motor, der var i stand til at drive begge køretøjer. med to forskellige dyser (12 boostermotorer med 550.000 lbf -tryk ved havoverfladen hver og 3 motorer til orbiteren med hver 632.000 lbf -tryk i vakuum) . [ 8 ] Rocketdyne, P&W og Aerojet General blev udvalgt til finansiering, selvom P&W allerede var avanceret i udviklingen (efter at have demonstreret et 350.000 lbf drivmotorkoncept i drift ) og Aerojet Generals tidligere erfaring med udvikling af M-1-motoren med 1.500.000 lbf thrust blev Rocketdyne tvunget til at bruge en stor mængde privat finansierede penge på designprocessen for at gøre det muligt for virksomheden at indhente sine konkurrenter. [ 20 ]

På det tidspunkt, hvor kontrakten blev tildelt, resulterede budgetpres i, at skytteldesignet var ændret til den endelige form af konfigurationen, der endte med at blive orbiteren, den eksterne tank og to boostere, og dermed kun krævede, at motoren ville drive orbiteren under opstigning. [ 8 ] I løbet af den årlange 'fase B'-undersøgelsesperiode var Rocketdyne i stand til at bruge deres erfaring med at udvikle HG-3-motoren til at designe deres forslag til SSME, der producerede en prototype i januar 1971. Motoren brugte en ny kobber - zirkoniumlegering udviklet af Rocketdyne (kaldet NARloy-Z) og testet den 12. februar 1971, hvilket producerer et kammertryk på 3.172 psi. De tre deltagende firmaer indsendte deres forslag til motorudvikling i april 1971, hvor Rocketdyne vandt kontrakten den 13. juli 1971 - selvom motorudviklingsarbejdet først ville begynde den 31. marts 1972 på grund af en juridisk udfordring lavet af P&W. [ 8 ]​ [ 20 ]

Efter tildelingen af ​​kontrakten blev der afholdt en Preliminary Design Review (PDR) i september 1972, efterfulgt af en Critical Design Review (CDR) i september 1976, hvorefter motordesignet blev frosset og konstruktion af det første sæt af flyvekompatible motorer begyndte. Den endelige gennemgang af alle rumfærgens komponenter, inklusive motorerne, blev udført i 1979. Designgennemgange fungerede parallelt med forskellige testmilepæle, med indledende test, der involverede individuelle motorkomponenter, der identificerede fejl på flere områder af designet, herunder HPFTP, HPOTP , ventiler, dyser og brændstofforbrændere. Test af individuelle motorkomponenter blev efterfulgt af den første test af en komplet motor (kl. 0002) den 16. marts 1977. NASA specificerede, at før den første Shuttle-flyvning skulle motorerne have gennemgået mindst 65.000 sekunders test, en milepæl, der blev nået den 23. marts 1980, hvor motoren havde gennemgået 110.253 sekunders test på STS-1 's køredato, både på teststande i Stennis Space Center og installeret på Main Propulsion Test Article (MPTA) Facility . Det første sæt motorer (2005, 2006 og 2007) blev leveret til Kennedy Space Center i 1979 og installeret på Columbia , før de blev fjernet i 1980 for yderligere test og geninstalleret på orbiteren. Motorerne, som var i First Manned Orbital Flight (FMOF)-konfiguration og certificeret til at fungere ved 100% Rated Power Level (RPL), blev bragt til live på et 22. Flight Readiness Shot den 20. februar 1981 og efter inspektion de blev erklæret klar til flyvning. [ 8 ]

Rumfærgeprogram

Se også: Bilag: STS-programmissioner
Tre klokkeformede raketmotordyser, der rager ud fra den agterste struktur af en rumfærge. Klyngen er arrangeret trekantet, med en motor øverst og to under, med to mindre dyser synlige til venstre og højre for den øverste motor. De tre større motorer fyrer, med hvidglødende flammer synlige, der rager ud fra hver dyse. Rumfærgens venstre Solid Rocket Booster (en hvid, cylindrisk raket) er synlig i baggrunden, med de to store, grå haleservicemaster synlige til venstre og højre for orbiterens agterstruktur.
De tre hovedmotorer i rumfærgen Atlantis ved start til mission STS-110 .
SSME opstarts- og nedlukningssekvenser.

Hver rumfærge havde tre RS-25 motorer, installeret i orbiterens bageste struktur i Orbiter Processing Facility, før orbiteren blev overført til Vehicle Assembly Building . Hvis det er nødvendigt, kan motorerne skiftes på lanceringsstedet. Motorerne, der blev tilført drivmiddel fra rumfærgens eksterne tank (ET) gennem orbiterens hovedfremdrivningssystem (MPS), blev affyret ved T-6, 6 sekunder før affyring (med hver affyring forskudt og forskudt med 120  ms [ 23 ] ), hvilket gjorde det muligt at kontrollere deres ydeevne inden affyring af rumfærgen Solid Rocket Boosters. [ 24 ] Ved lanceringen ville motorerne køre ved 100 % RPL og accelerere til 104,5 % umiddelbart efter liftoff. Motorerne ville opretholde dette effektniveau indtil omkring T+40 sekunder, hvorefter deres effekt ville falde til ca. 70 % for at reducere belastningen på køretøjet, når det passerede gennem lydmuren (og i tilfælde af selve rumfærgen, punkt for maksimalt dynamisk tryk eller Max-Q). [ note 1 ]​ [ 20 ]​ [ 23 ]​ Motorerne ville derefter blive decelereret indtil ca. T+8 minutter, hvorefter de gradvist ville blive sænket til 65 % for at forhindre køretøjet i at overskride  3 g acceleration, når det gradvist blev lettere på grund af drivmiddelforbrug. Motorerne blev derefter lukket ned, en procedure kendt som Main Engine Cutoff (MECO), ved cirka T+8,5 minutter. [ 20 ] Ethvert resterende drivmiddel i ET vil blive udstødt gennem motordyserne.

Efter hver flyvning ville motorerne blive fjernet fra orbiteren og overført til Space Shuttle Main Engine Processing Facility (SSMEPF), hvor de ville blive inspiceret og klargjort til genbrug på en efterfølgende flyvning. [ 25 ] I alt 46 genanvendelige RS-25-motorer, der hver kostede omkring 40 millioner USD , blev fløjet under rumfærgen-programmet, hvor hver ny eller omarbejdet motor, der kom ind i flyveopgørelsen, krævede en flyvekvalifikation ved en af ​​teststandene placeret kl. Stennis Space Center inden brug i en flyvning . [ 23 ]​ [ 26 ]​ [ 27 ]

Forbedringer

Et diagram, der viser flyvehistorikken for hver RS-25, der blev brugt under rumfærgeprogrammet, sorteret efter motorversion.
Flyvehistorie for rumfærgens hovedmotorer.

Under udviklingen af ​​rumfærgen-programmet gennemgik RS-25 en række opgraderinger, herunder ændringer af forbrændingskammeret, bedre svejsning og ændringer af turbopumperne i et forsøg på at forbedre motorens ydeevne og pålidelighed, hvilket reducerede mængden af nødvendig vedligeholdelse efter brug. Som et resultat blev flere versioner af RS - 25 brugt under showet: [ 6 ]​ [ 20 ]​ [ 22 ]​ [ 23 ]​ [ 28 ]​ [ 29 ]​ [ 30 ]​ [ 31 ] 32 ]

  • FMOF (First Manned Orbital Flight, på spansk: First Manned Orbital Flight) – Certificeret til 100 % nominel effektniveau (RPL). Brugt til STS-1 — STS-5 Orbital Flight Test missioner (2005, 2006 og 2007 motorer).
  • Fase I – Brugt til STS-6 — STS-51-L missionerne , fase I-motoren tilbød forlænget levetid og blev certificeret til 104 % RPL.
  • Fase II (RS-25A) – Første gang fløjet på STS-26- missionen , tilbød Phase II-motoren adskillige sikkerhedsforbedringer og blev certificeret til 104 % RPL og 109 % Total Power Level (på engelsk: Full Power Level, FPL) i hændelse af ethvert beredskab.
  • Blok I (RS-25B) – Først fløjet på STS-70- missionen , havde Block I-motorer forbedrede turbopumper med keramiske lejer, halvdelen af ​​de roterende dele og en ny støbeproces, der reducerede mængden af ​​svejsning. Blok I-forbedringer inkluderede også et nyt to-rørs powerhead (i modsætning til det originale design, som havde tre rør forbundet til HPFTP'en og to til HPOTP'en), hvilket forbedrede varmgasflowet og en forbedret varmeveksler. motoren.
  • Blok IA (RS-25B) – Først fløjet på mission STS-73 , havde Block IA-motoren forbedringer af hovedinjektoren.
  • Blok IIA (RS-25C) - Først fløjet på mission STS-89 , Block IIA-motoren var en midlertidig model, der blev brugt, mens visse Block II-motorkomponenter færdiggjorde udviklingen. Ændringer omfattede en ny Large Throat til forbrændingskammeret (som oprindeligt var blevet anbefalet af Rocketdyne i 1980'erne), forbedrede lavtryksturbopumper og certificering for 104,5 % RPL for at kompensere for en 2-sekunders reduktion. (0,020 km/s) i specifik impuls (oprindelige planer krævede, at motoren skulle certificeres til 106 % på grund af tungere belastninger for den internationale rumstation , men dette var ikke påkrævet og ville have reduceret motorens levetid). En let modificeret version fløj først på STS-96- missionen .
  • Blok II (RS-25D) – Først fløjet på mission STS-104 , Block II-opgraderingen omfattede alle Blok IIA-opgraderingerne plus en ny højtryksbrændstofturbopumpe. Denne model blev jordtestet til 111 % FPL i tilfælde af abortberedskab og certificeret til 109 % FPL til brug under en intakt abort .

De mest åbenlyse effekter af de forbedringer, som RS-25 modtog under rumfærgen-programmet, var stigninger i motoracceleration. Mens FMOF-motoren havde en maksimal ydelse på 100 % RPL, kunne Block II-motorerne accelerere til så meget som 109 % eller 111 % i en nødsituation, med den sædvanlige ydeevne på 104,5 %. Disse stigninger i acceleration gjorde en væsentlig forskel i den fremdrift, som motoren producerede: [ 16 ] ​[ 23 ]

Havoverfladen Tom
100% fremdrift 1670kN _ 2090kN
104,5% trækkraft 1750kN 2170kN
109% trækkraft 1860kN 2280kN

At specificere effektniveauer på mere end 100 % kan virke absurd, men der er en logik bag det. Niveauet på 100% er ikke beregnet til at være det maksimalt fysisk opnåelige effektniveau, det er snarere en specifikation, der besluttes under motorudviklingen - det forventede nominelle effektniveau. Da senere undersøgelser viste, at motoren sikkert kunne betjenes ved niveauer over 100 %, blev disse højere niveauer standarder. At bevare det oprindelige forhold mellem effektniveau og fysisk fremdrift hjælper med at reducere forvirring ved at skabe et fast forhold uden variation, så testdata (eller operationelle data fra tidligere og fremtidige missioner) nemt kan sammenlignes. Hvis effektniveauet blev øget, og den nye værdi blev tildelt 100 %, så skulle alle tidligere data og dokumentation ændres eller kontrolleres i forhold til det fysiske tryk svarende til 100 % effektniveau på den dato. [ 8 ] Motorens effektniveau påvirker motorens pålidelighed, hvor undersøgelser viser, at sandsynligheden for motorfejl stiger hurtigt med effektniveauer på mere end 104,5 %, hvilket forklarer, hvorfor niveauerne over 104,5 % kun var reserveret til at blive brugt i tilfælde af beredskab. [ 28 ]

Hændelser

I løbet af rumfærgen-programmet blev der brugt i alt 46 RS-25-motorer (med en ekstra RS-25D bygget, men aldrig brugt). I løbet af de 135 missioner, for i alt 405 individuelle 'motormissioner' [ 26 ] rapporterede Pratt & Whitney Rocketdyne en pålidelighedsgrad på 99,95 %, med kun én SSME-fejl under flyvningen med rumfærgen. Challenger under mission STS- 51-F . [ 4 ] Motorerne led dog af en række lanceringsfejl (RSLS-afbrydelser) og andre problemer i løbet af programmet:

  • STS-41-D ( Discovery ) – Motor nr. 3 forårsagede en RSLS-stop ved T-4 sekunder på grund af tab af redundant kontrol på hovedmotorventilen, hele køretøjet blev returneret og motoren blev udskiftet. [ 33 ]
  • STS-51-F ( Challenger ) – Motor nr. 2 forårsagede en RSLS-stop ved T-3 sekunder på grund af en defekt kølevæskeventil. [ 34 ]​ [ 35 ]
  • STS-51-F ( Challenger ) – Motor nr. 1 (2023) lukket ned ved T+5:43 på grund af defekte temperatursensorer, hvilket fører til Abort to Orbit (ATO ) [ 23 ] [ 35 ]
  • STS-55 ( Columbia ) ​​– Motor nr. 3 forårsagede en RSLS-stop ved T-3 sekunder på grund af en lækage i dens flydende ilt-forbrænderkontraventil. [ 36 ]
  • STS-51 ( Discovery ) – Motor nr. 2 forårsagede en RSLS-stop ved T-3 sekunder på grund af en defekt brintbrændstofsensor. [ 37 ]
  • STS-68 ( Endeavour ) – Motor nr. 3 (2032) forårsagede en RSLS-stop ved T-1,9 sekunder, da en temperatursensor på dens HPOTP overskred sin grænse . [ 38 ]
  • STS-93 ( Columbia ) ​​– Ved T+5 sekunder udløste en elektrisk kortslutning en primær og en sekundær controller på to af de tre motorer. Derudover løsnede en 0,1-tommer-diameter, 1-tommer lang, forgyldt stift, der blev brugt til at lukke et hul i oxidatorstolpen, løs inde i motorens hovedinjektor og ramte den indvendige overflade af dysen. fra motoren, bryde et brintkølerør. De resulterende tre brud i røret forårsagede en lækage, der forårsagede for tidlig motorstop ved at øge drivmiddelforbruget. [ 39 ]

Efter rumfærgen

Seks raketmotorer, bestående af en stor klokkeformet dyse med arbejdsdele monteret på toppen, opbevaret i et stort lager med hvide vægge dekoreret med flag. Hver motor har flere stykker rødt beskyttelsesudstyr knyttet til sig og er monteret på en pallelignende struktur med gule hjul.
Alle 6 RS-25D'er brugt under STS-134 og STS-135 i opbevaring på Kennedy Space Center .

Konstellationsprojekt

I perioden op til slutningen af ​​rumfærgens pensionering blev der foreslået forskellige planer for de resterende motorer, lige fra at de alle blev holdt i NASAs besiddelse, til at de alle blev givet væk (eller solgt for $400.000 til $800.000) hver). ) til forskellige institutioner såsom museer og universiteter . [ 40 ] Denne politik fulgte ændringer af Project Constellations planlagte Ares V - fragtaffyringskøretøj og Ares I -mandskabs- raket -raketkonfigurationer , som var planlagt til at bruge RS-25 i henholdsvis deres første og anden fase. [ 41 ] Selvom disse konfigurationer oprindeligt havde virket umagen værd, da de ville bruge den daværende teknologi efter Shuttle's pensionering i 2010, havde planen flere ulemper: [ 41 ]

  • Motorerne ville ikke kunne genbruges, da de ville blive permanent fastgjort til de kasserede trin.
  • Hver motor vil skulle gennemgå en testfyring før installation og lancering, med behov for istandsættelse efter testen.
  • Det ville være dyrt, tidskrævende og vægtkrævende at konvertere den jordantændte RS-25D til en luftantændt version til Ares I andet trin.

Efter adskillige designændringer til Ares I og Ares V raketterne blev RS-25 erstattet med en enkelt J-2X motor til Ares I andet trin og seks modificerede RS-68 motorer (som var baseret på både SSME og Apollo program -era J-2 motor ) i kernestadiet af Ares V; dette betød, at RS-25 ville blive pensioneret sammen med rumfærgen flåden. [ 41 ] Imidlertid fik NASA i 2010 ordre til at stoppe Constellation -programmet , og med det udviklingen af ​​både Ares I og Ares V, og i stedet fokusere på at bygge en ny tung kande. [ 42 ]

Space Launch System

Et diagram, der viser konfigurationen af ​​en Space Launch System-raket bestående af et orange første trin med en klynge af RS-25'ere ved sin base og flankeret af to solide raketboostere. Dette trin er toppet med et hvidt andet trin, og flere mål er angivet. Se den tilstødende tekst for detaljer.
Referencekonfigurationen af ​​Space Launch System (SLS) i februar 2011.

I Space Launch System (SLS) blev der planlagt nye forbrugsversioner af motorerne, når rumfærgeprogrammets oprindelige lager af motorer (SSME) blev brugt, udviklingen af ​​forbrugsversioner. Flere billige motorer har en lang historie, mest fremtrædende 1990'ernes forslag fra National Launch System (NLS). [ 43 ] [ 44 ] SLS's engangs RS-25, i grupper på tre, fire eller fem, er ved at blive undersøgt, som hver fodrer drivmiddel fra rakettens kernetrin. De sørger for fremdrift under den første fase af SLS's flyvning, med yderligere fremdrift leveret af to thrustere . I de følgende trin kasseres motorerne sammen med resten af ​​kernestadiet.

Efter at rumfærgen blev pensioneret , annoncerede NASA den 14. september 2011, at den ville begynde udviklingen af ​​et nyt løfteraket, kendt som Space Launch System (SLS), til at erstatte den eksisterende flåde af færger. [ 45 ] Designet af RS-25 er udstyret med SLS i dens kernestadie, hvor forskellige versioner af raketten er udstyret med mellem tre og fem motorer. [ 46 ] [ 47 ] De første flyvninger af det nye løfteraket vil gøre brug af de RS-25D Block II-motorer, der allerede er fløjet, med NASA, der holder de resterende motorer i et "sikkert renset" miljø i Stennis Space Center, sammen med alle de jordsystemer, der kræves for at vedligeholde dem." [ 48 ] ​​[ 49 ] Ud over RS-25D'erne vil SLS-programmet bruge Main Propulsion Systems (MPS) af de resterende tre orbitere til testformål (der i øjeblikket trækkes tilbage som en del af orbiter-deaktiveringsprocessen), med den første to opsendelser ( SLS-1 og SLS-2 ), der muligvis gør brug af MPS-udstyr fra rumfærgerne Atlantis og Endeavour i deres kernefaser. [ 47 ] [ 49 ]​ [ 50 ]​ SLS-drivmidler vil blive tilført motorerne fra kernestadiet , som vil bestå af en modificeret rumfærge-ekstern tank med MPS-rør og motorer bagpå og en mellemtrinsstruktur på toppen. [ 3 ] Når de resterende RS-25D'er er brugt, vil de blive erstattet med en billigere forbrugsversion, som i øjeblikket betegnes som RS-25E ('E' for expendable). [ 3 ] Denne motor kan være baseret på en eller begge af to engangsvarianter, der blev undersøgt i 2005, RS-25E (kendt som 'Minimum Change Expendable SSME') og en endnu mere forenklet RS-25F (kendt som 'Low Cost Manufacture Expendable SSME'), begge versioner var under evaluering i 2011. [ 30 ] [ 51 ]

Referencer

ekstern video
Image STS-49 flyveberedskabsskud
Image Time-lapse-video af SSME-installationen til flyvning STS-135
Bemærk : Disse filer er hostet på et eksternt websted, uden for Wikimedia Foundations kontrol .

Denne artikel inkluderer offentligt domæneindhold fra National Aeronautics and Space Administrations websteder og dokumenter .

Karakterer
  1. ↑ Gasniveauet blev oprindeligt sat til 65 %, men efter at have gennemgået ydeevnen af ​​de første par flyvninger, blev dette øget til et minimum på 67 % for at reducere MPS-træthed. Gasreguleringsniveauet blev dynamisk beregnet baseret på den indledende lanceringsydelse, typisk reduceret til et niveau på omkring 70 %.
Citater
  1. ↑ a b c d e Aerojet Rocketdyne, Space Shuttle Main Engine (tilgået 7. nov. 2013)
  2. ↑ a b c d e f g h i j k l m n ñ o «Main Propulsion System (MPS)» (PDF) . ShuttlePressKit.com . Boeing, NASA og United Space Alliance. 6. oktober 1998. Arkiveret fra originalen 4. februar 2012 . Hentet 7. december 2011 . 
  3. ↑ abc Chris Bergin (14. september 2011). "SLS endelig annonceret af NASA - Fremadrettet vej tager form" . NASASpaceflight.com . Hentet 14. december 2011 . 
  4. ^ a b "Space Shuttle Main Engine" (pdf) . Pratt & Whitney Rocketdyne. 2005. Arkiveret fra originalen 2012-02-08 . Hentet 2011-11-23 . 
  5. ^ "NASA er afhængig af kobber til Shuttle Engine" . Oplev kobber online . Kobber Udviklingsforening. 1992 . Hentet 2012-01-19 . 
  6. ^ a b Steve Roy (august 2000). "Forbedringer af rumfærgens hovedmotor" . NASA . Hentet 7. december 2011 . 
  7. ↑ R.A. O'Leary og J.E. Beck (1992). Dyse design . tærskel . Pratt & Whitney Rocketdyne . Arkiveret fra originalen den 16. marts 2008. 
  8. ^ a b c d e f g h Robert E. Biggs (maj 1992). "Space Shuttle Main Engine: The First Ten Years" . I Stephen E. Doyle, red. Historien om udvikling af flydende raketmotorer i USA 1955-1980 . AAS History Series. American Astronautical Society. pp. 69-122. ISBN  978-0-87703-350-9 . Arkiveret fra originalen den 25. december 2011 . Hentet 12. december 2011 . 
  9. ^ "Dysedesign" . 16. marts 2009. Arkiveret fra originalen 2. oktober 2011 . Hentet 2011-11-23 . 
  10. ^ "Computere i rumfærgen Avionics System" . Computere i rumfart: NASA-oplevelsen . GRYDE. 15. juli 2005 . Hentet 2011-11-23 . 
  11. ^ a b "Fremtiden for rumfærgens computere" . GRYDE. 15. juli 2005 . Hentet 2011-11-23 . 
  12. ^ "Space Shuttle Main Engine Controllers" . GRYDE. 4. april 2004 . Hentet 8. december 2011 . 
  13. ^ R. M. Mattox & J. B. White (november 1981). "Space Shuttle Main Engine Controller" (PDF) . NASA . Hentet 15. december 2011 . 
  14. ^ "Årsagen til ulykken" . Rapport fra præsidentkommissionen om rumfærgen Challenger-ulykken . GRYDE. 6. juni 1986 . Hentet 8. december 2011 . 
  15. ^ Jim Dumoulin (31. august 2000). Hovedfremdrivningssystem . GRYDE. Arkiveret fra originalen 2012-01-23 . Hentet 2012-01-16 . 
  16. ^ a b "Space Shuttle Main Engine Orientation" (PDF) . Boeing/Rocketdyne. juni 1998 . Hentet 12. december 2011 . 
  17. ↑ Mark Wade. "HG-3" . Astronautisk Encyklopædi. Arkiveret fra originalen den 15. november 2011 . Hentet 13. december 2011 . 
  18. ↑ Mark Wade. "M-1" . Astronautisk Encyklopædi . Hentet 13. december 2011 . 
  19. ^ "MSFC Propulsion Center of Excellence er bygget på solidt fundament" . GRYDE. 1995. Arkiveret fra originalen 2015-04-27 . Hentet 13. december 2011 . 
  20. ↑ a b c d e f g h i David Baker (april 2011). NASA rumfærge . Ejerens værkstedsmanualer. Haynes Publishing. ISBN  978-1-84425-866-6 . 
  21. ^ Dwayne Day (12. april 2010). "A bat outta Hell: the ISINGLASS Mach 22 follow-on til OXCART" . TheSpaceReview . Hentet 8. januar 2012 . 
  22. ↑ a b Fred H. Tors. "Space Shuttle Main Engine: 30 Years of Innovation" . Boeing. Arkiveret fra originalen den 15. oktober 2011 . Hentet 27. november 2011 . 
  23. ↑ abcdf Wayne Hale & diverse ( 17. januar 2012) . "En SSME-relateret anmodning" . NASASpaceflight.com . Hentet 2012-01-17 . 
  24. ^ "Nedtælling 101" . GRYDE. 17. september 2009 . Hentet 8. januar 2012 . 
  25. ↑ John Shannon (17. juni 2009). "Shuttle-afledt Heavy Lift Launch Vehicle" (PDF) . 
  26. ^ a b "SSME Flight Experience" (JPEG) . Pratt & Whitney Rocketdyne. november 2010. 
  27. ↑ Chris Bergin (3. december 2007). "Konstellationsovergang – trinvis pensioneringsplan for SSME-sættet" . NASASpaceflight.com . Hentet 2012-01-23 . 
  28. ^ a b "Rapport fra SSME-vurderingsteamet" (PDF) . GRYDE. januar 1993 . Hentet 27. november 2011 . 
  29. ^ F. Jue og F. Kuck (juli 2002). "Space Shuttle Main Engine (SSME) Options for the Future Shuttle" (DOC) . American Institute of Aeronautics and Astronautics. Arkiveret fra originalen den 23. marts 2012 . Hentet 27. november 2011 . 
  30. ^ a b Ryan Crierie (13. november 2011). "Referencerumfartøjsmotorer" . Hentet 8. januar 2012 . 
  31. ^ "Innovationens brøl" . GRYDE. 6. november 2002. Arkiveret fra originalen 8. november 2002 . Hentet 7. december 2011 . 
  32. ^ "MSFC og udforskning: Vores vej frem" (PPT) . GRYDE. september 2005. 
  33. ↑ Mike Mullane (3. februar 2007). Riding Rockets: The Outrageous Tales of a Space Shuttle Astronaut . Scribner . ISBN  0-7432-7682-5 . 
  34. ↑ Jim Dumoulin (28. juni 2001). "51-F" . NASA . Hentet 2012-01-16 . 
  35. ^ a b Ben Evans (2007). Space Shuttle Challenger: Ten Journeys into the Unknown . Warwickshire, Storbritannien: Springer-Praxis. ISBN  978-0-387-46355-1 . 
  36. ↑ Jim Dumoulin (29. juni 2001). "STS-55" . NASA . Hentet 2012-01-16 . 
  37. ↑ Jim Dumoulin (29. juni 2001). "STS-51" . NASA . Hentet 2012-01-16 . 
  38. ↑ Jim Dumoulin (29. juni 2001). "STS-68" . NASA . Hentet 2012-01-16 . 
  39. ^ Ben Evans (30. august 2005). Rumfærgen Columbia: Hendes missioner og besætninger . Springer Praxis. ISBN  978-0-387-21517-4 . 
  40. ↑ Dunn, Marcia (15. januar 2010). "Recession Special: NASA Cuts Space Shuttle Price" . ABCNews . Arkiveret fra originalen den 18. januar 2010. 
  41. ↑ a b c D Harris & C Bergin (26. december 2008). "Tilbage til SSME – Ares V gennemgår evaluering til potentialeskift" . NASASpaceflight.com . Hentet 15. december 2011 . 
  42. ^ "Obama tegner Nasa til en ny fremtid" . BBC nyheder. 11. oktober 2010. 
  43. ↑ Lyons, 1992 , s. 19.
  44. ↑ Federation of American Scientists, 1996 .
  45. ^ "NASA annoncerer design til nyt system til udforskning af dybt rum" . NASA . Hentet 14. december 2011 . 
  46. ↑ Chris Bergin (4. oktober 2011). "SLS-handler hælder mod åbning med fire RS-25'ere på kernescenen" . NASASpaceflight.com . Hentet 14. december 2011 . 
  47. ^ a b Chris Bergin (13. januar 2012). "SSME-familien forbereder sig til SLS kernerolle efter Shuttle-succes" . NASASpaceflight.com . Hentet 2012-01-16 . 
  48. ^ Carreau, Mark (29. marts 2011). "NASA vil beholde Block II SSME'er" . Luftfarts uge . Hentet 30. marts 2011 . 
  49. ^ a b Chris Bergin (22. januar 2012). "Ingeniører begynder at fjerne orbiter MPS-komponenter til donation til SLS" . NASASpaceflight.com . Hentet 2012-01-23 . 
  50. ↑ Chris Bergin (20. september 2011). "PRCB-ledere anbefaler, at Atlantis og Endeavour bliver SLS-donorer" . NASASpaceflight.com . Hentet 14. december 2011 . 
  51. ↑ P. McConnaughey et al . (februar 2011). "NASA Technology Area 1: Launch Propulsion Systems" . NASA . Hentet 2012-01-23 . 

Eksterne links

  • Dette værk indeholder en afledt oversættelse af engelsk Wikipedias " Space Shuttle hovedmotor ", specifikt denne version , udgivet af dens udgivere under GNU Free Documentation License og Creative Commons Attribution-ShareAlike 3.0 Unported License .


Hentet fra « https://es.wikipedia.org/w/index.php?title=Motores_principales_(space_shuttle)&oldid=140375350 »