close

Hovedmotorer (romferge)

Gå til navigasjon Gå til søk
Romfergens hovedmotorer
Shuttle Main Engine Test Firing.jpg
Tenningstest. Det lyse området nederst på bildet er en hard mach
Opprinnelsesland USA
Første fly 18. februar 1977, 12. april 1981 ( STS-1 )
Maker Rocketdyne
Brukt i Romskip
Tilstand Inaktiv siden STS-135
flytende brensel rakett
Drivmiddel Flytende hydrogen / flytende oksygen
Proporsjon 69:1 [ 1 ]
Syklus trinnvis forbrenning
Opptreden
push (tom) 2279kN _
Drivkraft (havnivå) 1859kN
kammertrykk 2994 psi (20,64 MPa ) [ 1 ]
Impuls (tom) 452,3 sekunder [ 1 ]
Impuls (havnivå) 366 sekunder [ 1 ]
Dimensjoner
Lengde 168 tommer (4,3 m)
Diameter 96 tommer (2,4 m)

RS-25 , også kjent som Space Shuttle Main Engine ( SSME ), er en kryogen rakettmotor med flytende drivstoff som ble brukt på NASAs romferge og er planlagt brukt i dens etterfølger, Space Launch System . Bygget i USA av selskapet Rocketdyne , brenner RS-25 kryogent flytende hydrogen og flytende oksygen drivmidler , med hver motor som produserer 1.859 kN skyvekraft ved løftet. Selv om RS-25 kan spore sin opprinnelse tilbake til 1960-tallet, begynte utviklingen av motoren på 1970-tallet, med den første flyvningen, STS-1 , som skjedde 12. april 1981. RS-25 har gjennomgått flere oppgraderinger under driften historie for å forbedre motorens pålitelighet, sikkerhet og vedlikeholdsbelastning.

Motoren produserer en spesifikk impuls ( I sp ) på 452 sekunder (4,43 km/s) i et vakuum eller 366 sekunder (3,59 km/s) ved havnivå , har en masse på ca. 3,5 tonn og er i stand til å akselerere mellom 67 % og 109 % av strømnivået målt i trinn på 1 %. RS-25 fungerer med temperaturer fra -253 °C (-423 °F) til 3315 °C (5,999,0 °F) [ 1 ]

I romfergen ble RS-25 brukt i grupper på tre motorer montert i den bakre strukturen til Orbiter , med drivstoff hentet fra den eksterne tanken . Motorene ble brukt til fremdrift under skyttelens oppstigning, med ekstra skyvekraft gitt av to rakettforsterkere med fast brensel og skyttelens to AJ-10-190 Orbital Maneuvering System- motorer . Etter hver flytur ble motorene fjernet fra orbiteren, inspisert og betjent før de ble gjenbrukt på et annet oppdrag.

Komponenter

RS-25 drivmiddelstrøm.
Image
RS-25 skjematisk.
Image
Drivstoffstrøm.
Image
Oksydantstrøm.
Et diagram som viser de viktigste rørleggerelementene i en romferges akterstruktur. Orbiterens tre motorer er synlige, hver forsynt av en drivstoffledning (angitt i rødt) og en oksidasjonsledning (angitt i blått). I hvert system splittes de tre linjene fra en hovedlinje som forsvinner inn i bunnen av strukturen mot der den eksterne tanken vil være, som indikert av et mindre diagram nederst til høyre i diagrammet. Til slutt forgrener en liten påfyllings- og dreneringslinje fra hver hovedlinje, med de to linjene som går ut av akterstrukturen på motsatte sider.
Romfergen Main Propulsion System (MPS).

RS-25-motoren består av flere pumper , ventiler og andre komponenter som arbeider sammen for å produsere skyvekraft . Drivstoff ( flytende hydrogen ) og oksidasjonsmiddel ( flytende oksygen ) fra romfergens eksterne tank kommer inn i orbiteren ved navlestrengens avstengningsventiler og passerer derfra gjennom orbiterens hovedfremdriftssystems matelinjer. Main Propulsion System (MPS), mens i romoppskytningen System (SLS), drivstoff og oksidasjonsmiddel fra rakettens kjernetrinn vil strømme direkte inn i MPS-linjene. En i MPS-linjene, vil drivstoffet og oksidasjonsmidlet separere og følge separate veier til hver motor (tre på Shuttle STS og opptil fem på Shuttle SLS). I hver av grenene vil forventiler tillate at drivgasser kommer inn i motoren. [ 2 ]​ [ 3 ]

Vel i motoren passerer drivstoffet gjennom lavtrykksdrivstoffturbopumper ( LPFTP ) og lavtrykksoksidatorturbopumper (LPOTP) og derfra til høytrykksturbopumpene (på engelsk: High-Pressure Fuel Turbo Pumps, HPFTP; og høytrykksoksidasjons-turbopumper, HPOTP). Fra disse høytrykksturbopumpene (HPTP) tar drivgassene forskjellige ruter gjennom motoren. Oksydasjonsmiddelet er delt inn i fire separate veier: til oksidasjonsvarmeveksleren , som deretter deler seg i oksidasjonsdammens trykk- og pogo- undertrykkelsessystemer ; til lavtrykksoksidasjonsturbopumpen (på engelsk: Low Pressure Oxidiser TurboPump, LPOTP); til høytrykksoksidantforbrenneren, hvorfra den deles til HPFTP- og HPOTP-turbinene før den samles opp i varmgassmanifolden og sendes til Main Combustion Chamber (MCC) ; eller direkte til injektorene til hovedforbrenningskammeret.

I mellomtiden strømmer drivstoff gjennom hoveddrivstoffventilen til de regenerative kjølesystemene for dysen og MCC, eller gjennom kammerkjøleventilen. Drivstoffet som passerer gjennom MCC-kjølesystemet strømmer deretter tilbake og passerer gjennom LPFTP-turbinen før det sendes til enten trykksettingssystemet for drivstofftanken eller kjølesystemet for varmgassmanifolden (hvorfra det passerer gjennom MCC). Drivstoffet i dyse- og forbrenningskammerets kjøleventilsystemer sendes deretter via forbrennerne til HPFTP- og HPOTP-turbinen før det samles opp igjen i varmgassmanifolden, hvorfra det går til MCC-injektorene. Vel i injektorene blandes drivmidlene og sprøytes inn i hovedforbrenningskammeret hvor de antennes. Den brente drivstoffblandingen blir deretter utstøtt gjennom motorens munnstykkehals og klokke, og det resulterende trykket produserer skyvekraft . [ 2 ]

Turbopumper

Oksidasjonssystem

Low Pressure Oxidizer Turbopump (LPOTP) er en seks -trinns turbindrevet aksialstrømspumpe drevet av flytende oksygen og som opererer med omtrent 5150 rpm . Øker trykket til det flytende oksygenet fra 0,7 til 2,9 MPa (100 til 420 psi ), mens LPOTP-strømmen sendes til høytrykksoksidatorturbopumpen (HPOTP). Under motordrift lar det økte trykket høytrykksturbinen med oksydasjonsmiddel operere ved høye hastigheter uten å kavitere . LPOTP, som måler omtrent 450 x 450 mm , er koblet til kjøretøyets drivmiddelkanaler og er installert i en fast posisjon rett over bærerakettens struktur. [ 2 ]

HPOTP består av to ett-trinns sentrifugalpumper (en hovedpumpe og en forbrenningspumpe) montert på en felles aksel og drevet av en totrinns varmgassturbin. Hovedpumpen øker trykket på det flytende oksygenet fra 2,9 til 30 MPa (420 til 4350 psi) mens den kjører med omtrent 28 120 rpm, og leverer en effekt på 23 260  hk . HPOTP slipper ut den separerte strømmen i flere ruter, hvorav en driver LPOTP-turbinen. En annen vei er til og gjennom hovedoksidasjonsventilen og inn i hovedforbrenningskammeret. En annen liten strømningsbane tas ut og sendes til oksidasjonsvarmeveksleren . Flytende oksygen strømmer gjennom en anti-oversvømmelsesventil som hindrer den i å komme inn i varmeveksleren til den er varm nok til at varmeveksleren kan bruke varmen som finnes i HPOTP-turbinutslippsgassene, og omdanner flytende oksygen til gass. Gassen sendes til en manifold og ledes deretter for å sette den flytende oksygentanken under trykk. En annen rute går inn i HPOTPs totrinns forbrenningspumpe for å øke det flytende oksygentrykket fra 30 til 51 MPa (4300 psia til 7400 psia). Den passerer gjennom oksidasjonsmiddelforbrennerens oksidasjonsventil, og gjennom drivstoffforbrennerens oksidasjonsventil til drivstoffforbrenneren. HPOTP måler omtrent 600 x 900 mm (24 x 35 tommer). Den er installert på varmgassmanifolden ved hjelp av flenser. [ 2 ]

HPOTP-turbinen og turbopumpene er montert på en felles aksel. Blanding av varme brennstoffrike gasser i turbinseksjonen og flytende oksygen fra hovedpumpen kan skape en fare og for å forhindre dette er de to seksjonene adskilt av et hulrom som kontinuerlig renses av heliumtilførselen til motoren under motordrift. To tetninger minimerer lekkasje inn i hulrommet; en tetning er plassert mellom turbinseksjonen og hulrommet, mens den andre er mellom pumpeseksjonen og hulrommet. Tap av heliumtrykk i dette hulrommet resulterer i automatisk motorstans. [ 2 ]

Drivstoffsystem

Low-Pressure Fuel TurboPump (LPFTP) er en aksialstrømspumpe drevet av en totrinnsturbin drevet av hydrogengass. Den øker trykket på flytende hydrogen fra 0,2 til 1,9 MPa (30 til 276 psia) og mater drivstoffets høytrykksdrivstoffturbopumpe (HPFTP). Under motordrift gjør det økte trykket fra LPFTP at HPFTP kan operere ved høye hastigheter uten å kavitere. LPFTP kjører på rundt 16 185 rpm , og er omtrent 450 x 600 mm i størrelse. Den er koblet til kjøretøyets drivmiddelledninger og er installert i en fast posisjon på bærerakettens struktur. [ 2 ]

HPFTP er en tre-trinns sentrifugalpumpe drevet av en tre-trinns varm gassturbin. Den øker trykket på flytende hydrogen fra 1,9 til 45 MPa (276 til 6515 psia) og går med omtrent 35 360 o/min med en effekt på 71 140 hk. Utløpsstrømmen fra turbopumpen sendes til og gjennom hovedventilen og deles deretter i tre baner. En rute går gjennom hovedforbrenningskammerkappen, hvor hydrogen brukes til å kjøle kammerveggene. Den sendes deretter fra hovedforbrenningskammeret til LPFTP, hvor den brukes til å drive LPFTP-turbinen. En liten del av LPFTP-strømmen ledes deretter til den felles manifolden til alle tre motorene for å danne en enkelt vei til tanken for flytende hydrogen for å opprettholde trykk. Det gjenværende hydrogenet passerer mellom de indre og ytre veggene av varmgassmanifolden for avkjøling og slippes deretter ut i hovedforbrenningskammeret. En andre rute for hydrogenstrøm fra hoveddrivstoffventilen er gjennom motordysen (for å avkjøle dysen). Den slutter seg så til den tredje strømningsveien fra kjølevæskekammerventilen. Denne kombinerte strømmen ledes deretter til drivstoff- og oksidasjonsforbrennerne. HPFTP er omtrent 550 x 1100 mm i størrelse og er installert på varmgassmanifolden ved hjelp av flenser. [ 2 ]

Powerhead

Forbrennere

Et diagram som viser RS-25s motorhode og høytrykkspumper. Se teksten ved siden av for detaljer.
RS-25 powerhead og høytrykkspumper.

Oksydasjonsmiddelet og drivstoffforbrennerne er sveiset til varmgassmanifolden. Drivstoff og oksidasjonsmiddel kommer inn i forbrennerne og blandes på en slik måte at effektiv forbrenning kan skje. Den økte gnistenningen er et lite kombinasjonskammer plassert i midten av injektoren til hver av forbrennerne. De to dobbeltredundante gnisttennerne, som aktiveres av motorkontrolleren, brukes under motorstartsekvensen for å starte forbrenning i hver av forbrennerne. De slås av etter omtrent tre sekunder fordi forbrenningsprosessen da er selvbærende. Forbrennerne produserer de varme, drivstoffrike gassene som passerer gjennom turbinene for å generere kraften som trengs for å drive høytrykksturbopumpene. Oksydasjonsmiddelforbrennerens utløpsstrøm driver en turbin som er koblet til HPOTP og oksidasjonsforbrennerpumpen. Drivstoffforbrennerens utløpsstrøm driver en turbin som er koblet til HPFTP. [ 2 ]

Hastigheten til HPOTP- og HPFTP-turbinene avhenger av posisjonen til de tilsvarende oksidasjonsventilene til oksidasjonsmiddelet og drivstoffforbrennerne. Disse ventilene er plassert av motorkontrolleren, som bruker dem til å akselerere flyten av flytende oksygen til forbrennerne og dermed kontrollere motorkraften. Brensel- og oksidasjonsmiddelets forbrenner-oksidasjonsventiler øker eller reduserer strømmen av flytende oksygen og øker eller reduserer dermed trykket i forbrennerkammeret, hastigheten til HPOTP- og HPFTP-turbinene og strømmen av flytende oksygen og hydrogengass inn i hovedforbrenningskammeret, som øker eller reduserer motorkraften. Drivstoff- og oksidasjonsforbrennerventilene jobber sammen for å øke hastigheten på motoren og opprettholde et konstant drivmiddelblandingsforhold på 6,03:1. [ 4 ]

Hovedoksidasjons- og drivstoffventilene kontrollerer strømmen av flytende oksygen og flytende hydrogen til motoren og styres av kontrolleren for hver av motorene. Når en motor går, er hovedventilene helt åpne. [ 2 ]

Hovedforbrenningskammer

Hovedforbrenningskamrene til hver av motorene (på engelsk: Main Combustion Chamber, MCC) mottar varm gass rik på drivstoff fra en varmgassmanifold i kjølekretsen. Gassformig hydrogen og flytende oksygen kommer inn i kammeret ved injektoren, som blander drivmidlene. Et lite økt gnisttenningskammer er plassert i midten av injektoren og denne doble redundanstenneren brukes under motorens tenningssekvens for å starte forbrenningen. Tennene slukkes etter omtrent tre sekunder fordi forbrenningsprosessen er selvbærende. Hovedinjektoren og kuppelstrukturen er sveiset til varmgassmanifolden og MCC er også boltet til varmgassmanifolden. [ 2 ] MCC består av et strukturelt skall laget av Inconel 718 som er belagt med en kobber - sølv - zirkonium -legering kalt NARloy - Z , utviklet spesielt for RS-25 på 1970-tallet. Omtrent 390 kanaler er maskinert inn i mantelveggen for å trekk flytende hydrogen gjennom kappen for å avkjøle MCC, ettersom temperaturen i forbrenningskammeret når 3315 °C (5999.0 °F) under flyging - dette er mye høyere enn kokepunktet til jern . [ 5 ]​ [ 6 ]

dyse

Tre klokkeformede rakettmotordyser som rager ut fra akterstrukturen til en romfergebane. Klyngen er arrangert trekantet, med en motor på toppen og to under. To mindre dyser er synlige til venstre og høyre for toppmotoren, og orbiterens halefinne rager oppover mot toppen av bildet. I bakgrunnen er nattehimmelen og gjenstander av renseutstyr.
Dysene til de tre RS-25-ene til romfergen Columbia etter landing på slutten av STS-93- oppdraget .

Motordysen er 307,3 cm lang med en diameter på 26,2 cm i halsen og 230,4 cm ved utløpet. [ 7 ] Munnstykket er en klokkeformet forlengelse boltet til hovedforbrenningskammeret, kjent som en de Laval-dyse . RS-25-dysen har et uvanlig stort ekspansjonsforhold (ca. 77,5:1) for trykkkammeret. [ 8 ] Ved havnivå vil en dyse med dette forholdet normalt føre til separasjon av jetstrømmen fra dysen, forårsake kontrollvansker og muligens til og med forårsake mekanisk skade på kjøretøyet. For å hjelpe motordriften varierte Rocketdyne-ingeniørene imidlertid vinkelen på dyseveggene, og reduserte den nær utløpet. Dette øker trykket rett rundt felgen til mellom 4,6 og 5,7 psi (32 og 39 kPa ) og det forhindrer strømningsseparasjon . Innsiden av strømmen har et mye lavere trykk, omtrent 2 psi (14 kPa) eller mindre. [ 9 ] Den indre overflaten av hver dyse kjøles av flytende hydrogen gjennom kjølepassasjer av rustfrie stålrør sveiset (se lodding ) i veggen. I romfergen var en støttering sveiset til den fremre enden av dysen festepunktet til motoren til varmeskjoldet som ble levert av orbiteren. Termisk beskyttelse var nødvendig på grunn av eksponeringen som deler av dysene opplever under utskytings-, oppstignings-, bane- og gjeninnføringsfasene av et oppdrag. Isolasjonen består av fire lag metallfolie dekket med metallfolie og skjerm. [ 2 ]

Kontroller

En svart, rektangulær boks, med kjøleribber montert på den ytre overflaten. Ulike rør og ledninger stikker ut fra siden av boksen som vender mot kameraet, med den andre siden montert på et kompleks av sølvfarget rørleggerarbeid. Boksen er plassert blant andre ledninger og deler av maskinvare, og noen advarselsklistremerker er festet til dekselet.
En RS-25D Block II hovedmotorkontroller.

Hver motor er utstyrt med en hovedmotorkontroller (MEC), en innebygd datamaskin som kontrollerer alle motorfunksjoner (ved bruk av ventiler) og overvåker ytelsen. Bygget av Honeywell Aerospace , opprinnelig bestod hver MEC av to redundante Honeywell HDC-601-datamaskiner , [ 10 ] senere oppgradert til et system bestående av to dobbeltredundante Motorola 68000 ( M68000 )-prosessorer (for totalt 4 M68000-er per kontroller). [ 11 ] Installering av kontrolleren direkte på selve motoren forenklet ledningene mellom motoren og utskytningsfartøyet betraktelig, fordi alle sensorer og aktuatorer er koblet direkte til enkeltkontrolleren, deretter kobles hver MEC til oppstartsdatamaskiner . GPC) av SLS orbiter- eller flyelektronikksuite gjennom sin egen Engine Interface Unit (EIU). [ 12 ] Bruk av et dedikert system forenkler også programvaren og forbedrer dermed påliteligheten .

To uavhengige datamaskiner med to CPUer , A og B, utgjør kontrolleren; gir redundans til systemet. Svikt i kontrollsystem A utløser automatisk en veksling til kontrollsystem B uten å hindre operative evner; den påfølgende feilen i kontrollsystemet B ville føre til en gradvis stans av motoren. Innenfor hvert system (A og B) opererer de to M68000-ene i " unison "-modus, og lar dermed hvert system oppdage feil ved å sammenligne signalnivåene deres på bussene til de to M68000-prosessorene i det systemet. Hvis det blir funnet forskjeller mellom de to bussene, genereres et avbrudd og kontrollen overføres til det andre systemet. På grunn av subtile forskjeller mellom Motorolas M68000s og andre kildeprodusenten TRW , bruker hvert system M68000s fra samme produsent (det betyr at system A vil ha to Motorola CPUer mens system B vil bruke to TRW-lagde CPUer). Minnet til Block I-kontrollerne var av typen belagt ledning , som fungerer på samme måte som magnetisk kjerneminne og beholder data selv etter at strømforsyningen er slått av. [ 13 ] Block II-kontrollerne brukte konvensjonell statisk CMOS RAM . [ 11 ]

Kontrollerne ble designet for å være robuste nok til å overleve kreftene fra oppskytingen og viste seg å være ekstremt motstandsdyktige mot skade. Under Challenger-ulykkesundersøkelsen ble de to MEC-ene (fra motorer 2020 og 2021), hentet fra havbunnen , levert til Honeywell Aerospace for undersøkelse og analyse. En kontroller var åpen på den ene siden, og begge var sterkt korrodert og skadet av livet i havet . Begge enhetene ble demontert og minneenhetene vasket med avionisert vann. Etter at de ble tørket og oppvarmet under vakuum, ble dataene på disse stasjonene hentet inn for rettsmedisinsk analyse . [ 14 ]

Hovedventiler

For å kontrollere motoreffekten driver MEC fem hydraulisk aktiverte drivmiddelventiler på hver motor; oksidasjonsmiddel-forbrenneren, drivstoff-forbrenneren, oksidasjonsmiddelets hoved-, drivstoffhoved- og kjølekammerventilene. I en nødssituasjon kan ventilene lukkes helt ved å bruke motorens heliumforsyningssystem som et reserveaktiveringssystem. [ 2 ]

På romfergen ble hovedoksidasjons- og drivstoffrenseventilene brukt etter avstengning for å dumpe eventuell gjenværende drivmiddel, med gjenværende flytende oksygen som ble ventilert gjennom motoren og gjenværende hydrogen ble ventilert gjennom påfyllingsventilene og drenering av flytende hydrogen. Etter at rensingen var fullført, stengte ventilene og forble stengt resten av oppdraget. [ 2 ]

En kjølevæskekontrollventil er montert i forbrenningskammerets kjølevæskeomløpskanal til hver motor . Motorkontrolleren regulerer mengden hydrogengass som får passere inn i dysekjølingssyklusen, og kontrollerer dermed temperaturen. Kammerkjøleventilen er 100 % åpen før motoren starter. Under motordrift er den 100 % åpen når gassen er mellom 100 % og 109 % for å maksimere kjølingen. For akselerasjoner mellom 65 % og 100 % går posisjonen mellom 66,4 % og 100 % for redusert kjøling. [ 2 ]

Gimbal suspensjon

ekstern video
Image SSME gimbal test
Advarsel : Denne filen ligger på et eksternt nettsted, utenfor Wikimedia Foundations kontroll .

Hver motor er installert med et kardanlageroppheng , et universalledd som er boltet til utskytningsfartøyet ved dens øvre flens og til motoren ved dens nedre flens. Den representerer skyvegrensesnittet mellom motoren og utskytningsfartøyet, og støtter 7.480 lb (3.393 kg) motorvekt og motstår over 500.000 lb (226.796 kg) skyvekraft . I tillegg til å tilveiebringe midler for å feste motoren til utskytningsfartøyet, lar kardanlageropphenget motoren roteres eller vippes i forhold til to frihetsakser med en rekkevidde på ±10,5°. [ 15 ] Denne bevegelsen gjør at motorens skyvevektor kan endres, og dermed dirigere kjøretøyet inn i riktig orientering. Lagerenheten er omtrent 290 x 360 mm, har en masse på 105 lb (48 kg), og er laget av titanlegering . [ 16 ]

Lavtrykks oksygen- og lavtrykks-turbopumpene for drivstoff ble montert 180° fra hverandre på baksiden av orbiterens skrogstruktur. Rørledningen fra lavtrykksturbopumpene til høytrykksturbopumpene inneholdt fleksible belg som gjorde at lavtrykksturbopumpene kunne forbli stasjonære mens resten av motoren ble tiltet for å utøve skyvevektorkontroll, og også for å forhindre skade på motorene. bomber når belastninger ble påført dem. Det flytende hydrogenrøret fra LPFTP-ene til HPFTP-ene ble isolert for å forhindre dannelse av flytende luft. [ 2 ]

Helium system

I tillegg til drivstoff- og oksidasjonssystemer er bærerakettens hovedfremdriftssystem (MPS) også utstyrt med et heliumsystem bestående av 10 lagertanker i tillegg til ulike regulatorer, kontroll-, distribusjonsrør og kontrollventiler. Systemet brukes under flyging for å rense motoren og gi trykk til motorens aktiveringsventiler i drivmiddelstyringssystemet og under nødstans. Under reentry , i romfergen, ble eventuelt gjenværende helium brukt til å rense motorene under reentry og for trykksetting. [ 2 ]

Historie

Utvikling

Video av RS-25-testing ved Stennis Space Center .

Historien til RS-25 begynner på 1960-tallet da NASAs Marshall Space Flight Center og Rocketdyne gjennomførte en serie studier på høytrykksmotorer, utviklet fra den vellykkede J-2-motoren som ble brukt i de tidlige stadiene . S-II og S-IVB- topper av Saturn V - raketten under Apollo-programmet . Studiene ble utført som en del av et program for å forbedre motorene til Saturn V, som produserte et design for en 350 000  lbf øvre trinnsmotor kjent som HG-3 . [ 17 ] Ettersom finansieringsnivåene for Apollo gikk ned, ble HG-3 kansellert, og det samme var erstatningen for F-1-motoren , M-1 (utviklingen ble fullført i 1968). [ 18 ] Det var designet for HG-3 som skulle danne grunnlaget for RS-25. [ 19 ]

I mellomtiden, i 1967, finansierte United States Air Force en studie for avanserte rakettfremdriftssystemer som skulle brukes under Project Isinglass , da Rocketdyne ble bedt om å undersøke aerospike- motorer og Pratt & Whitney (P&W) for å undersøke mer effektive konvensjonelle motorer av typen med dyser fra Laval . Ved avslutningen av studien foreslo P&W et forslag til en 250 000 lbf-motor kalt XLR-129 , som brukte en to-posisjons ekspanderende dyse for å levere større effektivitet over et bredt spekter av høyder. [ 20 ]​ [ 21 ]

I januar 1969 tildelte NASA kontrakter til General Dynamics , Lockheed , McDonnell Douglas og North American Rockwell for den første utviklingen av romfergen. [ 22 ] Som en del av disse 'fase A'-studiene valgte de involverte selskapene en forbedret versjon av XLR-129, som utviklet 415 000 lbf , som grunnlinjemotoren for sine design. [ 20 ] Dette designet kan finnes i mange av de planlagte skyttelversjonene helt frem til den endelige avgjørelsen. Imidlertid var NASA interessert i å presse på forkant med teknologi på alle måter, så de bestemte seg for å velge en mye mer avansert design for å "tvinge rakettmotorteknologien fremover." [ 8 ] [ 20 ] De ba om et nytt design basert på et høytrykksforbrenningskammer som opererer på rundt 3000 psi, noe som økte motorens kapasitet.

Utviklingen begynte i 1970, da NASA publiserte en forespørsel om forslag til konseptuelle studier av 'Fase B' til hovedmotoren, og ba om utvikling av en de Laval-type akselererende, iscenesatt forbrenningsmotor . [ 8 ] [ 20 ] Forespørselen var basert på den daværende romferge-designen som inneholdt to gjenbrukbare trinn, orbiteren og en bemannet kontrollert returkjøring, og som krevde en motor som var i stand til å drive begge kjøretøyene. med to forskjellige dyser (12 boostermotorer med 550 000 lbf skyvekraft ved havnivå hver og 3 motorer for orbiteren med 632 000 lbf skyvekraft i vakuum hver) . [ 8 ] Rocketdyne, P&W og Aerojet General ble valgt ut for finansiering, selv om P&W allerede var avansert i utviklingen (etter å ha demonstrert et 350 000 lbf skyvemotorkonsept i drift ) og Aerojet Generals tidligere erfaring med utvikling av M-1-motoren med 1 500 000 lbf thrust ble Rocketdyne tvunget til å bruke en stor mengde privat finansierte penger på designprosessen for å gjøre det mulig for selskapet å ta igjen konkurrentene. [ 20 ]

Da kontrakten ble tildelt, resulterte budsjettpress i at skytteldesignet hadde endret seg til den endelige formen av konfigurasjonen som endte opp med å være orbiteren, ekstern tank og to boostere, og dermed bare krevde at motoren skulle drive orbiteren i løpet av stigning. [ 8 ] I løpet av den årelange fase B-studieperioden kunne Rocketdyne bruke sin erfaring med å utvikle HG-3-motoren til å designe sitt forslag for SSME, og produsere en prototype innen januar 1971. Motoren brukte en ny kobber - zirkoniumlegering utviklet av Rocketdyne (kalt NARloy-Z) og testet 12. februar 1971, og ga et kammertrykk på 3172 psi. De tre deltakende selskapene leverte sine forslag til motorutvikling i april 1971, og Rocketdyne vant kontrakten 13. juli 1971 - selv om motorutviklingsarbeidet ikke ville begynne før 31. mars 1972, på grunn av en juridisk utfordring laget av P&W. [ 8 ]​ [ 20 ]

Etter tildelingen av kontrakten ble det holdt en Preliminary Design Review (PDR) i september 1972, etterfulgt av en Critical Design Review (CDR) i september 1976, hvoretter motordesignet ble frosset og bygging av det første settet med flykompatible motorer begynte. Den endelige gjennomgangen av alle romfergekomponenter, inkludert motorene, ble utført i 1979. Designgjennomganger opererte parallelt med ulike testmilepæler, med innledende tester som involverte individuelle motorkomponenter som identifiserte feil på flere områder av designet, inkludert HPFTP, HPOTP , ventiler, dyser og drivstoffforbrennere. Tester av individuelle motorkomponenter ble fulgt av den første testen av en komplett motor (kl. 0002) 16. mars 1977. NASA spesifiserte at før den første Shuttle-flyvningen, måtte motorene ha gjennomgått minst 65 000 sekunders testing, en milepæl som ble nådd 23. mars 1980, med motoren som hadde gjennomgått 110 253 sekunders testing innen kjøredatoen for STS-1 både på teststander ved Stennis Space Center og installert på Main Propulsion Test Article (MPTA) Facility . Det første settet med motorer (2005, 2006 og 2007) ble levert til Kennedy Space Center i 1979 og installert på Columbia , før de ble fjernet i 1980 for videre testing og installert på nytt på orbiteren. Motorene, som var i First Manned Orbital Flight (FMOF) konfigurasjon og sertifisert for å operere ved 100 % Rated Power Level (RPL), ble brakt til live på et tjuesekunders Flight Readiness Shot 20. februar 1981 og etter inspeksjon de ble erklært klare til å fly. [ 8 ]

Romfergeprogram

Se også: Vedlegg: STS-programoppdrag
Tre klokkeformede rakettmotordyser som rager ut fra akterstrukturen til en romfergebane. Klyngen er arrangert trekantet, med en motor øverst og to under, med to mindre dyser synlige til venstre og høyre for toppmotoren. De tre større motorene fyrer, med hvitglødende flammer som stikker ut fra hver dyse. Romfergens venstre Solid Rocket Booster (en hvit, sylindrisk rakett) er synlig i bakgrunnen, med de to store, grå haleservicemastene synlige til venstre og høyre for orbiterens akterstruktur.
De tre hovedmotorene til romfergen Atlantis ved oppstart for oppdraget STS-110 .
SSME oppstarts- og avslutningssekvenser.

Hver romferge hadde tre RS-25-motorer, installert i orbiterens bakre struktur i Orbiter Processing Facility før orbiteren ble overført til Vehicle Assembly Building . Om nødvendig kan motorene endres på lanseringsstedet. Motorene, matet med drivmiddel fra romfergens ytre tank (ET) gjennom orbiterens hovedfremdriftssystem (MPS), ble avfyrt ved T-6, 6 sekunder før avfyring (med hver skyting forskjøvet og forskjøvet med 120  ms [ 23 ] ), som gjorde det mulig å kontrollere ytelsen deres før de avfyrte romfergen Solid Rocket Boosters. [ 24 ] Ved lansering ville motorene fungere med 100 % RPL, og akselerere til 104,5 % umiddelbart etter oppstart. Motorene ville opprettholde dette effektnivået til rundt T+40 sekunder, da deres kraft ville falle til omtrent 70 % for å redusere belastningen på kjøretøyet når det passerte gjennom lydmuren (og i tilfellet med selve skyttelen, punkt for maksimalt dynamisk trykk eller Max-Q). [ note 1 ]​ [ 20 ]​ [ 23 ]​ Motorene vil deretter bli bremset ned til omtrent T+8 minutter, hvorpå de gradvis vil bli senket til 65 % for å forhindre at kjøretøyet overskrider 3  g akselerasjon etter hvert som det lettet gradvis på grunn av drivmiddelforbruk. Motorene ble deretter slått av, en prosedyre kjent som Main Engine Cutoff (MECO), ved omtrent T+8,5 minutter. [ 20 ] Eventuelt gjenværende drivmiddel i ET vil bli drevet ut gjennom motordysene.

Etter hver flytur ville motorene bli fjernet fra orbiteren og overført til Space Shuttle Main Engine Processing Facility (SSMEPF), hvor de ville bli inspisert og klargjort for gjenbruk på en påfølgende flytur. [ 25 ] Totalt 46 gjenbrukbare RS-25-motorer, som hver kostet rundt 40 millioner dollar , ble fløyet i løpet av romfergeprogrammet, med hver nye eller omarbeidede motor som kom inn i flybeholdningen og krever en flykvalifisering ved en av teststandene kl. Stennis Space Center før bruk på en flytur . [ 23 ]​ [ 26 ]​ [ 27 ]

Forbedringer

Et diagram som viser flyhistorikken til hver RS-25 som ble brukt under romfergeprogrammet, sortert etter motorversjon.
Flyhistorien til romfergens hovedmotorer.

Under utviklingen av Space Shuttle-programmet gjennomgikk RS-25 en rekke oppgraderinger, inkludert endringer i forbrenningskammeret, bedre sveising og endringer i turbopumpene i et forsøk på å forbedre motorytelsen og påliteligheten. og dermed redusere mengden av vedlikehold nødvendig etter bruk. Som et resultat ble flere versjoner av RS-25 brukt under showet: [ 6 ]​ [ 20 ]​ [ 22 ]​ [ 23 ]​ [ 28 ]​ [ 29 ]​ [ 30 ]​ [ 31 ]​ [ 32 ]

  • FMOF (First Manned Orbital Flight, på spansk: First Manned Orbital Flight) – Sertifisert for 100 % Rated Power Level (RPL). Brukt til STS-1 — STS-5 Orbital Flight Test-oppdrag (motorer fra 2005, 2006 og 2007).
  • Fase I – Brukt til STS-6 — STS-51-L- oppdrag , fase I-motoren ga forlenget levetid og ble sertifisert for 104 % RPL.
  • Fase II (RS-25A) – Fase II-motoren ble først fløyet på STS-26- oppdraget , og ga flere sikkerhetsforbedringer og ble sertifisert for 104 % RPL og 109 % Total Power Level (på engelsk: Full Power Level, FPL) i hendelse av enhver beredskap.
  • Blokk I (RS-25B) – Først fløyet på STS-70- oppdraget , hadde Block I-motorer forbedrede turbopumper med keramiske lagre, halvparten av de roterende delene og en ny støpeprosess som reduserte mengden sveising. Blokk I-forbedringer inkluderte også et nytt to-rørs powerhead (i motsetning til den originale designen som hadde tre rør koblet til HPFTP og to til HPOTP), som forbedret varmgassstrømmen, og en forbedret varmeveksler. motoren.
  • Block IA (RS-25B) – Block IA-motoren ble først fløyet på oppdrag STS-73 , og inneholdt forbedringer av hovedinjektoren.
  • Block IIA (RS-25C) - Først fløyet på oppdrag STS-89 , Block IIA-motoren var en midlertidig modell som ble brukt mens visse Block II-motorkomponenter fullførte utviklingen. Endringer inkluderte en ny Large Throat for forbrenningskammeret (som opprinnelig ble anbefalt av Rocketdyne på 1980-tallet), forbedrede lavtrykksturbopumper og sertifisering for 104,5 % RPL for å kompensere for en 2-sekunders reduksjon. (0,020 km/s) i spesifikke impulser (opprinnelige planer krevde at motoren skulle sertifiseres for 106 % på grunn av tyngre belastninger for den internasjonale romstasjonen , men dette var ikke nødvendig og ville ha redusert motorens levetid). En litt modifisert versjon fløy først på STS-96- oppdraget .
  • Block II (RS-25D) – Først fløyet på oppdraget STS-104 , Block II-oppgraderingen inkluderte alle Block IIA-oppgraderingene pluss en ny høytrykks drivstoffturbopumpe. Denne modellen ble testet til 111 % FPL i tilfelle abortberedskap og sertifisert til 109 % FPL for bruk under en intakt abort .

De mest åpenbare effektene av forbedringene mottatt av RS-25 under romfergeprogrammet var økninger i motorakselerasjon. Mens FMOF-motoren hadde en maksimal effekt på 100 % RPL, kunne Block II-motorene akselerere til så mye som 109 % eller 111 % i en nødsituasjon, med den vanlige ytelsen på 104,5 %. Disse økningene i akselerasjon gjorde en betydelig forskjell i skyvekraften produsert av motoren: [ 16 ] ​[ 23 ]

Havnivå Tømme
100% skyvekraft 1670kN _ 2090kN
104,5 % skyvekraft 1750kN 2170kN
109% skyvekraft 1860kN 2280kN

Å spesifisere effektnivåer på mer enn 100 % kan virke absurd, men det er en logikk bak det. Nivået på 100 % er ikke ment å være det maksimale fysisk oppnåelige effektnivået, det er snarere en spesifikasjon som bestemmes under motorutviklingen - det forventede nominelle effektnivået. Da senere studier indikerte at motoren trygt kunne drives ved nivåer over 100 %, ble disse høyere nivåene standarder. Å beholde det opprinnelige forholdet mellom kraftnivå og fysisk skyv bidrar til å redusere forvirring ved å skape et fast forhold uten variasjon, slik at testdata (eller driftsdata fra tidligere og fremtidige oppdrag) enkelt kan sammenlignes. Hvis effektnivået ble økt og den nye verdien ble tildelt 100 %, ville alle tidligere data og dokumentasjon måtte endres eller kontrolleres mot den fysiske kraften som tilsvarer 100 % effektnivå på den datoen. [ 8 ] Motorens effektnivå påvirker påliteligheten til motoren, med studier som indikerer at sannsynligheten for motorsvikt øker raskt med effektnivåer på mer enn 104,5 %, noe som forklarer hvorfor nivåene over 104,5 % kun var reservert for bruk ved beredskap. [ 28 ]

Hendelser

I løpet av romfergeprogrammet ble totalt 46 RS-25-motorer brukt (med en ekstra RS-25D bygget men aldri brukt). I løpet av de 135 oppdragene, for totalt 405 individuelle "motoroppdrag", [ 26 ] rapporterte Pratt & Whitney Rocketdyne en pålitelighetsgrad på 99,95 %, med bare én SSME-feil under flygingen med romfergen. Challenger under oppdraget STS- 51-F . [ 4 ] Imidlertid led motorene av en rekke feil på lanseringsstedet (RSLS-avbrudd) og andre problemer i løpet av programmet:

  • STS-41-D ( Discovery ) – Motor nr. 3 forårsaket en RSLS-stans ved T-4 sekunder på grunn av tap av redundant kontroll på hovedmotorventilen, hele kjøretøyet ble returnert og motoren ble skiftet. [ 33 ]
  • STS-51-F ( Challenger ) – Motor nr. 2 forårsaket en RSLS-stans ved T-3 sekunder på grunn av en feilfungerende kjølevæskeventil. [ 34 ]​ [ 35 ]
  • STS-51-F ( Challenger ) – Motor nr. 1 (2023) stanset ved T+5:43 på grunn av defekte temperatursensorer, noe som førte til Abort to Orbit (ATO ) [ 23 ] [ 35 ]
  • STS-55 ( Columbia ) ​​– Motor nr. 3 forårsaket en RSLS-stans ved T-3 sekunder på grunn av en lekkasje i tilbakeslagsventilen til forbrenneren for flytende oksygen. [ 36 ]
  • STS-51 ( Discovery ) – Motor nr. 2 forårsaket en RSLS-stans ved T-3 sekunder på grunn av en defekt hydrogendrivstoffsensor. [ 37 ]
  • STS-68 ( Endeavour ) – Motor nr. 3 (2032) forårsaket en RSLS-stans ved T-1,9 sekunder når en temperatursensor på HPOTP-en overskred grensen . [ 38 ]
  • STS-93 ( Columbia ) ​​- Ved T+5 sekunder utløste en elektrisk kortslutning en primær og en sekundær kontroller på to av de tre motorene. I tillegg løsnet en 0,1-tommers diameter, 1-tommers lang, gullbelagt pinne, brukt til å plugge et hull i oksidasjonsstolpen, inne i motorens hovedinjektor og traff den indre overflaten av dysen. fra motoren, bryte et hydrogenkjølerør. De resulterende tre bruddene i røret forårsaket en lekkasje som forårsaket for tidlig motorstans ved å øke drivmiddelforbruket. [ 39 ]

Etter skyttelbussen

Seks rakettmotorer, bestående av en stor klokkeformet dyse med arbeidsdeler montert på toppen, lagret i et stort lager med hvite vegger dekorert med flagg. Hver motor har flere deler med rødt verneutstyr festet til seg og er montert på en pallelignende struktur med gule hjul.
Alle 6 RS-25D-er brukt under STS-134 og STS-135 i lagring på Kennedy Space Center .

Konstellasjonsprosjekt

I løpet av perioden frem til slutten av romfergen-pensjonering ble det foreslått forskjellige planer for de gjenværende motorene, alt fra at alle ble holdt i NASAs besittelse, til at alle ble gitt bort (eller solgt for $400.000 til $800.000) hver). ) til ulike institusjoner som museer og universiteter . [ 40 ] Denne policyen fulgte endringer i Project Constellations planlagte Ares V -lasteutskytningskjøretøy og Ares I mannskapsutskytningsrakettkonfigurasjoner , som hadde vært planlagt å bruke RS-25 i henholdsvis første og andre trinn. [ 41 ] Selv om disse konfigurasjonene i utgangspunktet hadde virket verdt, ettersom de ville bruke den daværende teknologien etter at Shuttle gikk av i 2010, hadde planen flere ulemper: [ 41 ]

  • Motorene ville ikke være gjenbrukbare, siden de ville være permanent festet til de kasserte trinnene.
  • Hver motor ville måtte gjennomgå en prøvefyring før installasjon og lansering, med behov for rekondisjonering etter testen.
  • Det ville være dyrt, tidkrevende og vektkrevende å konvertere den bakketente RS-25D til en luftantent versjon for Ares I andre trinn.

Etter flere designendringer av Ares I- og Ares V-rakettene, ble RS-25 erstattet med en enkelt J-2X-motor for Ares I andre trinn og seks modifiserte RS-68- motorer (som var basert på både SSME og Apollo program -era J-2-motor ) i kjernestadiet til Ares V; dette betydde at RS-25 ville bli pensjonert sammen med romfergeflåten. [ 41 ] Imidlertid ble NASA i 2010 beordret til å stoppe Constellation -programmet , og med det utviklingen av både Ares I og Ares V, og i stedet fokusere på å bygge en ny tung pitcher. [ 42 ]

Space Launch System

Et diagram som viser konfigurasjonen av en Space Launch System-rakett som består av et oransje første trinn med en klynge av RS-25-er ved basen og flankert av to solide rakettforsterkere. Dette trinnet er toppet med et hvitt andretrinn og flere målinger er indikert. Se teksten ved siden av for detaljer.
Referansekonfigurasjonen av Space Launch System (SLS) i februar 2011.

I Space Launch System (SLS) ble nye utbrukbare versjoner av motorene planlagt når romfergeprogrammets opprinnelige lager av motorer (SSME) ble brukt, utviklingen av utbrukbare versjoner flere Billige motorer har en lang historie, mest fremtredende 1990-tallsforslaget fra National Launch System (NLS). [ 43 ] [ 44 ] SLSs engangs RS-25, i grupper på tre, fire eller fem, studeres, og hver mater drivstoff fra rakettens kjernetrinn. De gir fremdrift under den første fasen av SLS-flygingen, med ekstra skyvekraft gitt av to thrustere . I de følgende stadiene kasseres motorene sammen med resten av kjernestadiet.

Etter pensjoneringen av romfergen kunngjorde NASA 14. september 2011 at de ville begynne utviklingen av en ny bærerakett, kjent som Space Launch System (SLS), for å erstatte den eksisterende flåten av ferger. [ 45 ] Utformingen av RS-25 funksjoner for SLS i kjernefasen, med forskjellige versjoner av raketten utstyrt med mellom tre og fem motorer. [ 46 ] [ 47 ] De første flyvningene til den nye bæreraketten vil gjøre bruk av RS-25D Block II-motorer som allerede er fløyet, med NASA som holder de gjenværende motorene i et "trygt renset" miljø ved Stennis Space Center, sammen med alle bakkesystemene som kreves for å vedlikeholde dem." [ 48 ] [ 49 ] I tillegg til RS-25Ds, vil SLS-programmet bruke Main Propulsion Systems (MPS) av de resterende tre orbiterne til testformål (for tiden trukket tilbake som en del av orbiter-deaktiveringsprosessen), med den første to oppskytinger ( SLS-1 og SLS-2 ) som muligens bruker MPS-utstyr fra romfergene Atlantis og Endeavour i sine kjernefaser. [ 47 ] [ 49 ]​ [ 50 ]​ SLS-drivmidler vil bli matet til motorene fra kjernetrinnet , som vil bestå av en modifisert romferge-ekstern tank med MPS-rør og motorer på baksiden og en mellomtrinnsstruktur på toppen. [ 3 ] Når de gjenværende RS-25D-ene er brukt, vil de bli erstattet med en billigere utgangsversjon, for tiden betegnet RS-25E ('E' for expendable). [ 3 ] Denne motoren kan være basert på en eller begge av to engangsvarianter som ble studert i 2005, RS-25E (kjent som 'Minimum Change Expendable SSME') og en enda mer forenklet RS-25F (kjent som 'Low Cost Manufacture Expendable SSME'), begge versjonene var under evaluering fra 2011. [ 30 ] [ 51 ]

Referanser

ekstern video
Image STS-49 flyberedskapsskudd
Image Time-lapse-video av SSME-installasjonen for flight STS-135
Oppmerksomhet : Disse filene ligger på et eksternt nettsted, utenfor Wikimedia Foundations kontroll .

Denne artikkelen inkluderer offentlig domeneinnhold fra National Aeronautics and Space Administration nettsteder og dokumenter .

Karakterer
  1. ↑ Gassnivået ble opprinnelig satt til 65 %, men etter å ha gjennomgått ytelsen til de første flyvningene, ble dette økt til minimum 67 % for å redusere MPS-tretthet. Gassnivået ble dynamisk beregnet basert på den første lanseringsytelsen, vanligvis redusert til et nivå på rundt 70 %.
Sitater
  1. ↑ a b c d e Aerojet Rocketdyne, Space Shuttle Main Engine (åpnet 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. Arkivert fra originalen 4. februar 2012 . Hentet 7. desember 2011 . 
  3. ↑ abc Chris Bergin (14. september 2011). "SLS endelig kunngjort av NASA – Fremover vei tar form" . NASASpaceflight.com . Hentet 14. desember 2011 . 
  4. ^ a b "Space Shuttle Main Engine" (pdf) . Pratt & Whitney Rocketdyne. 2005. Arkivert fra originalen 2012-02-08 . Hentet 2011-11-23 . 
  5. ^ "NASA er avhengig av kobber for skyttelmotor" . Oppdag Copper Online . Kobber Utviklingsforening. 1992 . Hentet 2012-01-19 . 
  6. ^ a b Steve Roy (august 2000). "Forbedringer av hovedmotoren for romfergen" . NASA . Hentet 7. desember 2011 . 
  7. ↑ R.A. O'Leary og J.E. Beck (1992). Dysedesign . terskel . Pratt & Whitney Rocketdyne . Arkivert fra originalen 16. mars 2008. 
  8. ^ a b c d e f g h Robert E. Biggs (mai 1992). "Space Shuttle Main Engine: The First Ten Years" . I Stephen E. Doyle, red. Historien om utvikling av flytende rakettmotorer i USA 1955–1980 . AAS History Series. American Astronautical Society. s. 69-122. ISBN  978-0-87703-350-9 . Arkivert fra originalen 25. desember 2011 . Hentet 12. desember 2011 . 
  9. ^ "Dysedesign" . 16. mars 2009. Arkivert fra originalen 2. oktober 2011 . Hentet 2011-11-23 . 
  10. ^ "Datamaskiner i romfergen Avionics System" . Computers in Spaceflight: The NASA Experience . GRYTE. 15. juli 2005 . Hentet 2011-11-23 . 
  11. ^ a b "Fremtiden til skyttelens datamaskiner" . GRYTE. 15. juli 2005 . Hentet 2011-11-23 . 
  12. ^ "Roomferge hovedmotorkontrollere" . GRYTE. 4. april 2004 . Hentet 8. desember 2011 . 
  13. ^ R.M. Mattox & J.B. White (november 1981). "Space Shuttle Main Engine Controller" (PDF) . NASA . Hentet 15. desember 2011 . 
  14. ^ "Årsaken til ulykken" . Rapport fra presidentkommisjonen om romfergen Challenger-ulykken . GRYTE. 6. juni 1986 . Hentet 8. desember 2011 . 
  15. ^ Jim Dumoulin (31. august 2000). Hoved fremdriftssystem . GRYTE. Arkivert fra originalen 2012-01-23 . Hentet 2012-01-16 . 
  16. ^ a b "Roomferge hovedmotororientering" (PDF) . Boeing/Rocketdyne. juni 1998 . Hentet 12. desember 2011 . 
  17. ↑ Mark Wade. "HG-3" . Astronautisk leksikon. Arkivert fra originalen 15. november 2011 . Hentet 13. desember 2011 . 
  18. ↑ Mark Wade. «M-1» . Astronautisk leksikon . Hentet 13. desember 2011 . 
  19. ^ "MSFC Propulsion Center of Excellence er bygget på solid fundament" . GRYTE. 1995. Arkivert fra originalen 2015-04-27 . Hentet 13. desember 2011 . 
  20. ↑ a b c d e f g h i David Baker (april 2011). NASA romferge . Eiers verkstedhåndbøker. Haynes forlag. ISBN  978-1-84425-866-6 . 
  21. ^ Dwayne Day (12. april 2010). "En flaggermus ut av helvete: ISINGLASS Mach 22-oppfølgingen til OXCART" . TheSpaceReview . Hentet 8. januar 2012 . 
  22. ↑ a b Fred H. Tors. "Space Shuttle Main Engine: 30 Years of Innovation" . Boeing. Arkivert fra originalen 15. oktober 2011 . Hentet 27. november 2011 . 
  23. ↑ abcdf Wayne Hale & diverse ( 17. januar 2012) . "En SSME-relatert forespørsel" . NASASpaceflight.com . Hentet 2012-01-17 . 
  24. ^ "Nedtelling 101" . GRYTE. 17. september 2009 . Hentet 8. januar 2012 . 
  25. ↑ John Shannon (17. juni 2009). "Shuttle-Derived Heavy Lift Launch Vehicle" (PDF) . 
  26. ^ a b "SSME Flight Experience" (JPEG) . Pratt & Whitney Rocketdyne. november 2010. 
  27. ↑ Chris Bergin (3. desember 2007). "Konstellasjonsovergang - trinnvis pensjoneringsplan for SSME-settet" . NASASpaceflight.com . Hentet 2012-01-23 . 
  28. ^ a b "Rapport fra SSME-vurderingsteamet" (PDF) . GRYTE. januar 1993 . Hentet 27. november 2011 . 
  29. ^ F. Jue og F. Kuck (juli 2002). "Alternativer for romfergen hovedmotor (SSME) for fremtidens skyttel" (DOC) . American Institute of Aeronautics and Astronautics. Arkivert fra originalen 23. mars 2012 . Hentet 27. november 2011 . 
  30. ^ a b Ryan Crierie (13. november 2011). "Referansemotorer for romfartøy" . Hentet 8. januar 2012 . 
  31. ^ "The Roar of Innovation" . GRYTE. 6. november 2002. Arkivert fra originalen 8. november 2002 . Hentet 7. desember 2011 . 
  32. ^ "MSFC and Exploration: Our Path Forward" (PPT) . GRYTE. 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, Storbritannia: 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). Romfergen Columbia: Hennes oppdrag og mannskaper . Springer Praxis. ISBN  978-0-387-21517-4 . 
  40. ↑ Dunn, Marcia (15. januar 2010). "Resession Special: NASA Cuts Space Shuttle Price" . ABCNews . Arkivert fra originalen 18. januar 2010. 
  41. ↑ a b c D Harris & C Bergin (26. desember 2008). "Retur til SSME - Ares V gjennomgår evaluering til potensiell bytte" . NASASpaceflight.com . Hentet 15. desember 2011 . 
  42. ^ "Obama signerer Nasa for en ny fremtid" . BBC nyheter. 11. oktober 2010. 
  43. ↑ Lyons, 1992 , s. 19.
  44. ↑ Federation of American Scientists, 1996 .
  45. ^ "NASA kunngjør design for nytt system for utforskning av dypt rom" . NASA . Hentet 14. desember 2011 . 
  46. ↑ Chris Bergin (4. oktober 2011). "SLS-handler lener seg mot å åpne med fire RS-25-er på kjernescenen" . NASASpaceflight.com . Hentet 14. desember 2011 . 
  47. ^ a b Chris Bergin (13. januar 2012). "SSME-familien forbereder seg på SLS kjernerolle etter Shuttle-suksess" . NASASpaceflight.com . Hentet 2012-01-16 . 
  48. ^ Carreau, Mark (29. mars 2011). "NASA vil beholde Block II SSMEs" . Aviation Week . Hentet 30. mars 2011 . 
  49. ^ a b Chris Bergin (22. januar 2012). "Ingeniører begynner å fjerne orbiter MPS-komponenter for donasjon til SLS" . NASASpaceflight.com . Hentet 2012-01-23 . 
  50. ↑ Chris Bergin (20. september 2011). "PRCB-ledere anbefaler at Atlantis og Endeavour blir SLS-givere" . NASASpaceflight.com . Hentet 14. desember 2011 . 
  51. ↑ P. McConnaughey et al . (februar 2011). "NASA Technology Area 1: Launch Propulsion Systems" . NASA . Hentet 2012-01-23 . 

Eksterne lenker

  • Dette verket inneholder en avledet oversettelse av engelsk Wikipedias " Space Shuttle hovedmotor ", nærmere bestemt denne versjonen , utgitt av utgiverne 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 »