RS-25 - RS-25

„SSME“ přeadresuje tady. Pole služeb viz Věda o službách, řízení a inženýrství.

RS-25
Palba raketového motoru. Z trysky ve tvaru zvonu vyčnívá modrý plamen a kolem je omotáno několik trubek. Horní část trysky je připevněna ke komplexní sbírce instalatérských prací, přičemž celá sestava je pokryta párou a visí ze stropního připevňovacího bodu. Na pozadí jsou viditelné různé části přechodného hardwaru.
Zkušební střelba RS-25
(světlá oblast ve spodní části obrázku je a Mach diamant )
Země původuSpojené státy
První let12.04.1981 (STS-1 )
VýrobceRocketdyne, Pratt & Whitney Rocketdyne, Aerojet Rocketdyne
Přidružený L / VRaketoplán
Space Launch System
PředchůdceHG-3
PostaveníMimo provoz od STS-135, při testování pro SLS
Motor na kapalná paliva
Pohonná látkaKapalný kyslík / kapalný vodík
CyklusPostupné spalování
Konfigurace
Poměr trysek69:1[1]
Výkon
Tah (vakuum)512,300 lbf (2.279 MN )[1]
Tah (SL)418 000 lbf (1,86 MN)[1]
Poměr tahu k hmotnosti73.1[2]
Tlak v komoře2 994 psi (20,64 MPa)[1]
Jásp (vakuum)452,3 sekundy (4,436 km / s)[1]
Jásp (SL)366 sekund (3,59 km / s)[1]
Rozměry
Délka4,3 m (168 palců)
Průměr96 palců (2,4 m)
Suchá hmotnost7 004 liber (3 177 kg)[2]
Reference
Reference[3][2]
PoznámkyData jsou pro RS-25D při 109% jmenovité úrovně výkonu.

Aerojet Rocketdyne RS-25, také známý jako Hlavní motor raketoplánu (SSME),[4] je kapalné palivo kryogenní raketový motor který byl použit na NASA je Raketoplán. NASA plánuje pokračovat v používání RS-25 na nástupci raketoplánu, na Space Launch System (SLS).

Navrženo a vyrobeno ve Spojených státech společností Rocketdyne (později známý jako Pratt & Whitney Rocketdyne a Aerojet Rocketdyne ), RS-25 hoří kryogenní kapalný vodík a kapalný kyslík pohonné hmoty, přičemž každý motor produkuje 1 859 kN (418 000 lb.F) z tah při startu. Ačkoli RS-25 může vystopovat jeho dědictví zpět do šedesátých let, soustředěný vývoj motoru začal v sedmdesátých letech, prvním letem, STS-1, ke kterému došlo 12. dubna 1981. RS-25 prošel během své provozní historie několika vylepšeními, aby zlepšil spolehlivost, bezpečnost a zátěž údržby motoru.

Motor produkuje a specifický impuls (Jásp) 452 sekund (4,43 km / s) ve vakuu nebo 366 sekund (3,59 km / s) na hladině moře, má hmotnost přibližně 3,5 tuny (7700 liber) a je schopen škrtit mezi 67% a 109% jeho jmenovitý výkon v krocích po jednom procentu. Komponenty RS-25 pracují při teplotách od -253 do 3 300 ° C (-400 až 6 000 ° F).[1]

Raketoplán používal shluk tří motorů RS-25 namontovaných na zádi konstrukce orbiter, přičemž palivo je čerpáno z externí nádrž. Motory byly používány k pohonu během celého výstupu kosmické lodi, přičemž další tah zajišťovaly dva pevné raketové posilovače a dva na orbitě AJ10 orbitální manévrovací systém motory. Po každém letu byly motory RS-25 odstraněny z orbiteru, zkontrolovány a renovovány, než byly znovu použity na jinou misi. Při letech systému Space Launch System budou všechny motory vyhozeny do Atlantského oceánu. Na počátečních letech budou tyto vyřazené jednotky historické raketoplány.

Součásti

Schéma ukazující součásti motoru RS-25. Podrobnosti najdete v sousedním textu.
Schéma RS-25
Vývojový diagram ukazující tok kapalného vodíkového paliva motorem RS-25. Podrobnosti najdete v sousedním textu.
Průtok paliva
Vývojový diagram ukazující tok okysličovače kapalného kyslíku motorem RS-25. Podrobnosti najdete v sousedním textu.
Tok okysličovadla
Tok pohonné látky RS-25

Motor RS-25 se skládá z různých čerpadel, ventilů a dalších komponentů, které společně vyrábějí tah. Palivo (kapalný vodík ) a okysličovadlo (kapalný kyslík ) z raketoplánu externí nádrž Vstoupil do orbiter na pupeční odpojovací ventily a odtud protékala přívodními potrubími hlavního hnacího systému (MPS); zatímco v Space Launch System (SLS), palivo a okysličovadlo z jádra rakety budou proudit přímo do vedení MPS. Jakmile se dostanou do vedení MPS, palivo a okysličovadlo se rozvětvují do samostatných cest ke každému motoru (tři na raketoplánu, čtyři na SLS). V každé větvi pak převalenci poté umožňují hnacím látkám vstoupit do motoru.[5][6]

Jakmile jsou pohonné hmoty v motoru, protékají nízkotlakým palivem a okysličovadlem turbočerpadla (LPFTP a LPOTP) a odtud do vysokotlakých turbočerpadel (HPFTP a HPOTP). Z těchto HPTP prochází pohonná látka motorem různými cestami. Okysličovadlo je rozděleno do čtyř samostatných cest: k oxidačnímu zařízení výměník tepla, který se poté rozdělí na natlakování nádrže okysličovadla a pogo potlačovací systémy; na nízkotlaké turbočerpadlo okysličovadla (LPOTP); do vysokotlakého předspalovače okysličovadla, ze kterého se štěpí na turbínu HPFTP a HPOTP předtím, než se znovu spojí v potrubí horkého plynu a odešle se do hlavní spalovací komory (MCC); nebo přímo do vstřikovačů hlavní spalovací komory (MCC).

Mezitím palivo protéká hlavním palivovým ventilem do regenerativní chlazení systémy pro tryska a MCC nebo přes ventil chladicí komory. Palivo procházející chladicím systémem MCC poté prochází zpět turbínou LPFTP a poté je směrováno buď do systému natlakování palivové nádrže nebo do chladicího systému rozdělovače horkých plynů (odkud prochází do MCC). Palivo v systémech chlazení trysek a ventilových chladicích komor je poté předáno před hořáky do turbíny HPFTP a HPOTP a poté znovu sjednoceno v potrubí horkého plynu, odkud prochází do vstřikovačů MCC. Jakmile jsou hnací látky ve vstřikovačích, jsou smíchány a vstřikovány do hlavní spalovací komory, kde jsou zapáleny. Směs hořícího hnacího plynu je poté vyhozena hrdlem a zvonem trysky motoru, jejíž tlak vytváří tah.[5]

Turbočerpadla

Oxidační systém

Nízkotlaké turbočerpadlo okysličovadla (LPOTP) je axiální čerpadlo který pracuje na přibližně 5 150 ot / min poháněn šestistupňovou turbína poháněn vysokotlakým kapalným kyslíkem z vysokotlakého turbočerpadla okysličovadla (HPOTP). Zvyšuje tlak kapalného kyslíku z 0,7 na 2,9 MPa (100 až 420 psi), přičemž průtok z LPOTP se poté dodává do HPOTP. Během provozu motoru umožňuje zvýšení tlaku vysokotlaké turbíně okysličovadla pracovat bez vysokých otáček kavitace. LPOTP, který měří přibližně 450 x 450 mm (18 x 18 palců), je připojen k potrubí hnacího plynu vozidla a je podepřen ve pevné poloze namontováním na konstrukci nosného vozidla.[5]

Pak, připojený před HPOTP, je oscilace pogo akumulátor systému potlačení.[7] Pro použití je před a po nabití On a nabitý plynnými Ó
2 z tepelného výměníku a bez membrány pracuje nepřetržitou recirkulací plnicího plynu. Uvnitř akumulátoru je přítomno množství přepážek různých typů, které regulují šplhání a turbulenci, což je samo o sobě užitečné a také k zabránění úniku plynu do nízkotlakého potrubí okysličovadla, které má být přiváděno do HPOTP.

HPOTP se skládá ze dvou jednostupňových odstředivá čerpadla (hlavní čerpadlo a předpalovací čerpadlo) namontované na společném hřídeli a poháněné dvoustupňovou turbínou na horký plyn. Hlavní čerpadlo zvyšuje tlak kapalného kyslíku z 2,9 na 30 MPa (420 na 4350 psi) při provozu na přibližně 28 120 ot./min., S výkonem 23 260hp (17.34 MW ). Výtokový tok HPOTP se rozděluje do několika cest, z nichž jedna pohání turbínu LPOTP. Další cestou je hlavní oxidační ventil a skrz něj a vstupuje do hlavní spalovací komory. Další malá průtoková cesta je odpuštěna a odeslána do oxidačního zařízení výměník tepla. Kapalný kyslík protéká protipovodňovým ventilem, který mu brání ve vstupu do tepelného výměníku, dokud není k dispozici dostatek tepla pro tepelný výměník, aby využil teplo obsažené v plynech vypouštěných z turbíny HPOTP a přeměnil kapalný kyslík na plyn. Plyn je odeslán do rozdělovače a poté směrován, aby se natlakovala nádrž na kapalný kyslík. Další cesta vstupuje do druhého stupně předspalovacího čerpadla HPOTP, aby zvýšila tlak kapalného kyslíku z 30 na 51 MPa (4300 psia až 7 400 psia). Prochází oxidačním ventilem předspalovače okysličovadla do předspalovače okysličovadla a přes oxidační ventil předspalovače paliva do předspalovače paliva. HPOTP měří přibližně 600 x 900 mm (24 x 35 palců). Je připevněn přírubami k rozdělovači horkých plynů.[5]

Turbína HPOTP a čerpadla HPOTP jsou namontovány na společném hřídeli. Smíchání horkých plynů bohatých na palivo v části turbíny a kapalného kyslíku v hlavním čerpadle může způsobit nebezpečí, a aby se tomu zabránilo, jsou tyto dvě části odděleny dutinou, která je během provozu motoru nepřetržitě proplachována přívodem helia do motoru . Dvě těsnění minimalizují únik do dutiny; jedno těsnění je umístěno mezi částí turbíny a dutinou, zatímco druhé je mezi částí čerpadla a dutinou. Ztráta tlaku helia v této dutině má za následek automatické vypnutí motoru.[5]

Palivový systém

Nízkotlaké palivové turbočerpadlo (LPFTP) je axiální čerpadlo poháněné dvoustupňovou turbínou poháněnou plynným vodíkem. Zvyšuje tlak kapalného vodíku z 30 na 276 psia (0,2 až 1,9 MPa) a dodává jej vysokotlakému palivovému turbočerpadlu (HPFTP). Během provozu motoru umožňuje zvýšení tlaku poskytované LPFTP, aby HPFTP pracoval při vysokých rychlostech bez kavitace. LPFTP pracuje kolem 16 185 ot / min, a je přibližně 450 x 600 mm (18 x 24 palců) ve velikosti. Je připojen k potrubí hnacího prostředku vozidla a je upevněn ve pevné poloze namontováním na konstrukci nosného vozidla.[5]

HPFTP je třístupňové odstředivé čerpadlo poháněné dvoustupňovou turbínou na horký plyn. Zvyšuje tlak kapalného vodíku z 1,9 na 45 MPa (276 na 6515 psia) a pracuje při přibližně 35 360 otáčkách za minutu s výkonem 71 140 koní. Výtlačný proud z turbočerpadla je veden k hlavnímu ventilu a skrz něj a poté je rozdělen na tři průtokové cesty. Jedna cesta vede pláštěm hlavní spalovací komory, kde se vodík používá k chlazení stěn komory. Poté je směrován z hlavní spalovací komory do LPFTP, kde se používá k pohonu turbíny LPFTP. Malá část toku z LPFTP je poté směrována do společného potrubí ze všech tří motorů, aby se vytvořila jediná cesta do nádrže na kapalný vodík pro udržení natlakování. Zbývající vodík prochází mezi vnitřní a vnější stěnou rozdělovače horkých plynů, aby se ochladil, a poté se odvádí do hlavní spalovací komory. Druhá cesta proudění vodíku z hlavního palivového ventilu je přes trysku motoru (pro chlazení trysky). Poté se připojí ke třetí průtokové cestě z ventilu chladicí komory. Tento kombinovaný tok je poté směrován do předspalovačů paliva a okysličovadla. HPFTP má velikost přibližně 550 x 1100 mm (22 x 43 palců) a je připevněn k rozdělovači horkého plynu pomocí přírub.[5]

Powerhead

SSME je kompaktní spleť potrubí připojená k mnohem větší raketové trysce.
Velká stříbrná trubka v horní části nese palivo z nízkotlakého palivového turbočerpadla (není vidět) do vysokotlakého turbočerpadla (HPFTP, stříbrný buben vlevo dole). Horní část HPFTP je přišroubována k části rozdělovače horkých plynů (černá, s hnědou diagonální trubkou) a nad ní je předspalovač paliva (také černá, s hnědou trubkou vstupující vpravo).[7]

Předspalovače

Okysličovadlo a předspalovače paliva jsou svařované do potrubí horkého plynu. Palivo a okysličovadlo vstupují do předspalovacích zařízení a jsou smíchány tak, aby mohlo dojít k účinnému spalování. Rozšířený jiskra zapalovač je malá kombinovaná komora umístěná ve středu injektoru každého předpalovacího zařízení. Řídicí jednotka motoru aktivuje dva duální redundantní zapalovací zapalovače, které se během spouštění motoru používají k zahájení spalování v každém předpalovacím zařízení. Zhruba po třech sekundách se vypnou, protože proces spalování je potom soběstačný. Předspalovače produkují horké plyny bohaté na palivo, které procházejí turbínami, aby generovaly energii potřebnou k provozu vysokotlakých turbočerpadel. Odtok předpařovače okysličovače pohání turbínu, která je připojena k HPOTP a k čerpadlu předspalovače okysličovadla. Odtok předspalovače paliva pohání turbínu, která je připojena k HPFTP.[5]

Rychlost turbín HPOTP a HPFTP závisí na poloze příslušných ventilů okysličovadla okysličovadla a předspalovače paliva. Tyto ventily jsou umístěny ovladačem motoru, který je používá k škrcení toku kapalného kyslíku k předspalovačům a tím k řízení tahu motoru. Oxidační ventily okysličovadla a předspalovače paliva zvyšují nebo snižují průtok kapalného kyslíku, čímž zvyšují nebo snižují tlak v komoře předspalovače, otáčky turbíny HPOTP a HPFTP a tok kapalného kyslíku a plynného vodíku do hlavní spalovací komory, což zvyšuje nebo snižuje tah motoru. Ventily okysličovadla a předspalování paliva spolupracují, aby škrtily motor a udržovaly konstantní poměr směsi hnacího plynu 6,03: 1.[3]

Hlavní okysličovadlo a hlavní palivové ventily řídí tok kapalného kyslíku a kapalného vodíku do motoru a jsou řízeny každým ovladačem motoru. Je-li motor v chodu, jsou hlavní ventily zcela otevřené.[5]

Hlavní spalovací komora

Hlavní spalovací komora motoru (MCC) přijímá horký plyn bohatý na palivo z chladicího okruhu sběrného potrubí horkých plynů. Plynný vodík a kapalný kyslík vstupují do komory v injektoru, který míchá hnací látky. Směs je zapálena „Augmented Spark Igniter“, H2/Ó2 plamen ve středu hlavy vstřikovače.[8] Hlavní vstřikovač a sestava kopule jsou přivařeny k rozdělovači horkých plynů a MCC je také přišroubována k rozdělovači horkých plynů.[5] MCC zahrnuje konstrukční plášť vyrobený z Inconel 718 který je lemován a měď -stříbrný -zirkonium slitina s názvem NARloy-Z, vyvinutý speciálně pro RS-25 v 70. letech. Asi 390 kanálů je obrobeno do stěny vložky, aby vedlo kapalný vodík vložkou, aby zajistilo chlazení MCC, protože teplota ve spalovací komoře během letu dosahuje 3300 ° C (6000 ° F) - vyšší než bod varu z žehlička.[9][10]

Alternativou pro konstrukci motorů RS-25 pro použití v misích SLS je použití pokročilé konstrukční keramiky, jako je povlaky tepelné bariéry (TBC) a kompozity s keramickou matricí (CMC).[11] Tyto materiály mají výrazně nižší tepelnou vodivost než kovové slitiny, což umožňuje účinnější spalování a snižuje požadavky na chlazení. TBC jsou tenké vrstvy oxidu keramiky uložené na kovových součástech, které působí jako tepelná bariéra mezi horkými plynnými produkty spalování a kovovým obalem. TBC aplikovaný na plášť Inconel 718 během výroby by mohl prodloužit životnost motoru a snížit náklady na chlazení. Dále byly CMC studovány jako náhrada za superslitiny na bázi Ni a jsou složeny z vysoce pevných vláken (BN, C) kontinuálně dispergovaných v SiC matrici. MCC složené z CMC, i když méně studované a dále od uskutečnění než použití TBC, by mohlo nabídnout nebývalé úrovně účinnosti motoru.

Tryska

Tři zvonové trysky raketového motoru vyčnívající ze zadní konstrukce raketoplánu raketoplánu. Shluk je uspořádán trojúhelníkově, s jedním motorem nahoře a dvěma dole. Vlevo a napravo od horního motoru jsou viditelné dvě menší trysky a ocasní ploutve orbiteru vyčnívají nahoru k horní části obrazu. V pozadí je noční obloha a předměty čisticího zařízení.
Trysky z Raketoplán Columbia tři RS-25 po přistání STS-93

Motor je tryska je 121 v (3,1 m) dlouho s průměrem 10,3 palce (0,26 m) na jeho hrdlo a 90,7 palce (2,30 m) na jeho výstupu.[12] Tryska je zvonovitý nástavec přišroubovaný k hlavní spalovací komoře, označovaný jako a de Laval tryska. Tryska RS-25 má neobvykle velkou velikost poměr expanze (asi 69: 1) pro tlak v komoře.[13] Na hladině moře by tryska tohoto poměru normálně procházela oddělováním proudu od trysky, což by způsobilo potíže s ovládáním a mohlo by dokonce mechanicky poškodit vozidlo. Aby se však usnadnil provoz motoru, inženýři společnosti Rocketdyne měnili úhel stěn trysek od teoretického optima pro tah a zmenšovali jej poblíž východu. Tím se zvýší tlak těsně kolem ráfku na absolutní tlak mezi 4,6 a 5,7 psi (32 a 39 kPa) a zabrání se oddělení toku. Vnitřní část průtoku je při mnohem nižším tlaku, přibližně 2 psi (14 kPa) nebo méně.[14] Vnitřní povrch každé trysky je chlazen proudícím kapalným vodíkem pájené průchody chladicí kapaliny z nerezové oceli. U raketoplánu je opěrný kroužek přivařený k přednímu konci trysky bodem připojení motoru k tepelnému štítu dodávanému pomocí orbiteru. Tepelná ochrana je nezbytná z důvodu expozice částí trysek během fáze startu, výstupu, oběžné dráhy a vstupu do mise. Izolace se skládá ze čtyř vrstev kovových vatelín pokrytých kovovou fólií a stínění.[5]

Ovladač

Černá obdélníková skříňka s chladicími žebry připevněnými k vnějšímu povrchu. Ze strany krabice směřující ke kameře vyčnívají různé trubky a dráty, přičemž druhá strana je připevněna ke komplexu stříbřité instalace. Krabice je zasazena mezi ostatní dráty a kusy hardwaru a některé výstražné štítky jsou připevněny k pouzdru.
Řadič hlavního motoru bloku II RS-25D

Každý motor je vybaven hlavním ovladačem motoru (MEC), integrovaným počítačem, který ovládá všechny funkce motoru (pomocí ventilů) a sleduje jeho výkon. Postaven Honeywell Aerospace, každý MEC původně sestával ze dvou redundantní Honeywell HDC-601 počítače,[15] později upgradován na systém složený ze dvou dvojnásobně nadbytečných Motorola 68000 (M68000) procesory (celkem čtyři M68000 na řadič).[16] Instalace ovladače na samotném motoru značně zjednodušuje propojení mezi motorem a nosnou raketou, protože všechny senzory a akční členy jsou připojeny přímo pouze k ovladači, přičemž každý MEC je poté připojen k orbitálnímu univerzální počítače (GPC) nebo sada avioniky SLS prostřednictvím vlastní jednotky rozhraní motoru (EIU).[17] Použití vyhrazeného systému také zjednodušuje software a zvyšuje tak jeho spolehlivost.

Ovladač tvoří dva nezávislé počítače se dvěma CPU, A a B; dává systému redundanci. Porucha řídicího systému A automaticky vede k přepnutí na řídicí systém B bez omezení provozních schopností; následná porucha řídicího systému B by poskytla ladné vypnutí motoru. V rámci každého systému (A a B) pracují dva M68000 krok zámku, což umožňuje každému systému detekovat poruchy porovnáním úrovní signálu na sběrnicích dvou procesorů M68000 v tomto systému. Pokud se vyskytnou rozdíly mezi těmito dvěma sběrnicemi, vygeneruje se přerušení a řízení se předá druhému systému. Kvůli jemným rozdílům mezi M68000 od společnosti Motorola a druhého výrobce zdroje TRW, každý systém používá M68000 od stejného výrobce (například systém A by měl dva procesory Motorola, zatímco systém B by měl dva procesory vyrobené společností TRW). Paměť pro řadiče bloku I byla z pokovený drát typu, který funguje podobným způsobem jako paměť magnetického jádra a uchovává data i po vypnutí napájení.[18] Řadiče bloku II používají konvenční CMOS statický RAM.[16]

Řídicí jednotky byly navrženy tak, aby byly dostatečně pevné, aby přežily síly vypuštění, a ukázalo se, že jsou extrémně odolné vůči poškození. Během vyšetřování Vyzývatel nehoda byly dva MEC (z motorů 2020 a 2021), získané z mořského dna, dodány společnosti Honeywell Aerospace k vyšetření a analýze. Jeden ovladač byl rozbit na jedné straně a oba byly silně zkorodovány a poškozeny mořským životem. Obě jednotky byly rozebrány a paměťové jednotky byly propláchnuty deionizovanou vodou. Poté, co byly sušeny a vakuově pečené, data z těchto jednotek byla získána pro forenzní zkoumání.[19]

Hlavní ventily

Pro řízení výkonu motoru MEC ovládá pět hydraulicky ovládaných pohonných ventilů na každém motoru; okysličovadlo předspalovače okysličovadla, okysličovadlo předpalovače paliva, hlavní okysličovadlo, hlavní palivo a ventily chladicí komory. V případě nouze lze ventily zcela uzavřít pomocí systému dodávky hélia motoru jako záložního ovládacího systému.[5]

V raketoplánu byly po vypnutí použity hlavní oxidační a odvzdušňovací ventily k vypuštění jakéhokoli zbytkového paliva, přičemž zbytkový kapalný kyslík odvětrával motorem a zbytkový kapalný vodík odvětrával přes plnicí a vypouštěcí ventily kapalného vodíku. Po dokončení skládky se ventily zavřely a zůstaly zavřené po zbytek mise.[5]

A chladicí kapalina regulační ventil je namontován na obtokovém potrubí spalovací komory každého motoru. Řídicí jednotka motoru reguluje množství plynného vodíku, které je povoleno obejít smyčku chladicí kapaliny trysky, čímž reguluje jeho teplotu. Ventil chladicí komory je před spuštěním motoru 100% otevřený. Během provozu motoru je 100% otevřený pro nastavení škrticí klapky 100 až 109% pro maximální chlazení. U nastavení škrticí klapky mezi 65 a 100% se jeho poloha pohybovala od 66,4 do 100% otevřeného pro snížení chlazení.[5]

Gimbal

Externí video
ikona videa Kloubový test RS-25
Kloubový test RS-25

Každý motor je instalován s a kardanový ložisko univerzální kulový a nástrčný kloub který je přišroubován k nosné raketě jeho horní částí příruba a k motoru za spodní přírubu. Představuje přítlačné rozhraní mezi motorem a nosnou raketou, podporuje hmotnost motoru 7 480 lb (3 390 kg) a odolává tahu přes 2 500 000 Nf. Kromě zajištění prostředku pro připevnění motoru k nosné raketě umožňuje kloubové ložisko otáčení motoru (nebo „otočné kloubové spojení“) kolem dvou os volnosti s rozsahem ± 10,5 °.[20] Tento pohyb umožňuje změnu vektoru tahu motoru a tím nasměruje vozidlo do správné orientace. Sestava ložiska je přibližně 290 x 360 mm (11 x 14 palců), má hmotnost 105 lb (48 kg) a je vyrobena z titan slitina.[7]

Nízkotlaká kyslíková a nízkotlaká palivová turbočerpadla byla namontována o 180 ° od sebe na přítlačnou konstrukci na zádi trupu orbiteru. Vedení od nízkotlakých turbočerpadel po vysokotlaká turbočerpadla obsahují pružné vlnovce, které umožňují nízkotlakým turbočerpadlům zůstat stát, zatímco zbytek motoru je osazen pro řízení vektoru tahu a také pro zabránění poškození čerpadel při zatížení byly na ně aplikovány. Vedení kapalina-vodík z LPFTP do HPFTP je izolováno, aby se zabránilo tvorbě kapalného vzduchu.[5]

Heliový systém

Vedle palivových a oxidačních systémů je hlavní pohonný systém nosné rakety vybaven také heliovým systémem skládajícím se z deseti zásobníků kromě různých regulátorů, zpětných ventilů, rozvodů a regulačních ventilů. Systém se používá za letu k proplachování motoru a poskytuje tlak na ovládání ventilů motoru v systému řízení paliva a během nouzových vypnutí. Při vstupu na raketoplán bylo veškeré zbývající hélium použito k proplachování motorů během opětovného vstupu a opětovného natlakování.[5]

Dějiny

Rozvoj

Testování RS-25 v Stennisovo vesmírné středisko

Historie RS-25 sahá až do šedesátých let, kdy NASA je Marshall Space Flight Center a Rocketdyne prováděli řadu studií na vysokotlakých motorech, které byly vyvinuty z úspěšných Motor J-2 použitý na S-II a S-IVB horní etapy Saturn V raketa během Program Apollo. Studie byly prováděny v rámci programu modernizace motorů Saturn V, který vytvořil konstrukci pro motor vyššího stupně 350 000 lbf (1600 kN) známý jako HG-3.[21] Vzhledem k tomu, že úroveň financování Apolla klesla, byl HG-3 zrušen i modernizován F-1 motory již se testuje.[22] Byl to design pro HG-3, který by tvořil základ pro RS-25.[23]

Mezitím v roce 1967 Americké letectvo financovala studii o pokročilých raketových pohonných systémech pro použití během roku 2006 Projekt Isinglass, přičemž Rocketdyne požádal o prošetření aerospike motory a Pratt & Whitney (P&W) k výzkumu účinnějšího konvenčního de Laval tryska -typové motory. Na závěr studie předložila společnost P&W návrh na 250 000 lb.F motor volal XLR-129, který používal dvoupolohovou rozšiřující tryska zajistit zvýšenou účinnost v širokém rozsahu nadmořských výšek.[24][25]

V lednu 1969 NASA uzavřela smlouvy s General Dynamics, Lockheed, McDonnell Douglas a North American Rockwell na zahájení časného vývoje raketoplánu.[26] V rámci těchto studií „Fáze A“ si zúčastněné společnosti vybraly jako základní motor svých návrhů upgradovanou verzi XLR-129, která vyvinula 1 850 kN (415 000 lbf).[24] Tento design lze nalézt na mnoha plánovaných verzích Shuttle až po konečné rozhodnutí. Vzhledem k tomu, že NASA měla zájem tlačit na nejmodernější v každém směru se rozhodli zvolit mnohem pokročilejší konstrukci, aby „vynutili pokrok v technologii raketových motorů“.[13][24] Vyzvali k nové konstrukci založené na vysokotlaké spalovací komoře běžící kolem 3 000 psi (21 000 kPa), která zvyšuje výkon motoru.

Vývoj začal v roce 1970, kdy NASA vydala a žádost o návrh pro hlavní koncepční studie motoru „fáze B“ vyžadující vývoj škrticí klapky, postupné spalování motor typu de Laval.[13][24] Žádost byla založena na tehdy aktuální konstrukci raketoplánu, která obsahovala dva opakovaně použitelné stupně, orbiter a posilovač zpětného letu s posádkou, a vyžadoval jeden motor, který by byl schopen pohánět obě vozidla pomocí dvou různých trysek (12 posilovacích motorů s tahem na úrovni hladiny moře 550 000 lbf (2 400 kN) a 3 orbiterovými motory s vakuovým tahem 632 000 lbf (2 810 kN) každý).[13] Rocketdyne, P&W a Generál Aerojet byly vybrány, aby získaly financování, a to vzhledem k již pokročilému vývoji společnosti P&W (s demonstrací funkčního konceptu 350 000 lbf (1600 kN) v průběhu roku) a předchozím zkušenostem Aerojet General s vývojem 1 700 000 lbf (6 700 kN) Motor M-1, Rocketdyne byl nucen dát do procesu návrhu velké množství soukromých peněz, aby společnost mohla dohnat své konkurenty.[24]

V době, kdy byla zakázka zadána, rozpočtové tlaky znamenaly, že konstrukce raketoplánu se změnila na konečnou konfiguraci orbiteru, externí nádrže a dvou posilovačů, a proto byl motor vyžadován pouze k napájení orbiteru během výstupu.[13] Během ročního studijního období „Fáze B“ mohla společnost Rocketdyne využít své zkušenosti s vývojem motoru HG-3 při navrhování svého návrhu SSME, přičemž do ledna 1971 vyrobila prototyp. Motor využil nový produkt vyvinutý společností Rocketdyne měď -zirkonium slitina (nazývaná NARloy-Z) a byla testována 12. února 1971 za vzniku tlaku v komoře 21 870 kPa. Tyto tři zúčastněné společnosti předložily své nabídky na vývoj motorů v dubnu 1971, přičemž Rocketdyne byla zakázka zadána 13. července 1971 - ačkoli práce na vývoji motorů začaly až 31. března 1972 z důvodu právní výzvy společnosti P&W.[13][24]

Po zadání zakázky byla v září 1972 provedena předběžná revize návrhu, po níž v září 1976 proběhla kritická revize návrhu, poté byla stanovena konstrukce motoru a byla zahájena výstavba první sady letových motorů. Konečné přezkoumání všech komponentů raketoplánu, včetně motorů, bylo provedeno v roce 1979. Přezkoumání návrhu probíhalo souběžně s několika milníky testování, počátečními testy byly jednotlivé komponenty motoru, které identifikovaly nedostatky v různých oblastech konstrukce, včetně HPFTP, HPOTP, ventily, trysky a předehřívače paliva. Po jednotlivých testech komponent motoru následovala první zkouška kompletního motoru (0002) 16. března 1977. NASA upřesnila, že před prvním letem raketoplánu musely motory podstoupit nejméně 65 000 sekund testování, což je milník, který bylo dosaženo 23. března 1980, přičemž motor prošel 110 253 sekundami testování v době do STS-1 oba na zkušebních stanovištích Stennisovo vesmírné středisko a nainstalován na Hlavní článek o testu pohonu (MPTA). První sada motorů (2005, 2006 a 2007) byla dodána společnosti Kennedyho vesmírné středisko v roce 1979 a instalován dne Columbia, než byl odstraněn v roce 1980 pro další testování a znovu nainstalován na orbiter. Motory, které měly konfiguraci prvního orbitálního letu s posádkou (FMOF) a byly certifikovány pro provoz při 100% jmenovitém výkonu (RPL), byly 20. února 1981 provozovány ve dvacetisekundové palbě připravenosti k letu a po prohlídce prohlášen za připravený k letu.[13]

Program raketoplánu

Viz také: Seznam raketoplánových misí
Tři zvonové trysky raketového motoru vyčnívající ze zadní konstrukce raketoplánu raketoplánu. Shluk je uspořádán trojúhelníkově, s jedním motorem nahoře a dvěma dole, se dvěma menšími tryskami viditelnými nalevo a napravo od horního motoru. Tři větší motory střílejí a z každé trysky vyčnívají rozžhavené plameny. Na pozadí je viditelný levý pevný raketový posilovač raketoplánu (bílá, válcová raketa), přičemž dva velké, šedé ocasní servisní stožáry jsou viditelné nalevo a napravo od zadní struktury orbiteru.
Raketoplán Atlantis tři hlavní motory RS-25D při startu během STS-110
Sekvence spuštění a vypnutí SSME

Každý raketoplán měl tři motory RS-25 instalované v zadní konstrukci Raketoplán orbiter v Orbiter Processing Facility před převedením orbiteru do Budova montáže vozidel. V případě potřeby bylo možné na podložce vyměnit motory. Motory, které čerpaly pohonnou látku z externí nádrže raketoplánu (ET) prostřednictvím hlavního pohonného systému orbiteru (MPS), byly zapáleny v T - 6,6 sekundy před startem (přičemž každé zapalování bylo rozloženo o 120slečna[27]), které umožňovaly zkontrolovat jejich výkon před zapálením Raketoplánové pevné raketové posilovače (SRB), které se dopustily raketoplánu k vypuštění.[28] Při startu by motory pracovaly na 100% RPL, škrtící až 104,5% bezprostředně po startu. Motory by udržovaly tuto úroveň výkonu až do přibližně T + 40 sekund, kde by byly škrceny zpět na přibližně 70%, aby se snížilo aerodynamické zatížení zásobníku raketoplánu, když prošel oblastí maximálního dynamického tlaku, nebo max. q.[poznámka 1][24][27] Motory by pak byly škrceny zpět nahoru až do přibližně T + 8 minut, kdy by byly postupně škrceny zpět dolů na 67%, aby se zabránilo překročení stacku 3G zrychlení, protože se postupně snižovalo kvůli spotřebě paliva. Motory byly poté vypnuty, což je postup známý jako hlavní mezní hodnota motoru (MECO), přibližně T + 8,5 minuty.[24]

Po každém letu by motory byly odstraněny z orbiteru a přeneseny do zařízení pro zpracování hlavních motorů raketoplánu (SSMEPF), kde by byly zkontrolovány a renovovány v rámci přípravy na opětovné použití při následném letu.[29] Během programu raketoplánu bylo letecky převezeno celkem 46 opakovaně použitelných motorů RS-25, z nichž každý stál přibližně 40 milionů USD, přičemž každý nový nebo přepracovaný motor vstoupil do letového inventáře vyžadujícího letová kvalifikace na jednom ze zkušebních stanovišť na Stennisovo vesmírné středisko před letem.[27][30][31]

Aktualizace

Graf zobrazující historii letu každého RS-25 použitého během programu Space Shuttle, seřazený podle verze motoru.
Historie letu hlavních motorů raketoplánu

V průběhu programu Space Shuttle prošel RS-25 řadou upgradů, včetně změn spalovací komory, vylepšených svarů a změn turbočerpadla ve snaze zlepšit výkon a spolehlivost motoru a snížit tak nutnou údržbu po použití . Výsledkem bylo, že během programu bylo použito několik verzí RS-25:[10][24][26][27][32][33][34][35][36]

  • FMOF (první let s posádkou): Certifikováno pro 100% jmenovitý výkon (RPL). Používá se pro zkušební lety na orbitálních letových misích STS-1 – STS-5 (motory 2005, 2006 a 2007).
  • Fáze I: Používá se pro mise STS-6 – STS-51-L, motor fáze I nabídl prodlouženou životnost a byl certifikován na 104% RPL. Nahrazeno fází II po Challenger katastrofa.
  • Fáze II (RS-25A): poprvé vzlétl STS-26, motor Phase II nabídl řadu bezpečnostních vylepšení a byl certifikován pro 104% RPL a 109% plný výkon (FPL) v případě nouzové situace.
  • Blok I (RS-25B): Nejprve vzlétl STS-70, motory Block I nabídly vylepšená turbočerpadla s keramickými ložisky, poloviční počet rotujících dílů a nový odlévací proces snižující počet svarů. Vylepšení bloku I zahrnovala také novou dvoukanálovou powerhead (spíše než původní design, který obsahoval tři kanály připojené k HPFTP a dva k HPOTP), což pomohlo zlepšit tok horkých plynů a vylepšený výměník tepla motoru.
  • Blok IA (RS-25B): Nejprve vzlétl STS-73, motor Block IA nabídl hlavní vylepšení vstřikovače.
  • Blok IIA (RS-25C): poprvé vzlétl STS-89, motor Block IIA byl dočasným modelem používaným, zatímco některé součásti motoru Block II dokončily vývoj. Změny zahrnovaly novou hlavní spalovací komoru s velkým hrdlem (kterou původně doporučila společnost Rocketdyne v roce 1980), vylepšená nízkotlaká turbočerpadla a certifikace pro 104,5% RPL, aby se kompenzovalo 2 s (0,020 km / s) snížení specifický impuls (původní plány požadovaly certifikaci motoru na 106% u těžkých vozidel Mezinárodní vesmírná stanice užitečné zatížení, ale nebylo to nutné a snížila by se životnost motoru). Mírně upravená verze nejprve letěla dál STS-96.
  • Blok II (RS-25D): Poprvé vzlétl STS-104, upgrade Block II zahrnoval všechna vylepšení Block IIA plus nové vysokotlaké palivové turbočerpadlo. Tento model byl pozemně testován na 111% FPL v případě a pohotovostní potrat a certifikováno pro 109% FPL pro použití během neporušený potrat.

Škrtící klapka / výstup motoru

Nejviditelnějšími účinky upgradů, které RS-25 obdržel prostřednictvím programu Space Shuttle, byla vylepšení plynu. Zatímco motor FMOF měl maximální výkon 100% RPL, motory Block II mohly v případě nouze škrtit až 109% nebo 111%, přičemž obvyklý letový výkon byl 104,5%. Tato zvýšení úrovně škrticí klapky významně ovlivnila tah produkovaný motorem:[7][27]

Z RPL
(%)		Tah
Hladina mořeVakuum
Minimální úroveň výkonu (MPL) 671406 kN (316 100 lb.F)
Jmenovitý výkon (RPL)1001670 kN (380 000 lbF)2090 kN (470 000 lb.F)
Jmenovitý výkon (NPL)104.51750 kN (390 000 lbF)2170 kN (490 000 lb.F)
Plná úroveň výkonu (FPL)1091860 kN (420 000 lbF)2280 kN (510 000 lb.F)

Stanovení úrovní výkonu přes 100% se může zdát nesmyslné, ale byla za tím logika. 100% úroveň neznamená dosažitelnou maximální úroveň fyzického výkonu, spíše to byla specifikace, o které se rozhodlo během vývoje motoru - očekávaná jmenovitá úroveň výkonu. Když pozdější studie ukázaly, že motor mohl bezpečně fungovat na úrovních nad 100%, staly se tyto vyšší úrovně standardem. Zachování původního vztahu úrovně výkonu k fyzickému tahu pomohlo snížit zmatek, protože vytvořilo neměnný pevný vztah, takže lze snadno porovnávat testovací data (nebo provozní data z minulých nebo budoucích misí). Pokud byla úroveň výkonu zvýšena a tato nová hodnota byla označena jako 100%, pak by všechna předchozí data a dokumentace vyžadovaly buď změnu, nebo křížovou kontrolu proti tomu, jaký fyzický tah odpovídal 100% úrovni výkonu k tomuto datu.[13] Engine power level affects engine reliability, with studies indicating the probability of an engine failure increasing rapidly with power levels over 104.5%, which was why power levels above 104.5% were retained for contingency use only.[32]

Incidenty

viz titulek
This Shuttle control panel is set to select the abort to orbit (ATO) option, as used in the STS-51-F mission. After orbit was achieved, the mission continued normally and the orbiter returned to Earth with the crew.
viz titulek
Obnovená energetická hlava jednoho z Columbia's main engines. Columbia was lost on re-entry, from a heat shield failure.

During the course of the Space Shuttle program, a total of 46 RS-25 engines were used (with one extra RS-25D being built but never used). During the 135 missions, for a total of 405 individual engine-missions,[30] Pratt & Whitney Rocketdyne reports a 99.95% reliability rate, with the only in-flight SSME failure occurring during Raketoplán Vyzývatel je STS-51-F mise.[3] The engines, however, did suffer from a number of pad failures (redundant set launch sequencer aborts, or RSLSs) and other issues during the course of the program:

  • STS-41-D Objev – No. 3 engine caused an RSLS shutdown at T−4 seconds due to loss of redundant control on main engine valve, stack rolled back and engine replaced.[37]
  • STS-51-F Vyzývatel – No. 2 engine caused an RSLS shutdown at T−3 seconds due to a coolant valve malfunction.[38][39]
  • STS-51-F Vyzývatel – No. 1 engine (2023) shutdown at T+5:43 due to faulty temperature sensors, leading to an abort to orbit (although the mission objectives and length were not compromised by the ATO).[27][39]
  • STS-55 Columbia – No. 3 engine caused an RSLS shutdown at T−3 seconds due to a leak in its liquid-oxygen preburner check valve.[40]
  • STS-51 Objev – No. 2 engine caused an RSLS shut down at T−3 seconds due to a faulty hydrogen fuel sensor.[41]
  • STS-68 Usilovat – No. 3 engine (2032) caused an RSLS shutdown at T−1.9 seconds when a temperature sensor in its HPOTP exceeded its červená čára.[42]
  • STS-93 Columbia – An Orbiter Project AC1 Phase A electrical wiring short occurred at T+5 seconds causing an under voltage which disqualified SSME 1A and SSME 3B controllers but required no engine shut down. In addition, a 0.1-inch diameter, 1-inch long gold-plated pin, used to plug an oxidizer post orifice (an inappropriate SSME corrective action eliminated from the fleet by redesign) came loose inside an engine's main injector and impacted the engine nozzle inner surface, rupturing three hydrogen cooling lines. The resulting 3 breaches caused a leak resulting in a premature engine shutdown, when 4 external tank LO2 sensors flashed dry resulting in low-level cutoff of the main engines and a slightly early main engine cut-off with a 16 ft/s (4.9 m/s) underspeed, and an 8 nautical mile lower altitude.[43]

Souhvězdí

Šest raketových motorů, skládajících se z velké zvonovité trysky s pracovními částmi namontovanými nahoře, uložených ve velkém skladu s bílými stěnami zdobenými vlajkami. Každý motor má k sobě připojeno několik kusů červeného ochranného vybavení a je namontován na žluté paletě podobné konstrukci.
The 6 RS-25Ds used during STS-134 a STS-135 ve skladu v Kennedyho vesmírné středisko

During the period preceding final Raketoplán do důchodu, various plans for the remaining engines were proposed, ranging from them all being kept by NASA, to them all being given away (or sold for US$400,000–800,000 each) to various institutions such as museums and universities.[44] This policy followed changes to the planned configurations of the Program souhvězdí je Ares V cargo-launch vehicle and Ares I. crew-launch vehicle rockets, which had been planned to use the RS-25 in their first and second stages respectively.[45] Whilst these configurations had initially seemed worthwhile, as they would use then-current technology following the shuttle's retirement in 2010, the plan had several drawbacks:[45]

  • The engines would not be reusable, as they would be permanently attached to the discarded stages.
  • Each engine would have to undergo a test firing prior to installation and launch, with refurbishment required following the test.
  • It would be expensive, time-consuming, and weight-intensive to convert the ground-started RS-25D to an air-started version for the Ares I second stage.

Following several design changes to the Ares I and Ares V rockets, the RS-25 was to be replaced with a single J-2X engine for the Ares I second stage and six modified RS-68 engines (which was based on both the SSME and Apollo-era J-2 engine) on the Ares V core stage; this meant that the RS-25 would be retired along with the space shuttle fleet.[45] In 2010, however, NASA was directed to halt the Constellation program, and with it development of the Ares I and Ares V, instead focusing on building a new heavy lift launcher.[46]

Space Launch System

Viz také: Space Launch System
Rearward view of Space Launch System with four RS-25 engines attached.

V návaznosti na retirement of the Space Shuttle, NASA announced on September 14, 2011, that it would be developing a new launch vehicle, known as the Space Launch System (SLS), to replace the shuttle fleet.[47] The design for the SLS features the RS-25 on its core stage, with different versions of the rocket being installed with between three and five engines.[48][49] The initial flights of the new launch vehicle will make use of flown Block II RS-25D engines, with NASA keeping the remaining such engines in a "purged safe" environment at Stennis Space Center, "along with all of the ground systems required to maintain them."[50][51] In addition to the RS-25Ds, the SLS program will make use of the Main Propulsion Systems from the three remaining orbiters for testing purposes (having been removed as part of the orbiters' decommissioning), with the first two launches (Artemis 1 a Artemis 2 ) possibly making use of the MPS hardware from Space Shuttles Atlantis a Usilovat in their core stages.[49][51][52] The SLS's propellants will be supplied to the engines from the rocket's základní fáze, which will consist of a modified Space Shuttle external tank with the MPS plumbing and engines at its aft, and an mezistupeň structure at the top.[6] Once the remaining RS-25Ds are used up, they are to be replaced with a cheaper, expendable version, currently designated the RS-25E.[6] This engine may be based on one or both of two single-use variants which were studied in 2005, the RS-25E (referred to as the 'Minimal Change Expendable SSME') and the even more simplified RS-25F (referred to as the 'Low Cost Manufacture Expendable SSME'), both of which were under consideration in 2011 and are currently under development by Aerojet Rocketdyne.[34][53]

On May 1, 2020, NASA awarded a contract extension to manufacture 18 additional RS-25 engines with associated services for $1.79 billion, bringing the total SLS contract value to almost $3.5 billion.[54]

Engine tests

In 2015, a test campaign was conducted to determine RS-25 engine performance with: the new engine controller unit; lower liquid oxygen temperatures; greater inlet pressure due to the taller SLS core stage liquid oxygen tank and higher vehicle acceleration; and, more nozzle heating due to the four-engine configuration and its position in-plane with the SLS booster exhaust nozzles. New ablative insulation and heaters were to be tested during the series.[55][je zapotřebí lepší zdroj ] Test occurred on January 9, May 28, June 11 (500 seconds), July 17 (535 seconds), August 13 and August 27.[Citace je zapotřebí ]

Following these tests, four more engines were scheduled to enter a new test cycle.[56][je zapotřebí lepší zdroj ] A new series of tests designed to evaluate performance in SLS use cases was initiated in 2017.[57][je zapotřebí lepší zdroj ]

On February 28, 2019, NASA conducted a 510 seconds burn test of a developmental RS-25 powered to 113 percent of its original design thrust for more than 430 seconds, about four times longer than any prior test.[58]

XS-1

Viz také: XS-1 (kosmická loď)

On May 24, 2017, DARPA announced that they had selected Společnost Boeing to complete design work on the XS-1 program. The technology demonstrator is planned to use an Aerojet Rocketdyne AR-22 engine. The AR-22 is a version of the RS-25, with parts sourced from Aerojet Rocketdyne and NASA inventories from early versions of the engine.[59][60]

Viz také

Poznámky

Externí video
ikona videa STS-49 Flight Readiness Firing
ikona videa Time-lapse video of STS-135 SSME installation
ikona videa RS-25 Engine Test for SLS on 28 May 2015
ikona videa RS-25 Engine controller system test on 27 July 2017
  1. ^ The level of throttle was initially set to 65%, but, following review of early flight performance, this was increased to a minimum of 67% to reduce fatigue on the MPS. The throttle level was dynamically calculated based on initial launch performance, generally being reduced to a level around 70%.

Reference

Tento článek zahrnujepublic domain materiál z webových stránek nebo dokumentů Národní úřad pro letectví a vesmír.

  1. ^ A b C d E F G Aerojet Rocketdyne, Motor RS-25 (zpřístupněno 22. července 2014)
  2. ^ A b C Wade, Marku. „SSME“. Encyclopedia Astronautica. Citováno 28. prosince 2017.
  3. ^ A b C „Hlavní motor raketoplánu“ (PDF). Pratt & Whitney Rocketdyne. 2005. Archivovány od originál (PDF) 8. února 2012. Citováno 23. listopadu 2011.
  4. ^ "RS-25 Engine".
  5. ^ A b C d E F G h i j k l m n Ó p "Main Propulsion System (MPS)" (PDF). Shuttle Press Kit.com. Boeing, NASA & United Space Alliance. 6. října 1998. Archivovány od originál (PDF) 4. února 2012. Citováno 7. prosince 2011.
  6. ^ A b C Chris Bergin (September 14, 2011). „SLS konečně oznámila NASA - dopředu se formuje cesta“. NASASpaceflight.com. Citováno 14. prosince 2011.
  7. ^ A b C d "Space Shuttle Main Engine Orientation" (PDF). Boeing/Rocketdyne. Červen 1998. Citováno 12. prosince 2011.
  8. ^ "Liquid Rocket Engines (J-2X, RS-25, general) - ignition". NASA. 2014. Citováno 15. března 2019.
  9. ^ "NASA Relies on Copper for Shuttle Engine". Discover Copper Online. Sdružení pro rozvoj mědi. 1992. Citováno 19. ledna 2012.
  10. ^ A b Steve Roy (August 2000). „Vylepšení hlavního motoru raketoplánu“. NASA. Citováno 7. prosince 2011.
  11. ^ Padture, Nitin P. (August 2016). "Advanced structural ceramics in aerospace propulsion". Přírodní materiály. 15 (8): 804–809. doi:10.1038/nmat4687. ISSN  1476-4660. PMID  27443899.
  12. ^ R.A. O'Leary and J. E. Beck (1992). „Design trysek“. Práh. Pratt & Whitney Rocketdyne. Archivovány od originál 16. března 2008.
  13. ^ A b C d E F G h Robert E. Biggs (May 1992). "Space Shuttle Main Engine: The First Ten Years". In Stephen E. Doyle (ed.). History of Liquid Rocket Engine Development in the United States 1955–1980. AAS History Series. Americká astronautická společnost. pp. 69–122. ISBN  978-0-87703-350-9. Archivovány od originál 25. prosince 2011. Citováno 12. prosince 2011.
  14. ^ „Design trysek“. 16. března 2009. Archivovány od originál 2. října 2011. Citováno 23. listopadu 2011.
  15. ^ „Počítače v systému avioniky raketoplánu“. Počítače v kosmickém letu: Zkušenosti NASA. NASA. 15. července 2005. Citováno 23. listopadu 2011.
  16. ^ A b "The future of the shuttle's computers". NASA. 15. července 2005. Citováno 23. listopadu 2011.
  17. ^ "Space Shuttle Main Engine Controllers". NASA. 4. dubna 2004. Citováno 8. prosince 2011.
  18. ^ RM Mattox & JB White (November 1981). "Space Shuttle Main Engine Controller" (PDF). NASA. Citováno 15. prosince 2011.
  19. ^ "The Cause of the Accident". Report of the Presidential Commission on the Space Shuttle Challenger Accident. NASA. 6. června 1986. Citováno 8. prosince 2011.
  20. ^ Jim Dumoulin (August 31, 2000). "Main Propulsion System". NASA. Citováno 16. ledna 2012.
  21. ^ Mark Wade. "HG-3". Encyclopedia Astronautica. Archivovány od originál dne 15. listopadu 2011. Citováno 13. prosince 2011.
  22. ^ NON (January 15, 1970). "F-1A Task Assignment Program" - prostřednictvím internetového archivu.
  23. ^ "MSFC Propulsion Center of Excellence is Built on Solid Foundation". NASA. 1995. Citováno 13. prosince 2011.
  24. ^ A b C d E F G h i David Baker (April 2011). Raketoplán NASA. Owners' Workshop Manuals. Haynes Publishing. ISBN  978-1-84425-866-6.
  25. ^ Dwayne Day (April 12, 2010). "A bat outta Hell: the ISINGLASS Mach 22 follow-on to OXCART". The Space Review. Citováno 8. ledna 2012.
  26. ^ A b Fred H. Jue. "Space Shuttle Main Engine: 30 Years of Innovation" (PDF). Boeing. Citováno 27. listopadu 2011.
  27. ^ A b C d E F Wayne Hale & různé (17. ledna 2012). „Žádost týkající se SSME“. NASASpaceflight.com. Citováno 17. ledna 2012.
  28. ^ "Countdown 101". NASA. 17. září 2009. Citováno 8. ledna 2012.
  29. ^ John Shannon (June 17, 2009). "Shuttle-Derived Heavy Lift Launch Vehicle" (PDF).
  30. ^ A b "SSME Flight Experience" (JPEG). Pratt & Whitney Rocketdyne. Listopad 2010.
  31. ^ Chris Bergin (December 3, 2007). "Constellation transition – phased retirement plan for the SSME set". NASASpaceflight.com. Citováno 23. ledna 2012.
  32. ^ A b "Report of the SSME Assessment Team" (PDF). NASA. Leden 1993. Citováno 27. listopadu 2011.
  33. ^ F. Jue and F. Kuck (July 2002). "Space Shuttle Main Engine (SSME) Options for the Future Shuttle". Americký institut pro letectví a astronautiku. Archivovány od originál (DOC) 9. října 2007. Citováno 27. listopadu 2011.
  34. ^ A b Ryan Crierie (November 13, 2011). "Reference Spacecraft Engines". Citováno 8. ledna 2012.
  35. ^ "The Roar of Innovation". NASA. 6. listopadu 2002. Archivovány od originál 8. listopadu 2002. Citováno 7. prosince 2011.
  36. ^ "MSFC and Exploration: Our Path Forward" (PPT). NASA. Září 2005.
  37. ^ Mike Mullane (February 3, 2007). Riding Rockets: The Outrageous Tales of a Space Shuttle Astronaut. Scribner. ISBN  978-0-7432-7682-5.
  38. ^ Jim Dumoulin (June 29, 2001). "51-F". NASA. Citováno 16. ledna 2012.
  39. ^ A b Ben Evans (2007). Raketoplán Challenger: Deset cest do neznáma. Warwickshire, United Kingdom: Springer-Praxis. ISBN  978-0-387-46355-1.
  40. ^ Jim Dumoulin (June 29, 2001). "STS-55". NASA. Citováno 16. ledna 2012.
  41. ^ Jim Dumoulin (June 29, 2001). "STS-51". NASA. Citováno 16. ledna 2012.
  42. ^ Jim Dumoulin (June 29, 2001). "STS-68". NASA. Citováno 16. ledna 2012.
  43. ^ Ben Evans (August 30, 2005). Space Shuttle Columbia: Her Missions and Crews. Springer Praxis. ISBN  978-0-387-21517-4.
  44. ^ Dunn, Marcia (January 15, 2010). "Recession Special: NASA Cuts Space Shuttle Price". ABC News. Archivovány od originál 18. ledna 2010.
  45. ^ A b C D Harris & C Bergin (December 26, 2008). „Zpět na SSME - Ares V prochází hodnocením do potenciálního přepínače“. NASASpaceflight.com. Citováno 15. prosince 2011.
  46. ^ „Obama podepisuje NASA na novou budoucnost“. BBC novinky. 11. října 2010.
  47. ^ „NASA ohlašuje návrh nového systému průzkumu vesmíru“. NASA. Archivovány od originál 21. září 2011. Citováno 14. prosince 2011.
  48. ^ Chris Bergin (4. října 2011). „SLS obchody se přiklánějí k otevření se čtyřmi RS-25 na základní scéně“. NASASpaceflight.com. Citováno 14. prosince 2011.
  49. ^ A b Chris Bergin (January 13, 2012). "SSME family prepare for SLS core stage role following Shuttle success". NASASpaceflight.com. Citováno 16. ledna 2012.
  50. ^ Carreau, Mark (March 29, 2011). "NASA Will Retain Block II SSMEs". Letecký týden. Archivovány od originál 20. dubna 2011. Citováno 30. března 2011.
  51. ^ A b Chris Bergin (January 22, 2012). "Engineers begin removing orbiter MPS components for donation to SLS". NASASpaceflight.com. Citováno 23. ledna 2012.
  52. ^ Chris Bergin (September 20, 2011). "PRCB managers recommend Atlantis and Endeavour become SLS donors". NASASpaceflight.com. Citováno 14. prosince 2011.
  53. ^ P. McConnaughey; et al. (Únor 2011). "NASA Technology Area 1: Launch Propulsion Systems" (PDF). NASA. Citováno 23. ledna 2012.
  54. ^ "NASA Commits to Future Artemis Missions with More SLS Rocket Engines". NASA. 1. května 2020. Citováno 4. května 2020.
  55. ^ RS-25 Engine Fires Up for Third Test in Series, Kim Henry, Marshall Space Flight Center, v SpaceDaily.com, 17 June 2015, accessed 18 June 2015
  56. ^ "Pedal to the Metal – RS-25 Engine Revs Up Again". NASA.
  57. ^ "NASA Stennis RS-25 landing page". NASA Stennis. Citováno 14. října 2017.
  58. ^ "SLS RS-25 Engine Test, 28 February 2019".
  59. ^ "DARPA Picks Design for Next-Generation Spaceplane". www.darpa.mil. Citováno 13. února 2018.
  60. ^ "Aerojet Rocketdyne Selected As Main Propulsion Provider for Boeing and DARPA Experimental Spaceplane | Aerojet Rocketdyne". www.rocket.com. Citováno 13. února 2018.

externí odkazy