RS-25 - RS-25

RS-25
Ein Raketentriebwerk zündet.  Eine blaue Flamme ragt aus einer glockenförmigen Düse, um die mehrere Rohre gewickelt sind.  Die Spitze der Düse ist an einer komplexen Sammlung von Rohrleitungen befestigt, wobei die gesamte Baugruppe mit Dampf bedeckt ist und an einem deckenmontierten Befestigungspunkt hängt.  Im Hintergrund sind verschiedene Teile der transienten Hardware zu sehen.
RS-25 Testbrand
(der helle Bereich unten im Bild ist ein Mach-Diamant )
Ursprungsland Vereinigte Staaten
Erster Flug 12. April 1981 ( STS-1 )
Hersteller Rocketdyne , Pratt & Whitney Rocketdyne , Aerojet Rocketdyne
Zugehörige LV Space Shuttle
Space Launch System
Vorgänger HG-3
Status Außer Betrieb seit STS-135 , im Test für SLS
Flüssigkraftstoffmotor
Treibmittel Flüssiger Sauerstoff / flüssiger Wasserstoff
Mischungsverhältnis 6.03:1
Zyklus Kraftstoffreiche gestufte Zweiwellenverbrennung
Aufbau
Düsenverhältnis 69:1
Leistung
Schub (Vakuum) 512.300  lbf (2.279  MN )
Schub (Meereshöhe) 418.000 lbf (1,86 MN)
Drosselbereich 67-109%
Schub-Gewichts-Verhältnis 73,1
Kammerdruck 2.994 psi (20,64 MPa)
Spezifischer Impuls (Vakuum) 452,3 Sekunden (4,436 km/s)
Spezifischer Impuls (Meeresspiegel) 366 Sekunden (3,59 km/s)
Massenstrom 1.134,26 lb/s (514,49 kg/s)
Maße
Länge 168 Zoll (4,3 m)
Durchmesser 96 Zoll (2,4 m)
Trockengewicht 7.004 Pfund (3.177 kg)
Verweise
Verweise
Anmerkungen Die Daten beziehen sich auf RS-25D bei 109% des Nennleistungspegels.

Die Aerojet Rocketdyne RS-25 , auch bekannt als die Hauptmaschine Space Shuttle ( SSME ), ist ein Flüssigbrennstoff kryogenen Raketentriebwerk , das verwendet wurde , auf NASA ‚s Space Shuttle . Die NASA plant, die RS-25 weiterhin auf dem Nachfolger des Space Shuttles, dem Space Launch System (SLS), einzusetzen.

Entworfen und hergestellt in den Vereinigten Staaten von Rocketdyne (später bekannt als Pratt & Whitney Rocketdyne und Aerojet Rocketdyne ), verbrennt der RS-25 kryogenen Flüssigwasserstoff und Flüssigsauerstoff- Treibmittel, wobei jedes Triebwerk 1.859 kN (418.000 lb f ) Schub beim Abheben erzeugt . Obwohl der RS-25 sein Erbe bis in die 1960er Jahre zurückverfolgen kann, begann die konzertierte Entwicklung des Triebwerks in den 1970er Jahren mit dem Erstflug, STS-1 , der am 12. April 1981 stattfand. Der RS-25 wurde im Laufe der Zeit mehreren Upgrades unterzogen seine Betriebshistorie, um die Zuverlässigkeit, Sicherheit und Wartungsbelastung des Motors zu verbessern.

Der Motor erzeugt einen spezifischen Impuls ( I sp ) von 452 Sekunden (4,43 km/s) im Vakuum oder 366 Sekunden (3,59 km/s) auf Meereshöhe, hat eine Masse von ungefähr 3,5 Tonnen (7.700 Pfund) und ist Es ist in der Lage, zwischen 67 % und 109 % seiner Nennleistung in Schritten von einem Prozent zu drosseln . Komponenten des RS-25 arbeiten bei Temperaturen von -253 bis 3.300 °C (-400 bis 6.000 °F).

Das Space Shuttle verwendet eine Gruppe von drei RS-25-Triebwerken, die in der Heckstruktur des Orbiters montiert sind , wobei der Treibstoff aus dem externen Tank gezogen wird . Die Triebwerke wurden während des gesamten Aufstiegs des Raumfahrzeugs als Antrieb verwendet, wobei zusätzlicher Schub durch zwei Feststoffraketen-Booster und die beiden AJ10- Orbitalmanöversystem- Triebwerke des Orbiters bereitgestellt wurde . Nach jedem Flug wurden die RS-25-Triebwerke aus dem Orbiter entfernt, inspiziert und überholt, bevor sie für eine andere Mission wiederverwendet wurden. Bei Flügen mit dem Space Launch System werden die Triebwerke entbehrlich sein. Für die ersten vier Flüge werden Triebwerke aus dem Space-Shuttle-Programm überholt und verwendet, bevor die NASA auf die vereinfachte RS-25E-Variante umsteigt.

Komponenten

Ein Diagramm, das die Komponenten eines RS-25-Motors zeigt.  Details siehe nebenstehender Text.
RS-25-Schaltplan
Ein Diagramm, das die Komponenten eines RS-25-Motors zeigt.  Details siehe nebenstehender Text.
Vereinfachtes Diagramm von RS-25
Ein Flussdiagramm, das den Fluss von flüssigem Wasserstoffkraftstoff durch einen RS-25-Motor zeigt.  Details siehe nebenstehender Text.
Kraftstofffluss
Ein Flussdiagramm, das den Fluss von Flüssigsauerstoff-Oxidationsmittel durch einen RS-25-Motor zeigt.  Details siehe nebenstehender Text.
Oxidationsmittelfluss
RS-25-Treibmittelfluss

Das RS-25-Triebwerk besteht aus verschiedenen Pumpen, Ventilen und anderen Komponenten, die zusammenwirken, um Schub zu erzeugen . Treibstoff ( flüssiger Wasserstoff ) und Oxidationsmittel ( flüssiger Sauerstoff ) aus dem externen Tank des Space Shuttles traten an den Umbilical-Trennventilen in den Orbiter ein und flossen von dort durch die Zuleitungen des Hauptantriebssystems (MPS) des Orbiters; während beim Space Launch System (SLS) Treibstoff und Oxidationsmittel aus der Kernstufe der Rakete direkt in die MPS-Leitungen fließen. In den MPS-Leitungen verzweigen sich Brennstoff und Oxidationsmittel jeweils in separate Pfade zu jedem Triebwerk (drei beim Space Shuttle, vier beim SLS). In jedem Zweig ermöglichen dann Vorventile, dass die Treibmittel in den Motor gelangen.

Im Motor strömen die Treibmittel durch Niederdruck- Turbopumpen für Kraftstoff und Oxidationsmittel (LPFTP und LPOTP) und von dort in Hochdruck-Turbopumpen (HPFTP und HPOTP). Von diesen HPTPs nehmen die Treibmittel unterschiedliche Wege durch das Triebwerk. Das Oxidationsmittel ist aufgeteilt in vier getrennten Wegen: Zum Oxidator Wärmetauscher , der dann spaltet sich in den Oxidationstank Druckbeaufschlagung und Pogo - Unterdrückungssysteme; zur Niederdruck-Oxidator-Turbopumpe (LPOTP); zum Hochdruck-Oxidator-Vorbrenner, von dem aus es in die HPFTP-Turbine und HPOTP aufgespalten wird, bevor es im Heißgasverteiler wieder vereint und zur Hauptbrennkammer (MCC) geleitet wird; oder direkt in die Hauptbrennkammer-(MCC)-Injektoren.

Währenddessen fließt Kraftstoff durch das Hauptkraftstoffventil in regenerative Kühlsysteme für die Düse und das MCC oder durch das Kammerkühlmittelventil. Der durch das MCC-Kühlsystem strömende Kraftstoff strömt dann zurück durch die LPFTP-Turbine, bevor er entweder zum Kraftstofftank-Druckbeaufschlagungssystem oder zum Heißgasverteiler-Kühlsystem geleitet wird (von wo aus er in das MCC gelangt). Der Kraftstoff in den Düsenkühl- und Kammerkühlventilsystemen wird dann über Vorbrenner in die HPFTP-Turbine und HPOTP geleitet, bevor er im Heißgasverteiler wieder zusammengeführt wird, von wo er in die MCC-Injektoren gelangt. In den Injektoren angekommen, werden die Treibstoffe gemischt und in die Hauptbrennkammer eingespritzt, wo sie gezündet werden. Das brennende Treibmittelgemisch wird dann durch den Hals und die Glocke der Düse des Triebwerks ausgestoßen, deren Druck den Schub erzeugt.

Turbopumpen

Oxidationssystem

Die Niederdruck-Oxidator-Turbopumpe (LPOTP) ist eine Axialpumpe, die mit etwa 5.150 U/min arbeitet und von einer sechsstufigen Turbine angetrieben wird, die von Hochdruck-Flüssigsauerstoff von der Hochdruck-Oxidator-Turbopumpe (HPOTP) angetrieben wird. Es erhöht den Druck des flüssigen Sauerstoffs von 0,7 auf 2,9 MPa (100 bis 420 psi), wobei der Fluss vom LPOTP dann dem HPOTP zugeführt wird. Während des Motorbetriebs ermöglicht die Druckerhöhung, dass die Hochdruck-Oxidatorturbine bei hohen Drehzahlen ohne Kavitation betrieben wird . Das LPOTP, das ungefähr 450 x 450 mm (18 x 18 in) misst, ist mit dem Treibmittelkanal des Fahrzeugs verbunden und wird in einer festen Position getragen, indem es an der Struktur der Trägerrakete montiert wird.

Dann ist vor dem HPOTP der Akkumulator des Pogo-Oszillations- Unterdrückungssystems montiert . Zur Verwendung wird es mit He vor- und nachbeladen und mit gasförmigem O . beladen
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aus dem Wärmetauscher, und da es keine Membran hat, arbeitet es durch kontinuierliches Rezirkulieren des Ladegases. Innerhalb des Akkumulators ist eine Anzahl von Leitblechen verschiedener Art vorhanden, um Schwappen und Turbulenzen zu kontrollieren, was an sich nützlich ist und auch das Entweichen von Gas in den Niederdruck-Oxidationskanal, der in das HPOTP aufgenommen werden soll, verhindert.

Die HPOTP besteht aus zwei einstufigen Kreiselpumpen ( Hauptpumpe und Vorbrennerpumpe ), die auf einer gemeinsamen Welle montiert sind und von einer zweistufigen Heißgasturbine angetrieben werden. Die Hauptpumpe erhöht den Druck des Flüssigsauerstoffs von 2,9 auf 30 MPa (420 auf 4.350 psi), während sie mit ungefähr 28.120 U/min arbeitet, was eine Leistung von 23.260 PS (17,34  MW ) ergibt  . Der HPOTP-Abflussstrom teilt sich in mehrere Pfade auf, von denen einer die LPOTP-Turbine antreibt. Ein anderer Weg führt zu und durch das Hauptoxidationsventil und tritt in die Hauptbrennkammer ein. Ein weiterer kleiner Strömungsweg abgezweigt und mit dem Oxidationsmittel gesendet Wärmetauscher . Der flüssige Sauerstoff strömt durch ein Anti-Flut-Ventil, das verhindert, dass er in den Wärmetauscher eindringt, bis genügend Wärme für den Wärmetauscher vorhanden ist, um die in den von der HPOTP-Turbine abgegebenen Gasen enthaltene Wärme zu nutzen und den flüssigen Sauerstoff in Gas umzuwandeln. Das Gas wird zu einem Verteiler geleitet und dann geleitet, um den Flüssigsauerstofftank unter Druck zu setzen. Ein weiterer Weg führt in die Vorbrennerpumpe der zweiten Stufe HPOTP, um den Druck des flüssigen Sauerstoffs von 30 auf 51 MPa (4.300 psia auf 7.400 psia) zu erhöhen. Es gelangt durch das Oxidationsmittel-Vorbrenner-Oxidationsventil in den Oxidations-Vorbrenner und durch das Brennstoff-Vorbrenner-Oxidationsventil in den Brennstoff-Vorbrenner. Das HPOTP misst ungefähr 600 x 900 mm (24 x 35 Zoll). Die Befestigung erfolgt über Flansche am Heißgasverteiler.

Die HPOTP-Turbine und die HPOTP-Pumpen sind auf einer gemeinsamen Welle montiert. Die Vermischung der brennstoffreichen Heißgase in der Turbinensektion und des flüssigen Sauerstoffs in der Hauptpumpe kann eine Gefahr darstellen. Um dies zu verhindern, werden die beiden Sektionen durch einen Hohlraum getrennt, der während des Triebwerksbetriebs durch die Heliumzufuhr des Triebwerks kontinuierlich gespült wird . Zwei Dichtungen minimieren die Leckage in den Hohlraum; Eine Dichtung befindet sich zwischen Turbinenteil und Hohlraum, die andere zwischen Pumpenteil und Hohlraum. Ein Verlust des Heliumdrucks in diesem Hohlraum führt zu einer automatischen Motorabschaltung.

Kraftstoffsystem

Die Niederdruck-Kraftstoff-Turbopumpe (LPFTP) ist eine Axialpumpe, die von einer zweistufigen Turbine angetrieben wird, die mit gasförmigem Wasserstoff betrieben wird. Es erhöht den Druck des flüssigen Wasserstoffs von 30 auf 276 psia (0,2 auf 1,9 MPa) und führt ihn der Hochdruck-Kraftstoff-Turbopumpe (HPFTP) zu. Während des Motorbetriebs ermöglicht die vom LPFTP bereitgestellte Druckerhöhung dem HPFTP, bei hohen Geschwindigkeiten ohne Kavitation zu arbeiten. Der LPFTP arbeitet mit etwa 16.185 U/min und ist ungefähr 450 x 600 mm (18 x 24 Zoll ) groß. Es ist mit der Treibstoffleitung des Fahrzeugs verbunden und wird in einer festen Position getragen, indem es an der Struktur der Trägerrakete befestigt wird.

Die HPFTP ist eine dreistufige Kreiselpumpe, die von einer zweistufigen Heißgasturbine angetrieben wird. Es erhöht den Druck des flüssigen Wasserstoffs von 1,9 auf 45 MPa (276 auf 6.515 psia) und arbeitet bei etwa 35.360 U/min mit einer Leistung von 71.140 PS. Der Förderstrom der Turbopumpe wird zum und durch das Hauptventil geleitet und wird dann in drei Strömungspfade aufgeteilt. Ein Weg führt durch den Mantel der Hauptbrennkammer, wo der Wasserstoff zur Kühlung der Kammerwände verwendet wird. Es wird dann von der Hauptbrennkammer zum LPFTP geleitet, wo es zum Antrieb der LPFTP-Turbine verwendet wird. Ein kleiner Teil des Stroms vom LPFTP wird dann von allen drei Motoren zu einem gemeinsamen Verteiler geleitet, um einen einzigen Weg zum Flüssigwasserstofftank zu bilden, um die Druckbeaufschlagung aufrechtzuerhalten. Der verbleibende Wasserstoff strömt zwischen Innen- und Außenwand des Heißgasverteilers, um diesen zu kühlen, und wird dann in die Hauptbrennkammer abgegeben. Ein zweiter Wasserstoffströmungsweg vom Hauptkraftstoffventil führt durch die Triebwerksdüse (um die Düse zu kühlen). Es mündet dann in den dritten Strömungsweg vom Kammerkühlmittelventil. Dieser kombinierte Strom wird dann zu den Brennstoff- und Oxidationsmittel-Vorbrennern geleitet. Der HPFTP ist ca. 550 x 1.100 mm (22 x 43 in) groß und wird über Flansche am Heißgasverteiler befestigt.

Antriebskopf

Das SSME ist ein kompaktes Rohrbündel, das an einer viel größeren Raketendüse befestigt ist.
Das große silberne Rohr oben führt den Kraftstoff von der Niederdruck-Kraftstoff-Turbopumpe (nicht sichtbar) zur Hochdruck-Kraftstoff-Turbopumpe (HPFTP, silberne Trommel unten links). Der HPFTP ist oben mit einem Teil des Heißgasverteilers (schwarz, mit braunem Diagonalrohr) verschraubt und darüber der Brennstoffvorbrenner (ebenfalls schwarz, mit braunem Rohreintritt rechts).

Vorbrenner

Die Oxidator- und Brennstoffvorbrenner sind mit dem Heißgasverteiler verschweißt . Brennstoff und Oxidationsmittel treten in die Vorbrenner ein und werden gemischt, damit eine effiziente Verbrennung erfolgen kann. Der verstärkte Funkenzünder ist eine kleine Kombinationskammer, die sich in der Mitte des Injektors jedes Vorbrenners befindet. Zwei doppelt redundante Funkenzünder werden von der Motorsteuerung aktiviert und während der Motorstartsequenz verwendet, um die Verbrennung in jedem Vorbrenner einzuleiten. Sie werden nach ca. drei Sekunden abgeschaltet, da der Verbrennungsprozess dann selbsterhaltend ist. Die Vorbrenner erzeugen die brennstoffreichen Heißgase, die durch die Turbinen strömen, um die erforderliche Leistung für den Betrieb der Hochdruck-Turbopumpen zu erzeugen. Der Ausfluss des Oxidationsvorbrenners treibt eine Turbine an, die mit dem HPOTP und der Oxidationsvorbrennerpumpe verbunden ist. Der Abfluss des Brennstoffvorbrenners treibt eine Turbine an, die mit dem HPFTP verbunden ist.

Die Drehzahl der HPOTP- und HPFTP-Turbinen hängt von der Position der entsprechenden Oxidator- und Brennstoffvorbrenner-Oxidatorventile ab. Diese Ventile werden von der Triebwerkssteuerung positioniert, die sie verwendet, um den Fluss von flüssigem Sauerstoff zu den Vorbrennern zu drosseln und somit den Triebwerksschub zu steuern. Die Oxidator- und Brennstoffvorbrenner-Oxidationsventile erhöhen oder verringern den Flüssigsauerstofffluss, wodurch der Vorbrennkammerdruck, die HPOTP- und HPFTP-Turbinendrehzahl erhöht oder verringert wird, und flüssiger Sauerstoff und gasförmiger Wasserstoff strömen in die Hauptbrennkammer, was zu- oder abnimmt Triebwerksschub. Die Oxidationsmittel- und Kraftstoffvorbrennerventile arbeiten zusammen, um den Motor zu drosseln und ein konstantes Treibmittelmischungsverhältnis von 6,03:1 aufrechtzuerhalten.

Die Hauptoxidations- und Hauptbrennstoffventile steuern den Fluss von flüssigem Sauerstoff und flüssigem Wasserstoff in den Motor und werden von jeder Motorsteuerung gesteuert. Wenn ein Motor läuft, sind die Hauptventile vollständig geöffnet.

Hauptbrennkammer

Die Hauptbrennkammer (MCC) des Motors erhält kraftstoffreiches Heißgas aus einem Heißgasverteiler-Kühlkreislauf. Der gasförmige Wasserstoff und flüssiger Sauerstoff gelangen am Injektor in die Kammer, die die Treibmittel vermischt. Das Gemisch wird durch den "Augmented Spark Igniter", eine H 2 /O 2 -Flamme im Zentrum des Injektorkopfes, gezündet . Der Hauptinjektor und die Dombaugruppe sind mit dem Heißgasverteiler verschweißt, und das MCC ist ebenfalls mit dem Heißgasverteiler verschraubt. Der MCC umfasst eine Strukturschale aus Inconel 718 , der mit einem ausgekleidet ist Kupfer - Silber - Zirconium - Legierung genannt NARloy-Z, speziell entwickelt für die RS-25 in den 1970er Jahren. Rund 390 Kanäle sind in die Linerwand eingearbeitet, um flüssigen Wasserstoff durch den Liner zu leiten, um die MCC-Kühlung zu gewährleisten, da die Temperatur in der Brennkammer während des Fluges 3300 °C (6000 °F) erreicht – höher als der Siedepunkt von Eisen .

Eine Alternative für den Bau von RS-25-Triebwerken für SLS-Missionen ist die Verwendung fortschrittlicher Strukturkeramiken wie Wärmedämmschichten (TBCs) und Ceramic-Matrix-Composites (CMCs). Diese Werkstoffe besitzen deutlich geringere Wärmeleitfähigkeiten als metallische Legierungen, ermöglichen somit eine effizientere Verbrennung und reduzieren den Kühlbedarf. TBCs sind dünne keramische Oxidschichten, die auf metallischen Bauteilen abgeschieden werden und als thermische Barriere zwischen heißen gasförmigen Verbrennungsprodukten und der metallischen Hülle wirken. Ein TBC, der während der Produktion auf das Inconel 718-Gehäuse aufgebracht wird, könnte die Lebensdauer des Motors verlängern und die Kühlkosten senken. Darüber hinaus wurden CMCs als Ersatz für Superlegierungen auf Ni-Basis untersucht und bestehen aus hochfesten Fasern (BN, C), die kontinuierlich in einer SiC-Matrix dispergiert sind. Ein MCC, das aus einem CMC besteht, könnte, obwohl weniger untersucht und weiter von der Verwirklichung entfernt als die Anwendung eines TBC, ein beispielloses Niveau an Motoreffizienz bieten.

Düse

Drei glockenförmige Raketentriebwerksdüsen ragen aus der Heckstruktur eines Space-Shuttle-Orbiters.  Der Cluster ist dreieckig angeordnet, mit einem Motor oben und zwei unten.  Links und rechts vom oberen Triebwerk sind zwei kleinere Düsen zu sehen, und die Heckflosse des Orbiters ragt nach oben zum oberen Bildrand.  Im Hintergrund der Nachthimmel und Reinigungsgeräte.
Die Düsen der drei RS-25 des Space Shuttle Columbia nach der Landung von STS-93

Die Düse des Triebwerks ist 121 Zoll (3,1 m) lang mit einem Durchmesser von 10,3 Zoll (0,26 m) am Hals und 90,7 Zoll (2,30 m) am Ausgang. Die Düse ist eine glockenförmige Verlängerung, die mit der Hauptbrennkammer verschraubt ist und als de Laval-Düse bezeichnet wird . Die RS-25-Düse hat ein ungewöhnlich großes Expansionsverhältnis (ca. 69:1) für den Kammerdruck. Auf Meereshöhe würde eine Düse mit diesem Verhältnis normalerweise eine Strömungsablösung des Strahls von der Düse erfahren, was Kontrollschwierigkeiten verursachen und sogar das Fahrzeug mechanisch beschädigen könnte. Um den Betrieb des Triebwerks zu unterstützen, variierten die Rocketdyne-Ingenieure jedoch den Winkel der Düsenwände vom theoretischen Optimum für den Schub und verringerten ihn in der Nähe des Austritts. Dadurch wird der Druck um den Rand herum auf einen absoluten Druck zwischen 4,6 und 5,7 psi (32 und 39 kPa) angehoben und eine Strömungsablösung verhindert. Der innere Teil des Flusses hat einen viel niedrigeren Druck, etwa 2 psi (14 kPa) oder weniger. Die Innenfläche jeder Düse wird durch flüssigen Wasserstoff gekühlt, der durch Kühlmittelkanäle der gelöteten Edelstahlrohrwand fließt . Beim Space Shuttle ist ein am vorderen Ende der Düse angeschweißter Stützring der Befestigungspunkt des Triebwerks zum vom Orbiter gelieferten Hitzeschild. Ein Wärmeschutz ist aufgrund der Expositionsabschnitte der Düsen während der Start-, Aufstiegs-, Orbit- und Eintrittsphasen einer Mission erforderlich. Die Isolierung besteht aus vier Lagen Metallwatte, die mit einer Metallfolie überzogen und abgeschirmt ist.

Regler

Eine schwarze, rechteckige Box mit an der Außenfläche angebrachten Kühlrippen.  Von der der Kamera zugewandten Seite des Kastens ragen verschiedene Rohre und Drähte heraus, während die andere Seite an einem silbrigen Sanitärkomplex befestigt ist.  Die Box ist zwischen anderen Kabeln und Hardwareteilen eingebettet, und einige Warnaufkleber sind am Gehäuse angebracht.
A Block II RS-25D Hauptmotorsteuergerät

Jeder Motor ist mit einer Hauptmotorsteuerung (MEC) ausgestattet, einem integrierten Computer, der alle Funktionen des Motors (durch den Einsatz von Ventilen) steuert und seine Leistung überwacht. Jedes MEC wurde von Honeywell Aerospace gebaut und bestand ursprünglich aus zwei redundanten Honeywell HDC-601- Computern, die später zu einem System aufgerüstet wurden, das aus zwei doppelt redundanten Motorola 68000 (M68000)-Prozessoren bestand (für insgesamt vier M68000 pro Controller). Die Installation des Controllers am Triebwerk selbst vereinfacht die Verkabelung zwischen dem Triebwerk und der Trägerrakete erheblich, da alle Sensoren und Aktoren direkt nur mit dem Controller verbunden sind, wobei jeder MEC dann mit den Allzweckcomputern (GPCs) des Orbiters oder dem Avionik-Suite von SLS über eine eigene Engine Interface Unit (EIU). Die Verwendung eines dedizierten Systems vereinfacht auch die Software und verbessert damit ihre Zuverlässigkeit.

Zwei unabhängige Dual-CPU-Computer, A und B, bilden den Controller; dem System Redundanz geben. Der Ausfall von Controller-System A führt automatisch zu einer Umschaltung auf Controller-System B, ohne die Betriebsfähigkeit zu beeinträchtigen; der nachfolgende Ausfall des Controllersystems B würde eine ordnungsgemäße Abschaltung des Motors bewirken. In jedem System (A und B) arbeiten die beiden M68000 im Gleichschritt , wodurch jedes System Fehler erkennen kann, indem es die Signalpegel auf den Bussen der beiden M68000-Prozessoren innerhalb dieses Systems vergleicht. Wenn zwischen den beiden Bussen Unterschiede festgestellt werden, wird ein Interrupt erzeugt und die Steuerung an das andere System übergeben. Aufgrund der feinen Unterschiede zwischen M68000s von Motorola und dem Zweitquellenhersteller TRW verwendet jedes System M68000s desselben Herstellers (zum Beispiel würde System A zwei Motorola-CPUs haben, während System B zwei CPUs von TRW hätte). Speicher für den Block I Controller war der plattierte Draht - Typ, die Funktionen in einer ähnlichen Weise wie Magnetkernspeicher und Daten behält , selbst nach dem Einschalten ausgeschaltet wird. Block-II-Controller verwendeten einen herkömmlichen statischen CMOS- RAM .

Die Controller wurden so konstruiert, dass sie den Kräften des Abschusses standhalten und sich als äußerst widerstandsfähig gegen Beschädigungen erwiesen. Während der Untersuchung des Challenger- Unfalls wurden die beiden vom Meeresboden geborgenen MECs (aus den Triebwerken 2020 und 2021) zur Untersuchung und Analyse an Honeywell Aerospace geliefert. Ein Controller wurde an einer Seite aufgebrochen, und beide wurden stark korrodiert und durch Meereslebewesen beschädigt. Beide Einheiten wurden zerlegt und die Speichereinheiten mit entionisiertem Wasser gespült. Nachdem sie getrocknet und vakuumgebacken waren , wurden die Daten dieser Einheiten für eine forensische Untersuchung abgerufen.

Hauptventile

Zur Steuerung der Motorleistung betreibt das MEC fünf hydraulisch betätigte Treibmittelventile an jedem Motor; das Oxidationsmittel-Vorbrenner-Oxidationsmittel, Brennstoffvorbrenner-Oxidationsmittel, Hauptoxidationsmittel, Hauptbrennstoff und Kammerkühlmittelventile. Im Notfall können die Ventile vollständig geschlossen werden, indem das Heliumversorgungssystem des Triebwerks als Backup-Betätigungssystem verwendet wird.

Im Space Shuttle wurden die Hauptablassventile für Oxidationsmittel und Brennstoff nach dem Abschalten verwendet, um jegliches restliches Treibmittel abzulassen, wobei restlicher flüssiger Sauerstoff durch das Triebwerk und restlicher flüssiger Wasserstoff durch die Einfüll- und Ablassventile für flüssigen Wasserstoff abgelassen wurde. Nachdem die Deponie abgeschlossen war, schlossen sich die Ventile und blieben für den Rest der Mission geschlossen.

Ein Kühlmittelsteuerventil ist an der Kühlmittelumgehungsleitung der Brennkammer jedes Motors angebracht. Die Motorsteuerung regelt die Menge an gasförmigem Wasserstoff, die den Düsenkühlmittelkreislauf umgehen darf, und steuert so dessen Temperatur. Das Kammerkühlmittelventil ist vor dem Motorstart zu 100 % geöffnet. Während des Motorbetriebs ist er bei Gaseinstellungen von 100 bis 109% für maximale Kühlung zu 100 % geöffnet. Bei Drosselklappeneinstellungen zwischen 65 und 100 % reichte seine Position von 66,4 bis 100 % offen für reduzierte Kühlung.

Gimbal

Externes Video
Videosymbol RS-25 Gimbal-Test
RS-25 Gimbal-Test

Jeder Motor ist mit einem installierten kardanische Lagern , ein universellen Kugelgelenk , das an das Startfahrzeug mit seinem ober verschraubt Flansch und an den Motor mit seinem unteren Flansch. Es stellt die Schubschnittstelle zwischen dem Triebwerk und der Trägerrakete dar, trägt 7.480 lb (3.390 kg) Triebwerksgewicht und widersteht über 500.000 lbf (2.200.000 N) Schub. Das Kardanlager bietet nicht nur eine Möglichkeit, das Triebwerk an der Trägerrakete zu befestigen, sondern ermöglicht es auch, das Triebwerk um zwei Freiheitsachsen mit einem Bereich von ±10,5° zu schwenken (oder "kardanisch aufzustellen"). Durch diese Bewegung kann der Schubvektor des Triebwerks verändert werden, wodurch das Fahrzeug in die richtige Richtung gelenkt wird. Der vergleichsweise große Kardanbereich ist notwendig, um den Nickimpuls zu korrigieren, der durch den sich ständig verschiebenden Massenschwerpunkt beim Verbrennen des Fahrzeugs im Flug und nach der Booster-Trennung auftritt. Die Lagerbaugruppe ist ungefähr 290 x 360 mm (11 x 14 Zoll) groß, hat eine Masse von 105 lb (48 kg) und besteht aus einer Titanlegierung .

Die Niederdruck-Sauerstoff- und Niederdruck-Kraftstoff-Turbopumpen wurden im Abstand von 180° an der hinteren Rumpfschubstruktur des Orbiters montiert. Die Leitungen von den Niederdruck-Turbopumpen zu den Hochdruck-Turbopumpen enthalten flexible Faltenbälge, die es ermöglichen, dass die Niederdruck-Turbopumpen stationär bleiben, während der Rest des Motors zur Schubvektorsteuerung kardanisch aufgehängt ist und auch um Schäden an den Pumpen unter Last zu vermeiden wurden auf sie angewendet. Die Flüssig-Wasserstoff-Leitung vom LPFTP zum HPFTP ist isoliert, um die Bildung von flüssiger Luft zu verhindern.

Heliumsystem

Neben Treibstoff- und Oxidationssystemen ist der Hauptantrieb der Trägerrakete auch mit einem Heliumsystem bestehend aus zehn Vorratstanks sowie verschiedenen Reglern, Rückschlagventilen, Verteilerleitungen und Steuerventilen ausgestattet. Das System wird während des Fluges verwendet, um den Motor zu spülen und stellt Druck zum Betätigen von Motorventilen innerhalb des Treibmittelmanagementsystems und bei Notabschaltungen bereit. Während des Eintritts in das Space Shuttle wurde das restliche Helium verwendet, um die Triebwerke während des Wiedereintritts zu spülen und den Druck wieder aufzufüllen.

Geschichte

Entwicklung

Die Geschichte des RS-25 reicht bis in die 1960er Jahre zurück, als das Marshall Space Flight Center der NASA und Rocketdyne eine Reihe von Studien über Hochdrucktriebwerke durchführten, die aus dem erfolgreichen J-2-Triebwerk der S-II und S . entwickelt wurden -IVB- Oberstufen der Saturn-V- Rakete während des Apollo-Programms . Die Studien wurden im Rahmen eines Programms zur Aufrüstung der Saturn-V-Motoren durchgeführt, das eine Konstruktion für einen als HG-3 bekannten Oberstufenmotor mit 350.000 lbf (1.600 kN) hervorbrachte . Als die Finanzierung von Apollo eingestellt wurde, wurde die HG-3 gestrichen, ebenso wie die verbesserten F-1-Triebwerke, die bereits getestet wurden. Es war das Design für den HG-3, das die Grundlage für den RS-25 bilden sollte.

Unterdessen finanzierte die US Air Force 1967 eine Studie über fortschrittliche Raketenantriebssysteme für den Einsatz während des Projekts Isinglass , wobei Rocketdyne gebeten wurde, Aerospike- Triebwerke zu untersuchen , und Pratt & Whitney (P&W), um effizientere konventionelle De Laval- Düsentriebwerke zu erforschen . Zum Abschluss der Studie legte P&W einen Vorschlag für ein 250.000 lb f- Triebwerk namens XLR-129 vor , das eine Expansionsdüse mit zwei Positionen verwendet , um eine höhere Effizienz über einen weiten Höhenbereich zu erreichen.

Im Januar 1969 vergab die NASA Aufträge an General Dynamics, Lockheed, McDonnell Douglas und North American Rockwell, um die frühe Entwicklung des Space Shuttles einzuleiten. Als Teil dieser "Phase A"-Studien wählten die beteiligten Unternehmen eine verbesserte Version des XLR-129 mit einer Entwicklung von 415.000 lbf (1.850 kN) als Basismotor für ihre Konstruktionen. Dieses Design findet sich bei vielen der geplanten Shuttle-Versionen bis zur endgültigen Entscheidung wieder. Da die NASA jedoch daran interessiert war, den Stand der Technik in jeder Hinsicht voranzutreiben, entschied sie sich für ein viel fortschrittlicheres Design, um "eine Weiterentwicklung der Raketenantriebstechnologie zu erzwingen". Sie forderten ein neues Design, das auf einer Hochdruck-Brennkammer mit etwa 3.000 psi (21.000 kPa) basiert, die die Leistung des Motors erhöht.

Die Entwicklung begann 1970, als die NASA eine Aufforderung zur Einreichung eines Vorschlags für 'Phase B'-Hauptmotorkonzeptstudien veröffentlichte, die die Entwicklung eines drosselbaren, gestuften Verbrennungsmotors vom Typ de Laval erforderten . Die Anfrage basierte auf dem damals aktuellen Design des Space Shuttles, das zwei wiederverwendbare Stufen, den Orbiter und einen bemannten Flyback-Booster, aufwies und ein Triebwerk erforderte, das beide Fahrzeuge über zwei verschiedene Düsen (12 Booster-Triebwerke) antreiben konnte mit jeweils 550.000 lbf (2.400 kN) Schub auf Meereshöhe und 3 Orbiter-Triebwerken mit jeweils 632.000 lbf (2.810 kN) Vakuum-Schub). Rocketdyne, P&W und Aerojet General wurden für die Förderung ausgewählt, obwohl P&Ws bereits fortgeschrittene Entwicklung (die im Laufe des Jahres ein funktionierendes 350.000 lbf (1.600 kN) Konzepttriebwerk demonstrierte) und Aerojet Generals vorherige Erfahrung bei der Entwicklung des 1.500.000 lbf (6.700 kN) M -1-Triebwerk war Rocketdyne gezwungen, viel privates Geld in den Entwicklungsprozess zu stecken, um es dem Unternehmen zu ermöglichen, seine Konkurrenten einzuholen.

Als der Auftrag vergeben wurde, bedeutete der Budgetdruck, dass sich das Design des Shuttles auf seine endgültige Konfiguration aus Orbiter, externem Tank und zwei Boostern geändert hatte, sodass der Motor den Orbiter nur während des Aufstiegs antreiben musste. Während des einjährigen Studienzeitraums „Phase B“ konnte Rocketdyne seine Erfahrungen bei der Entwicklung des HG-3-Triebwerks nutzen, um seinen SSME-Vorschlag zu entwerfen und bis Januar 1971 einen Prototyp zu produzieren Kupfer - Zirkonium - Legierung (genannt NARloy-Z) und wurde am 12. Februar getestet 1971, einem Kammerdruck von 3.172 psi Herstellung (21.870 kPa). Die drei teilnehmenden Unternehmen reichten ihre Motorenentwicklungsangebote im April 1971 ein, Rocketdyne erhielt den Zuschlag am 13. Juli 1971 – obwohl die Arbeiten an der Motorenentwicklung aufgrund einer rechtlichen Anfechtung von P&W erst am 31. März 1972 begannen.

Im Anschluss an die Auftragsvergabe erfolgte im September 1972 eine vorläufige Entwurfsprüfung, gefolgt von einer kritischen Entwurfsprüfung im September 1976, wonach die Auslegung des Triebwerks festgelegt und mit dem Bau des ersten Satzes flugfähiger Triebwerke begonnen wurde. Eine abschließende Überprüfung aller Komponenten des Space Shuttles, einschließlich der Triebwerke, wurde 1979 durchgeführt. Die Konstruktionsüberprüfungen erfolgten parallel mit mehreren Testmeilensteinen, ersten Tests bestehend aus einzelnen Triebwerkskomponenten, die Mängel in verschiedenen Bereichen des Designs, einschließlich des HPFTP, identifizierten , HPOTP, Ventile, Düse und Brennstoffvorbrenner. Auf die einzelnen Triebwerkskomponententests folgte am 16. März 1977 der erste Test eines kompletten Triebwerks (0002). Die NASA spezifizierte, dass die Triebwerke vor dem Erstflug des Shuttles mindestens 65.000 Sekunden Testzeit durchlaufen haben müssen, ein Meilenstein, der wurde am 23. März 1980 erreicht, wobei das Triebwerk zum Zeitpunkt von STS-1 sowohl auf Testständen im Stennis Space Center als auch auf dem Main Propulsion Test Article (MPTA) 110.253 Sekunden Testzeit durchlaufen hatte . Der erste Triebwerkssatz (2005, 2006 und 2007) wurde 1979 an das Kennedy Space Center geliefert und auf Columbia installiert , bevor er 1980 für weitere Tests entfernt und wieder auf dem Orbiter installiert wurde. Die Triebwerke, die die erste bemannte Orbitalflugkonfiguration (FMOF) hatten und für den Betrieb bei 100 % Nennleistung (RPL) zugelassen waren, wurden am 20. Februar 1981 in einer zweiundzwanzigsten Flugbereitschaft betrieben und nach Inspektion flugbereit erklärt.

Space Shuttle-Programm

Drei glockenförmige Raketentriebwerksdüsen ragen aus der Heckstruktur eines Space-Shuttle-Orbiters.  Der Cluster ist dreieckig angeordnet, mit einem Triebwerk oben und zwei unten, wobei links und rechts vom oberen Triebwerk zwei kleinere Düsen sichtbar sind.  Die drei größeren Triebwerke feuern, wobei aus jeder Düse weißglühende Flammen sichtbar sind.  Im Hintergrund ist der linke Feststoffraketen-Booster des Space Shuttles (eine weiße, zylindrische Rakete) zu sehen, wobei die beiden großen, grauen Heckdienstmasten links und rechts von der hinteren Struktur des Orbiters sichtbar sind.
Die drei RS-25D-Haupttriebwerke des Space Shuttle Atlantis beim Start während STS-110
SSME-Start- und Shutdown-Sequenzen

Jedes Space Shuttle hatte drei RS-25-Triebwerke, die in der hinteren Struktur des Space Shuttle-Orbiters in der Orbiter Processing Facility installiert waren, bevor der Orbiter zum Vehicle Assembly Building gebracht wurde . Bei Bedarf können die Motoren am Pad gewechselt werden. Die Triebwerke, die Treibstoff aus dem externen Tank (ET) des Space Shuttle über das Hauptantriebssystem (MPS) des Orbiters zogen, wurden bei T-6,6 Sekunden vor dem Abheben gezündet (mit jeder Zündung um 120  ms versetzt ), wodurch ihre Leistung gesteigert werden konnte vor der Zündung der Space Shuttle Solid Rocket Boosters (SRBs) überprüft , die das Shuttle zum Start verpflichteten. Beim Start würden die Triebwerke mit 100 % RPL betrieben und unmittelbar nach dem Abheben auf 104,5 % gedrosselt. Die Triebwerke würden dieses Leistungsniveau bis etwa T+40 Sekunden beibehalten, wo sie auf etwa 70 % gedrosselt würden, um die aerodynamischen Belastungen auf den Shuttle-Stack beim Durchfahren des Bereichs des maximalen dynamischen Drucks oder max. q . Die Triebwerke würden dann bis etwa T+8 Minuten wieder gedrosselt, an diesem Punkt würden sie allmählich wieder auf 67 % gedrosselt, um zu verhindern, dass der Stapel eine Beschleunigung von mehr als 3 g überschreitet  , da er aufgrund des Treibstoffverbrauchs immer leichter wird. Die Triebwerke wurden dann gegen T+8,5 Minuten abgeschaltet, ein Vorgang, der als Main Engine Cutoff (MECO) bekannt ist.

Nach jedem Flug würden die Triebwerke aus dem Orbiter entfernt und in die Space Shuttle Main Engine Processing Facility (SSMEPF) gebracht, wo sie inspiziert und in Vorbereitung auf die Wiederverwendung bei einem nachfolgenden Flug überholt werden. Insgesamt 46 wieder verwendbare RS-25 - Motoren, die jeweils kostet rund US $ 40 Millionen, während der Space Shuttle - Programm geflogen wurden, mit jeder neuen oder überarbeiteten Motor über den Flug Inventar erfordern Eingabe Flugqualifikation auf einem der Prüfstände im Stennis Space Center vor Flug.

Upgrades

Ein Diagramm, das die Fluggeschichte jedes RS-25 zeigt, das während des Space Shuttle-Programms verwendet wurde, sortiert nach Triebwerksversion.
Fluggeschichte der Space Shuttle Main Engines

Im Laufe des Space-Shuttle-Programms durchlief der RS-25 eine Reihe von Upgrades, darunter Änderungen der Brennkammer, verbesserte Schweißnähte und Änderungen an der Turbopumpe, um die Leistung und Zuverlässigkeit des Motors zu verbessern und so den Wartungsaufwand nach dem Einsatz zu reduzieren . Infolgedessen wurden während des Programms mehrere Versionen des RS-25 verwendet:

  • FMOF (erster bemannter Orbitalflug): Zertifiziert für 100 % Nennleistung (RPL). Verwendet für die Orbitalflugtestmissionen STS-1STS-5 (Triebwerke 2005, 2006 und 2007).
  • Phase I: Für die Missionen STS-6STS-51-L verwendet , bot das Phase-I-Triebwerk eine erhöhte Lebensdauer und wurde für 104 % RPL zertifiziert. Nach der Challenger-Katastrophe durch Phase II ersetzt .
  • Phase II (RS-25A): Erstmals mit STS-26 geflogen , bot das Phase-II-Triebwerk eine Reihe von Sicherheits-Upgrades und wurde im Notfall für 104 % RPL & 109% Full Power Level (FPL) zertifiziert.
  • Block I (RS-25B): Erstmals auf STS-70 geflogen , boten die Block I-Motoren verbesserte Turbopumpen mit Keramiklagern, halb so vielen rotierenden Teilen und einem neuen Gießverfahren, das die Anzahl der Schweißnähte reduziert. Zu den Verbesserungen in Block I gehörten auch ein neuer Zweikanal-Antriebskopf (anstelle des ursprünglichen Designs, das drei Kanäle mit dem HPFTP und zwei mit dem HPOTP hatte), die dazu beitrugen, den Heißgasfluss zu verbessern, und einen verbesserten Motorwärmetauscher.
  • Block IA (RS-25B): Zuerst auf STS-73 geflogen , bot der Block IA-Motor Verbesserungen an den Hauptinjektoren.
  • Block IIA (RS-25C): Zuerst auf STS-89 geflogen , war das Block IIA-Triebwerk ein Zwischenmodell, das verwendet wurde, während die Entwicklung bestimmter Komponenten des Block II-Triebwerks abgeschlossen wurde. Zu den Änderungen gehörten eine neue Hauptbrennkammer mit großem Hals (die ursprünglich 1980 von Rocketdyne empfohlen wurde), verbesserte Niederdruck-Turbopumpen und eine Zertifizierung für 104,5% RPL, um eine Reduzierung des spezifischen Impulses um 2 Sekunden (0,020 km/s) auszugleichen ( ursprüngliche Pläne sahen eine Zertifizierung des Triebwerks zu 106% für schwere Nutzlasten der Internationalen Raumstation vor , dies war jedoch nicht erforderlich und hätte die Lebensdauer des Triebwerks verkürzt). Eine leicht modifizierte Version flog zuerst auf STS-96 .
  • Block II (RS-25D): Erstmals auf STS-104 geflogen , umfasste das Upgrade von Block II alle Verbesserungen des Blocks IIA sowie eine neue Hochdruck-Kraftstoff-Turbopumpe. Dieses Modell wurde im Fall eines Notfallabbruchs auf 111% FPL bodengetestet und für den Einsatz während eines intakten Abbruchs auf 109% FPL zertifiziert .

Motordrossel/-leistung

Die offensichtlichsten Auswirkungen der Upgrades, die der RS-25 durch das Space-Shuttle-Programm erhielt, waren die Verbesserungen der Motordrossel. Während das FMOF-Triebwerk eine maximale Leistung von 100 % RPL aufwies, konnten Block II-Triebwerke im Notfall bis zu 109% oder 111% drosseln, wobei die übliche Flugleistung 104,5 % betrug. Diese Erhöhungen der Drosselung machten einen signifikanten Unterschied für den vom Triebwerk erzeugten Schub:

Von RPL
(%)
Schub
Meereshöhe Vakuum
Mindestleistungsstufe (MPL) 67 1.406 kN (316.100 lb f )
Nennleistungspegel (RPL) 100 1.670 kN (380.000 lb f ) 2.090 kN (470.000 lb f )
Nennleistungspegel (NPL) 104,5 1.750 kN (390.000 lb f ) 2.170 kN (490.000 lb f )
Volle Leistungsstufe (FPL) 109 1.860 kN (420.000 lb f ) 2.280 kN (510.000 lb f )

Die Angabe von Leistungsstufen über 100 % mag unsinnig erscheinen, aber es steckte eine Logik dahinter. Das 100 %-Niveau bedeutet nicht die maximal erreichbare physikalisch erreichbare Leistung, sondern war eine in der Motorenentwicklung festgelegte Vorgabe – die zu erwartende Nennleistung. Als spätere Studien zeigten, dass der Motor bei Werten über 100 % sicher arbeiten konnte, wurden diese höheren Werte zum Standard. Die Beibehaltung des ursprünglichen Verhältnisses von Leistungsstufe zu physischem Schub trug dazu bei, Verwirrung zu vermeiden, da dadurch eine unveränderliche feste Beziehung geschaffen wurde, sodass Testdaten (oder Betriebsdaten vergangener oder zukünftiger Missionen) leicht verglichen werden können. Wenn das Leistungsniveau erhöht würde und dieser neue Wert 100 % betragen würde, müssten alle vorherigen Daten und Dokumentationen entweder geändert oder mit dem physischen Schub verglichen werden, der an diesem Datum 100 % Leistungsniveau entsprach. Die Motorleistung beeinflusst die Motorzuverlässigkeit, wobei Studien darauf hindeuten, dass die Wahrscheinlichkeit eines Motorausfalls bei Leistungswerten über 104,5 % schnell zunimmt, weshalb Leistungsniveaus über 104,5 % nur für den Notfalleinsatz beibehalten wurden.

Vorfälle

siehe Bildunterschrift
Dieses Shuttle-Bedienfeld ist so eingestellt, dass es die Option Abort to Orbit (ATO) wählt, wie sie in der STS-51-F-Mission verwendet wird. Nachdem die Umlaufbahn erreicht war, wurde die Mission normal fortgesetzt und der Orbiter kehrte mit der Besatzung zur Erde zurück.
siehe Bildunterschrift
Wiederhergestellte Strom Kopf eines Columbia ' s Hauptmotoren. Columbia ging beim Wiedereintritt aufgrund eines Hitzeschildschadens verloren.

Im Laufe des Space-Shuttle-Programms wurden insgesamt 46 RS-25-Triebwerke verwendet (wobei ein zusätzlicher RS-25D gebaut, aber nie verwendet wurde). Während der 135 Missionen, für insgesamt 405 einzelne Motor-Missionen, Pratt & Whitney Rocketdyne berichtet über eine 99,95% Zuverlässigkeitsrate, mit der nur im Flug auftretenden SSME Ausfall während der Space Shuttle Challenger ‚s STS-51-F - Mission. Die Engines litten jedoch im Laufe des Programms unter einer Reihe von Pad-Ausfällen (redundant set Launch Sequencer Aborts oder RSLSs) und anderen Problemen:

  • STS-41-D Discovery – Triebwerk Nr. 3 verursachte eine RSLS-Abschaltung bei T-4 Sekunden aufgrund des Verlusts der redundanten Steuerung des Haupttriebwerksventils, Rollback des Stapels und Ersetzen des Triebwerks.
  • STS-51-F Challenger – Motor Nr. 2 verursachte eine RSLS-Abschaltung bei T−3 Sekunden aufgrund einer Fehlfunktion des Kühlmittelventils.
  • STS-51-F Challenger – Triebwerk Nr. 1 (2023) schaltete um T+5:43 aufgrund fehlerhafter Temperatursensoren ab, was zu einem Abbruch der Umlaufbahn führte (obwohl die Missionsziele und die Länge nicht von der ATO beeinträchtigt wurden).
  • STS-55 Columbia – Triebwerk Nr. 3 verursachte eine RSLS-Abschaltung bei T-3 Sekunden aufgrund eines Lecks in seinem Flüssigsauerstoff-Vorbrenner-Rückschlagventil.
  • STS-51 Discovery – Motor Nr. 2 verursachte eine RSLS-Abschaltung bei T-3 Sekunden aufgrund eines fehlerhaften Wasserstoff-Kraftstoffsensors.
  • STS-68 Endeavor - No. 3 - Motor (2032) veranlasst , mit T-1,9 Sekunden ein RSLS Abschaltung , wenn ein Temperatursensor in seiner HPOTP seiner überschritten redline .
  • STS-93 Columbia – An Orbiter Project AC1 Phase A Kurzschluss in der elektrischen Verkabelung bei T+5 Sekunden, was eine Unterspannung verursachte, die die SSME  1A- und SSME  3B-Controller disqualifizierte, aber kein Abschalten des Triebwerks erforderte. Darüber hinaus löste sich ein 1 Zoll langer vergoldeter Stift mit einem Durchmesser von 0,1 Zoll, der verwendet wurde, um eine Nachdüse des Oxidationsmittels zu verschließen (eine unangemessene SSME-Korrekturmaßnahme, die durch Neukonstruktion aus der Flotte eliminiert wurde), im Hauptinjektor eines Triebwerks und schlug auf die Triebwerksdüse ein Innenfläche und bricht drei Wasserstoffkühlleitungen. Die daraus resultierenden 3 Brüche führten zu einem Leck, das zu einer vorzeitigen Motorabschaltung führte, als 4 externe Tank-LO 2 -Sensoren trocken blitzten, was zu einer Abschaltung der Hauptmotoren bei niedrigem Niveau und einer etwas frühen Abschaltung der Hauptmaschine mit 16 ft/s (4,9 .) führte m/s) Untergeschwindigkeit und eine niedrigere Höhe von 8 Seemeilen.

Konstellation

Sechs Raketentriebwerke, bestehend aus einer großen glockenförmigen Düse mit oben angebrachten Arbeitsteilen, gelagert in einem großen Lagerhaus mit weißen Wänden, die mit Fahnen geschmückt sind.  An jedem Motor sind mehrere rote Schutzausrüstungen befestigt und auf einer gelben palettenartigen Struktur mit Rädern montiert.
Die 6 RS-25Ds, die während STS-134 und STS-135 im Lager im Kennedy Space Center verwendet wurden

Während der Zeit vor der endgültigen Stilllegung des Space Shuttles wurden verschiedene Pläne für die verbleibenden Triebwerke vorgeschlagen, von denen alle von der NASA gehalten werden, bis sie alle an verschiedene Institutionen wie Museen und verschenkt (oder für jeweils 400.000 bis 800.000 USD verkauft werden) Universitäten. Diese Politik verfolgt Änderungen an den geplanten Konfigurationen des Constellation - Programm ‚s Ares V cargo-Trägerrakete und Ares I Crew-Trägerraketen - Raketen, die jeweils die RS-25 in ihrer ersten und zweiten Stufe zu verwenden , geplant worden war. Während diese Konfigurationen zunächst lohnenswert erschienen, da sie nach der Ausmusterung des Shuttles im Jahr 2010 die damals aktuelle Technologie verwenden würden, hatte der Plan mehrere Nachteile:

  • Die Motoren wären nicht wiederverwendbar, da sie dauerhaft an den ausrangierten Stufen befestigt wären.
  • Jeder Motor müsste vor der Installation und dem Start einer Testzündung unterzogen werden, wobei nach dem Test eine Überholung erforderlich wäre.
  • Es wäre teuer, zeitaufwendig und gewichtsintensiv, die bodengestartete RS-25D in eine luftgestartete Version für die zweite Stufe von Ares I umzurüsten.

Nach mehreren Konstruktionsänderungen an den Ares I- und Ares V-Raketen sollte die RS-25 durch ein einzelnes J-2X- Triebwerk für die Ares I-Zweitstufe und sechs modifizierte RS-68- Triebwerke (die sowohl auf SSME als auch auf basierten) ersetzt werden Apollo-Ära J-2-Triebwerk) auf der Ares V-Kernstufe; dies bedeutete, dass die RS-25 zusammen mit der Space-Shuttle-Flotte ausgemustert wurde. Im Jahr 2010 wurde die NASA jedoch angewiesen, das Constellation-Programm und damit die Entwicklung von Ares I und Ares V zu stoppen, anstatt sich auf den Bau einer neuen Schwerlast-Trägerrakete zu konzentrieren.

Weltraumstartsystem

Rückansicht des Space Launch Systems mit vier angeschlossenen RS-25-Triebwerken.

Nach dem Ausscheiden des Space Shuttle gab die NASA am 14. September 2011 bekannt, dass sie eine neue Trägerrakete entwickeln werde, das sogenannte Space Launch System (SLS), um die Shuttle-Flotte zu ersetzen. Das Design für die SLS sieht die RS-25 auf ihrer Kernstufe vor, wobei verschiedene Versionen der Rakete mit drei bis fünf Triebwerken installiert sind. Die ersten Flüge der neuen Trägerrakete werden geflogene Block-II-RS-25D-Triebwerke verwenden, wobei die NASA die verbleibenden dieser Triebwerke in einer "bereinigten sicheren" Umgebung im Stennis Space Center hält, "zusammen mit allen für die Wartung erforderlichen Bodensystemen". Sie." Zusätzlich zu den RS-25Ds wird das SLS-Programm bei den ersten beiden Starts ( Artemis 1 und Artemis 2 ) möglicherweise die MPS-Hardware der Space Shuttles Atlantis und Endeavour in ihren Kernstadien verwenden. Die Treibmittel des SLS werden aus der Rakete zu den Motoren geliefert werden Kernstufe , die aus einem modifizierten Space Shuttle External Tanks mit dem MPS Sanitär- und Motoren an seinem hinteren, und einer bestehen Interstage- Struktur an der Spitze. Sobald die restlichen RS-25Ds aufgebraucht sind, sollen sie durch eine billigere, entbehrliche Version ersetzt werden, die derzeit als RS-25E bezeichnet wird. Dieser Motor kann auf einer oder beiden von zwei Einwegvarianten basieren, die 2005 untersucht wurden, dem RS-25E (bezeichnet als Minimal Change Expendable SSME) und dem noch einfacheren RS-25F (bezeichnet als Low Cost). Manufacture Expendable SSME), die beide im Jahr 2011 in Betracht gezogen wurden und derzeit von Aerojet Rocketdyne entwickelt werden.

Mai 2020 erteilte die NASA eine Vertragsverlängerung zur Herstellung von 18 zusätzlichen RS-25-Triebwerken mit zugehörigen Dienstleistungen für 1,79 Milliarden US-Dollar, wodurch sich der Gesamtauftragswert für SLS auf fast 3,5 Milliarden US-Dollar erhöht.

Motortests

Im Jahr 2015 wurde eine Testkampagne durchgeführt, um die RS-25-Motorleistung zu bestimmen mit: der neuen Motorsteuereinheit; niedrigere Flüssigsauerstofftemperaturen; größerer Einlassdruck aufgrund des höheren Flüssigsauerstofftanks der SLS-Kernstufe und höhere Fahrzeugbeschleunigung; und mehr Düsenheizung aufgrund der viermotorigen Konfiguration und ihrer Position in der Ebene mit den SLS-Booster-Auspuffdüsen. Während der Serie sollten neue ablative Isolierungen und Heizungen getestet werden. Die Tests fanden am 9. Januar, 28. Mai, 11. Juni (500 Sekunden), 17. Juli (535 Sekunden), 13. August und 27. August statt.

Nach diesen Tests sollten vier weitere Motoren in einen neuen Testzyklus eintreten. 2017 wurde eine neue Testreihe zur Leistungsbewertung in SLS-Anwendungsfällen eingeleitet.

Am 28. Februar 2019 führte die NASA einen 510-Sekunden-Testbrand eines Entwicklungs-RS-25 bei 113 Prozent seines ursprünglich ausgelegten Schubs für mehr als 430 Sekunden durch, etwa viermal länger als jeder vorherige Test auf dieser Schubstufe.

Am 16. Januar 2021 wurden die RS-25-Triebwerke im Rahmen des Artemis-Programms während eines Heißbrandtests erneut befeuert. Der Test war ursprünglich als 8-Minuten-Test geplant, wurde jedoch nach der 67. Sekunde abgebrochen, weil im Hydrauliksystem der Core Stage Auxiliary Power Unit (CAPU) von Triebwerk 2 während des Schubvektorsteuerungs-Systemtests (TVC) absichtlich konservative Testparameter verletzt wurden . Die CAPU von Triebwerk 2 wurde automatisch abgeschaltet, aber wenn dieses Problem während des Fluges aufgetreten wäre, hätte es keinen Abbruch verursacht, da die verbleibenden CAPUs in der Lage sind, das TVC-System aller vier Triebwerke mit Strom zu versorgen. Der Motor erlitt auch einen anderen "Major Component Failure" im Motorsteuersystem, der durch einen Instrumentenfehler verursacht wurde. Dies hätte während eines tatsächlichen Startversuchs einen Abbruch des Startcountdowns ausgelöst.

Am 18. März 2021 wurden die vier RS-25-Kernstufentriebwerke im Rahmen des zweiten SLS-Kernstufen-Hot-Fire-Tests, der die volle Dauer von 500 Sekunden dauerte, erneut gezündet und die Artemis 1-Kernstufe erfolgreich für den Flug zertifiziert.

XS-1

Am 24. Mai 2017 gab die DARPA bekannt, dass sie The Boeing Company ausgewählt hat , um die Designarbeiten am XS-1-Programm abzuschließen. Der Technologiedemonstrator sollte ein Aerojet Rocketdyne AR-22-Triebwerk verwenden. Die AR-22 war eine Version der RS-25, deren Teile von Aerojet Rocketdyne und NASA-Inventaren aus frühen Versionen des Triebwerks bezogen wurden. Im Juli 2018 schloss Aerojet Rocketdyne erfolgreich 10 100-Sekunden-Schüsse der AR-22 in 10 Tagen ab.

Am 22. Januar 2020 gab Boeing bekannt, dass sie aus dem XS-1-Programm aussteigen und der AR-22 keine Rolle mehr überlassen wird.

Siehe auch

Anmerkungen

Externes Video
Videosymbol STS-49 Flugbereitschaftsfeuerung
Videosymbol Zeitraffervideo der STS-135 SSME-Installation
Videosymbol RS-25-Motortest für SLS am 28. Mai 2015
Videosymbol RS-25 Motorsteuerung Systemtest am 27. Juli 2017

Verweise

Gemeinfrei Dieser Artikel enthält  gemeinfreies Material von Websites oder Dokumenten der National Aeronautics and Space Administration .

Externe Links