| RS-25/SSME (RS-25) | |
|---|---|
| Pruebas en el stand del motor principal del transbordador espacial . | |
| Tipo de | LRE |
| Combustible | hidrógeno líquido |
| oxidante | oxígeno líquido |
| cámaras de combustión | una |
| País | EE.UU |
| Uso | |
| Tiempo de funcionamiento | 12 de abril de 1981 - en uso |
| Solicitud | Спейс шаттл (космический челнок), SLS |
| Producción | |
| Constructor | Rocketdyne , Estados Unidos |
| tiempo de creación | 1972 - 1977 |
| producido | desde el 18 de febrero de 1977 |
Características de peso y tamaño. |
|
| Peso | 3390kg |
| Altura | 4240mm |
| Diámetro | 2400mm |
| Características de funcionamiento | |
| empuje |
222,6 tf en vacío (104,5 % de empuje) 181,4 tf al nivel del mar |
| Impulso específico |
452,5 s en el vacío 363 s al nivel del mar |
| Horas Laborales | 520c |
| Presión en la cámara de combustión | 18,9 MPa (192,7 en ) |
| Grado de expansión | 77.50 |
| relación empuje-peso | 73.12 |
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RS-25 (Rocket system 25, ing. Rocket System 25, RS-25 ) o SSME ( ing. Space Shuttle Main Engine - el motor principal del transbordador espacial) es un motor de cohete de combustible líquido (LRE) de Rocketdine , EE . UU. . Se utilizó en el planeador del sistema de transporte espacial Space Shuttle , cada uno de los cuales estaba equipado con tres de esos motores. Los componentes principales del combustible de un motor son el oxígeno líquido ( oxidante ) y el hidrógeno ( combustible ). RS-25 utiliza un esquema de ciclo cerrado (con poscombustión del gas del generador).
El RS-25, en su aplicación en el transbordador espacial , quema oxígeno líquido e hidrógeno, que provienen del tanque central del sistema de transporte. El transbordador espacial MTKK usó tres de estos motores cuando se lanzó al espacio además del empuje proporcionado por impulsores sólidos (además de los tres motores principales, el transbordador tenía 44 motores cohete más pequeños alrededor de su superficie, que formaban parte del sistema de maniobra orbital y jet control system (RCS), brindando la posibilidad de maniobrar en órbita). En ocasiones, el sistema de maniobra orbital (OMS) también se utilizó en el lanzamiento.
Cada uno de estos motores proporciona hasta 181,4 tf (1,8 MN ) de empuje en el lanzamiento. El impulso específico del RS-25 es de 453 s en el vacío y 363 s al nivel del mar (4440 y 3560 m/s, respectivamente). La masa del motor es de 3,2 toneladas.
Las características de la implementación de este motor son:
LRE RS-25 funciona a temperaturas extremas. El hidrógeno líquido utilizado como combustible se almacena a -253°C, mientras que la temperatura en la cámara de combustión alcanza los 3300°C, que está por encima del punto de ebullición del hierro . Durante el funcionamiento, los RS-25 consumen 3917 litros de combustible por segundo. El caudal másico de los componentes en este caso:
El apagado del motor ocurre de la siguiente manera: el combustible y el oxidante bombeados a través de las tuberías desde el tanque central dejan de fluir debido al bloqueo del acceso de los residuos de combustible al sistema; el sistema de combustible, incluida la unión a los tres SSME, permanece abierto para expulsar el combustible residual de las tuberías.
Двигатели сниículos _ _
El oxidante del tanque de combustible externo ingresa al orbitador en la conexión de acoplamiento del transbordador con el tanque externo y luego al sistema principal de suministro de oxígeno líquido del transbordador. Allí se bifurca en tres canales, uno para cada motor. En cada ramal, la preválvula de oxígeno líquido debe estar abierta para permitir el flujo hacia el oxidante booster THA ( ej. Turbobomba de Oxidador de Baja Presión, LPOTP ).
El booster THA del comburente consiste en una bomba axial rotada por una turbina de seis etapas, la cual es alimentada con oxígeno líquido tomado de la salida de la bomba de oxígeno principal. La bomba de este TNA aumenta la presión del oxígeno líquido de 100 a 422 psi (0,7 a 2,9 MPa ; 6,8 a 29,6 atm ). El eje LPOTP gira aproximadamente a 5150 rpm (85,8 rpm ). El oxidante THA de refuerzo mide aproximadamente 457 x 457 mm (18 por 18 pulgadas) y está conectado a la línea de suministro de oxígeno líquido y unido a la estructura del transbordador. El flujo del oxidante THA de refuerzo se alimenta a la bomba oxidante principal del oxidante HHA principal (en lo sucesivo, el oxidante THA - Turbobomba de oxidante de alta presión en inglés, HPOTP ). El HPOTP consta de dos bombas centrífugas de una sola etapa, la bomba del oxidante principal y la bomba del oxidante del gasificador, que están montadas en el mismo eje y accionadas por una turbina de dos etapas, que a su vez es impulsada por el gas generador del oxidante GG. THA. Mientras el motor está funcionando, la presurización del oxidante de prebomba permite que la bomba principal del oxidante HPOTP funcione a altas velocidades sin cavitación .
La bomba principal del oxidante eleva la presión del oxidante de 422 psi en la salida de la bomba de refuerzo del oxidante a 4300 psi (2,9 a 30 MPa; 29,6 a 306 atm) y gira a 28120 rpm (468,7 rpm). El flujo de oxígeno líquido después de la bomba oxidante principal se divide en cuatro partes:
Dado que la turbina y las bombas HPOTP están montadas en un eje común, y la turbina es impulsada por el flujo de gas generador reductor caliente, esta área crea una proximidad peligrosa entre el gas reductor en la turbina y el oxígeno líquido en la bomba principal. Por esta razón, la turbina THA del comburente y la bomba principal del comburente están separadas entre sí por una cavidad con sellos, en la que, durante el funcionamiento del motor, se suministra helio a una presión superior a la presión del comburente en la salida de la bomba. La reducción de la presión de helio conduce a una parada automática del motor.
El tamaño del oxidante THA es de aproximadamente 610 por 914 mm (24 por 36 pulgadas). Está embridado al colector de gas del generador.
El combustible ( hidrógeno líquido ) ingresa al transbordador a través de una válvula dividida de la tubería de suministro y en las ramas múltiples en tres ramas de suministro idénticas para cada motor. En cada ramal de suministro de hidrógeno líquido, una preválvula permite que el hidrógeno líquido ingrese a la turbobomba de combustible de baja presión (LPFTP ) cuando la preválvula está abierta.
El booster de combustible HP consiste en una bomba axial impulsada por una turbina de dos etapas, la cual es rotada por gas hidrógeno proveniente de la camisa de enfriamiento de la parte crítica de la tobera y la cámara de combustión. La bomba de este HP aumenta la presión del hidrógeno líquido de 30 a 276 psi (de 0,2 a 1,9 MPa ; de 2,0 a 19,4 atm ) y lo suministra a la bomba de combustible del HP de combustible principal (en adelante , el HP de combustible ) Turbobomba de combustible de alta presión, HPFTP ). Mientras el motor está funcionando, la presurización de la bomba de combustible de refuerzo permite que la bomba de combustible principal funcione a altas velocidades sin cavitación. El impulsor de combustible THA gira a una frecuencia de 16185 rpm (aproximadamente 270 rpm). El tamaño del amplificador de combustible THA es de 18 por 24 pulgadas (aproximadamente 457 por 610 mm). Está conectado a la tubería de suministro de hidrógeno líquido y está unido a la estructura del transbordador en el lado opuesto del oxidante de refuerzo TNA. La tubería de hidrógeno líquido de LPFTP a HPFTP está aislada térmicamente para evitar la licuefacción del aire en su superficie.
La HPP de combustible consta de una bomba de combustible centrífuga de tres etapas impulsada por una turbina de dos etapas que gira mediante el gas caliente reductor del gas combustible. La bomba de este TNA aumenta la presión de hidrógeno líquido de 276 -a la salida de la bomba de refuerzo de combustible- a 6515 psi (de 1,9 a 45 MPa ; de 19,4 a 458,9 atm ). La bomba de combustible gira a 35.360 rpm (aproximadamente 589 rpm). El flujo de líquido a la salida de la bomba se dirige a la válvula principal de combustible y luego se divide en tres ramas:
El tamaño del combustible THA es de 22 por 44 pulgadas (aproximadamente 559 por 1117 mm). Está embridado al colector de gas del generador.
Los generadores de gas oxidante y combustible están soldados a los colectores de gas caliente. El combustible y el oxidante ingresan a ambos GG y se mezclan para que pueda ocurrir la combustión. Los encendedores están ubicados en el centro del cabezal mezclador de cada GG y representan una pequeña antecámara. Cada encendedor contiene dos encendedores de chispa (para fines de redundancia) que son controlados por el controlador del motor y se utilizan durante el proceso de arranque del motor para encender cada GG. Se apagan después de unos tres segundos, porque el proceso de combustión en el GG se vuelve autosuficiente. El generador de combustible genera un gas generador reductor (gas con un exceso de combustible quemado de forma incompleta), que pasa a través de la turbina HP de combustible y lo hace girar, girando la bomba HP. El oxidante HG también genera un gas generador de reducción que pasa a través de la turbina del oxidante THA y lo hace girar, haciendo girar las bombas del oxidante THA.
El empuje del motor está controlado por cinco válvulas en cada motor (oxidante GG, oxidante de combustible GG, válvula de oxidación principal, válvula de combustible principal, válvula de control de enfriamiento de boquilla crítica), que se accionan hidráulicamente y se controlan mediante señales eléctricas del controlador del motor. Se pueden cerrar completamente utilizando un sistema de suministro de helio como sistema de actuación de respaldo.
Las velocidades de rotación de los ejes del THA del comburente y del THA del combustible dependen de la presión del gas caliente generado en el GG correspondiente. Estas válvulas son controladas por la unidad de control del motor, que a través de ellas aumenta o disminuye el flujo de oxígeno líquido a través del GG correspondiente, aumentando o disminuyendo las presiones en los generadores de gas, aumentando o disminuyendo así las velocidades de rotación de ambas turbinas del principal. HP, aumentando o disminuyendo el caudal de ambos componentes bombeados por las correspondientes bombas de alta presión, lo que aumenta o disminuye el empuje del motor. Las válvulas oxidantes de ambos GG trabajan juntas para controlar el empuje del motor y mantener una relación constante de flujo de componentes de 6:1.
La válvula principal del oxidante y la válvula principal de combustible controlan el flujo de oxígeno líquido e hidrógeno líquido al motor, respectivamente, y están controladas por los controladores de cada motor. Cuando el motor está en marcha, las válvulas principales de ambos componentes están completamente abiertas.
El control del comburente y del combustible THA lo realiza el controlador del motor regulando los caudales de los componentes con válvulas para mantener la relación de masa de los componentes del combustible igual a 6:1.
La cámara de combustión (CC) recibe gas caliente enriquecido con combustible del colector de la camisa de enfriamiento. El hidrógeno gaseoso y el oxígeno líquido ingresan a la cámara de combustión a través de un inyector que mezcla los componentes del combustible. Un pequeño postquemador de encendido eléctrico está ubicado en el centro del inyector. El encendedor de reserva dual se utiliza durante las operaciones de arranque del motor para iniciar el proceso de combustión. El inyector principal y el cono CC están soldados al colector de gas caliente. Además, el CS está conectado al colector de gas caliente mediante conexiones atornilladas.
La superficie interna del OCS y la boquilla se enfrían con hidrógeno líquido , que fluye a través de canales soldados de acero inoxidable en la pared. La boquilla es una extensión en forma de campana del cuerpo CS, que está conectada a ella con pernos . La longitud es de 2,9 m, el diámetro exterior en la base es de 2,4 m El anillo de soporte, que está soldado al extremo superior de la boquilla, es el punto de unión para el escudo térmico exterior del orbitador. La protección térmica es necesaria para las partes del motor que están expuestas al calor externo durante el lanzamiento, el ascenso a la órbita, el vuelo orbital y el regreso desde la órbita. El aislamiento consta de cuatro capas de guata de metal cubiertas con una hoja de metal .
El coeficiente de expansión de la tobera en el LRE RS-25 igual a 77 es demasiado grande para que el motor funcione a nivel del mar a una presión en el OCS igual a 192,7 atm . En una tobera de este tamaño, debe haber una parada en el flujo del chorro, lo que puede causar problemas de control e incluso daños mecánicos a la nave. Para evitar tal desarrollo de eventos, los ingenieros de Rocketdyne cambiaron el ángulo de expansión de la boquilla, reduciéndolo cerca de la salida, lo que aumentó la presión cerca del anillo exterior a 0,3-0,4 atm y, en general, resolvió el problema. [una]
Las cinco válvulas de combustible del RS-25 son accionadas hidráulicamente y controladas eléctricamente por el controlador. Se pueden cerrar completamente utilizando un sistema de suministro de helio como sistema de actuación de respaldo.
La válvula oxidante principal y la válvula de control de presión de combustible se utilizan después del apagado. Permanecen abiertos para descargar el combustible restante y el oxidante en el sistema de combustible por el costado del transbordador. Una vez que se completa el reinicio, las válvulas se cierran y permanecen cerradas hasta el final del vuelo.
El cojinete esférico del cojinete está atornillado al conjunto del inyector principal y proporciona una conexión entre el motor y la lanzadera. Las bombas de baja presión están instaladas en un ángulo de 180° desde la parte trasera del fuselaje del transbordador, que está diseñado para recibir la carga de los motores en el momento del lanzamiento. Las líneas de tubería desde las bombas de cabeza baja a las de cabeza alta proporcionan espacio y espacio para reposicionar el motor con fines de vectorización de empuje .
La válvula de control de enfriamiento está ubicada en la línea de derivación de enfriamiento de la parte crítica de la boquilla de cada motor. El controlador del motor regula la cantidad de hidrógeno desviado por la camisa de enfriamiento de la boquilla, controlando así su temperatura. La válvula de control de enfriamiento está completamente abierta antes de arrancar el motor. Durante el funcionamiento del motor, la válvula está totalmente abierta con un empuje del 100 al 109 % para una refrigeración mínima. Para un rango de empujes del 65 al 100 %, su posición cambiará del 66,4 al 100 % del orificio para un enfriamiento máximo.
El estrangulamiento del empuje SSME se puede realizar en el rango de 67 a 109% de la potencia de diseño. Durante los lanzamientos en curso, se utiliza un nivel de 104,5 % y se pueden utilizar niveles de 106-109 % en situaciones de emergencia. El empuje se especifica para el nivel del mar y el vacío, en los que LRE funciona mejor debido a la ausencia de efectos atmosféricos:
La especificación de niveles de empuje por encima del 100 % significa que el motor está funcionando por encima del nivel normal establecido por los desarrolladores. [2]
Aunque el uso del RS-25 en este caso parecía una evolución de la tecnología MTRC tras su supuesta salida en 2010, esta solución presentaba algunos inconvenientes:
Después de que se hicieron algunos cambios en el diseño de Ares-1 y Ares-5, se decidió utilizar una modificación del motor cohete J-2X en la segunda etapa del Ares-1 y seis motores cohete RS-68 B modificados en el Ares. -5 primera etapa.
SLSEl motor se utilizará como motor principal en el vehículo de lanzamiento superpesado SLS (Space Launch System) para enviar expediciones tripuladas a Marte y la Luna (por ejemplo, el 29 de julio de 2016 se llevaron a cabo pruebas de fuego del RS-25 , actualizado a los parámetros SLS [3] ).
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