RS-25


Los Aerojet Rocketdyne RS-25 , también conocido como el motor principal del transbordador espacial ( SSME ), [4] es un combustible líquido motor de cohete criogénico que se utilizó en la NASA 's transbordador espacial . La NASA planea continuar usando el RS-25 en el sucesor del Transbordador Espacial, el Sistema de Lanzamiento Espacial (SLS).

Diseñado y fabricado en los Estados Unidos por Rocketdyne (más tarde conocido como Pratt & Whitney Rocketdyne y Aerojet Rocketdyne ), el RS-25 quema propulsores criogénicos de hidrógeno líquido y oxígeno líquido , y cada motor produce 1.859 kN (418.000 lb f ) de empuje en el despegue. . Aunque el RS-25 puede rastrear su herencia hasta la década de 1960, el desarrollo concertado del motor comenzó en la década de 1970, con el primer vuelo, STS-1 , que tuvo lugar el 12 de abril de 1981. El RS-25 ha sufrido varias mejoras con respecto a su historial operativo para mejorar la confiabilidad, seguridad y carga de mantenimiento del motor.

El motor produce un impulso específico ( I sp ) de 452 segundos (4,43 km / s) en el vacío, o 366 segundos (3,59 km / s) al nivel del mar, tiene una masa de aproximadamente 3,5 toneladas (7700 libras) y es capaz de estrangular entre el 67% y el 109% de su nivel de potencia nominal en incrementos del uno por ciento. Los componentes del RS-25 funcionan a temperaturas que oscilan entre −253 y 3300 ° C (−400 a 6,000 ° F). [1]

El transbordador espacial usó un grupo de tres motores RS-25 montados en la estructura de popa del orbitador , con combustible extraído del tanque externo . Los motores se utilizaron para la propulsión durante la totalidad del ascenso de la nave espacial, con un empuje adicional proporcionado por dos propulsores de cohetes sólidos y los dos motores del sistema de maniobra orbital AJ10 del orbitador . Después de cada vuelo, los motores RS-25 fueron retirados del orbitador, inspeccionados y reacondicionados antes de ser reutilizados en otra misión. En los vuelos del Space Launch System, los motores serán prescindibles. Para los primeros cuatro vuelos, los motores sobrantes del programa del Transbordador Espacial serán reacondicionados y utilizados antes de que la NASA cambie a la variante RS-25E simplificada.

A diagram showing the components of an RS-25 engine. See adjacent text for details.
Diagrama simplificado de RS-25
A flowchart showing the flow of liquid hydrogen fuel through an RS-25 engine. See adjacent text for details.
Flujo de combustible
A flowchart showing the flow of liquid oxygen oxidizer through an RS-25 engine. See adjacent text for details.
Flujo de oxidante
Flujo de propelente RS-25

El motor RS-25 consta de varias bombas, válvulas y otros componentes que trabajan en conjunto para producir empuje . El combustible ( hidrógeno líquido ) y el oxidante ( oxígeno líquido ) del tanque externo del transbordador espacial ingresaron al orbitador por las válvulas de desconexión umbilical y desde allí fluyeron a través de las líneas de alimentación del sistema de propulsión principal (MPS) del orbitador; mientras que en el Space Launch System (SLS), el combustible y el oxidante de la etapa central del cohete fluirán directamente hacia las líneas MPS. Una vez en las líneas MPS, el combustible y el oxidante se ramifican en caminos separados hacia cada motor (tres en el transbordador espacial, cuatro en el SLS). En cada rama, las preválvulas permiten que los propulsores entren en el motor. [5] [6]

Una vez en el motor, los propulsores fluyen a través de turbobombas de combustible y oxidante de baja presión (LPFTP y LPOTP), y de allí a turbobombas de alta presión (HPFTP y HPOTP). Desde estos HPTP, los propulsores toman diferentes rutas a través del motor. El oxidante se divide en cuatro caminos separados: al intercambiador de calor del oxidante , que luego se divide en los sistemas de presurización y supresión de pogo del tanque del oxidante ; a la turbobomba oxidante de baja presión (LPOTP); al prequemador oxidante de alta presión, desde el cual se divide en la turbina HPFTP y HPOTP antes de reunirse en el colector de gas caliente y enviarse a la cámara de combustión principal (MCC); o directamente en los inyectores de la cámara de combustión principal (MCC).

Mientras tanto, el combustible fluye a través de la válvula principal de combustible hacia los sistemas de enfriamiento regenerativo para la boquilla y el MCC, o a través de la válvula de refrigeración de la cámara. El combustible que pasa a través del sistema de enfriamiento del MCC vuelve a pasar a través de la turbina LPFTP antes de dirigirse al sistema de presurización del tanque de combustible o al sistema de enfriamiento del múltiple de gas caliente (desde donde pasa al MCC). El combustible en los sistemas de la válvula de refrigeración de la cámara y el enfriamiento de la boquilla se envía a través de prequemadores a la turbina HPFTP y HPOTP antes de reunirse nuevamente en el colector de gas caliente, desde donde pasa a los inyectores MCC. Una vez en los inyectores, los propulsores se mezclan y se inyectan en la cámara de combustión principal donde se encienden. La mezcla de propulsor en combustión se expulsa a través de la garganta y la campana de la boquilla del motor, cuya presión crea el empuje. [5]

Turbobombas

Sistema oxidante

La turbobomba oxidante de baja presión (LPOTP) es una bomba de flujo axial que opera a aproximadamente 5,150 rpm impulsada por una turbina de seis etapas impulsada por oxígeno líquido a alta presión de la turbobomba oxidante de alta presión (HPOTP). Aumenta la presión del oxígeno líquido de 0,7 a 2,9 MPa (100 a 420 psi), y el flujo del LPOTP se suministra luego al HPOTP. Durante el funcionamiento del motor, el aumento de presión permite que la turbina oxidante de alta presión funcione a altas velocidades sin cavitación . El LPOTP, que mide aproximadamente 450 por 450 mm (18 por 18 pulgadas), está conectado al conducto de propulsor del vehículo y se sostiene en una posición fija al estar montado en la estructura del vehículo de lanzamiento. [5]

Luego, montado antes del HPOTP, está el acumulador del sistema de supresión de oscilación pogo . [7] Para su uso, está precargado y poscargado con He y cargado con O gaseoso
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del intercambiador de calor y, al no tener membrana, funciona recirculando continuamente el gas de carga. Dentro del acumulador están presentes varios deflectores de varios tipos para controlar el chapoteo y la turbulencia, lo cual es útil en sí mismo y también para evitar el escape de gas al conducto del oxidante de baja presión para ser ingerido en el HPOTP.

El HPOTP consta de dos bombas centrífugas de una etapa (una bomba principal y una bomba de precombustión) montadas en un eje común y accionadas por una turbina de gas caliente de dos etapas. La bomba principal aumenta la presión del oxígeno líquido de 2,9 a 30 MPa (420 a 4,350 psi) mientras opera a aproximadamente 28,120 rpm, dando una potencia de 23,260  hp (17,34  MW ). El flujo de descarga de HPOTP se divide en varios caminos, uno de los cuales impulsa la turbina LPOTP. Otro camino es hacia y a través de la válvula oxidante principal y entra en la cámara de combustión principal. Otra pequeña ruta de flujo se extrae y se envía al intercambiador de calor del oxidante . El oxígeno líquido fluye a través de una válvula anti-inundación que evita que ingrese al intercambiador de calor hasta que haya suficiente calor para que el intercambiador de calor utilice el calor contenido en los gases descargados de la turbina HPOTP, convirtiendo el oxígeno líquido en gas. El gas se envía a un colector y luego se dirige para presurizar el tanque de oxígeno líquido. Otro camino ingresa a la bomba de precombustión de segunda etapa HPOTP para aumentar la presión del oxígeno líquido de 30 a 51 MPa (4,300 psia a 7,400 psia). Pasa a través de la válvula del oxidante del prequemador del oxidante al prequemador del oxidante, y a través de la válvula del oxidante del prequemador de combustible al prequemador de combustible. El HPOTP mide aproximadamente 600 por 900 mm (24 por 35 pulgadas). Se fija mediante bridas al colector de gas caliente. [5]

La turbina HPOTP y las bombas HPOTP están montadas en un eje común. La mezcla de los gases calientes ricos en combustible en la sección de la turbina y el oxígeno líquido en la bomba principal puede crear un peligro y, para evitarlo, las dos secciones están separadas por una cavidad que es purgada continuamente por el suministro de helio del motor durante el funcionamiento del motor. . Dos sellos minimizan las fugas en la cavidad; un sello está ubicado entre la sección de la turbina y la cavidad, mientras que el otro está entre la sección de la bomba y la cavidad. La pérdida de presión de helio en esta cavidad da como resultado el apagado automático del motor. [5]

Sistema de combustible

La turbobomba de combustible de baja presión (LPFTP) es una bomba de flujo axial impulsada por una turbina de dos etapas impulsada por hidrógeno gaseoso. Aumenta la presión del hidrógeno líquido de 30 a 276 psia (0,2 a 1,9 MPa) y lo suministra a la turbobomba de combustible de alta presión (HPFTP). Durante el funcionamiento del motor, el aumento de presión proporcionado por el LPFTP permite que el HPFTP funcione a altas velocidades sin cavitación. El LPFTP funciona a alrededor de 16.185 rpm y tiene un tamaño de aproximadamente 450 por 600 mm (18 por 24 pulgadas). Está conectado al conducto de propulsor del vehículo y se sostiene en una posición fija al estar montado en la estructura del vehículo de lanzamiento. [5]

La HPFTP es una bomba centrífuga de tres etapas impulsada por una turbina de gas caliente de dos etapas. Aumenta la presión del hidrógeno líquido de 1,9 a 45 MPa (276 a 6,515 psia) y opera a aproximadamente 35,360 rpm con una potencia de 71,140 hp. El flujo de descarga de la turbobomba se dirige hacia la válvula principal y a través de ella y luego se divide en tres vías de flujo. Un camino es a través de la camisa de la cámara de combustión principal, donde el hidrógeno se usa para enfriar las paredes de la cámara. Luego se enruta desde la cámara de combustión principal al LPFTP, donde se utiliza para impulsar la turbina LPFTP. Luego, una pequeña porción del flujo del LPFTP se dirige a un colector común de los tres motores para formar una ruta única hacia el tanque de hidrógeno líquido para mantener la presurización. El hidrógeno restante pasa entre las paredes interior y exterior del colector de gas caliente para enfriarlo y luego se descarga en la cámara de combustión principal. Una segunda ruta de flujo de hidrógeno desde la válvula principal de combustible pasa por la boquilla del motor (para enfriar la boquilla). Luego se une a la tercera ruta de flujo desde la válvula de refrigeración de la cámara. Este flujo combinado se dirige luego a los prequemadores de combustible y oxidante. El HPFTP tiene un tamaño aproximado de 550 por 1100 mm (22 por 43 pulgadas) y está unido al colector de gas caliente mediante bridas. [5]

Cabeza de la energía

El gran tubo plateado en la parte superior transporta combustible desde la turbobomba de combustible de baja presión (no visible) a la turbobomba de combustible de alta presión (HPFTP, tambor plateado en la parte inferior izquierda). La parte superior del HPFTP está atornillada a parte del colector de gas caliente (negro, con tubería diagonal marrón) y encima está el prequemador de combustible (también negro, con la tubería marrón entrando a la derecha). [7]

Prequemadores

Los prequemadores de comburente y de combustible están soldados al colector de gas caliente. El combustible y el oxidante entran en los prequemadores y se mezclan para que pueda producirse una combustión eficiente. El encendedor de chispa aumentado es una pequeña cámara de combinación ubicada en el centro del inyector de cada prequemador. El controlador del motor activa dos encendedores de chispa de doble redundancia y se utilizan durante la secuencia de arranque del motor para iniciar la combustión en cada prequemador. Se apagan después de aproximadamente tres segundos porque el proceso de combustión es autosuficiente. Los prequemadores producen los gases calientes ricos en combustible que pasan a través de las turbinas para generar la energía necesaria para operar las turbobombas de alta presión. El flujo de salida del prequemador del oxidante impulsa una turbina que está conectada al HPOTP y a la bomba del prequemador del oxidante. El flujo de salida del prequemador de combustible impulsa una turbina que está conectada al HPFTP. [5]

La velocidad de las turbinas HPOTP y HPFTP depende de la posición de las correspondientes válvulas oxidante y oxidante del prequemador de combustible. Estas válvulas son colocadas por el controlador del motor, que las usa para regular el flujo de oxígeno líquido a los prequemadores y, por lo tanto, controlar el empuje del motor. El oxidante y las válvulas del oxidante del prequemador de combustible aumentan o disminuyen el flujo de oxígeno líquido, aumentando o disminuyendo así la presión de la cámara del prequemador, la velocidad de la turbina HPOTP y HPFTP y el flujo de oxígeno líquido e hidrógeno gaseoso hacia la cámara de combustión principal, lo que aumenta o disminuye el empuje del motor. Las válvulas del oxidante y del prequemador de combustible funcionan juntas para acelerar el motor y mantener una proporción constante de mezcla de propulsante de 6.03: 1. [3]

El oxidante principal y las válvulas principales de combustible controlan el flujo de oxígeno líquido e hidrógeno líquido al motor y son controlados por cada controlador de motor. Cuando un motor está funcionando, las válvulas principales están completamente abiertas. [5]

Cámara de combustión principal

La cámara de combustión principal (MCC) del motor recibe gas caliente rico en combustible de un circuito de refrigeración del colector de gas caliente. El hidrógeno gaseoso y el oxígeno líquido ingresan a la cámara en el inyector, que mezcla los propulsores. La mezcla se enciende mediante el "encendedor de chispa aumentado", una llama de H 2 / O 2 en el centro del cabezal del inyector. [8] El inyector principal y el conjunto de la cúpula están soldados al colector de gas caliente y el MCC también está atornillado al colector de gas caliente. [5] El MCC comprende una carcasa estructural hecho de Inconel 718 que se alinea con una de cobre - plata - zirconio aleación llamada NARloy-Z, desarrollado específicamente para el RS-25 en la década de 1970. Alrededor de 390 canales están mecanizados en la pared del revestimiento para transportar hidrógeno líquido a través del revestimiento para proporcionar enfriamiento del MCC, ya que la temperatura en la cámara de combustión alcanza los 3300 ° C (6000 ° F) durante el vuelo, más alta que el punto de ebullición del hierro . [9] [10]

Una alternativa para la construcción de motores RS-25 que se utilizarán en misiones SLS es el uso de cerámicas estructurales avanzadas, como revestimientos de barrera térmica (TBC) y compuestos de matriz cerámica (CMC). [11] Estos materiales poseen conductividades térmicas significativamente más bajas que las aleaciones metálicas, lo que permite una combustión más eficiente y reduce los requisitos de enfriamiento. Los TBC son capas delgadas de óxido cerámico depositadas sobre componentes metálicos, que actúan como una barrera térmica entre los productos de combustión gaseosos calientes y la cubierta metálica. Un TBC aplicado a la carcasa de Inconel 718 durante la producción podría extender la vida útil del motor y reducir el costo de enfriamiento. Además, las CMC se han estudiado como un reemplazo de las superaleaciones a base de Ni y están compuestas por fibras de alta resistencia (BN, C) dispersas continuamente en una matriz de SiC. Un MCC compuesto por un CMC, aunque menos estudiado y más lejos de su realización que la aplicación de un TBC, podría ofrecer niveles sin precedentes de eficiencia del motor.

Boquilla

Las boquillas de los tres RS-25 del transbordador espacial Columbia tras el aterrizaje del STS-93

La boquilla del motor mide 3,1 m (121 pulgadas) de largo con un diámetro de 0,26 m (10,3 pulgadas) en su garganta y 2,30 m (90,7 pulgadas) en su salida. [12] La boquilla es una extensión en forma de campana atornillada a la cámara de combustión principal, conocida como boquilla de Laval . La boquilla RS-25 tiene una relación de expansión inusualmente grande (aproximadamente 69: 1) para la presión de la cámara. [13] A nivel del mar, una boquilla de esta relación normalmente experimentaría una separación del flujo del chorro de la boquilla, lo que causaría dificultades de control e incluso podría dañar mecánicamente el vehículo. Sin embargo, para ayudar al funcionamiento del motor, los ingenieros de Rocketdyne variaron el ángulo de las paredes de la boquilla del óptimo teórico para el empuje, reduciéndolo cerca de la salida. Esto eleva la presión alrededor del borde a una presión absoluta entre 4,6 y 5,7 psi (32 y 39 kPa) y evita la separación del flujo. La parte interior del flujo está a una presión mucho más baja, alrededor de 2 psi (14 kPa) o menos. [14] La superficie interior de cada boquilla se enfría mediante el hidrógeno líquido que fluye a través de los conductos de refrigeración de las paredes de los tubos de acero inoxidable soldados . En el transbordador espacial, un anillo de soporte soldado al extremo delantero de la boquilla es el punto de unión del motor al escudo térmico provisto por el orbitador. La protección térmica es necesaria debido a las partes de exposición que experimentan las boquillas durante las fases de lanzamiento, ascenso, en órbita y entrada de una misión. El aislamiento consta de cuatro capas de guata metálica cubiertas con una lámina metálica y una pantalla. [5]

Controlador

Un controlador de motor principal Block II RS-25D

Cada motor está equipado con un controlador principal del motor (MEC), una computadora integrada que controla todas las funciones del motor (mediante el uso de válvulas) y monitorea su desempeño. Construido por Honeywell Aerospace , cada MEC originalmente comprendía dos computadoras Honeywell HDC-601 redundantes , [15] luego actualizado a un sistema compuesto por dos procesadores Motorola 68000 (M68000) doblemente redundantes (para un total de cuatro M68000 por controlador). [16] Tener el controlador instalado en el motor mismo simplifica enormemente el cableado entre el motor y el vehículo de lanzamiento, porque todos los sensores y actuadores están conectados directamente solo al controlador, cada MEC luego se conecta a las computadoras de propósito general del orbitador (GPC) ) o la suite de aviónica del SLS a través de su propia unidad de interfaz de motor (EIU). [17] El uso de un sistema dedicado también simplifica el software y, por lo tanto, mejora su confiabilidad.

Dos computadoras independientes de doble CPU, A y B, forman el controlador; dando redundancia al sistema. La falla del sistema controlador A conduce automáticamente a un cambio al sistema controlador B sin obstaculizar las capacidades operativas; la falla subsiguiente del sistema del controlador B proporcionaría una parada ordenada del motor. Dentro de cada sistema (A y B), los dos M68000 operan en paso de bloqueo , lo que permite que cada sistema detecte fallas comparando los niveles de señal en los buses de los dos procesadores M68000 dentro de ese sistema. Si se encuentran diferencias entre los dos buses, se genera una interrupción y el control se transfiere al otro sistema. Debido a las sutiles diferencias entre los M68000 de Motorola y el fabricante de segunda fuente TRW , cada sistema usa M68000 del mismo fabricante (por ejemplo, el sistema A tendría dos CPU Motorola mientras que el sistema B tendría dos CPU fabricados por TRW). La memoria para los controladores del bloque I era del tipo de cable plateado , que funciona de manera similar a la memoria de núcleo magnético y retiene los datos incluso después de que se apaga la energía. [18] Los controladores Block II usaban RAM estática CMOS convencional . [dieciséis]

Los controladores fueron diseñados para ser lo suficientemente resistentes como para sobrevivir a las fuerzas del lanzamiento y demostraron ser extremadamente resistentes a los daños. Durante la investigación del accidente del Challenger , los dos MEC (de los motores 2020 y 2021), recuperados del fondo marino, se entregaron a Honeywell Aerospace para su examen y análisis. Un controlador estaba roto en un lado y ambos estaban severamente corroídos y dañados por la vida marina. Ambas unidades se desmontaron y las unidades de memoria se lavaron con agua desionizada. Después de secarlos y hornearlos al vacío , se recuperaron los datos de estas unidades para su examen forense. [19]

Válvulas principales

Para controlar la salida del motor, el MEC opera cinco válvulas propulsoras accionadas hidráulicamente en cada motor; el oxidante, el oxidante del prequemador, el oxidante del prequemador de combustible, el oxidante principal, el combustible principal y las válvulas de refrigeración de la cámara. En caso de emergencia, las válvulas se pueden cerrar completamente utilizando el sistema de suministro de helio del motor como sistema de actuación de respaldo. [5]

En el transbordador espacial, el oxidante principal y las válvulas de purga de combustible se usaron después del apagado para descargar cualquier propelente residual, con el oxígeno líquido residual ventilando a través del motor y el hidrógeno líquido residual ventilando a través de las válvulas de llenado y drenaje de hidrógeno líquido. Una vez que se completó el vaciado, las válvulas se cerraron y permanecieron cerradas durante el resto de la misión. [5]

Una válvula de control de refrigerante está montada en el conducto de derivación de refrigerante de la cámara de combustión de cada motor. El controlador del motor regula la cantidad de hidrógeno gaseoso que se deja pasar por alto el circuito de refrigerante de la boquilla, controlando así su temperatura. La válvula de refrigerante de la cámara está 100% abierta antes del arranque del motor. Durante el funcionamiento del motor, está 100% abierto para ajustes del acelerador del 100 al 109% para un enfriamiento máximo. Para ajustes del acelerador entre 65 y 100%, su posición osciló entre 66,4 y 100% abierto para un enfriamiento reducido. [5]

Cardán

Prueba de cardán RS-25

Cada motor está instalado con un cojinete cardán , una rótula universal de rótula que está atornillada al vehículo de lanzamiento por su brida superior y al motor por su brida inferior. Representa la interfaz de empuje entre el motor y el vehículo de lanzamiento, soportando 7,480 lb (3,390 kg) de peso del motor y soportando más de 500,000 lbf (2,200,000 N) de empuje. Además de proporcionar un medio para acoplar el motor al vehículo de lanzamiento, el cojinete del cardán permite que el motor se pivote (o "cardán") alrededor de dos ejes de libertad con un rango de ± 10,5 °. [20] Este movimiento permite alterar el vector de empuje del motor, dirigiendo así el vehículo a la orientación correcta. El rango de cardán comparativamente grande es necesario para corregir el impulso de cabeceo que se produce debido al centro de masa en constante cambio a medida que el vehículo quema combustible en vuelo y después de la separación del propulsor. El conjunto de cojinetes mide aproximadamente 290 por 360 mm (11 por 14 pulgadas), tiene una masa de 105 lb (48 kg) y está hecho de aleación de titanio . [7]

Las turbobombas de oxígeno de baja presión y de combustible de baja presión se montaron con una separación de 180 ° en la estructura de empuje del fuselaje de popa del orbitador. Las líneas desde las turbobombas de baja presión hasta las turbobombas de alta presión contienen fuelles flexibles que permiten que las turbobombas de baja presión permanezcan estacionarias mientras que el resto del motor está cardado para el control del vector de empuje y también para evitar daños a las bombas cuando hay cargas. se les aplicaron. La línea de hidrógeno líquido del LPFTP al HPFTP está aislada para evitar la formación de aire líquido. [5]

Sistema de helio

Además de los sistemas de combustible y oxidantes, el sistema de propulsión principal del vehículo de lanzamiento también está equipado con un sistema de helio que consta de diez tanques de almacenamiento, además de varios reguladores, válvulas de retención, líneas de distribución y válvulas de control. El sistema se utiliza en vuelo para purgar el motor y proporciona presión para accionar las válvulas del motor dentro del sistema de gestión del propulsor y durante las paradas de emergencia. Durante la entrada, en el transbordador espacial, el helio restante se utilizó para purgar los motores durante la reentrada y para la represurización. [5]

Desarrollo

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Pruebas RS-25 en el Centro Espacial Stennis

La historia de las huellas RS-25 de nuevo a la década de 1960 cuando la NASA 's Marshall Space Flight Center y Rocketdyne estaban llevando a cabo una serie de estudios en los motores de alta presión, desarrollado a partir del éxito del motor J-2 utilizado en la S-II y S -Etapas superiores IVB del cohete Saturno V durante el programa Apolo . Los estudios se llevaron a cabo en el marco de un programa para actualizar los motores Saturn V, que produjo un diseño para un motor de etapa superior de 350.000 lbf (1.600 kN) conocido como HG-3 . [21] Cuando los niveles de financiación para Apollo disminuyeron, el HG-3 fue cancelado, así como los motores F-1 mejorados que ya se estaban probando. [22] Fue el diseño del HG-3 el que formaría la base del RS-25. [23]

Mientras tanto, en 1967, la Fuerza Aérea de EE. UU. Financió un estudio sobre sistemas avanzados de propulsión de cohetes para su uso durante el Proyecto Isinglass , y se le pidió a Rocketdyne que investigara los motores aerospike y Pratt & Whitney (P&W) para investigar motores de tipo de boquilla de Laval convencionales más eficientes . Al final del estudio, P&W presentó una propuesta para un motor de 250,000 lb f llamado XLR-129 , que usaba una boquilla de expansión de dos posiciones para proporcionar una mayor eficiencia en una amplia gama de altitudes. [24] [25]

En enero de 1969, la NASA otorgó contratos a General Dynamics, Lockheed, McDonnell Douglas y North American Rockwell para iniciar el desarrollo temprano del transbordador espacial. [26] Como parte de estos estudios de 'Fase A', las empresas involucradas seleccionaron una versión mejorada del XLR-129, desarrollando 415.000 lbf (1.850 kN), como motor de referencia para sus diseños. [24] Este diseño se puede encontrar en muchas de las versiones de Shuttle planeadas hasta la decisión final. Sin embargo, dado que la NASA estaba interesada en impulsar el estado del arte en todos los sentidos, decidieron seleccionar un diseño mucho más avanzado para "forzar un avance en la tecnología de motores de cohetes". [13] [24] Pidieron un nuevo diseño basado en una cámara de combustión de alta presión que funciona alrededor de 3000 psi (21.000 kPa), lo que aumenta el rendimiento del motor.

El desarrollo comenzó en 1970, cuando la NASA publicó una solicitud de propuesta para estudios de concepto de motor principal de 'Fase B', que requerían el desarrollo de un motor de tipo de Laval de combustión escalonada y regulable . [13] [24] La solicitud se basó en el diseño actual del transbordador espacial que presentaba dos etapas reutilizables, el orbitador y un propulsor de retorno con tripulación, y requería un motor que pudiera alimentar ambos vehículos a través de dos boquillas diferentes (12 motores de refuerzo con 550,000 lbf (2,400 kN) de empuje a nivel del mar cada uno y 3 motores orbitadores con 632,000 lbf (2,810 kN) de empuje de vacío cada uno). [13] Rocketdyne, P&W y Aerojet General fueron seleccionados para recibir financiamiento aunque, dado el desarrollo ya avanzado de P&W (que demuestra un motor conceptual de 350,000 lbf (1,600 kN) en funcionamiento durante el año) y la experiencia previa de Aerojet General en el desarrollo de 1,500,000 lbf (6,700 kN) motor M-1 , Rocketdyne se vio obligada a invertir una gran cantidad de dinero privado en el proceso de diseño para permitir que la empresa alcanzara a sus competidores. [24]

En el momento en que se adjudicó el contrato, las presiones presupuestarias significaron que el diseño del transbordador había cambiado a su configuración final de orbitador, tanque externo y dos impulsores, por lo que solo se requería que el motor alimentara el orbitador durante el ascenso. [13] Durante el período de estudio de la 'Fase B' de un año, Rocketdyne pudo hacer uso de su experiencia en el desarrollo del motor HG-3 para diseñar su propuesta SSME, produciendo un prototipo en enero de 1971. El motor hizo uso de un nuevo Aleación de cobre - circonio desarrollada por Rocketdyne (llamada NARloy-Z), y fue probada el 12 de febrero de 1971, produciendo una presión en la cámara de 3172 psi (21,870 kPa). Las tres empresas participantes presentaron sus ofertas de desarrollo de motores en abril de 1971, y Rocketdyne recibió el contrato el 13 de julio de 1971, aunque el trabajo de desarrollo del motor no comenzó hasta el 31 de marzo de 1972 debido a una impugnación legal de P&W. [13] [24]

Tras la adjudicación del contrato, se llevó a cabo una revisión preliminar del diseño en septiembre de 1972, seguida de una revisión crítica del diseño en septiembre de 1976, tras lo cual se estableció el diseño del motor y comenzó la construcción del primer conjunto de motores con capacidad de vuelo. La revisión final de todos los componentes del Transbordador Espacial, incluidos los motores, se llevó a cabo en 1979. Las revisiones de diseño se realizaron en paralelo con varios hitos de prueba, pruebas iniciales que consistían en componentes individuales del motor que identificaron deficiencias en varias áreas del diseño, incluido el HPFTP, HPOTP, válvulas, tobera y prequemadores de combustible. Las pruebas de los componentes individuales del motor fueron seguidas por la primera prueba de un motor completo (0002) el 16 de marzo de 1977. La NASA especificó que, antes del primer vuelo del Shuttle, los motores deben haber pasado por lo menos 65,000 segundos de prueba, un hito que se alcanzó el 23 de marzo de 1980, con el motor sometido a 110,253 segundos de pruebas en el momento de STS-1 tanto en bancos de prueba en el Centro Espacial Stennis como instalado en el Artículo Principal de Prueba de Propulsión (MPTA). El primer juego de motores (2005, 2006 y 2007) se entregó al Centro Espacial Kennedy en 1979 y se instaló en Columbia , antes de ser retirado en 1980 para realizar más pruebas y reinstalado en el orbitador. Los motores, que eran de la configuración del primer vuelo orbital tripulado (FMOF) y estaban certificados para operar al 100% del nivel de potencia nominal (RPL), fueron operados en un vigésimo segundo vuelo listo para disparar el 20 de febrero de 1981 y, después de la inspección, declarado listo para el vuelo. [13]

Programa del transbordador espacial

Los tres motores principales RS-25D del transbordador espacial Atlantis en el despegue durante STS-110
"> Reproducir medios
Secuencias de inicio y apagado de SSME

Cada transbordador espacial tenía tres motores RS-25, instalados en la estructura de popa del orbitador del transbordador espacial en la instalación de procesamiento del orbitador antes de que el orbitador fuera transferido al edificio de ensamblaje de vehículos . Si es necesario, los motores se pueden cambiar en la almohadilla. Los motores, que extraían el propulsor del tanque externo del transbordador espacial (ET) a través del sistema de propulsión principal (MPS) del orbitador, se encendieron a T − 6.6 segundos antes del despegue (con cada encendido escalonado en 120  ms [27] ), lo que permitió su el rendimiento debe comprobarse antes de la ignición de los propulsores de cohetes sólidos (SRB) del transbordador espacial, que comprometieron el lanzamiento del transbordador. [28] En el lanzamiento, los motores funcionarían al 100% de RPL, acelerando hasta un 104,5% inmediatamente después del despegue. Los motores mantendrían este nivel de potencia hasta alrededor de T + 40 segundos, donde se reducirían de nuevo a alrededor del 70% para reducir las cargas aerodinámicas en la pila del transbordador a medida que pasa por la región de máxima presión dinámica, o max. q . [nota 1] [24] [27] Los motores se volverían a acelerar hasta alrededor de T + 8 minutos, momento en el que se reducirían gradualmente hasta el 67% para evitar que la pila supere los 3  g de aceleración a medida que avanzaba. progresivamente más ligero debido al consumo de combustible. Luego, los motores se apagaron, un procedimiento conocido como corte del motor principal (MECO), alrededor de T + 8.5 minutos. [24]

Después de cada vuelo, los motores se retirarían del orbitador y se trasladarían a la Instalación de Procesamiento de Motores Principales del Transbordador Espacial (SSMEPF), donde serían inspeccionados y reacondicionados en preparación para su reutilización en un vuelo posterior. [29] Un total de 46 motores RS-25 reutilizables, cada uno con un costo de alrededor de US $ 40 millones, fueron volados durante el programa del Transbordador Espacial, y cada motor nuevo o revisado que ingresó al inventario de vuelo requirió calificación de vuelo en uno de los puestos de prueba en Stennis Space. Centro antes del vuelo. [27] [30] [31]

Actualizaciones

A chart showing the flight history of each RS-25 used during the Space Shuttle program, sorted by engine version.
Historial de vuelo de los motores principales del transbordador espacial

En el transcurso del programa del Transbordador Espacial, el RS-25 pasó por una serie de actualizaciones, incluidos cambios en la cámara de combustión, soldaduras mejoradas y cambios de turbobomba en un esfuerzo por mejorar el rendimiento y la confiabilidad del motor y así reducir la cantidad de mantenimiento requerido después del uso. . Como resultado, se utilizaron varias versiones del RS-25 durante el programa: [10] [24] [26] [27] [32] [33] [34] [35] [36]

  • FMOF (primer vuelo orbital tripulado): certificado para un nivel de potencia nominal del 100% (RPL). Utilizado para las misiones de prueba de vuelo orbital STS-1 - STS-5 (motores 2005, 2006 y 2007).
  • Fase I: Utilizado para las misiones STS-6 - STS-51-L , el motor de la Fase I ofreció una mayor vida útil y fue certificado para un 104% de RPL. Reemplazado por la Fase II después del desastre del Challenger .
  • Fase II (RS-25A): Primero voló en STS-26 , el motor de la Fase II ofreció una serie de mejoras de seguridad y fue certificado para 104% RPL y 109% de nivel de potencia total (FPL) en caso de una contingencia.
  • Bloque I (RS-25B): Volados por primera vez en STS-70 , los motores del Bloque I ofrecían turbobombas mejoradas con cojinetes cerámicos, la mitad de piezas giratorias y un nuevo proceso de fundición que reducía el número de soldaduras. Las mejoras del Bloque I también incluyeron un nuevo cabezal de potencia de dos conductos (en lugar del diseño original, que presentaba tres conductos conectados al HPFTP y dos al HPOTP), que ayudó a mejorar el flujo de gas caliente, y un intercambiador de calor del motor mejorado.
  • Bloque IA (RS-25B): Volado por primera vez en STS-73 , el motor del Bloque IA ofreció mejoras principales en los inyectores.
  • Bloque IIA (RS-25C): Primero volado en STS-89 , el motor Block IIA fue un modelo provisional utilizado mientras ciertos componentes del motor Block II completaron el desarrollo. Los cambios incluyeron una nueva cámara de combustión principal de garganta grande (que originalmente había sido recomendada por Rocketdyne en 1980), turbobombas de baja presión mejoradas y certificación para 104.5% RPL para compensar una reducción de 2 segundos (0.020 km / s) en impulso específico (planes originales) pidió que el motor se certificara al 106% para cargas útiles pesadas de la Estación Espacial Internacional , pero esto no era necesario y habría reducido la vida útil del motor). Una versión ligeramente modificada voló por primera vez en STS-96 .
  • Bloque II (RS-25D): Primero volado en STS-104 , la actualización del Bloque II incluyó todas las mejoras del Bloque IIA más una nueva turbobomba de combustible de alta presión. Este modelo se probó en tierra al 111% del FPL en caso de un aborto de contingencia y se certificó para el 109% del FPL para su uso durante un aborto intacto .

Acelerador / salida del motor

Los efectos más obvios de las actualizaciones que recibió el RS-25 a través del programa Space Shuttle fueron las mejoras en el acelerador del motor. Mientras que el motor FMOF tenía una potencia máxima de 100% RPL, los motores Block II podían acelerar hasta un 109% o 111% en una emergencia, con un rendimiento de vuelo habitual del 104,5%. Estos aumentos en el nivel del acelerador marcaron una diferencia significativa en el empuje producido por el motor: [7] [27]

Especificar niveles de potencia superiores al 100% puede parecer una tontería, pero había una lógica detrás de ello. El nivel del 100% no significa el nivel máximo de potencia física alcanzable, sino que fue una especificación que se decidió durante el desarrollo del motor: el nivel de potencia nominal esperado. Cuando estudios posteriores indicaron que el motor podía funcionar de forma segura a niveles superiores al 100%, estos niveles más altos se convirtieron en estándar. Mantener la relación original entre el nivel de potencia y el empuje físico ayudó a reducir la confusión, ya que creó una relación fija invariable para que los datos de prueba (o los datos operativos de misiones pasadas o futuras) se puedan comparar fácilmente. Si se aumentaba el nivel de potencia y se decía que el nuevo valor era del 100%, entonces todos los datos y la documentación anteriores requerirían un cambio o una verificación cruzada con el empuje físico correspondiente al nivel de potencia del 100% en esa fecha. [13] El nivel de potencia del motor afecta la confiabilidad del motor, con estudios que indican que la probabilidad de una falla del motor aumenta rápidamente con niveles de potencia superiores al 104,5%, razón por la cual los niveles de potencia superiores al 104,5% se mantuvieron solo para uso contingente. [32]

Incidentes

Este panel de control de Shuttle está configurado para seleccionar la opción abortar a órbita (ATO), como se usa en la misión STS-51-F. Una vez que se logró la órbita, la misión continuó normalmente y el orbitador regresó a la Tierra con la tripulación.
Cabezal de potencia recuperado de uno de los motores principales de Columbia . Columbia se perdió al reingresar, debido a una falla en el escudo térmico.

Durante el transcurso del programa del Transbordador Espacial, se utilizaron un total de 46 motores RS-25 (se construyó un RS-25D adicional pero nunca se utilizó). Durante los 135 misiones, para un total de 405 de motor-misiones individuales, [30] Pratt & Whitney Rocketdyne informes de una tasa de fiabilidad 99,95%, con el fracaso SSME solamente en vuelo que se produce durante transbordador espacial Challenger 's STS-51-F misión . [3] Sin embargo, los motores sufrieron una serie de fallas en el pad (abortos del secuenciador de lanzamiento de conjuntos redundantes, o RSLS) y otros problemas durante el transcurso del programa:

  • STS-41-D Discovery : el motor No. 3 provocó un apagado del RSLS en T − 4 segundos debido a la pérdida de control redundante en la válvula del motor principal, la pila se retiró y el motor se reemplazó. [37]
  • STS-51-F Challenger - El motor No. 2 provocó una parada del RSLS en T − 3 segundos debido a un mal funcionamiento de la válvula de refrigerante. [38] [39]
  • STS-51-F Challenger - Motor No. 1 (2023) apagado en T + 5:43 debido a sensores de temperatura defectuosos, lo que provocó un aborto de la órbita (aunque los objetivos y la longitud de la misión no se vieron comprometidos por la ATO). [27] [39]
  • STS-55 Columbia - El motor No. 3 provocó una parada del RSLS en T − 3 segundos debido a una fuga en la válvula de retención del prequemador de oxígeno líquido. [40]
  • STS-51 Discovery : el motor No. 2 provocó un apagado del RSLS en T − 3 segundos debido a un sensor de combustible de hidrógeno defectuoso. [41]
  • STS-68 Endeavour - El motor No. 3 (2032) provocó un apagado del RSLS en T − 1.9 segundos cuando un sensor de temperatura en su HPOTP excedió su línea roja . [42]
  • STS-93 Columbia - Se produjo un cortocircuito en el cableado eléctrico de la fase A del Proyecto AC1 del Orbiter en T + 5 segundos, lo que provocó un voltaje bajo que descalificó los controladores SSME  1A y SSME  3B, pero no requirió el apagado del motor. Además, un pasador chapado en oro de 0.1 pulgadas de diámetro y 1 pulgada de largo, que se usa para tapar un orificio de poste oxidante (una acción correctiva SSME inapropiada eliminada de la flota mediante el rediseño) se soltó dentro del inyector principal de un motor e impactó la boquilla del motor superficie interior, rompiendo tres líneas de enfriamiento de hidrógeno. Las 3 brechas resultantes causaron una fuga que resultó en un apagado prematuro del motor, cuando 4 sensores externos de LO 2 del tanque se secaron intermitentemente, lo que resultó en un corte de bajo nivel de los motores principales y un corte del motor principal ligeramente temprano con una velocidad de 16 pies / s (4.9 m / s) subvelocidad y una altitud inferior de 8 millas náuticas. [43]

Constelación

Los 6 RS-25D utilizados durante STS-134 y STS-135 almacenados en el Centro Espacial Kennedy

Durante el período anterior al retiro final del transbordador espacial , se propusieron varios planes para los motores restantes, que iban desde que todos los conservara la NASA hasta que todos se regalaran (o se vendieran por 400.000 a 800.000 dólares cada uno) a diversas instituciones como museos y universidades. [44] Esta política seguida cambios en las configuraciones previstas del programa Constellation 's Ares V vehículo de carga-lanzamiento y Ares I cohetes de vehículos tripulación-lanzamiento, que se había planeado utilizar el RS-25 en sus primera y segunda etapas, respectivamente. [45] Si bien estas configuraciones inicialmente parecían valiosas, ya que utilizarían la tecnología actual luego del retiro del transbordador en 2010, el plan tenía varios inconvenientes: [45]

  • Los motores no serían reutilizables, ya que estarían unidos permanentemente a las etapas desechadas.
  • Cada motor tendría que someterse a una prueba de encendido antes de la instalación y el lanzamiento, con una renovación necesaria después de la prueba.
  • Sería costoso, lento y pesado convertir el RS-25D con arranque en tierra en una versión con arranque en aire para la segunda etapa del Ares I.

Después de varios cambios de diseño en los cohetes Ares I y Ares V, el RS-25 debía ser reemplazado por un solo motor J-2X para la segunda etapa del Ares I y seis motores RS-68 modificados (que se basaban tanto en el SSME como en el SSME). Motor J-2 de la era Apolo) en el escenario principal del Ares V; esto significó que el RS-25 sería retirado junto con la flota del transbordador espacial. [45] Sin embargo, en 2010, se ordenó a la NASA que detuviera el programa Constellation y, con él, el desarrollo del Ares I y Ares V, centrándose en cambio en la construcción de un nuevo lanzador de carga pesada. [46]

Sistema de lanzamiento espacial

Vista trasera del Space Launch System con cuatro motores RS-25 conectados.

Tras el retiro del Transbordador Espacial , la NASA anunció el 14 de septiembre de 2011 que desarrollaría un nuevo vehículo de lanzamiento, conocido como Sistema de Lanzamiento Espacial (SLS), para reemplazar la flota del transbordador. [47] El diseño del SLS presenta al RS-25 en su etapa central, con diferentes versiones del cohete instaladas con entre tres y cinco motores. [48] [49] Los vuelos iniciales del nuevo vehículo de lanzamiento utilizarán motores Block II RS-25D volados, y la NASA mantendrá los motores restantes en un entorno "purgado y seguro" en el Centro Espacial Stennis ", junto con todos los los sistemas de tierra necesarios para mantenerlos ". [50] [51] Además de los RS-25D, el programa SLS hará uso de los sistemas de propulsión principales de los tres orbitadores restantes con fines de prueba (habiendo sido eliminados como parte del desmantelamiento de los orbitadores), con los dos primeros lanzamientos ( Artemis 1 y Artemis 2 ) posiblemente haciendo uso del hardware MPS de los transbordadores espaciales Atlantis y Endeavour en sus etapas principales. [49] [51] [52] se suministrará propulsores del SLS a los motores de cohete la etapa de núcleo , que constará de un tanque externo del transbordador espacial modificado con la fontanería MPS y motores en su popa, y una entre etapas estructura en el cima. [6] Una vez que se agoten los RS-25D restantes, serán reemplazados por una versión más barata y prescindible, actualmente denominada RS-25E. [6] Este motor puede basarse en una o ambas de las dos variantes de un solo uso que se estudiaron en 2005, el RS-25E (denominado 'SSME consumible de cambio mínimo') y el RS-25F aún más simplificado (referido como el 'SSME fungible de fabricación de bajo costo'), los cuales estaban bajo consideración en 2011 y actualmente están siendo desarrollados por Aerojet Rocketdyne. [34] [53]

El 1 de mayo de 2020, la NASA otorgó una extensión de contrato para fabricar 18 motores RS-25 adicionales con servicios asociados por $ 1,79 mil millones, lo que eleva el valor total del contrato SLS a casi $ 3,5 mil millones. [54]

Pruebas de motor

En 2015, se llevó a cabo una campaña de prueba para determinar el rendimiento del motor RS-25 con: la nueva unidad de control del motor; temperaturas más bajas del oxígeno líquido; mayor presión de entrada debido al tanque de oxígeno líquido de la etapa central SLS más alto y una mayor aceleración del vehículo; y más calentamiento de la boquilla debido a la configuración de cuatro motores y su posición en el plano con las boquillas de escape de refuerzo SLS. Durante la serie se probaron nuevos calentadores y aislantes ablativos. [55] [Se necesita una mejor fuente ] Las pruebas se realizaron el 9 de enero, 28 de mayo, 11 de junio (500 segundos), 17 de julio (535 segundos), 13 de agosto y 27 de agosto. [ Cita requerida ]

Después de estas pruebas, se programó que cuatro motores más entraran en un nuevo ciclo de prueba. [56] [Se necesita una mejor fuente ] En 2017 se inició una nueva serie de pruebas diseñadas para evaluar el rendimiento en casos de uso de SLS. [57] [Se necesita una mejor fuente ]

El 28 de febrero de 2019, la NASA realizó una prueba de prueba de 510 segundos de un RS-25 en desarrollo al 113 por ciento de su empuje originalmente diseñado durante más de 430 segundos, aproximadamente cuatro veces más que cualquier prueba anterior en este nivel de empuje. [58]

El 16 de enero de 2021, los motores RS-25 se volvieron a encender como parte del programa Artemis durante una prueba de fuego caliente. La prueba se programó originalmente como una prueba de 8 minutos, pero se terminó a los 67 segundos debido a que se infringieron parámetros de prueba intencionalmente conservadores en el sistema hidráulico de la unidad de potencia auxiliar (CAPU) de la etapa central del motor 2 durante la prueba del sistema de control vectorial de empuje (TVC). La CAPU del motor 2 se apagó automáticamente, aunque si este problema hubiera ocurrido durante el vuelo no habría provocado un aborto, ya que las CAPU restantes son capaces de alimentar el sistema TVC de los cuatro motores. [59] El motor también sufrió una "falla de componente principal" diferente en el sistema de control del motor que fue causada por una falla en la instrumentación. Esto habría provocado una interrupción de la cuenta atrás de lanzamiento durante un intento de lanzamiento real. [60]

El 18 de marzo de 2021, los cuatro motores de etapa central RS-25 se encendieron una vez más como parte de la segunda prueba de fuego caliente de etapa central SLS que duró la duración completa de 500 segundos, certificando con éxito la etapa central Artemis 1 para vuelo.

XS-1

El 24 de mayo de 2017, DARPA anunció que habían seleccionado a The Boeing Company para completar el trabajo de diseño del programa XS-1. Se planeó que el demostrador de tecnología utilizara un motor Aerojet Rocketdyne AR-22. El AR-22 era una versión del RS-25, con piezas obtenidas de los inventarios de Aerojet Rocketdyne y la NASA de las primeras versiones del motor. [61] [62] En julio de 2018, Aerojet Rocketdyne completó con éxito 10 disparos de 100 segundos del AR-22 en 10 días. [63]

El 22 de enero de 2020, Boeing anunció que abandonaba el programa XS-1, sin dejar ningún papel para el AR-22. [64]

  • Lanzadera-C

  1. ^ El nivel de aceleración se fijó inicialmente en 65%, pero, tras la revisión del rendimiento de vuelo temprano, se aumentó a un mínimo de 67% para reducir la fatiga en el MPS. El nivel de aceleración se calculó dinámicamente en función del rendimiento del lanzamiento inicial, y generalmente se redujo a un nivel de alrededor del 70%.

 Este artículo incorpora  material de dominio público de sitios web o documentos de la Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio .

  1. ^ a b c d e f g Aerojet Rocketdyne, RS-25 Engine (consultado el 22 de julio de 2014)
  2. ^ a b c Wade, Mark. "SSME" . Enciclopedia Astronautica . Consultado el 28 de diciembre de 2017 .
  3. ^ a b c "Motor principal del transbordador espacial" (PDF) . Pratt y Whitney Rocketdyne. 2005. Archivado desde el original (PDF) el 8 de febrero de 2012 . Consultado el 23 de noviembre de 2011 .
  4. ^ "Motor RS-25" .
  5. ^ a b c d e f g h i j k l m n o p "Sistema de propulsión principal (MPS)" (PDF) . Shuttle Press Kit.com . Boeing, NASA y United Space Alliance. 6 de octubre de 1998. Archivado desde el original (PDF) el 4 de febrero de 2012 . Consultado el 7 de diciembre de 2011 .
  6. ^ a b c Chris Bergin (14 de septiembre de 2011). "SLS finalmente anunciado por la NASA - El camino hacia adelante está tomando forma" . NASASpaceflight.com . Consultado el 14 de diciembre de 2011 .
  7. ^ a b c d "Orientación del motor principal del transbordador espacial" (PDF) . Boeing / Rocketdyne. Junio ​​de 1998 . Consultado el 12 de diciembre de 2011 .
  8. ^ "Motores Liquid Rocket (J-2X, RS-25, general) - encendido" . NASA. 2014 . Consultado el 15 de marzo de 2019 .
  9. ^ "La NASA confía en el cobre para el motor de lanzadera" . Descubra el cobre en línea . Asociación de Desarrollo del Cobre. 1992 . Consultado el 19 de enero de 2012 .
  10. ^ a b Steve Roy (agosto de 2000). "Mejoras del motor principal del transbordador espacial" . NASA . Consultado el 7 de diciembre de 2011 .
  11. ^ Padture, Nitin P. (agosto de 2016). "Cerámica estructural avanzada en propulsión aeroespacial". Materiales de la naturaleza . 15 (8): 804–809. Código Bibliográfico : 2016NatMa..15..804P . doi : 10.1038 / nmat4687 . ISSN  1476-4660 . PMID  27443899 .
  12. ^ RA O'Leary y JE Beck (1992). "Diseño de boquillas" . Umbral . Pratt y Whitney Rocketdyne . Archivado desde el original el 16 de marzo de 2008.
  13. ^ a b c d e f g h Robert E. Biggs (mayo de 1992). "Motor principal del transbordador espacial: los primeros diez años" . En Stephen E. Doyle (ed.). Historia del desarrollo de motores de cohetes líquidos en los Estados Unidos, 1955–1980 . Serie de historia de AAS. Sociedad Astronáutica Americana. págs. 69-122. ISBN 978-0-87703-350-9. Archivado desde el original el 25 de diciembre de 2011 . Consultado el 12 de diciembre de 2011 .
  14. ^ "Diseño de boquillas" . 16 de marzo de 2009. Archivado desde el original el 2 de octubre de 2011 . Consultado el 23 de noviembre de 2011 .
  15. ^ "Computadoras en el sistema de aviónica del transbordador espacial" . Computadoras en vuelos espaciales: la experiencia de la NASA . NASA. 15 de julio de 2005 . Consultado el 23 de noviembre de 2011 .
  16. ^ a b "El futuro de las computadoras del transbordador" . NASA. 15 de julio de 2005 . Consultado el 23 de noviembre de 2011 .
  17. ^ "Controladores del motor principal del transbordador espacial" . NASA. 4 de abril de 2004 . Consultado el 8 de diciembre de 2011 .
  18. ^ RM Mattox & JB White (noviembre de 1981). "Controlador del motor principal del transbordador espacial" (PDF) . NASA . Consultado el 15 de diciembre de 2011 .
  19. ^ "La causa del accidente" . Informe de la Comisión Presidencial sobre el accidente del transbordador espacial Challenger . NASA. 6 de junio de 1986 . Consultado el 8 de diciembre de 2011 .
  20. ^ Jim Dumoulin (31 de agosto de 2000). "Sistema de propulsión principal" . NASA . Consultado el 16 de enero de 2012 .
  21. ^ Mark Wade. "HG-3" . Enciclopedia Astronautica. Archivado desde el original el 15 de noviembre de 2011 . Consultado el 13 de diciembre de 2011 .
  22. ^ NON (15 de enero de 1970). "Programa de asignación de tareas F-1A" : a través de Internet Archive.
  23. ^ "El centro de excelencia de propulsión de MSFC se basa en una base sólida" . NASA. 1995 . Consultado el 13 de diciembre de 2011 .
  24. ^ a b c d e f g h yo David Baker (abril de 2011). Transbordador espacial de la NASA . Manuales de taller del propietario. Editorial Haynes. ISBN 978-1-84425-866-6.
  25. ^ Dwayne Day (12 de abril de 2010). "Un murciélago del infierno: la continuación de ISINGLASS Mach 22 a OXCART" . La revisión del espacio . Consultado el 8 de enero de 2012 .
  26. ^ a b Fred H. Jue. "Motor principal del transbordador espacial: 30 años de innovación" (PDF) . Boeing . Consultado el 27 de noviembre de 2011 .
  27. ^ a b c d e f Wayne Hale & varios (17 de enero de 2012). "Una solicitud relacionada con SSME" . NASASpaceflight.com . Consultado el 17 de enero de 2012 .
  28. ^ "Cuenta atrás 101" . NASA. 17 de septiembre de 2009 . Consultado el 8 de enero de 2012 .
  29. ^ John Shannon (17 de junio de 2009). "Vehículo de lanzamiento de carga pesada derivado de lanzadera" (PDF) .
  30. ^ a b "Experiencia de vuelo SSME" (JPEG) . Pratt y Whitney Rocketdyne. Noviembre de 2010.
  31. ^ Chris Bergin (3 de diciembre de 2007). "Transición de constelación - plan de jubilación por fases para el conjunto SSME" . NASASpaceflight.com . Consultado el 23 de enero de 2012 .
  32. ^ a b "Informe del equipo de evaluación de SSME" (PDF) . NASA. Enero de 1993 . Consultado el 27 de noviembre de 2011 .
  33. ^ F. Jue y F. Kuck (julio de 2002). "Opciones del motor principal del transbordador espacial (SSME) para el transbordador futuro" . Instituto Americano de Aeronáutica y Astronáutica. Archivado desde el original (DOC) el 9 de octubre de 2007 . Consultado el 27 de noviembre de 2011 .
  34. ^ a b Ryan Crierie (13 de noviembre de 2011). "Motores de naves espaciales de referencia" . Consultado el 8 de enero de 2012 .
  35. ^ "El rugido de la innovación" . NASA. 6 de noviembre de 2002. Archivado desde el original el 8 de noviembre de 2002 . Consultado el 7 de diciembre de 2011 .
  36. ^ "MSFC y exploración: nuestro camino a seguir" (PPT) . NASA. Septiembre de 2005.
  37. ^ Mike Mullane (3 de febrero de 2007). Riding Rockets: Los indignantes cuentos de un astronauta del transbordador espacial . Scribner . ISBN 978-0-7432-7682-5.
  38. ^ Jim Dumoulin (29 de junio de 2001). "51-F" . NASA . Consultado el 16 de enero de 2012 .
  39. ^ a b Ben Evans (2007). Transbordador espacial Challenger: Diez viajes hacia lo desconocido . Warwickshire, Reino Unido: Springer-Praxis. ISBN 978-0-387-46355-1.
  40. ^ Jim Dumoulin (29 de junio de 2001). "STS-55" . NASA . Consultado el 16 de enero de 2012 .
  41. ^ Jim Dumoulin (29 de junio de 2001). "STS-51" . NASA . Consultado el 16 de enero de 2012 .
  42. ^ Jim Dumoulin (29 de junio de 2001). "STS-68" . NASA . Consultado el 16 de enero de 2012 .
  43. ^ Ben Evans (30 de agosto de 2005). Transbordador espacial Columbia: sus misiones y tripulaciones . Springer Praxis. ISBN 978-0-387-21517-4.
  44. ^ Dunn, Marcia (15 de enero de 2010). "Especial de recesión: la NASA recorta el precio del transbordador espacial" . ABC News . Archivado desde el original el 18 de enero de 2010.
  45. ^ a b c D Harris & C Bergin (26 de diciembre de 2008). "Regreso a SSME - Ares V se somete a evaluación en posible cambio" . NASASpaceflight.com . Consultado el 15 de diciembre de 2011 .
  46. ^ "Obama apunta a la NASA hacia un nuevo futuro" . BBC News . 11 de octubre de 2010.
  47. ^ "La NASA anuncia el diseño de un nuevo sistema de exploración del espacio profundo" . NASA. Archivado desde el original el 21 de septiembre de 2011 . Consultado el 14 de diciembre de 2011 .
  48. ^ Chris Bergin (4 de octubre de 2011). "Las operaciones de SLS se inclinan hacia la apertura con cuatro RS-25 en la etapa central" . NASASpaceflight.com . Consultado el 14 de diciembre de 2011 .
  49. ^ a b Chris Bergin (13 de enero de 2012). "La familia SSME se prepara para el rol central de SLS tras el éxito de Shuttle" . NASASpaceflight.com . Consultado el 16 de enero de 2012 .
  50. ^ Carreau, Mark (29 de marzo de 2011). "La NASA conservará los SSMEs del bloque II" . Semana de la aviación . Archivado desde el original el 20 de abril de 2011 . Consultado el 30 de marzo de 2011 .
  51. ^ a b Chris Bergin (22 de enero de 2012). "Los ingenieros comienzan a retirar los componentes del MPS del orbitador para donarlos a SLS" . NASASpaceflight.com . Consultado el 23 de enero de 2012 .
  52. ^ Chris Bergin (20 de septiembre de 2011). "Los gerentes de PRCB recomiendan que Atlantis y Endeavour se conviertan en donantes de SLS" . NASASpaceflight.com . Consultado el 14 de diciembre de 2011 .
  53. ^ P. McConnaughey; et al. (Febrero de 2011). "Área de tecnología de la NASA 1: sistemas de propulsión de lanzamiento" . NASA . Consultado el 23 de enero de 2012 .
  54. ^ "La NASA se compromete a futuras misiones de Artemis con más motores de cohetes SLS" . NASA. 1 de mayo de 2020 . Consultado el 4 de mayo de 2020 .
  55. ^ El motor RS-25 se enciende para la tercera prueba de la serie , Kim Henry, Marshall Space Flight Center , en SpaceDaily.com , 17 de junio de 2015, consultado el 18 de junio de 2015
  56. ^ "Pedal al metal: el motor RS-25 acelera de nuevo" . NASA.
  57. ^ "Página de inicio de la NASA Stennis RS-25" . NASA Stennis . Consultado el 14 de octubre de 2017 .
  58. ^ "Prueba del motor SLS RS-25, 28 de febrero de 2019" .
  59. ^ "Actualización de Green Run: datos e inspecciones indican etapa central en buenas condiciones - Artemis" . blogs.nasa.gov . Consultado el 20 de enero de 2021 .
  60. ^ "Antes de la prueba abreviada del motor del cohete SLS de la NASA, los funcionarios predijeron solo un 50 por ciento de posibilidades de éxito completo" . Washington Post . Consultado el 20 de enero de 2021 .
  61. ^ "Diseño de selecciones de DARPA para avión espacial de próxima generación" . www.darpa.mil . Consultado el 13 de febrero de 2018 .
  62. ^ "Aerojet Rocketdyne seleccionado como principal proveedor de propulsión para el avión espacial experimental Boeing y DARPA | Aerojet Rocketdyne" . www.rocket.com . Consultado el 13 de febrero de 2018 .
  63. ^ "El motor AR-22 se disparó 10 veces en la misma cantidad de días" . SpaceFlight Insider . 12 de julio de 2018 . Consultado el 20 de enero de 2021 .
  64. ^ "Boeing abandona el programa Avión espacial experimental de DARPA" . SpaceNews . 22 de enero de 2020 . Consultado el 20 de enero de 2021 .

  • Panorámicas esféricas de RS-25D en la instalación de procesamiento SSME antes del envío al Centro Espacial Stennis
  • Colección Lawrence J. Thomson, Archivos de la Universidad de Alabama en Huntsville y Archivos de Colecciones Especiales de Lawrence J. Thomson, ingeniero jefe de SSME de 1971 a 1986
  • Registro histórico de ingeniería estadounidense (HAER) No. TX-116-I, " Sistema de transporte espacial, motor principal del transbordador espacial, Centro espacial Lyndon B. Johnson, 2101 NASA Parkway, Houston, Condado de Harris, TX ", 20 fotos, 2 dibujos medidos , 8 páginas de pie de foto