RS-25

RS-25/SSME (РС-25)
Испытания на стенде основного двигателя космического челнока.
Тип:	ЖРД
Топливо:	жидкий водород
Окислитель:	жидкий кислород
Камер сгорания:	1
Страна:	США
Использование:
Время эксплуатации:	12 апреля 1981 года - используется
Применение:	Спейс шаттл (космический челнок)
Производство:
Конструктор:	Рокетдайн, США
Время создания:	1972—1977
Производилось:	с 18 февраля 1977 года
Массогабаритные характеристики
Масса:	3177 кг
Высота:	4240 мм
Диаметр:	2400 мм
Рабочие характеристики
Тяга:	222,6 тс в вакууме (104,5 % тяги) 181,4 тс на уровне моря
Удельный импульс:	452,5 c в вакууме 363 c на уровне моря
Время работы:	520 c
Давление в камере сгорания:	18,9 MPa (192,7 ат)
Степень расширения:	77,50
Тяговооружённость:	73,12

РС-25 (Ракетная система 25, англ. Rocket System 25, RS-25) — жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) компании Рокетдайн, США. Применялся на планере космической транспортной системы «Спейс шаттл», на каждом из которых было установлено три таких двигателя. Возможно более распространённое название двигателя SSME (англ. Space Shuttle main engine — главный двигатель космического челнока) используется именно из-за его текущего применения. Основными компонентами топлива двигателя являются жидкие кислород и водород. RS-25 использует схему закрытого цикла с дожиганием топливного генераторного газа.

Введение

RS-25 в своём применении на космическом челноке сжигал жидкие кислород и водород, которые поступали из центрального бака транспортной системы. МТКК «Спейс шаттл» использовал три таких двигателя при старте в космос в дополнение к тяге, обеспечиваемой твердотопливными ускорителями. Иногда при старте также использовалась система орбитального маневрирования (OMS). Каждый двигатель обеспечивал до 181,4 тс (1,8 МН) тяги при старте. Удельный импульс RS-25 составляет 453 с в вакууме и 363 с на уровне моря (4440 и 3560 м/с, соответственно). Масса двигателя составляет 3,2 т. Двигатели снимались после каждого полёта и перемещались в центр проверки SSME (англ. SSME Processing Facility, SSMEPF) для осмотра и замены всех необходимых компонентов.

ЖРД RS-25 работают при экстремальных температурах. Используемый в качестве топлива жидкий водород хранится при −253 °C, в то время как температура в камере сгорания достигает 3300 °C, что выше температуры кипения железа. Во время работы RS-24 потребляют 3917 литров топлива в секунду.

Помимо трёх главных двигателей, челнок имел 44 меньших ЖРД вокруг своей поверхности, которые входили в состав системы орбитального маневрирования и реактивной системы управления (RCS), обеспечивая возможность маневрирования на орбите.

Завершение работы двигателя происходит следующим образом: топливо и окислитель, нагнетаемое по трубопроводам из центрального бака, перестаёт поступать из-за перекрытия доступа остатков топлива в систему; топливная система, включая разветвление к трём SSME, остаётся открытой для выработки остатков топлива из трубопроводов.

Окислительно-кислородный контур

Основные компоненты двигателя.

Центробежный насос низкого давления для окислителя (англ. Low Pressure Oxidizer Turbopump, LPOTP) представляет собой шестиступенчатый осевой насос, который приводится в действие кислородом и повышает давление жидкого кислорода от 0,7 до 2,9 MPa (от 7,1 до 29,6 ат). Скорость вращения турбины LPOTP составляет примерно 85,8 об/сек. Поток из LPOTP поставляется в насос высокого давления для окислителя (англ. High-Pressure Oxidizer Turbopump, HPOTP). Во время работы двигателя, повышение давления позволяет турбине насоса HPOTP работать на высоких скоростях без кавитации. HPOTP состоит из двух одноступенчатых центробежных насосов — основного насоса и насоса камеры предварительного сгорания — которые установлены на одном валу и приводятся в действие двухступенчатой турбиной, которая, в свою очередь, приводится в действие генераторным газом.

HPOTP поднимает давление окислителя от 2,9 до 30 MPa (от 29,6 до 306 ат) и вращается со скоростью 468,7 об/с. Основная часть окислителя направляется через главный окислительный клапан в главную камеру сгорания.

Поток из насоса высокого давления частично используется для приведения в действие LPOTP, также небольшая часть используется в окислительном теплообменнике. Жидкий кислород в последнем случае проходит через клапан, который закрывает или регулирует доступ окислителя в зависимости от текущей температуры двигателя, которая используется для превращения окислителя из жидкости в газообразный кислород. Этот газ затем частично отсылается в коллектор, который отводит его обратно в топливный бак для поддержания давления в баке окислителя, а частично отводится во вторую ступень турбины HPOTP камеры предварительного сгорания, которая поднимает давление кислорода от 30 до 51 MPa (от 306 до 520 ат). В камеру предварительного сгорания кислород попадает через соответствующий клапан. Так как турбина и насос HPOTP установлены на общий вал, в данной области создаётся опасное соседство горячего топливного генераторного газа в турбине и жидкого кислорода в главном насосе. По этой причине эти две секции отделены друг от друга полостью за уплотнителями, в которую при работе двигателя подаётся гелий под давлением. Снижение давления гелия приводит к автоматическому отключению двигателя.

Топливно-водородный контур

Основная силовая установка челнока

Топливо поступает в челнок по топливной линии жидкого водорода, начиная от рассоединительного клапана, затем впадает в коллектор, где распределяется по трём топливным трубопроводам двигателей. В каждом ответвлении для жидкого водорода расположен предварительный клапан, который регулирует поступление топлива в турбонасос низкого давления.

Топливный насос низкого давления (англ. Low Pressure Fuel Turbopump, LPFTP) является осевым насосом, приводимым в действие газообразным водородом, который поднимает давление топлива от 0,2 до 1,9 MPa (от 2,0 до 19,4 ат) и направляет его к насосу высокого давления (англ. High-Pressure Fuel Turbopump, HPFTP). Турбина LPFTP вращается со скоростью 269.8 об/сек, HPFTP вращается со скоростью 589,3 об/сек. Топливный трубопровод для жидкого водорода от LPFTP до HPFTP изолирован для того, чтобы избежать сжижения воздуха на его поверхности. HPFTP является трёхступенчатым центробежным насосом, приводимым в действие двухступенчатой основной турбиной и поднимает давление жидкого водорода от 1,9 до 45 MPa (от 19,4 до 458,9 ат). Полученный поток водорода направляется через главный клапан по трём направлениям. Одна часть направляется в рубашку главной камеры сгорания, где водород используется для охлаждения стен камеры и затем направляется к LPFTP для приведения в действие его турбины. Малая часть потока от LPFTP затем направляется к общему коллектору от всех трёх двигателей к топливному баку для поддержания его давления. Оставшаяся часть проходит между внутренней и внешней стенками коллектора генераторного газа для его охлаждения и направляется в главную камеру сгорания. Вторая часть потока водорода из HPFTP направляется в рубашку охлаждения сопла и затем соединяется с потоком от охлаждения камеры сгорания. Объединённый поток затем направляется в камеру газогенератора.

Газогенератор и система управления тягой

RS-25 в процессе установки на космический челнок в Центре подготовки челнока (англ. Orbiter Processing Facilities, OPF)

Камера предварительного сгорания или газогенератор (ГГ) приварен к коллектору генераторного газа. ГГ использует электрический воспламенитель в виде камеры, расположенной в центре инжектора газогенератора. ГГ производит обогащённый топливом горячий газ, который проходит через турбину и обеспечивает работу насосов высокого давления. Управление центробежными насосами HPOTP и HPFTP на общем валу осуществляется контроллером двигателя посредством клапанов с целью поддержания массового соотношения компонентов топлива равном 6:1.

Управление системой охлаждения

Клапан управления охлаждением установлен на внешнем контуре охлаждения камеры сгорания (КС). Контроллер двигателя управляет количеством газообразного водорода, который направляется в рубашку охлаждения сопла, таким образом управляя его температурой. Клапан охлаждения КС открыт на 100 % перед запуском двигателя. Далее его положение изменяется в зависимости от степени требуемого охлаждения.

Работа трёх ЖРД RS-25 на МТКК «Атлантис» в начале полёта STS-117

Камера сгорания и сопло

Основная камера сгорания (ОКС) получает обогащённый топливом горячий газ из коллектора рубашки охлаждения. Газообразный водород и жидкий кислород поступают в ОКС через инжектор, смешивающий компоненты топлива. Небольшая форсажная камера электровоспламенителя расположена в центре инжектора. Воспламенитель с двойным резервированием используется в ходе операций запуска двигателя для инициирования процесса горения. Главный инжектор и конус ОКС приварены к коллектору горячего газа. Кроме этого ОКС соединена с коллектором горячего газа при помощи болтовых соединений.

Внутренняя поверхность ОКС и сопла охлаждается жидким водородом, который течёт по сварным внутристенным каналам из нержавеющей стали. Сопло представляет собой колоколообразное расширение тела ОКС, которое соединено с ним болтами. Длина составляет 2,9 м, внешний диаметр у основания равняется 2,4 м. Поддерживающее кольцо, которое приварено к верхнему концу сопла, является точкой крепления внешнего теплового щита орбитера. Тепловая защита необходима для частей двигателя, подвергаемых внешнему разогреву в ходе старта, подъёма на орбиту, во время орбитального полёта и при возвращении с орбиты. Изоляция состоит из четырёх слоев металлической ватины, покрытой металлической фольгой.

Коэффициент расширения сопла в ЖРД RS-25 равный 77, является слишком большим для работы двигателя на уровне моря при давлении в ОКС равном 192,7 ат. В сопле таких размеров должен иметь место срыв потока реактивной струи, который может вызвать проблемы с управлением и даже механические повреждения корабля. Для предотвращения подобного развития событий инженеры Рокетдайна изменили угол расширения сопла, уменьшив его около выхода, что увеличило давление около внешнего кольца до 0,3-0,4 ат и в целом решило проблему.^[1]

Главные клапаны

Пять топливных клапанов на RS-25 приводятся в действие гидравлически и управляются электрическими сигналами контроллера. Они могут быть полностью закрыты, используя систему подачи гелия в качестве запасной системы приведения в действие.

Главный клапан окислителя и клапан контроля давления топлива используются после отключения. Они остаются открытыми для того, чтобы сбросить остатки топлива и окислителя в топливной системе за борт челнока. После завершения сброса клапаны закрываются и остаются закрытыми до конца полёта.

Карданная подвеска

Несущий шарнирный подшипник присоединён болтами к сборке главного инжектора и обеспечивает связь между двигателем и челноком. Насосы низкого давления установлены под углом 180° от задней части фюзеляжа челнока, которая предназначена для приёма нагрузки от двигателей при старте. Линии трубопроводов от низконапорных насосов к высоконапорным предоставляют возможность и пространство для изменения положения двигателя в целях управления вектором тяги.

Параметры тяги

Дросселирование тяги SSME может производиться в диапазоне от 67 до 109 % проектной мощности. В ходе осуществляемых запусков используется уровень 104,5 %, а уровни 106—109 % — допустимо использовать в аварийных ситуациях. Тяга может быть специфицирована для уровня моря и вакуума, в котором, как правило, ЖРД имеют лу́чшие показатели по причине отсутствия эффектов от атмосферы:

• Тяга 100,0 % (уровень моря / вакуум): 1670 кН / 2090 кН (170,3 тс / 213,1 тс)
• Тяга 104,5 % (уровень моря / вакуум): 1750 кН / 2170 кН (178,5 тс / 221,3 тс)
• Тяга 109,0 % (уровень моря / вакуум): 1860 кН / 2280 кН (189,7 тс / 232,5 тс)

Спецификация уровней тяги свыше 100 % означает работу двигателя выше нормального уровня, установленного разработчиками. Исследования показывают, что вероятность выхода из строя SSME возрастает при использовании тяги выше 104,5 %, что объясняет, почему дросселирование выше указанного уровня оставлено на случай аварийных ситуаций в полёте МТКК «Спейс шаттл».^[2]

RS-25 после космического челнока

Главный двигатель МТКК «Спейс шаттл»

Первоначально двигатель предполагалось использовать в качестве основных двигателей на грузовой ракете-носителе Арес-5 и в качестве двигателя второй ступени пилотируемой РН Арес-1. Несмотря на то, что использование RS-25 в данном случае выглядело как развитие технологий МТКК после его предполагаемого ухода в 2010 году, имелись некоторые недостатки такого решения:

• Двигатель не будет повторно используемым, так как будет использоваться на одноразовых ракетах-носителях.
• Двигатель должен будет проходить огневые испытания, которые НАСА проводила для каждого нового челнока до полёта STS-26.
• Преобразование запускающегося на поверхности двигателя в стартующий в воздухе двигатель РН Арес-1 было бы дорогостоящим изменением, которое должно было занять много времени.

После того, как были сделаны некоторые изменения в конструкции Арес-1 и Арес-5, было принято решение использовать модификацию ЖРД J-2X на второй ступени Арес-1 и шесть модифицированных ЖРД RS-68B на первой ступени Арес-5. Таким образом, по состоянию на 2009 год, ЖРД RS-25 или SSME станет историей вместе с флотом космических челноков МТКК «Спейс шаттл».

См. также

• en:MPTA-098

Примечания

1. ↑ Конструкция сопла (англ.)
2. ↑ Отчёт группы оценки жизнеспособности SSME (англ.)

Ссылки

• NASA Shuttle Press Kit SSME Reference (???). Проверено ???.
• Space Shuttle Main Engine. Boeing (???).(недоступная ссылка — история) Проверено ???.
• Space Shuttle Main Engine Enhancements. NASA (???). Архивировано из первоисточника 30 марта 2012. Проверено ???.
• The Roar of Innovation. NASA (???). Архивировано из первоисточника 30 марта 2012. Проверено ???.
• Space Shuttle Main Engine — incredible facts.  ??? (???). Архивировано из первоисточника 30 марта 2012. Проверено ???.
• Space Shuttle Main Engine The First Ten Years (PDF).  ??? (???). Архивировано из первоисточника 30 марта 2012. Проверено ???.
• NSTS 1988 News Reference Manual.  ??? (???). Архивировано из первоисточника 30 марта 2012. Проверено ???.
• Boeing Liquid Propellant Rocket Systems. Rocketdyne Propulsion & Power, Pub. 573-A-100 9/99, page 26.
• Encyclopedia Astronautix, reference SSME / RS-24.  ??? (???). Архивировано из первоисточника 30 марта 2012. Проверено ???.