Новый год для проекта Space Launch System (SLS) ознаменовался огневыми испытаниями основного двигателя RS-25.
Двигатель RS-25 9 января 2015 провел огневые испытания на специальном стенде в космическом центре Stennis.Двигатель, который будет выводить будущую тяжелую ракету Nasa в дальний космос успешно провел огневые испытания 9 января в космическом центре Stennis, возле залива St. Louis, Миссисипи.
Двигатель, который ранее был главным двигателем космических челноков, провел 500 секундные испытания на испытательном стенде №1 в Stennis, в результате которого инженеры Nasa смогли снять важные характеристики. Были получены данные о работе блока управления двигателем и значения давлений в различных системах.
Видео огневых испытаний двигателя RS-25.
Это первые огневые испытания двигателя RS-25 со времен их использования по программе Шаттл. Последние подобные испытания были проведены еще 2009 году. Четыре двигателя RS-25 позволят ракете SLS осуществлять запланированные миссии, в том числе и полеты к астероидам в глубокий космос.
«Мы сделали некоторые изменения в конструкции RS-25 в соответствии со спецификой SLS и будем продолжать тестирование систем во время серии огневых испытаний», сказал Steve Wofford менеджер управления SLS Liquid Engines.
Вид на двигатель из закрытой зоны испытаний.Блок управления двигателем RS-25 претерпел некоторые изменения. Он переназначен для обеспечения связи между ракетой-носителем и самим двигателем, в передаче команд управления от ракеты и обратно, передаче данных. Кроме того, контроллер реализует обратную связь по двигателю путем регулирования количества подаваемого топлива и мониторинге основных показателей двигателя. Новый блок управления будет использовать обновленное аппаратное и программное обеспечение, способное работать с новой системой управления SLS.
Тестирование продолжиться в апреле месяце. На текущую версию двигателя запланировано 8 огневых испытаний на общую продолжительность 3 500 секунд. На следующую версию двигателя запланировано 10 огневых испытаний продолжительностью 4 500 секунд. Основное отличие первой версии от второй, это использование новой системы управления двигателем известной как «green running».
Первый испытательный полет SLS будет представлен в конфигурации грузоподъемностью 77 тонн для транспортировки космического корабля Orion за пределы низкой околоземной орбиты. Дальнейшие версии SLS позволят поднимать грузы весом до 143 тонн для реализации миссии в глубоком космосе.
24space.ru
SpaceX видео Falcon Engine Full Throttle испытание двигателя
Falcon Engine Full Throttle испытание двигателя Испытание ракетного двигателя Merlin 1a на горизонтальном испытательном...
Smoke and fire RS 25 rocket engine test
NASA conducted a developmental test firing of the RS-25 rocket engine, on August 13 at the agencys Stennis Space Center in Mississippi. The 535 second test ...
NASA Провело финальный тест Ракетного Двигателя RS 25 в 2017 году
Двигатель RS 25 содержит самую большую 3D напечатанную металлическую деталь.
Испытание двигателя RS 25 для РН "Space Launch System".
Инженеры NASA в космическом центре Стенниса в Миссисипи 19 октября провели огневые испытания ракетного двига...
Запуск ракетного двигателя RS-25
Запуск ракетного двигателя RS-25 на жидком водороде. В качестве окислителя используется жидкий кислород.
RS-25, САМЫЙ НАДЕЖНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ В ИСТОРИИ
Небольшой рассказ о двигателях RS-25, которые в скором времени будут использованы на американской ракете...
Smoke and fire RS 25 rocket engine test испытание нового «мозга» ракетного двигателя RS 25 для сверх
Smoke and fire RS 25 rocket engine test испытание нового «мозга» ракетного двигателя RS 25 для сверх.
Ракетный двигатель RS-25 для будущей тяжелой ракеты-носителя Nasa под названием Space Launch System успешно отработал на испытательном стенде 8,5 минут.
Третий по счету тест был проведен 25 июля в космическом центре им. Стенниса, недалеко от залива Сент-Луис, штат Миссисипи. Огневые испытания проводились на испытательном стенде A-1 и продолжались около 500 секунд.
Данные испытания, по словам представителей Nasa приближают ракету-носитель SLS к выполнению ее первой миссии. В скором времени на вершине ракеты-носителя будет установлен пилотируемый космический аппарат Orion, которые впервые вместе с ракетой отправиться в космос в рамках миссии Exploration Mission-1.
На первой ступени будущей сверхтяжелой ракете будет установлено 4 двигателя RS-25.С их помощью будет создана тяга в 900 тонн. В дополнение к этому, будут работать два боковых твердотопливных ускорителя, которые создадут дополнительные 3 600 тонн тяги.
Четыре двигателя Aerojet Rocketdyne RS-25, которые будут использоваться в рамках миссии Exploration Mission-1 (EM-1), по сути дела являются бывшими двигателями для программы Space Shuttle, однако система управления будет абсолютно новой.
Новый контроллер, по словам инженеров Nasa является ключевой фигурой новой модификации двигателей. С их помощью будет обеспечено точное управление работой двигателя и диагностикой состояния работы его систем.
Первый новый контроллер для RS-25 был протестирован в марте месяце этого года, а второй в мае.
Nasa планирует осуществить старт миссии EM-1 в 2019 году. Цель миссии заключается в старте ракеты-носителя SLS с космическим кораблем Orion на борту для трехнедельного путешествия вокруг Луны.
24space.ru
В космическом центре NASA проверили испытания жидкостного двигателя RS-25, данные испытания предназначаются для модернизации бывших двигателей космического челнока. Испытания также предназначены для разработки нового контроллера, мозг двигателя, который отслеживает состояние двигателя и осуществляет связь между ракетой и двигателем, передавая команды к двигателю и обратно к ракете.
RS-25 (Rocket System — 25) — это жидкостный ракетный двигатель, применялся на шаттлах, на каждом было установлено три таких двигателя, использует схему закрытого цикла с дожиганием генераторного газа. Основными компонентами топлива двигателя являются жидкие кислород и водород.
Стоит также отметить что после модернизации и испытаний NASA хочет использовать данный двигатель для полетов на Марс.
МФУ bizhub PRO 958 Российское подразделение Konica Minolta Business Solutions обновляет линейку устройств по производительной печати и представляет многофункциональное устройство (МФУ) bizhub PRO 958. Konica Minolta представила новое МФУ bizhub...
Tesla Model S разгоняется до 100 км/ч за 2.5 секунды Американский производитель электромобилей продолжает наращивать емкость аккумуляторных батарей. На этой неделе в продажу поступила версия P100D лифтбека Tesla Model S, способная проехать...
Краш-тест Galaxy S8 и iPhone 7 TechRax в абсолютно одинаковых условиях тестировал аппараты Galaxy S8 и iPhone 7. Сначала он подверг смартфоны падению на бетонный пол ребром с высоты полутора...
В Китае открыли самый длинный стеклянный мост В субботу в Национальном парке Чжанцзяцзе китайской провинции Хунань было проведено открытие для посетителей самого длинного и высокого в мире стеклянного моста, пишет...
helpform.ru
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.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.
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.
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.
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.
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.
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]
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.
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.
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:
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]
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:
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».
dic.academic.ru
РС-24 (англ. Rocket System 24, RS-24, Ракетная система 24) - жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) компании Рокетдайн (Rocketdyne), США. На 2009 год применяется на планере космической транспортной системы «Спейс шаттл», на каждом из которых установлено три таких двигателя. Возможно более распространеннное название двигателя SSME (англ. Space Shuttle main engine, Главный двигатель космического челнока) используется именно из-за его текущего применения. Основными компонентами топлива двигателя являются жидкий кислород и водород. RS-24 использует схему закрытого цикла с дожиганием топливного генераторного газа.
RS-24 в своем нынешнем применении на космическом челноке сжигает жидкие кислород и водород, которые поступают из центрального бака транспортной системы. МТКК «Спейс шаттл» использует три таких двигателя при старте в космос в дополнение к тяге, обеспечиваемой твердотопливными ускорителями. Иногда при старте также используется система орбитального маневрирования «OMS» (англ. Orbital Maneuvering System). Каждый двигатель может обеспечить 181.4 тс (1.8 мН) тяги при старте. Удельный импульс RS-24 составляет 453 с в вакууме и 363 с на уровне моря (4 440 м/с и 3 560 м/с, соответственно). Масса двигателя составляет 3.2 т. Двигатели снимаются после каждого полета и перемещаются в центр проверки SSME (англ. SSME Processing Facility, SSMEPF) для осмотра и замены всех необходимых компонентов.
ЖРД RS-24 работают при экстремальных температурах. Используемый в качестве топлива жидкий водород хранится при -253oC, в то время как температура в камере сгорания достигает 3 300°C, что выше температуры кипения железа. Во время работы RS-24 потребляют 3 917 литров топлива в секунду.
Помимо трех главных двигателей, челнок имеет 44 ме́ньших ЖРД вокруг своей поверхности, которые входят в состав системы орбитального маневрирования «OMS» 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, перестает поступать из-за перекрытия доступа остатков топлива в систему; топливная система, включая разветвление к трем SSME, остается открытой для выработки остатков топлива из трубопроводов.
Основные компоненты двигателя.
Центробежный насос низкого давления для окислителя (англ. Low Pressure Oxidizer Turbopump, «LPOTP») представляет из себя 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/сек. 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 газобразный 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 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 создается 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 подается гелий по давлением. Снижение давления гелия приводит к автоматическому отключению двигателя.
Основная силовая установка челнока.
Топливо поступает в челнок по топливной линии жидкого водорода, начиная от рассоединительного клапана, затем впадает в коллектор, где распределяется по трем 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 трехступенчатым 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 трем 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 трех 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. Объединенный поток затем направляется в камеру газогенератора.
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 обогащенный 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.
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.
Основная камера сгорания («ОКС») получает обогащенный 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.[1] 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 течет по сварным внутристенным каналам из нержавеющей стали. Сопло представляет из себя 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, подъема на орбиту, во время орбитального полёта и при возвращении с орбиты. Изоляция состоит из четырех слоев металлической ватины, покрытой металлической фольгой.
Коэффициент расширения сопла в ЖРД RS-24 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.[2]
Пять топливных клапанов на RS-24 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 полета.
Несущий шарнирный подшипник присоединен болтами к сборке главного инжектора и обеспечивает связь между двигателем и челноком. Насосы низкого давления установлены под углом 180o от задней части фюзеляжа челнока, которая предназначена для приема 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.
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:
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 полете МТКК «Спейс шаттл».[3]
Первоначально двигатель предполагалось использовать в качестве основных двигателей на грузовой РН Арес V и в качестве двигателя второй ступени пилотируемой РН Арес I. Несмотря на то, что использование RS-24 в данном случае выглядело как развитие технологий МТКК после его предполагаемого ухода в 2010 году, имелись некоторые недостатки такого решения:
После того, как были сделаны некоторые изменения в конструкции «Арес I» и «Арес V», было принято решение использовать модификацию ЖРД J-2X на второй ступени «Арес I» и шесть модифицированных ЖРД RS-68B на первой ступени «Арес V». Таким образом, по состоянию на 2009 год, ЖРД RS-24 или SSME станет историей вместе с флотом космических челноков МТКК «Спейс шаттл».
dictionary.sensagent.com
