El Aerojet Rocketdyne RS-25 , también conocido como motor principal del transbordador espacial ( SSME ), [1] es un motor de cohete criogénico de combustible líquido que se utilizó en el transbordador espacial de la NASA y actualmente se utiliza en el sistema de lanzamiento espacial (SLS). ).
Diseñado y fabricado en los Estados Unidos por Rocketdyne (más tarde 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 la herencia del RS-25 se remonta a la década de 1960, su desarrollo concertado comenzó en la década de 1970 con el primer vuelo, STS-1 , el 12 de abril de 1981. El RS-25 ha sido objeto de mejoras a lo largo de su historial operativo para mejorar la confiabilidad del motor. carga de seguridad y mantenimiento.
El motor produce un impulso específico ( I sp ) de 452 segundos (4,43 kN-seg/kg) en el vacío, o 366 segundos (3,59 kN-seg/kg) al nivel del mar, tiene una masa de aproximadamente 3,5 toneladas (7700 libras). ), y es capaz de regular 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 6000 °F). [1]
El transbordador espacial utilizó un grupo de tres motores RS-25 montados en la popa del orbitador , con combustible extraído del tanque externo . Los motores se utilizaron para la propulsión durante todo el ascenso de la nave espacial, con un empuje total aumentado 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, reacondicionados y luego reutilizados en otra misión.
Se instalan cuatro motores RS-25 en cada sistema de lanzamiento espacial, alojados en la sección del motor en la base de la etapa central, y se gastan después de su uso. Los primeros cuatro vuelos del Sistema de Lanzamiento Espacial utilizan motores modernizados y reacondicionados construidos para el programa del Transbordador Espacial. Los vuelos posteriores utilizarán el motor RS-25E simplificado, también conocido como Production Restart, actualmente en prueba y desarrollo.
El motor RS-25 consta de 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 umbilicales y desde allí fluyeron a través de las líneas de alimentación del sistema de propulsión principal (MPS) del orbitador; mientras que en el Sistema de Lanzamiento Espacial (SLS), el combustible y el oxidante de la etapa central del cohete fluyen 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. [4] [5]
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). A partir de 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 del tanque del oxidante y de supresión de pogo ; a la turbobomba oxidante de baja presión (LPOTP); al prequemador del oxidador de alta presión, desde donde 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 a los inyectores de la cámara de combustión principal (MCC).
Mientras tanto, el combustible fluye a través de la válvula de combustible principal hacia los sistemas de enfriamiento regenerativo para la boquilla y el MCC, o a través de la válvula de refrigerante de la cámara. El combustible que pasa a través del sistema de enfriamiento del MCC luego regresa a través de la turbina LPFTP antes de ser dirigido al sistema de presurización del tanque de combustible o al sistema de enfriamiento del colector de gas caliente (desde donde pasa al MCC). Luego, el combustible en los sistemas de válvulas de enfriamiento de la boquilla y de la cámara se envía a través de prequemadores a la turbina HPFTP y al HPOTP antes de reunirse nuevamente en el colector de gas caliente, desde donde pasa a los inyectores del MCC. Una vez en los inyectores, los propulsores se mezclan y se inyectan en la cámara de combustión principal donde se encienden. La expulsión de la mezcla propulsora en llamas a través de la garganta y la campana de la tobera del motor crea el empuje. [4]
La turbobomba oxidante de baja presión (LPOTP) es una bomba de flujo axial que opera a aproximadamente 5150 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 luego el flujo del LPOTP se suministra al HPOTP. Durante el funcionamiento del motor, el aumento de presión permite que la bomba oxidante de alta presión funcione a altas velocidades sin cavitar . El LPOTP, que mide aproximadamente 450 por 450 mm (18 por 18 pulgadas), está conectado al conducto de propulsión del vehículo y se sostiene en una posición fija al montarlo en la estructura del vehículo de lanzamiento. [4]
Luego, montado antes del HPOTP, está el acumulador del sistema de supresión de oscilaciones pogo . [6] Para su uso, se carga previamente y posteriormente con He y con O gaseoso.
2del intercambiador de calor, y al no tener membrana, funciona recirculando continuamente el gas de carga. Una serie de deflectores de diversos tipos están presentes dentro del acumulador para controlar el chapoteo y la turbulencia, lo cual es útil en sí mismo y también para evitar el escape de gas al conducto oxidante de baja presión para ser ingerido en el HPOTP.
El HPOTP consta de dos bombas centrífugas de una sola etapa (la bomba principal y una bomba de prequemador) 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 4350 psi) mientras funciona a aproximadamente 28.120 rpm, dando una potencia de salida 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 del oxidante principal y entra a la cámara de combustión principal. Se desconecta otra pequeña ruta de flujo y se envía al intercambiador de calor del oxidante . El oxígeno líquido fluye a través de una válvula antiinundación 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 del prequemador de segunda etapa HPOTP para aumentar la presión del oxígeno líquido de 30 a 51 MPa (4300 psia a 7400 psia). Pasa a través de la válvula 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. [4]
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 hacia 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 provoca el apagado automático del motor. [4]
La turbobomba de combustible de baja presión (LPFTP) es una bomba de flujo axial impulsada por una turbina de dos etapas alimentada 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 cavitar. El LPFTP funciona a alrededor de 16.185 rpm y tiene un tamaño aproximado de 450 por 600 mm (18 por 24 pulgadas). Está conectado a los conductos de propulsión del vehículo y se sostiene en una posición fija al montarlo en la estructura del vehículo de lanzamiento. [4]
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 6515 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 se utiliza el hidrógeno para enfriar las paredes de la cámara. Luego se dirige 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 desde los tres motores para formar un camino único 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 a través de la boquilla del motor (para enfriar la boquilla). Luego se une a la tercera vía de flujo desde la válvula de refrigerante de la cámara. Este flujo combinado luego se dirige a los prequemadores de combustible y oxidante. El HPFTP tiene un tamaño aproximado de 550 por 1100 mm (22 por 43 pulgadas) y está sujeto al colector de gas caliente mediante bridas. [4]
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Los prequemadores del oxidante y del combustible están soldados al colector de gas caliente. El combustible y el oxidante ingresan a los prequemadores y se mezclan para que pueda ocurrir una combustión eficiente. El encendedor de chispa aumentada es una pequeña cámara combinada ubicada en el centro del inyector de cada prequemador. El controlador del motor activa dos encendedores de chispa redundantes duales 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 entonces el proceso de combustión es autosostenible. Los prequemadores producen 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. [4]
La velocidad de las turbinas HPOTP y HPFTP depende de la posición de las válvulas correspondientes del oxidador y del prequemador de combustible del oxidador. Estas válvulas son colocadas por el controlador del motor, que las utiliza para estrangular el flujo de oxígeno líquido a los prequemadores y, así, controlar el empuje del motor. Las válvulas del oxidador y 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. empuje del motor. Las válvulas del oxidante y del prequemador de combustible funcionan juntas para acelerar el motor y mantener una relación constante de mezcla de propulsor de 6,03:1. [3]
Las válvulas principales del oxidante y del combustible controlan el flujo de oxígeno líquido e hidrógeno líquido hacia el motor y están controladas por cada controlador del motor. Cuando un motor está en funcionamiento, las válvulas principales están completamente abiertas. [4]
La cámara de combustión principal (MCC) del motor recibe gas caliente rico en combustible desde 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 aumentada", una llama de H 2 /O 2 en el centro del cabezal del inyector. [7] El conjunto del inyector principal y el domo están soldados al colector de gas caliente, y el MCC también está atornillado al colector de gas caliente. [4] El MCC comprende una carcasa estructural hecha de Inconel 718 que está revestida con una aleación de cobre , plata y circonio llamada NARloy-Z, desarrollada específicamente para el RS-25 en la década de 1970. Se mecanizan alrededor de 390 canales en la pared del revestimiento para transportar hidrógeno líquido a través del revestimiento y proporcionar enfriamiento al MCC, ya que la temperatura en la cámara de combustión alcanza los 3300 °C (6000 °F) durante el vuelo, más alto que el punto de ebullición del hierro . [8] [9]
Una alternativa para la construcción de motores RS-25 que se utilizarán en misiones SLS es el uso de cerámicas estructurales avanzadas, como recubrimientos de barrera térmica (TBC) y compuestos de matriz cerámica (CMC). [10] 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 finas capas de óxido cerámico depositadas sobre componentes metálicos, que actúan como una barrera térmica entre los productos de combustión gaseosos calientes y la carcasa metálica. Un TBC aplicado a la carcasa de Inconel 718 durante la producción podría extender la vida útil del motor y reducir los costos de enfriamiento. Además, las CMC se han estudiado como sustitutos de las superaleaciones a base de Ni y están compuestas de fibras de alta resistencia (BN, C) continuamente dispersas en una matriz de SiC. Un MCC compuesto por un CMC, aunque menos estudiado y más lejos de realizarse que la aplicación de un TBC, podría ofrecer niveles de eficiencia del motor sin precedentes.
La boquilla del motor tiene 3,1 m (121 pulgadas) de largo con un diámetro de 0,26 m (10,3 pulgadas) en la garganta y 2,30 m (90,7 pulgadas) en la salida. [11] 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. [12] A nivel del mar, una tobera de esta relación normalmente sufriría una separación del flujo del chorro de la tobera, lo que provocaría 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 interna del flujo tiene una presión mucho más baja, alrededor de 2 psi (14 kPa) o menos. [13] La superficie interior de cada boquilla se enfría mediante hidrógeno líquido que fluye a través de conductos de refrigerante de pared de tubo de acero inoxidable soldado . En el transbordador espacial, un anillo de soporte soldado al extremo delantero de la boquilla es el punto de conexión del motor al escudo térmico suministrado por el orbitador. La protección térmica es necesaria debido a la exposición que experimentan las partes de las boquillas durante las fases de lanzamiento, ascenso, puesta en órbita y entrada de una misión. El aislamiento consta de cuatro capas de guata metálica cubiertas con una lámina metálica y una pantalla. [4]
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 constaba de dos computadoras Honeywell HDC-601 redundantes , [14] posteriormente actualizadas a un sistema compuesto por dos procesadores Motorola 68000 (M68000) doblemente redundantes (para un total de cuatro M68000 por controlador). [15] Tener el controlador instalado en el motor simplifica enormemente el cableado entre el motor y el vehículo de lanzamiento, porque todos los sensores y actuadores están conectados directamente solo al controlador, y luego cada MEC 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 del motor (EIU). [16] El uso de un sistema dedicado también simplifica el software y, por lo tanto, mejora su confiabilidad.
Dos computadoras independientes con doble CPU, A y B, forman el controlador; dando redundancia al sistema. El fallo del sistema de controlador A conduce automáticamente a un cambio al sistema de controlador B sin impedir las capacidades operativas; la falla posterior del sistema controlador B proporcionaría un apagado suave del motor. Dentro de cada sistema (A y B), los dos M68000 operan en bloque , 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 diferencias sutiles entre los M68000 de Motorola y el segundo fabricante TRW , cada sistema utiliza M68000 del mismo fabricante (por ejemplo, el sistema A tendría dos CPU de Motorola mientras que el sistema B tendría dos CPU fabricadas por TRW). La memoria para los controladores del bloque I era del tipo de alambre recubierto , que funciona de manera similar a la memoria de núcleo magnético y retiene los datos incluso después de apagar la energía. [17] Los controladores del Bloque II utilizaban RAM estática CMOS convencional . [15]
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, fueron entregados a Honeywell Aerospace para su examen y análisis. Un controlador se abrió por un lado y ambos resultaron gravemente corroídos y dañados por la vida marina. Se desmontaron ambas unidades y se lavaron las unidades de memoria con agua desionizada. Después de secarlos y hornearlos al vacío , se recuperaron los datos de estas unidades para realizar un examen forense. [18]
Para controlar la potencia del motor, el MEC opera cinco válvulas propulsoras accionadas hidráulicamente en cada motor; las válvulas del oxidador del prequemador del oxidante, del oxidador del prequemador de combustible, del oxidador principal, del combustible principal y del refrigerante 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. [4]
En el transbordador espacial, las válvulas de purga de combustible y oxidante principal se utilizaron después del apagado para eliminar cualquier propulsor residual, con el oxígeno líquido residual venteándose a través del motor y el hidrógeno líquido residual venteándose a través de las válvulas de llenado y drenaje de hidrógeno líquido. Una vez completado el vertido, las válvulas se cerraron y permanecieron cerradas durante el resto de la misión. [4]
Una válvula de control de refrigerante está montada en el conducto de derivación del refrigerante de la cámara de combustión de cada motor. El controlador del motor regula la cantidad de hidrógeno gaseoso que se permite 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 de arrancar el motor. Durante el funcionamiento del motor, está 100% abierto para ajustes del acelerador de 100 a 109%. Para ajustes del acelerador entre 65 y 100%, su posición osciló entre 66,4 y 100%. [4]
Cada motor se instala con un cojinete de cardán , una junta 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, soporta 7.480 lb (3.390 kg) de peso del motor y más de 500.000 lbf (2.200.000 N) de empuje. Además de proporcionar un medio para fijar el motor al vehículo de lanzamiento, el cojinete del cardán permite que el motor gire (o "gimble") alrededor de dos ejes de libertad con un rango de ±10,5°. [19] Este movimiento permite alterar el vector de empuje del motor, dirigiendo así el vehículo hacia la orientación correcta. El alcance comparativamente grande del cardán es necesario para corregir el impulso de cabeceo que se produce debido al cambio constante del centro de masa a medida que el vehículo quema combustible en vuelo y después de la separación del propulsor. El conjunto de cojinete 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 . [6]
Las turbobombas de oxígeno y combustible de baja presión estaban montadas a 180° de distancia en la estructura de empuje del fuselaje de popa del orbitador. Las líneas que van desde las turbobombas de baja presión a las turbobombas de alta presión contienen fuelles flexibles que permiten que las turbobombas de baja presión permanezcan estacionarias mientras el resto del motor tiene un cardán para controlar el vector de empuje y también para evitar daños a las bombas cuando se cargan. se les aplicaron. La línea de hidrógeno líquido del LPFTP al HPFTP está aislada para evitar la formación de aire líquido. [4]
Además de los sistemas de combustible y oxidante, 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 paradas de emergencia. Durante la entrada, en el transbordador espacial, el helio restante se utilizó para purgar los motores durante el reingreso y para la represurización. [4]
La historia del RS-25 se remonta a la década de 1960, cuando el Centro Marshall de Vuelos Espaciales de la NASA y Rocketdyne estaban realizando una serie de estudios sobre motores de alta presión, desarrollados a partir del exitoso motor J-2 utilizado en el S-II y el S. -Etapas superiores IVB del cohete Saturno V durante el programa Apolo . Los estudios se llevaron a cabo bajo un programa para mejorar 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 . [20] A medida que los niveles de financiación para Apollo disminuyeron, el HG-3 fue cancelado, así como los motores F-1 mejorados que ya se estaban probando. [21] Fue el diseño del HG-3 el que formaría la base del RS-25. [22]
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 pidió a Rocketdyne que investigara los motores aerospike y a Pratt & Whitney (P&W) que investigara motores convencionales más eficientes de tipo boquilla de Laval . Al concluir el estudio, P&W presentó una propuesta para un motor de 250.000 lb f llamado XLR-129 , que utilizaba una boquilla expansiva de dos posiciones para proporcionar una mayor eficiencia en un amplio rango de altitudes. [23] [24]
En enero de 1969, la NASA otorgó contratos a General Dynamics, Lockheed, McDonnell Douglas y North American Rockwell para iniciar el desarrollo inicial del transbordador espacial. [25] Como parte de estos estudios de la '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. [23] Este diseño se puede encontrar en muchas de las versiones planificadas del Shuttle hasta la decisión final. Sin embargo, como 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 los motores de cohetes". [12] [23] Pidieron un nuevo diseño basado en una cámara de combustión de alta presión que funcione 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 conceptuales del motor principal de la 'Fase B', que requerían el desarrollo de un motor de tipo De Laval de combustión por etapas , estrangulador. [12] [23] La solicitud se basó en el diseño entonces actual del transbordador espacial que presentaba dos etapas reutilizables, el orbitador y un propulsor de retorno tripulado, y requería un motor que pudiera impulsar ambos vehículos a través de dos diferentes boquillas (12 motores propulsores con 550.000 lbf (2.400 kN) de empuje al nivel del mar cada uno y 3 motores orbitadores con 632.000 lbf (2.810 kN) de empuje al vacío cada uno). [12] Rocketdyne, P&W y Aerojet General fueron seleccionados para recibir financiación, aunque, dado el desarrollo ya avanzado de P&W (que demostró un concepto de motor funcional de 350.000 lbf (1.600 kN) durante el año) y la experiencia previa de Aerojet General en el desarrollo del motor 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. [23]
Cuando 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 propulsores, por lo que el motor solo era necesario para impulsar el orbitador durante el ascenso. [12] Durante el período de estudio de la 'Fase B' de un año de duración, 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 Rocketdyne desarrolló una aleación de cobre y circonio (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 obtuvo el contrato el 13 de julio de 1971, aunque el trabajo en el desarrollo del motor no comenzó hasta el 31 de marzo de 1972, debido a un desafío legal de P&W. [12] [23]
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 la cual se estableció el diseño del motor y comenzó la construcción del primer conjunto de motores con capacidad de vuelo. En 1979 se llevó a cabo una revisión final de todos los componentes del transbordador espacial, incluidos los motores. Las revisiones de diseño se realizaron en paralelo con varios hitos de prueba, pruebas iniciales que consistieron en componentes individuales del motor que identificaron deficiencias en varias áreas del diseño, incluido el HPFTP. , HPOTP, válvulas, boquilla y prequemadores de combustible. A las pruebas de los componentes individuales de los motores les siguió la primera prueba de un motor completo (0002) el 16 de marzo de 1977. La NASA precisó que, antes del primer vuelo del Shuttle, los motores debían haber sido sometidos a al menos 65.000 segundos de pruebas, un hito que se alcanzó el 23 de marzo de 1980, con el motor habiendo sido sometido a 110.253 segundos de pruebas en el momento de la STS-1, tanto en bancos de pruebas en el Centro Espacial Stennis como instalado en el Artículo de Prueba de Propulsión Principal (MPTA). El primer conjunto de motores (2005, 2006 y 2007) se entregó al Centro Espacial Kennedy en 1979 y se instaló en el Columbia , antes de ser retirado en 1980 para realizar más pruebas y reinstalarse en el orbitador. Los motores, que tenían la configuración del primer vuelo orbital tripulado (FMOF) y estaban certificados para funcionar al 100% del nivel de potencia nominal (RPL), se operaron en un vigésimo segundo encendido de preparación para vuelo el 20 de febrero de 1981 y, después de la inspección, declarado listo para volar. [12]
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 fuera necesario, los motores se podrían cambiar en la plataforma. Los motores, que extraían propulsor del tanque externo (ET) del transbordador espacial 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 [26] ), lo que permitió su El rendimiento se comprobará antes del encendido de los propulsores de cohetes sólidos (SRB) del transbordador espacial , que comprometieron el transbordador para el lanzamiento. [27] En el lanzamiento, los motores estarían funcionando al 100% RPL, acelerando hasta el 104,5% inmediatamente después del despegue. Los motores mantendrían este nivel de potencia hasta alrededor de T+40 segundos, donde serían acelerados nuevamente a alrededor del 70% para reducir las cargas aerodinámicas en la pila del transbordador a medida que pasaba por la región de presión dinámica máxima, o máx. q . [nota 1] [23] [26] Luego, los motores se acelerarían nuevamente hasta aproximadamente T+8 minutos, momento en el cual se reducirían gradualmente hasta el 67% para evitar que la pila exceda los 3 g de aceleración a medida que se convierte en progresivamente más ligero debido al consumo de propulsor. Luego se apagaron los motores, procedimiento conocido como corte del motor principal (MECO), alrededor de T+8,5 minutos. [23]
Después de cada vuelo, los motores se retirarían del orbitador y se transferirían 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. [28] Un total de 46 motores RS-25 reutilizables, cada uno con un costo de alrededor de 40 millones de dólares, volaron durante el programa del transbordador espacial, y cada motor nuevo o reacondicionado ingresa al inventario de vuelo que requiere calificación de vuelo en uno de los bancos de pruebas en Stennis Space. Centro antes del vuelo. [26] [29] [30]
En el transcurso del programa del Transbordador Espacial, el RS-25 pasó por una serie de mejoras, incluidos cambios en la cámara de combustión, soldaduras mejoradas y cambios en la turbobomba en un esfuerzo por mejorar el rendimiento y la confiabilidad del motor y así reducir la cantidad de mantenimiento requerido después de su uso. . Como resultado, se utilizaron varias versiones del RS-25 durante el programa: [9] [23] [25] [26] [31] [32] [33 ] [ 34] [35]
Los efectos más obvios de las actualizaciones que recibió el RS-25 a través del programa del Transbordador Espacial fueron las mejoras en el acelerador del motor. Mientras que el motor FMOF tenía una potencia máxima del 100% RPL, los motores del Bloque II podían acelerar hasta el 109% o el 111% en caso de emergencia, siendo el rendimiento de vuelo habitual del 104,5%. Los motores existentes utilizados en el Sistema de Lanzamiento Espacial se aceleran al 109% de potencia durante el vuelo normal, mientras que los nuevos motores RS-25 producidos para el Sistema de Lanzamiento Espacial deben funcionar al 111% de aceleración, [37] con una potencia del 113% en prueba. [38] [39] Estos aumentos en el nivel del acelerador marcaron una diferencia significativa en el empuje producido por el motor: [6] [26]
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 decidida 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 e invariable para que los datos de prueba (o datos operativos de misiones pasadas o futuras) se puedan comparar fácilmente. Si se aumentara el nivel de potencia y se dijera que ese nuevo valor era 100%, entonces todos los datos y la documentación anteriores requerirían cambios o verificación cruzada con qué empuje físico correspondía al nivel de potencia del 100% en esa fecha. [12] 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 en contingencias. [31]
Durante el transcurso del programa del transbordador espacial, se utilizaron un total de 46 motores RS-25 (y se construyó un RS-25D adicional que nunca se utilizó). Durante las 135 misiones, para un total de 405 misiones de motor individuales, [29] Pratt & Whitney Rocketdyne informa una tasa de confiabilidad del 99,95%, y la única falla del SSME en vuelo ocurrió durante la misión STS-51-F del transbordador espacial Challenger . . [3] Los motores, sin embargo, sufrieron una serie de fallas en las plataformas (abortos del secuenciador de lanzamiento de conjuntos redundantes, o RSLS) y otros problemas durante el transcurso del programa:
Durante el período anterior al retiro final del transbordador espacial , se propusieron varios planes para los motores restantes, desde que todos se quedaran con la NASA hasta que se regalaran (o se vendieran entre 400.000 y 800.000 dólares cada uno) a diversas instituciones como museos y museos. universidades. [47] Esta política siguió a cambios en las configuraciones planificadas del vehículo de lanzamiento de carga Ares V y del vehículo de lanzamiento de tripulación Ares I del programa Constellation , que habían sido planeados para usar el RS-25 en su primera y segunda etapa respectivamente. [48] Si bien estas configuraciones inicialmente parecían valiosas, ya que usarían la tecnología actual luego del retiro del transbordador en 2010, el plan tenía varios inconvenientes: [48]
Tras varios cambios de diseño en los cohetes Ares I y Ares V, el RS-25 iba a ser reemplazado por un único 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 Ares V). Motor J-2 de la era Apolo) en el escenario central de Ares V; esto significó que el RS-25 sería retirado junto con la flota de Shuttle. [48] En 2010, sin embargo, se ordenó a la NASA que detuviera el programa Constellation, y con él el desarrollo de Ares I y Ares V, en lugar de centrarse en construir un nuevo lanzador de carga pesada. [49]
El 14 de septiembre de 2011, tras la retirada del transbordador espacial , la NASA anunció que desarrollaría un nuevo vehículo de lanzamiento, conocido como Space Launch System (SLS), para sustituir la flota de transbordadores. [50] El diseño del SLS presenta el RS-25 como parte de su etapa central , con diferentes versiones del cohete equipadas con entre tres y cinco motores. [51] [52] Los vuelos iniciales del nuevo vehículo de lanzamiento utilizan motores Block II RS-25D previamente volados, y la NASA mantiene dichos motores en un entorno "purgado y seguro" en el Centro Espacial Stennis, "junto con todos los sistemas terrestres necesarios para mantenerlos." [53] [54] Para Artemis 1, se utilizaron las unidades RS-25D con números de serie E2045, E2056, E2058 y E2060 de los tres orbitadores. [55] Se instalaron en el escenario central el 6 de noviembre de 2019. [56] Para Artemis 2, se utilizarán las unidades con números de serie E2047, E2059, E2062 y E2063. [57] Se instalaron en el escenario central el 25 de septiembre de 2023. [58]
Además de los RS-25D, el programa SLS hace uso de los sistemas de propulsión principales (MPS, las "tuberías" que alimentan los motores) de los tres transbordadores orbitales restantes con fines de prueba (que han sido eliminados como parte del desmantelamiento de los orbitadores). , y originalmente se predijo que los dos primeros lanzamientos ( Artemis 1 y Artemis 2 ) utilizarían el hardware MPS de los transbordadores espaciales Atlantis y Endeavour en sus etapas principales. [52] [54] [59] Los propulsores del SLS se suministran a los motores desde la etapa central del cohete, que consiste en un tanque externo modificado del transbordador espacial con las tuberías y los motores del MPS en la parte trasera, y una estructura entre etapas en la parte superior. [5]
Para las dos primeras misiones Artemis, los motores se instalan en el escenario central SLS en el Edificio 103 de las instalaciones de ensamblaje de Michoud ; [60] se instalarán en la instalación de procesamiento de la estación espacial en Kennedy a partir de Artemis 3 . [61] [62]
Una vez que los RS-25D restantes se agoten, serán reemplazados por una versión prescindible más barata denominada RS-25E. [5] En 2023, Aerojet Rocketdyne informó reducciones en el tiempo de fabricación y los requisitos de mano de obra durante la fabricación de motores RS-25 de nueva producción, como una reducción del 15 % en el tiempo de fabricación del cabezal motor y una reducción de 22 meses en el tiempo necesario para producir una cámara de combustión principal. [63]
El 1 de mayo de 2020, la NASA adjudicó una extensión de contrato para fabricar 18 motores RS-25 adicionales, con servicios asociados, por 1.790 millones de dólares, lo que eleva el valor total del contrato SLS a casi 3.500 millones de dólares. [64]
El 29 de agosto de 2022, Artemis 1 se retrasó por un problema con los sensores de ingeniería en el RS-25D #3 (número de serie E2058) que informaban erróneamente que no se había enfriado a su temperatura de funcionamiento ideal. [sesenta y cinco]
El 16 de noviembre de 2022, Artemis 1 se lanzó desde el Complejo de Lanzamiento 39B del Centro Espacial Kennedy , la primera vez que el motor RS-25 voló desde el vuelo final del transbordador espacial, STS-135 , el 21 de julio de 2011. [66]
En 2015, se llevó a cabo una campaña de prueba para determinar el rendimiento del motor RS-25 con una nueva unidad controladora del motor, bajo temperaturas de oxígeno líquido más bajas, con mayor presión de entrada debido al tanque de oxígeno líquido de etapa central SLS más alto y una mayor aceleración del vehículo; y con más calentamiento de las boquillas debido a la configuración de cuatro motores y su posición en el plano con las boquillas de escape de refuerzo SLS. También se probaría un nuevo aislamiento térmico ablativo. [67] [ se necesita una mejor fuente ] Las pruebas se realizaron el 9 de enero (500 segundos), [68] 28 de mayo (450 segundos), [69] 11 de junio (500 segundos), [67] 25 de junio (650 segundos), [70 ] 17 de julio (535 segundos), [71] 13 de agosto (535 segundos) [72] y 27 de agosto (535 segundos). [73]
Después de estas pruebas, estaba previsto que cuatro motores más entraran en un nuevo ciclo de pruebas. [71] [ 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. [74]
El 28 de febrero de 2019, la NASA llevó a cabo una prueba de funcionamiento de 510 segundos de un RS-25 en desarrollo al 113 por ciento de su empuje diseñado originalmente durante más de 430 segundos, aproximadamente cuatro veces más que cualquier prueba anterior a este nivel de empuje. [75]
El 16 de enero de 2021, los motores RS-25 se volvieron a encender, durante una prueba de fuego caliente como parte del programa Artemis. La prueba se programó originalmente como una prueba de 8 minutos, pero se terminó en el segundo 67 debido a que se violaron parámetros de prueba intencionalmente conservadores en el sistema hidráulico de la unidad de potencia auxiliar de etapa central (CAPU) del motor 2 (número de serie E2056) durante el vector de empuje. Prueba del sistema de control (TVC). La CAPU del motor 2 se apagó automáticamente, aunque si este problema hubiera ocurrido durante el vuelo, no habría provocado una interrupción, ya que las CAPU restantes son capaces de alimentar los sistemas TVC de los cuatro motores. [76] El motor también sufrió una "falla de componente mayor" diferente, en el sistema de control del motor, que fue causada por una falla en la instrumentación. Esto habría provocado la interrupción de la cuenta atrás del lanzamiento durante un intento de lanzamiento real. [77]
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 en caliente de la etapa central SLS, que duró 500 segundos, [78] certificando con éxito el núcleo Artemis 1. escenario para el vuelo.
El 14 de diciembre de 2022, un RS-25E de desarrollo único, número de serie E10001, intentó una prueba de fuego caliente de 500 segundos. La prueba se canceló en T+209,5 debido a que los sistemas de prueba interpretaron posteriormente señales de un grupo de acelerómetros configurados incorrectamente durante el incendio como si excedieran los límites de vibración aceptables. [79] Las pruebas del motor continuaron en 2023; el 8 de febrero de 2023 se disparó durante 500 segundos al 111% de potencia, equipado con una boquilla de nueva producción. [80] Las pruebas posteriores incluyeron una prueba de 600 segundos al 111% de potencia el 22 de febrero, [81] una prueba de 520 segundos al 113% de potencia el 8 de marzo, [82] una prueba de 600 segundos al 113% de potencia el 21 de marzo , [83] una prueba de nivel de potencia del 113% de 500 segundos el 5 de abril, [84] un incendio de 720 segundos que probó el sistema de cardán de vectorización de empuje del motor el 26 de abril, [85] una prueba de 630 segundos el 10 de mayo, [86] y cinco pruebas más de 500 segundos, 113% de nivel de potencia sin cardán el 23 de mayo, [39] 1 de junio, [87] 8 de junio, [88] 15 de junio, [89] y 22 de junio. [90] [ 36]
La unidad de desarrollo RS-25E E0525, con una inclusión significativa de nuevos componentes, fue probada con fuego caliente a niveles de potencia del 111% durante 550 segundos en la primera de una serie de pruebas de certificación que comenzaron el 17 de octubre de 2023. [91] [92] [93 ] Se probó a niveles de potencia del 113% durante 500 segundos el 15 de noviembre de [94] [95] y al 113% durante 650 segundos con cardán el 29 de noviembre de 2023, [96] al 113% durante 500 segundos el 17 de enero de 2024, [97] [98] [99] 23 de enero, [100] [101] y 29 de enero, [102] [103] y al 113% durante 550 segundos el 23 de febrero. [104] [105]
El 24 de mayo de 2017, DARPA anunció que había 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 procedentes de inventarios de Aerojet Rocketdyne y de la NASA de las primeras versiones del motor. [106] [107] En julio de 2018, Aerojet Rocketdyne completó con éxito diez disparos de 100 segundos del AR-22 en diez días. [108]
El 22 de enero de 2020, Boeing anunció su salida del programa XS-1, sin dejar ningún papel para el AR-22. [109]
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