El 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 se utiliza en el Sistema de lanzamiento espacial (SLS).
Diseñado y fabricado en Estados Unidos por Rocketdyne (posteriormente Pratt & Whitney Rocketdyne y Aerojet Rocketdyne ), el RS-25 quema propulsores criogénicos (a muy baja temperatura) de hidrógeno líquido y oxígeno líquido , y cada motor produce un empuje de 1.859 kN (418.000 lbf ) 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 sufrido mejoras a lo largo de su historia operativa para mejorar el empuje, la fiabilidad, la seguridad y la carga de mantenimiento del motor.
El motor produce un impulso específico ( I sp ) de 452 segundos (4,43 kN-sec/kg) en vacío, o 366 segundos (3,59 kN-sec/kg) a 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 van desde -253 a 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 cohetes propulsores sólidos y los dos motores del sistema de maniobra orbital AJ10 del orbitador . Después de cada vuelo, los motores RS-25 se retiraron del orbitador, se inspeccionaron, se reacondicionaron y luego se reutilizaron en otra misión.
En cada sistema de lanzamiento espacial se instalan cuatro motores RS-25, alojados en la sección de motores en la base de la etapa central, y se agotan 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 un motor RS-25E simplificado llamado Production Restart, que se encuentra en fase de 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 a través de 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 sistema de lanzamiento espacial (SLS), el combustible y el oxidante de la etapa central del cohete fluyen directamente a las líneas del MPS. Una vez en las líneas del 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 ingresen al 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 desde allí a turbobombas de alta presión (HPFTP y HPOTP). Desde estas 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 supresión de pogo ; a la turbobomba del oxidante de baja presión (LPOTP); al prequemador del oxidante 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 principal de combustible 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 pasa nuevamente a través de la turbina LPFTP antes de ser enviado al sistema de presurización del tanque de combustible o al sistema de enfriamiento del colector de gas caliente (desde donde pasa al MCC). El combustible en los sistemas de enfriamiento de la boquilla y la válvula de refrigerante de la cámara se envía luego 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 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 de propulsores en llamas a través de la garganta y la campana de la boquilla 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 alimentada 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 de la LPOTP se suministra a la HPOTP. Durante el funcionamiento del motor, el aumento de presión permite que la bomba oxidante de alta presión funcione a altas velocidades sin cavitar . La LPOTP, que mide aproximadamente 450 por 450 mm (18 por 18 pulgadas), está conectada al conducto de propulsor del vehículo y se sostiene en una posición fija al estar montada en la estructura del vehículo de lanzamiento. [4]
Luego, montado antes del HPOTP, se encuentra el acumulador del sistema de supresión de oscilación pogo . [6] Para su uso, se carga previamente y posteriormente con He y se carga con O gaseoso .
2del intercambiador de calor y, al no tener membrana, funciona recirculando continuamente el gas de carga. En el interior del acumulador hay una serie de deflectores de varios tipos para controlar el chapoteo y la turbulencia, lo que es útil en sí mismo y también para evitar la fuga de gas hacia el conducto del oxidante de baja presión para ser ingerido en la 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 e impulsadas 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, lo que proporciona una potencia de salida de 23.260 hp (17,34 MW ). El flujo de descarga del HPOTP se divide en varios caminos, uno de los cuales impulsa la turbina LPOTP. Otro camino es hacia y a través de la válvula principal del oxidante y entra en la cámara de combustión principal. Otro camino de flujo pequeño se deriva y se envía al intercambiador de calor del oxidante . El oxígeno líquido fluye a través de una válvula antiinundación que evita que entre en el intercambiador de calor hasta que haya suficiente calor presente 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 a presurizar el tanque de oxígeno líquido. Otro camino ingresa a la bomba del prequemador de segunda etapa del HPOTP para aumentar la presión del oxígeno líquido de 30 a 51 MPa (4300 psia a 7400 psia). Pasa a través de la válvula del oxidante del prequemador del oxidante hacia el prequemador del oxidante y a través de la válvula del oxidante del prequemador del combustible hacia el prequemador del combustible. El HPOTP mide aproximadamente 600 por 900 mm (24 por 35 pulgadas). Está unido 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 se purga continuamente mediante el suministro de helio del motor durante su funcionamiento. 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 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 la LPFTP permite que la HPFTP funcione a altas velocidades sin cavitar. La LPFTP funciona a alrededor de 16.185 rpm y tiene un tamaño aproximado de 450 por 600 mm (18 por 24 pulgadas). Está conectada a los conductos de propulsor del vehículo y se sostiene en una posición fija al estar montada 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 6.515 psia) y funciona a aproximadamente 35.360 rpm con una potencia de 71.140 CV (53,05 MW ). El flujo de descarga de la turbobomba se dirige a la válvula principal y la atraviesa, y luego se divide en tres rutas de flujo. Una ruta pasa por la camisa de la cámara de combustión principal, donde el hidrógeno se utiliza para enfriar las paredes de la cámara. Luego se dirige desde la cámara de combustión principal a la LPFTP, donde se utiliza para impulsar la turbina LPFTP. Una pequeña parte del flujo de la LPFTP se dirige a un colector común desde los tres motores para formar una única ruta hacia el tanque de hidrógeno líquido para mantener la presurización. El hidrógeno restante pasa entre las paredes internas y externas 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 de combustible principal pasa por la boquilla del motor (para enfriar la boquilla). Luego se une a la tercera ruta de flujo desde la válvula de refrigerante 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. [4]
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Los prequemadores de oxidante y combustible están soldados al colector de gas caliente. El combustible y el oxidante entran en los prequemadores y se mezclan para que pueda ocurrir una combustión eficiente. El encendedor de chispa aumentado es una pequeña cámara combinada ubicada en el centro del inyector de cada prequemador. Dos encendedores de chispa redundantes dobles son activados por el controlador del motor 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 entonces autosostenible. 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 de oxidante impulsa una turbina que está conectada a la HPOTP y a la bomba del prequemador de oxidante. El flujo de salida del prequemador de combustible impulsa una turbina que está conectada a la HPFTP. [4]
La velocidad de las turbinas HPOTP y HPFTP depende de la posición de las válvulas de oxidante y prequemador de combustible correspondientes. Estas válvulas son posicionadas por el controlador del motor, que las utiliza para regular el flujo de oxígeno líquido a los prequemadores y, de esta manera, controlar el empuje del motor. Las válvulas de oxidante y 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 las turbinas 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 de oxidante y prequemador de combustible funcionan juntas para regular el motor y mantener una relación de mezcla de propulsante constante 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 del motor (MCC) recibe gas caliente rico en combustible de un circuito de enfriamiento 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 de la cabeza del inyector. [7] El inyector principal y el conjunto de cúpula 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 maquinan alrededor de 390 canales en la pared del revestimiento para transportar hidrógeno líquido a través del mismo y proporcionar enfriamiento 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 . [8] [9]
Una alternativa para la construcción de motores RS-25 para ser utilizados 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 refrigeración. Los TBC son capas delgadas de óxido cerámico depositadas sobre componentes metálicos, que actúan como una barrera térmica entre los productos de combustión gaseosa caliente 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 refrigeración. Además, los CMC se han estudiado como un reemplazo para las superaleaciones basadas en Ni y están compuestos de fibras de alta resistencia (BN, C) dispersas continuamente en una matriz de SiC. Un MCC compuesto de un CMC, aunque menos estudiado y más lejos de concretarse que la aplicación de un TBC, podría ofrecer niveles sin precedentes de eficiencia del motor.
La tobera del motor tiene 121 pulgadas (3,1 m) de largo con un diámetro de 10,3 pulgadas (0,26 m) en su garganta y 90,7 pulgadas (2,30 m) en su salida. [11] La tobera es una extensión en forma de campana atornillada a la cámara de combustión principal, conocida como tobera de Laval . La tobera RS-25 tiene una relación de expansión inusualmente grande (alrededor de 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 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 tobera con respecto al óptimo teórico para el empuje, reduciéndolo cerca de la salida. Esto eleva la presión justo 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 se encuentra a una presión mucho menor, alrededor de 2 psi (14 kPa) o menos. [13] La superficie interna de cada boquilla se enfría mediante hidrógeno líquido que fluye a través de conductos de refrigerante de paredes de tubos de acero inoxidable soldados con soldadura fuerte . 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 expuestas 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. [4]
Cada motor está equipado con un controlador principal del motor (MEC), un ordenador integrado que controla todas las funciones del motor (mediante el uso de válvulas) y supervisa su rendimiento. Construido por Honeywell Aerospace , cada MEC comprendía originalmente dos ordenadores redundantes Honeywell HDC-601, [14] posteriormente actualizados 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 propio 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 cada MEC se conecta entonces a los ordenadores de propósito general (GPC) del orbitador o al conjunto 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 tanto, mejora su fiabilidad.
Dos computadoras independientes con doble CPU, A y B, forman el controlador, lo que le da redundancia al sistema. La falla del sistema controlador A conduce automáticamente a un cambio al sistema controlador B sin impedir las capacidades operativas; la falla posterior del sistema controlador B proporcionaría un apagado elegante del motor. Dentro de cada sistema (A y B), los dos M68000 funcionan en sincronía , lo que permite que cada sistema detecte fallas al comparar 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 diferencias sutiles entre los M68000 de Motorola y el segundo fabricante 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 fabricadas por TRW). La memoria para los controladores del bloque I era del tipo de cable chapado , que funciona de manera similar a la memoria de núcleo magnético y retiene los datos incluso después de que se apaga la energía. [17] Los controladores del bloque II usaban 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 estaba roto por un lado y ambos estaban severamente corroídos y dañados por la vida marina. Ambas unidades fueron desmontadas y las unidades de memoria se lavaron con agua desionizada . Después de secarlas y hornearlas al vacío , se recuperaron los datos de estas unidades para su examen forense. [18]
Para controlar la potencia del motor, el MEC opera cinco válvulas de propulsión accionadas hidráulicamente en cada motor: el oxidante del prequemador de oxidante, el oxidante del prequemador de combustible, el oxidante principal, el combustible principal y las válvulas de refrigerante de la cámara. En caso de emergencia, las válvulas se pueden cerrar por completo utilizando el sistema de suministro de helio del motor como sistema de accionamiento de respaldo. [4]
En el transbordador espacial, las válvulas de purga de combustible y del oxidante principal se utilizaban después de apagar el motor para eliminar cualquier resto de combustible, y el oxígeno líquido residual se descargaba a través del motor y el hidrógeno líquido residual se descargaba a través de las válvulas de llenado y drenaje de hidrógeno líquido. Una vez finalizado el vaciado, las válvulas se cerraban y permanecían cerradas durante el resto de la misión. [4]
En el conducto de derivación de refrigerante de la cámara de combustión de cada motor se encuentra montada una válvula de control de refrigerante . El controlador del motor regula la cantidad de hidrógeno gaseoso que se permite que pase por el circuito de refrigerante de la boquilla, controlando así su temperatura. La válvula de refrigerante de la cámara está abierta al 100 % antes de que arranque el motor. Durante el funcionamiento del motor, está abierta al 100 % para configuraciones del acelerador de 100 a 109 %. Para configuraciones del acelerador entre 65 y 100 %, su posición varió de 66,4 a 100 %. [4]
Cada motor está equipado con un cojinete de cardán , una rótula universal que se atornilla 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 7480 lb (3390 kg) de peso del motor y resistiendo más de 500 000 lbf (2 200 000 N) de empuje. Además de proporcionar un medio para unir el motor al vehículo de lanzamiento, el cojinete de cardán permite que el motor pivote (o "gimballed") 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 rango comparativamente grande del cardán es necesario para corregir el momento 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 . [6]
Las turbobombas de oxígeno y combustible de baja presión se montaron a 180° de distancia en la estructura de empuje del fuselaje trasero del orbitador. Las líneas que van 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 el resto del motor está suspendido para controlar el vector de empuje y también para evitar daños a las bombas cuando se les aplican cargas. La línea de hidrógeno líquido desde la LPFTP hasta la 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 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. [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 las etapas superiores S-II y S-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 del Saturno 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 Apolo se reducían, el HG-3 se canceló, así como los motores F-1 mejorados que ya se estaban probando. [21] Fue el diseño del HG-3 el que formaría la base para el RS-25. [22]
Mientras tanto, en 1967, la Fuerza Aérea de los EE. UU. financió un estudio sobre sistemas avanzados de propulsión de cohetes para su uso durante el Proyecto Isinglass , y se solicitó a Rocketdyne que investigara los motores aerospike y a Pratt & Whitney (P&W) que investigara motores convencionales de tipo tobera de Laval más eficientes . Al concluir el estudio, P&W presentó una propuesta para un motor de 250 000 lb f llamado XLR-129 , que utilizaba una tobera expansible de dos posiciones para proporcionar una mayor eficiencia en un amplio rango de altitudes. [23] [24]
En enero de 1969, la NASA adjudicó contratos a General Dynamics, Lockheed, McDonnell Douglas y North American Rockwell para iniciar el desarrollo temprano del transbordador espacial. [25] Como parte de estos estudios de "Fase A", las empresas involucradas seleccionaron una versión mejorada del XLR-129, que desarrollaba 415.000 lbf (1.850 kN), como motor de base para sus diseños. [23] Este diseño se puede encontrar en muchas de las versiones planificadas del transbordador 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 de la tecnología de motores de cohetes". [12] [23] Pidieron un nuevo diseño basado en una cámara de combustión de alta presión que funciona alrededor de 3.000 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 requería el desarrollo de un motor de combustión por etapas , regulable , tipo de Laval. [12] [23] La solicitud se basaba en el diseño vigente en ese momento 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 boquillas diferentes (12 motores de refuerzo con 550.000 lbf (2.400 kN) de empuje a nivel del mar cada uno y 3 motores de orbitador 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 M-1 de 1.500.000 lbf (6.700 kN) , Rocketdyne se vio obligada a invertir una gran cantidad de dinero privado en el proceso de diseño para permitir que la empresa se pusiera al día con sus competidores. [23]
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 propulsores, por lo que el motor solo fue 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 una nueva aleación de cobre y circonio desarrollada por Rocketdyne (llamada NARloy-Z) y fue probado el 12 de febrero de 1971, produciendo una presión de 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 una impugnación 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, el HPOTP, las válvulas, la boquilla y los 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, después de que se estableciera su línea de ensamblaje final en la fábrica principal de Rocketdyne en Canoga Park, Los Ángeles . [26] La NASA especificó que, antes del primer vuelo del transbordador, 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, y el motor había sido sometido a 110.253 segundos de pruebas en el momento del STS-1, tanto en los bancos de pruebas del 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 eran de la primera configuración de vuelo orbital tripulado (FMOF) y estaban certificados para funcionar al 100 % del nivel de potencia nominal (RPL), se hicieron funcionar en un encendido de preparación de vuelo de veintidós segundos el 20 de febrero de 1981 y, después de la inspección, se declararon listos para el vuelo. [12]
Cada transbordador espacial tenía tres motores RS-25, instalados en la estructura de popa del transbordador espacial en la Instalación de Procesamiento de Orbitadores antes de que el transbordador fuera transferido al Edificio de Ensamblaje de Vehículos . Si era necesario, los motores podían cambiarse en la plataforma. Los motores, que extraían propulsante del tanque externo (ET) del transbordador espacial a través del sistema de propulsión principal (MPS) del transbordador, se encendían a T−6,6 segundos antes del despegue (con cada ignición escalonada por 120 ms [27] ), lo que permitía verificar su rendimiento antes del encendido de los cohetes propulsores sólidos (SRB) del transbordador espacial, que comprometieron al transbordador para el lanzamiento. [28] En el lanzamiento, los motores estarían operando al 100% de RPL, estrangulándose hasta el 104,5% inmediatamente después del despegue. Los motores mantendrían este nivel de potencia hasta alrededor de T+40 segundos, donde se reducirían a alrededor del 70% para reducir las cargas aerodinámicas en la pila del transbordador a medida que pasaba por la región de máxima presión dinámica, o q máx . [nota 1] [23] [27] Los motores luego se acelerarían nuevamente hasta alrededor de T+8 minutos, momento en el que se reducirían gradualmente hasta el 67% para evitar que la pila excediera los 3 g de aceleración a medida que se volvía progresivamente más liviana debido al consumo de combustible. Luego, los motores se apagarían, un procedimiento conocido como corte del motor principal (MECO), alrededor de T+8,5 minutos. [23]
Después de cada vuelo, los motores se retiraban del orbitador y se trasladaban a la Instalación de Procesamiento de Motores Principales del Transbordador Espacial (SSMEPF), donde se inspeccionaban y se reacondicionaban para prepararlos para su reutilización en un vuelo posterior. [29] Durante el programa del Transbordador Espacial se utilizaron un total de 46 motores RS-25 reutilizables, cada uno con un coste de unos 40 millones de dólares estadounidenses, y cada motor nuevo o reacondicionado que entraba en el inventario de vuelo requería una calificación de vuelo en uno de los bancos de pruebas del Centro Espacial Stennis antes del vuelo. [27] [30] [31]
A lo largo del programa del transbordador espacial, el RS-25 pasó por una serie de mejoras, incluidos cambios en la cámara de combustión, mejoras en las soldaduras y cambios en la turbobomba, en un esfuerzo por mejorar el rendimiento y la fiabilidad del motor y, de este modo, reducir la cantidad de mantenimiento necesario después de su uso. Como resultado, se utilizaron varias versiones del RS-25 durante el programa: [9] [23] [25 ] [ 27] [32] [33] [34] [35] [36]
Los efectos más obvios de las mejoras 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% de la RPL, los motores del bloque II podían acelerar hasta el 109% o el 111% en caso de emergencia, con un rendimiento de vuelo normal del 104,5%. Los motores existentes utilizados en el Sistema de Lanzamiento Espacial se aceleran al 109% de su potencia durante el vuelo normal, mientras que los nuevos motores RS-25 producidos para el Sistema de Lanzamiento Espacial deben funcionar al 111% de su potencia, [38] con una potencia del 113% en prueba. [39] [40] Estos aumentos en el nivel del acelerador marcaron una diferencia significativa en el empuje producido por el motor: [6] [27]
Especificar niveles de potencia superiores al 100% puede parecer absurdo, 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 del nivel de potencia con 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 ese nuevo valor era del 100%, entonces todos los datos y la documentación anteriores requerirían cambios o una verificación cruzada con el empuje físico correspondiente al nivel de potencia del 100% en esa fecha. [12] El nivel de potencia del motor afecta la confiabilidad del motor, y los estudios indican que la probabilidad de una falla del motor aumenta rápidamente con niveles de potencia superiores al 104,5%, por lo que los niveles de potencia superiores al 104,5% se mantuvieron solo para uso de contingencia. [32]
Durante el programa del transbordador espacial, se utilizaron un total de 46 motores RS-25 (se construyó un RS-25D adicional, pero nunca se utilizó). Durante las 135 misiones, para un total de 405 misiones con motores individuales, [30] Pratt & Whitney Rocketdyne informa una tasa de confiabilidad del 99,95%, y la única falla en vuelo del SSME ocurrió durante la misión STS-51-F del transbordador espacial Challenger . [3] Sin embargo, los motores sufrieron una serie de fallas en las plataformas (abortos redundantes del secuenciador de lanzamiento o RSLS) y otros problemas durante el curso del programa:
Durante el período anterior al retiro definitivo del transbordador espacial , se propusieron varios planes para los motores restantes, que iban desde que la NASA los conservara todos hasta que todos se regalaran (o vendieran por 400 000 a 800 000 dólares cada uno) a varias instituciones, como museos y universidades. [48] Esta política siguió a los 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 se habían planeado para utilizar el RS-25 en su primera y segunda etapa respectivamente. [49] Si bien estas configuraciones inicialmente parecieron valiosas, ya que utilizarían la tecnología vigente en ese momento después del retiro del transbordador en 2010, el plan tenía varios inconvenientes: [49]
Tras 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 motor SSME como en el J-2 de la era Apollo) en la etapa central del Ares V; esto significaba que el RS-25 sería retirado junto con la flota de transbordadores. [49] Sin embargo, en 2010, se ordenó a la NASA detener el programa Constellation, y con él el desarrollo del Ares I y el Ares V, en lugar de centrarse en la construcción de un nuevo lanzador de carga pesada. [50]
El 14 de septiembre de 2011, tras el retiro del transbordador espacial , la NASA anunció que desarrollaría un nuevo vehículo de lanzamiento, conocido como Space Launch System (SLS), para reemplazar a la flota de transbordadores. [51] 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. [52] [53] Los vuelos iniciales del nuevo vehículo de lanzamiento están haciendo uso de motores Block II RS-25D previamente volados, y la NASA mantiene dichos motores en un entorno "seguro y purgado" en el Centro Espacial Stennis, "junto con todos los sistemas terrestres necesarios para mantenerlos". [54] [55] Para Artemis I, se utilizaron las unidades RS-25D con números de serie E2045, E2056, E2058 y E2060 de los tres orbitadores. [56] Fueron instaladas en la etapa central el 6 de noviembre de 2019. [57] Para Artemis II, se utilizarán las unidades con números de serie E2047, E2059, E2062 y E2063. [58] Fueron instaladas en la etapa central el 25 de septiembre de 2023. [59]
Además de los RS-25D, el programa SLS hace uso de los sistemas de propulsión principal (MPS, la "tubería" que alimenta los motores) de los tres orbitadores de transbordadores restantes para fines de prueba (habiendo sido removidos como parte del desmantelamiento de los orbitadores), con los primeros dos lanzamientos ( Artemisa I y Artemisa II ) originalmente previstos para hacer uso del hardware MPS de los transbordadores espaciales Atlantis y Endeavour en sus etapas centrales. [53] [55] [60] 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 la tubería y los motores del MPS en su parte trasera, y una estructura entre etapas en la parte superior. [5]
Para las dos primeras misiones Artemis, los motores se instalarán en la etapa central del SLS en el edificio 103 de la Instalación de Ensamblaje Michoud ; [61] se instalarán en la Instalación de Procesamiento de la Estación Espacial Kennedy a partir de Artemis III . [62] [63]
Una vez que se agoten los RS-25D restantes, se reemplazarán por una versión más barata y descartable 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 de potencia y una reducción de 22 meses en el tiempo necesario para producir una cámara de combustión principal. [64]
El 1 de mayo de 2020, la NASA otorgó una extensión de contrato para fabricar 18 motores RS-25 adicionales, con servicios asociados, por 1.790 millones de dólares, lo que eleva el valor total del contrato SLS a casi 3.500 millones de dólares. [65]
El 29 de agosto de 2022, Artemis I se retrasó debido a un problema con los sensores de ingeniería en RS-25D #3 (número de serie E2058) que informaron erróneamente que no se había enfriado a su temperatura de funcionamiento ideal. [66]
El 16 de noviembre de 2022, Artemis I se lanzó desde el Complejo de Lanzamiento 39B del Centro Espacial Kennedy , la primera vez que el motor RS-25 voló desde el último vuelo del transbordador espacial, STS-135 , el 21 de julio de 2011. [67]
En 2015, se llevó a cabo una campaña de pruebas para determinar el rendimiento del motor RS-25 con una nueva unidad de control del motor, a temperaturas de oxígeno líquido más bajas, con mayor presión de entrada debido al tanque de oxígeno líquido de la etapa central del SLS más alto y una mayor aceleración del vehículo; y con más calentamiento de la boquilla debido a la configuración de cuatro motores y su posición en el plano con las boquillas de escape del amplificador SLS. También se iba a probar un nuevo aislamiento de escudo térmico ablativo. [68] [ se necesita una mejor fuente ] Las pruebas se realizaron el 9 de enero (500 segundos), [69] 28 de mayo (450 segundos), [70] 11 de junio (500 segundos), [68] 25 de junio (650 segundos), [71] 17 de julio (535 segundos), [72] 13 de agosto (535 segundos) [73] y 27 de agosto (535 segundos). [74]
Después de estas pruebas, se programó que cuatro motores más ingresaran en un nuevo ciclo de pruebas. [72] [ 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. [75]
El 28 de febrero de 2019, la NASA realizó una prueba de combustión 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 a este nivel de empuje. [76]
El 16 de enero de 2021, los motores RS-25 se encendieron nuevamente, durante una prueba de fuego en 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 los parámetros de prueba intencionadamente conservadores en el sistema hidráulico de la Unidad de potencia auxiliar de la etapa central (CAPU) del motor 2 (número de serie E2056) durante la prueba del sistema de control del vector 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 los sistemas TVC de los cuatro motores. [77] El motor también sufrió una "Falla de componente importante" diferente, en el sistema de control del motor, que fue causada por una falla de la instrumentación. Esto habría provocado un aborto de la cuenta regresiva del lanzamiento durante un intento de lanzamiento real. [78]
El 18 de marzo de 2021, los cuatro motores de la etapa central RS-25 se encendieron nuevamente como parte de la segunda prueba de encendido en caliente de la etapa central del SLS, que duró la duración total de 500 segundos, [79] certificando con éxito la etapa central del Artemis I para el vuelo.
El 14 de diciembre de 2022, un solo RS-25E en desarrollo, número de serie E10001, intentó una prueba de encendido en caliente de 500 segundos. La prueba se interrumpió en T+209,5 debido a que los sistemas de prueba interpretaron posteriormente las señales de un grupo de acelerómetros configurados incorrectamente durante el encendido en caliente como si excedieran los límites de vibración aceptables. [80] Las pruebas del motor continuaron en 2023; el 8 de febrero de 2023, se encendió durante 500 segundos al 111 % de potencia, equipado con una tobera de nueva producción. [81] Las pruebas posteriores incluyeron una prueba de 600 segundos al 111% de potencia el 22 de febrero, [82] una prueba de 520 segundos al 113% de potencia el 8 de marzo, [83] una prueba de 600 segundos al 113% de potencia el 21 de marzo, [84] una prueba de 500 segundos al 113% de nivel de potencia el 5 de abril, [85] un incendio de 720 segundos que probó el sistema de cardán de vectorización de empuje del motor el 26 de abril, [86] una prueba de 630 segundos el 10 de mayo, [87] y cinco pruebas más de 500 segundos al 113% de nivel de potencia sin cardán el 23 de mayo, [40] el 1 de junio, [88] el 8 de junio, [89] el 15 de junio, [90] y el 22 de junio . [91] [37]
La unidad de desarrollo RS-25E E0525, con una inclusión significativa de nuevos componentes que incluyen una boquilla rediseñada, actuadores hidráulicos, conductos flexibles y turbobombas, fue probada en 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. [92] [93] [94] Se probó a niveles de potencia del 113% durante 500 segundos el 15 de noviembre, [95] [96] y al 113% durante 650 segundos con cardán el 29 de noviembre de 2023, [97] al 113% durante 500 segundos el 17 de enero de 2024, [98] [99] [100] el 23 de enero, [101] [102] y el 29 de enero, [103] [104] al 113% durante 550 segundos el 1 de febrero de 2024. 23, [105] [106] al 111% durante 615 segundos el 29 de febrero, [107] y al 113% durante 600 segundos el 6 de marzo [108] [109] [110] y 500 segundos el 22 de marzo [111] y 27, [112] y el 3 de abril. [113]
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 AR-22 de Aerojet Rocketdyne . El AR-22 era una versión del RS-25, con piezas provenientes de Aerojet Rocketdyne y de los inventarios de la NASA de las primeras versiones del motor. [114] [115] En julio de 2018, Aerojet Rocketdyne completó con éxito diez disparos de 100 segundos del AR-22 en diez días. [116]
El 22 de enero de 2020, Boeing anunció su salida del programa XS-1, sin dejar ningún papel para el AR-22. [117]
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