Основний двигун МТКК Спейс шатл - це

РС-24(англ.Rocket System 24,RS-24, Ракетна система 24) - рідинний ракетний двигун (ЖРД) компанії РокетдайнRocketdyne), США. На 2009 рік застосовується на планері космічної транспортної системи «Спейс шатл», на кожному з яких встановлено три таких двигуни. Можлива більш поширена назва двигунаSSME(англ.Space Shuttle main engine, Головний двигун космічного човника) використовується саме через його поточне застосування. Основними компонентами палива двигуна є рідкий кисень та водень.RS-24використовує схему закритого циклу з допалюванням паливного генераторного газу.

Зміст

«RS-24» у своєму нинішньому застосуванні на космічному човні спалює рідкі кисень та водень, які надходять із центрального бака транспортної системи. МТКК «Спейс шаттл» використовує три таких двигуни при старті в космос на додаток до тяги, що забезпечується твердопаливними прискорювачами. Іноді при старті також використовується система орбітального маневрування «OMS» (англ. Orbital Maneuvering System ). Кожен двигун може забезпечити 181.4 тс (1.8 мН) потягу при старті. Питома імпульс «RS-24» становить 453 з вакуумі і 363 з лише на рівні моря (4 440 м/с і 3 560 м/с, відповідно). Маса двигуна складає 3.2 т. Двигуни знімаються після кожного польоту і переміщаються в центр перевірки «SSME» (англ.SSME Processing Facility,SSMEPF) для огляду та заміни всіх необхідних компонентів.

ЗРД «RS-24» працюють при екстремальних температурах. Рідкий водень, що використовується в якості палива, зберігається при -253 o C, в той час як температура в камері згоряння досягає 3 300°C, що вище температури кипіння заліза.Під час роботи «RS-24» споживають 3917 літрів палива в секунду. Якби цей двигун закачувалася вода, а чи не рідкий кисень і водень, можна було б викачати середнього розміру басейн за 25 секунд.

Крім трьох головних двигунів, човник має 44 найменших ЗРД навколо своєї поверхні, що входять до складу системи орбітального маневрування «OMS» та реактивної системи управління «RCS», забезпечуючи можливість маневрування на орбіті.

Завершення роботи двигуна відбувається наступним чином: паливо та окислювач, що нагнітається трубопроводами з центрального бака, перестає надходити через перекриття доступу залишків палива в систему; паливна система, включаючи розгалуження до трьох SSME, залишається відкритою для вироблення залишків палива з трубопроводів.

Окислювальна система

Відцентровий насос низького тиску для окислювача (англ.Low Pressure Oxidizer Turbopump,"LPOTP") є шестиступінчастим осьовим насосом, який приводиться в дію киснем та підвищує тиск рідкого кисню від 0.7 до 2.9 MPa (від 7.1 до 29.6 ат). Швидкість обертання турбіни LPOTP становить приблизно 85.8 об/сек. Потік з LPOTP поставляється в насос високого тиску для окислювача (англ.High-Pressure Oxidizer Turbopump,"HPOTP"). Під час роботи двигуна підвищення тиску дозволяє турбіні насоса «HPOTP» працювати на високих швидкостях без кавітації. «HPOTP» складається з двох одноступінчастих відцентрових насосів – основного насоса та насоса камери попереднього згоряння – які встановлені на одному валу та приводяться в дію двоступінчастою турбіною, яка, у свою чергу, приводиться в дію генераторним газом. "HPOTP" піднімає тиск окислювача від 2.9 до 30 MPa (від 29.6 до 306 ат)та обертається зі швидкістю 468.7 об/сек. Основна частина окислювача направляється через головний окислювальний клапан головну камеру згоряння. Потік із насоса високого тиску частково використовується для приведення в дію LPOTP, також невелика частина використовується в окислювальному теплообміннику. Рідкий кисень в останньому випадку проходить через клапан, який закриває або регулює доступ окислювача залежно від поточної температури двигуна, яка використовується для перетворення окислювача з рідини на газ кисень. Цей газ потім частково відсилається в колектор, який відводить його назад в паливний бак для підтримки тиску в баку окислювача, а частково відводиться в другий ступінь турбіни HPOTP камери попереднього згоряння, яка піднімає тиск кисню 30 до 51 MPa (від 306 до 520 ат ). У камеру попереднього згоряння кисень потрапляє через відповідний клапан. Так як турбіна і насос «HPOTP» встановлені на загальний вал, у цій галузі створюється небезпечне сусідство гарячого паливного генераторного газу турбіні і рідкого кисню в головному насосі. Тому ці дві секції відокремлені один від одного порожниною за ущільнювачами, в яку при роботі двигуна подається гелій за тиском. Зниження тиску гелію призводить до автоматичного вимкнення двигуна.

Паливно-воднева система

Паливо надходить до човна по паливній лінії рідкого водню, починаючи від роз'єднувального клапана, потім впадає в колектор, де розподіляється по трьох паливних трубопроводах двигунів. У кожному відгалуженні рідкого водню розташований попередній клапан, який регулює надходження палива в турбонасос низького тиску.

Паливний насос низького тиску (англ.Low Pressure Fuel Turbopump,"LPFTP") є осьовим насосом, що приводиться в дію газоподібним воднем, який піднімає тиск палива від 0.2 до 1.9 MPa (від 2.0 до 19.4 ат) і направляє його до насоса високого тиску (High-Pressure Fuel Turbopump ,"HPFTP"). Турбіна LPFTP обертається зі швидкістю 269.8 об/сек, HPFTP обертається зі швидкістю 589.3 об/сек. HPFTP є триступеневим відцентровим насосом, що приводиться в дію двоступінчастою основною турбіною і піднімає тиск рідкого водню від 1.9 до 45 MPa (від 19.4 до 458.9 ат). Отриманий потік водню прямує через головний клапан за трьома напрямками. Одна частина прямує в сорочку головної камери згоряння, де водень використовується для охолодження стін камери і потім прямує до LPFTP для приведення в дію його турбіни. Мала частина потоку від «LPFTP» потім прямує до загального колектора від усіх трьох двигунів до паливного бака для підтримки його тиску. Частина, що залишилася, проходить між внутрішньою і зовнішньою стінками колектора генераторного газу для його охолодження і направляється в головну камеру згоряння. Друга частина потоку водню з HPFTP направляється в сорочку охолодження сопла і потім з'єднується з потоком від охолодження камери згоряння. Об'єднаний потік направляється до камери попереднього згоряння.

Камера попереднього згоряння та система керування тягою

Камери попереднього згоряння ("КПС") для окислювача та палива приварені до колекторів генераторного газу. Паливо з окислювачем надходять у ці камери та змішуються таким чином, що забезпечує ефективне згоряння. Займист із посиленою електричною дугою є невеликою комбінаційною камерою, розташованою в центрі інжектора кожної камери.попереднього згоряння. Пара надлишкових подвійних іскрових займистів, які активізуються контролером двигуна, використовуються в ході стартової послідовності двигуна для початку горіння в кожній з "КПС". Вони відключаються приблизно за три секунди, оскільки процес горіння стає самодостатнім. «КПС» виробляють збагачений паливом гарячий газ, який проходить через турбіни для забезпечення роботи насосів високого тиску. Вихід "КПС" окислювача управляє роботою турбіни, з'єднаною з "HPOTP" і насосом "КПС" окислювача. Вихід паливної "КПС" керує турбіною, яка з'єднана "HPFTP". Швидкість турбін «HPOTP» та «HPFTP» залежить від положення відповідних клапанів окисної та паливної «КПС». Ці клапани встановлюються контролером двигуна, які використовуються для дроселювання потоку рідкого кисню до "КПС" і таким чином керують тягою двигуна. Клапани «КПС» також функціонують разом із метою підтримання масового співвідношення компонентів палива рівним 6:1.

Управління системою охолодження

Клапан керування охолодженням встановлений на зовнішньому контурі охолодження камери згоряння («КС»). Контролер двигуна керує кількістю газоподібного водню, який прямує в обхід сорочки охолодження сопла, таким чином керуючи його температурою. Клапан охолодження "КС" відкритий на 100% перед запуском двигуна. Далі його становище змінюється залежно від ступеня необхідного охолодження.

Камера згоряння та сопло

Основна камера згоряння («ОКС») отримує збагачений паливом гарячий газ із колектора сорочки охолодження. Газоподібний водень і рідкий кисень надходять до «ОКС» через інжектор, який змішує компоненти палива. Невелика форсажна камера електрозапальникарозташована у центрі інжектора. Займист із подвійним резервуванням використовується в ході операцій запуску двигуна для ініціювання процесу горіння. Головний інжектор та конус «ОКС» приварені до колектора гарячого газу. Крім цього, «ОКС» з'єднана з колектором гарячого газу за допомогою болтових з'єднань.

Внутрішня поверхня «ОКС» та сопла охолоджується рідким воднем, який тече по зварених внутрішньостінних каналах із нержавіючої сталі. Сопло є дзвоновим розширенням «ОКС», яке з'єднане з ним болтами. Довжина становить 2.9 м, зовнішній діаметр біля основи дорівнює 2,4 м. Кільце, що підтримує, яке приварене до переднього кінця сопла, є точкою кріплення зовнішнього теплового щита орбітера. Тепловий захист необхідний для частин сопла, що піддаються зовнішньому розігріву в ході старту, підйому на орбіту, під час орбітального польоту та при поверненні з орбіти. Ізоляція складається з чотирьох шарів металевої вати, покритої металевою фольгою.

Коефіцієнт розширення сопла в ЖРД «RS-24» рівний 77 є занадто великим для роботи двигуна на рівні моря при тиску 192.7 ат в «ОКС». У соплі таких розмірів відбуватиметься зрив потоку реактивного струменя, який може спричинити проблеми з керуванням і навіть механічні пошкодження корабля. Для запобігання такому розвитку подій інженери Рокетдайна змінили кут розширення сопла, зменшивши його біля виходу, що збільшило тиск біля зовнішнього кільця до 0.3-0.4 ат і запобігло зриву потоку. [1]

Головні клапани

П'ять паливних клапанів на RS-24 приводяться в дію гідравлічно і керуються електричними сигналами контролера. Вони можуть бути повністю закриті, використовуючи систему подачі гелію як запасну систему приведення в дію клапанів.

Головний клапан окислювача та клапан контролю тиску палива використовуються після відключення. Вони залишаються відкритими для того, щоб скинути залишки палива та окислювача в паливній системі за борт човника. Після завершення скидання клапани закриваються та залишаються закритими до кінця польоту.

Несучий шарнір

Несучий шарнірний підшипник приєднаний болтами до збирання головного інжектора та забезпечує зв'язок між двигуном та човником. Насоси низького тиску встановлені під кутом 180 o від задньої частини фюзеляжу човника, який призначений для прийому навантаження від двигунів при старті. Лінії трубопроводів від низьконапірних насосів до високонапірних надають можливість та простір для руху двигуна з метою управління вектором тяги. Паливний трубопровід для рідкого водню від LPFTP до HPFTP ізольований для того, щоб уникнути зрідження повітря на його поверхні.

Параметри тяги "RS-24"

Дроселювання тяги "SSME" може проводитися в діапазоні від 67% до 109% проектної потужності. У ході запусків використовується рівень 104.5%, а рівні 106-109% - допустимо використовувати в аварійних ситуаціях. Тяга може бути специфікована для рівня моря і вакууму, в якому, як правило, ЗРД мають кращі показники через відсутність ефектів від атмосфери:

Тяга 100.0% (рівень моря/вакуум):1 670 кН / 2 090 кН (170.3 тс / 213.1 тс)
Тяга 104.5% (рівень моря/вакуум):1 750 кН / 2 170 кН (178.5 тс / 221.3 тс)
Тяга 109.0% (рівень моря/вакуум):1 860 кН / 2 280 кН (189.7 тс / 232.5 тс)

Специфікація рівнів тяги понад 100% означає роботу двигуна вище за нормальний рівень, установлений розробниками. Дослідження показують, що ймовірність виходуз ладу «SSME» зростає під час використання тяги вище 104.5%, що пояснює, чому дроселювання вище зазначеного рівня залишено у разі аварійних ситуацій у польоті МТКК «Спейс шаттл». [2]

«RS-24» після космічного човника

Спочатку двигун передбачалося використовувати як основні двигуни на вантажний РН Арес V і як двигун другого ступеня пілотованої РН Арес I. Незважаючи на те, що використання «RS-24» в даному випадку виглядало як розвиток технологій МТКК після його передбачуваного відходу в 2010 році , були деякі недоліки такого рішення:

Двигун не буде повторно використовується, оскільки використовуватиметься на одноразових ракетах-носіях.
Двигун повинен проходити вогневі випробування, які НАСА проводила для кожного нового човна до польоту STS-26.
Перетворення двигуна РНАрес I, що запускається на поверхні двигуна в стартуючий у повітрі, було б дорогою зміною, яка мала зайняти багато часу.

Після того, як були зроблені деякі зміни в конструкції «Арес I» та «Арес V», було прийнято рішення використовувати модифікацію ЗРД J-2X на другому ступені «Арес I» та шість модифікованих ЗРД RS-68B на першому ступені «Арес V» . Таким чином, станом на 2009 рік ЖРД «RS-24» або «SSME» стане історією разом із флотом космічних човників МТКК «Спейс шатл».