Anar al contingut

Motors principals (transbordador espacial)

De L'Enciclopèdia, la wikipedia en valencià

El Motor Principal del Transbordador Espacial o SSME (de l'anglés Space Shuttle Main Engine), també conegut com RS-25, és un motora eixida criogènic de propergoles líquits que va ser usat en el Transbordador Espacial de la NASA i està planificat que siga usat en el seu successor, el Sistema de Llançament Espacial. Construït en Estats Units per l'empresa Rocketdyne, el RS-25 crema els propelentes hidrogen líquit i oxigen líquit criogènics, en cada motor produint 1859 kN d'espente en el moment de l'envolament. Encara que el RS-25 pot seguir el seu orige a la década de 1960, el desenroll del motor es va iniciar en la década de 1970, en el primer vol, el STS-1, ocorrent el 12 d'abril de 1981. El RS-25 ha segut somés a vàries millores durant la seua història operacional per a millorar la confiabilidad, seguritat i càrrega de manteniment del motor.

El motor produïx un impuls específic (Isp) de 452 s (4,43 km/s) en el buit o 366 s (3,59 km/s) a nivell de la mar, té una massa d'aproximadament 3,5 t i és capaç d'accelerar entre el 67 % i el 109 % del seu nivell de potència medit en increments d'un 1 %. El RS-25 opera en temperatures que van entre els -253 °Cy els 3315 °C[1]

En el Transbordador Espacial, el RS-25 va ser usat en grups de tres motors montats en l'estructura atrassera del Orbitador, en el combustible sent obtingut des del tanc extern. Els motors varen ser usats per a la propulsió durant l'ascens del transbordador, en espente adicional sent proporcionat per dos eixides acceleradores de combustible sòlit i els dos motors del Sistema de Maniobra Orbital AJ-10-190 del transbordador. Despuix de cada vol, els motors eren retirats de l'orbitador, inspeccionats i repassats abans de ser reutilisats en una atra missió.

Components

A diagram showing the major plumbing elements in a Space Shuttle orbiter's aft structure. The orbiter's three engines llaure visible, each supplied by a fuel line (indicated in ret) and an oxidiser line (indicated in blue). In each system, the three lines split off from a main line which disappears into the base of the structure towards where the external tank would be, as indicated by a smaller diagram in the bottom-right of the diagram. Finally, a small fill and drain line branches off each main line, with the two lines exiting the aft structure on opposite sides.
El Sistema Principal de Propulsió del Transbordador Espacial (en anglés: Main Propulsion System, MPS).

El motor RS-25 consistix de vàries bombes, vàlvulas i atres components que treballen en conjunt per a produir espente. El combustible (hidrogen líquit) i l'oxidant (oxigen líquit) provinents des del tanc extern del Transbordador Espacial entren al orbitador en les vàlvules umbilicals de desconexió i des d'allí passen per les llínees d'alimentació del sistema de propulsió principal de l'orbitador (en anglés: Main Propulsion System, MPS), mentres que en el Sistema de Llançament Espacial (en anglés: Space Launch System, SLS), el combustible i oxidant de l'etapa central de l'eixida fluirà directament en les llínees de el MPS. Una en les llínees de el MPS, el combustible i l'oxidant se separaren i seguixen camins separats a cada motor (tres en el Transbordador STS i fins a cinc en el Transbordador SLS). En cada una de les branques, preválvulas permetran que els propelentes entren al motor.[2][3]

Una volta en el motor, els propelentes passen a través de turbobombas de baixa pressió per al combustible i l'oxidant (en anglés: Low-Pressure Fuel Torbe Pumps, LPFTP; i Low-Pressure Oxidizer Torbe Pumps, LPOTP) i des d'allí a les turbobombas d'alta pressió (en anglés: High-Pressure Fuel Torbe Pumps, HPFTP; i High-Pressure Oxidizer Torbe Pumps, HPOTP). Des d'estes turbobombas d'alta pressió (en anglés: High-Pressure Torbe Pumps, HPTP) els propelentes prenen diferents rutes a través del motor. L'oxidant és dividit en quatre camins separats: al bescanviador de calor de l'oxidant, que després es dividix en el presurizador de l'estany d'oxidant i els sistemes de supressió de pogo; a la turbobomba de baixa pressió de l'oxidant (en anglés: Low Pressure Oxidiser TurboPump, LPOTP); al prequemador d'alta pressió de l'oxidant, des del qual és dividit cap a les turbines de les HPFTP i les HPOTP abans de ser reunits en el colector de gas calent i enviats a la cámara principal (en anglés: Main Combustion Chamber, MCC); o directament cap als injectors de la cámara principal.

Mentrestant, el combustible fluïx a través de la vàlvula principal de combustible cap als sistemes de refrigeració regenerativa per a la tovera i la MCC, o a través de la vàlvula de refrigeració de la cambra. El combustible que passa a través del sistema de refrigeració de la MCC després retrocedix i passa a través de la turbina de les LPFTP abans de ser enviat o al sistema de presurisació d'estany de combustible o al sistema de refrigeració del múltiple de gas calent (des d'a on passa per la MCC). El combustible en els sistemes vàlvules de refrigeració de la tovera i de la cámara després és enviat via els prequemadores cap a la turbina de les HPFTP i de les HPOTP abans de ser reunit novament en el múltiple de gas calent, des d'a on passa cap als injectors de la MCC. Una volta en els injectors, els propelentes són mesclats i injectats en la cámara principal a on ells són encesos. La mescla de propelente cremada és llavors expulsada a través de la gola i la campana de la tovera del motor, la pressió resultant és la que produïx l'espente.[2]

Turbobombas

Sistema de l'oxidant

La Turbobomba de Baixa Pressió de l'Oxidant (en anglés: Low Pressure Oxidizer Turbopump, LPOTP) és una bomba de fluix axial impulsada per una turbina de sis etapes alimentada per oxigen líquit i que funciona aproximadament a 5150 rpm. Aumenta la pressió de l'oxigen líquit des de 0,7 a 2,9 MPa (100 a 420 psi), en el fluix de la LPOTP sent enviat a la turbobomba d'alta pressió de l'oxidant (en anglés: High-Pressure Oxidizer Turbopump, HPOTP). Durant l'operació del motor, l'aument de la pressió permet que la turbina d'alta pressió de l'oxidant opere a altes velocitats sense cavitar. La LPOTP, que medix aproximadament 450 per 450 mm, està conectada als ductos de propelente del vehícul i està instalada en una posició fixa directament damunt de l'estructura del vehícul de llançament.[2]

La HPOTP consistix de dos bombes centrífugas d'una sola etapa (una bomba principal i una bomba de prequemado) montades en un eix comú i impulsades per una turbina de gas calent de dos etapes. La bomba principal aumenta la pressió de l'oxigen líquit des de 2,9 a 30 MPa (420 a 4350 psi) mentres que funciona a aproximadament 28 120 rpm, entregant una potència d'eixida de 23 260 hp. La HPOTP descàrrega el fluix separat en vàries rutes, una de les quals impulsa la turbina de la LPOTP. Una atra ruta és cap a, i a través, de la vàlvula principal de l'oxidant i ingressa a la cambra principal de combustió. Una atra chicoteta ruta del fluix és treta i enviada cap al bescanviador de calor de l'oxidant. L'oxigen líquit fluïx a través d'una vàlvula de anti-inundació que impedix que entre al bescanviador de calor fins que este present suficient calor per a que el bescanviador de calor utilise la calor continguda en els gasos de la descàrrega de la turbina de la HPOTP, convertint l'oxigen líquit a gas. El gas és enviat a un múltiple i després encaminada per a presurizar l'estany d'oxigen líquit. Una atra ruta ingressa a la bomba de prequemado de dos etapes de la HPOTP per a aumentar la pressió de l'oxigen líquit des de 30 a 51 MPa (4300 psia a 7400 psia). Pansa a través de la vàlvula de l'oxidant del prequemador d'oxidant, i a través de la vàlvula de l'oxidant del prequemador de combustible cap al prequemador de combustible. La HPOTP medix aproximadament 600 per 900 mm (24 per 35 polzades). Està instalada al múltiple de gas calent usant bridas.[2]

La turbina i les turbobombas de les HPOTP estan montades en un eix comú. La mescla dels gasos calents rics en combustible en la secció de la turbina i l'oxigen líquit de la bomba principal pot crear un perill i, per a previndre açò, les dos seccions estan separades per una cavitat que és contínuament porgada pel suministrament d'heli del motor durant l'operació del motor. Dos sagells minimisen les fugues cap a la cavitat; un sagell està localisat entre la secció de la turbina i la cavitat, mentres l'atre està entre la secció de la bomba i la cavitat. La pèrdua de pressió de heli en esta cavitat resulta en una apagat automàtic del motor.[2]

Sistema de combustible

La turbobomba de baixa pressió del combustible (en anglés: Low-Pressure Fuel TurboPump, LPFTP) és una bomba de fluix axial impulsada per una turbina de dos etapes alimentada per hidrogen gaseós. Aumenta la pressió del hidrogen líquit des de 0,2 a 1,9 MPa (30 a 276 psia) i alimenta la turbobomba d'alta pressió del combustible (en anglés: High-Pressure Fuel Turbopump, HPFTP). Durant l'operació del motor, l'aument de pressió proporcionada per la LPFTP li permet a la HPFTP operar a altes velocitats sense cavitar. La LPFTP funciona a al voltant de 16 185 rpm, i té un tamany d'aproximadament 450 per 600 mm. Està conectada als ductos del propelente del vehícul i està instalada en una posició fixa en l'estructura del vehícul de llançament.[2]


La HPFTP és una bomba centrífuga de tres etapes impulsada per una turbina de gas calent de tres etapes. Aumenta la pressió del hidrogen líquit des d'1,9 a 45 MPa (276 a 6515 psia) i funciona a aproximadament 35 360 rpm en una potència de 71 140 hp. El fluix de descàrrega de la turbobomba és enviat a, i a través, de la vàlvula principal i després és separada en tres rutes. Una ruta és a través de la camisa de la cambra principal de combustió, a on el hidrogen és usat per a gelar les parets de la cambra. Després és enviada des de la cambra principal de combustió cap a la LPFTP, a on és usat per a impulsar la turbina LPFTP. Després una chicoteta porció del fluix de la LPFTP és dirigida al múltiple comú dels tres motors per a formar una sola ruta a l'estany de hidrogen líquit per a mantindre la presurisació. El hidrogen restant passa entre les parets internes i externes del múltiple de gas calent per a gelar-ho i després és descarregat en la cambra principal de combustió. Una segona ruta del fluix de hidrogen des de la vàlvula principal de combustible és a través de la tovera del motor (per a gelar la tovera). Després s'unix a la tercera ruta del fluix des de la vàlvula de la cambra del refrigerant. Després este fluix combinat és dirigit als prequemadores de combustible i d'oxidant. La HPFTP té un tamany aproximat de 550 per 1100 mm i està instalada en el múltiple de gas calent usant bridas.[2]

Cabezal de potència

Prequemadores

A diagram showing the RS-25's powerhead and high-pressure pumps. See adjacent text for details.
El cabezal de potència de el RS-25 i les bombes d'alta pressió.

Els prequemadores de l'oxidant i del combustible estan soldats al múltiple de gas calent. El combustible i l'oxidant ingressen als prequemadores i són mesclats de tal forma que puga ocórrer una combustió eficient. La purna aumentada de l'encés és una chicoteta cambra de combinació localisada en el centre de l'injector de cada u dels prequemadores. Les dos misteres de purna de doble redundància, que són activats pel controlador del motor, són usats durant la seqüència de partida del motor per a iniciar la combustió en cada u dels prequemadores. Ells són apagats despuix d'aproximadament tres segons degut a que després el procés de combustió és autosostenible. Els prequemadores produïxen els gasos calents rics en combustible que passen a través de les turbines per a generar la potència necessària per a operar les turbobombas d'alta pressió. El fluix d'eixida dels prequemadores de l'oxidant impulsen una turbina que està conectada a la HPOTP i a la bomba del prequemador de l'oxidant. El fluix d'eixida del prequemador del combustible impulsa una turbina que està conectada a la HPFTP.[2]

La velocitat de les turbines de les HPOTP i HPFTP depén de la posició de les corresponents vàlvules de l'oxidant dels prequemadores d'oxidant i de combustible. Estes vàlvules són posicionades pel controlador del motor, que les usa per a accelerar el fluix de l'oxigen líquit cap als prequemadores i, aixina, controlar l'espente del motor. La vàlvules d'oxidant del prequemador d'oxidant i de combustible aumenten o disminuïxen el fluix de l'oxigen líquit i, aixina, aumenta o disminuïxen la pressió de la cambra del prequemador, la velocitat de les turbines HPOTP i HPFTP, i del fluix d'oxigen líquit i del hidrogen gaseós cap a la cambra principal de combustió, lo que aumenta o disminuïx l'espente del motor. La vàlvules del prequemador de l'oxidant i del combustible operen en forma conjunta per a accelerar el motor i mantindre una proporció de mescla de propelente constant a 6,03:1.[4]


Les vàlvules principals d'oxidant i de combustible controlen el fluix de l'oxigen líquit i del hidrogen líquit cap al motor i són controlades pel controlador de cada u dels motors. Quan un motor està funcionant, les vàlvules principals estan completament obertes.[2]

Cambra principal de combustió

Les cambres principals de combustió de cada u dels motors (en anglés: Main Combustion Chamber, MCC) rep gas calent ric en combustible des d'un múltiple de gas calent del circuit de refrigeració. El hidrogen gaseós i l'oxigen líquit entren a la cambra en l'injector, que mescla els propelentes. Una chicoteta cambra d'ignició de purna aumentada està localisada en el centre de l'injector i esta mistera de doble redundància és usat durant la seqüència d'encés del motor per a iniciar la combustió. Les misteres són apagades despuix d'aproximadament tres segons degut a que el procés de combustió es autosostiene. L'injector principal i l'estructura del domo estan soldats al múltiple de gas calent i la MCC també està apernada al múltiple de gas calent.[2] La MCC comprén una coberta estructural fabricada d'Inconel 718 que està coberta en una aleació de coure-argent-zirconi cridada NARloy-Z, desenrollada específicament per al RS-25 en la década de 1970. Aproximadament 390 canals estan mecanisats en la paret de la camisa per a dur hidrogen líquit a través de la camisa per a refrigerar la MCC, ya que la temperatura en la cámara alcança 3315 °C durant el vol - temperatura més alta que el punt d'ebullició del ferro.[5][6]

Tovera

Three bell-shaped rocket engine nozzles projecting from the aft structure of a Space Shuttle orbiter. The cluster is arranged triangularly, with one engine at the top and two below. Two smaller nozzles llaure visible to the left and right of the top engine, and the orbiter's tail fi projects upwards toward the top of the image. In the background is the night sky and items of purging equipment.
Les toveres dels tres RS-25 del Transbordador Espacial Columbia despuix d'aterrisar en terminar la missió STS-93.

La tovera del motor té 121 plg (307.3 cm) de llarc en un diàmetro de 10.3 plg (26.2 cm) en la seua gola i 90.7 plg (230.4 cm) en la seua eixida.[7] La tovera és una extensió en forma de campana apernada a la cambra principal de combustió, coneguda com una tovera de Laval. La tovera de el RS-25 té una inusualment gran proporció d'expansió (aproximadament 77,5:1) per a la cambra de pressió.[8] A nivell de mar, una tovera d'esta proporció normalment produiria una separació del fluix de la chorrada de la tovera, lo que causaria dificultats de control i que inclús podria causar danys mecànics al vehícul. No obstant, per a ajudar a l'operació del motor els ingeniers de Rocketdyne varen variar l'àngul de les parets de la tovera, reduint-la prop de l'eixida. Açò eleva la pressió just al voltant de la vora a entre 4,6 i 5,7 psi (32 i 39 kPa) i que prevé la separació de fluix. La part interior del fluix està a una pressió molt més baixa, al voltant de 2 psi (14 kPa) o menys.[9] La superfície interna de cada tovera és refrigerada pel fluix de hidrogen líquit a través de passages refrigerants de tubos d'acer inoxidables soldats en la paret. En el Transbordador Espacial, un anell de soport soldat a l'extrem davanter de la tovera era el punt d'unió del motor a l'escut tèrmic proporcionat pel orbitador. La protecció termal era necessària per l'exposició que experimenten porcions de les toveres durant les fases del llançament, ascensió, posada en òrbita i reentrada d'una missió. L'aislación consistix de quatre capes de napa metàlica coberta en una làmina i pantalla metàlica.[2]

Controlador

A black, rectangular box, with cooling fins mounted to its outer surface. Various tubes and wires project from the side of the box facing the camera, with the other side mounted to a complex of silvery plumbing. The box is nestled in amongst other wires and pieces of hardware, and some warning stickers llaure attached to the casing.
Un Controlador Principal de Motor RS-25D Block II.

Cada motor està equipat en un Controlador Principal de Motor (en anglés: Main Engine Controller, MEC), un computador integrat que controla totes les funcions del motor (a través de l'us de vàlvules) i monitorea la seua eixercite. Construït per Honeywell Aerospace, originalment cada MEC estava compost de dos computadors Honeywell HDC-601 redundantes,[10] posteriorment millorat a un sistema compost de dos processadors doblement redundantes Motorola 68000 (M68000) (per a un total de 4 M68000 per controlador).[11] L'instalació del controlador directament en el mateix motor va simplificar enormement el cablejat entre el motor i el vehícul de llançament, degut a que tots els sensors i actuadors estan conectats directament a l'únic controlador, després cada MEC és conectat als Computadors de Propòsit General (en anglés: General Purpose Computers, GPC) de l'orbitador o conjunt d'aviónica del SLS a través de la seua pròpia Unitat de Interfase en el Motor (en anglés: Engine Interface Unit, EIU).[12] En usar un sistema dedicat també se simplifica el software i d'esta forma es millora la seua confiabilidad.


Dos computadors independents de doble CPU, A i B, formen el controlador; donant-li redundància al sistema. La falla del sistema controlador A automàticament provoca un canvi al sistema controlador B sense impedir les capacitats operacionals; la subsecuente falla del sistema controlador B provocaria un apagat paulatí del motor. A l'interior de cada sistema (A i B), els dos M68000 operen en modo "unísono", per lo tant permetent que cada sistema detecta falles en comparar els seus nivells de senyals en els busos dels dos processadors M68000 a l'interior d'eixe sistema. El seu les diferències són trobats entre els dos busos, es genera una interrupció i el control és passat a l'atre sistema. Per les sotils diferències entre els M68000 de Motorola i el fabricant de segona font TRW, cada sistema utilisa M68000 del mateix fabricant (això vol dir que el sistema A tindrà dos CPU de Motorola mentres que el sistema B usarà dos CPU fabricades per TRW). La memòria per als controladors del Bloc I eren del tipo cable banyat, que funciona de manera similar a la memòria del núcleu magnètic i que reté les senyes inclús en acabant de que es talla el suministrament d'energia.[13] Els controladors del Bloc II usaven RAM CMOS estàtica convencional.[11]

Els controladors estaven dissenyats per a ser lo suficientment robusts per a sobreviure a les forces del llançament i varen provar ser extremadament resistents al dany. Durant l'investigació del accident del Challenger els dos MEC (dels motors 2020 i 2021), recuperades des del fondo marí, varen ser entregades a Honeywell Aerospace per al seu examen i anàlisis. Un controlador estava obert en un costat i abdós estaven severament corroídos i danyats per la vida marina. Abdós unitats varen ser desensambladas i les unitats de memòria llavades en aigua deionizada. Despuix varen ser secades i calfades al buit, les senyes d'estes unitats varen ser recuperats per a ser someses a un anàlisis forense.[14]

Vàlvules principals

Parell controlar l'eixida del motor, el MEC opera cinc vàlvules de propelente actuades hidráulicamente en cada motor; les vàlvules del prequemador de l'oxidant, del prequemador del combustible, de la principal de l'oxidant, de la principal del combustible, i de la cambra de refrigeració. En una emergència, les vàlvules poden ser tancades completament usant el sistema d'abastiment d'heli del motor com un sistema d'actuació de respal.[2]

En el Transbordador Espacial les vàlvules principals de l'oxidant i de porga de combustible eren usades despuix de l'apagat per a botar qualsevol residu de propelente, en l'oxigen líquit residual sent ventilat a través del motor i del hidrogen residual sent ventilat a través de les vàlvules d'omplit i drenado de hidrogen líquit. En acabant de que la porga estava completa, les vàlvules es tancaven i permaneixien tancades pel restant de la missió.[2]


Una vàlvula de control de refrigerant està montada en el ducto de passada de refrigerant de la cámara de cada motor. El controlador del motor regula la cantitat de hidrogen gaseós que es permet passar a la cicle de refrigeració de la tovera, controlant d'esta forma la seua temperatura. La vàlvula de refrigeració de la cambra està 100 % oberta ans que el motor s'encenga. Durant l'operació del motor, està oberta al 100 % quan l'acceleració està entre 100 % i 109 % per a maximizar la refrigeració. Per a les acceleració entre 65 % i 100 %, la seua posició va entre 66,4 % i 100 % per a una refrigeració reduïda.[2]

Suspensió cardán

Plantilla:External mija Cada motor està instalat en un suspensió cardán de rodaments, una ròtula universal que està apernada al vehícul de llançament pel seu brida superior i al motor pel seu brida inferior. Representa l'interfase d'espente entre el motor i el vehícul de llançament, recolzant els 7480 lb (3393 kg) del pes del motor i resistint més de 500000 lb (226796 kg) d'espente. Aixina com proporcionant els mijos de subjectar el motor al vehícul de llançament, la suspensió cardán de rodament permet que el motor siga girat o inclinat en relació en dos eixos de llibertat en un ranc de ±10,5°.[15] Este moviment permet que el vector d'espente del motor puga ser alterat, i d'esta forma dirigir al vehícul cap a una orientació correcta. El conjunt de rodament és d'aproximadament 290 per 360 mm, té una massa de 105 lb (48 kg) i està fabricat d'una aleació de titani.[16]

Les turbobombas de baixa pressió d'oxigen i de baixa pressió de combustible estaven montades en 180° de separació en la part atrassera de l'estructura d'espente del fuselage de l'orbitador. Les canonades des de les turbobombas de baixa pressió a les turbobombas d'alta pressió contenien manches flexibles que permetien que les turbobombas de baixa pressió permaneixqueren estacionarias mentres que el restant del motor era inclinat per a eixercir control vectorial de l'espente, i també per a previndre el dany a les bombes quan s'aplicaven càrregues sobre elles. La canonada del hidrogen líquit des de les LPFTP a les HPFTP estava aïllada per a impedir la formació d'aire líquit.[2]

Sistema de heli

En adició als sistemes de combustible i oxidant, el Sistema Principal de Propulsió (en anglés: Main Propulsion System, MPS) del vehícul de llançament també està equipat en un sistema d'heli consistent de 10 estanys d'almagasenament ademés de varis reguladors, vàlvules de comprovació, canonades de distribució i vàlvules de control. El sistema és usat durant el vol per a porgar el motor i proporcionar pressió per a les vàlvules d'actuació del motor dins del sistema d'administració del propelente i durant apagats d'emergència. Durant la reentrada, en el Transbordador Espacial, qualsevol restant de heli era usat per a porgar als motors durant la reentrada i per a presurisació.[2]

Història

Desenroll

Archiu:SSME test A-1.ogv El història de el RS-25 s'inicia en la década de 1960 quan el Centre Marshall de vols espacials de la NASA i Rocketdyne estaven realisant una série d'estudis sobre motors d'alta pressió, desenrollats a partir de l'exitós motor J-2 usat en les etapes superiors S-II i S-IVB de l'eixida Saturn V durant el Programa Apolo. Els estudis varen ser realisats dins d'un programa per a millorar els motors del Saturn V, que varen produir un disseny per a un motor d'etapa superior de 350 000 lbf coneguda com HG-3.[17] A mida que els nivells de finançament per a Apolo disminuïen el HG-3 va ser cancelat aixina com la tongada per al motor F-1, el M-1 (el desenroll per al qual va ser finalisat en l'any 1968).[18] Va ser el disseny per al HG-3 que formaria la base per al RS-25.[19]

Mentrestant, en l'any 1967, la Força Aérea d'Estats Units va finançar un estudi per a sistemes alvançats de propulsió d'eixides per a ser usat durant el Proyecte Isinglass, quan a Rocketdyne li va solicitar investigar els motors aerospike i a Pratt & Whitney (P&W) per a investigar motors convencionals més eficients del tipo en toveres de Laval. A la conclusió de l'estudi, P&W va sugerir una proposta per a un motor de 250 000 lbf denominat com XLR-129, que utilisava un tovera expansiva de dos posicions per a entregar una eficiència major en un ampli ranc d'altituts.[20][21]


En giner de 1969 la NASA va otorgar contractes a General Dynamics, Lockheed, McDonnell Douglas i North American Rockwell per al desenroll inicial del Transbordador Espacial.[22] Com a part d'estos estudis de lFase A', les empreses involucrades varen seleccionar una versió millorada de el XLR-129, desenrollant 415 000 lbf, com el motor de llínea de base per als seus dissenys.[20] Este disseny pot ser trobat en moltes de les versions de transbordadors planificades fins a la mateixa decisió final. No obstant, la NASA estava interessada en espentar el lo més alvançat de la tecnologia en totes les formes, per lo que varen decidir seleccionar un disseny molt més alvançat en el propòsit de "forçar un alvanç de la tecnologia dels motors d'eixida".[8][20] Ells varen solicitar un nou disseny basat en una cámara d'alta pressió funcionant al voltant de 3000 psi, lo que aumentava les capacitats del motor.

El desenroll va començar en l'any 1970. quan la NASA va publicar una solicitut per a propostes per als estudis conceptuals de lFase B' del motor principal, requerint el desenroll d'un motor acelerable, de combustió escalonada del tipo de Laval.[8][20] La solicitut estava basada en el llavors disseny actual del Transbordador Espacial que presentava dos etapes reutilisables, el orbitador i un impulsor de tornada de vol controlat tripulat, i que requeria un motor que fora capaç d'impulsar abdós vehículs en dos diferents toveres (12 motors impulsors en 550 000 lbf d'espente a nivell de la mar cada u i 3 motors per al orbitador en 632 000 lbf d'espente en el buit cada u).[8] Rocketdyne, P&W i Aerojet General varen ser seleccionats per a rebre finançament encara que, ya que P&W ya tenia desenroll alvançat (havent demostrat en funcionament un concepte de motor en 350 000 lbf d'espente) i l'experiència prèvia de Aerojet General en el desenroll del motor M-1 en 1 500 000 lbf d'espente, Rocketdyne va ser forçat a invertir una gran cantitat de diners de fondos privats en el procés de disseny per a permetre-li a la companyia alcançar als seus competidors.[20]

Per al moment en que el contracte va ser adjudicat, les pressions presupostàries varen resultar que el disseny del transbordador havien canviat a la forma final de la configuració que va terminar sent el orbitador, l'estany extern i els dos impulsors, i d'eixa forma solament va ser requerit que el motor impulsara al orbitador durant l'ascens.[8] Durant el periodo d'estudi de lFase B' que va durar un any, en Rocketdyne varen ser capaços d'usar la seua experiència desenrollant el motor HG-3 per a dissenyar la seua proposta per al SSME, produint un prototip per a giner de l'any 1971. El motor feya us d'una nova aleació de coure-zirconi desenrollada per Rocketdyne (cridada NARloy-Z) i que va ser provada el 12 de febrer de 1971, produint una pressió de cambra de 3172 psi. Les tres companyies participants varen enviar les seues propostes de desenroll de motor en abril de 1971, en Rocketdyne guanyant el contracte el 13 de juliol de 1971 - encara que el treball del desenroll del motor no començaria fins al 31 de març de 1972, per una impugnació llegal realisada per P&W.[8][20]


Despuix de l'adjudicació del contracte, es va portar a terme una Revisió Preliminar del Disseny (en anglés: Preliminary Design Review, PDR) en setembre de 1972, seguida per una Revisió Crítica del Disseny (en anglés: Critical Design Review, CDR) en setembre de 1976 despuix de les quals el disseny del motor va ser congelat i es va iniciar la construcció del primer conjunt de motors capaços de volar. La revisió final de tots els components del Transbordador Espacial, incloent els motors, va ser realisada en l'any 1979. Les revisions del disseny operaven en paralel en vàries fites de proves, les proves inicials que varen involucrar components individuals dels motors varen identificar desperfectes en vàries àrees del disseny, incloent les HPFTP, HPOTP, vàlvules, toveres i prequemadores de combustible. Les proves de components individuals del motor varen ser seguides per la primera prova d'un motor complet (en 0002) el 16 de març de 1977. La NASA va especificar que, previ al primer vol del Transbordador, els motors tenien que haver segut somés a lo manco a 65 000 segons de proves, una fita que va ser alcançat el 23 de març de 1980, en el motor havent segut somés a 110 253 segons de proves per a la data d'eixecució del STS-1 tant en llocs de proves en el Centre Espacial Stennis com instalats en l'Instalació de Proves de la Propulsió Principal (en anglés: Main Propulsion Test Article, MPTA). El primer conjunt de motors (2005, 2006 i 2007) varen ser entregats al Centre Espacial Kennedy en l'any 1979 i varen ser instalats en el Columbia, abans de ser remoguts en l'any 1980 para més proves i reinstalados en el orbitador. Els motors, que estaven en la configuració del Primer Vol Orbital Tripulat (en anglés: First Manned Orbital Flight, FMOF) i certificats per a operar al 100 % del Nivell de Potència Nominal (en anglés: Rated Power Level, RPL), varen ser fets funcionar en un Dispar d'Allistament de Vol de vint segons el 20 de febrer de 1981, i despuix de l'inspecció varen ser declarats llests per al vol.[8]

Programa del Transbordador Espacial

Erro al crear miniatura:
Els tres motors principals del transbordador espacial Atlantis en el moment de l'envolament de la missió STS-110.

Archiu:SSME startup & shutdown.ogv

Cada Transbordador Espacial tenia tres motors RS-25, instalats en l'estructura atrassera del orbitador en l'Instalació de Processament del Orbitador previ a que el orbitador fora transferit al Edifici de Ensamble de Vehículs. Si era necessari els motors podien ser canviats en el lloc de llançament. Els motors, s'alimentaven de propelente des de l'estany extern (en anglés: External Tank, ET) del Transbordador Espacial a través del Sistema Principal de Propulsió (en anglés: Main Propulsion System, MPS) de l'orbitador, eren encesos a T-6, 6 s abans de l'envolament (en cada ignició escalonada i desplaçada en 120 ms[23]), lo que permetia que el seu eixercite fora comprovat previ a l'ignició dels Impulsors Eixida de Combustible Sòlit del Transbordador Espacial (en anglés: Space Shuttle Solid Rocket Booster, SRB), els que obligaven a eixecutar el llançament.[24] Al moment del llançament, els motors estarien operant a un 100 % RPL, accelerant fins a 104,5 % immediatament despuix de l'envolament. Els motors mantindrien este nivell de potència fins a al voltant dels T+40 segons, moment en el qual la seua potència es baixaria a aproximadament un 70 % per a reduir les càrregues sobre el vehícul quan este passava a través de la barrera del sò (i en el cas del transbordador pròpiament tal el punt de màxima pressió dinàmica o Max-Q).[nota 1][20][23] Després els motors serien desaccelerats fins a aproximadament T+8 minuts, moment en el qual serien gradualment baixats a 65 % per a impedir que el vehícul excedira els 3 g d'acceleració ya que s'allaugerava progressivament pel consum de propelente. Després els motors eren apagats, un procediment conegut com Apagat del Motor Principal (en anglés: Main Engine Cutoff, MECO), aproximadament a T+8,5 minuts.[20] Qualsevol restant de propelente que quedara en el ET seria expulsat a través de les toveres del motor.


Despuix de cada vol els motors serien trets de l'orbitador i transferits a les Instalacions de Processament del Motor Principal del Transbordador Espacial (en anglés: Space Shuttle Main Engine Processing Facility, SSMEPF), a on ells serien inspeccionats i preparats per a ser reutilisats en un vol subsecuente.[25] Un total de 46 motors RS-25 reutilisables, cada u costant al voltant d'US$40 millons, varen ser volats durant el programa del Transbordador Espacial, en cada u dels nous motors o dels repassats entrant a l'inventari de vol requerint una calificació de vol en un dels llocs de prova ubicats en el Centre Espacial Stennis previ al seu us en un vol.[23][26][27]

Millores

A chart showing the flight history of each RS-25 used during the Space Shuttle program, sorted by engine version.
Història de vol dels Motors Principals del Transbordador Espacial.

Durant el desenroll del programa del Transbordador Espacial, el RS-25 va passar a través d'una série de millores, incloent canvis a la cámara, millors soldadures i canvis a les turbobombas en un esforç per a millorar l'eixercite i la confiabilidad del motor i d'esta forma reduir la cantitat de manteniment requerit despuix de ser usats. Com un resultat, vàries versions de el RS-25 varen ser usades durant el programa:[6][20][22][23][28][29][30][31][32] 

FMOF (First Manned Orbital Flight, en castellà: Primer Vol Orbital Tripulat) – Certificat per a un 100 % de Nivell de Potència Nominal (en anglés: Rated Power Level, RPL). Usat per a les missions de Proves de Vols Orbitales STS-1—STS-5 (motors 2005, 2006 i 2007).
Fase I – Usats per a les missions STS-6—STS-51-L, el motor de la Fase I va oferir una vida de servici allargada i estava certificat per a un 104 % de RPL.

Fase II (RS-25A) – Volat per primera volta en la missió STS-26, el motor de la Fase II oferia vàries millores de seguritat i estava certificat per a un 104 % de RPL i un 109 % de Nivell de Potència Total (en anglés: Full Power Level, FPL) en el cas d'alguna contingència.
Block I (RS-25B) – Volat per primera volta en la missió STS-70, els motors del Block I varen oferir turbobombas millorades en rodament de ceràmica, la mitat de les parts giratòries i un nou procés de buidat que reduïa la cantitat de soldadures. Les millores del Block I també incloïen un nou cabezal de potència de dos ductos (a diferència del disseny original que tenia tres ductos conectats a la HPFTP i dos a la HPOTP), lo que va millorar el fluix de gas calent i un millorat bescanviador de calor del motor.
Block IA (RS-25B) – Volat per primera volta en la missió STS-73, el motor del Block IA va oferir millores en l'injector principal.
Block IIA (RS-25C) – Volat per primera volta en la missió STS-89, el motor del Block IIA era un model interí usat mentres certs components del motor del Block II completaven el seu desenroll. Els canvis incloïen una nova Gola Gran per a la Cámara (lo que havia segut recomanat originalment per Rocketdyne en l'any 1980), turbombas de baixa pressió millorades i certificació per a un 104,5 % de RPL per a compensar per una reducció de 2  s (0,020 km/s) en l'impuls específic (els plans originals requerien que el motor fora certificat per a un 106 % per càrregues més pesades per a l'Estació Espacial Internacional, pero no açò no va ser requerit i haguera reduït la vida de servici del motor). Una versió llaugerament modificada va volar per primera volta en la missió STS-96.
Block II (RS-25D) – Volat per primera volta en la missió STS-104, la millora del Block II incloïa totes les millores del Block IIA més una nova turbobomab d'alta pressió del combustible. Este model va ser provat en terra a un 111 % de FPL en el cas d'una contingència d'abort i certificats a un 109 % de FPL per a ser usat durant un abort intacte.

Els efectes més obvis de les millores rebudes per el RS-25 durant el programa del Transbordador Espacial varen ser auments en l'acceleració del motor. Mentres que el motor FMOF tenien una eixida màxima d'un 100 % de RPL, els motors del Block II podien accelerar a tant com un 109 % o un 111 % en una emergència, sent l'eixercite usual d'un 104,5 %. Estos increments en acceleració feyen una significativa diferència en l'espente produït pel motor:[16][23]

Nivell de la mar Buida
100 % d'espente 1670 kN 2090 kN
104,5 % d'espente 1750 kN 2170 kN
109 % d'espente 1860 kN 2280 kN


Especificar nivells de potència de més del 100 % pot semblar absurt, pero existix una llògica darrere d'açò. El nivell d'un 100 % no significa que siga el nivell de potència màxim físicament obtenible, és més be una especificació decidida durant el desenroll del motor -el nivell de potència nominal esperat. Quan estudis posteriors varen indicar que el motor podia operar en forma segura a nivells per sobre el 100 %, estos nivells més alts es varen convertir en estàndarts. En mantindre la relació original de nivell de potència versus espente físic ajuda a reduir la confusió, ya que crea una relació fixa sense variació de tal forma que les senyes de prova (o les senyes operacionals de missions passades i futures) puguen ser fàcilment comparats. Si el nivell de potència fora aumentat i a eixe nou valor se li assignara el 100 %, llavors totes les senyes i documentació previs necessitarien ser canviats o comprovats contra eixe espente físic corresponent al 100 % del nivell de potència a eixa data.[8] El nivell de potència del motor afecta a la confiabilidad del motor, havent estudis que indiquen que la provabilitat de falla d'un motor aumenten ràpidament en nivells de potència de més del 104,5 %, lo que explica de perque els nivells per sobre els 104,5 % varen ser reservats solament per a ser usats en cas de contingència.[28]

Incidents

Durant el curs del programa del Transbordador Espacial, varen ser usats un total de 46 motors RS-25 (en un RS-25D extra construït pero mai utilisat). Durant les 135 missions, per a un total de 405 'missions de motor' individuals,[26] Pratt & Whitney Rocketdyne va informar una taxa de confiabilidad del 99,95 %, en solament una falla de el SSME en vol que va ocórrer en el transbordador espacial Challenger durant la missió STS-51-F.[4] No obstant, els motors varen sofrir una varietat de falles en el lloc de llançament (aborts del Conjunt de Seqüència de Llançament Redundantes o en anglés: Redundant Set Launch Sequencer, RSLS) i atres problemes durant el curs del programa: 

STS-41-D (Discovery) – El motor n.º 3 va causar un apagat RSLS als T-4 segons per una pèrdua del control redundante en la vàlvula del motor principal, el vehícul complet va ser tornat i el motor va ser reemplaçat.[33]
STS-51-F (Challenger) – El motor n.º 2 va causar un apagat RSLS als T-3 segons per una vàlvula del refrigerant en un mal funcionament.[34][35]
STS-51-F (Challenger) – El motor n.º 1 (2023) es va apagar als T+5:43 per sensors de temperatura defectuosos, duent a un Abort a l'Òrbita (en anglés: Abort to Orbit, ATO) (encara que els objectius i la duració de la missió no varen ser compromesos per el ATO.[23][35]

STS-55 (Columbia) – El motor n.º 3 va causar un apagat RSLS als T-3 segons per una fuga en la seua vàlvula de comprovació del prequemador d'oxigen líquit.[36]
STS-51 (Discovery) – El motor n.º 2 va causar un apagat RSLS als T-3 segons per un sensor de combustible de hidrogen defectuós.[37]
STS-68 (Endeavour) – El motor n.º 3 (2032) va provocar un apagat RSLS als T-1,9 segons quan un sensor de temperatura en la seua HPOTP va excedir la seua llímit.[38]
STS-93 (Columbia) – Als T+5 segons, un curtcircuit elèctric va desconectar a un controlador primari i a un secundari en dos dels tres motors. Adicionalment, un clavilla de 0,1 polzades de diàmetro i de 1 polzada de llarc banyat en or, utilisada per a tapar un orifici en el lloc de l'oxidant, es va soltar a l'interior de l'injector principal del motor i va impactar en la superfície interna de la tovera del motor, trencant una canonada de refrigeració de hidrogen. Les tres ruptures resultants en la canonada varen causar una fuga que va provocar un apagat prematur del motor en aumentar el consum de propelente.[39]

Despuix del Transbordador

Six rocket engines, consisting of a large bell-shaped nozzle with working parts mounted to the top, stored in a large warehouse with white walls decorated with flags. Each engine has several pieces of ret protective equipment attached to it and is mounted on a yellow wheeled pallet-like structure.
Els 6 RS-25D usats durant STS-134 i STS-135 almagasenats en el Centre Espacial Kennedy.

Programa Constelació

Durant el periodo precedent al final del retir del Transbordador Espacial, es varen propondre varis plans per als motors restants, que anaven des de ser tots mantinguts en possessió de la NASA, a tots ells sent regalats (o venuts por entre US$400 000 i US$800 000 cada u) a vàries institucions tals com museus i universitats.[40] Esta política va seguir els canvis a les configuracions planejades de les eixides del vehícul de llançament-carrega Llaures V i del vehícul llançament-tripulació Llaures I del programa Constelació, que havia segut planificat que usaren el RS-25 en les seues primeres i segones etapes respectivament.[41] Mentres que estes configuracions inicialment havien semblat que valien la pena, ya que elles usarien l'actual tecnologia d'eixe llavors despuix del retir del Transbordador en l'any 2010, pero el pla tenia vàries desventages:[41] 

Els motors no serien reutilisables, ya que ells estarien permanent instalats a les etapes descartades.
Cada motor tindria que sometre's a un dispar de proves previ a l'instalació i llançament, en la necessitat d'un reacondicionamiento despuix de la prova.
Seria car, consumidor de temps i intensiu en pes convertir el RS-25D d'encés en terra a una versió d'encés en l'aire per a la segona etapa del Llaures I.

Despuix de varis canvis de disseny a les eixides Llaures I i Llaures V, el RS-25 va ser reemplaçat en un sol motor J-2X per a la segona etapa del Llaures I i sis motors modificats RS-68 (que estava basat tant en el SSME i el motor J-2 de l'era del programa Apolo) en l'etapa central del Llaures V; açò significava que el RS-25 seria retirat junt en la flota del Transbordador Espacial.[41] No obstant, en l'any 2010 a la NASA se li va ordenar detindre el programa Constelació, i en això el desenroll de tant el Llaures I com el Llaures V, i que en volta que s'enfocara en la construcció d'un nou llançador pesat.[42]

Sistema de Llançament Espacial

A diagram showing the configuration of a Space Launch System rocket consisting of an orange first stage with a cluster of RS-25s at its base and flanked by two solid rocket boosters. This stage is topped with a white second stage and several measurements llaure indicated. See adjacent text for details.
La configuració de referència del Sistema de Llançament Espacial (en anglés: Space Launch System, SLS) en febrer de 2011.

En el Sistema de Llançament Espacial (en anglés: Space Launch System, SLS), es varen planificar noves versions desechables dels motors una volta que l'inventari inicial de motors (SSME) del programa del Transbordador Espacial anaren usats, el desenroll de versions desechables més barates del motor té una llarga història, la més destacada és la proposta en la década de 1990 del Sistema Nacional de Llançaments (en anglés: National Launch System, NLS).[43][44] El RS-25 desechable de el SLS, en agrupacions de tres, quatre o cinc, està sent estudiat, cada u alimentant-se de propelente des de l'etapa central de l'eixida. Ells proporcionen la propulsió durant la primera etapa del vol de el SLS, en l'espente adicional sent proveït per dos impulsors. En les següents etapes, els motors són descartats junt en el restant de l'etapa central.


Despuix del retir del Transbordador Espacial, la NASA va anunciar el 14 de setembre de 2011, que començaria a desenrollar un nou vehícul de llançament, conegut com el Sistema Espacial de Llançament (en anglés: Space Launch System, SLS), per a reemplaçar a la flota de transbordadors.[45] El disseny de les característiques de el RS-25 per al SLS en la seua etapa central, en diferents versions de l'eixida sent instalades en entre tres i cinc motors.[46][47] Els vols inicials del nou vehícul de llançament faran us dels motors RS-25D Block II ya volats, en la NASA mantenint els restants motors en un ambient "segur porgats" en el Centre Espacial Stennis, "junt en tots els sistemes terrestres requerits per a mantindre'ls".[48][49] Ademés dels RS-25D, el programa SLS usarà els Sistemes Principals de Propulsió (en anglés: Main Propulsion Systems, MPS) dels tres orbitadores restants per a propòsits de proves (actualment estan sent retirats com a part del procés de desactivació dels orbitadores), en els dos primers llançaments (SLS-1 i SLS-2) possiblement fent us de l'equipament MPS provinents dels transbordadors espacials Atlantis i Endeavour en les seues etapes centrals.[47][49][50] Els propelentes de el SLS seran alimentats als motors des de l'etapa central, que consistirà d'un estany extern modificat del Transbordador Espacial en les canonades MPS i motors en la seua part atrassera i una estructura [[Transbordador

SLS#Etapa superior|interetapa]] en la part superior.[3] Una volta que els RS-25D restants siguen usats, ells seran reemplaçats en una versió més barata desechable, actualment designada com RS-25E ('I' per expendable, en castellà: fungible, desechable, prescindible).[3] Este motor pot estar basat en una o abdós de dos variants d'us únic que varen ser estudiades en l'any 2005, el RS-25E (conegut com 'SSME de Canvi Mínim Desechable', en anglés: Minimal Change Expendable SSME) i un inclús més simplificat RS-25F (conegut com 'SSME de Baix Cost de Fabricació', en anglés Low Cost Manufacture Expendable SSME), abdós versions estaven baix evaluació en l'any 2011.[30][51]

Referències

Plantilla:External mija Space Shuttle main engines en Wikimedia Commons. Este artícul inclou material de domini públic provinent de llocs web i documents de la NASA.

Notes
  1. ↑ El nivell d'acceleració inicialment va ser establit en 65%, pero, despuix de revisar l'eixercite dels primers vols, açò va ser incrementat a un mínim de 67% per a reduir la fatiga de el MPS. El nivell d'acceleració estava calculat dinàmicament basat en l'eixercite del llançament inicial, generalment sent reduït a un nivell d'al voltant del 70%.
Cites
  1. ↑ Erro en la cita: L'element <ref> no és vàlit; puix no n'hi ha una referència en text nomenada aerojet
  2. ↑ 2,00 2,01 2,02 2,03 2,04 2,05 2,06 2,07 2,08 2,09 2,10 2,11 2,12 2,13 2,14 2,15 «Main Propulsion System (MPS)» (PDF). Shuttle Press Kit.com. Boeing, NASA & United Space Alliance. Archivat des d'el original, el 4 de febrer de 2012. Consultat el 7 de decembre de 2011.
  3. ↑ 3,0 3,1 3,2 Chris Bergin. «SLS finally announced by NASA – Forward path taking shape». NASASpaceflight.com. Consultat el 14 de decembre de 2011.
  4. ↑ 4,0 4,1 «Space Shuttle Main Engine» (pdf). Pratt & Whitney Rocketdyne. Archivat des d'el original, el 8 de febrer de 2012. Consultat el 23 de novembre de 2011.
  5. ↑ «NASA Relies on Copper for Shuttle Engine». Discover Copper Online. Copper Development Association (1992). Archivat des d'el original, el 7 de decembre de 2012. Consultat el 19 de giner de 2012.
  6. ↑ 6,0 6,1 Steve Roy. «Space Shuttle Main Engine Enhancements». NASA. Archivat des d'el original, el 11 d'octubre de 2012. Consultat el 7 de decembre de 2011.
  7. ↑ R.A. O'Leary and J. E. Beck (1992). «Nozzle Design». Threshold. Pratt & Whitney Rocketdyne. Archivat des d'el original, el 16 de març de 2008.
  8. ↑ 8,0 8,1 8,2 8,3 8,4 8,5 8,6 8,7 Robert E. Biggs. «Space Shuttle Main Engine: The First Tingues Years», Stephen E. Doyle (ed.). History of Liquid Rocket Engine Development in the United States 1955–1980, American Astronautical Society, pp. 69–122. ISBN 978-0-87703-350-9. Consultat el 12 de decembre de 2011.
  9. ↑ «Nozzle Design». Archivat des d'el original, el 2 d'octubre de 2011. Consultat el 23 de novembre de 2011.
  10. ↑ «Computers in the Space Shuttle Avionics System». Computers in Spaceflight: The NASA Experience. NASA. Consultat el 23 de novembre de 2011.
  11. ↑ 11,0 11,1 «The future of the shuttle's computers». NASA. Archivat des d'el original, el 15 de febrer de 2017. Consultat el 23 de novembre de 2011.
  12. ↑ «Space Shuttle Main Engine Controllers». NASA. Archivat des d'el original, el 4 de març de 2016. Consultat el 8 de decembre de 2011.
  13. ↑ RM Mattox & JB White. «Space Shuttle Main Engine Controller» (PDF). NASA. Consultat el 15 de decembre de 2011.
  14. ↑ «The Cause of the Accident». Report of the Presidential Commission on the Space Shuttle Challenger Accident. NASA. Consultat el 8 de decembre de 2011.
  15. ↑ Jim Dumoulin. «Main Propulsion System». NASA. Archivat des d'el original, el 23 de giner de 2012. Consultat el 16 de giner de 2012.
  16. ↑ 16,0 16,1 «Space Shuttle Main Engine Orientation» (PDF). Boeing/Rocketdyne. Consultat el 12 de decembre de 2011.
  17. ↑ Mark Wade. «HG-3». Encyclopedia Astronautica. Archivat des d'el original, el 15 de novembre de 2011. Consultat el 13 de decembre de 2011.
  18. ↑ Mark Wade. «M-1». Encyclopedia Astronautica. Consultat el 13 de decembre de 2011.
  19. ↑ «MSFC Propulsion Center of Excellence is Built on Solid Foundation». NASA (1995). Archivat des d'el original, el 27 d'abril de 2015. Consultat el 13 de decembre de 2011.
  20. ↑ 20,0 20,1 20,2 20,3 20,4 20,5 20,6 20,7 20,8 David Baker. NASA Space Shuttle, Haynes Publishing. ISBN 978-1-84425-866-6.
  21. ↑ Dwayne Day. «A bat outta Hell: the ISINGLASS Mach 22 follow-on to OXCART». The Space Review. Consultat el 8 de giner de 2012.
  22. ↑ 22,0 22,1 Fred H. Jue. «Space Shuttle Main Engine: 30 Years of Innovation». Boeing. Archivat des d'el original, el 15 d'octubre de 2011. Consultat el 27 de novembre de 2011.
  23. ↑ 23,0 23,1 23,2 23,3 23,4 23,5 Wayne Hale & various. «An SSME-related request». NASASpaceflight.com. Consultat el 17 de giner de 2012.
  24. ↑ «Countdown 101». NASA. Archivat des d'el original, el 26 de giner de 2020. Consultat el 8 de giner de 2012.
  25. ↑ John Shannon. «Shuttle-Derived Heavy Lift Launch Vehicle» (PDF).
  26. ↑ 26,0 26,1 «SSME Flight Experience» (JPEG). Pratt & Whitney Rocketdyne.
  27. ↑ Chris Bergin. «Constellation transition – phased retirement pla for the SSME set». NASASpaceflight.com. Consultat el 23 de giner de 2012.
  28. ↑ 28,0 28,1 «Report of the SSME Assessment Team» (PDF). NASA. Consultat el 27 de novembre de 2011.
  29. ↑ F. Jue and F. Kuck. «Space Shuttle Main Engine (SSME) Options for the Future Shuttle» (DOC). American Institute of Aeronautics and Astronautics. Archivat des d'el original, el 23 de març de 2012. Consultat el 27 de novembre de 2011.
  30. ↑ 30,0 30,1 Ryan Crierie. «Reference Spacecraft Engines». Archivat des d'el original, el 5 de giner de 2020. Consultat el 8 de giner de 2012.
  31. ↑ «The Roar of Innovation». NASA. Archivat des d'el original, el 8 de novembre de 2002. Consultat el 7 de decembre de 2011.
  32. ↑ «MSFC and Exploration: Our Path Forward» (PPT). NASA. Archivat des d'el original, el 4 de març de 2016. Consultat el 7 de maig de 2014.
  33. ↑ Mike Mullane. Riding Rockets: The Outrageous Tals of a Space Shuttle Astronaut, Scribner. ISBN 0-7432-7682-5.
  34. ↑ Jim Dumoulin. «51-F». NASA. Archivat des d'el original, el 14 de maig de 2011. Consultat el 16 de giner de 2012.
  35. ↑ 35,0 35,1 Ben Evans (2007). Space Shuttle Challenger: Tingues Journeys into the Unknown, Warwickshire, United Kingdom: Springer-Praxis. ISBN 978-0-387-46355-1.
  36. ↑ Jim Dumoulin. «STS-55». NASA. Archivat des d'el original, el 22 de febrer de 2012. Consultat el 16 de giner de 2012.
  37. ↑ Jim Dumoulin. «STS-51». NASA. Archivat des d'el original, el 2 de març de 2009. Consultat el 16 de giner de 2012.
  38. ↑ Jim Dumoulin. «STS-68». NASA. Archivat des d'el original, el 4 de giner de 2013. Consultat el 16 de giner de 2012.
  39. ↑ Ben Evans (30 d'agost de 2005). Space Shuttle Columbia: Her Missions and Crews, Springer Praxis. ISBN 978-0-387-21517-4.
  40. ↑ Dunn, Marcia. Recession Special: NASA Cuts Space Shuttle Price, ABC News. Archivate ab le original le 18 de giner de 2010.
  41. ↑ 41,0 41,1 41,2 D Harris & C Bergin. «Return to SSME – Llaures V undergoes evaluation into potential switch». NASASpaceflight.com. Consultat el 15 de decembre de 2011.
  42. ↑ Obama signs Nasa up to new future, BBC News.
  43. ↑ Lyons, 1992, p. 19.
  44. ↑ Federation of American Scientists , 1996.
  45. ↑ «NASA Announces Design For New Deep Space Exploration System». NASA. Consultat el 14 de decembre de 2011.
  46. ↑ Chris Bergin. «SLS trades lligguen towards opening with four RS-25s on the core stage». NASASpaceflight.com. Consultat el 14 de decembre de 2011.
  47. ↑ 47,0 47,1 Chris Bergin. «SSME family prepare for SLS core stage role following Shuttle success». NASASpaceflight.com. Consultat el 16 de giner de 2012.
  48. ↑ Carreau, Mark. NASA Will Retain Block II SSMÉs. Recuperate le 30 de març de 2011.
  49. ↑ 49,0 49,1 Chris Bergin. «Engineers begin removing orbiter MPS components for donation to SLS». NASASpaceflight.com. Consultat el 23 de giner de 2012.
  50. ↑ Chris Bergin. «PRCB managers recommend Atlantis and Endeavour become SLS donors». NASASpaceflight.com. Consultat el 14 de decembre de 2011.
  51. ↑ P. McConnaughey et al.. «NASA Technology Area 1: Launch Propulsion Systems». NASA. Consultat el 23 de giner de 2012.

Enllaços externs


Referències

Obtingut de «https://lenciclopedia.org/w/index.php?title=Motors_principals_(transbordador_espacial)&oldid=1499779»