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RS-25

RS-25
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RS-25
A rocket engine firing. A blue flame is projecting from a bell-shaped nozzle with several pipes wrapped around it. The top of the nozzle is attached to a complex collection of plumbing, with the whole assembly covered in steam and hanging from a ceiling-mounted attachment point. Various pieces of transient hardware are visible in the background.
RS-25 시험 발사.사진 하단의 밝은 부분은 마하 다이아몬드 입니다.
원산지미국
제1편1981년 4월 12일 (STS-1)
제조사로켓디네, 프랫 앤 휘트니 로켓디네, 에어로젯 로켓디네
연관됨우주왕복선
스페이스 론치 시스템
전임자HG-3
상태STS-135 이후 SLS 테스트에서 서비스 중단
액체연료엔진
추진제액체 산소/액체 수소
혼합비6.03:1
사이클연료가 풍부한 이중축 단계 연소
배열
노즐비78:1[1]
퍼포먼스
추력, 진공512,300lbf(2.279 MN)[1]
추력, 해수면41만8000lbf(1.86MN)[1]
스로틀 범위67-109%
추력 대 중량 비73.1[2]
챔버 압력2,994 psi(20.64 MPa)[1]
특정 임펄스, 진공452.3초(4.436km/초)[1]
특정 임펄스, 해수면366초(3.59km/초)[1]
질량 흐름1,260.26 lb/s(514.49 kg/s)
치수
길이168인치(4.3m)
지름96인치(2.4m)
건조중량7,004파운드(3,520kg)[2]
참조
참조[3][2]
메모들데이터는 정격 전력 수준의 109%에서 RS-25D용이다.

우주왕복선 메인엔진(SSME)으로도 알려진 에어로제트 로켓디네 RS-25는 NASA의 우주왕복선에 사용된 액체연료 극저온 로켓 엔진이다.[4]NASA는 우주왕복선 후속 우주발사체(SLS)에 RS-25를 계속 사용할 계획이다.

로켓딘(Pratt & Whitney Rocketdyne, Aerojet Rocketdyne)이 미국에서 설계 및 제조한 이 RS-25는 극저온성 액체 수소와 액체 산소 추진체를 연소하며, 각 엔진은 리프팅 시 1859 kN(418,000 lbf)의 추력을 생산한다.RS-25는 1960년대까지 그 유산을 추적할 수 있지만, 엔진의 공동개발은 1970년대에 시작되었고, 첫 비행인 STS-1은 1981년 4월 12일에 일어났다.RS-25는 엔진의 신뢰성, 안전 및 유지보수 부하를 개선하기 위해 운용 이력에서 몇 차례 업그레이드를 거쳤다.

엔진은 진공 상태에서 452초(4.43km/s)의 특정 임펄스(Isp)를 발생시키거나 해수면에서 366초(3.59km/s)의 질량을 가지며, 약 3.5톤(7,700파운드)의 질량을 가지며, 정격 출력 수준의 67%~109%를 1%씩 조절할 수 있다.RS-25의 구성 요소는 -253~3,300°C(-400~6,000°F)[1]의 온도에서 작동한다.

우주왕복선은 궤도선의 선미 구조에 탑재된 3개의 RS-25 엔진으로 구성된 클러스터를 사용했으며, 외부 탱크에서 연료를 끌어냈다.이 엔진들은 우주선의 상승 전체 동안 추진에 사용되었고, 두 개의 고체 로켓 부스터와 두 개의 궤도 비행 시스템 엔진에 의해 추가적인 추력이 제공되었다.각각의 비행에 따라, RS-25 엔진은 궤도상에서 제거, 검사, 개조되었다가 다른 임무에 재사용되었다.우주 발사 시스템 비행에서는 엔진이 소모될 것이다.처음 네 번의 비행에서, 우주왕복선 프로그램에서 남겨진 엔진은 NASA가 단순화된 RS-25E 변종으로 전환하기 전에 개조되어 사용될 것이다.

구성 요소들

A diagram showing the components of an RS-25 engine. See adjacent text for details.
RS-25 개략도
A diagram showing the components of an RS-25 engine. See adjacent text for details.
단순화된 RS-25 도표
A flowchart showing the flow of liquid hydrogen fuel through an RS-25 engine. See adjacent text for details.
연료 흐름
A flowchart showing the flow of liquid oxygen oxidizer through an RS-25 engine. See adjacent text for details.
산화제 흐름
RS-25 추진제 흐름

RS-25 엔진은 다양한 펌프, 밸브, 그리고 추력을 내기 위해 함께 작동하는 다른 부품들로 구성되어 있다.우주왕복선 외부 탱크의 연료(액체수소)와 산화제(액체산소)가 탯줄 차단밸브에서 궤도선에 진입해 거기서 궤도선 주추진계통(MPS) 공급선을 통해 흘러나온 반면 우주발사체(SLS)에서는 로켓 핵심단계의 연료와 산화제가 M으로 직접 유입된다.PS 라인.일단 MPS 라인에 들어가면 연료와 산화제는 각 엔진에 대한 별도의 경로로 분기된다(스페이스 셔틀에 3개, SLS에 4개).각 분기마다 프리밸브를 통해 추진체가 엔진에 진입할 수 있도록 한다.[5][6]

엔진에 진입하면 추진체가 저압 연료와 산화제 터보펌프(LPFTP 및 LPOTP)를 거쳐 거기서 고압 터보펌프(HPFTP 및 HPOTP)로 흐른다.이러한 HPTP로부터 추진체는 엔진을 통해 다른 경로를 취한다.산화제는 네 개의 별도 경로로 나뉘는데, 산화제 열 교환기는 산화제 탱크 가압 및 포고 억제 시스템으로 갈라지며, 저압 산화제 터보펌프(LPOTP), 고압 산화제 프리-버너로 갈라지며, 이 경로에서 고온 가스에서 재결합하기 전에 HPFTP 터빈과 HPOTP로 갈라진다.다지관을 거쳐 주 연소실(MCC)으로 보내지거나 주 연소실(MCC) 인젝터로 직접 보내진다.

한편, 연료는 주 연료 밸브를 통해 노즐과 MCC를 위한 재생 냉각 시스템으로 흐르거나 챔버 냉각수 밸브를 통해 흐른다.그런 다음 MCC 냉각 시스템을 통과하는 연료는 LPFTP 터빈을 통과하여 연료 탱크 가압 시스템 또는 고온 가스 매니폴드 냉각 시스템(MCC를 통과하는 위치)으로 전달된다.그런 다음 노즐 냉각 및 챔버 냉각수 밸브 시스템의 연료는 사전 버너를 통해 HPFTP 터빈 및 HPOTP로 보내졌다가 핫 가스 매니폴드가 MCC 인젝터를 통과하는 곳에서 다시 재결합된다.일단 인젝터에 들어가면 추진체가 혼합되어 주 연소실로 분사되어 점화된다.엔진 노즐의 목구멍과 벨을 통해 연소 중인 추진제 혼합물을 방출하면 추력이 생성된다.[5]

터보펌프

산화제 시스템

저압 산화제 터보펌프(LPOTP)는 고압 산화제 터보펌프(HPOTP)에서 나오는 고압 액체산소에 의해 구동되는 6단 터빈에 의해 약 5,150rpm으로 구동되는 축류펌프다.액화산소의 압력을 0.7~2.9MPa(100~420psi)로 상승시켜 LPOTP에서 나오는 유량을 HPOTP로 공급하고, 엔진 작동 중 고압 산화제 터빈을 캐비테이션 없이 고속으로 작동시킬 수 있도록 한다.약 450 X 450 mm(18 X 18 in)인 LPOTP는 차량 추진체 덕트에 연결돼 발사체 구조물에 탑재돼 고정된 위치에서 지지된다.[5]

그 다음, HPOTP 앞에 장착되며, 포고 진동 억제 시스템 축전지다.[7]사용을 위해 He로 사전·후 충전하고 열교환기의 기체 O로
2 충전하며, 막이 없는 상태에서 충전 가스를 지속적으로 재순환시켜 작동한다.축전지 내부에는 슬로싱과 난류를 제어하기 위해 다양한 유형의 배플이 다수 존재하며, 이는 그 자체로 유용하며 또한 HPOTP에서 섭취할 저압 산화제 덕트로 가스가 빠져나가는 것을 방지하는 데에도 유용하다.

HPOTP는 2단 열가스 터빈에 의해 구동되고 공통 축에 장착된 2개의 단단 원심 펌프(주 펌프와 전 연소기 펌프)로 구성된다.주 펌프는 액체 산소의 압력을 2.9~30MPa(420~4350psi)로 상승시키는 동시에 약 28,120rpm으로 작동하여 23,260hp(17.34MW)의 출력을 낸다.HPOTP 방전 흐름은 여러 경로로 분할되며, 그 중 하나가 LPOTP 터빈을 구동한다.또 다른 경로는 주산화기 밸브를 통과하여 주 연소실로 들어가는 것이다.또 다른 작은 유로가 두드려져 산화제 열교환기로 보내진다.액체 산소는 열교환기가 HPOTP 터빈으로부터 방출되는 가스에 포함된 열을 활용할 수 있을 만큼 충분한 열이 존재할 때까지 열교환기로 유입되지 않도록 하는 항유동 밸브를 통해 흐르며 액체 산소를 기체로 변환시킨다.가스는 다지관으로 보내졌다가 액체 산소 탱크를 가압하기 위해 연결된다.또 다른 경로는 HPOTP 2단계 프리버너 펌프로 들어가 액체 산소의 압력을 30에서 51 MPa(4,300psia ~ 7,400psia)로 상승시킨다.산화제 프리버너 산화제 밸브를 거쳐 산화제 프리버너로, 연료 프리버너 산화제 밸브를 거쳐 연료 프리버너로 들어간다.HPOTP는 약 600 X 900 mm(24 X 35 in)이다.그것은 플랜지에 의해 고온 가스 다지관에 부착된다.[5]

HPOTP 터빈과 HPOTP 펌프는 공통 샤프트에 장착된다.터빈 부분의 연료가 풍부한 고온 가스와 주 펌프의 액체 산소를 혼합하면 위험이 발생할 수 있으며, 이를 방지하기 위해 엔진 작동 중 엔진의 헬륨 공급에 의해 지속적으로 퍼지되는 캐비티에 의해 두 구간이 분리된다.두 개의 씰은 캐비티로의 누출을 최소화하며, 한 씰은 터빈 섹션과 캐비티 사이에 위치하며, 다른 씰은 펌프 섹션과 캐비티 사이에 위치한다.이 캐비티에서 헬륨 압력이 손실되면 자동으로 엔진이 정지된다.[5]

연료계통

저압 연료 터빈펌프(LPFTP)는 기체수소에 의해 구동되는 2단 터빈에 의해 구동되는 축류 펌프다.액화수소의 압력을 30~276psia(0.2~1.9MPa)까지 끌어올려 고압연료터보펌프(HPFTP)에 공급한다.엔진 작동 중에는 LPFTP가 제공하는 압력 부스트를 통해 HPFTP가 캐비테이션 없이 고속으로 작동할 수 있다.LPFTP는 약 16,185rpm에서 작동하며 크기는 약 450 X 600 mm(18 X 24 in)이다.차량 추진체 덕트에 연결되며 발사체 구조에 탑재돼 고정된 위치에서 지지된다.[5]

HPFTP는 2단 열가스 터빈에 의해 구동되는 3단 원심 펌프다.액화수소의 압력을 1.9~45MPa(276~6,515psia)에서 상승시키며, 약 3만5,360rpm으로 7만1,140hp의 출력으로 작동한다.터보펌프로부터의 방전 유량은 주 밸브와 연결되고, 그 다음 세 개의 유로로 분할된다.한 가지 길은 주 연소실의 재킷을 통과하는 것으로, 수소가 실내 벽을 식히는 데 사용된다.그런 다음 주 연소실에서 LPFTP로 라우팅되며, 여기서 LPFTP 터빈을 구동하는 데 사용된다.그런 다음 LPFTP에서 나오는 흐름의 작은 부분을 세 엔진 모두에서 공통 매니폴드로 유도하여 액체 수소 탱크로 가는 단일 경로를 형성하여 가압을 유지한다.남아 있는 수소는 열가스 다지관의 내벽과 외벽 사이를 통과해 냉각시킨 후 주 연소실로 방출된다.주 연료 밸브에서 나오는 두 번째 수소 흐름 경로는 엔진 노즐을 통과한다(노즐을 냉각하기 위해).그런 다음 챔버 냉각수 밸브에서 세 번째 유로를 연결한다.이 결합된 흐름은 연료와 산화제 프리버너로 향한다.HPFTP는 크기가 약 550 X 1,100 mm(22 X 43 in)이며 플랜지에 의해 고온 가스 매니폴드에 부착된다.[5]

파워헤드

The SSME is a compact tangle of pipework attached to a much larger rocket nozzle.
상단을 가로지르는 대형 실버 파이프는 저압 연료 터보펌프(보이지 않음)에서 고압 연료 터보펌프(HPFTP, 좌측 하단의 실버 드럼)로 연료를 운반한다.HPFTP의 상단은 고온 가스 다지관의 일부(검은색, 갈색 대각선 파이프 포함)에 볼트로 고정되며, 그 위는 연료 프리-버너(검은색, 갈색 파이프가 오른쪽에 진입함)이다.[7]

프리버너

산화제 및 연료 프리버너는 고온 가스 매니폴드에 용접된다.연료와 산화제는 프리버너로 들어가 혼합되어 효율적인 연소가 일어날 수 있다.증강 스파크 점화기는 각 예비 연소기의 인젝터 중앙에 위치한 소형 결합 챔버다.2개의 이중 중복 스파크 점화기는 엔진 제어기에 의해 작동되며 엔진 시동 시퀀스 중에 각 예비 연소기에서 연소를 개시하는 데 사용된다.그들은 약 3초 후에 꺼진다. 왜냐하면 연소 과정은 스스로 지속되기 때문이다.프리버너는 고압 터빈펌프 작동에 필요한 동력을 발생시키기 위해 터빈을 통과하는 연료가 풍부한 고온가스를 생산한다.산화제 프리버너의 유출은 HPOTP와 산화제 프리버너 펌프에 연결된 터빈을 구동한다.연료 예비 연소기의 유출은 HPFTP에 연결된 터빈을 구동한다.[5]

HPOTP와 HPFTP 터빈의 속도는 해당 산화제 및 연료 전 연소기 산화제 밸브의 위치에 따라 달라진다.이러한 밸브는 엔진 제어기에 의해 위치하며, 이를 사용하여 사전 버너로 가는 액체 산소의 흐름을 조절하여 엔진 추력을 제어한다.산화제 및 연료 전번기 산화제 밸브는 액체 산소 흐름을 증가시키거나 감소시켜 연소 전 챔버 압력, HPOTP 및 HPFTP 터빈 속도, 주 연소실로 액체 산소와 기체 수소 흐름이 증가하거나 감소하여 엔진 추력을 증가시키거나 감소시킨다.산화제 및 연료 프리버너 밸브가 함께 작동하여 엔진을 조절하고 6.03:1 추진제 혼합비율을 일정하게 유지한다.[3]

주산소와 주연료밸브는 액체산소와 액체수소의 엔진으로의 흐름을 제어하며 각 엔진 제어기에 의해 제어된다.엔진이 작동 중일 때 메인 밸브는 완전히 개방된다.[5]

주 연소실

엔진의 주 연소실(MCC)은 고온 가스 매니폴드 냉각 회로로부터 연료가 풍부한 고온 가스를 공급받는다.기체 수소와 액체 산소는 추진체를 혼합한 인젝터의 챔버로 들어간다.혼합물은 인젝터 헤드의 중앙에 있는 H2/O2 불꽃인 "증강 스파크 점화 스위치"에 의해 점화된다.[8]주 인젝터와 돔 어셈블리는 핫 가스 매니폴드에 용접되며, MCC도 핫 가스 매니폴드에 볼트로 고정된다.[5]MCC는 1970년대 RS-25용으로 특별히 개발된 NARloy-Z라고 불리는 구리-실버-지르코늄 합금으로 도열된 718로 구성된 구조용 쉘로 구성되어 있다.약 390개의 채널이 라이너를 통해 액체 수소를 운반하기 위해 라이너 벽 안으로 가공되어 MCC 냉각을 제공한다. 이는 연소실의 온도가 철의 비등점보다 높은 3300 °C(6000 °F)에 도달하기 때문이다.[9][10]

SLS 임무에 사용될 RS-25 엔진의 건설을 위한 대안은 열 장벽 코팅(TBC)과 세라믹 매트릭스 복합 재료(CMC)와 같은 첨단 구조 세라믹의 사용이다.[11]이러한 재료는 금속 합금에 비해 열전도율이 현저히 낮기 때문에 보다 효율적인 연소가 가능하고 냉각 요구사항이 감소한다.TBC는 금속 부품에 퇴적된 얇은 세라믹 산화물 층으로, 고온 기체 연소 제품과 금속 껍질 사이의 열 장벽 역할을 한다.생산 중 인플레 718 쉘에 TBC를 적용하면 엔진 수명을 연장하고 냉각 비용을 절감할 수 있다.또한 CMC는 Ni 기반 슈퍼앨로이의 대체품으로 연구되어 왔으며, SiC 매트릭스에 지속적으로 분산된 고강도 섬유(BN, C)로 구성되어 있다.CMC로 구성된 MCC는 TBC의 적용보다 덜 연구되고 결실과는 거리가 멀지만 전례 없는 수준의 엔진 효율을 제공할 수 있다.

노즐

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 are visible to the left and right of the top engine, and the orbiter's tail fin projects upwards toward the top of the image. In the background is the night sky and items of purging equipment.
STS-93 착륙 이후 우주왕복선 콜럼비아호의 3대 RS-25의 노즐

엔진의 노즐은 길이 121 in(3.1 m)이며, 직경은 목에서 10.3 inch(0.26 m), 출구에서 90.7 inch(2.30 m)이다.[12]노즐은 주 연소실에 볼트로 고정된 종 모양의 익스텐션으로, 드 라발 노즐이라고 한다.RS-25 노즐은 챔버 압력에 대해 비정상적으로 큰 팽창비(약 69:1)를 가진다.[13]해수면에서 이 비율의 노즐은 일반적으로 노즐에서 제트기의 유량 분리를 겪게 되는데, 이는 제어상의 어려움을 야기하고 심지어 차량을 기계적으로 손상시킬 수 있다.그러나, 엔진의 작동을 돕기 위해, Rocketdyne 엔지니어들은 노즐 벽의 각도를 추력에 대한 이론적 최적으로부터 변화시켜 출구 근처로 축소시켰다.이는 림 바로 주변의 압력을 4.6~5.7psi(32~39kPa)의 절대 압력으로 상승시켜 유량 분리를 방지한다.흐름의 내부는 2 psi (14 kPa) 이하 정도로 훨씬 낮은 압력에 있다.[14]각 노즐의 내부 표면은 브레이징된 스테인리스 튜브 벽 냉각수 통로를 흐르는 액체 수소에 의해 냉각된다.스페이스 셔틀에서 노즐의 앞쪽 끝에 용접된 서포트 링은 궤도선 공급 열 차폐에 대한 엔진 연결 지점이다.발사 중 노즐 경험의 노출 부분, 상승, 오르빗 및 임무의 진입 단계 때문에 열 보호가 필요하다.단열재는 금속박과 스크리닝으로 덮인 4겹의 금속 타구로 구성된다.[5]

제어기

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 are attached to the casing.
블록 II RS-25D 메인 엔진 컨트롤러

각 엔진에는 (밸브 사용을 통해) 엔진의 모든 기능을 제어하고 성능을 감시하는 통합 컴퓨터인 메인 엔진 제어기(MEC)가 장착되어 있다.Honeywell Aerospace가 구축한 각 MEC는 원래 Honeywell HDC-601 컴퓨터 2대를 구성했으며,[15] 나중에 이중 중복 M68000(M68000) 프로세서 2대(컨트롤러당 M68000s 총 4대)로 구성된 시스템으로 업그레이드했다.[16]모든 센서와 액추에이터가 컨트롤러에만 직접 연결되기 때문에 엔진에 컨트롤러를 설치하면 엔진과 발사체 사이의 배선이 크게 간소화되며, 각 MEC는 자체 엔진 인터페이스 u를 통해 궤도선의 범용 컴퓨터(GPC) 또는 SLS의 항전 스위트에 연결된다.질소(EIU).[17]또한 전용 시스템을 사용하면 소프트웨어가 간소화되어 신뢰성이 향상된다.

두 개의 독립형 이중 CPU 컴퓨터 A와 B가 컨트롤러를 형성하여 시스템에 이중화를 제공한다.컨트롤러 시스템 A의 고장은 자동으로 작동 기능을 방해하지 않고 컨트롤러 시스템 B로 전환된다. 컨트롤러 시스템 B의 후속 고장은 엔진을 정상적으로 정지시킬 수 있다.각 시스템(A와 B) 내에서 두 개의 M68000은 잠금 스텝으로 작동하므로, 각 시스템이 그 시스템 내에 있는 두 개의 M68000 프로세서의 버스의 신호 레벨을 비교함으로써 고장을 감지할 수 있다.두 버스 사이에 차이가 발생할 경우, 인터럽트가 발생하여 다른 시스템으로 제어 권한을 넘긴다.모토로라와 두 번째 소스 제조업체인 TRW와의 M68000s 사이의 미묘한 차이 때문에 각 시스템은 동일한 제조업체의 M68000s를 사용한다(예를 들어 시스템 A는 두 개의 모토로라 CPU를 가지고 있고 시스템 B는 TRW가 두 개의 CPU를 가지고 있다).블록 I 컨트롤러용 메모리는 도금 와이어 타입으로, 자기 코어 메모리와 유사한 방식으로 기능하며 전원이 꺼진 후에도 데이터를 보존한다.[18]블록 II 컨트롤러는 기존의 CMOS 정적 RAM을 사용했다.[16]

관제탑은 발사대에서 살아남을 수 있을 만큼 충분히 견고하도록 설계되었으며, 손상에 대한 복원력이 매우 뛰어난 것으로 입증되었다.챌린저호 사고 조사 과정에서 해저에서 회수된 MEC 2대(2020~2021년 엔진)가 허니웰에어로 전달돼 조사와 분석을 받았다.한쪽에서 컨트롤러 1개가 부서져 열려 있었고, 둘 다 심하게 부식되어 해양 생물에 의해 파손되었다.두 유닛 모두 분해되었고 메모리 유닛은 탈이온수로 플러싱되었다.그것들을 건조하고 진공으로 구운 후에, 법의학 검사를 위해 이들 유닛의 데이터를 회수했다.[19]

주 밸브

엔진 출력을 제어하기 위해 MEC는 각 엔진에 5개의 유압 작동식 추진제 밸브(산화제 프리버너 산화제, 연료 프리버너 산화제, 주 산화제, 주 연료, 챔버 냉각수 밸브)를 작동시킨다.비상 시에는 엔진의 헬륨 공급 시스템을 예비 작동 시스템으로 사용하여 밸브를 완전히 닫을 수 있다.[5]

스페이스 셔틀에서는 셧다운 후 주 산화제 및 연료 블리딩 밸브를 사용해 잔여 추진체를 덤프했으며, 잔류 액체 산소는 엔진을 통해 배출하고 잔류 액체 수소는 액체 수소 충전 및 배출 밸브를 통해 배출했다.덤프가 완료된 후 밸브가 닫히고 남은 임무 기간 동안 닫힌 상태를 유지했다.[5]

냉각수 컨트롤 밸브는 각 엔진의 연소실 냉각수 바이패스 덕트에 장착된다.엔진 제어기는 노즐 냉각수 루프를 우회할 수 있는 기체 수소의 양을 조절하여 온도를 조절한다.챔버 냉각수 밸브는 엔진 시동 전에 100% 개방되어 있다.엔진 작동 중에는 최대 냉각을 위해 스로틀 설정치가 100~109%인 경우 100% 개방된다.65~100% 사이의 스로틀 설정의 경우, 냉각 감소를 위해 위치는 66.4~100% 개방 범위였습니다.[5]

짐벌

외부 영상
video icon RS-25 짐벌 시험
RS-25 짐벌 시험

각 엔진은 짐벌 베어링, 범용 볼 및 소켓 조인트와 함께 설치되며, 이 조인트는 상부 플랜지에 의해 발사 차량에 볼트로 고정되고 하부 플랜지에 의해 엔진에 고정된다.엔진과 발사체 사이의 추력 인터페이스를 나타내며, 엔진 중량은 7,480파운드(3,390kg)이고 추력은 50만파운드f(2,200만N) 이상 지탱한다.짐벌 베어링은 엔진을 발사 차량에 부착할 수 있는 수단을 제공할 뿐만 아니라, ±10.5°[20]의 범위에서 자유도 두 축을 중심으로 엔진을 회전(또는 "짐볼링")할 수 있다.이 동작은 엔진의 추력 벡터를 변경하여 차량을 올바른 방향으로 조종할 수 있게 한다.비교적 큰 짐벌 범위는 차량이 비행 중 및 부스터 분리 후 연료를 연소할 때 질량의 중심이 지속적으로 이동하기 때문에 발생하는 피치 모멘텀을 교정하기 위해 필요하다.베어링 어셈블리는 약 290 X 360 mm (11 X 14 in), 질량은 105 lb (48 kg)이며 티타늄 합금으로 만들어졌다.[7]

저압 산소와 저압 연료 터보펌프는 궤도선의 후미 동체 추력 구조물에 180° 간격으로 탑재됐다.저압 터보펌프에서 고압 터보펌프에 이르는 라인에는 저압 터보펌프가 추력 벡터 제어를 위해 김베일링되는 동안 정지 상태를 유지할 수 있고, 또한 부하가 가해질 때 펌프가 손상되지 않도록 하는 유연한 벨로우가 포함되어 있다.LPFTP에서 HPFTP까지의 액체 수소 라인은 액체 공기가 형성되지 않도록 절연되어 있다.[5]

헬륨계통

발사차량의 주추진계통은 연료와 산화제 시스템 외에도 각종 조절장치, 체크밸브, 배전선, 제어밸브 외에 10개의 저장탱크로 구성된 헬륨시스템이 장착돼 있다.이 시스템은 기내에서 엔진을 퍼지하기 위해 사용되며 추진체 관리 시스템 내에서 그리고 비상 정지 중에 엔진 밸브를 작동시키기 위한 압력을 제공한다.우주왕복선에 탑승하는 동안, 남아있는 헬륨은 재진입 중 엔진을 숙청하고 재진압을 위해 사용되었다.[5]

역사

개발

Stennis Space Center에서 RS-25 테스트

RS-25의 역사는 1960년대 나사의 마셜 우주비행센터와 로켓딘이 아폴로 계획 당시 토성 V 로켓의 S-II와 S-IVB 상단에 사용된 성공적인 J-2 엔진에서 개발된 고압 엔진에 대한 일련의 연구를 수행하던 때로 거슬러 올라간다.이번 연구는 새턴 V 엔진을 개량하는 프로그램으로 진행되었는데, 이 엔진은 HG-3로 알려진 35만 lbf (1,600 kN) 상층 엔진의 디자인을 생산했다.[21] 아폴로호가 폐기됨에 따라, HG-3에 대한 자금 지원 수준은 이미 시험되고 있는 개량된 F-1 엔진과 함께 취소되었다.[22]그것은 RS-25의 기초를 형성할 HG-3의 설계였다.[23]

한편 1967년 미 공군은 프로젝트 이싱글라스 기간 중 사용할 첨단 로켓 추진 시스템에 대한 연구에 자금을 지원했으며, 로켓딘은 보다 효율적인 재래식 라발 노즐형 엔진을 연구하기 위해 에어로스피크 엔진과 프랫 앤 휘트니(P&W)에 대한 조사를 의뢰했다.연구를 마무리하면서 P&W는 XLR-129라고 불리는 25만f lb 엔진에 대한 제안을 내놓았는데, 이 제안은 광범위한 고도에서 높은 효율을 제공하기 위해 두 개의 위치 확장 노즐을 사용했다.[24][25]

1969년 1월 NASA는 General Dynamics, Lockhead, McDonnell Douglas, North American Rockwell에게 우주왕복선의 초기 개발을 위한 계약을 체결했다.[26]이러한 'Phase A' 연구의 일환으로, 관련 회사들은 자사 설계의 기본 엔진으로 41만 5천 lbf (1,850 kN)를 개발하면서 XLR-129의 업그레이드된 버전을 선택했다.[24]이 디자인은 최종 결정 직전까지 계획된 많은 셔틀 버전에서 찾을 수 있다.하지만, NASA는 모든 면에서 예술 상태를 추진하는 데 관심이 있었기 때문에, 그들은 "로켓 엔진 기술의 발전을 강요"[13][24]하기 위해 훨씬 더 진보된 디자인을 선택하기로 결정했다.이들은 엔진 성능을 높이는 3000psi(21,000kPa) 전후의 고압 연소실을 기반으로 한 새로운 설계를 요구했다.

개발은 1970년 NASA가 'B상' 주 엔진 개념 연구 제안서를 발표하면서 시작되었는데, 이는 조절이 가능하고 단계적인 연소인 드 라발형 엔진을 개발해야 한다는 것이다.[13][24]이 요청은 당시 우주왕복선 설계에 기초하여 두 개의 재사용 가능한 단계인 궤도선과 승무원 플라이백 부스터를 특징으로 했으며, 각각 다른 두 개의 노즐(각각 55만 lbf(2,400 kN)의 해수면 추진력을 가진 12개의 부스터 엔진과 63만 2천 lb의 궤도 엔진 3개를 통해 두 차량 모두에 동력을 공급할 수 있는 엔진이 필요했다.f (2,810 kN) 진공 추력 각).[13]Rocketdyne, P&, W와 Aerojet 일반이지만, P& 자금을 받는 경우이고, 선정되었다.개념 엔진((1600kg사이에 작동하는 35만 lbf을 보여 주고)은 일년 동안 W의already-advanced 개발 1개 1,500,000lbf(6700kN)M-1엔진 개발에 Aerojet 장군의 사전 경험, Rocketdyne 개인의 큰 자금을 투입할 수밖에 없었다.회사가 경쟁사들을 따라잡을 수 있도록 디자인 과정에 들어가는 [24]돈

계약이 체결될 때까지 예산 압박은 셔틀의 설계가 최종 궤도선, 외부 탱크, 두 개의 부스터 구성으로 바뀌었다는 것을 의미했고, 따라서 엔진은 오르막길 동안만 궤도선에 동력을 공급하면 되었다.[13]1년간의 'B상' 연구 기간 동안, Rocketdyne은 SSME 제안서를 설계하기 위해 HG-3 엔진을 개발한 경험을 활용할 수 있었고, 1971년 1월까지 시제품을 생산할 수 있었다.이 엔진은 로켓디네가 개발한 신형 구리-지르코늄 합금(NARloy-Z라고 불림)을 사용했으며 1971년 2월 12일 시험해 3172psi(21,870kPa)의 챔버 압력을 생성했다.참가 3사는 1971년 4월 엔진 개발 입찰서를 제출하였으며, P&W의 법적 도전으로 1972년 3월 31일까지 엔진 개발에 대한 작업이 시작되지는 않았지만, 1971년 7월 13일, Rocketdyne가 계약서를 받았다.[13][24]

계약서 수여에 이어 1972년 9월에 예비 설계 검토가 진행되었고, 1976년 9월에 비판적인 설계 검토가 이루어졌으며, 이후 엔진의 설계가 책정되고 최초의 비행 가능 엔진 세트의 건설이 시작되었다.엔진을 포함한 우주왕복선의 모든 구성품에 대한 최종 검토는 1979년에 실시되었다.설계 검토는 여러 시험 마일스톤과 병행하여 작동하며 초기 시험은 HPFTP, HPOTP, 밸브, 노즐 및 연료 프리버너를 포함하여 설계의 다양한 영역에서 단점을 식별한 개별 엔진 구성 요소로 구성된다.개별 엔진 구성품 시험은 1977년 3월 16일 완전한 엔진 (0002)에 대한 첫 번째 시험이 뒤따랐다.NASA는 우주왕복선의 첫 번째 비행에 앞서, 엔진은 1980년 3월 23일에 도달한 이정표인 최소 6만 5천 초의 시험을 거쳤어야 하며, 두 엔진 모두 Stennis Space Center의 시험대에서 11만 253초의 시험을 거쳤으며, 주 추진력 시험 조항에 설치되었다고 명시했다.(MPTA). 최초의 엔진 세트(2005, 2006, 2007)는 1979년에 케네디 우주 센터에 인도되어 콜롬비아에 설치되었다가 1980년에 추가 시험을 위해 제거되어 궤도 위성에 재설치되었다.최초의 유인 궤도 비행(FMOF) 구성으로 100% 정격 전력 수준(RPL)에서 운용 인증을 받은 엔진은 1981년 2월 20일 22발의 비행 준비 사격으로 운용되었으며, 검사 결과 비행 준비를 선언했다.[13]

우주왕복선 프로그램

참고 항목:우주왕복선 임무 목록
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, with two smaller nozzles visible to the left and right of the top engine. The three larger engines are firing, with white-hot flames visible projecting from each nozzle. The Space Shuttle's left solid rocket booster (a white, cylindrical rocket) is visible in the background, with the two large, grey tail service masts visible to the left and right of the orbiter's aft structure.
우주왕복선 애틀랜티스호의 3대 RS-25D 메인 엔진은 STS-110에서 발사된다.
SSME 시작 및 종료 시퀀스

각 우주왕복선에는 3개의 RS-25 엔진이 있었는데, 궤도선이 차량 조립 건물로 전달되기 전, 궤도선 처리 시설의 우주왕복선 궤도선 후미 구조에 설치되었다.필요한 경우 패드에서 엔진을 교체할 수 있다.엔진, 우주 왕복선 외부 연료 탱크(ET)에서가 인공 위성의 주요 추진 장치(엠피에스)를 통해 추진제 그림 그리기, T−6.6초에 넘어선 그들의 공연 전은 저질렀던 우주 왕복선 고체 로켓 Boosters(SRBs), 점화에 도착해서 확인할 수 있도록 허용했다 liftoff(각 점화 120ms[27]에 크게 놀라)에 불을 붙였다. shu발사에 [28]힘쓰다발사 시 엔진은 100% RPL로 작동하며, 이륙 직후 최대 104.5%까지 조절할 수 있다.엔진은 약 T+40초까지 이 동력 수준을 유지하며, 최대 동적 압력 영역 또는 최대 q를 통과할 때 셔틀 스택의 공기역학적 부하를 줄이기 위해 70%까지 다시 조절한다.[note 1][24][27]엔진은 T+8분 정도까지 다시 조절되며, 이때 엔진은 추진제 소모로 인해 점진적으로 가벼워짐에 따라 가속도 3g을 초과하는 스택을 방지하기 위해 점진적으로 67%까지 조절된다.그 후, 엔진은 약 T+8.5분에 메인 엔진 컷오프(MECO)라고 알려진 절차인 셧다운되었다.[24]

각 비행 후 엔진은 궤도상에서 제거되고 SSMEPF(Space Shuttle Main Engine Processing Facility)로 이송되며, 이후 비행에서 재사용될 수 있도록 검사 및 정비된다.[29]스페이스 셔틀 프로그램 기간 동안 총 46대의 재사용 가능한 RS-25 엔진은 4,000만 달러의 비용이 들며, 각각의 새 또는 정비된 엔진은 비행 전 스테니스 우주 센터의 테스트 스탠드 중 하나에 비행 자격증이 필요한 비행 재고에 들어갔다.[27][30][31]

업그레이드

A chart showing the flight history of each RS-25 used during the Space Shuttle program, sorted by engine version.
우주왕복선 주엔진의 비행 이력

우주왕복선 프로그램을 진행하는 동안, RS-25는 엔진의 성능과 신뢰성을 향상시키고 사용 후 필요한 유지보수의 양을 줄이기 위해 연소실 변경, 용접 개선, 터보펌프 변경 등 일련의 업그레이드를 거쳤다.그 결과, RS-25의 몇 가지 버전이 프로그램 중에 사용되었다.[10][24][26][27][32][33][34][35][36]

  • FMOF(첫 번째 유인 궤도 비행):100% 정격 전력 수준(RPL) 인증궤도 비행 시험 임무 STS-1 – STS-5에 사용된다(2005년, 2006년, 2007년).
  • 1단계: STS-6 – STS-51-L 임무에 사용되며, 1단계 엔진은 서비스 수명을 증가시켰고, 104% RPL에 대해 인증을 받았다. 챌린저 참사 이후 2단계로 대체되었다.
  • 2단계(RS-25A):STS-26에 처음 탑재된 2단계 엔진은 다수의 안전 업그레이드를 제공했으며, 우발상황 발생 시 104% RPL & 109% 풀 파워 레벨(FPL) 인증을 받았다.
  • 블록 I(RS-25B):STS-70에서 처음 비행한 Block I 엔진은 세라믹 베어링을 특징으로 하는 개선된 터보펌프, 회전하는 부품의 절반과 용접 횟수를 줄이는 새로운 주조 공정을 제공했다.또한 블록 I의 개선사항에는 새로운 2 유도 파워헤드(HPFTP에 연결된 3개의 덕트와 HPOTP에 연결된 2개의 덕트가 있는 원래의 설계가 아닌)와 열 가스 흐름 개선에 도움이 되는 엔진 열 교환기가 포함되었다.
  • 블록 IA(RS-25B):STS-73으로 처음 비행한 블록 IA 엔진은 주 인젝터 개선을 제공했다.
  • 블록 IIA(RS-25C):STS-89에서 처음 비행한 블록 IIA 엔진은 블록 II 엔진의 특정 구성 요소가 개발을 완료하는 동안 사용된 임시 모델이었다.변경사항으로는 새로운 대형 목 주 연소실(1980년 Rocketdyne이 당초 권고했던 것)과 저압 터보펌프 개선, 특정 임펄스 2초(0.020km/s) 감소를 보상하기 위한 104.5% RPL 인증(원안에서는 헤비 인터내셔널의 경우 106%로 엔진을 인증할 것을 요구함) 등이 있었다.우주정거장 페이로드(paystation payloads, 그러나 이것은 필요하지 않았으며 엔진 사용 수명을 단축시킬 수 있었을 것이다.약간 수정된 버전이 STS-96에 처음 날아갔다.
  • 블록 II(RS-25D): STS-104에서 처음 비행한 블록 II 업그레이드에는 블록 IIA 개선사항과 새로운 고압 연료 터보펌프가 모두 포함되었다.이 모델은 우발적 중단 시 111% FPL로 지상 테스트되었으며, 온전한 중단 동안 사용할 수 있도록 109% FPL 인증을 받았다.

엔진 스로틀/출력

우주 왕복선 프로그램을 통해 RS-25가 받은 업그레이드의 가장 분명한 영향은 엔진 스로틀의 개선이었다.FMOF 엔진의 최대 출력이 100% RPL인 반면, Block II 엔진은 비상 시 최대 109% 또는 111%까지 조절할 수 있으며, 통상적인 비행 성능은 104.5%이다.스로틀 레벨의 이러한 증가는 엔진에서 발생하는 추력에 상당한 차이를 만들었다.[7][27]

중에서
(%)		 추력
해수면 진공 청소기
최소 전력 수준(MPL) 67 1,406 kN(316,100 lbf)
정격 전력 수준(RPL) 100 1,670 kN(380,000 lbf) 2,090 kN(47만 lbf)
공칭 전력 수준(NPL) 104.5 1,750 kN(39만 lbf) 2,170 kN(49만 lbf)
최대 전력 수준(FPL) 109 1,860 kN(42,000 lbf) 2,280 kN(510,000 lbf)

전력 수준을 100% 이상으로 지정하는 것은 비논리적으로 보일 수 있지만 그 이면에는 논리가 있었다.100% 레벨은 달성할 수 있는 최대 물리적 파워 레벨을 의미하는 것이 아니라 엔진 개발 중에 결정된 사양인 예상 정격 파워 레벨을 의미한다.이후 연구에서 엔진이 100% 이상의 레벨에서 안전하게 작동할 수 있다고 밝혀졌을 때 이러한 높은 레벨은 표준이 되었다.물리적인 추력과 힘의 원래 관계를 유지하는 것은 테스트 데이터(또는 과거 또는 미래 임무의 운용 데이터)를 쉽게 비교할 수 있도록 비변속적인 고정 관계를 만들었기 때문에 혼란을 줄이는 데 도움이 되었다.만일 전력 수준이 증가하여 새로운 값이 100%라고 한다면 이전의 모든 데이터와 문서는 해당 날짜의 100% 전력 수준에 해당하는 물리적 추력을 변경하거나 교차 점검해야 할 것이다.[13]엔진 출력 레벨은 엔진 신뢰도에 영향을 미치며, 104.5% 이상의 출력 레벨로 엔진 고장 확률이 급격히 증가한다는 연구 결과가 발표되며, 이는 우발적인 용도로만 104.5% 이상의 출력 레벨을 유지한 이유였다.[32]

사건

refer to caption
이 셔틀 제어판은 STS-51-F 임무에서 사용되는 궤도 중단(ATO) 옵션을 선택하도록 설정되었다.궤도가 달성된 후, 미션은 정상적으로 계속되었고, 궤도선은 승무원과 함께 지구로 돌아왔다.
refer to caption
컬럼비아의 주요 엔진 중 하나인 파워헤드를 회수했다.컬럼비아호는 열 차폐 기능 장애로 인해 재진입 과정에서 길을 잃었다.

우주왕복선 프로그램 과정 동안 총 46개의 RS-25 엔진이 사용되었다(RS-25D는 추가로 제작되었지만 사용되지는 않음).135개의 임무 동안, 총 405개의 개별 엔진 출력에 대해 [30]프랫 앤 휘트니 로켓딘은 99.95%의 신뢰도를 보였으며, 우주왕복선 챌린저호의 STS-51-F 임무 동안 유일하게 비행 중 SSME 고장이 발생했다고 보고했다.[3]그러나 엔진은 프로그램 진행 중에 다수의 패드 고장(중복 세트 발사 시퀀서 중단 또는 RSLS)과 기타 문제로 인해 어려움을 겪었다.

  • STS-41-D Discovery – 3번 엔진은 주 엔진 밸브의 중복 제어 기능 상실, 스택 롤백 및 엔진 교체로 인해 T-4초에서 RSLS 셧다운을 유발했다.[37]
  • STS-51-F 챌린저 – 2번 엔진은 냉각수 밸브 오작동으로 T-3초에서 RSLS 셧다운을 유발했다.[38][39]
  • STS-51-F 챌린저 – T+5:43에서 온도 센서 결함으로 인해 엔진 1위(2023년)가 정지되어 궤도(ATO에 의해 임무 목표와 길이가 훼손되지는 않았지만)가 중단된다.[27][39]
  • STS-55 Columbia – 3번 엔진은 액화 산소 프리버너 체크 밸브의 누출로 T-3초에서 RSLS 셧다운을 유발했다.[40]
  • STS-51 Discovery – 2번 엔진은 수소 연료 센서 결함으로 인해 T-3초 만에 RSLS가 정지되었다.[41]
  • STS-68 인데버 – 3번 엔진(2032)은 HPOTP의 온도 센서가 레드라인을 초과했을 때 T-1.9초에서 RSLS 셧다운을 일으켰다.[42]
  • STS-93 Columbia – Orbiter Project AC1 단계 T+5초에서 전기 배선 단락이 발생하여 전압 부족이 발생하여 SSME 1A 및 SSME 3B 컨트롤러가 결격되었지만 엔진 셧다운이 필요하지 않았다.또한 산화제 포스트 오리피스(재설계로 비행대에서 제거된 부적절한 SSME 교정조치)를 플러그에 꽂는 데 사용되는 0.1인치 직경의 1인치 길이의 금도금 핀이 엔진의 주 인젝터 내부에 느슨하게 들어가 엔진 노즐 내부 표면에 충격을 주어 수소 냉각선 3개가 파열되었다.그 결과 3개의 위반으로 인해 누수가 발생하여 엔진 셧다운이 지연되었고, 4개의 외부 탱크 LO2 센서가 건조하게 깜박여 주 엔진의 낮은 레벨 컷오프가 발생하였고, 16ft/s(4.9m/s)의 낮은 피드와 8해리 이하의 낮은 고도로 약간 초기 주 엔진 컷오프가 발생하였다.[43]

별자리

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 red protective equipment attached to it and is mounted on a yellow wheeled pallet-like structure.
Kennedy Space Center에서 STS-134 및 STS-135 동안 사용된 6개의 RS-25Ds

최종 우주왕복선 퇴역 전 기간에는 NASA가 보관하고 있는 엔진부터 박물관, 대학 등 다양한 기관에 나눠주는 엔진(각각 40만~80만 달러) 등 나머지 엔진에 대한 다양한 계획이 제시됐다.[44]이 정책은 각각 RS-25를 1단계와 2단계에서 사용할 계획이었던 Constellation 프로그램의 Ares V 화물 발사 차량과 Ares I 승무원 발사 차량 로켓의 계획된 구성에 대한 변경에 따른 것이다.[45]이러한 구성은 처음에는 가치가 있어 보였지만, 2010년 우주왕복선이 은퇴한 후 현재의 기술을 사용할 것이기 때문에 몇 가지 단점이 있었다.[45]

  • 엔진은 폐기된 단계에 영구적으로 부착되기 때문에 재사용할 수 없을 것이다.
  • 각 엔진은 설치 및 출시 전에 시험 발사를 받아야 하며, 시험 후에 개조가 필요하다.
  • 지상 시동이 걸린 RS-25D를 아레스 1 2단계의 공기 시동이 걸리는 버전으로 전환하는 것은 비용이 많이 들고 시간도 많이 들며 무게도 많이 들 것이다.

Following several design changes to the Ares I and Ares V rockets, the RS-25 was to be replaced with a single J-2X engine for the Ares I second stage and six modified RS-68 engines (which was based on both the SSME and Apollo-era J-2 engine) on the Ares V core stage; this meant that the RS-25 would be retired along with the space shuttle fleet.[45]그러나 2010년 NASA는 새로운 중력식 발사기 제작에 주력하는 대신, Constellation 프로그램을 중단하도록 지시 받았다.[46]

스페이스 론치 시스템

참고 항목: 스페이스 론칭 시스템
4개의 RS-25 엔진이 부착된 우주 발사 시스템의 후면 뷰.

2011년 9월 14일, 우주왕복선 퇴역에 이어, NASA는 우주선단을 대체할 새로운 발사체, 즉 우주발사체(SLS)를 개발할 것이라고 발표했다.[47]SLS 설계는 RS-25를 핵심 단계의 일부로 포함하며, 다른 버전의 로켓에는 3개에서 5개의 엔진이 장착된다.[48][49]신형 발사체의 초기 비행은 이전에 비행한 블록 II RS-25D 엔진을 사용하게 되며, NASA는 이러한 엔진들을 스테니스 우주 센터의 "구매된 안전" 환경에 "유지하는데 필요한 모든 지상 시스템과 함께" 사용할 것이다.[50][51]

RS-25Ds 외에도, SLS 프로그램은 (궤도기의 폐로의 일부로 제거된) 3개의 남은 셔틀 궤도상에서 주 추진 시스템(MPS)을 시험 목적으로 사용할 것이며, 처음 두 번의 발사(Artemis 1과 Artemis 2)는 우주 왕복선 아틀란티스 및 아틀란티스호의 MPS 하드웨어를 사용할 가능성이 있다.그들의 핵심 단계에 노력하라.[49][51][52]SLS의 추진체는 MPS 배관과 엔진이 후면에 있는 개조된 우주왕복선 외부 탱크와 상부에 있는 단계간 구조물로 구성되는 로켓의 핵심 단계부터 엔진에 공급될 예정이다.[6]

나머지 RS-25Ds는 일단 다 사용되면, 그것들은 현재 RS-25E로 지정된 더 저렴하고 소모적인 버전으로 대체된다.[6]This engine may be based on one or both of two single-use variants that were studied in 2005, the RS-25E (referred to as the Minimal Change Expendable SSME) and the even-more-simplified RS-25F (referred to as the Low Cost Manufacture Expendable SSME), both of which were under consideration in 2011 and are currently under development by Aerojet Roc케티네[34][53]

2020년 5월 1일, NASA는 18대의 RS-25 엔진과 관련 서비스를 17억 9천만 달러에 추가 제조하는 계약 연장을 승인했고, 총 SLS 계약액은 약 35억 달러에 이르렀다.[54]

엔진 테스트

2015년에는 보다 높은 SLS 코어 단계 액체-산소 탱크와 높은 차량 가속도로 인해 흡입 압력이 더 높고, 4개 엔진 구성으로 노즐 난방이 더 많은 새로운 엔진 제어기 유닛으로 RS-25 엔진 성능을 판단하기 위한 테스트 캠페인을 실시하였다.-SLS 부스터 배기 노즐이 있는 평면.또한 새로운 축열 차폐 단열재도 시험할 예정이었다.[55][better source needed]시험은 1월 9일, 5월 28일, 6월 11일 (500초), 7월 17일 (535초), 8월 13일, 8월 27일에 실시되었다.[citation needed]

이러한 시험 후에, 4개의 엔진이 새로운 시험 주기에 들어갈 예정이었다.[56][better source needed]SLS 사용 사례의 성능을 평가하기 위해 설계된 일련의 새로운 테스트가 2017년에 시작되었다.[57][better source needed]

NASA는 2019년 2월 28일 이 추력 수준에서 어떤 사전 시험보다 약 4배 긴 430초 이상 원래 설계한 추력의 113%로 개발형 RS-25의 510초 시험 연소를 실시했다.[58]

2021년 1월 16일, 아르테미스 프로그램의 일환으로 열화 시험을 하는 동안, RS-25 엔진이 다시 발사되었다.시험은 당초 8분 시험으로 예정되어 있었으나 추력벡터제어장치(TVC) 시스템 시험 중 엔진 2의 코어스테이지 보조동력장치(CAPU) 유압계통에 의도적으로 보수적인 시험 매개변수가 뚫려 67초에 종료되었다.엔진 2의 CAPU는 자동으로 정지되었지만, 비행 중에 이 문제가 발생했다면, 나머지 CAPU는 4개의 엔진의 TVC 시스템에 전원을 공급할 수 있기 때문에 중단을 일으키지는 않았을 것이다.[59]엔진은 또한 계기 고장으로 인한 엔진 제어 시스템의 다른 "주요 부품 고장"을 겪었다.이는 실제 발사 시도 중 발사 카운트다운 중단을 촉발했을 것이다.[60]

2021년 3월 18일, 500초 동안 지속된 2차 SLS 코어 스테이지 열화 시험의 일환으로 4대의 RS-25 코어 스테이지 엔진이 다시 한번 발사되어 아르테미스 1 코어 스테이지 비행을 인증하는 데 성공했다.

XS-1

참고 항목: XS-1(우주선)

2017년 5월 24일, DARPA는 XS-1 프로그램의 설계 작업을 완료하기 위해 The Boeing Company를 선정했다고 발표했다.이 기술 시승기는 Aerojet Rocketdyne AR-22 엔진을 사용할 계획이었다.AR-22는 Aerojet Rocketdyne에서 소싱된 부품과 초기 버전의 엔진으로부터 NASA 재고를 가진 RS-25의 버전이었다.[61][62]2018년 7월 AERJET Rocketdyne은 AR-22의 100초 발사를 열흘 만에 10차례나 성공적으로 마쳤다.[63]

2020년 1월 22일 보잉은 그들이 XS-1 프로그램에서 하차한다고 발표하여 AR-22에 대한 어떠한 역할도 남기지 않았다.[64]

참고 항목

메모들

외부 영상
video icon STS-49 비행 준비 사격
video icon STS-135 SSME 설치의 시간 경과 비디오
video icon 2015년 5월 28일 SLS용 RS-25 엔진 시험
video icon RS-25 2017년 7월 27일 엔진 제어기 시스템 테스트
  1. ^ 초기에는 스로틀의 수준을 65%로 설정했지만, 초기 비행 성능 검토에 따라 MPS의 피로를 줄이기 위해 최소 67%로 증가시켰다.스로틀 레버는 초기 발사 성능을 기반으로 동적으로 계산되었으며, 일반적으로 70% 수준으로 감소하였다.

참조

Public Domain이 기사는 미국 항공우주국의 웹사이트나 문서의 공개 도메인 자료를 통합하고 있다.

  1. ^ a b c d e f g Aerojet Rocketdyne, RS-25 엔진(2014년 7월 22일 액세스)
  2. ^ a b c Wade, Mark. "SSME". Encyclopedia Astronautica. Retrieved December 28, 2017.
  3. ^ a b c "Space Shuttle Main Engine" (PDF). Pratt & Whitney Rocketdyne. 2005. Archived from the original (PDF) on February 8, 2012. Retrieved November 23, 2011.
  4. ^ "RS-25 Engine".
  5. ^ a b c d e f g h i j k l m n o p "Main Propulsion System (MPS)" (PDF). Shuttle Press Kit.com. Boeing, NASA & United Space Alliance. October 6, 1998. Archived from the original (PDF) on February 4, 2012. Retrieved December 7, 2011.
  6. ^ a b c Chris Bergin (September 14, 2011). "SLS finally announced by NASA – Forward path taking shape". NASASpaceflight.com. Retrieved December 14, 2011.
  7. ^ a b c d "Space Shuttle Main Engine Orientation" (PDF). Boeing/Rocketdyne. June 1998. Retrieved December 12, 2011.
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외부 링크