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RS-25

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RS-25
引擎試車
原產國 美國
首次試車1981年4月12日（STS-1）
製造者洛克達因
上一代產品HG-3
現狀於太空發射系統中使用
液態火箭發動機
推進劑液態氧 / 液態氫
混合比6.0
系統階段燃燒循環
構造
噴嘴面積比69:1 [1]
性能
推力（真空）512,300 lbf（2,279 kN）[1]
推力（海平面）418,000 lbf（1,860 kN）[1]
燃燒室壓力2,994 psi（20.64 MPa）[1]
比衝（真空）452.3秒（4.436公里每秒）[1]
比衝（海平面）366秒（3.59公里每秒）[1]
尺寸
長度168英寸（4.3米）
直徑96英寸（2.4米）
用於
太空穿梭機，太空發射系統
參考文獻
參考文獻[2][3]
註釋以上數據是 RS-25D 工作在 109% 推力下的。

RS-25，也稱為太空穿梭機主引擎（Space Shuttle Main Engine，SSME，以下簡稱「主引擎」）是普惠公司的洛克達因分部為太空穿梭機設計的主引擎，目前用於太空發射系統中。RS-25是第一種實用化的階段燃燒火箭引擎。

簡介

主發動機的簡化圖

主引擎是一種非常複雜的動力裝置，以外儲箱中的液氫/液氧為推進劑。每台引擎在起飛時能提供大約1.8 MN（400,000 磅力）的推力。太空穿梭機每次飛行歸來後，引擎都將被卸下交給太空穿梭機主引擎加工廠（SSMEPF）進行維護檢測，替換一些部件。

主引擎能夠在極端溫度工作，氫燃料的儲藏溫度為-253 °C （-423 °F），而燃燒室的溫度可達3,300 °C（6,000 °F），高於鐵的沸點。若將主引擎的燃料泵用於排水，一個家用游泳池的水可在25秒內排盡，並且送到6000米的高空。

主引擎的動作流程是：附加燃料箱中的推進劑通過臍帶管進入太空穿梭機，然後進入三條並行管道，通過工作泵供給燃燒室。

SSME採用了成本比較高的雙預燃室設計，工作原理如下：液氫首先由預壓泵進行預壓，然後進入主泵二次加壓，接下來對噴嘴進行冷卻並氣化。氣化後的氫分成兩路，比較大的一路要再次分成兩路分別注入兩個預燃室，比較小的一路則要用來冷卻燃燒室，變成溫度更高的氣體用於推動氫預壓泵，然後也分為兩路分別注入兩個預燃室，這一部分實際上為部分膨脹循環。液氧也首先通過預壓泵預壓，然後通過主氧泵再次加壓，加壓後則分為三路：流量最大的一路直接進入燃燒室；流量稍小的一路則用於驅動連接着液氧預壓泵的渦輪，然後合併到氧預壓泵預壓過的低壓液氧流中，再次進入主氧泵；最小的一路經過一個與主氧泵同軸的高壓氧泵再次加壓後分成兩路，分別注入兩個預燃室。最後，全部的氫和少量的液氧在兩個預燃室中燃燒為富燃燃氣，分別推動連接着氧泵和氫泵的渦輪，最後注入到燃燒室。SSME的結構非常複雜，但也因此獲得了很高的性能和操縱餘量。每台引擎的真空推力為213t，可在65%～109%範圍內調節。安全性也保持得不錯，引擎使用次數為55次。 1981年4月參加太空穿梭機首飛，至今，SSME已完成近百次飛行任務。

氧化劑系統

SSME的主要部件

低壓氧化劑渦輪泵（LPOTP）是一個靠液氧帶動的六級渦輪驅動的軸流泵，尺寸為450mm×450mm。轉速約5,150 rpm，它將液氧的壓力從0.7MPa增加到2.9 MPa，加壓後的液氧供給到高壓氧化劑渦輪泵（HPOTP），從而保證在高壓狀態下工作的HPOTP不會產生空穴。

HPOTP由兩個連接在同一主軸的單級離心泵（一個主泵，一個預燃泵）組成，由一台兩級高溫渦輪驅動，尺寸為600mm×900mm，由法蘭片連接在高溫歧管上，轉速約28,120 rpm，主泵將液氧壓力從2.9MPa增加到30 MPa。加壓液氧被分成幾路，一路用來驅動LPOTP，其餘大部分液氧流向燃燒室。剩餘一小部分送往液氧熱交換機，控制這部分液氧的是一種「防溢閥」，當熱量將液氧轉化為氣體時，閥門才打開。一部分氧氣通過專用管道進入附加燃料箱，擠壓液氧；另一部分氧氣進入預燃泵，驅動預燃泵將液氧壓力從30MPa增加到51 MPa。

HPOTP的渦輪和泵裝在同一轉軸上。渦輪中的高溫燃料氣與主泵里的液氧混合可能導致事故，為了防止事故發生，渦輪與泵由充滿氦氣的空穴隔開，氦氣氣壓降低將觸發引擎自動停機。

氫燃料系統

低壓燃料渦輪泵（LPFTP）是一個靠氫氣帶動的二級渦輪驅動的軸流泵，尺寸450mm×600mm，轉速約16,185 rpm，它將液氫的壓力從0.2MPa增加到1.9 MPa，並將之供給高壓燃料渦輪泵（HPFTP）。渦輪泵安裝在與LPOTP相對的位置上。

HPFTP是一台三級離心泵，由一台兩級高溫渦輪驅動，尺寸為550mm×1100mm，由法蘭片連接在高溫歧管上，轉速約35,360 rpm，它將液氫的壓力從1.9MPa增加到45 MPa。高壓液氫流過主閥門後分為三路：一路流經燃燒室外殼用以冷卻，一部分氫氣流回LPFTP，驅動LPFTP的渦輪，一小部分氫氣被送回附加燃料箱中給液氫箱增壓，其餘氫氣注入燃燒室；第二路通過噴嘴後氣化加入第三路，隨後送入預燃室。

為避免LPFTP到HPFTP的管道周圍生成液態空氣，設計師採取了必要的隔熱措施。

預燃室和推力控制系統

軌道器加工廠（OPF）中正在安裝太空穿梭機三具之中的一號主引擎

氧化劑和燃料的預燃室焊接在高溫歧管上。電弧點火器位於噴射器的中央，這個雙備份點火器由引擎控制器控制，在引擎啟動後依次工作來點燃每個預燃室，大約三秒後，燃燒能自我維持，點火器關閉。預燃室產生的高溫富燃料氣體用以驅動高壓渦輪泵。氧化劑的預燃輪和預燃泵；燃料的預燃室的高溫氣驅動HPFTP的渦輪。

HPOTP和HPFTP渦輪的轉速依賴於預燃室中控制氧化劑流量的閥門的開啟程度，引擎控制器控制通過控制閥門開閉來達到控制推力的目的。氧化劑和燃料預燃室閥門共同作用，產生6:1的推進劑混合比。

冷卻控制系統

冷卻劑控制閥安裝在燃燒室的冷卻旁路管上，引擎啟動前，閥門都是完全開啟的。在引擎運轉過程中，閥門可呈100%開啟以實現100%至109%的冷卻效果；或呈66.4%至100%開啟，以實現65%至100%的冷卻效果。

燃燒室和噴嘴

主引擎燃燒室的推進劑是富燃料型的，氫氣和液氧通過高溫氣體歧管冷卻迴路注入燃燒室。燃燒室和噴嘴的內壁靠外壁的管壁式冷卻管道中的液氫來冷卻。

鐘罩形噴嘴依靠擰接螺栓連接在主燃燒室下。噴嘴長2.9 m （113英尺），出口直徑2.4 m （94英尺）。噴嘴前端的支撐環就是引擎擋熱板的連接點。由於太空穿梭機在發射，在軌和返回時引擎都暴露在外界，因此有必要對之進行隔熱處理，隔熱層由四層金屬棉和包在外層的金屬箔和金屬網組成。

SSME的膨脹比達到了罕見的77:1，足夠大的噴嘴可以承受能引起控制失衡和造成太空船機械損傷的流動分離問題。洛克達因的工程師降低了噴嘴出口處的外壁傾角，這將出口邊緣的壓力增加到4.6psi至5.7 psi，而中間部分壓力只有2psi，由此解決了流動分離問題。 [4]

主閥門

五個主閥門

主引擎上共五個主閥門，分別位於氧化劑預燃室，燃料預燃室，氧化劑管，燃料管和燃燒室冷卻劑管。閥門都是壓力開啟，並通過控制器控制的。在氦氣保護系統出現壓力異常時，閥門會完全關閉。

氧化劑和燃料的放泄閥是在引擎停車後開啟的，剩餘的液氫液氧由此被排泄到太空船外。排盡後閥門重新關閉。

萬向架

萬向軸承尺寸為290mm×360mm，是連接引擎和太空船的組件。

低壓液氧的燃料渦輪泵相對安裝在機尾的受力結構上。從低壓泵到高壓泵的管道採用柔性波紋管，能讓低壓泵在引擎萬向轉動調整向量推力時保持固定。

SSME推力數據

SSME的推力可以在67%到109%範圍內調節，目前的發射都採用104.5%推力，而106%至109%推力用於「太空穿梭機異常中止模式」 。以下是具體推力值，前者是海平面值，後者是真空值：

  • 100%推力：1670 kN / 2090 kN （375,000 磅力/470,000 磅力）
  • 104.5%推力：1750 kN / 2170 kN （393,800 磅力 /488,800 磅力）
  • 109%推力：1860 kN / 2280 kN （417,300磅力 /513,250 磅力）

其中，100%推力並不代表最大推力值，而是額定值，是在SSME研發期間計算得出的。之後的研究表明主引擎在超過預設推力下也能安全工作。為了維持原來的預設標準不變，也便於以後推力比較，特意將原預設值規定為100%推力，此後如果推力增大，就不需要修改原值。

SSME的推力會影響其可靠性，有研究表明當引擎推力超過104.5%時，對可靠性有明顯影響。因此超過100%的推力模式較少使用。[1] （頁面存檔備份，存於互聯網檔案館）

後太空穿梭機時代的應用

一台主引擎

原先的設想是在太空穿梭機退役後，把SSME用在無人的戰神五號第一級和載人的戰神一號第二級上。雖然看起來可行，然而實際操作有一些缺點：

  • 引擎將被永久固定在火箭體上，因而引擎不可重用。
  • 引擎無法做試飛前試車。
  • 將目前的地面啟動型主引擎改造成適用於戰神一號的高空啟動型需要大筆資金且很費時。

綜合考慮，戰神一號第二級將使用一台J-2X引擎，戰神五號將使用六台改進後的RS-68引擎，因此SSME也將隨太空穿梭機一起完全退役。

技術參數

  • 推力：1670 kN / 2090 kN （375,000 磅力/470,000 磅力）
  • 真空比衝：452.5s
  • 推重比：73.3:1
  • 噴口面積：93平方英寸
  • 噴嘴面積：50.265平方英尺
  • 室壓：2747 psi（100%推力）
  • 出口壓力：1.049 psi（額定值）
  • 燃燒時間：520s

參見

參考

來源

  1. ^ 1.0 1.1 1.2 1.3 1.4 1.5 Aerojet Rocketdyne, RS-25 Engine （頁面存檔備份，存於互聯網檔案館） (accessed July 22, 2014)
  2. ^ Space Shuttle Main Engine (PDF). Pratt & Whitney Rocketdyne. 2005 [2011-11-23]. （原始內容 (PDF)存檔於2012-02-08）. 
  3. ^ Wade, Mark. SSME. Encyclopedia Astronautica. [2011-10-27]. （原始內容存檔於2016-03-10）. 
  4. ^ Nozzle Design （頁面存檔備份，存於互聯網檔案館）

外部連結

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