WikiDer > RS-25

RS-25
Haupttriebwerkstest des Space Shuttle. Der Lichtfleck am unteren Rand des Fotos ist ein "Mach-Diamant".
Herkunftsland	Vereinigte Staaten
Datum	1981[1]
Designer	bis RS-25D Pratt & Whitney Rocketdyne RS-25E Aerojet Rocketdyne
Hersteller	Pratt & Whitney Rocketdyne Aerojet Rocketdyne
Anwendung	Haupttriebwerk
Vorgänger	HG-3
Status	Wurde für den Einsatz in der ersten Stufe des . angepasst Weltraumstartsystem
Flüssigkraftstoffmotor
Oxidationsmittel	Flüssiger Sauerstoff
Treibstoff	Flüssiger Wasserstoff (H2)
Prinzip	Geschlossener Verbrennungskreislauf
Pumpentyp	Turbopumpe
Vorbrenner	Kraftstoffreich
Aufbau
Anzahl Brennkammern	1
Düsenflächenverhältnis	77 : 1
Performance
Schub (zn)	1.859 kN (190 tf)[2]
Schub (vac)	2.279 kN (232 tf)[2]
Schub: Gewicht (zn)	53,8 : 1
Schub: Gewicht (vac)	65,9 : 1
Brennkammerdruck	20.640 kPa (206 bar)[2]
(SI) spezifischer Impuls (zn)	363 s[1]
(SI) spezifischer Impuls (vac)	452 s[1]
Maße
Länge	4,30 m²[1]
Durchmesser	2,40 m²[1]
Trockengewicht	3.526 kg[2]

Das RS-25 ist ein Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerk die flüssigen Wasserstoff als Brennstoff und flüssigen Sauerstoff als Oxidationsmittel verwendet. Zuvor war der RS-25 am besten bekannt als der Space Shuttle Haupttriebwerke (KMU, frei übersetzt: Haupttriebwerke des Space Shuttles) Die RS-25 war rocketdyne (jetzt Aerojet Rocketdyne) hergestellt, und 30 Jahre lang gab es drei RS-25 auf dem Space Shuttles als wiederverwendbare Haupttriebwerke. 16 der 19 verbleibenden RS-25 aus dem Space Shuttle-Programm wurden so modifiziert, dass sie nach dem Ende des Space Shuttle-Programms als nicht wiederverwendbare Haupttriebwerke des Weltraumstartsystem, das vier Einheiten pro Flug verwendet, um zu funktionieren. Und wenn diese aufgebraucht sind, ist eine neue Version in Entwicklung.

RS-25 für das Space Shuttle

Jeder Start des Space Shuttle wurde von drei der neunzehn SSMEs in eine niedrige Umlaufbahn getrieben, die von NASA's Space Shuttle-Programm.^[3] Für industrielle Zwecke wird der SSME auch genannt RS-25 erwähnt.

Brennen der Space-Shuttle-Haupttriebwerke flüssiger Wasserstoff und flüssiger Sauerstoff, die im Außentank des Space Shuttles gespeichert wurde. Der flüssige Wasserstoff und Sauerstoff wurde beim Start des Space Shuttle als Antrieb, zur Unterstützung der beiden stärkeren Festbrennstoffraketen und teilweise für das Orbital Manövering System verwendet.

Jeder der drei Motoren erzeugte eine Kraft von fast 1,8 Meganewton beim Start. Die Motoren konnten spezifischer Impuls (ich_sp) von 453 Sekunden in a Vakuum oder 363 Sekunden an Meeresspiegel (Absauggeschwindigkeit 4440 m/s oder 3560 m/s). Ein Space Shuttle Haupttriebwerk wog insgesamt etwa 3200 Kilogramm.

Nach jedem Flug wurden die drei SSMEs aus dem Space Shuttle Orbiter und zur Inspektion und gegebenenfalls zum Austausch von Teilen in die Space Shuttle Main Engine Processing Facility (SSMEPF) gebracht, um die Wiederverwendung bei einem nachfolgenden Flug vorzubereiten.

Die Motoren waren in der Lage, bei extremen Temperaturen zu arbeiten. Der flüssige Wasserstoff wurde bei einer Temperatur von –253°C gelagert. Wurde dieser jedoch mit flüssigem Sauerstoff verbrannt, erreichte die Temperatur in der Brennkammer einen Wert von 3300 °C, höher als die Siedepunkt aus Eisen. Jeder Motor verbrauchte 1.340 Liter Kraftstoff pro Sekunde. Wenn die Maschine Wasser pumpte, wäre ein durchschnittlich großes Schwimmbecken in 75 Sekunden entleert worden. Zusammen, wie beim Start, würden die drei Triebwerke dies in 25 Sekunden tun.

Operation

Die Triebwerke funktionieren wie folgt: Treibstoff und Oxidationsmittel gelangen vom externen Treibstofftank in das Space Shuttle in die Haupttreibstoffleitungen. Dort werden Brennstoff und Oxidationsmittel jedem der drei Triebwerke über drei parallele Wege zugeführt. In jedem Pfad müssen Ventile geöffnet werden, um beide Substanzen zum Niederdruckkraftstoff (LPFTP) oder zur Oxidationsmittel-Turbopumpe (LPOTP) zu leiten.

Die Low Pressure Oxidizer Turbopump (LPOTP) ist eine Axialpumpe, die an eine sechsstufige Turbine mit flüssigem Sauerstoff betrieben. Die Pumpe erhöht den Druck des flüssigen Sauerstoffs von 0,7 auf 2,9 MPa (29 bar). Aus dem LPOTP wird der flüssige Sauerstoff in die High Pressure Oxidizer Turbopump (HPOTP) geleitet. Die Vordruckbeaufschlagung ermöglicht dem HPOTP einen Betrieb mit hoher Geschwindigkeit ohne Hohlraumbildung tritt ein. Der LPOTP arbeitet mit ca. 5150 U/min und misst ca. 450 x 450 mm. Es ist mit den Treibstoffleitungen verbunden und ortsfest im Space Shuttle montiert.

Das HPOTP besteht aus zwei Kreiselpumpen (eine Hauptpumpe und eine Vorverbrennungspumpe), die gemeinsam von einer zweistufigen Gasturbine angetrieben werden. Die mit ca. 28120 U/min arbeitende Hauptpumpe erhöht den Druck des Flüssigsauerstoffs von 2,9 auf 30 MPa (300 bar). Der vom HPOTP kommende Flüssigsauerstoffstrom wird in mehrere Ströme aufgeteilt, von denen einer die Turbine des LPOTP antreibt und ein anderer Strom durch ein Hauptventil strömt und in die Hauptbrennkammer eintritt. Ein kleiner Strom wird dem Oxidationswärmetauscher zugeführt. Es strömt durch ein Ventil, das verhindert, dass der flüssige Sauerstoff in den Wärmetauscher gelangt, bevor die Abgase der HPOTP-Turbine genügend Wärme abgeben, um ihn zu Gas zu verdampfen. Das Gas strömt durch einen Verteiler zum externen Tank, wo es den Flüssigsauerstofftank unter Druck setzt. Ein weiterer Strom tritt in die HPOTP-Vorverbrennungspumpe ein, um den Druck des flüssigen Sauerstoffs von 30 auf 51 MPa (510 bar) zu erhöhen. Es passiert eine Reihe von Ventilen und landet schließlich im Brennstoffvorbrenner. Das HPOTP ist ca. 600 x 900 mm groß und wird an den Heißgasverteiler angeflanscht.

Die HPOTP-Turbine und die Pumpen werden von einer gemeinsamen Welle angetrieben. Wenn sich brennstoffreiches Heißgas in der Turbine und flüssiger Sauerstoff in der Hauptpumpe mischen, wäre es gefährlich. Um dies zu verhindern, sind die Turbine und die Pumpen durch einen Zwischenraum voneinander getrennt, der während des Betriebs ständig mit Helium aus dem vor dem Hauptantriebssystem vorhandenen Vorrat gefüllt wird. Zwei Dichtungen zwischen dem Raum und der Turbine einerseits und den Pumpen andererseits verhindern das Eindringen von Gas oder Flüssigsauerstoff. Der Verlust des Heliumdrucks in diesem Raum führt zur automatischen Abschaltung des Motors.

Kraftstoff gelangt durch die Flüssigwasserstoff-Zufuhrleitung in das Space Shuttle, nachdem er ein Trennventil passiert hat. Über einen Verteiler wird der Kraftstoff jedem Motor in drei parallelen Strömen zugeführt. Ein geöffnetes Ventil lässt flüssigen Wasserstoff zur Niederdruck-Kraftstoff-Turbopumpe (LPFTP) fließen. Die LPFTP ist eine Axialpumpe, die mit einer zweistufigen, mit gasförmigem Wasserstoff angetriebenen Turbine gekoppelt ist. Dadurch wird der Druck des flüssigen Wasserstoffs von 0,2 auf 1,9 MPa (19 bar) erhöht und anschließend der Hochdruck-Kraftstoff-Turbopumpe (HPFTP) zugeführt. Die Vordruckbeaufschlagung ermöglicht dem HPFTP einen Betrieb mit hoher Geschwindigkeit ohne Kavitation. Der LPFTP arbeitet mit ca. 16185 U/min und misst ca. 450 x 600 mm. Es ist mit den Treibstoffleitungen verbunden und ortsfest an der Space-Shuttle-Struktur gegenüber dem LPOTP befestigt.

Die HPFTP ist eine dreistufige Kreiselpumpe, die von einer zweistufigen Gasturbine angetrieben wird. Es erhöht den Druck des flüssigen Wasserstoffs von 1,9 auf 45 MPa (450 bar). Der HPFTP arbeitet mit ungefähr 35360 U/min. Der Ausgangsstrom wird zum und durch das Hauptventil geleitet und in drei separate Ströme aufgeteilt. Ein Strom geht zum Mantel der Hauptbrennkammer, wo der Wasserstoff zur Kühlung der Wände verwendet wird. Dieser Strom wird dann von der Hauptbrennkammer zum LPFTP geleitet, wo er zum Antrieb der LPFTP-Turbine verwendet wird. Ein kleiner Teil dieses Stroms wird einem gemeinsamen Verteiler für die drei Motoren zugeführt und von dort über eine einzige Leitung zum externen Tank geleitet, um den Flüssigwasserstofftank unter Druck zu halten. Der restliche Wasserstoff wird über den Heißgasverteiler in die Hauptbrennkammer eingespritzt und sorgt dort für Kühlung. Ein weiterer Strom vom Hauptkraftstoffventil strömt durch die Triebwerksdüse, um sie zu kühlen, und schließt sich dann dem Strom von der Hauptbrennkammerkühlung an. Dieser kombinierte Strom wird dann den Brennstoff- und Oxidationsmittel-Vorbrennern zugeführt. Das HPFTP misst ca. 550 x 1100 mm. Es wird an den Heißgasverteiler angeflanscht.

Die Oxidationsmittel- und Brennstoffvorbrenner sind am Heißgasverteiler angebracht geschweißt. Brennstoff und Oxidationsmittel gelangen in die Vorbrenner und werden so vermischt, dass eine effiziente Verbrennung erfolgen kann. Der hinzugefügte Doppelfunkenzünder ist ein kleiner Raum, der sich in der Mitte des Injektors jedes Vorbrenners befindet. Es wird von der Motorsteuerung aktiviert und leitet beim Motorstart die Verbrennung in den Vorbrennern ein. Nach etwa drei Sekunden schaltet der Funkenzünder ab und die Verbrennung in den Vorbrennern läuft autark ab. Die Vorbrenner erzeugen das brennstoffreiche Heißgas, das durch die Turbinen geleitet wird, um die Hochdruck-Turbopumpen anzutreiben. Der Gasstrom aus dem Oxidationsmittel-Vorbrenner treibt die Turbine an, die mit dem HPOTP und der Oxidationsmittel-Vorbrennerpumpe verbunden ist. Der Gasstrom aus dem Brennstoffvorbrenner treibt die mit dem HPFTP verbundene Turbine an, deren Drehzahl von der Stellung der Ventile in den Zuleitungen zu den Oxidationsmittel- und Brennstoffvorbrennern abhängt. Diese Ventile werden von der Motorsteuerung angesteuert und dienen zur Regulierung der Oxidationsmittel- und Brennstoffmenge zu den Vorbrennern und damit der erzeugten Leistung. Die Ventile für Oxidationsmittel und Brennstoff sind miteinander verbunden und halten ein konstantes Mischungsverhältnis von 6:1 aufrecht.

An der Brennkammer jedes Motors ist ein Kühlmittelventil angebracht. Die Motorsteuerung regelt die Menge an gasförmigem Wasserstoff, die als Kühlmittel an den Wänden des Brennraums entlangströmt und so die Temperatur regelt. Das Kühlmittelventil ist vor dem Starten des Motors zu 100 % geöffnet. Bei laufendem Motor ist das Kühlmittelventil bei Motorleistungen von 100 bis 109% für maximale Kühlung zu 100 % geöffnet. Bei Motorleistungen von 65 bis 100 % ist das Ventil zwischen 66,4 und 100 % geöffnet, um die Kühlung zu reduzieren.

Jede Brennkammer erhält brennstoffreiches Heißgas aus dem Kühlsystem eines Heißgasverteilers. Der gasförmige Wasserstoff und flüssiger Sauerstoff gelangen über einen Injektor in den Brennraum, der die beiden Stoffe vermischt. Das Innere jeder Brennkammer sowie das Innere der Düsen wird durch flüssigen Wasserstoff gekühlt, der durch gelötete Edelstahlrohre entlang der Wände strömt. Die Düse ist eine glockenförmige Verlängerung, die mit der Brennkammer verschraubt ist. Das Mundstück ist 2,90 Meter lang und der Außendurchmesser des Auslasses beträgt 2,40 Meter. Ein an der Vorderseite der Düse angeschweißter Ring ist der Befestigungspunkt des Triebwerks am Hitzeschild des Space Shuttles. Hitzeschutz ist notwendig, da Teile der Düse während des Starts, Aufstiegs, Flugs und Wiedereintritts während einer Mission der Hitze ausgesetzt sind.

Die fünf Kraftstoffventile an jedem Motor werden hydraulisch betätigt und durch elektrische Signale von der Motorsteuerung gesteuert. Sie können vollständig geschlossen werden, indem die Heliumversorgung im Main Propulsion System (MPS) verwendet wird, das als Backup-System für das Hydrauliksystem fungiert.Das Hauptoxidationsmittelventil und das Kraftstoffspülventil werden nach dem Abstellen des Motors verwendet. Das Hauptoxidationsmittelventil wird während der Kraftstoffabgabe geöffnet, um überschüssigen Flüssigsauerstoff über Bord durch den Motor abzulassen. Das Kraftstoff-Entlüftungsventil öffnet, damit eventuell noch flüssiger Wasserstoff über den Einfüllstutzen entweichen kann. Nachdem alle überschüssigen Oxidationsmittel und Brennstoffe abgelassen wurden, werden die Ventile geschlossen und bleiben dies für den Rest der Mission.

Am Hauptinjektor und am Glockenauslauf ist ein Kardanlager montiert, das die Verbindung zwischen Antrieb und Shuttle herstellt. Das Lager misst ca. 290 x 110 mm, LPOTP und LPFTP sind in einem Winkel von 180 Grad zueinander am Heckantrieb des Shuttles befestigt. Die Rohre von den Niederdruck-Turbopumpen zu den Hochdruck-Turbopumpen sind flexibel, sodass LPOTP und LPFTP am Shuttle befestigt bleiben, während sich der Rest des Motors bewegen kann, um die Richtung des Antriebsdrucks zu steuern.

Eine wichtige Neuerung war die Integration einer integrierten Motorsteuerung in die Motoren selbst. Dieser digitale Computer (ursprünglich bestehend aus zwei Honeywell HDC-601 Computern, aber später durch zwei duplizierte Computer ersetzt) Motorola 68000 Prozessoren, wodurch pro Motorsteuerung vier M68000 zur Verfügung stehen) hat zwei Aufgaben: die Steuerung des Motors und der Verbrennungsprozesse und die Selbststeuerung. Diese Lösung vereinfachte die Verkabelung zwischen den Motoren und dem Shuttle erheblich, da alle Sensoren und Aktoren direkt mit der Motorsteuerung verbunden werden konnten. Ein speziell für die Motorsteuerung konzipiertes System vereinfacht auch die Programmierung dieser Steuerung und hat sich bereits bewährt.

Zwei unabhängige Dual-CPU-Computer A und B bilden die Motorsteuerung, sodass ein System immer als Backup fungieren kann. Bei Ausfall von System A wird automatisch auf System B umgeschaltet, ohne dass die Betriebsleistung beeinträchtigt wird. Bei Ausfall von System B wird der Motor kontrolliert abgeschaltet.In jedem System (A und B) arbeiten die beiden M68000 im "Lock-Step", so dass jedes System Fehler durch TTLSignale von den Datenbussen der beiden M68000. Wenn Unterschiede gefunden werden, a unterbrechen generiert und die Kontrolle auf das andere System übertragen. Da es geringfügige Unterschiede zwischen den M68000s von Motorola und denen des zweiten Herstellers TRW gibt, verwendet jedes System M68000s desselben Herstellers (zum Beispiel hat System A zwei Motorola-Prozessoren und System B hat zwei von TRW). , der wie ein Ferritkernspeicher funktioniert und die Daten auch bei ausgeschalteter Stromversorgung behält. (Während der Untersuchung der Challenger-Katastrophe wurde die Erinnerung vom Meeresboden geborgen und zur Forschung und Analyse an Honeywell übergeben. Obwohl die Erinnerung einige Zeit in Salzwasser lag, konnte der Inhalt nach Reinigung und einigen kleineren Reparaturen gelesen werden aus dem Gedächtnis und wird bei der forensischen Untersuchung der Katastrophe verwendet.)

RS-25 für das Weltraumstartsystem

Nach der letzten Space-Shuttle-Mission im Jahr 2011 US Kongress beschlossen, dass die NASA eine neue Raketenserie entwerfen und bauen sollte, die bemannte Raumfahrt zu Planeten und Asteroiden ermöglichen würde. Diese Raketen namens Space Launch System (SLS) mussten so weit wie möglich vorhandene Teile verwenden. Für die erste Raketenstufe werden die RS-25D-Raketenmotoren verwendet. Zum Zeitpunkt des Shuttles waren diese Raketenmotoren nicht maximal belastet, um Schäden an der RS-25 zu minimieren und eine Wiederverwendung zu ermöglichen. Da die SLS keine Wiederverwendbarkeit erfordert, aber viel höhere Geschwindigkeiten erreichen muss, um sich weiter von der Erde zu entfernen, als es das Shuttle könnte, wurden die RS-25-Raketenmotoren 2015 von Aerojet-Rocketdyne modifiziert, um mehr Schub zu bieten. In frühen Konzeptentwürfen verwendete der SLS fünf RS-25. Da sich die SLS-Upgrades sowohl für den RS-25 als auch für die modifizierten SpaceShuttle-Feststoffbooster als effektiver erwiesen als bisher angenommen, stellte sich heraus, dass die Rakete mit einem RS-25-Triebwerk weniger Leistung hatte.

RS-25E & RS-25F

Im November 2015 beauftragte die NASA Aerojet-Rocketdyne mit der Entwicklung eines Einweg-RS-25. Diese Triebwerke müssen nach 4 SLS-Missionen (wenn 16 der 19 RS-25D verwendet wurden) eingesetzt werden können. Sie sollen ab 2024 verfügbar sein. Dieser neue RS-25E soll weniger Teile und Schweißnähte enthalten und mit modernen Techniken wie 3D-Druck und digitaler Röntgenfotografie kostengünstiger hergestellt werden.^[4] Am 13. Dezember 2017 unterzogen die NASA und Aerojet-Rocketdyne erstmals einen RS-25 mit einem neuen 3D-gedruckten Pogo-Akkumulator für den RS-25E einem „Full Duration Hot-Fire-Test“. Dieser dauerte aufgrund eines Problems mit dem "Testmodus" 70 Sekunden kürzer als geplant, dennoch wurden alle Ziele erreicht.

Wenn der RS-25E einsatzbereit ist, wird an einer günstiger zu produzierenden Variante gearbeitet, die als RS-25F bezeichnet wird.

Mai 2020 gab die NASA bekannt, dass sie 18 neue RS-25 bestellt hat. Diese können mit einer Kostenreduktion von dreißig Prozent hergestellt werden. Zuvor waren bereits sechs Einheiten bestellt worden. Aerojet Rocketdyne erhält 3,5 Milliarden US-Dollar für diese 24 Triebwerke.

Derivate

STME

Das Weltraumtransport-Haupttriebwerk (STME) war ein Triebwerk, das als Haupttriebwerk für das National Launch System entwickelt wurde, eine eingestellte Serie von Einweg-Trägerraketen, die unter Präsident Bush Sr. entwickelt wurden, um auf der Space-Shuttle-Raketentechnologie zu basieren. Dieser Motor musste eine einfachere Version des RS-25 sein. Der STME war nach der Aufhebung der NLS durch Präsident Clinton noch nicht vollständig entwickelt, aber die gewonnenen Erkenntnisse bildeten die Grundlage für die Entwicklung des Rocketdyne RS-68 dass die Delta IVRaketenantriebe.

AR-22

Aerojet wird Rocketdyne-Raketentriebwerke für den XS-1 Phantom Express entwickeln, eine Mischung aus einem unbemannten Hyperschallflugzeug und einer Trägerrakete, die Boeing für die DARPA entwickelt hat, um leichte Militärsatelliten zu starten. Es verwendet übrig gebliebene Ersatzteile aus früheren Versionen des RS-25. Dieser Motor heißt AR-22.^[5] Zunächst wurden zwei dieser Motoren gebaut.

Im Juli 2018 führte Aerojet-Rocketdyne erfolgreich eine 10-tägige statische Feuerkampagne durch, bei der ein AR-22 alle 24 Stunden mit voller Leistung und nur leichter Zwischenwartung feuerte, um die schnelle Recyclingfähigkeit des Triebwerks zu demonstrieren.^[6]. Boeing zog sich am 22. Januar 2020 sofort aus dem XS-1-Programm zurück, und DARPA gab das Projekt daraufhin auf. Es gibt also kein Ziel mehr für die AR-22.

Wissenswertes

• Bei der Verbrennung von Wasserstoff, der mit Sauerstoff reagiert, entsteht Wasserdampf. Bei der Langzeiterprobung von großen wasserstoffbetriebenen Raketentriebwerken wie dem RS-25 und RS-68 wurde dieses sogenannte "Heißbrandtest über die gesamte Dauer„Die Luft enthält so viel Wasserdampf, dass auf diesen Test normalerweise ein lokaler Regenschauer folgt, bei dem der abkühlende und kondensierende Wasserdampf aus der Luft fällt.

Verweise

Siehe auch

• RS-68 - ein weiteres Raketentriebwerk von Aerojet Rocketdyne, das teilweise auf dem RS-25 basiert.

Externe Links

• RS-25 Factsheet auf der Aerojet Rocketdyne-Website
• Video der SSME-Zündung in Zeitlupe