航天飛機主發(fā)動機

航天飛機主發(fā)動機主發(fā)動機主發(fā)動機是一種非常復雜的動力裝置，以外儲箱中的液氫/液氧為推進劑。每臺發(fā)動機在起飛時能提供大約1.8MN（400,000磅力）的推力。航天飛機每次飛行歸來后，發(fā)動機都將被卸下交給航天飛機主發(fā)動機加工廠（SSMEPF）進行維護檢測，替換一些部件。主發(fā)動機能夠在極端溫度工作，氫燃料的儲藏溫度度-253°C，而燃燒室的溫度可達3,300°C，高于鐵的沸點。將主發(fā)動機的燃料泵用于排水，一個家用游泳池的水可在25秒內排盡。附加燃料箱中的推進劑通過臍帶管進入航天飛機，然后進入三條并行管道，通過工作泵供給給燃燒室。航天飛機主發(fā)動機（SpaceShuttleMainEngine，SSME，以下簡稱“主發(fā)動機”）是普惠公司的洛克達因分部為航天飛機設計的主發(fā)動機，在公司內部也稱為RS-24o目錄1簡介2氧化劑系統(tǒng)3氫燃料系統(tǒng)4預燃室和推力控制系統(tǒng)5冷卻控制系統(tǒng)6燃燒室和噴嘴7主閥門8萬向節(jié)9SSME推力數(shù)據(jù)10后航天飛機時代的應用11技術參數(shù)

12參見13參考14來源氧化劑系統(tǒng)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450mmX450mm。轉速約5,150rpm，它將液氧的壓力從0.7MPa增加到2.9MPa,航天飛機主發(fā)動機（15張）加壓后的液氧供給到高壓氧化劑渦輪泵（HPOTP），從而保證在高壓狀態(tài)下工作的HPOTP不會產(chǎn)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，由一臺兩級高溫渦輪驅動，尺寸為600mmX900mm，由法蘭片連接在高溫歧管上，轉速約28,120rpm，主泵將液氧壓力從2.9MPa增加到30MPa。加壓液氧被分成幾路，一路用來驅動LPOTP，其余大部分液氧流向燃燒室。剩余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51MPa。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(fā)生，渦輪與泵由充滿氦氣的空穴隔開，氦氣氣壓降低將觸發(fā)發(fā)動機自動停車。氫燃料系統(tǒng)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450mmX600mm，轉速約16,185rpm，它將液氫的壓力從0.2MPa增加到1.9MPa，并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是一臺三級離心泵，由一臺兩級高溫渦輪驅動，尺寸為550mmX1100mm，由法蘭片連接在高溫歧管上，轉速約35,360rpm，它將液氫的壓力從1.9MPa增加到45MPa。高壓液氫流過主閥門后分為三路：一路流經(jīng)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，其余氫氣注入燃燒室；第二路通過噴嘴后氣化加入第三路，隨后送入預燃室。為避免LPFTP到HPFTP的管道周圍生成液態(tài)空氣，設計師采取了必要的隔熱措施。預燃室和推力控制系統(tǒng)軌道器加工廠（OPF）中正在安裝一號主發(fā)動機氧化劑和燃料的預燃室焊接在高溫歧管上。電弧點火器位于噴射器的中央，這個雙備份點火器由發(fā)動機控制器控制，在發(fā)動機啟動后依次工作來點燃每個預燃室，大約三秒后，燃燒室能自我為繼，點火器關閉。預燃室產(chǎn)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渦輪的轉速依賴于預燃室中控制氧化劑流量的閥門的開啟程度，發(fā)動機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(chǎn)生6:1的推進劑混合比。冷卻控制系統(tǒng)冷卻劑控制閥安裝在燃燒室的冷卻旁路管上，發(fā)動機啟動前，閥門都是完全開啟的。在發(fā)動機運轉過程中，閥門可呈100%開啟以實現(xiàn)100%至109%的冷卻效果；或呈66.4%至100%開啟，以實現(xiàn)65%至100%的冷卻效果。燃燒室和噴嘴主發(fā)動機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回路注入燃燒室。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2.9m（113英尺），出口直徑2.4m（94英尺）。噴嘴前端的支撐環(huán)就是發(fā)動機擋熱板的連接點。由于航天飛機在發(fā)射，在軌和返回時發(fā)動機都暴露在外界，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(wǎng)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航天器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5.7psi，而中間部分壓力只有2psi，由此解決了流動分離問題。[1]主閥門主發(fā)動機上共五個主閥門，分別位于氧化劑預燃室，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，并通過控制器控制的。在氦氣保護系統(tǒng)出現(xiàn)壓力異常時，閥門會完全關閉。氧化劑和燃料的放泄閥是在發(fā)動機停車后開啟的，剩余的液氫液氧由此被排泄到航天器外。排盡后閥門重新關閉。萬向節(jié)萬向軸承尺寸為290mmX360mm，是連接發(fā)動機和航天器的組件。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采用柔性波紋管，能讓低壓泵在發(fā)動機萬向轉動調整推力矢量時保持固定。SSME推力數(shù)據(jù)SSME的主要部件SSME的推力可以在67%到109%范圍內調節(jié)，目前的發(fā)射都采用104.5%推力，而106%至109%推力用于“航天飛機異常中止模式”。以下是具體推力值，前者是海平面值，后者是真空值：100%推力：1670kN/2090kN（375,000磅力/470,000磅力）104.5%推力：1750kN/2170kN（393,800磅力/488,800磅力）109%推力：1860kN/2280kN（417,300磅力/513,250磅力）

其中，100%推力并不代表最大推力值，而是額定值，是在SSME研發(fā)期間計算得出的。之后的研究表明主發(fā)動機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，也便于以后推力比較，特意將原預設值規(guī)定為100%推力，此后如果推力增大，就不需要修改原值。SSME的推力會影響其可靠性，有研究表明當發(fā)動機推力超過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]后航天飛機時代的應用一臺主發(fā)動機原先的設想是在航天飛機退役后，把SSME用在無人的戰(zhàn)神五號第一級和載人的戰(zhàn)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：發(fā)動機將被永久固定在火箭體上，因而發(fā)動機不可重用。發(fā)動機無法做試飛前試車。將目前的地面啟動型主發(fā)動機改造成適用于戰(zhàn)神一號的高空啟動型需要大筆資金且很費時。綜合考慮，戰(zhàn)神一號第二級將使用一臺J-2X發(fā)動機，戰(zhàn)神五號將使用六臺改進后的RS-68發(fā)動機