Путешествие в космос - Авиационно-космические системы США - Спейс Шаттл. Справочные данные: жидкостный ракетный двигатель SSME (базовая модель)

Спейс Шаттл. Справочные данные: жидкостный ракетный двигатель SSME (базовая модель)

Разработчик— «Rocketdyne».

Применение — орбитальная ступень МТКС «Спейс Шаттл».

Начало эксплуатации 1981 г.

«Сухая» масса— 3,18 т.

Длина — 4,24 м.

Максимальный диаметр — 2,39 м.

Окислитель — жидкий кислород, расход компонента 408 кг/с.

Горючее — жидкий водород, расход компонента 68 кг/с.

Соотношение компонентов— 6:1.

Турбонасосный агрегат окислителя:

— масра — 261 кг;

— мощность — 17,9 МВт;

— скорость вращения — 28500 об/мин;

— давление подачи — 292,5 атм.

Турбонасосный агрегат горючего:

— масса — 351,1 кг;

— мощность — 46,23 МВт;

— скорость вращения — 34 800 об/мин;

— давление подачи — 415 атм.

Камера сгорания:

— давление — 204 атм;

— температура — 3300 °С;

— материалы — нержавеющая сталь и медный сплав NARloy-Z;

— охлаждение — регенеративное, горючим.

Степень расширения сопла— 77,5:1.

Удельный импульс (в вакууме) — 452,9 с.

Тяга — 170,2 т (на уровне моря), 213,4 т (в вакууме).

Диапазон дросселирования тяги — 65—109%.

Продолжительность работы— 520 с (номинальная), 761с (максимальная).

В целях снижения эксплуатационных затрат для двигателя SSME была принята блочная компоновка: большинство основных агрегатов ЖРД представляют собой съемные элементы конструкции, доступ к которым не требует демонтажа других узлов. Такой подход дает возможность не только быстро проводить контрольные проверки и текущее обслуживание изделия, но и оперативно менять отказавшие элементы, причем не снимая ЖРД с орбитальной ступени.

Другой особенностью двигателя является его автономность в составе всей силовой установки. Функции контроля и управления работой каждого из трех ЖРД осуществляются отдельными контроллерами, смонтированными непосредственно на изделиях. Роль этого устройства особенно важна при возникновении нештатной ситуации, когда в автоматическом режиме будет производиться останов отказавшего двигателя (два других ЖРД должны обеспечить аварийное прекращение полета орбитальной ступени).

Блочная компоновка двигателя SSME позволяет также с минимальными затратами осуществлять различные доработки изделия. В 1983 г. NASA утвердило десятилетнюю программу поэтапной модернизации основной двигательной установки МТКС «Спейс Шаттл». В рамках этого проекта, начальная стоимость которого была определена в 1 млрд долл., к 2001 г. было создано четыре модификации двигателя SSME. Так, например, модель «В1оск-1», эксплуатация которой началась в 1995 г., оснащалась усовершенствованными теплообменником канала отвода окислителя, коллектором газогенераторного газа и, самое главное, новым высоконапорным ТНА окислителя. По итогам первых лет эксплуатации МТКС износоустойчивость последнего элемента оказалась весьма низкой — этот агрегат требовал серьезного ремонта уже после трех полетов.

Модель «Вlоск-2А», используемая с 1998 г., отличается от предшествующих ЖРД большим диаметром критического сечения сопла, что позволяет несколько снизить температуру и давление в камере сгорания. Летом 2001 г. состоялся запуск МТКС с двигателем модели «Вlоск-2», которая оснащается новым ТНА горючего. Усовершенствованный агрегат характеризуется литым корпусом (при изготовлении прежнего использовалась сварка), единой сборкой вала с крыльчаткой, керамическими подшипниками и т.п., что в общем позволило примерно вдвое увеличить ресурс ТНА.

Кроме того, NASA изучает возможности создания модели Block-З с новой «рубашкой» охлаждения сопла. В настоящее время в ЖРД применяется наборное сопло из 1080 спаянных трубок, новый вариант предполагает использование цельной оболочки с фрезерованными каналами.

В целом за всю историю программы «Спейс Шаттл» было изготовлено 106 двигателей SSME, средняя стоимость которых оценивается в 40 млн долл. В начале 2002 г. NASA приняло решение о закупке еще трех изделий. Дополнительный заказ был оформлен в рамках нового соглашения с фирмой «Rocketdyne» о текущем обслуживании и контрольных испытаниях маршевых ЖРД орбитальной ступени. Стоимость заключенного пятилетнего контракта составила 1,14 млрд долл.

Составной частью двигательной установки орбитальной ступени является подвесной топливный отсек, обеспечивающий работу маршевых ЖРД практически до достижения первой космической скорости. Отделение ПТО происходит на высоте 110 км примерно на 530 с полета (вкл. 24), довыведение ОС на рабочую орбиту производится двигателями системы орбитального маневрирования.

Подвесной топливный отсек — самый крупный элемент МТКС, его длина составляет 46,9 м, а диаметр — 8,4 м. Конструктивно ПТО, спроектированный фирмой «Martin Marietta Manned Space Systems» из алюминиевых сплавов, состоит из бака окислителя высотой 16,6 м, межбакового отсека и бака горючего высотой 29,5 м. Расположенный вверху бак окислителя емкостью 559 м3 рассчитан на размещение 625,85 т жидкого кислорода при температуре -183 °С, бак горючего емкостью 1514 м³ вмещает 104,31 т жидкого водорода при температуре -253 °С.

Также топливный отсек используется в качестве основного несущего элемента МТКС, на котором крепятся орбитальная ступень и твердотопливные ускорители. В межбаковом отсеке помимо различного приборного оборудования установлена силовая балка, воспринимающая нагрузку от тяги ТТУ (нижние узлы крепления обеспечивают фиксацию ускорителей лишь в поперечной, плоскости). Для монтажа орбитальной ступени используется три узла крепления: один передний на верхнем шпангоуте бака горючего и два хвостовых на че-тырехопорной раме, передающей нагрузки на силовые лонжероны и нижний шпангоут того же бака.

За годы эксплуатации МТКС подвесной топливный отсек, как и многие ее элементы, претерпел различные доработки, направленные в основном на облегчение конструкции. Уже при подготовке к третьему полету МТКС было решено отказаться от покраски баков, что позволило снизить его массу с 35,4 т до 34 т. В 1983 г. компания «Martin Marietta», ныне входящая в состав корпорации «Lockheed Martin», изготовила облегченную модель LWT (Lightweight Tank) массой 29,9 т.

Более существенное снижение массы конструкции отсека (до 26,3 т) было достигнуто за счет использования алю-миний-литиевого сплава Weldalite 2195, обладающего по сравнению с прежним материалом меньшей (на 5%) плотностью и большей (на 30%) прочностью. Эта модель бака с обозначением SLWT (Super Lightweight Tank) впервые была применена в 1998 г.

Стоимость изготовления ПТО — единственного неспасаемого элемента МТКС — в конце 1990-х годов оценивалась в 30 и 33,5 млн долл. для моделей LWT и SLWT соответственно.

Разработанные корпорацией «Thiokol» для МТКС «Спейс Шаттл» ускорители SRB (Solid Rocket Booster) являются самыми крупными твердотопливными блоками, доведенными до стадии эксплуатации. Другой особенностью программы создания ТТУ стало то, что они предназначались для пилотируемой транспортной системы; все прежние запуски американских аппаратов с человеком на борту осуществлялись жидкостными ракетами. Требование многоразового применения ускорителей (с ресурсом до 20 полетов) еще более осложнило их проектирование. Поэтому для решения последней задачи была предложена отработанная схема парашютной посадки на воду.

Каждый из ускорителей комплектуется носовым конусом, приборным отсеком, твердотопливным двигателем SRM (Solid Rocket Motor) и хвостовой юбкой. В носовом конусе находится парашютная система и комплект из четырех РДТТ тягой по Ют, предназначенных для увода ускорителя от МТКС после разделения.

Электронное оборудование, установленное в приборном отсеке, инициирует и выполняет контроль за такими операциями, как включение двигателя, его отделение и развертывание парашютов. Кроме того, в отсеке размещены элементы систем передачи телеметрической информации, самоликвидации и радиомаяк для служб спасения после приводнения. На внешней обшивке отсека установлен передний узел крепления ТТУ к подвесному топливному отсеку.

Хвостовая юбка с четырьмя опорами является силовой конструкцией, обеспечивающей вертикальное положение МТКС на пусковой платформе. Расположенное в ней электронное оборудование осуществляет прием и исполнение команд, поступающих непосредственно от БЦВМ орбитальной ступени. Одной из основных задач этой аппаратуры является управление вектором тяги двигателя. Две гидравлические установки поворота сопла приводятся в действие от турбин, работающих на гидразинном горючем. На внешней поверхности юбки, как и на приборном отсеке, смонтирован комплект РДТТ увода ускорителя.

Корпус двигателя SRM изготавливается из 11 стальных секций, технологически объединенных в четыре сборки: переднюю, две центральных и хвостовую. Центральные сборки идентичны и допускают взаимозаменяемость при монтаже РДТТ.

Ускорители снаряжаются топливом ТР-Н1148, ранняя модификация которого была создана компанией «Thiokol» для РДТТ первой ступени баллистической ракеты «Посейдон С-3». В состав топлива ТР-Н1148 входит окислитель— перхлорат аммония (69,7% по массе), горючее — алюминий (16%), связующее — полимер полибутадиена, акриловой кислоты и акрилонитрила (12%) с эпоксидной смолой (2%) и катализатор — окись железа (0,3%).

Для регулирования тягой ТТУ в топливном заряде проложен профилированный канал горения. В верхней части передней сборки РДТТ, где установлены воспламенители, канал имеет звездообразное сечение, ниже он круглой формы. В остальных сборках канал представляет собой сочетание цилиндра и усеченных конусов — профиль канала подбирался исходя из требуемого закона изменения тяги в полете.

^{Твердотопливный ускоритель: 1 — носовой конус, 2 — тормозной парашют, 3 — верхний блок РДТТ увода ускорителя, 4 — основной парашют, 5 — нижний блок РДТТ увода ТТУ, 6 — поворачиваемое сопло, 7 — хвостовая юбка с опорами МТКС, 8 — хомут нижнего узла крепления ТТУ к ПТО, 9 — верхний узел крепления ТТУ, 10 — отсек электронного оборудования, 11 — передняя юбка}

Твердотопливные ускорители, в доли секунды выходящие на максимальный уровень тяги (около 1500 т), обеспечивают старт МТКС «Спейс Шаттл». Запуск ТТУ, после чего взлет становится неизбежным, производится после включения маршевых ЖРД орбитальной ступени. Достаточно продолжительная (в 6,6 с) задержка необходима для последних проверок работы основной двигательной установки ОС.

В целях снижения аэродинамических нагрузок на 50-й секунде полета тяга ускорителей снижается примерно на треть. Общая продолжительность работы изделия в составе МТКС составляет 124 с. Отделение ТТУ происходит на высоте 45 км при скорости 1,3 км/с (вкл. 23). Продолжая движение по баллистической траектории, ускорители поднимаются на высоту 66 км, после чего начинается их спуск.

На высоте 4,8 км производится выброс вытяжного парашюта, который обеспечивает раскрытие тормозного диаметром 3,5 м. Три основных купола диаметром 41 м раскрываются после отстрела на высоте 3 км носового конуса, который спускается на тормозном парашюте. На заключительном этапе спуска вертикальная скорость ускорителей составляет 95 км/ч; перегрузки при ударе о воду, достигающие 20 g, воспринимаются хвостовой юбкой (выступающая за срез юбки часть сопла отстреливается незадолго до приводнения).

При каждом запуске МТКС в зоне падения ускорителей дежурят два спасательных судна. После подхода к несколько затонувшему ТТУ (плавучесть изделия обеспечивает воздух находящийся внутри двигателя) сначала производится извлечение из воды отстреленных при приводнении основных парашютов, которые наматываются на барабаны, расположенные в средней части палубы корабля. Затем с помощью кормового крана осуществляется подъем на борт носового конуса массой 2,2 т.

Основную часть работы с ускорителем выполняют ныряльщики, которые на глубине примерно 33 м устанавливают заглушку в сопло РДТТ. После этого через шланг, соединенный с заглушкой, в камеру нагнетается воздух, который вытесняет находящуюся в ней воду. За счет этого ТТУ переводится в горизонтальное положение и начинается его буксировка к мысу Канаверал (вкл. 25).

В зависимости от погодных условий поисково-спасательные работы длятся 1—4 дня; район падения удален от места старта примерно на 230 км.

Разобранные ускорители доставляются на предприятие фирмы «Thiokob, где каждая из секций РДТТ проходит очистку и детальный контроль. Заливка топлива производится во вновь состыкованные сборки, в которых могут использоваться секции и от других ТТУ. Окончательный монтаж ускорителей осуществляется непосредственно на пусковой платформе МТКС в Центре Кеннеди.

Разработка ускорителей велась в сжатые сроки. Официальный контракт на их создание NASA подписало с фирмой «Thiokol» в конце 1973 г., первые же стендовые испытания опытного образца изделия состоялись летом 1977 г.Одновременно с подготовкой ТТУ к первым полетам специалисты фирмы «Thiokol» вели активные работы по улучшению их массово-энергетических характеристик, поскольку грузоподъемность созданной МТКС не соответствовала требуемым показателям. Уже при шестом запуске, состоявшемся в 1983 г., были применены образцы с облегченными на 1,8 т корпусами, что позволило увеличить массу полезного груза ОС на 320 кг.

Начиная с восьмого полета (1983 г.) в составе МТКС стали эксплуатироваться ускорители модели НРМ (High Performance Motor), увеличившие грузоподъемность системы на 1,36 т. Это было достигнуто за счет снижения массы корпуса ТТУ примерно на 10 т, увеличения степени расширения сопла с 7,16 до 7,72 и прочих нововведений.

Значительным доработкам ускорители подверглись после катастрофы МТКС при двадцать пятом полете в 1986 г. Именно из-за отказа одного из них (прогара стенки корпуса в стыке нижней и центральной сборки) произошел взрыв топливного отсека. (После проведенной модернизации твердотопливный двигатель ТТУ получил обозначение RSRM — Redesigned Solid Rocket Motor, а с 1995 г. — Reusable SRM.)

<<<Назад Страница 44 Далее>>>