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Motores principales (transbordador espacial)

Agosto 01, 2021

El RS-25, también conocido como el Motor Principal del Transbordador Espacial (en inglés: Space Shuttle Main Engine, SSME), es un motor cohete criogénico de propergoles líquidos que fue usado en el Transbordador Espacial de la NASA y está planificado que sea usado en su sucesor, el Sistema de Lanzamiento Espacial. Construido en Estados Unidos por la empresa Rocketdyne, el RS-25 quema los propelentes hidrógeno líquido y oxígeno líquido criogénicos, con cada motor produciendo 1859 kN de empuje en el momento del despegue. Aunque el RS-25 puede seguir su origen a la década de 1960, el desarrollo del motor se inició en la década de 1970, con el primer vuelo, el STS-1, ocurriendo el 12 de abril de 1981. El RS-25 ha sido sometido a varias mejoras durante su historia operacional para mejorar la confiabilidad, seguridad y carga de mantenimiento del motor.

Motores principales del transbordador espacial

Prueba de encendido. El área brillante en la parte inferior de la imagen es un disco mach
País de origen Estados Unidos
Primer vuelo 18 de febrero de 1977, 12 de abril de 1981 (STS-1)
Fabricante Rocketdyne
Usado en Transbordador espacial
Estado Inactivo desde STS-135
Cohete de combustible líquido
Propergol Hidrógeno líquido / Oxígeno líquido
Proporción 69:1[1]​
Ciclo Combustión por fases
Rendimiento
Empuje (vacío) 2279 kN
Empuje (nivel del mar) 1859 kN
Presión de la cámara 2994 psi (20,64 MPa)[1]​
Impulso (vacío) 452,3 segundos[1]​
Impulso (nivel del mar) 366 segundos[1]​
Dimensiones
Longitud 168 pulgadas (4,3 m)
Diámetro 96 pulgadas (2,4 m)
[editar datos en Wikidata]

El motor produce un impulso específico (Isp) de 452 segundos (4,43 km/s) en el vacío o 366 segundos (3,59 km/s) a nivel del mar, tiene una masa de aproximadamente 3,5 toneladas y es capaz de acelerar entre el 67% y el 109% de su nivel de potencia medido en incrementos de un 1%. El RS-25 opera con temperaturas que van entre los −253 °C (−423 °F) y los 3315 °C (5999,0 °F)[1]​

En el Transbordador Espacial, el RS-25 fue usado en grupos de tres motores montados en la estructura trasera del Orbitador, con el combustible siendo obtenido desde el tanque externo. Los motores fueron usados para la propulsión durante el ascenso del transbordador, con empuje adicional siendo proporcionado por dos cohetes aceleradores de combustible sólido y los dos motores del Sistema de Maniobra Orbital AJ-10-190 del transbordador. Después de cada vuelo, los motores eran retirados del orbitador, inspeccionados y repasados antes de ser reutilizados en otra misión.

Componentes

Flujo del propelente del RS-25.
 
Esquema del RS-25.
 
Flujo del combustible.
 
Flujo del oxidante.
 
El Sistema Principal de Propulsión del Transbordador Espacial (en inglés: Main Propulsion System, MPS).

El motor RS-25 consiste de varias bombas, válvulas y otros componentes que trabajan en conjunto para producir empuje. El combustible (hidrógeno líquido) y el oxidante (oxígeno líquido) provenientes desde el tanque externo del Transbordador Espacial entran al orbitador en las válvulas umbilicales de desconexión y desde allí pasan por las líneas de alimentación del sistema de propulsión principal del orbitador (en inglés: Main Propulsion System, MPS), mientras que en el Sistema de Lanzamiento Espacial (en inglés: Space Launch System, SLS), el combustible y oxidante de la etapa central del cohete fluirá directamente en las líneas del MPS. Una en las líneas del MPS, el combustible y el oxidante se separaran y siguen caminos separados a cada motor (tres en el Transbordador STS y hasta cinco en el Transbordador SLS). En cada una de las ramas, preválvulas permitirán que los propelentes entren al motor.[2]​[3]​

Una vez en el motor, los propelentes pasan a través de turbobombas de baja presión para el combustible y el oxidante (en inglés: Low-Pressure Fuel Turbo Pumps, LPFTP; y Low-Pressure Oxidizer Turbo Pumps, LPOTP) y desde allí a las turbobombas de alta presión (en inglés: High-Pressure Fuel Turbo Pumps, HPFTP; y High-Pressure Oxidizer Turbo Pumps, HPOTP). Desde estas turbobombas de alta presión (en inglés: High-Pressure Turbo Pumps, HPTP) los propelentes toman diferentes rutas a través del motor. El oxidante es dividido en cuatro caminos separados: al intercambiador de calor del oxidante, que luego se divide en el presurizador del estanque de oxidante y los sistemas de supresión de pogo; a la turbobomba de baja presión del oxidante (en inglés: Low Pressure Oxidiser TurboPump, LPOTP); al prequemador de alta presión del oxidante, desde el cual es dividido hacia las turbinas de las HPFTP y las HPOTP antes de ser reunidos en el colector de gas caliente y enviados a la cámara de combustión principal (en inglés: Main Combustion Chamber, MCC); o directamente hacia los inyectores de la cámara de combustión principal.

Mientras tanto, el combustible fluye a través de la válvula principal de combustible hacia los sistemas de refrigeración regenerativa para la tobera y la MCC, o a través de la válvula de refrigeración de la cámara. El combustible que pasa a través del sistema de refrigeración de la MCC luego retrocede y pasa a través de la turbina de las LPFTP antes de ser enviado o al sistema de presurización de estanque de combustible o al sistema de refrigeración del múltiple de gas caliente (desde donde pasa por la MCC). El combustible en los sistemas válvulas de refrigeración de la tobera y de la cámara de combustión luego es enviado vía los prequemadores hacia la turbina de las HPFTP y de las HPOTP antes de ser reunido nuevamente en el múltiple de gas caliente, desde donde pasa hacia los inyectores de la MCC. Una vez en los inyectores, los propelentes son mezclados e inyectados en la cámara de combustión principal donde ellos son encendidos. La mezcla de propelente quemada es entonces expulsada a través de la garganta y la campana de la tobera del motor, la presión resultante es la que produce el empuje.[2]​

Turbobombas

Sistema del oxidante

La Turbobomba de Baja Presión del Oxidante (en inglés: Low Pressure Oxidizer Turbopump, LPOTP) es una bomba de flujo axial impulsada por una turbina de seis etapas alimentada por oxígeno líquido y que funciona aproximadamente a 5.150 rpm. Aumenta la presión del oxígeno líquido desde 0,7 a 2,9 MPa (100 a 420 psi), con el flujo de la LPOTP siendo enviado a la turbobomba de alta presión del oxidante (en inglés: High-Pressure Oxidizer Turbopump, HPOTP). Durante la operación del motor, el aumento de la presión permite que la turbina de alta presión del oxidante opere a altas velocidades sin cavitar. La LPOTP, que mide aproximadamente 450 por 450 mm, está conectada a los ductos de propelente del vehículo y está instalada en un una posición fija directamente encima de la estructura del vehículo de lanzamiento.[2]​

La HPOTP consiste de dos bombas centrífugas de una sola etapa (una bomba principal y una bomba de prequemado) montadas en un eje común e impulsadas por una turbina de gas caliente de dos etapas. La bomba principal aumenta la presión del oxígeno líquido desde 2,9 a 30 MPa (420 a 4.350 psi) mientras que funciona a aproximadamente 28.120 rpm, entregando una potencia de salida de 23.260 hp. La HPOTP descarga el flujo separado en varias rutas, una de las cuales impulsa la turbina de la LPOTP. Otra ruta es hacia, y a través, de la válvula principal del oxidante e ingresa a la cámara principal de combustión. Otra pequeña ruta del flujo es sacada y enviada hacia el intercambiador de calor del oxidante. El oxígeno líquido fluye a través de una válvula de anti-inundación que impide que entre al intercambiador de calor hasta que este presente suficiente calor para que el intercambiador de calor utilice el calor contenido en los gases de la descarga de la turbina de la HPOTP, convirtiendo el oxígeno líquido a gas. El gas es enviado a un múltiple y luego encaminada para presurizar el estanque de oxígeno líquido. Otra ruta ingresa a la bomba de prequemado de dos etapas de la HPOTP para aumentar la presión del oxígeno líquido desde 30 a 51 MPa (4.300 psia a 7.400 psia). Pasa a través de la válvula del oxidante del prequemador de oxidante, y a través de la válvula del oxidante del prequemador de combustible hacia el prequemador de combustible. La HPOTP mide aproximadamente 600 por 900 mm (24 por 35 pulgadas). Está instalada al múltiple de gas caliente usando bridas.[2]​

La turbina y las turbombas de las HPOTP están montadas en un eje común. La mezcla de los gases calientes ricos en combustible en la sección de la turbina y el oxígeno líquido de la bomba principal puede crear un peligro y, para prevenir esto, las dos secciones están separadas por una cavidad que es continuamente purgada por el suministro de helio del motor durante la operación del motor. Dos sellos minimizan las fugas hacia la cavidad; un sello está localizado entre la sección de la turbina y la cavidad, mientras el otro está entre la sección de la bomba y la cavidad. La pérdida de presión de helio en esta cavidad resulta en una apagado automático del motor.[2]​

Sistema de combustible

La turbobomba de baja presión del combustible (en inglés: Low-Pressure Fuel TurboPump, LPFTP) es una bomba de flujo axial impulsada por una turbina de dos etapas alimentada por hidrógeno gaseoso. Aumenta la presión del hidrógeno líquido desde 0,2 a 1,9 MPa (30 a 276 psia) y alimenta la turbobomba de alta presión del combustible (en inglés: High-Pressure Fuel Turbopump, HPFTP). Durante la operación del motor, el aumento de presión proporcionada por la LPFTP le permite a la HPFTP operar a altas velocidades sin cavitar. La LPFTP funciona a alrededor de 16.185 rpm, y tiene un tamaño de aproximadamente 450 por 600 mm. Está conectada a los ductos del propelente del vehículo y está instalada en una posición fija en la estructura del vehículo de lanzamiento.[2]​

La HPFTP es una bomba centrífuga de tres etapas impulsada por una turbina de gas caliente de tres etapas. Aumenta la presión del hidrógeno líquido desde 1,9 a 45 MPa (276 a 6.515 psia) y funciona a aproximadamente 35.360 rpm con una potencia de 71.140 hp. El flujo de descarga de la turbobomba es enviada a, y a través, de la válvula principal y luego es separada en tres rutas. Una ruta es a través de la camisa de la cámara principal de combustión, donde el hidrógeno es usado para enfriar las paredes de la cámara. Luego es enviada desde la cámara principal de combustión hacia la LPFTP, donde es usado para impulsar la turbina LPFTP. Luego una pequeña porción del flujo de la LPFTP es dirigida al múltiple común de los tres motores para formar una sola ruta al estanque de hidrógeno líquido para mantener la presurización. El hidrógeno restante pasa entre las paredes internas y externas del múltiple de gas caliente para enfriarlo y luego es descargado en la cámara principal de combustión. Una segunda ruta del flujo de hidrógeno desde la válvula principal de combustible es a través de la tobera del motor (para enfriar la tobera). Luego se une a la tercera ruta del flujo desde la válvula de la cámara del refrigerante. Luego este flujo combinado es dirigido a los prequemadores de combustible y de oxidante. La HPFTP tiene un tamaño aproximado de 550 por 1100 mm y está instalada en el múltiple de gas caliente usando bridas.[2]​

Cabezal de potencia

Prequemadores

 
El cabezal de potencia del RS-25 y las bombas de alta presión.

Los prequemadores del oxidante y del combustible están soldados al múltiple de gas caliente. El combustible y el oxidante ingresan a los prequemadores y son mezclados de tal forma que pueda ocurrir una combustión eficiente. La chispa aumentada del encendido es una pequeña cámara de combinación localizada en el centro del inyector de cada uno de los prequemadores. Los dos encendedores de chispa de doble redundancia, que son activados por el controlador del motor, son usados durante la secuencia de partida del motor para iniciar la combustión en cada uno de los prequemadores. Ellos son apagados después de aproximadamente tres segundos debido a que luego el proceso de combustión es autosostenible. Los prequemadores producen los gases calientes ricos en combustible que pasan a través de las turbinas para generar la potencia necesaria para operar las turbobombas de alta presión. El flujo de salida de los prequemadores del oxidante impulsan una turbina que está conectada a la HPOTP y a la bomba del prequemador del oxidante. El flujo de salida del prequemador del combustible impulsa una turbina que está conectada a la HPFTP.[2]​

La velocidad de las turbinas de las HPOTP y HPFTP depende de la posición de las correspondientes válvulas del oxidante de los prequemadores de oxidante y de combustible. Estas válvulas son posicionadas por el controlador del motor, que las usa para acelerar el flujo del oxígeno líquido hacia los prequemadores y, así, controlar el empuje del motor. La válvulas de oxidante del prequemador de oxidante y de combustible aumentan o disminuyen el flujo del oxígeno líquido y, así, aumenta o disminuyen la presión de la cámara del prequemador, la velocidad de las turbinas HPOTP y HPFTP, y del flujo de oxígeno líquido y del hidrógeno gaseoso hacia la cámara principal de combustión, lo que aumenta o disminuye el empuje del motor. La válvulas del prequemador del oxidante y del combustible operan en forma conjunta para acelerar el motor y mantener una proporción de mezcla de propelente constante a 6,03:1.[4]​

Las válvulas principales de oxidante y de combustible controlan el flujo del oxígeno líquido y del hidrógeno líquido hacia el motor y son controladas por el controlador de cada uno de los motores. Cuando un motor está funcionando, las válvulas principales están completamente abiertas.[2]​

Cámara principal de combustión

Las cámaras principales de combustión de cada uno de los motores (en inglés: Main Combustion Chamber, MCC) recibe gas caliente rico en combustible desde un múltiple de gas caliente del circuito de refrigeración. El hidrógeno gaseoso y el oxígeno líquido entran a la cámara en el inyector, que mezcla los propelentes. Una pequeña cámara de ignición de chispa aumentada está localizada en el centro del inyector y este encendedor de doble redundancia es usado durante la secuencia de encendido del motor para iniciar la combustión. Los encendedores son apagados después de aproximadamente tres segundos debido a que el proceso de combustión se autosostiene. El inyector principal y la estructura del domo están soldados al múltiple de gas caliente y la MCC también está apernada al múltiple de gas caliente.[2]​ La MCC comprende una cubierta estructural fabricada de Inconel 718 que está cubierta con una aleación de cobre-plata-circonio llamada NARloy-Z, desarrollada específicamente para el RS-25 en la década de 1970. Aproximadamente 390 canales están mecanizados en la pared de la camisa para llevar hidrógeno líquido a través de la camisa para refrigerar la MCC, ya que la temperatura en la cámara de combustión alcanza 3315 °C (5999,0 °F) durante el vuelo - esto es mucho más alto que el punto de ebullición del hierro.[5]​[6]​

Tobera

 
Las toberas de los tres RS-25 del Transbordador Espacial Columbia después de aterrizar al terminar la misión STS-93.

La tobera del motor tiene 121 plg (307,3 cm) de largo con un diámetro de 10,3 plg (26,2 cm) en su garganta y 90,7 plg (230,4 cm) en su salida.[7]​ La tobera es una extensión en forma de campana apernada a la cámara principal de combustión, conocida como una tobera de Laval. La tobera del RS-25 tiene una inusualmente grande proporción de expansión (aproximadamente 77,5:1) para la cámara de presión.[8]​ A nivel de mar, una tobera de esta proporción normalmente produciría una separación del flujo del chorro de la tobera, lo que causaría dificultades de control y que incluso podría causar daños mecánicos al vehículo. Sin embargo, para ayudar a la operación del motor los ingenieros de Rocketdyne variaron el ángulo de las paredes de la tobera, reduciéndola cerca de la salida. Esto eleva la presión justo alrededor del borde a entre 4,6 y 5,7 psi (32 y 39 kPa) y que previene la separación de flujo. La parte interior del flujo está a una presión mucho más baja, alrededor de 2 psi (14 kPa) o menos.[9]​ La superficie interna de cada tobera es refrigerada por el flujo de hidrógeno líquido a través de pasajes refrigerantes de tubos de acero inoxidables soldados (ver brazing)en la pared. En el Transbordador Espacial, un anillo de soporte soldado al extremo delantero de la tobera era el punto de unión del motor al escudo térmico proporcionado por el orbitador. La protección termal era necesaria debido a la exposición que experimentan porciones de las toberas durante las fases del lanzamiento, ascensión, puesta en órbita y reentrada de una misión. La aislación consiste de cuatro capas de napa metálica cubierta con una lámina y pantalla metálica.[2]​

Controlador

 
Un Controlador Principal de Motor RS-25D Block II.

Cada motor está equipado con un Controlador Principal de Motor (en inglés: Main Engine Controller, MEC), un computador integrado que controla todas las funciones del motor (a través del uso de válvulas) y monitorea su desempeño. Construido por Honeywell Aerospace, originalmente cada MEC estaba compuesto de dos computadores Honeywell HDC-601 redundantes,[10]​ posteriormente mejorado a un sistema compuesto de dos procesadores doblemente redundantes Motorola 68000 (M68000) (para un total de 4 M68000 por controlador).[11]​ La instalación del controlador directamente en el mismo motor simplificó enormemente el cableado entre el motor y el vehículo de lanzamiento, debido a que todos los sensores y actuadores están conectados directamente al único controlador, luego cada MEC es conectado a los Computadores de Propósito General (en inglés: General Purpose Computers, GPC) del orbitador o conjunto de aviónica del SLS a través de su propia Unidad de Interfase con el Motor (en inglés: Engine Interface Unit, EIU).[12]​ Al usar un sistema dedicado también se simplifica el software y de esta forma se mejora su confiabilidad.

Dos computadores independientes de doble CPU, A y B, forman el controlador; dándole redundancia al sistema. La falla del sistema controlador A automáticamente provoca un cambio al sistema controlador B sin impedir las capacidades operacionales; la subsecuente falla del sistema controlador B provocaría un apagado paulatino del motor. Al interior de cada sistema (A y B), los dos M68000 operan en modo "unísono", por lo tanto permitiendo que cada sistema detecta fallas al comparar sus niveles de señales en los buses de los dos procesadores M68000 al interior de ese sistema. Su las diferencias son encontrados entre los dos buses, se genera una interrupción y el control es pasado al otro sistema. Debido a las sutiles diferencias entre los M68000 de Motorola y el fabricante de segunda fuente TRW, cada sistema utiliza M68000 del mismo fabricante (eso quiere decir que el sistema A tendrá dos CPU de Motorola mientras que el sistema B usará dos CPU fabricadas por TRW). La memoria para los controladores del Bloque I eran del tipo cable bañado, que funciona de manera similar a la memoria del núcleo magnético y que retiene los datos incluso después de que se corta el suministro de energía.[13]​ Los controladores del Bloque II usaban RAM CMOS estática convencional.[11]​

Los controladores estaban diseñados para ser lo suficientemente robustos para sobrevivir a las fuerzas del lanzamiento y probaron ser extremadamente resistentes al daño. Durante la investigación del accidente del Challenger los dos MEC (de los motores 2020 y 2021), recuperadas desde el fondo marino, fueron entregadas a Honeywell Aerospace para su examen y análisis. Un controlador estaba abierto en un lado y ambos estaban severamente corroídos y dañados por la vida marina. Ambas unidades fueron desensambladas y las unidades de memoria lavadas con agua deionizada. Después fueron secadas y calentadas al vacío, los datos de estas unidades fueron recuperados para ser sometidas a un análisis forense.[14]​

Válvulas principales

Par controlar la salida del motor, el MEC opera cinco válvulas de propelente actuadas hidraúlicamente en cada motor; las válvulas del prequemador del oxidante, del prequemador del combustible, de la principal del oxidante, de la principal del combustible, y de la cámara de refrigeración. En una emergencia, las válvulas pueden ser cerradas completamente usando el sistema de abastecimiento de helio del motor como un sistema de actuación de respaldo.[2]​

En el Transbordador Espacial las válvulas principales del oxidante y de purga de combustible eran usadas después del apagado para botar cualquier residuo de propelente, con el oxígeno líquido residual siendo ventilado a través del motor y del hidrógeno residual siendo ventilado a través de las válvulas de llenado y drenado de hidrógeno líquido. Después de que la purga estaba completa, las válvulas se cerraban y permanecían cerradas por el resto de la misión.[2]​

Una válvula de control de refrigerante está montada en el ducto de pasada de refrigerante de la cámara de combustión de cada motor. El controlador del motor regula la cantidad de hidrógeno gaseoso que se permite pasar a la ciclo de refrigeración de la tobera, controlando de esta forma su temperatura. La válvula de refrigeración de la cámara está 100% abierta antes de que el motor se encienda. Durante la operación del motor, está abierta al 100% cuando la aceleración está entre 100% y 109% para maximizar la refrigeración. Para las aceleraciones entre 65% y 100%, su posición va entre 66,4% y 100% para una refrigeración reducida.[2]​

Suspensión cardán

Video externo
  Prueba de la suspensión cardán del SSME
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Cada motor está instalado con un suspensión cardán de rodamientos, una rótula universal que está apernada al vehículo de lanzamiento por su brida superior y al motor por su brida inferior. Representa la interfase de empuje entre el motor y el vehículo de lanzamiento, apoyando los 7480 lb (3393 kg) del peso del motor y resistiendo más de 500 000 lb (226 796 kg) de empuje. Así como proporcionando los medios de sujetar el motor al vehículo de lanzamiento, la suspensión cardán de rodamientos permite que el motor sea girado o inclinado en relación a dos ejes de libertad con un rango de ±10,5°.[15]​ Este movimiento permite que el vector de empuje del motor pueda ser alterado, y de esta forma dirigir al vehículo hacia una orientación correcta. El conjunto de rodamientos es de aproximadamente 290 por 360 mm, tiene una masa de 105 lb (48 kg) y está fabricado de una aleación de titanio.[16]​

Las turbobombas de baja presión de oxígeno y de baja presión de combustible estaban montadas con 180° de separación en la parte trasera de la estructura de empuje del fuselaje del orbitador. Las tuberías desde las turbobombas de baja presión a las turbobombas de alta presión contenían fuelles flexibles que permitían que las turbobombas de baja presión permanecieran estacionarias mientras que el resto del motor era inclinado para ejercer control vectorial del empuje, y también para prevenir el daño a los bombas cuando se aplicaban cargas sobre ellas. La tubería del hidrógeno líquido desde las LPFTP a las HPFTP estaba aislada para impedir la formación de aire líquido.[2]​

Sistema de helio

En adición a los sistemas de combustible y oxidante, el Sistema Principal de Propulsión (en inglés: Main Propulsion System, MPS) del vehículo de lanzamiento también está equipado con un sistema de helio consistente de 10 estanques de almacenamiento además de varios reguladores, válvulas de comprobación, tuberías de distribución y válvulas de control. El sistema es usado durante el vuelo para purgar el motor y proporcionar presión para las válvulas de actuación del motor dentro del sistema de administración del propelente y durante apagados de emergencia. Durante la reentrada, en el Transbordador Espacial, cualquier resto de helio era usado para purgar a los motores durante la reentrada y para presurización.[2]​

Historia

Desarrollo

Video de pruebas del RS-25 en el Centro Espacial Stennis.

La historia del RS-25 se inicia en la década de 1960 cuando el Centro Marshall de vuelos espaciales de la NASA y Rocketdyne estaban realizando una serie de estudios sobre motores de alta presión, desarrollados a partir del exitoso motor J-2 usado en las etapas superiores S-II y S-IVB del cohete Saturno V durante el Programa Apolo. Los estudios fueron realizados dentro de un programa para mejorar los motores del Saturno V, que produjeron un diseño para un motor de etapa superior de 350.000 lbf conocida como HG-3.[17]​ A medida que los niveles de financiamiento para Apolo disminuían el HG-3 fue cancelado así como el reemplazo para el motor F-1, el M-1 (el desarrollo para el cual fue finalizado en el año 1968).[18]​ Fue el diseño para el HG-3 que formaría la base para el RS-25.[19]​

Mientras tanto, en el año 1967, la Fuerza Aérea de Estados Unidos financió un estudio para sistemas avanzados de propulsión de cohetes para ser usado durante el Proyecto Isinglass, cuando a Rocketdyne le solicitó investigar los motores aerospike y a Pratt & Whitney (P&W) para investigar motores convencionales más eficientes del tipo con toberas de Laval. A la conclusión del estudio, P&W sugirió una propuesta para un motor de 250.000 lbf denominado como XLR-129, que utilizaba un tobera expansiva de dos posiciones para entregar una eficiencia mayor en un amplio rango de altitudes.[20]​[21]​

En enero de 1969 la NASA otorgó contratos a General Dynamics, Lockheed, McDonnell Douglas y North American Rockwell para el desarrollo inicial del Transbordador Espacial.[22]​ Como parte de estos estudios de la 'Fase A', las empresas involucradas seleccionaron una versión mejorada del XLR-129, desarrollando 415.000 lbf, como el motor de línea de base para sus diseños.[20]​ Este diseño puede ser encontrado en muchas de las versiones de transbordadores planificadas hasta la misma decisión final. Sin embargo, la NASA estaba interesada en empujar el lo más avanzado de la tecnología en todas las formas, por lo que decidieron seleccionar un diseño mucho más avanzado con el propósito de "forzar un avance de la tecnología de los motores de cohete".[8]​[20]​ Ellos solicitaron un nuevo diseño basado en una cámara de combustión de alta presión funcionando alrededor de 3000 psi, lo que aumentaba las capacidades del motor.

El desarrollo comenzó en el año 1970. cuando la NASA publicó una solicitud para propuestas para los estudios conceptuales de la 'Fase B' del motor principal, requiriendo el desarrollo de un motor acelerable, de combustión escalonada del tipo de Laval.[8]​[20]​ La solicitud estaba basada en el entonces diseño actual del Transbordador Espacial que presentaba dos etapas reutilizables, el orbitador y un impulsor de retorno de vuelo controlado tripulado, y que requería un motor que fuera capaz de impulsar ambos vehículos con dos diferentes toberas (12 motores impulsores con 550.000 lbf de empuje a nivel del mar cada uno y 3 motores para el orbitador con 632.000 lbf de empuje en el vacío cada uno).[8]​ Rocketdyne, P&W y Aerojet General fueron seleccionados para recibir financiamiento aunque, dado que P&W ya tenía desarrollo avanzado (habiendo demostrado en funcionamiento un concepto de motor con 350.000 lbf de empuje) y la experiencia previa de Aerojet General en el desarrollo del motor M-1 con 1.500.000 lbf de empuje, Rocketdyne fue forzado a invertir una gran cantidad de dinero de fondos privados en el proceso de diseño para permitirle a la compañía alcanzar a sus competidores.[20]​

Para el momento en que el contrato fue adjudicado, las presiones presupuestarias resultaron en que el diseño del transbordador habían cambiado a la forma final de la configuración que terminó siendo el orbitador, el estanque externo y los dos impulsores, y de esa forma solo fue requerido que el motor impulsara al orbitador durante el ascenso.[8]​ Durante el periodo de estudio de la 'Fase B' que duró un año, en Rocketdyne fueron capaces de usar su experiencia desarrollando el motor HG-3 para diseñar su propuesta para el SSME, produciendo un prototipo para enero del año 1971. El motor hacia uso de una nueva aleación de cobre-circonio desarrollada por Rocketdyne (llamada NARloy-Z) y que fue probada el 12 de febrero de 1971, produciendo una presión de cámara de 3172 psi. Las tres compañías participantes enviaron sus propuestas de desarrollo de motor en abril de 1971, con Rocketdyne ganando el contrato el 13 de julio de 1971 - aunque el trabajo del desarrollo del motor no comenzaría hasta el 31 de marzo de 1972, debido a una impugnación legal realizada por P&W.[8]​[20]​

Después de la adjudicación del contrato, se llevó a cabo una Revisión Preliminar del Diseño (en inglés: Preliminary Design Review, PDR) en septiembre de 1972, seguida por una Revisión Crítica del Diseño (en inglés: Critical Design Review, CDR) en septiembre de 1976 después de las cuales el diseño del motor fue congelado y se inició la construcción del primer conjunto de motores capaces de volar. La revisión final de todos los componentes del Transbordador Espacial, incluyendo los motores, fue realizada en el año 1979. Las revisiones del diseño operaban en paralelo con varios hitos de pruebas, las pruebas iniciales que involucraron componentes individuales de los motores identificaron desperfectos en varias áreas del diseño, incluyendo las HPFTP, HPOTP, válvulas, toberas y prequemadores de combustible. Las pruebas de componentes individuales del motor fueron seguidas por la primera prueba de un motor completo (en 0002) el 16 de marzo de 1977. La NASA especificó que, previo al primer vuelo del Transbordador, los motores tenían que haber sido sometido al menos a 65.000 segundos de pruebas, un hito que fue alcanzado el 23 de marzo de 1980, con el motor habiendo sido sometido a 110.253 segundos de pruebas para la fecha de ejecución del STS-1 tanto en puestos de pruebas en el Centro Espacial Stennis como instalados en la Instalación de Pruebas de la Propulsión Principal (en inglés: Main Propulsion Test Article, MPTA). El primer conjunto de motores (2005, 2006 y 2007) fueron entregados al Centro Espacial Kennedy en el año 1979 y fueron instalados en el Columbia, antes de ser removidos en el año 1980 para más pruebas y reinstalados en el orbitador. Los motores, que estaban en la configuración del Primer Vuelo Orbital Tripulado (en inglés: First Manned Orbital Flight, FMOF) y certificados para operar al 100% del Nivel de Potencia Nominal (en inglés: Rated Power Level, RPL), fueron hechos funcionar en un Disparo de Alistamiento de Vuelo de veinte segundos el 20 de febrero de 1981, y después de la inspección fueron declarados listos para el vuelo.[8]​

Programa del Transbordador Espacial

Véase también: Anexo:Misiones del programa STS
 
Los tres motores principales del transbordador espacial Atlantis en el momento del despegue de la misión STS-110.
Secuencias de encendido y apagado del SSME.

Cada Transbordador Espacial tenía tres motores RS-25, instalados en la estructura trasera del orbitador en la Instalación de Procesamiento del Orbitador previo a que el orbitador fuera transferido al Edificio de Ensamble de Vehículos. Si era necesario los motores podían ser cambiados en el sitio de lanzamiento. Los motores, se alimentaban de propelente desde el estanque externo (en inglés: External Tank, ET) del Transbordador Espacial a través del Sistema Principal de Propulsión (en inglés: Main Propulsion System, MPS) del orbitador, eran encendidos a T-6,6 segundos antes del despegue (con cada ignición escalonada y desplazada en 120 ms[23]​), lo que permitía que su desempeño fuera comprobado previo a la ignición de los Impulsores Cohete de Combustible Sólido del Transbordador Espacial (en inglés: Space Shuttle Solid Rocket Booster, SRB), los que obligaban a ejecutar el lanzamiento.[24]​ Al momento del lanzamiento, los motores estarían operando a un 100% RPL, acelerando hasta 104,5% inmediatamente después del despegue. Los motores mantendrían este nivel de potencia hasta alrededor de los T+40 segundos, momento en el cual su potencia se bajaría a aproximadamente un 70% para reducir las cargas sobre el vehículo cuando este pasaba a través de la barrera del sonido (y en el caso del transbordador propiamente tal el punto de máxima presión dinámica o Max-Q).[nota 1]​[20]​[23]​ Luego los motores serían desacelerados hasta aproximadamente T+8 minutos, momento en el cual serían gradualmente bajados a 65% para impedir que el vehículo excediera los 3 g de aceleración ya que se aligeraba progresivamente debido al consumo de propelente. Luego los motores eran apagados, un procedimiento conocido como Apagado del Motor Principal (en inglés: Main Engine Cutoff, MECO), aproximadamente a T+8,5 minutos.[20]​ Cualquier resto de propelente que quedara en el ET sería expulsado a través de las toberas del motor.

Después de cada vuelo los motores serían sacados del orbitador y transferidos a las Instalaciones de Procesamiento del Motor Principal del Transbordador Espacial (en inglés: Space Shuttle Main Engine Processing Facility, SSMEPF), donde ellos serían inspeccionados y preparados para ser reutilizados en un vuelo subsecuente.[25]​ Un total de 46 motores RS-25 reutilizables, cada uno costando alrededor de US$40 millones, fueron volados durante el programa del Transbordador Espacial, con cada uno de los nuevos motores o de los repasados entrando al inventario de vuelo requiriendo una calificación de vuelo en uno de los puestos de prueba ubicados en el Centro Espacial Stennis previo a su uso en un vuelo.[23]​[26]​[27]​

Mejoras

 
Historia de vuelo de los Motores Principales del Transbordador Espacial.

Durante el desarrollo del programa del Transbordador Espacial, el RS-25 pasó a través de una serie de mejoras, incluyendo cambios a la cámara de combustión, mejores soldaduras y cambios a las turbobombas en un esfuerzo para mejorar el desempeño y la confiabilidad del motor y de esta forma reducir la cantidad de mantenimiento requerido después de ser usados. Como un resultado, varias versiones del RS-25 fueron usadas durante el programa:[6]​[20]​[22]​[23]​[28]​[29]​[30]​[31]​[32]​

  • FMOF (First Manned Orbital Flight, en castellano: Primer Vuelo Orbital Tripulado) – Certificado para un 100% de Nivel de Potencia Nominal (en inglés: Rated Power Level, RPL). Usado para las misiones de Pruebas de Vuelos Orbitales STS-1—STS-5 (motores 2005, 2006 y 2007).
  • Fase I – Usados para las misiones STS-6—STS-51-L, el motor de la Fase I ofreció una vida de servicio alargada y estaba certificado para un 104% de RPL.
  • Fase II (RS-25A) – Volado por primera vez en la misión STS-26, el motor de la Fase II ofrecía varias mejoras de seguridad y estaba certificado para un 104% de RPL y un 109% de Nivel de Potencia Total (en inglés: Full Power Level, FPL) en el caso de alguna contingencia.
  • Block I (RS-25B) – Volado por primera vez en la misión STS-70, los motores del Block I ofrecieron turbobombas mejoradas con rodamientos de cerámica, la mitad de las partes giratorias y un nuevo proceso de vaciado que reducía la cantidad de soldaduras. Las mejoras del Block I también incluían un nuevo cabezal de potencia de dos ductos (a diferencia del diseño original que tenía tres ductos conectados a la HPFTP y dos a la HPOTP), lo que mejoró el flujo de gas caliente y un mejorado intercambiador de calor del motor.
  • Block IA (RS-25B) – Volado por primera vez en la misión STS-73, el motor del Block IA ofreció mejoras en el inyector principal.
  • Block IIA (RS-25C) – Volado por primera vez en la misión STS-89, el motor del Block IIA era un modelo interino usado mientras ciertos componentes del motor del Block II completaban su desarrollo. Los cambios incluían una nueva Garganta Grande para la Cámara de Combustión (lo que había sido recomendado originalmente por Rocketdyne en el año 1980), turbombas de baja presión mejoradas y certificación para un 104,5% de RPL para compensar por una reducción de 2 segundos (0,020 km/s) en el impulso específico (los planes originales requerían que el motor fuera certificado para un 106% debido a cargas más pesadas para la Estación Espacial Internacional, pero no esto no fue requerido y hubiera reducido la vida de servicio del motor). Una versión ligeramente modificada voló por primera vez en la misión STS-96.
  • Block II (RS-25D) – Volado por primera vez en la misión STS-104, la mejora del Block II incluía todas las mejoras del Block IIA más una nueva turbobomab de alta presión del combustible. Este modelo fue probado en tierra a un 111% de FPL en el caso de una contingencia de aborto y certificados a un 109% de FPL para ser usado durante un aborto intacto.

Los efectos más obvios de las mejoras recibidas por el RS-25 durante el programa del Transbordador Espacial fueron aumentos en la aceleración del motor. Mientras que el motor FMOF tenían una salida máxima de un 100% de RPL, los motores del Block II podían acelerar a tanto como un 109% o un 111% en una emergencia, siendo el desempeño usual de un 104,5%. Estos incrementos en aceleración hacían una significativa diferencia en el empuje producido por el motor:[16]​[23]​

Nivel del mar Vacío
100% de empuje 1670 kN 2090 kN
104,5% de empuje 1750 kN 2170 kN
109% de empuje 1860 kN 2280 kN

Especificar niveles de potencia de más del 100% puede parecer absurdo, pero existe una lógica detrás de esto. El nivel de un 100% no significa que sea el nivel de potencia máximo físicamente obtenible, es más bien una especificación decidida durante el desarrollo del motor -el nivel de potencia nominal esperado. Cuando estudios posteriores indicaron que el motor podía operar en forma segura a niveles por sobre el 100%, estos niveles más altos se convirtieron en estándares. Al mantener la relación original de nivel de potencia versus empuje físico ayuda a reducir la confusión, ya que crea una relación fija sin variación de tal forma que los datos de prueba (o los datos operacionales de misiones pasadas y futuras) puedan ser fácilmente comparados. Si el nivel de potencia fuera aumentado y a ese nuevo valor se le asignara el 100%, entonces todos los datos y documentación previos necesitarían ser cambiados o comprobados contra ese empuje físico correspondiente al 100% del nivel de potencia a esa fecha.[8]​ El nivel de potencia del motor afecta a la confiabilidad del motor, habiendo estudios que indican que la probabilidad de falla de un motor aumentan rápidamente con niveles de potencia de más del 104,5%, lo que explica de porque los niveles por sobre los 104,5% fueron reservados solo para ser usados en caso de contingencia.[28]​

Incidentes

Durante el curso del programa del Transbordador Espacial, fueron usados un total de 46 motores RS-25 (con un RS-25D extra construido pero nunca utilizado). Durante las 135 misiones, para un total de 405 'misiones de motor' individuales,[26]​ Pratt & Whitney Rocketdyne informó una tasa de confiabilidad del 99,95%, con solo una falla del SSME en vuelo que ocurrió con el transbordador espacial Challenger durante la misión STS-51-F.[4]​ Sin embargo, los motores sufrieron una variedad de fallas en el sitio de lanzamiento (abortos del Conjunto de Secuencia de Lanzamiento Redundantes o en inglés: Redundant Set Launch Sequencer, RSLS) y otros problemas durante el curso del programa:

  • STS-41-D (Discovery) – El motor No. 3 causó un apagado RSLS a los T-4 segundos debido a una pérdida del control redundante en la válvula del motor principal, el vehículo completo fue devuelto y el motor fue reemplazado.[33]​
  • STS-51-F (Challenger) – El motor No. 2 causó un apagado RSLS a los T-3 segundos debido a una válvula del refrigerante con un mal funcionamiento.[34]​[35]​
  • STS-51-F (Challenger) – El motor No. 1 (2023) se apagó a los T+5:43 debido a sensores de temperatura defectuosos, llevando a un Aborto a la Órbita (en inglés: Abort to Orbit, ATO) (aunque los objetivos y la duración de la misión no fueron comprometidos por el ATO.[23]​[35]​
  • STS-55 (Columbia) – El motor No. 3 causó un apagado RSLS a los T-3 segundos debido a una fuga en su válvula de comprobación del prequemador de oxígeno líquido.[36]​
  • STS-51 (Discovery) – El motor No. 2 causó un apagado RSLS a los T-3 segundos debido a un sensor de combustible de hidrógeno defectuoso.[37]​
  • STS-68 (Endeavour) – El motor No. 3 (2032) provocó un apagado RSLS a los T-1,9 segundos cuando un sensor de temperatura en su HPOTP excedió su límite.[38]​
  • STS-93 (Columbia) – A los T+5 segundos, un cortocircuito eléctrico desconectó a un controlador primario y a uno secundario en dos de los tres motores. Adicionalmente, un clavija de 0,1 pulgadas de diámetro y de 1 pulgada de largo bañado en oro, utilizado para tapar un orificio en el puesto del oxidante, se soltó al interior del inyector principal del motor e impactó en la superficie interna de la tobera del motor, rompiendo una tubería de refrigeración de hidrógeno. Las tres rupturas resultantes en la tubería causaron una fuga que provocó un apagado prematuro del motor al aumentar el consumo de propelente.[39]​

Después del Transbordador

 
Los 6 RS-25D usados durante STS-134 y STS-135 almacenados en el Centro Espacial Kennedy.

Proyecto Constellation

Durante el periodo precedente al final del retiro del Transbordador Espacial, se propusieron varios planes para los motores restantes, que iban desde ser todos mantenidos en posesión de la NASA, a todos ellos siendo regalados (o vendidos por entre US$400.000 y US$800.000 cada uno) a varias instituciones tales como museos y universidades.[40]​ Esta política siguió los cambios a las configuraciones planeadas de los cohetes del vehículo de lanzamiento-carga Ares V y del vehículo lanzamiento-tripulación Ares I del Proyecto Constellation, que había sido planificado que usaran el RS-25 en sus primeras y segundas etapas respectivamente.[41]​ Mientras que estas configuraciones inicialmente habían parecido que valían la pena, ya que ellas usarían la actual tecnología de ese entonces después del retiro del Transbordador en el año 2010, pero el plan tenía varias desventajas:[41]​

  • Los motores no serían reutilizables, ya que ellos estarían permanente instalados a las etapas descartadas.
  • Cada motor tendría que someterse a un disparo de pruebas previo a la instalación y lanzamiento, con la necesidad de un reacondicionamiento después de la prueba.
  • Sería caro, consumidor de tiempo e intensivo en peso convertir el RS-25D de encendido en tierra a una versión de encendido en el aire para la segunda etapa del Ares I.

Después de varios cambios de diseño a los cohetes Ares I y Ares V, el RS-25 fue reemplazado con un solo motor J-2X para la segunda etapa del Ares I y seis motores modificados RS-68 (que estaba basado tanto en el SSME y el motor J-2 de la era del programa Apolo) en la etapa central del Ares V; esto significaba que el RS-25 sería retirado junto con la flota del Transbordador Espacial.[41]​ Sin embargo, en el año 2010 a la NASA se le ordenó detener el programa Constellation, y con eso el desarrollo de tanto el Ares I como el Ares V, y que en vez que se enfocara en la construcción de un nuevo lanzador pesado.[42]​

Sistema de Lanzamiento Espacial

 
La configuración de referencia del Sistema de Lanzamiento Espacial (en inglés: Space Launch System, SLS) en febrero de 2011.

En el Sistema de Lanzamiento Espacial (en inglés: Space Launch System, SLS), se planificaron nuevas versiones desechables de los motores una vez que el inventario inicial de motores (SSME) del programa del Transbordador Espacial fueran usados, el desarrollo de versiones desechables más baratas del motor tiene una larga historia, la más destacada es la propuesta en la década de 1990 del Sistema Nacional de Lanzamientos (en inglés: National Launch System, NLS).[43]​[44]​ El RS-25 desechable del SLS, en agrupaciones de tres, cuatro o cinco, está siendo estudiado, cada uno alimentándose de propelente desde la etapa central del cohete. Ellos proporcionan la propulsión durante la primera etapa del vuelo del SLS, con el empuje adicional siendo provisto por dos impulsores. En las siguientes etapas, los motores son descartados junto con el resto de la etapa central.

Después del retiro del Transbordador Espacial, la NASA anunció el 14 de septiembre de 2011, que comenzaría a desarrollar un nuevo vehículo de lanzamiento, conocido como el Sistema Nacional de Lanzamiento (en inglés: Space Launch System, SLS), para reemplazar a la flota de transbordadores.[45]​ El diseño de las características del RS-25 para el SLS en su etapa central, con diferentes versiones del cohete siendo instaladas con entre tres y cinco motores.[46]​[47]​ Los vuelos iniciales del nuevo vehículo de lanzamiento harán uso de los motores RS-25D Block II ya volados, con la NASA manteniendo los restantes motores en un ambiente "seguro purgados" en el Centro Espacial Stennis, "junto con todos los sistemas terrestres requeridos para mantenerlos".[48]​[49]​ Además de los RS-25D, el programa SLS usará los Sistemas Principales de Propulsión (en inglés: Main Propulsion Systems, MPS) de los tres orbitadores restantes para propósitos de pruebas (actualmente están siendo retirados como parte del proceso de desactivación de los orbitadores), con los dos primeros lanzamientos (SLS-1 y SLS-2) posiblemente haciendo uso del equipamiento MPS provenientes de los transbordadores espaciales Atlantis y Endeavour en sus etapas centrales.[47]​[49]​[50]​ Los propelentes del SLS serán alimentados a los motores desde la etapa central, que consistirá de un estanque externo modificado del Transbordador Espacial con las tuberías MPS y motores en su parte trasera y una estructura interetapa en la parte superior.[3]​ Una vez que los RS-25D restantes sean usados, ellos serán reemplazados con una versión más barata desechable, actualmente designada como RS-25E ('E' por expendable, en castellano: fungible, desechable, prescindible).[3]​ Este motor puede estar basado en una o ambas de dos variantes de uso único que fueron estudiadas en el año 2005, el RS-25E (conocido como 'SSME de Cambio Mínimo Desechable', en inglés: Minimal Change Expendable SSME) y un incluso más simplificado RS-25F (conocido como 'SSME de Bajo Costo de Fabricación', en inglés Low Cost Manufacture Expendable SSME), ambas versiones estaban bajo evaluación en el año 2011.[30]​[51]​

Referencias

Video externo
  Disparos de preparación para el vuelo STS-49
  Video Time-lapse de la instalación del SSME para el vuelo STS-135
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Este artículo incluye de dominio público proveniente de sitios web y documentos de la Administración Nacional de la Aeronáutica y del Espacio.

Notas
  1. El nivel de aceleración inicialmente fue establecido en 65%, pero, después de revisar el desempeño de los primeros vuelos, esto fue incrementado a un mínimo de 67% para reducir la fatiga del MPS. El nivel de aceleración estaba calculado dinámicamente basado en el desempeño del lanzamiento inicial, generalmente siendo reducido a un nivel de alrededor del 70%.
Citas
  1. ↑ Aerojet Rocketdyne, (acceso 7 de noviembre de 2013)
  2. ↑ (PDF). Shuttle Press Kit.com. Boeing, NASA & United Space Alliance. 6 de octubre de 1998. Archivado desde el original el 4 de febrero de 2012. Consultado el 7 de diciembre de 2011. 
  3. ↑ Chris Bergin (14 de septiembre de 2011). «SLS finally announced by NASA – Forward path taking shape». NASASpaceflight.com. Consultado el 14 de diciembre de 2011. 
  4. ↑ (pdf). Pratt & Whitney Rocketdyne. 2005. Archivado desde el original el 8 de febrero de 2012. Consultado el 23 de noviembre de 2011. 
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  7. R.A. O'Leary and J. E. Beck (1992). . Threshold. Pratt & Whitney Rocketdyne. Archivado desde el original el 16 de marzo de 2008. 
  8. ↑ Robert E. Biggs (May 1992). . En Stephen E. Doyle, ed. History of Liquid Rocket Engine Development in the United States 1955–1980. AAS History Series. American Astronautical Society. pp. 69-122. ISBN 978-0-87703-350-9. Archivado desde el original el 25 de diciembre de 2011. Consultado el 12 de diciembre de 2011. 
  9. . 16 de marzo de 2009. Archivado desde el original el 2 de octubre de 2011. Consultado el 23 de noviembre de 2011. 
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Enlaces externos


  •   Datos: Q1030042
  •   Multimedia: RS-25 (rocket engine)

Agosto 01, 2021
motores, principales, transbordador, espacial, también, conocido, como, motor, principal, transbordador, espacial, inglés, space, shuttle, main, engine, ssme, motor, cohete, criogénico, propergoles, líquidos, usado, transbordador, espacial, nasa, está, planifi. El RS 25 tambien conocido como el Motor Principal del Transbordador Espacial en ingles Space Shuttle Main Engine SSME es un motor cohete criogenico de propergoles liquidos que fue usado en el Transbordador Espacial de la NASA y esta planificado que sea usado en su sucesor el Sistema de Lanzamiento Espacial Construido en Estados Unidos por la empresa Rocketdyne el RS 25 quema los propelentes hidrogeno liquido y oxigeno liquido criogenicos con cada motor produciendo 1859 kN de empuje en el momento del despegue Aunque el RS 25 puede seguir su origen a la decada de 1960 el desarrollo del motor se inicio en la decada de 1970 con el primer vuelo el STS 1 ocurriendo el 12 de abril de 1981 El RS 25 ha sido sometido a varias mejoras durante su historia operacional para mejorar la confiabilidad seguridad y carga de mantenimiento del motor Motores principales del transbordador espacialPrueba de encendido El area brillante en la parte inferior de la imagen es un disco machPais de origenEstados UnidosPrimer vuelo18 de febrero de 1977 12 de abril de 1981 STS 1 FabricanteRocketdyneUsado enTransbordador espacialEstadoInactivo desde STS 135Cohete de combustible liquidoPropergolHidrogeno liquido Oxigeno liquidoProporcion69 1 1 CicloCombustion por fasesRendimientoEmpuje vacio 2279 kNEmpuje nivel del mar 1859 kNPresion de la camara2994 psi 20 64 MPa 1 Impulso vacio 452 3 segundos 1 Impulso nivel del mar 366 segundos 1 DimensionesLongitud168 pulgadas 4 3 m Diametro96 pulgadas 2 4 m editar datos en Wikidata El motor produce un impulso especifico Isp de 452 segundos 4 43 km s en el vacio o 366 segundos 3 59 km s a nivel del mar tiene una masa de aproximadamente 3 5 toneladas y es capaz de acelerar entre el 67 y el 109 de su nivel de potencia medido en incrementos de un 1 El RS 25 opera con temperaturas que van entre los 253 C 423 F y los 3315 C 5999 0 F 1 En el Transbordador Espacial el RS 25 fue usado en grupos de tres motores montados en la estructura trasera del Orbitador con el combustible siendo obtenido desde el tanque externo Los motores fueron usados para la propulsion durante el ascenso del transbordador con empuje adicional siendo proporcionado por dos cohetes aceleradores de combustible solido y los dos motores del Sistema de Maniobra Orbital AJ 10 190 del transbordador Despues de cada vuelo los motores eran retirados del orbitador inspeccionados y repasados antes de ser reutilizados en otra mision Indice 1 Componentes 1 1 Turbobombas 1 1 1 Sistema del oxidante 1 1 2 Sistema de combustible 1 2 Cabezal de potencia 1 2 1 Prequemadores 1 2 2 Camara principal de combustion 1 3 Tobera 1 4 Controlador 1 4 1 Valvulas principales 1 5 Suspension cardan 1 6 Sistema de helio 2 Historia 2 1 Desarrollo 2 2 Programa del Transbordador Espacial 2 2 1 Mejoras 2 2 2 Incidentes 2 3 Despues del Transbordador 2 3 1 Proyecto Constellation 2 3 2 Sistema de Lanzamiento Espacial 3 Referencias 4 Enlaces externosComponentes EditarFlujo del propelente del RS 25 Esquema del RS 25 Flujo del combustible Flujo del oxidante El Sistema Principal de Propulsion del Transbordador Espacial en ingles Main Propulsion System MPS El motor RS 25 consiste de varias bombas valvulas y otros componentes que trabajan en conjunto para producir empuje El combustible hidrogeno liquido y el oxidante oxigeno liquido provenientes desde el tanque externo del Transbordador Espacial entran al orbitador en las valvulas umbilicales de desconexion y desde alli pasan por las lineas de alimentacion del sistema de propulsion principal del orbitador en ingles Main Propulsion System MPS mientras que en el Sistema de Lanzamiento Espacial en ingles Space Launch System SLS el combustible y oxidante de la etapa central del cohete fluira directamente en las lineas del MPS Una en las lineas del MPS el combustible y el oxidante se separaran y siguen caminos separados a cada motor tres en el Transbordador STS y hasta cinco en el Transbordador SLS En cada una de las ramas prevalvulas permitiran que los propelentes entren al motor 2 3 Una vez en el motor los propelentes pasan a traves de turbobombas de baja presion para el combustible y el oxidante en ingles Low Pressure Fuel Turbo Pumps LPFTP y Low Pressure Oxidizer Turbo Pumps LPOTP y desde alli a las turbobombas de alta presion en ingles High Pressure Fuel Turbo Pumps HPFTP y High Pressure Oxidizer Turbo Pumps HPOTP Desde estas turbobombas de alta presion en ingles High Pressure Turbo Pumps HPTP los propelentes toman diferentes rutas a traves del motor El oxidante es dividido en cuatro caminos separados al intercambiador de calor del oxidante que luego se divide en el presurizador del estanque de oxidante y los sistemas de supresion de pogo a la turbobomba de baja presion del oxidante en ingles Low Pressure Oxidiser TurboPump LPOTP al prequemador de alta presion del oxidante desde el cual es dividido hacia las turbinas de las HPFTP y las HPOTP antes de ser reunidos en el colector de gas caliente y enviados a la camara de combustion principal en ingles Main Combustion Chamber MCC o directamente hacia los inyectores de la camara de combustion principal Mientras tanto el combustible fluye a traves de la valvula principal de combustible hacia los sistemas de refrigeracion regenerativa para la tobera y la MCC o a traves de la valvula de refrigeracion de la camara El combustible que pasa a traves del sistema de refrigeracion de la MCC luego retrocede y pasa a traves de la turbina de las LPFTP antes de ser enviado o al sistema de presurizacion de estanque de combustible o al sistema de refrigeracion del multiple de gas caliente desde donde pasa por la MCC El combustible en los sistemas valvulas de refrigeracion de la tobera y de la camara de combustion luego es enviado via los prequemadores hacia la turbina de las HPFTP y de las HPOTP antes de ser reunido nuevamente en el multiple de gas caliente desde donde pasa hacia los inyectores de la MCC Una vez en los inyectores los propelentes son mezclados e inyectados en la camara de combustion principal donde ellos son encendidos La mezcla de propelente quemada es entonces expulsada a traves de la garganta y la campana de la tobera del motor la presion resultante es la que produce el empuje 2 Turbobombas Editar Sistema del oxidante Editar La Turbobomba de Baja Presion del Oxidante en ingles Low Pressure Oxidizer Turbopump LPOTP es una bomba de flujo axial impulsada por una turbina de seis etapas alimentada por oxigeno liquido y que funciona aproximadamente a 5 150 rpm Aumenta la presion del oxigeno liquido desde 0 7 a 2 9 MPa 100 a 420 psi con el flujo de la LPOTP siendo enviado a la turbobomba de alta presion del oxidante en ingles High Pressure Oxidizer Turbopump HPOTP Durante la operacion del motor el aumento de la presion permite que la turbina de alta presion del oxidante opere a altas velocidades sin cavitar La LPOTP que mide aproximadamente 450 por 450 mm esta conectada a los ductos de propelente del vehiculo y esta instalada en un una posicion fija directamente encima de la estructura del vehiculo de lanzamiento 2 La HPOTP consiste de dos bombas centrifugas de una sola etapa una bomba principal y una bomba de prequemado montadas en un eje comun e impulsadas por una turbina de gas caliente de dos etapas La bomba principal aumenta la presion del oxigeno liquido desde 2 9 a 30 MPa 420 a 4 350 psi mientras que funciona a aproximadamente 28 120 rpm entregando una potencia de salida de 23 260 hp La HPOTP descarga el flujo separado en varias rutas una de las cuales impulsa la turbina de la LPOTP Otra ruta es hacia y a traves de la valvula principal del oxidante e ingresa a la camara principal de combustion Otra pequena ruta del flujo es sacada y enviada hacia el intercambiador de calor del oxidante El oxigeno liquido fluye a traves de una valvula de anti inundacion que impide que entre al intercambiador de calor hasta que este presente suficiente calor para que el intercambiador de calor utilice el calor contenido en los gases de la descarga de la turbina de la HPOTP convirtiendo el oxigeno liquido a gas El gas es enviado a un multiple y luego encaminada para presurizar el estanque de oxigeno liquido Otra ruta ingresa a la bomba de prequemado de dos etapas de la HPOTP para aumentar la presion del oxigeno liquido desde 30 a 51 MPa 4 300 psia a 7 400 psia Pasa a traves de la valvula del oxidante del prequemador de oxidante y a traves de la valvula del oxidante del prequemador de combustible hacia el prequemador de combustible La HPOTP mide aproximadamente 600 por 900 mm 24 por 35 pulgadas Esta instalada al multiple de gas caliente usando bridas 2 La turbina y las turbombas de las HPOTP estan montadas en un eje comun La mezcla de los gases calientes ricos en combustible en la seccion de la turbina y el oxigeno liquido de la bomba principal puede crear un peligro y para prevenir esto las dos secciones estan separadas por una cavidad que es continuamente purgada por el suministro de helio del motor durante la operacion del motor Dos sellos minimizan las fugas hacia la cavidad un sello esta localizado entre la seccion de la turbina y la cavidad mientras el otro esta entre la seccion de la bomba y la cavidad La perdida de presion de helio en esta cavidad resulta en una apagado automatico del motor 2 Sistema de combustible Editar La turbobomba de baja presion del combustible en ingles Low Pressure Fuel TurboPump LPFTP es una bomba de flujo axial impulsada por una turbina de dos etapas alimentada por hidrogeno gaseoso Aumenta la presion del hidrogeno liquido desde 0 2 a 1 9 MPa 30 a 276 psia y alimenta la turbobomba de alta presion del combustible en ingles High Pressure Fuel Turbopump HPFTP Durante la operacion del motor el aumento de presion proporcionada por la LPFTP le permite a la HPFTP operar a altas velocidades sin cavitar La LPFTP funciona a alrededor de 16 185 rpm y tiene un tamano de aproximadamente 450 por 600 mm Esta conectada a los ductos del propelente del vehiculo y esta instalada en una posicion fija en la estructura del vehiculo de lanzamiento 2 La HPFTP es una bomba centrifuga de tres etapas impulsada por una turbina de gas caliente de tres etapas Aumenta la presion del hidrogeno liquido desde 1 9 a 45 MPa 276 a 6 515 psia y funciona a aproximadamente 35 360 rpm con una potencia de 71 140 hp El flujo de descarga de la turbobomba es enviada a y a traves de la valvula principal y luego es separada en tres rutas Una ruta es a traves de la camisa de la camara principal de combustion donde el hidrogeno es usado para enfriar las paredes de la camara Luego es enviada desde la camara principal de combustion hacia la LPFTP donde es usado para impulsar la turbina LPFTP Luego una pequena porcion del flujo de la LPFTP es dirigida al multiple comun de los tres motores para formar una sola ruta al estanque de hidrogeno liquido para mantener la presurizacion El hidrogeno restante pasa entre las paredes internas y externas del multiple de gas caliente para enfriarlo y luego es descargado en la camara principal de combustion Una segunda ruta del flujo de hidrogeno desde la valvula principal de combustible es a traves de la tobera del motor para enfriar la tobera Luego se une a la tercera ruta del flujo desde la valvula de la camara del refrigerante Luego este flujo combinado es dirigido a los prequemadores de combustible y de oxidante La HPFTP tiene un tamano aproximado de 550 por 1100 mm y esta instalada en el multiple de gas caliente usando bridas 2 Cabezal de potencia Editar Prequemadores Editar El cabezal de potencia del RS 25 y las bombas de alta presion Los prequemadores del oxidante y del combustible estan soldados al multiple de gas caliente El combustible y el oxidante ingresan a los prequemadores y son mezclados de tal forma que pueda ocurrir una combustion eficiente La chispa aumentada del encendido es una pequena camara de combinacion localizada en el centro del inyector de cada uno de los prequemadores Los dos encendedores de chispa de doble redundancia que son activados por el controlador del motor son usados durante la secuencia de partida del motor para iniciar la combustion en cada uno de los prequemadores Ellos son apagados despues de aproximadamente tres segundos debido a que luego el proceso de combustion es autosostenible Los prequemadores producen los gases calientes ricos en combustible que pasan a traves de las turbinas para generar la potencia necesaria para operar las turbobombas de alta presion El flujo de salida de los prequemadores del oxidante impulsan una turbina que esta conectada a la HPOTP y a la bomba del prequemador del oxidante El flujo de salida del prequemador del combustible impulsa una turbina que esta conectada a la HPFTP 2 La velocidad de las turbinas de las HPOTP y HPFTP depende de la posicion de las correspondientes valvulas del oxidante de los prequemadores de oxidante y de combustible Estas valvulas son posicionadas por el controlador del motor que las usa para acelerar el flujo del oxigeno liquido hacia los prequemadores y asi controlar el empuje del motor La valvulas de oxidante del prequemador de oxidante y de combustible aumentan o disminuyen el flujo del oxigeno liquido y asi aumenta o disminuyen la presion de la camara del prequemador la velocidad de las turbinas HPOTP y HPFTP y del flujo de oxigeno liquido y del hidrogeno gaseoso hacia la camara principal de combustion lo que aumenta o disminuye el empuje del motor La valvulas del prequemador del oxidante y del combustible operan en forma conjunta para acelerar el motor y mantener una proporcion de mezcla de propelente constante a 6 03 1 4 Las valvulas principales de oxidante y de combustible controlan el flujo del oxigeno liquido y del hidrogeno liquido hacia el motor y son controladas por el controlador de cada uno de los motores Cuando un motor esta funcionando las valvulas principales estan completamente abiertas 2 Camara principal de combustion Editar Las camaras principales de combustion de cada uno de los motores en ingles Main Combustion Chamber MCC recibe gas caliente rico en combustible desde un multiple de gas caliente del circuito de refrigeracion El hidrogeno gaseoso y el oxigeno liquido entran a la camara en el inyector que mezcla los propelentes Una pequena camara de ignicion de chispa aumentada esta localizada en el centro del inyector y este encendedor de doble redundancia es usado durante la secuencia de encendido del motor para iniciar la combustion Los encendedores son apagados despues de aproximadamente tres segundos debido a que el proceso de combustion se autosostiene El inyector principal y la estructura del domo estan soldados al multiple de gas caliente y la MCC tambien esta apernada al multiple de gas caliente 2 La MCC comprende una cubierta estructural fabricada de Inconel 718 que esta cubierta con una aleacion de cobre plata circonio llamada NARloy Z desarrollada especificamente para el RS 25 en la decada de 1970 Aproximadamente 390 canales estan mecanizados en la pared de la camisa para llevar hidrogeno liquido a traves de la camisa para refrigerar la MCC ya que la temperatura en la camara de combustion alcanza 3315 C 5999 0 F durante el vuelo esto es mucho mas alto que el punto de ebullicion del hierro 5 6 Tobera Editar Las toberas de los tres RS 25 del Transbordador Espacial Columbia despues de aterrizar al terminar la mision STS 93 La tobera del motor tiene 121 plg 307 3 cm de largo con un diametro de 10 3 plg 26 2 cm en su garganta y 90 7 plg 230 4 cm en su salida 7 La tobera es una extension en forma de campana apernada a la camara principal de combustion conocida como una tobera de Laval La tobera del RS 25 tiene una inusualmente grande proporcion de expansion aproximadamente 77 5 1 para la camara de presion 8 A nivel de mar una tobera de esta proporcion normalmente produciria una separacion del flujo del chorro de la tobera lo que causaria dificultades de control y que incluso podria causar danos mecanicos al vehiculo Sin embargo para ayudar a la operacion del motor los ingenieros de Rocketdyne variaron el angulo de las paredes de la tobera reduciendola cerca de la salida Esto eleva la presion justo alrededor del borde a entre 4 6 y 5 7 psi 32 y 39 kPa y que previene la separacion de flujo La parte interior del flujo esta a una presion mucho mas baja alrededor de 2 psi 14 kPa o menos 9 La superficie interna de cada tobera es refrigerada por el flujo de hidrogeno liquido a traves de pasajes refrigerantes de tubos de acero inoxidables soldados ver brazing en la pared En el Transbordador Espacial un anillo de soporte soldado al extremo delantero de la tobera era el punto de union del motor al escudo termico proporcionado por el orbitador La proteccion termal era necesaria debido a la exposicion que experimentan porciones de las toberas durante las fases del lanzamiento ascension puesta en orbita y reentrada de una mision La aislacion consiste de cuatro capas de napa metalica cubierta con una lamina y pantalla metalica 2 Controlador Editar Un Controlador Principal de Motor RS 25D Block II Cada motor esta equipado con un Controlador Principal de Motor en ingles Main Engine Controller MEC un computador integrado que controla todas las funciones del motor a traves del uso de valvulas y monitorea su desempeno Construido por Honeywell Aerospace originalmente cada MEC estaba compuesto de dos computadores Honeywell HDC 601 redundantes 10 posteriormente mejorado a un sistema compuesto de dos procesadores doblemente redundantes Motorola 68000 M68000 para un total de 4 M68000 por controlador 11 La instalacion del controlador directamente en el mismo motor simplifico enormemente el cableado entre el motor y el vehiculo de lanzamiento debido a que todos los sensores y actuadores estan conectados directamente al unico controlador luego cada MEC es conectado a los Computadores de Proposito General en ingles General Purpose Computers GPC del orbitador o conjunto de avionica del SLS a traves de su propia Unidad de Interfase con el Motor en ingles Engine Interface Unit EIU 12 Al usar un sistema dedicado tambien se simplifica el software y de esta forma se mejora su confiabilidad Dos computadores independientes de doble CPU A y B forman el controlador dandole redundancia al sistema La falla del sistema controlador A automaticamente provoca un cambio al sistema controlador B sin impedir las capacidades operacionales la subsecuente falla del sistema controlador B provocaria un apagado paulatino del motor Al interior de cada sistema A y B los dos M68000 operan en modo unisono por lo tanto permitiendo que cada sistema detecta fallas al comparar sus niveles de senales en los buses de los dos procesadores M68000 al interior de ese sistema Su las diferencias son encontrados entre los dos buses se genera una interrupcion y el control es pasado al otro sistema Debido a las sutiles diferencias entre los M68000 de Motorola y el fabricante de segunda fuente TRW cada sistema utiliza M68000 del mismo fabricante eso quiere decir que el sistema A tendra dos CPU de Motorola mientras que el sistema B usara dos CPU fabricadas por TRW La memoria para los controladores del Bloque I eran del tipo cable banado que funciona de manera similar a la memoria del nucleo magnetico y que retiene los datos incluso despues de que se corta el suministro de energia 13 Los controladores del Bloque II usaban RAM CMOS estatica convencional 11 Los controladores estaban disenados para ser lo suficientemente robustos para sobrevivir a las fuerzas del lanzamiento y probaron ser extremadamente resistentes al dano Durante la investigacion del accidente del Challenger los dos MEC de los motores 2020 y 2021 recuperadas desde el fondo marino fueron entregadas a Honeywell Aerospace para su examen y analisis Un controlador estaba abierto en un lado y ambos estaban severamente corroidos y danados por la vida marina Ambas unidades fueron desensambladas y las unidades de memoria lavadas con agua deionizada Despues fueron secadas y calentadas al vacio los datos de estas unidades fueron recuperados para ser sometidas a un analisis forense 14 Valvulas principales Editar Par controlar la salida del motor el MEC opera cinco valvulas de propelente actuadas hidraulicamente en cada motor las valvulas del prequemador del oxidante del prequemador del combustible de la principal del oxidante de la principal del combustible y de la camara de refrigeracion En una emergencia las valvulas pueden ser cerradas completamente usando el sistema de abastecimiento de helio del motor como un sistema de actuacion de respaldo 2 En el Transbordador Espacial las valvulas principales del oxidante y de purga de combustible eran usadas despues del apagado para botar cualquier residuo de propelente con el oxigeno liquido residual siendo ventilado a traves del motor y del hidrogeno residual siendo ventilado a traves de las valvulas de llenado y drenado de hidrogeno liquido Despues de que la purga estaba completa las valvulas se cerraban y permanecian cerradas por el resto de la mision 2 Una valvula de control de refrigerante esta montada en el ducto de pasada de refrigerante de la camara de combustion de cada motor El controlador del motor regula la cantidad de hidrogeno gaseoso que se permite pasar a la ciclo de refrigeracion de la tobera controlando de esta forma su temperatura La valvula de refrigeracion de la camara esta 100 abierta antes de que el motor se encienda Durante la operacion del motor esta abierta al 100 cuando la aceleracion esta entre 100 y 109 para maximizar la refrigeracion Para las aceleraciones entre 65 y 100 su posicion va entre 66 4 y 100 para una refrigeracion reducida 2 Suspension cardan Editar Video externo Prueba de la suspension cardan del SSMEAtencion este archivo esta alojado en un sitio externo fuera del control de la Fundacion Wikimedia Cada motor esta instalado con un suspension cardan de rodamientos una rotula universal que esta apernada al vehiculo de lanzamiento por su brida superior y al motor por su brida inferior Representa la interfase de empuje entre el motor y el vehiculo de lanzamiento apoyando los 7480 lb 3393 kg del peso del motor y resistiendo mas de 500 000 lb 226 796 kg de empuje Asi como proporcionando los medios de sujetar el motor al vehiculo de lanzamiento la suspension cardan de rodamientos permite que el motor sea girado o inclinado en relacion a dos ejes de libertad con un rango de 10 5 15 Este movimiento permite que el vector de empuje del motor pueda ser alterado y de esta forma dirigir al vehiculo hacia una orientacion correcta El conjunto de rodamientos es de aproximadamente 290 por 360 mm tiene una masa de 105 lb 48 kg y esta fabricado de una aleacion de titanio 16 Las turbobombas de baja presion de oxigeno y de baja presion de combustible estaban montadas con 180 de separacion en la parte trasera de la estructura de empuje del fuselaje del orbitador Las tuberias desde las turbobombas de baja presion a las turbobombas de alta presion contenian fuelles flexibles que permitian que las turbobombas de baja presion permanecieran estacionarias mientras que el resto del motor era inclinado para ejercer control vectorial del empuje y tambien para prevenir el dano a los bombas cuando se aplicaban cargas sobre ellas La tuberia del hidrogeno liquido desde las LPFTP a las HPFTP estaba aislada para impedir la formacion de aire liquido 2 Sistema de helio Editar En adicion a los sistemas de combustible y oxidante el Sistema Principal de Propulsion en ingles Main Propulsion System MPS del vehiculo de lanzamiento tambien esta equipado con un sistema de helio consistente de 10 estanques de almacenamiento ademas de varios reguladores valvulas de comprobacion tuberias de distribucion y valvulas de control El sistema es usado durante el vuelo para purgar el motor y proporcionar presion para las valvulas de actuacion del motor dentro del sistema de administracion del propelente y durante apagados de emergencia Durante la reentrada en el Transbordador Espacial cualquier resto de helio era usado para purgar a los motores durante la reentrada y para presurizacion 2 Historia EditarDesarrollo Editar Reproducir contenido multimedia Video de pruebas del RS 25 en el Centro Espacial Stennis La historia del RS 25 se inicia en la decada de 1960 cuando el Centro Marshall de vuelos espaciales de la NASA y Rocketdyne estaban realizando una serie de estudios sobre motores de alta presion desarrollados a partir del exitoso motor J 2 usado en las etapas superiores S II y S IVB del cohete Saturno V durante el Programa Apolo Los estudios fueron realizados dentro de un programa para mejorar los motores del Saturno V que produjeron un diseno para un motor de etapa superior de 350 000 lbf conocida como HG 3 17 A medida que los niveles de financiamiento para Apolo disminuian el HG 3 fue cancelado asi como el reemplazo para el motor F 1 el M 1 el desarrollo para el cual fue finalizado en el ano 1968 18 Fue el diseno para el HG 3 que formaria la base para el RS 25 19 Mientras tanto en el ano 1967 la Fuerza Aerea de Estados Unidos financio un estudio para sistemas avanzados de propulsion de cohetes para ser usado durante el Proyecto Isinglass cuando a Rocketdyne le solicito investigar los motores aerospike y a Pratt amp Whitney P amp W para investigar motores convencionales mas eficientes del tipo con toberas de Laval A la conclusion del estudio P amp W sugirio una propuesta para un motor de 250 000 lbf denominado como XLR 129 que utilizaba un tobera expansiva de dos posiciones para entregar una eficiencia mayor en un amplio rango de altitudes 20 21 En enero de 1969 la NASA otorgo contratos a General Dynamics Lockheed McDonnell Douglas y North American Rockwell para el desarrollo inicial del Transbordador Espacial 22 Como parte de estos estudios de la Fase A las empresas involucradas seleccionaron una version mejorada del XLR 129 desarrollando 415 000 lbf como el motor de linea de base para sus disenos 20 Este diseno puede ser encontrado en muchas de las versiones de transbordadores planificadas hasta la misma decision final Sin embargo la NASA estaba interesada en empujar el lo mas avanzado de la tecnologia en todas las formas por lo que decidieron seleccionar un diseno mucho mas avanzado con el proposito de forzar un avance de la tecnologia de los motores de cohete 8 20 Ellos solicitaron un nuevo diseno basado en una camara de combustion de alta presion funcionando alrededor de 3000 psi lo que aumentaba las capacidades del motor El desarrollo comenzo en el ano 1970 cuando la NASA publico una solicitud para propuestas para los estudios conceptuales de la Fase B del motor principal requiriendo el desarrollo de un motor acelerable de combustion escalonada del tipo de Laval 8 20 La solicitud estaba basada en el entonces diseno actual del Transbordador Espacial que presentaba dos etapas reutilizables el orbitador y un impulsor de retorno de vuelo controlado tripulado y que requeria un motor que fuera capaz de impulsar ambos vehiculos con dos diferentes toberas 12 motores impulsores con 550 000 lbf de empuje a nivel del mar cada uno y 3 motores para el orbitador con 632 000 lbf de empuje en el vacio cada uno 8 Rocketdyne P amp W y Aerojet General fueron seleccionados para recibir financiamiento aunque dado que P amp W ya tenia desarrollo avanzado habiendo demostrado en funcionamiento un concepto de motor con 350 000 lbf de empuje y la experiencia previa de Aerojet General en el desarrollo del motor M 1 con 1 500 000 lbf de empuje Rocketdyne fue forzado a invertir una gran cantidad de dinero de fondos privados en el proceso de diseno para permitirle a la compania alcanzar a sus competidores 20 Para el momento en que el contrato fue adjudicado las presiones presupuestarias resultaron en que el diseno del transbordador habian cambiado a la forma final de la configuracion que termino siendo el orbitador el estanque externo y los dos impulsores y de esa forma solo fue requerido que el motor impulsara al orbitador durante el ascenso 8 Durante el periodo de estudio de la Fase B que duro un ano en Rocketdyne fueron capaces de usar su experiencia desarrollando el motor HG 3 para disenar su propuesta para el SSME produciendo un prototipo para enero del ano 1971 El motor hacia uso de una nueva aleacion de cobre circonio desarrollada por Rocketdyne llamada NARloy Z y que fue probada el 12 de febrero de 1971 produciendo una presion de camara de 3172 psi Las tres companias participantes enviaron sus propuestas de desarrollo de motor en abril de 1971 con Rocketdyne ganando el contrato el 13 de julio de 1971 aunque el trabajo del desarrollo del motor no comenzaria hasta el 31 de marzo de 1972 debido a una impugnacion legal realizada por P amp W 8 20 Despues de la adjudicacion del contrato se llevo a cabo una Revision Preliminar del Diseno en ingles Preliminary Design Review PDR en septiembre de 1972 seguida por una Revision Critica del Diseno en ingles Critical Design Review CDR en septiembre de 1976 despues de las cuales el diseno del motor fue congelado y se inicio la construccion del primer conjunto de motores capaces de volar La revision final de todos los componentes del Transbordador Espacial incluyendo los motores fue realizada en el ano 1979 Las revisiones del diseno operaban en paralelo con varios hitos de pruebas las pruebas iniciales que involucraron componentes individuales de los motores identificaron desperfectos en varias areas del diseno incluyendo las HPFTP HPOTP valvulas toberas y prequemadores de combustible Las pruebas de componentes individuales del motor fueron seguidas por la primera prueba de un motor completo en 0002 el 16 de marzo de 1977 La NASA especifico que previo al primer vuelo del Transbordador los motores tenian que haber sido sometido al menos a 65 000 segundos de pruebas un hito que fue alcanzado el 23 de marzo de 1980 con el motor habiendo sido sometido a 110 253 segundos de pruebas para la fecha de ejecucion del STS 1 tanto en puestos de pruebas en el Centro Espacial Stennis como instalados en la Instalacion de Pruebas de la Propulsion Principal en ingles Main Propulsion Test Article MPTA El primer conjunto de motores 2005 2006 y 2007 fueron entregados al Centro Espacial Kennedy en el ano 1979 y fueron instalados en el Columbia antes de ser removidos en el ano 1980 para mas pruebas y reinstalados en el orbitador Los motores que estaban en la configuracion del Primer Vuelo Orbital Tripulado en ingles First Manned Orbital Flight FMOF y certificados para operar al 100 del Nivel de Potencia Nominal en ingles Rated Power Level RPL fueron hechos funcionar en un Disparo de Alistamiento de Vuelo de veinte segundos el 20 de febrero de 1981 y despues de la inspeccion fueron declarados listos para el vuelo 8 Programa del Transbordador Espacial Editar Vease tambien Anexo Misiones del programa STS Los tres motores principales del transbordador espacial Atlantis en el momento del despegue de la mision STS 110 Reproducir contenido multimedia Secuencias de encendido y apagado del SSME Cada Transbordador Espacial tenia tres motores RS 25 instalados en la estructura trasera del orbitador en la Instalacion de Procesamiento del Orbitador previo a que el orbitador fuera transferido al Edificio de Ensamble de Vehiculos Si era necesario los motores podian ser cambiados en el sitio de lanzamiento Los motores se alimentaban de propelente desde el estanque externo en ingles External Tank ET del Transbordador Espacial a traves del Sistema Principal de Propulsion en ingles Main Propulsion System MPS del orbitador eran encendidos a T 6 6 segundos antes del despegue con cada ignicion escalonada y desplazada en 120 ms 23 lo que permitia que su desempeno fuera comprobado previo a la ignicion de los Impulsores Cohete de Combustible Solido del Transbordador Espacial en ingles Space Shuttle Solid Rocket Booster SRB los que obligaban a ejecutar el lanzamiento 24 Al momento del lanzamiento los motores estarian operando a un 100 RPL acelerando hasta 104 5 inmediatamente despues del despegue Los motores mantendrian este nivel de potencia hasta alrededor de los T 40 segundos momento en el cual su potencia se bajaria a aproximadamente un 70 para reducir las cargas sobre el vehiculo cuando este pasaba a traves de la barrera del sonido y en el caso del transbordador propiamente tal el punto de maxima presion dinamica o Max Q nota 1 20 23 Luego los motores serian desacelerados hasta aproximadamente T 8 minutos momento en el cual serian gradualmente bajados a 65 para impedir que el vehiculo excediera los 3 g de aceleracion ya que se aligeraba progresivamente debido al consumo de propelente Luego los motores eran apagados un procedimiento conocido como Apagado del Motor Principal en ingles Main Engine Cutoff MECO aproximadamente a T 8 5 minutos 20 Cualquier resto de propelente que quedara en el ET seria expulsado a traves de las toberas del motor Despues de cada vuelo los motores serian sacados del orbitador y transferidos a las Instalaciones de Procesamiento del Motor Principal del Transbordador Espacial en ingles Space Shuttle Main Engine Processing Facility SSMEPF donde ellos serian inspeccionados y preparados para ser reutilizados en un vuelo subsecuente 25 Un total de 46 motores RS 25 reutilizables cada uno costando alrededor de US 40 millones fueron volados durante el programa del Transbordador Espacial con cada uno de los nuevos motores o de los repasados entrando al inventario de vuelo requiriendo una calificacion de vuelo en uno de los puestos de prueba ubicados en el Centro Espacial Stennis previo a su uso en un vuelo 23 26 27 Mejoras Editar Historia de vuelo de los Motores Principales del Transbordador Espacial Durante el desarrollo del programa del Transbordador Espacial el RS 25 paso a traves de una serie de mejoras incluyendo cambios a la camara de combustion mejores soldaduras y cambios a las turbobombas en un esfuerzo para mejorar el desempeno y la confiabilidad del motor y de esta forma reducir la cantidad de mantenimiento requerido despues de ser usados Como un resultado varias versiones del RS 25 fueron usadas durante el programa 6 20 22 23 28 29 30 31 32 FMOF First Manned Orbital Flight en castellano Primer Vuelo Orbital Tripulado Certificado para un 100 de Nivel de Potencia Nominal en ingles Rated Power Level RPL Usado para las misiones de Pruebas de Vuelos Orbitales STS 1 STS 5 motores 2005 2006 y 2007 Fase I Usados para las misiones STS 6 STS 51 L el motor de la Fase I ofrecio una vida de servicio alargada y estaba certificado para un 104 de RPL Fase II RS 25A Volado por primera vez en la mision STS 26 el motor de la Fase II ofrecia varias mejoras de seguridad y estaba certificado para un 104 de RPL y un 109 de Nivel de Potencia Total en ingles Full Power Level FPL en el caso de alguna contingencia Block I RS 25B Volado por primera vez en la mision STS 70 los motores del Block I ofrecieron turbobombas mejoradas con rodamientos de ceramica la mitad de las partes giratorias y un nuevo proceso de vaciado que reducia la cantidad de soldaduras Las mejoras del Block I tambien incluian un nuevo cabezal de potencia de dos ductos a diferencia del diseno original que tenia tres ductos conectados a la HPFTP y dos a la HPOTP lo que mejoro el flujo de gas caliente y un mejorado intercambiador de calor del motor Block IA RS 25B Volado por primera vez en la mision STS 73 el motor del Block IA ofrecio mejoras en el inyector principal Block IIA RS 25C Volado por primera vez en la mision STS 89 el motor del Block IIA era un modelo interino usado mientras ciertos componentes del motor del Block II completaban su desarrollo Los cambios incluian una nueva Garganta Grande para la Camara de Combustion lo que habia sido recomendado originalmente por Rocketdyne en el ano 1980 turbombas de baja presion mejoradas y certificacion para un 104 5 de RPL para compensar por una reduccion de 2 segundos 0 020 km s en el impulso especifico los planes originales requerian que el motor fuera certificado para un 106 debido a cargas mas pesadas para la Estacion Espacial Internacional pero no esto no fue requerido y hubiera reducido la vida de servicio del motor Una version ligeramente modificada volo por primera vez en la mision STS 96 Block II RS 25D Volado por primera vez en la mision STS 104 la mejora del Block II incluia todas las mejoras del Block IIA mas una nueva turbobomab de alta presion del combustible Este modelo fue probado en tierra a un 111 de FPL en el caso de una contingencia de aborto y certificados a un 109 de FPL para ser usado durante un aborto intacto Los efectos mas obvios de las mejoras recibidas por el RS 25 durante el programa del Transbordador Espacial fueron aumentos en la aceleracion del motor Mientras que el motor FMOF tenian una salida maxima de un 100 de RPL los motores del Block II podian acelerar a tanto como un 109 o un 111 en una emergencia siendo el desempeno usual de un 104 5 Estos incrementos en aceleracion hacian una significativa diferencia en el empuje producido por el motor 16 23 Nivel del mar Vacio100 de empuje 1670 kN 2090 kN104 5 de empuje 1750 kN 2170 kN109 de empuje 1860 kN 2280 kNEspecificar niveles de potencia de mas del 100 puede parecer absurdo pero existe una logica detras de esto El nivel de un 100 no significa que sea el nivel de potencia maximo fisicamente obtenible es mas bien una especificacion decidida durante el desarrollo del motor el nivel de potencia nominal esperado Cuando estudios posteriores indicaron que el motor podia operar en forma segura a niveles por sobre el 100 estos niveles mas altos se convirtieron en estandares Al mantener la relacion original de nivel de potencia versus empuje fisico ayuda a reducir la confusion ya que crea una relacion fija sin variacion de tal forma que los datos de prueba o los datos operacionales de misiones pasadas y futuras puedan ser facilmente comparados Si el nivel de potencia fuera aumentado y a ese nuevo valor se le asignara el 100 entonces todos los datos y documentacion previos necesitarian ser cambiados o comprobados contra ese empuje fisico correspondiente al 100 del nivel de potencia a esa fecha 8 El nivel de potencia del motor afecta a la confiabilidad del motor habiendo estudios que indican que la probabilidad de falla de un motor aumentan rapidamente con niveles de potencia de mas del 104 5 lo que explica de porque los niveles por sobre los 104 5 fueron reservados solo para ser usados en caso de contingencia 28 Incidentes Editar Durante el curso del programa del Transbordador Espacial fueron usados un total de 46 motores RS 25 con un RS 25D extra construido pero nunca utilizado Durante las 135 misiones para un total de 405 misiones de motor individuales 26 Pratt amp Whitney Rocketdyne informo una tasa de confiabilidad del 99 95 con solo una falla del SSME en vuelo que ocurrio con el transbordador espacial Challenger durante la mision STS 51 F 4 Sin embargo los motores sufrieron una variedad de fallas en el sitio de lanzamiento abortos del Conjunto de Secuencia de Lanzamiento Redundantes o en ingles Redundant Set Launch Sequencer RSLS y otros problemas durante el curso del programa STS 41 D Discovery El motor No 3 causo un apagado RSLS a los T 4 segundos debido a una perdida del control redundante en la valvula del motor principal el vehiculo completo fue devuelto y el motor fue reemplazado 33 STS 51 F Challenger El motor No 2 causo un apagado RSLS a los T 3 segundos debido a una valvula del refrigerante con un mal funcionamiento 34 35 STS 51 F Challenger El motor No 1 2023 se apago a los T 5 43 debido a sensores de temperatura defectuosos llevando a un Aborto a la orbita en ingles Abort to Orbit ATO aunque los objetivos y la duracion de la mision no fueron comprometidos por el ATO 23 35 STS 55 Columbia El motor No 3 causo un apagado RSLS a los T 3 segundos debido a una fuga en su valvula de comprobacion del prequemador de oxigeno liquido 36 STS 51 Discovery El motor No 2 causo un apagado RSLS a los T 3 segundos debido a un sensor de combustible de hidrogeno defectuoso 37 STS 68 Endeavour El motor No 3 2032 provoco un apagado RSLS a los T 1 9 segundos cuando un sensor de temperatura en su HPOTP excedio su limite 38 STS 93 Columbia A los T 5 segundos un cortocircuito electrico desconecto a un controlador primario y a uno secundario en dos de los tres motores Adicionalmente un clavija de 0 1 pulgadas de diametro y de 1 pulgada de largo banado en oro utilizado para tapar un orificio en el puesto del oxidante se solto al interior del inyector principal del motor e impacto en la superficie interna de la tobera del motor rompiendo una tuberia de refrigeracion de hidrogeno Las tres rupturas resultantes en la tuberia causaron una fuga que provoco un apagado prematuro del motor al aumentar el consumo de propelente 39 Despues del Transbordador Editar Los 6 RS 25D usados durante STS 134 y STS 135 almacenados en el Centro Espacial Kennedy Proyecto Constellation Editar Durante el periodo precedente al final del retiro del Transbordador Espacial se propusieron varios planes para los motores restantes que iban desde ser todos mantenidos en posesion de la NASA a todos ellos siendo regalados o vendidos por entre US 400 000 y US 800 000 cada uno a varias instituciones tales como museos y universidades 40 Esta politica siguio los cambios a las configuraciones planeadas de los cohetes del vehiculo de lanzamiento carga Ares V y del vehiculo lanzamiento tripulacion Ares I del Proyecto Constellation que habia sido planificado que usaran el RS 25 en sus primeras y segundas etapas respectivamente 41 Mientras que estas configuraciones inicialmente habian parecido que valian la pena ya que ellas usarian la actual tecnologia de ese entonces despues del retiro del Transbordador en el ano 2010 pero el plan tenia varias desventajas 41 Los motores no serian reutilizables ya que ellos estarian permanente instalados a las etapas descartadas Cada motor tendria que someterse a un disparo de pruebas previo a la instalacion y lanzamiento con la necesidad de un reacondicionamiento despues de la prueba Seria caro consumidor de tiempo e intensivo en peso convertir el RS 25D de encendido en tierra a una version de encendido en el aire para la segunda etapa del Ares I Despues de varios cambios de diseno a los cohetes Ares I y Ares V el RS 25 fue reemplazado con un solo motor J 2X para la segunda etapa del Ares I y seis motores modificados RS 68 que estaba basado tanto en el SSME y el motor J 2 de la era del programa Apolo en la etapa central del Ares V esto significaba que el RS 25 seria retirado junto con la flota del Transbordador Espacial 41 Sin embargo en el ano 2010 a la NASA se le ordeno detener el programa Constellation y con eso el desarrollo de tanto el Ares I como el Ares V y que en vez que se enfocara en la construccion de un nuevo lanzador pesado 42 Sistema de Lanzamiento Espacial Editar La configuracion de referencia del Sistema de Lanzamiento Espacial en ingles Space Launch System SLS en febrero de 2011 En el Sistema de Lanzamiento Espacial en ingles Space Launch System SLS se planificaron nuevas versiones desechables de los motores una vez que el inventario inicial de motores SSME del programa del Transbordador Espacial fueran usados el desarrollo de versiones desechables mas baratas del motor tiene una larga historia la mas destacada es la propuesta en la decada de 1990 del Sistema Nacional de Lanzamientos en ingles National Launch System NLS 43 44 El RS 25 desechable del SLS en agrupaciones de tres cuatro o cinco esta siendo estudiado cada uno alimentandose de propelente desde la etapa central del cohete Ellos proporcionan la propulsion durante la primera etapa del vuelo del SLS con el empuje adicional siendo provisto por dos impulsores En las siguientes etapas los motores son descartados junto con el resto de la etapa central Despues del retiro del Transbordador Espacial la NASA anuncio el 14 de septiembre de 2011 que comenzaria a desarrollar un nuevo vehiculo de lanzamiento conocido como el Sistema Nacional de Lanzamiento en ingles Space Launch System SLS para reemplazar a la flota de transbordadores 45 El diseno de las caracteristicas del RS 25 para el SLS en su etapa central con diferentes versiones del cohete siendo instaladas con entre tres y cinco motores 46 47 Los vuelos iniciales del nuevo vehiculo de lanzamiento haran uso de los motores RS 25D Block II ya volados con la NASA manteniendo los restantes motores en un ambiente seguro purgados en el Centro Espacial Stennis junto con todos los sistemas terrestres requeridos para mantenerlos 48 49 Ademas de los RS 25D el programa SLS usara los Sistemas Principales de Propulsion en ingles Main Propulsion Systems MPS de los tres orbitadores restantes para propositos de pruebas actualmente estan siendo retirados como parte del proceso de desactivacion de los orbitadores con los dos primeros lanzamientos SLS 1 y SLS 2 posiblemente haciendo uso del equipamiento MPS provenientes de los transbordadores espaciales Atlantis y Endeavour en sus etapas centrales 47 49 50 Los propelentes del SLS seran alimentados a los motores desde la etapa central que consistira de un estanque externo modificado del Transbordador Espacial con las tuberias MPS y motores en su parte trasera y una estructura interetapa en la parte superior 3 Una vez que los RS 25D restantes sean usados ellos seran reemplazados con una version mas barata desechable actualmente designada como RS 25E E por expendable en castellano fungible desechable prescindible 3 Este motor puede estar basado en una o ambas de dos variantes de uso unico que fueron estudiadas en el ano 2005 el RS 25E conocido como SSME de Cambio Minimo Desechable en ingles Minimal Change Expendable SSME y un incluso mas simplificado RS 25F conocido como SSME de Bajo Costo de Fabricacion en ingles Low Cost Manufacture Expendable SSME ambas versiones estaban bajo evaluacion en el ano 2011 30 51 Referencias EditarVideo externo Disparos de preparacion para el vuelo STS 49 Video Time lapse de la instalacion del SSME para el vuelo STS 135Atencion estos archivos estan alojados en un sitio externo fuera del control de la Fundacion Wikimedia Wikimedia Commons alberga una categoria multimedia sobre Motores principales Este articulo incluye de dominio publico proveniente de sitios web y documentos de la Administracion Nacional de la Aeronautica y del Espacio Notas El nivel de aceleracion inicialmente fue establecido en 65 pero despues de revisar el desempeno de los primeros vuelos esto fue incrementado a un minimo de 67 para reducir la fatiga del MPS El nivel de aceleracion estaba calculado dinamicamente basado en el desempeno del lanzamiento inicial generalmente siendo reducido a un nivel de alrededor del 70 Citas a b c d e Aerojet Rocketdyne Space Shuttle Main Engine acceso 7 de noviembre de 2013 a b c d e f g h i j k l m n n o Main 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