Uzay mekiği ana motoru

Vikipedi, özgür ansiklopedi
Gezinti kısmına atla Arama kısmına atla

Aerojet Rocketdyne RS-25, diğer adıyla uzay mekiği ana motoru dondurucu sıvı yakıtlı bir roket motorudur. NASA’nın uzay istasyonunda kullanılmıştır ve fırlatma rampasında kullanılması düşünülmüştür ve Rocketdyne şirketi tarafından Birleşik devletlerde yapılmıştır. RS-25 dondurucu sıvı hidrojeni ve sıvı oksijeni yakar ve her bir motor kalkış esnasında 1,859 kN(418,000 lb) güç üretir. RS-25 60’lı yılların izinden gitmesine rağmen motorun gelişime açık olması nedeniyle çeşitli geliştirmelere uğramıştır. 1 Nisan 1981 tarihinde ilk denenmesinin yapılmasıyla beraber RS-25 güvenlik, bakım ve motor güvenilirliği açısından birçok geliştirmeye uğramıştır.

Bu motor deniz seviyesinde 452 saniye ( 4.43 km/s ), ya da bir vakumda 366 saniye ( 3.59 km/s ) bir dürtü(Isp) üretir. Bunun yanı sıra yaklaşık 3,5 ton (7.700 pound) ağırlığı vardır. RS-25 -253 °C ( -423 °F ) ile 3300 °C ( 6000 °F ) arası bir sıcaklıkta çalışabilir.

RS-25 uzay mekiğinin arka yapısına üç tane olacak şekilde yakıt tanklarıyla beraber kümelendirilmiştir. Motorlar iki kat roket güçlendiricilerle ve iki AJ10-190 yörünge manevra sistemi ile beraber uzay aracının yükselişi için kullanılmıştır. Her uçuş sonrası motorlar muayene ve yenilenme için uzay aracından çıkarılmıştır.

Parçaları[değiştir | kaynağı değiştir]

RS-25 motoru çeşitli pompalar, vanalar ve itme kuvveti üretmek için uyum içinde çalışan diğer birleşenlerden oluşur. Uzay mekiğinin dış tanklarındaki yakıt ( sıvı hidrojen ) ve oksitleyici ( sıvı oksijen ) uzay aracındaki kablolar yardımı ile ana tahrik sistemindeki besleme hatlarına akarak yön vericilere ulaşır. Oysaki uzaya fırlatma sisteminde ( SLS ) yakıt ve oksitleyici her bir motora ayrı ayrı besleme hatlarına aktarılır ve her bir branşa itici motora girmesi için izin verilir.

Motor çalıştığında uzay aracı yakıtları ( sıvı nitrojen ve sıvı oksijen ) düşük basınçlı turbo pompalardan yüksek basınçlı motorlara doğru hareket eder. Bu pompalardan yola çıkan uzay yakıtları bölünerek farklı yollardan motora gider. Yüksek basınçlı turbo yakıt pompası türbini ve HTOTP sıcak gaz manifoldunda birleşmeden ve ana yanma odasına (MCC) gönderilmeden önce, ya da direkt olarak enjektörlerin içine gönderilmeden önce, oksitleyici ısı değişimi için dört ayrı yola bölünür ve buradan turbo pompalara gider.

Bu sırada yakıt ana yakıt valfının yenilenebilir soğutma sistemlerine, ya da ana soğutucu valfına gider. Yakıt, yakıt deposu basınçlandırma sistemi veya sıcak gaz manifoldu soğutma sistemine yönlendirilmeden önce MCC soğutma sisteminden sonra düşük basınçlı oksitleyici turbo pompa türbinlerinden geçer. Yakıt tekrar gaz manifoldunda birleşmeden önce ön yakıcılar aracılığıyla önce yüksek basınçlı turbo pompalara gönderilir. Yakıt bir kez enjekte edildiğinde, uzay gemisinde bulunan yakıtlar karıştırılır ve doğrudan yandıkları yere ana yakıt odasına gönderilirler. Yanan yakıt karışımı motorun arka kısmına doğru gider ki gerekli itme kuvveti sağlanabilsin.

Turbo pompalar[değiştir | kaynağı değiştir]

Oksitlenme sistemi[değiştir | kaynağı değiştir]

Düşük basınçlı oksitleyici turbo pompa (LPOTP) dakikada 5,150 dönüş üreten, 6 aşamalı türbinler tarafından tahrik edilen ve gücünü yüksek basınçlı sıvı oksijenden alan bir eksenel-akış pompasıdır.Yüksek basınçlı sıvı oksijeni ise yüksek basınçlı oksitleyici pompadan gelir. Düşük basınçlı oksitleyici turbo pompadan gelen ve yüksek basınçlı turbo pompalar tarafından temin edilen akış sıvı oksijenin basıncını 0,7 MPa’dan, 9 MPa’ya çıkarır. Motorun çalıştığı süre zarfında, basınç arttırıcılar yüksek basınçlı oksitleyici tirbünün yüksek sıcaklıklarda kaviteleşmeden çalışmasını sağlar. Düşük basınçlı oksitleyici pompa 450mm - 450mm boylarındadır ve fırlatma aracına sabitlenmiş olarak bulunur.

Yüksek basınçlı oksitleyici turbo pompa iki aşamalı santrifuj pompalardan oluşur. Bunlar ana pompa ve ön yakıcı pompadır, ve ana şafta iki koldan bağlıdır. Ana pompa 28,120 rpm de, 23,260 beygir gücü güç üreterek sıvı oksijenin basıncını 2,9Mpa’dan 30MPa’ya çıkarır. Yüksek basınçlı oksitleyici turbo pompa birçok ayrı kanala boşaltım yapar. Bunlardan birisi düşük basınçlı oksitleyici turbo pompayı besleyen kanaldır. Diğer kanal ana oksitleyici valfden geçer ve yakıt deposuna bağlanır. Başka bir küçük yol sıcaklık değiştirici oksitleyiciye gider. Sıvı oksijen anti-sel valfine akar, bu valf sıvı oksijenin içeri girmesini engeller. Gaz bir manifolda yollanır ve oradan sıvı oksijen basınç tankına yönlendirilir.

Yüksek basınçlı oksitleyici turbo pompaya giden bir başka yol ise sıvı oksijenin basıncını 30MPa’dan 51MPa’ya çıkaran ön yakıcılardır. Yüksek basınçlı oksitleyici turbo pompa 600mm-900mm boyutlarındadır ve kanatlar yardımıyla sıcak-gaz manifolduna bağlıdır.

Yüksek basınçlı oksitleyici turbo pompa türbini ve yüksek basınçlı oksitleyici turbo pompalar. Bir şafta yerleştirilmiştir. Yakıt bakımından zengin olan bu gazların türbin bölümde karışması ve ana pompadaki sıvı oksijenin bir faciaya dönüşmesini engellemek için 2 bölüm bir boşluk tarafından ayrılır. Bu boşluk motor çalışırken motorun helyum sağlayıcısı tarafından sürekli temizlenir. Sızdırmazlığı en aza indirmek için iki mühür vardır, birisi tirbünler arasındaki bölümdeyken, diğeri pompa bölümündedir. Helyum basıncı farkı bu boşluklarda motorun otomatik kapanmasına sebep olur.

Yakıt sistemi[değiştir | kaynağı değiştir]

Düşük basınçlı yakıt turbo pompası iki aşamalı tirbünden oluşan ve hidrojen gazıyla çalışan bir eksenel akış pompasıdır. Bu sistem sıvı hidrojenin basıncını 0,2MPa’dan 1,9MPa’ya çıkarır ve hidrojeni yüksek basınçlı yakıt pompasına aktarır. Motor çalışırken düşük basınçlı yakıt turbo pompası tarafından sağlanan basınç, yüksek basınçlı yakıt turbo pompasının yüksek hızlarda kavite olmadan çalışmasını sağlar. Düşük basınçlı yakıt turbo pompası dakikada 16,185 dönüş sağlar ve boyutları 450mm-600mm dir. Bu turbo pompa aracın itici kanalına bağlıdır.

Yüksek basınçlı yakıt turbo pompası 3 aşamalı santrifüj pompasıdır. İki aşamalı sıcak gaz tirbünü tarafından güç sağlar. Sıvı hidrojenin basıncını 1,9MPa’dan 45MPa’ya çıkarır, ve bunu yaparken yaklaşık dakikada 35,360 tam dönüş yaparken 71,140 beygir gücü üretir. Turbo pompaların tahliyesi 3 ana borudan ilerler. İlk yol ana yanma deposunun mantosudur. Hidrojen bu kısımda depo duvarlarını soğutur. Buradan sonra düşük basınçlı yakıt turbo pompasına doğru yol alır ve burada tirbünleri çalıştırır. Burdan çıkan hidrojen küçük bir kısmı basınçlandırmayı dengelemek için üç motordan oluşan ana manifolda doğru yol alır. Kalan hidrojen sıcak gaz manifoldunun iç ve dış duvarlarının arasından geçerek burayı soğutur ve ardından ana yanma bölmesine gider. İkinci boru ana yakıt valflerinden motor kapağına doğru hareket eder. Ardından bu kanal soğutma valfi odasından gelen üçüncü bir kanala eklenir. Bu kombine akış yakıt ve oksitleyici ön yakıcılara gider. Yüksek basınçlı yakıt turbo pompası yaklaşık 550mm-1100mm boylarındadır ve sıcak gaz manifolduna kanatlarla bağlanmıştır.

Güç başlıkları[değiştir | kaynağı değiştir]

Ön yakıcılar[değiştir | kaynağı değiştir]

Oksitleyici ve yakıt ön yakıcıları sıcak gaz manifolduna kaynaklanmıştır. Yakıt ve oksitleyici karışmış halde ön yakıcılara girer ve böylece etkili bir yanma elde edilmiş olur. Arttırılmış kıvılcım üreticiler her ön yakıcının merkezindeki ön yakıcının ortasına yuvalanmıştır. Motor tarafından aktive edilen ikili yedek kıvılcım üreticiler her ön yakıcıda yanmayı başlatmak için motor çalıştığı süre zarfında kullanılır. Yaklaşık üç saniye sonra kapatılırlar çünkü yanma işlemi bir süre daha devam eder. Ön yakıcılar yakıt bakımından zengin sıcak gazlar üretirler. Bu gazlar tirbünler boyu ilerleyerek yüksek basınçlı turbo pompaların çalışması için gerekli gücü üretirler. Oksiteyici ön yakıcıların tahliyesi yüksek basınçlı oksitleyici turbo pompaya ve oksitleyici ön yakıcı pompaya bağlı olan tirbünleri çalıştırır. Yakıt ön yakıcıların ise yüksek basınçlı yakıt turbo pompalarına bağlı olan tirbünü çalıştırır.

Yüksek basınçlı oksitleyici turbo pompalar ve yüksek basınçlı yakıt turbo pompalarının tirbün hızları oksitleyicilerin ve ön yakıcı oksitleyici valflerin konumuna bağlıdır. Oksitleyici ve yakıt ön yakıcı oksitleyicileri valfleri akan sıvı oksijen miktarını azaltır veya arttırır, dolayısıyla ön yakıcı odalarındaki basıncıda arttırıp azaltır. Yüksek basınçlı oksitleyici turbo pompa ve yüksek basınçlı yakıt turbo pompası tirbünlerinin hızları sayesinde sıvı hidrojen ve gaz oksijen ana yanma odasına akar. Bu olay motorun çekişini arttırır veya azaltır. Oksitleyici ve yakıt ön yakıcı valfleri birlikte ve sürekli aynı oranda (6,03:1 oranında) çalışırlar.

Ana oksitleyici ve ana yakıt valfleri, sıvı oksijenin ve sıvı hidrojenin motora akışlarını kontrol eder. Ne zaman bir motor çalışsa ana valfler tamamen açıktır.

Ana yanma odası[değiştir | kaynağı değiştir]

Her motor ana yanma odası yakıt bakımından zengin sıcak gazları sıcak gaz manifoldu soğutma sisteminden alır. Gaz hidrojen ve sıvı oksijen yanma odasına enjektörler vasıtasıyla girer, ve böylece uzay aracı yakıtları karışmış olur. Enjektörün ortasında arttırılmış kıvılcım üreticiler vardır ve bu çift yedekli ateşleyici motorda yanmayı başlatmak için kullanılır. Yanma süreci süreklilik gösterdiğinden ateşleyiciler yaklaşık üç saniye sonra kapatılır. Ana enjektör ve tepe demeti sıcak gaz manifolduna kaynaklanmış olup ana yanma odası aynı zamanda cıva ile sıcak gaz manifolduna cıva ile tutturulmuştur. Ana yanma odası strüktürel kabuğu Inconel 718’den yapılmadır ve RS-25 için 70'li yıllarda özel olarak yapılmıştır. Inconel 718 gümüş-zircon (NARloy-Z) alaşımıyla kaplanmıştır. Uçuş esnasında yanma odasının sıcaklığı 3300 °C ye geldiğinde ki bu sıcaklık demirin kaynama noktasından fazladır, 390 kadar kanal sıvı hidrojeni ana yanma motorunu soğutma üzere ana yanma motoruna gönderir.

Motor püskürtücüler[değiştir | kaynağı değiştir]

Motor püskürtücüleri 3,1 m uzunluğunda ve 0.26 m çapındadır. Püskürtücüler çan şeklinde uzanıp ana yakıt odasına cıvata ile tutturulmuştur. RS-25 püskürtücüleri yakıt odası basıncından dolayı anormal derecede genişleyebilir (77,5:1 oranında). Deniz seviyesinde bu oranda bir genişleme yakıt ayrışmasına, aracın kullanımında zorluğa ve hatta aracın parçalanmasına sebep olabilir. Ancak, Rocketdyne mühendisleri püskürtücü duvarlarını değişik açılarda çeşitlenecek biçimde tasarlamıştır ve bu değişim çıkışa doğru azalır. Bu durum çerçevedeki basıncı 32 kPa’dan 39 kPa’ya arttırır, ve yakıt ayrışmasını engeller. Akışın orta parçası 14 kPa ya da daha az bir basınca sahiptir. Her bir püskürtücünün iç yüzeyi paslanmaz çeliklerden geçen sıvı hidrojenle soğutulur. Uzay mekiğinin üzerinde motor püskürtücüleri destekleyici çemberlerle kuvvetlendirilmiştir. Termal koruma kalkış esnasında yakıt püskürtücülerin maruz kalığı etkilerden korunması için gereklidir ve bu da yalıtımla sağlanır. İzolasyon dört katman metalik folyo ve perdelerden oluşur.

Kumandalar[değiştir | kaynağı değiştir]

Her bir motor ana motor kumandalarıyla donatılmıştır. Motorun bütün hareketlerini kontrol eden ve onun performansını görüntüleyen bu kumandalar Honeywell Aerospace tarafından üretilmiştir ve her bir ana motor kumandası yetersiz kaldığından daha sonra Motorola 68000 işlemcileriyle geliştirilmiştir. Basit bir motora ana motor kumandası yazılımı kullanmak motor ve fırlatma arasında bir bağlantı oluşturmuştur, çünkü bütün sensor ve aktifleştiriciler sadece kumandaya bağlıdır. Her bir ana motor kumandası genel amaçlı bilgisayarların orbitlerine bağlıdır. Bu sistem yazılımı basitleştirmiş ve böylece güvenilirliğini arttırmıştır.

Birbirinden bağımsız iki bilgisayar sisteme fazlalık vermiştir. Örneğin elimizde A ve B bilgisayarı olsun. Sistem A’daki herhangi bir hata, sistem B’nin devreye girmesiyle operasyonda herhangi bir eksiklik olmamasını sağlar. Sonrasında sistem B’de de meydana gelebilecek herhangi bir hata direkt olarak motorun durmasıyla sonuçlanır.

İki sisteminde içinde 2 adet M68000s intizamlı bir şekilde çalışır, bundan dolayı iki sisteminde aynı anda çalıştırmak sinyal seviyelerinin karışmasına ve hata vermesine yol açar. İki kaynakta herhangi bir değişiklik meydana gelirse sistem otomatik olarak diğer kaynağa aktarılır.

Kumandalar büyük darbelere karşı ve kalkış esnasında çalışabilir durumda kalacak şekilde dizayn edilmiştir. Challenger kazasında meydana gelen olaylar ve içindeki kumandalar Honeywell Aerospace’e analiz ve örnekleme için gönderilmiştir. Bir kumanda tek bir tarafından kırılmış ve iki kumanda birden deniz tarafından korelâsyona uğramıştır ve hafızalarını kaybetmiştir. Kuruduktan ve vakumlandıktan sonra inceleme için kurtarıldı.

Ana valfler[değiştir | kaynağı değiştir]

Motorun üretimini kontrol altına almak için ana motor kumandası beş hidrolik harekete geçirici valften destek alır. Acil durumda valfler helyum destekleyici sistemle tamamen kapanabilir.

Uzay mekiğinde ana oksitleyici ve yakıt valfleri kapanmadan sonra atık yakıtların tahliyesi için kullanılır. Atık sıvı oksijen motordan geçer ver atık sıvı hidrojen direnaj valflerine gider. Atıkları toplama işlemi bittiğinde valfler kapanır ve bir dahaki işleme kadar kapalı kalır.

Soğutma kontrolü valfi yanma odası soğutucusuna bağlıdır. Motor kumandaları soğutucu haznesinden geçen hidrojen gazı miktarını düzenler. Soğutma odası valfi motor açılmadan önce yüzde yüz açıktır. Motorun çalışma işlemi esnasında maksimum soğutma için yüzde yüz dokuza kadar artar.

Yalpa çemberi[değiştir | kaynağı değiştir]

Her bir motora yalpa çemberi etkisi yüklenir. Bu çemberler uzay mekiğinin alt ve üst taraflarına yerleştirilerek her biri 3,390 kg dan 230,000 kg a kadar destek olur. Bu çemberler ayrıca uzay mekiğine iki aks etrafında on derecelik bir hareket özgürlüğü sağlar. Bu hareket motorun dürtüleyerek doğru oryantasyona girmesini sağlar. Titanyum alaşımlı yalpa çemberi boyutları 290mm -360mm’dir ve ağırığı 48 kg dır.

Düşük basınçlı oksijen ve düşük basınçlı yakıt turbo pompaları orbitlerden 180 derece ayrı kalacak biçimde yerleştirilmiştir. Alçak basınçlı turbo pompaların ve yüksek basınçlı turbo pompaların esneyebilir başlıklarının olması, düşük basınçlı turbo pompaların motorun geri kalanı yalpa çemberleri yardımı ile yönlendirilirken kararlı bir şekilde beklemesine yardımcı olur. Bunun yanı sıra pompalarda meydana gelebilecek herhangi bir hasarı engeller. Alçak basınçlı yakıt turbo pompalarından gelen sıvı oksijen ve yüksek basınçlı yakıt turbo pompalarından gelenler sıvı oksijenin formasyonunun bozulmasını engellemek için yalıtılmıştır.

Helyum sistemi[değiştir | kaynağı değiştir]

Yakıt ve oksitleme sistemlerine ek olarak, uzay mekiğinin tahrik sistemi onlarca tank, regülâtörler, kontrol valfları, dağıtım boruları ve tek yönlü supaplardan oluşan helyum sistemiyle donatılmıştır. Bu sistem uçuş esnasında motoru temizleme ve yakıt denetimi için kullanılan motor valfleri ve acil durum kapanmaları için basınç sağlamada kullanılır.

Tarihi[değiştir | kaynağı değiştir]

Geliştirilmesi[değiştir | kaynağı değiştir]

Eş zamanlı olarak, 1967'de Amerikan Hava Kuvvetleri, Isinglass Projesi esnasında daha verimli geleneksel de Laval-nozzle tipi motorları araştırmak amacıyla aerospike motorlar ve Pratt&Whitney'yi incelemesi istenen Rocketdyne ile birlikte ileri düzey roket itim sistemleri çalışmasına finansman sağladı. Çalışmanın sonucunda, P&W geniş aralıklı yüksekliklerde arttırılmış bir verimlilik sağlamak üzere çift yönlü bir genişleyen burun kullanan 250.000 Iblik XLR-129 motoru için bir öneri sundu. RS-25’in tarihi, NASA’ya ait Marshall Space Flight Center ve Rocketdyne’in Apollo programı sırasında Saturn V roketinin S-II ve S-IVB üst aşamalarında kullanılan ve J-2 motorundan geliştirilen yüksek basınç motorları üzerine yaptığı bir dizi çalışmanın gerçekleştiği 1960 lı yıllara dayanmaktadır. Çalışmalar Saturn V motorlarını yükseltmek için ortaya konan ve HG-3 adıyla bilinen 350.000 Ib’lik üst aşama motoru için tasarım üreten bir programın altında yürütülmüştür. Önceden test edilmiş yükseltilmiş F-1 motorları gibi HG-3 ün altındaki Apollo incinmesi için finansman seviyeleri de iptal edilmiştir. Bu, HG-3 için RS-25 in temelini oluşturacak olan dizayndı.

Ocak 1969’da NASA General Dynamics Lockheed, Mcdonnel Douglas ve North American Rockwell’i uzay mekiğinin geliştirmenin ilk safhalarına katıldığı için ödüllendirdi. Bu çalışmaların bir parçası olan “faz A” çalışmaları birçok şirketin katıldığı ve XLR-129 un geliştirildiği çalışmadır. Bu tasarım son ana kadar herhangi bir uzay mekiği sistemi ile aynıydı. Fakat NASA çok daha fazla gelişmiş bir sisteme ihtiyaç duyduğuna karar verdi. Yüksek basınçlı yanma odaları 3000 psi basınçta çalışıp motoru daha güçlü hale getirebilecek bir sistemi araştırmaya başladı.

Çalışmalar 1970'lerde NASA’nın “faz B” ana motor çalışmaları için teklif talebi istemesiyle başladı. Bu çalışmada de Laval tipi motorlar düzenlenecekti. Taleplerin ardından yenilenebilir 2 aşamalı uzay aracı ve bir insanlı uçuşa olanak sağlayabilecek bir motor üzerinde çalışmaya başlanıldı. Rocketdyne ve P & W her ne kadar fon alsa da rakiplerine yetişebilmek için tasarım sürecinde büyük miktarda kendi bütçesinden para kullanmak zorunda kaldı.

Sözleşmenin gereklilikleri sağlandıktan sonra bütçe baskıları nedeniyle tasarım son orbitlerden dış tanklara ve çift hızlandırıcı değişimlere kadar yenilenebildi. Geçen bir yıllık “faz B” çalışma süre zarfında Rocketdyne şirketi bakır-zirkonyum alaşımından yapılan bir prototip üretebildi.12 Şubat 1971’de test edilen bu prototip Rocketdyne’ya sözleşmeyi kazandırsa da P & W şirketi ile süren hukuk mücadelesi nedeniyle 1 yıl boyunca üretim yapılamamıştır.

İhalenin ardından, ön tasarım, motorun tasarımı, set ve uçuş yeteneğine sahip motorların ilk defa yapımına başlandı, sonra Eylül 1976’de kritik bir tasarım incelemesi Eylül 1972 yılında gerçekleştirildi. 1979 yılında motorlar dahil uzay mekiğinin bütün parçaları üzerinde testler yapılarak paralel tasarımların değerlendirilmeleri yapıldı. Yüksek basınçlı yakıt turbo pompaları dahil tasarımın çeşitli alanları ile eksiklikleri tespit edildi.

Bireysel motor bileşenlerinden oluşan ilk testlere yüksek basınçlı yakıt turbo pompaları, vanalar, meme ve yakıt ön yakıcıları da bu çalışmalara dahil edildi. 1977 tarihinde ikinci denemeler yapıldı. NASA bu, önceki uzay mekiğinin ilk uçuş ve motor testi en az 65.000 saniyede 1dönüm noktası geçirmiş olması gereken motor STS-1, test zamanına göre test 110253 saniyede 1 dönüm geçirmiştir. 20 Şubat 1981 tarihinde uzay mekiği uçuşa hazırlık için son kez test edildi ve uçuş için hazır ilan edildi.

Uzay mekiği programı[değiştir | kaynağı değiştir]

Her bir uzay mekiği, uzay mekiğinin arka tarafında 3 adet RS-25 motoruna sahip olup uydu işlem biriminden mekik montaj binasına transfer edilir. Eğer gerekli ise motorda bu işlemler sırasında değiştirilir. Motorlar, uzay mekiği dış tankından orbitlerdeki ana tahrik sistemleri aracılığıyla iletilen yakıt 6.6 sn boyunca kalkış için ateşlenir. Bu motorların performansını uzay mekiği katı yakıt güçlendiricilerin çalışmasına öncelik verilmesi uzay mekiğinin kalkışını sağlar. Kalkış esnasında, motorlar yüzde yüz performanslar çalışmaya başlar. 104.5% daraltma ile ani kalkışa hazır hale gelir.

Motor bu gücü T+40 saniye kadar korur ve daha sonra yüzde 70'e kadar düşürür ki uzay mekiğindeki aerodinamik yük maksimum basınca kadar çıkabilsin. Motor daha sonra T+8 dakika boyunca bastırılır. Bu noktada motorlar derece derece yüzde 67 ye kadar bastırılır, çünkü istifin 3g kuvveti geçmemesi gerekir. Eğer 3g kuvveti geçerse artan bir şekilde geçerse yakıt kullanımında büyük bir artış meydana gelir. Bundan sonra motorlar kapanır ve bu aşamaya motordan kuvveti kesme aşaması denir ve bu işlem T+8.5 dakika sürer.

Her bir uçuştan sonra motorlar orbiterlerden ayrılır ve uzay mekiği ana işleme servisine transfer edilir. Burada yeniden kullanım için motorlar bakıma alınır ve yenilenir. Toplam 46 yeniden kullanılabilir RS-25 motoru uzay mekiği programı dahilinde uçurulmuştur. Bu motorların her biri yaklaşık 40milyon Amerikan doları değerindedir. Bu motorların her biri revizyondan geçirilmiş halde Stannis Uzay Merkezinde çeşitli testlerden geçirilerek bekletilir.

Geliştirmeler[değiştir | kaynağı değiştir]

Uzay Mekiği programı boyunca, RS - 25 kullanımdan sonra gerekli bakımı azaltmak amacıyla, motorun performansını ve güvenilirliğini artırmak yanma odası değişiklikleri, gelişmiş kaynaklar ve turbo pompaların değişiklikleri de dahil olmak üzere yükseltmeleri bir dizi geçti. Sonucu olarak, RS -25’in çeşitli versiyonları programı sırasında kullanıldı.

  • ilk yörünge uçuşu yüzde yüz güç seviyesi için onay almıştır. Yörünge uçuş testleri için (STS1 ve STS 5) kullanılmıştır(2005,2006,2007,2008).
  • Faz 1- Motorun servis süresinin uzatılması planlanmıştır. Yörünge uçuş testleri için (STS6 ve STS 51 L) kullanılmıştır(2005,2006,2007,2008).
  • Faz 2- STS-26 daki ilk uçuştur. Birkaç güvenlik artırımı yapılmış ve beklenmedik bir şekilde yüzde 109 tam güç seviyesine ulaşmıştır.
  • Blok 1- STS-70'teki ilk uçuştur. Turbo pompalara seramik kaplamalar yapılmış, hareket eden birçok parçası ve kaynak sayıları azaltılmıştır. Blok 1 gelişimleri ayrıca yeni tip güç başlıklarınıda yanında getirmiştir.
  • Blok 1A STS-73 deki ilk uçuşudur, blok 1A ana enjektör motorlarını geliştirme üzerinedir.
  • Blok 2 A STS-89 daki ilk uçuşudur, Blok 2A motoru blok 2 motorunun gelişimini tamamlamasında büyük rol oynamıştır. Yeni geniş ana yanma odaları, düşük basınçlı turbo pompalar geliştirilmiştir.
  • Blok 2 STS-104 deki ilk uçuşudur. Blok 2A’daki bütün gelişimler kullanılmış, yeni yüksek basınçlı turbo pompalar eklenmiştir.

RS-25 in gelişiminin en büyük etkisi uzay aracı programının motor kısmındaki boğmalarıdır. Motor kuvvetinde yüzde 111’lere kadar bir artma olmuştur.

Deniz seviyesi[değiştir | kaynağı değiştir]

Vakum

  • Yüzde 100 itme kuvveti 1,670 kN (380,000 lbf) 2,090 kN (470,000 lbf)
  • Yüzde 104,5 itme kuvveti 1,750 kN (390,000 lbf) 2,170 kN (490,000 lbf)
  • Yüzde 109 itme kuvveti 1,860 kN (420,000 lbf) 2,280 kN (510,000 lbf)

Güç seviyelerinin yüzde 100ün üstünde olması mantıklı gelmeyebilir, ama bunun arkasında tabii ki bir mantık var. Yüzde yüz seviyesi maksimum fiziksel ulaşılabilir seviye anlamına gelmez, bu daha çok motorun geliştirilmesindeki karar kılınan yani beklenen kuvvettir. Daha sonraki araştırmalar motorun beklenen performansından daha yüksek bir seviyede güvenli bir şekilde çalışabileceğini göstermiştir. Fiziksel seviyenin güç seviyesiyle olan ilişkisini korumak düzensizliği azaltır ve buradaki veriler daha sonradan kolaylıkla karşılaştırılabilir.

Eğer güç seviyesi artarsa, elde ettiğimiz yeni yeni değer yüzde yüz olur, ve önceki veriler ve belgeler yeniden düzeltilmek zorundadır( örneğin bir önceki değer yüzde 96 olarak kullanılmaya başlar). Motor gücü seviyesi motorun güvenilirliğini etkiler, araştırmalar yüzde 104,5 seviyesinden yüksek bir seviyede çalışan bir motorun başarısız olma ihtimalinin çok fazla olduğunu gösteriyor. Zaten yüzde 104,5 üzerindeki bir seviye ancak beklenmedik durumlarda elde edilmiştir.

Olaylar[değiştir | kaynağı değiştir]

Uzay mekiği programı süresince izlenen yolda 46 adet RS-25 kullanılmıştır( sadece ekstra RS-25 yapılmış fakat hiç kullanılmamıştır ). 135 görev boyunca toplamda 405 özel motor görevi için Pratt & Whitney Rocketdyne yüzde 99,95güvenilebilirlik rapor etmiştir. Fakat motorlar bugüne kadar çeşitli arızalar vermiştir.

  • STS-41-D (Discovery) – 3 numaralı motor ana motordaki gereksiz kontrol kaybı nedeniyle kontrolden çıkmış ve motor kapanmıştır.
  • STS-51-F (Challenger) – 2 numaralı motor soğutucu vana arızası nedeniyle T3 saniyesinde kapanmıştır.
  • STS-51-F (Challenger) – 1 numaralı motor sıcaklık sensorlarındaki hata nedeniyle yörünge dışına çıkmış ve T5:43 saniyesinde kapanmıştır.
  • STS-55 (Columbia) – 3 numaralı motor sıvı oksijen önyakıcısı kontrol valflarındaki hata nedeniyle T3 saniyesinde kapatılmıştır.
  • STS-51 (Discovery) – 2 numaralı motor hidrojen yakıt sensoru hatası nedeniyle T3 saniyesinde kapatılmıştır.
  • STS-68 (Endeavour) – 3 numaralı motor yüksek basınçlı oksitleyici turbo motordaki sıcaklık sensorunun kırmızı çizgisini geçmesinden dolayı T1,9

saniyesinde kapatılmıştır.

  • STS-93 (Columbia) – T5 saniyesinde kısa devreden dolayı üç motordan ikisi devre dışı kalmıştır. Ek olarak enjektörü kapatması gereken bir cıvata gevşek kalmış ve hidrojen soğutma hattı kırılmıştır. Bununla beraber motor püskürtme memesinin içi zedelenmiştir ve sızıntıya neden olmuştur.

Fırlatmadan sonra[değiştir | kaynağı değiştir]

Takım yıldızı projesi[değiştir | kaynağı değiştir]

Nihai uzay mekiği emeklilik öncesi geri kalan tüm motorlar müzeler ve okullar gibi birsürü kuruma 400,000 Amerikan doları ile 900,000 Amerikan doları arası fiyatlarla satılması planlandı. Bu politika beraberinde takımyıldız projesini getirdi. Bu projeye göre:

  • yeniden kullanılamayacak durumda olan motorlar, tamamen tedavülden kaldırıldı.
  • yenileme gerektiren her bir motor, montaj ve yeniden başlanma için testlerden geçti.
  • pahalı olduğu, zaman aldığı ve çok ağır olduğu için yere indirilmesi gerekliliği RS-25D yi Ares 1 in ikinci aşaması yaptı.

Devamında gelen çeşitli değişikliklerle Ares I ve Ares V roketleri, Ares I de RS-25 motorları J-2X motoruyla değiştirilmiştir. NASA Ares I ve Ares V in geliştirilmesiyle, yeni bir fırlatıcı yerine takımyıldızı programına odaklanmıştır.

Apollo programında olduğu gibi Takımyıldız programının görevlerinde kendi ana uzayaracı Orion bulunuyordu.Bu görevler alçak dünya yörünge uçuşlarında uluslararası uzay istasyonuna servis sağlama,Altair ve Dünya ‘ dan ayrılan diğer uzayaraçlarına bağlanma, ve son olarak Ay ‘ ın kutup bölgelerine yapılacak insanlı uçuşlardı.Programın en önemli görevi olan Mars ‘ a insanlı uçuş görevinin iptaline ilişkin iyi bir açıklama olmazken Dünya ‘ ya yakın bir asteroid görevi 2008 yılında en öncelikli plandı.

Uzay aracı fırlatma sistemi[değiştir | kaynağı değiştir]

Uzay aracı fırlatma sisteminin üzerinde, gözden çıkarılabilecek yeni sürüm motorlar planlandı. Bu motorlar daha ucuzdu ve uzun bir tarihi vardı ve 1990’lı yıllarda Uluslararası Fırlatma Sistemi’ne önerildi. Uzay aracı fırlatma sisteminin RS-25i 3lü 4lü hatta 5li kümeler halinde çalışmalarını yaptılar.

Uzay mekiğinin rafa kalkmasından sonra, NASA mekik filosu yerine Uzay Aracı Fırlatma Aracı Olarak bilinen yeni bir fırlatma aracı yapacağını 14 Eylül 2011 tarihinde duyurdu.

SLS çekirdek tasarımı RS-25, üç ila beş farklı sürüm ve özellikte roket motoru yapıldı. Yeni fırlatma aracının kullanılacağı ilk uçuşlar BlockII RS-25D motoru kullanılarak, NASA Stennis Uzay Merkezinde güvenli bir alan oluşturularak uçuşlar sağlanacaktır.

RS25D’ye ek olarak, uzay aracı yollama sistemi programı, ilk iki fırlatma çekirdek aşamadaki Space Shuttles Atlantis ve Endeavour’un ana itiş sistemi donanımını kullanacak şekilde, kalan üç yönlendiricilerden Ana İtiş Sistemi’ni deneme amaçlı olacak şekilde kullanacak. Uzay aracı yollama iticileri sistemi modifiye edilmiş uzay mekiği dış tankı motorun ana aşamasından ve uzay aracının üst kısmının iki katı arasındaki kısımdan roketlere yakıtlar aktarılır.

Bir kere kalan RS-25D’ler kullanıldığında, daha ucuz ve harcanabilir olanıyla değiştirilirler. Son olarak RS-25E belirlenmiştir (E harfi harcanabilir olduğunu belirtir). Motor 2005 yılında çalışılmış 1 ya da 2 varyasyona dayanabilir, RS-25E ve daha basiti RS-25F 2011 yılında üzerine düşünülen varyasyonlardandı.

2015 testleri[değiştir | kaynağı değiştir]

2015 yılında RS-25 birçok kritik very ve yeni kumanda ünitesi materyali ve yakıt basınç şartları için test edilmiştir.

• 9 Ocak

• 28 Mayıs

• 11 Haziran - 500 saniye

• 17 Temmuz – 535 saniye

• 13 Ağustos

• 27 Ağustos

NASA ve Stennis Uzay Merkezi Eylül başlarından önce son toparlamalar için iki adet daha test yapmayı planlıyor.

Devam eden testler sonunda, dört yeni motor test döngüsüne dahil edilecek.

Bu test serileri RS-25 in, yeni motor control ünitesi, alçak sıvı oksijen sıcaklığı, daha uzun uzay aracı yollama sistemi çekirdek durumu oksijen tankı ve daha yüksek araç hızından dolayı daha geniş iç basınç ve dört motor konfigürasyonundan kaynaklanan daha yüksek kapak sıcaklığı gibi şartlar altında nasıl çalışacağını göstermek amacıyla planlandı. Test sürecinde yeni soğurucu yalıtım sistemleri ve ısıtıcılar da test edilecek.

Kaynakça[değiştir | kaynağı değiştir]

  • Aerojet Rocketdyne, RS-25 Engine (accessed July 22, 2014)
  • Jump up to:a b c "Space Shuttle Main Engine" (PDF). Pratt & Whitney Rocketdyne. 2005. Archived from the original (PDF) on February 8, 2012. Retrieved November 23, 2011.
  • Wade, Mark. "SSME". Encyclopedia Astronautica. RetrievedOctober 27, 2011.
  • "RS-25 Engine".
  • Jump up to:a b c d e f g h i j k l m n o p "Main Propulsion System (MPS)"(PDF). Shuttle Press Kit.com. Boeing, NASA & United Space Alliance. October 6, 1998. Retrieved December 7, 2011.
  • Jump up to:a b c Chris Bergin (September 14, 2011). "SLS finally announced by NASA – Forward path taking shape". NASASpaceflight.com. Retrieved December 14, 2011.
  • "NASA Relies on Copper for Shuttle Engine". Discover Copper Online. Copper Development Association. 1992. Retrieved January 19, 2012.
  • Jump up to:a b Steve Roy (August 2000). "Space Shuttle Main Engine Enhancements". NASA. Retrieved December 7, 2011.
  • R.A. O'Leary and J. E. Beck (1992). "Nozzle Design".Threshold. Pratt & Whitney Rocketdyne. Archived from the original on March 16, 2008.
  • Jump up to:a b c d e f g h Robert E. Biggs (May 1992). "Space Shuttle Main Engine: The First Ten Years". In Stephen E. Doyle. 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. Retrieved December 12,2011.

  • "Nozzle Design". March 16, 2009. Retrieved November 23,2011.
  • "Computers in the Space Shuttle Avionics System".Computers in Spaceflight: The NASA Experience. NASA. July 15, 2005. Retrieved November 23, 2011.
  • Jump up to:a b "The future of the shuttle's computers". NASA. July 15, 2005. Retrieved November 23, 2011.
  • "Space Shuttle Main Engine Controllers". NASA. April 4, 2004. Retrieved December 8, 2011.
  • RM Mattox & JB White (November 1981). "Space Shuttle Main Engine Controller" (PDF). NASA. Retrieved December 15,2011.
  • "The Cause of the Accident". Report of the Presidential Commission on the Space Shuttle Challenger Accident. NASA. June 6, 1986. Retrieved December 8, 2011.
  • Jim Dumoulin (August 31, 2000). "Main Propulsion System". NASA. Retrieved January 16, 2012.
  • Jump up to:a b "Space Shuttle Main Engine Orientation" (PDF). Boeing/Rocketdyne. June 1998. Retrieved December 12, 2011.
  • Mark Wade. "HG-3". Encyclopedia Astronautica. RetrievedDecember 13, 2011.
  • F-LA TASK ASSIGNMENT PROGRAM final Report, (Rocketdyne)
  • "MSFC Propulsion Center of Excellence is Built on Solid Foundation". NASA. 1995. Retrieved December 13, 2011.
  • Jump up to:a b c d e f g h i David Baker (April 2011). NASA Space Shuttle. Owners' Workshop Manuals. Haynes Publishing. ISBN 978-1-84425-866-6.
  • Dwayne Day (April 12, 2010). "A bat outta Hell: the ISINGLASS Mach 22 follow-on to OXCART". The Space Review. RetrievedJanuary 8, 2012.
  • Jump up to:a b Fred H. Jue. "Space Shuttle Main Engine: 30 Years of Innovation" (PDF). Boeing. Retrieved November 27, 2011.
  • Jump up to:a b c d e f Wayne Hale & various (January 17, 2012). "An SSME-related request". NASASpaceflight.com. Retrieved January 17,2012.
  • "Countdown 101". NASA. September 17, 2009. RetrievedJanuary 8, 2012.
  • John Shannon (June 17, 2009). "Shuttle-Derived Heavy Lift Launch Vehicle" (PDF).
  • Jump up to:a b "SSME Flight Experience" (JPEG). Pratt & Whitney Rocketdyne. November 2010.
  • Chris Bergin (December 3, 2007). "Constellation transition – phased retirement plan for the SSME set". NASASpaceflight.com. Retrieved January 23, 2012.
  • Jump up to:a b "Report of the SSME Assessment Team" (PDF). NASA. January 1993. Retrieved November 27, 2011.
  • F. Jue and F. Kuck (July 2002). "Space Shuttle Main Engine (SSME) Options for the Future Shuttle" (DOC). American Institute of Aeronautics and Astronautics. RetrievedNovember 27, 2011.
  • Jump up to:a b Ryan Crierie (November 13, 2011). "Reference Spacecraft Engines". Retrieved January 8, 2012.
  • "The Roar of Innovation". NASA. November 6, 2002. Retrieved December 7, 2011.
  • "MSFC and Exploration: Our Path Forward" (PPT). NASA. September 2005.
  • Mike Mullane (February 3, 2007). Riding Rockets: The Outrageous Tales of a Space Shuttle Astronaut. Scribner.ISBN 0-7432-7682-5.
  • Jim Dumoulin (June 29, 2001). "51-F". NASA. RetrievedJanuary 16, 2012.
  • Jump up to:a b Ben Evans (2007). Space Shuttle Challenger: Ten Journeys into the Unknown. Warwickshire, United Kingdom: Springer-Praxis. ISBN 978-0-387-46355-1.
  • Jim Dumoulin (June 29, 2001). "STS-55". NASA. RetrievedJanuary 16, 2012.
  • Jim Dumoulin (June 29, 2001). "STS-51". NASA. RetrievedJanuary 16, 2012.
  • Jim Dumoulin (June 29, 2001). "STS-68". NASA. RetrievedJanuary 16, 2012.
  • Ben Evans (August 30, 2005). Space Shuttle Columbia: Her Missions and Crews. Springer Praxis. ISBN 978-0-387-21517-4.
  • Dunn, Marcia (January 15, 2010). "Recession Special: NASA Cuts Space Shuttle Price". ABC News. Archived from the original on January 18, 2010.
  • Jump up to:a b c D Harris & C Bergin (December 26, 2008). "Return to SSME – Ares V undergoes evaluation into potential switch". NASASpaceflight.com. Retrieved December 15, 2011.
  • "Obama signs Nasa up to new future". BBC News. October 11, 2010.
  • Lyons 1992, p. 19.
  • Federation of American Scientists 1996.
  • "NASA Announces Design For New Deep Space Exploration System". NASA. Retrieved December 14, 2011.
  • Chris Bergin (October 4, 2011). "SLS trades lean towards opening with four RS-25s on the core stage". NASASpaceflight.com. Retrieved December 14, 2011.
  • Jump up to:a b Chris Bergin (January 13, 2012). "SSME family prepare for SLS core stage role following Shuttle success". NASASpaceflight.com. Retrieved January 16, 2012.
  • Carreau, Mark (March 29, 2011). "NASA Will Retain Block II SSMEs". Aviation Week. Retrieved March 30, 2011.
  • Jump up to:a b Chris Bergin (January 22, 2012). "Engineers begin removing orbiter MPS components for donation to SLS". NASASpaceflight.com. Retrieved January 23, 2012.
  • Chris Bergin (September 20, 2011). "PRCB managers recommend Atlantis and Endeavour become SLS donors". NASASpaceflight.com. Retrieved December 14, 2011.
  • P. McConnaughey; et al. (February 2011). "NASA Technology Area 1: Launch Propulsion Systems" (PDF). NASA. RetrievedJanuary 23, 2012.
  • http://www.nasa.gov/exploration/systems/sls/multimedia/pedal-to-the-metal-rs-25-engine-revs-up-again.html
  • RS-25 Engine Fires Up for Third Test in Series, Kim Henry,Marshall Space Flight Center, in SpaceDaily.com, 17 June 2015, accessed 18 June

2015