RS-25 - RS-25

RS-25
Um motor de foguete disparando.  Uma chama azul está projetando-se de um bico em forma de sino com vários canos enrolados nele.  A parte superior do bico é fixada a um complexo conjunto de encanamentos, com todo o conjunto coberto de vapor e pendurado em um ponto de fixação montado no teto.  Várias peças de hardware temporário são visíveis ao fundo.
Teste de disparo RS-25
(a área brilhante na parte inferior da imagem é um diamante Mach )
País de origem Estados Unidos
Primeiro voo 12 de abril de 1981 ( STS-1 )
Fabricante Rocketdyne , Pratt & Whitney Rocketdyne , Aerojet Rocketdyne
LV associado Sistema de lançamento do ônibus
espacial
Antecessor HG-3
Status Fora de serviço desde STS-135 , em teste para SLS
Motor de combustível líquido
Propulsor Oxigênio líquido / hidrogênio líquido
Relação de mistura 6,03: 1
Ciclo Combustão escalonada de eixo duplo rica em combustível
Configuração
Relação do bocal 69: 1
atuação
Empuxo (vácuo) 512.300  lbf (2.279  MN )
Impulso (nível do mar) 418.000 lbf (1,86 MN)
Alcance do acelerador 67-109%
Razão empuxo-peso 73,1
Pressão da câmara 2.994 psi (20,64 MPa)
Impulso específico (vácuo) 452,3 segundos (4,436 km / s)
Impulso específico (nível do mar) 366 segundos (3,59 km / s)
Fluxo de massa 1.134,26 lb / s (514,49 kg / s)
Dimensões
Comprimento 168 polegadas (4,3 m)
Diâmetro 96 polegadas (2,4 m)
Peso seco 7.004 libras (3.177 kg)
Referências
Referências
Notas Os dados são para RS-25D com 109% do nível de potência nominal.

Os Aerojet Rocketdyne RS-25 , também conhecido como o principal motor Space Shuttle ( SSME ), é um combustível líquido motor de foguete criogênico que foi usado na NASA 's Space Shuttle . A NASA está planejando continuar usando o RS-25 no sucessor do ônibus espacial, o Sistema de Lançamento Espacial (SLS).

Projetado e fabricado nos Estados Unidos pela Rocketdyne (mais tarde conhecido como Pratt & Whitney Rocketdyne e Aerojet Rocketdyne ), o RS-25 queima hidrogênio líquido criogênico e propelentes de oxigênio líquido , com cada motor produzindo 1.859 kN (418.000 lb f ) de empuxo na decolagem . Embora o RS-25 possa rastrear sua herança até a década de 1960, o desenvolvimento combinado do motor começou na década de 1970, com o primeiro vôo, STS-1 , ocorrendo em 12 de abril de 1981. O RS-25 passou por várias atualizações ao longo do seu histórico operacional para melhorar a confiabilidade, segurança e carga de manutenção do motor.

O motor produz um impulso específico ( I sp ) de 452 segundos (4,43 km / s) no vácuo, ou 366 segundos (3,59 km / s) ao nível do mar, tem uma massa de aproximadamente 3,5 toneladas (7.700 libras) e é capaz de estrangular entre 67% e 109% de seu nível de potência nominal em incrementos de um por cento. Os componentes do RS-25 operam em temperaturas que variam de −253 a 3.300 ° C (−400 a 6.000 ° F).

O ônibus espacial usou um cluster de três motores RS-25 montados na estrutura de popa do orbitador , com o combustível sendo retirado do tanque externo . Os motores foram usados ​​para propulsão durante toda a ascensão da espaçonave, com empuxo adicional fornecido por dois foguetes impulsionadores sólidos e os dois motores do sistema de manobra orbital AJ10 do orbitador . Após cada voo, os motores RS-25 foram removidos do orbitador, inspecionados e reformados antes de serem reutilizados em outra missão. Em voos do Sistema de Lançamento Espacial, os motores serão dispensáveis. Para os primeiros quatro voos, os motores que sobraram do programa do ônibus espacial serão recondicionados e usados ​​antes que a NASA mude para a variante RS-25E simplificada.

Componentes

Um diagrama mostrando os componentes de um motor RS-25.  Veja o texto adjacente para detalhes.
Esquemático RS-25
Um diagrama mostrando os componentes de um motor RS-25.  Veja o texto adjacente para detalhes.
Diagrama simplificado de RS-25
Um fluxograma que mostra o fluxo de combustível de hidrogênio líquido através de um motor RS-25.  Veja o texto adjacente para detalhes.
Fluxo de combustível
Um fluxograma mostrando o fluxo do oxidante de oxigênio líquido através de um motor RS-25.  Veja o texto adjacente para detalhes.
Fluxo de oxidante
Fluxo de propelente RS-25

O motor RS-25 consiste em várias bombas, válvulas e outros componentes que funcionam em conjunto para produzir empuxo . Combustível ( hidrogênio líquido ) e oxidante ( oxigênio líquido ) do tanque externo do ônibus espacial entrou no orbitador pelas válvulas de desconexão umbilical e de lá fluiu através das linhas de alimentação do sistema de propulsão principal (MPS) do orbitador; enquanto no Sistema de Lançamento Espacial (SLS), o combustível e o oxidante do estágio central do foguete fluirão diretamente para as linhas MPS. Uma vez nas linhas do MPS, o combustível e o oxidante se ramificam em caminhos separados para cada motor (três no Ônibus Espacial, quatro no SLS). Em cada ramal, as pré-válvulas permitem que os propelentes entrem no motor.

Uma vez no motor, os propulsores fluir através de combustível e oxidante de baixa pressão turbobombas (LPFTP e LPOTP), e daí para turbo-bombas de alta pressão (HPFTP e HPOTP). A partir desses HPTPs, os propelentes seguem diferentes rotas através do motor. O oxidante é dividido em quatro caminhos diferentes: para o oxidante permutador de calor , o qual se divide na pressurização do tanque oxidante e Pogo sistemas de supressão; para a bomba turbo oxidante de baixa pressão (LPOTP); ao pré-queimador do oxidante de alta pressão, a partir do qual é dividido em turbina HPFTP e HPOTP antes de ser reunido no coletor de gás quente e enviado para a câmara de combustão principal (CCM); ou diretamente nos injetores da câmara de combustão principal (MCC).

Enquanto isso, o combustível flui através da válvula principal de combustível para sistemas de resfriamento regenerativo para o bico e MCC, ou através da válvula de refrigeração da câmara. O combustível que passa pelo sistema de resfriamento do MCC passa de volta pela turbina LPFTP antes de ser direcionado para o sistema de pressurização do tanque de combustível ou para o sistema de resfriamento do coletor de gás quente (de onde passa para o MCC). O combustível no resfriamento do bico e nos sistemas de válvula de resfriamento da câmara é então enviado via pré-queimadores para a turbina HPFTP e HPOTP antes de ser reunido novamente no coletor de gás quente, de onde passa para os injetores MCC. Uma vez nos injetores, os propelentes são misturados e injetados na câmara de combustão principal, onde são acesos. A mistura do propelente em chamas é então ejetada através da garganta e do sino do bico do motor, cuja pressão cria o impulso.

Turbopumps

Sistema oxidante

A bomba turbo oxidante de baixa pressão (LPOTP) é uma bomba de fluxo axial que opera a aproximadamente 5.150 rpm acionada por uma turbina de seis estágios alimentada por oxigênio líquido de alta pressão da bomba turbo oxidante de alta pressão (HPOTP). Ele aumenta a pressão do oxigênio líquido de 0,7 a 2,9 MPa (100 a 420 psi), com o fluxo do LPOTP sendo então fornecido ao HPOTP. Durante a operação do motor, o aumento de pressão permite que a turbina oxidante de alta pressão opere em altas velocidades sem cavitação . O LPOTP, que mede aproximadamente 450 por 450 mm (18 por 18 pol.), É conectado ao duto propelente do veículo e apoiado em uma posição fixa por ser montado na estrutura do veículo lançador.

Então, montado antes do HPOTP, está o acumulador do sistema de supressão de oscilação pogo . Para uso, é pré e pós-carregado com He e carregado com O gasoso
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do trocador de calor e, não tendo nenhuma membrana, opera recirculando continuamente o gás de carga. Vários defletores de vários tipos estão presentes dentro do acumulador para controlar respingos e turbulência, o que é útil por si só e também para evitar o escape de gás no duto oxidante de baixa pressão para ser ingerido no HPOTP.

O HPOTP consiste em duas bombas centrífugas de estágio único (a bomba principal e uma bomba do pré-queimador) montadas em um eixo comum e acionadas por uma turbina a gás quente de dois estágios. A bomba principal aumenta a pressão do oxigênio líquido de 2,9 para 30 MPa (420 a 4.350 psi) enquanto opera a aproximadamente 28.120 rpm, dando uma potência de 23.260  hp (17,34  MW ). O fluxo de descarga HPOTP se divide em vários caminhos, um dos quais aciona a turbina LPOTP. Outro caminho é para, e através, a válvula oxidante principal e entra na câmara de combustão principal. Outro pequeno caminho de fluxo é retirado e enviado para o trocador de calor do oxidante . O oxigênio líquido flui através de uma válvula anti-inundação que o impede de entrar no trocador de calor até que calor suficiente esteja presente para o trocador de calor utilizar o calor contido nos gases descarregados da turbina HPOTP, convertendo o oxigênio líquido em gás. O gás é enviado a um coletor e, em seguida, encaminhado para pressurizar o tanque de oxigênio líquido. Outro caminho entra na bomba do pré-queimador de segundo estágio HPOTP para aumentar a pressão do oxigênio líquido de 30 para 51 MPa (4.300 psia para 7.400 psia). Ele passa através da válvula do oxidante do pré-queimador do oxidante para o pré-queimador do oxidante e através da válvula do oxidante do pré-queimador do combustível para o pré-queimador do combustível. O HPOTP mede aproximadamente 600 por 900 mm (24 por 35 pol.). Ele é conectado por flanges ao coletor de gás quente.

A turbina HPOTP e as bombas HPOTP são montadas em um eixo comum. A mistura dos gases quentes ricos em combustível na seção da turbina e o oxigênio líquido na bomba principal pode criar um perigo e, para evitar isso, as duas seções são separadas por uma cavidade que é continuamente purgada pelo suprimento de hélio do motor durante a operação do motor . Duas vedações minimizam o vazamento na cavidade; uma vedação está localizada entre a seção da turbina e a cavidade, enquanto a outra está entre a seção da bomba e a cavidade. A perda de pressão do hélio nesta cavidade resulta no desligamento automático do motor.

Sistema de combustível

A turbobomba de combustível de baixa pressão (LPFTP) é uma bomba de fluxo axial acionada por uma turbina de dois estágios alimentada por hidrogênio gasoso. Ele aumenta a pressão do hidrogênio líquido de 30 para 276 psia (0,2 a 1,9 MPa) e o fornece para a turbobomba de combustível de alta pressão (HPFTP). Durante a operação do motor, o aumento de pressão fornecido pelo LPFTP permite que o HPFTP opere em altas velocidades sem cavitação. O LPFTP opera a cerca de 16.185 rpm e tem um tamanho de aproximadamente 450 por 600 mm (18 por 24 pol.). Ele é conectado ao duto de propelente do veículo e é sustentado em uma posição fixa ao ser montado na estrutura do veículo lançador.

O HPFTP é uma bomba centrífuga de três estágios acionada por uma turbina a gás quente de dois estágios. Ele aumenta a pressão do hidrogênio líquido de 1,9 para 45 MPa (276 para 6.515 psia) e opera a aproximadamente 35.360 rpm com uma potência de 71.140 cv. O fluxo de descarga da turbobomba é direcionado para e através da válvula principal e é então dividido em três caminhos de fluxo. Um caminho é através da camisa da câmara de combustão principal, onde o hidrogênio é usado para resfriar as paredes da câmara. Em seguida, é encaminhado da câmara de combustão principal para o LPFTP, onde é usado para acionar a turbina LPFTP. Uma pequena parte do fluxo do LPFTP é então direcionada para um coletor comum de todos os três motores para formar um único caminho para o tanque de hidrogênio líquido para manter a pressurização. O hidrogênio restante passa entre as paredes interna e externa do coletor de gás quente para resfriá-lo e é então descarregado na câmara de combustão principal. Um segundo caminho de fluxo de hidrogênio da válvula principal de combustível passa pelo bico do motor (para resfriar o bico). Em seguida, ele se junta ao terceiro caminho de fluxo da válvula de refrigeração da câmara. Esse fluxo combinado é então direcionado para os pré-queimadores de combustível e oxidante. O HPFTP tem aproximadamente 550 por 1.100 mm (22 por 43 pol.) De tamanho e é conectado ao coletor de gás quente por flanges.

Powerhead

O SSME é um emaranhado compacto de tubulação anexado a um bico de foguete muito maior.
O grande tubo prateado na parte superior transporta o combustível da turbobomba de combustível de baixa pressão (não visível) para a turbobomba de combustível de alta pressão (HPFTP, tambor prateado no canto inferior esquerdo). A parte superior do HPFTP é aparafusada a parte do coletor de gás quente (preto, com tubo diagonal marrom), e acima dele está o pré-queimador de combustível (também preto, com tubo marrom entrando à direita).

Pré-queimadores

O oxidante e os pré-queimadores de combustível são soldados ao coletor de gás quente. O combustível e o oxidante entram nos pré-queimadores e são misturados para que uma combustão eficiente possa ocorrer. A ignição de centelha aumentada é uma pequena câmara combinada localizada no centro do injetor de cada pré-queimador. Duas ignições duplas redundantes são ativadas pelo controlador do motor e são usadas durante a sequência de partida do motor para iniciar a combustão em cada pré-queimador. Eles são desligados após aproximadamente três segundos porque o processo de combustão é então autossustentável. Os pré-queimadores produzem os gases quentes ricos em combustível que passam pelas turbinas para gerar a energia necessária para operar as bombas turbo de alta pressão. O fluxo de saída do pré-queimador do oxidante aciona uma turbina que é conectada ao HPOTP e à bomba do pré-queimador do oxidante. A saída do pré-queimador de combustível aciona uma turbina que é conectada ao HPFTP.

A velocidade das turbinas HPOTP e HPFTP depende da posição do oxidante correspondente e das válvulas do oxidante do pré-queimador de combustível. Essas válvulas são posicionadas pelo controlador do motor, que as utiliza para estrangular o fluxo de oxigênio líquido para os pré-queimadores e, assim, controlar o empuxo do motor. O oxidante e as válvulas do oxidante do pré-queimador de combustível aumentam ou diminuem o fluxo de oxigênio líquido, aumentando ou diminuindo assim a pressão da câmara do pré-queimador, a velocidade da turbina HPOTP e HPFTP e o fluxo de oxigênio líquido e hidrogênio gasoso para a câmara de combustão principal, que aumenta ou diminui empuxo do motor. As válvulas do oxidante e do pré-queimador de combustível operam juntas para estrangular o motor e manter uma proporção de mistura de propelente constante de 6,03: 1.

O oxidante principal e as válvulas principais de combustível controlam o fluxo de oxigênio líquido e hidrogênio líquido para o motor e são controlados por cada controlador do motor. Quando um motor está funcionando, as válvulas principais estão totalmente abertas.

Câmara de combustão principal

A câmara de combustão principal (CCM) do motor recebe gás quente rico em combustível de um circuito de refrigeração do coletor de gás quente. O hidrogênio gasoso e o oxigênio líquido entram na câmara do injetor, que mistura os propelentes. A mistura é inflamada pelo "Augmented Spark Igniter", uma chama de H 2 / O 2 no centro da cabeça do injetor. O injetor principal e o conjunto de dome são soldados ao coletor de gás quente e o CCM também é aparafusado ao coletor de gás quente. O MCC é composto por um invólucro estrutural feito de Inconel 718 que é revestido com uma liga de cobre - prata - zircônio chamada NARloy-Z, desenvolvida especificamente para o RS-25 na década de 1970. Cerca de 390 canais são usinados na parede do liner para transportar hidrogênio líquido através do liner para fornecer resfriamento do MCC, já que a temperatura na câmara de combustão atinge 3300 ° C (6000 ° F) durante o vôo - mais alta do que o ponto de ebulição do ferro .

Uma alternativa para a construção de motores RS-25 a serem utilizados em missões SLS é o uso de cerâmicas estruturais avançadas, como revestimentos de barreira térmica (TBCs) e compósitos de matriz cerâmica (CMCs). Esses materiais possuem condutividades térmicas significativamente mais baixas do que as ligas metálicas, permitindo assim uma combustão mais eficiente e reduzindo os requisitos de resfriamento. Os TBCs são finas camadas de óxido de cerâmica depositadas em componentes metálicos, atuando como uma barreira térmica entre os produtos de combustão gasosa quente e a casca metálica. Um TBC aplicado ao invólucro do Inconel 718 durante a produção pode estender a vida útil do motor e reduzir os custos de resfriamento. Além disso, os CMCs foram estudados como substitutos das superligas à base de Ni e são compostos por fibras de alta resistência (BN, C) continuamente dispersas em uma matriz de SiC. Um MCC composto por um CMC, embora menos estudado e mais distante do que a aplicação de um TBC, pode oferecer níveis sem precedentes de eficiência do motor.

Bocal

Três bicos de motor de foguete em forma de sino projetando-se da estrutura traseira de um orbitador de ônibus espacial.  O cluster é organizado de forma triangular, com um motor no topo e dois abaixo.  Dois bocais menores são visíveis à esquerda e à direita do motor superior, e a aleta da cauda do orbitador se projeta para cima em direção ao topo da imagem.  Ao fundo está o céu noturno e os equipamentos de purga.
Os bicos dos três RS-25s do ônibus espacial Columbia após a aterrissagem do STS-93

O bico do motor tem 121 pol. (3,1 m) de comprimento com um diâmetro de 10,3 pol. (0,26 m) na garganta e 90,7 pol. (2,30 m) na saída. O bico é uma extensão em forma de sino aparafusada à câmara de combustão principal, conhecida como bico de Laval . O bico RS-25 tem uma taxa de expansão excepcionalmente grande (cerca de 69: 1) para a pressão da câmara. Ao nível do mar, um bico dessa proporção normalmente sofreria a separação do fluxo do jato do bico, o que causaria dificuldades de controle e poderia até danificar mecanicamente o veículo. No entanto, para auxiliar a operação do motor, os engenheiros da Rocketdyne variaram o ângulo das paredes do bico do ideal teórico para o empuxo, reduzindo-o próximo à saída. Isso aumenta a pressão ao redor da borda para uma pressão absoluta entre 4,6 e 5,7 psi (32 e 39 kPa) e evita a separação do fluxo. A parte interna do fluxo está a uma pressão muito mais baixa, em torno de 2 psi (14 kPa) ou menos. A superfície interna de cada bico é resfriada por hidrogênio líquido fluindo através das passagens de refrigeração da parede do tubo de aço inoxidável brasado . No ônibus espacial, um anel de suporte soldado na extremidade dianteira do bocal é o ponto de fixação do motor ao escudo térmico fornecido pelo orbitador. A proteção térmica é necessária devido às partes de exposição da experiência dos bicos durante as fases de lançamento, subida, em órbita e entrada de uma missão. O isolamento consiste em quatro camadas de mantas metálicas cobertas por uma folha metálica e tela.

Controlador

Uma caixa retangular preta, com aletas de resfriamento montadas em sua superfície externa.  Vários tubos e fios se projetam do lado da caixa voltado para a câmera, com o outro lado montado em um complexo de encanamentos prateados.  A caixa está aninhada entre outros fios e peças de hardware, e alguns adesivos de advertência estão colados na caixa.
Um controlador de motor principal Bloco II RS-25D

Cada motor é equipado com um controlador principal do motor (MEC), um computador integrado que controla todas as funções do motor (por meio de válvulas) e monitora seu desempenho. Construído pela Honeywell Aerospace , cada MEC originalmente compreendia dois computadores Honeywell HDC-601 redundantes , posteriormente atualizados para um sistema composto por dois processadores Motorola 68000 (M68000) duplamente redundantes (para um total de quatro M68000s por controlador). Ter o controlador instalado no próprio motor simplifica muito a fiação entre o motor e o veículo lançador, porque todos os sensores e atuadores são conectados diretamente apenas ao controlador, cada MEC sendo então conectado aos computadores de uso geral (GPCs) do orbitador ou ao O conjunto de aviônicos do SLS por meio de sua própria unidade de interface do motor (EIU). Usar um sistema dedicado também simplifica o software e, portanto, melhora sua confiabilidade.

Dois computadores independentes de CPU dupla, A e B, formam o controlador; dando redundância ao sistema. A falha do sistema controlador A leva automaticamente a uma mudança para o sistema controlador B sem impedir as capacidades operacionais; a falha subsequente do sistema do controlador B proporcionaria um desligamento normal do motor. Dentro de cada sistema (A e B), os dois M68000s operam em etapas , permitindo que cada sistema detecte falhas comparando os níveis de sinal nos barramentos dos dois processadores M68000 dentro desse sistema. Se forem encontradas diferenças entre os dois barramentos, uma interrupção será gerada e o controle será transferido para o outro sistema. Por causa de diferenças sutis entre os M68000s da Motorola e o segundo fabricante TRW , cada sistema usa M68000s do mesmo fabricante (por exemplo, o sistema A teria dois processadores Motorola enquanto o sistema B teria dois processadores fabricados pela TRW). A memória para os controladores do bloco I era do tipo de fio revestido , que funciona de maneira semelhante à memória do núcleo magnético e retém os dados mesmo depois que a alimentação é desligada. Os controladores do Bloco II usavam RAM estática CMOS convencional .

Os controladores foram projetados para serem resistentes o suficiente para sobreviver às forças de lançamento e provaram ser extremamente resistentes a danos. Durante a investigação do acidente do Challenger , os dois MECs (dos motores 2020 e 2021), recuperados do fundo do mar, foram entregues à Honeywell Aerospace para exame e análise. Um controlador foi quebrado e aberto de um lado, e ambos foram severamente corroídos e danificados pela vida marinha. Ambas as unidades foram desmontadas e as unidades de memória lavadas com água desionizada. Depois de secas e cozidas a vácuo , os dados dessas unidades foram recuperados para exame forense.

Válvulas principais

Para controlar a potência do motor, o MEC opera cinco válvulas de propulsão acionadas hidraulicamente em cada motor; o oxidante do pré-queimador do oxidante, o oxidante do pré-queimador do combustível, o oxidante principal, o combustível principal e as válvulas de refrigeração da câmara. Em uma emergência, as válvulas podem ser totalmente fechadas usando o sistema de alimentação de hélio do motor como sistema de acionamento de backup.

No ônibus espacial, o oxidante principal e as válvulas de sangria de combustível foram usadas após o desligamento para despejar qualquer propelente residual, com oxigênio líquido residual saindo pelo motor e hidrogênio líquido residual saindo pelas válvulas de enchimento e drenagem de hidrogênio líquido. Depois que o despejo foi concluído, as válvulas se fecharam e permaneceram fechadas pelo restante da missão.

Uma válvula de controle do refrigerante é montada no duto de desvio do refrigerante da câmara de combustão de cada motor. O controlador do motor regula a quantidade de hidrogênio gasoso permitida para contornar o circuito de refrigeração do bico, controlando assim sua temperatura. A válvula do refrigerante da câmara está 100% aberta antes da partida do motor. Durante a operação do motor, ele está 100% aberto para configurações de aceleração de 100 a 109% para resfriamento máximo. Para configurações de acelerador entre 65 e 100%, sua posição variou de 66,4 a 100% aberto para resfriamento reduzido.

Gimbal

Vídeo externo
ícone de vídeo Teste de cardan RS-25
Teste de cardan RS-25

Cada motor é instalado com um rolamento de cardan , uma junta de esfera e soquete universal que é aparafusada ao veículo lançador por seu flange superior e ao motor por seu flange inferior. Ele representa a interface de empuxo entre o motor e o veículo de lançamento, suportando 7.480 lb (3.390 kg) de peso do motor e suportando mais de 500.000 lbf (2.200.000 N) de empuxo. Além de fornecer um meio de prender o motor ao veículo lançador, o rolamento do cardan permite que o motor seja girado (ou "suspenso") em torno de dois eixos de liberdade com um intervalo de ± 10,5 °. Esse movimento permite que o vetor de empuxo do motor seja alterado, direcionando assim o veículo para a orientação correta. O alcance comparativamente grande do gimbal é necessário para corrigir o momento de inclinação que ocorre devido ao centro de massa em constante mudança conforme o veículo queima combustível em vôo e após a separação do reforço. O conjunto do rolamento tem aproximadamente 290 por 360 mm (11 por 14 pol.), Tem uma massa de 105 lb (48 kg) e é feito de liga de titânio .

As bombas turbo de oxigênio de baixa pressão e combustível de baixa pressão foram montadas 180 ° afastadas na estrutura de impulso da fuselagem traseira do orbitador. As linhas das bombas turbo de baixa pressão para as bombas turbo de alta pressão contêm foles flexíveis que permitem que as bombas turbo de baixa pressão permaneçam estacionárias enquanto o resto do motor é regulado para controle do vetor de empuxo e também para evitar danos às bombas quando carregadas foram aplicados a eles. A linha de hidrogênio líquido do LPFTP para o HPFTP é isolada para evitar a formação de ar líquido.

Sistema de hélio

Além dos sistemas de combustível e oxidante, o sistema de propulsão principal do veículo lançador também é equipado com um sistema de hélio composto por dez tanques de armazenamento, além de vários reguladores, válvulas de retenção, linhas de distribuição e válvulas de controle. O sistema é usado em vôo para purgar o motor e fornece pressão para acionar as válvulas do motor dentro do sistema de gerenciamento de propelente e durante desligamentos de emergência. Durante a entrada, no ônibus espacial, qualquer hélio restante foi usado para purgar os motores durante a reentrada e para a repressurização.

História

Desenvolvimento

A história dos traços RS-25 de volta para a década de 1960, quando NASA 's Marshall Space Flight Center e Rocketdyne estavam realizando uma série de estudos em motores de alta pressão, desenvolvido a partir do sucesso J 2-motor utilizado no S-II e S Estágios superiores -IVB do foguete Saturn V durante o programa Apollo . Os estudos foram conduzidos no âmbito de um programa para atualizar os motores Saturn V, que produziu um projeto para um motor de estágio superior de 350.000 lbf (1.600 kN) conhecido como HG-3 . À medida que os níveis de financiamento da Apollo diminuíam, o HG-3 foi cancelado, bem como os motores F-1 atualizados que já estavam sendo testados. Foi o projeto do HG-3 que formaria a base do RS-25.

Enquanto isso, em 1967, a Força Aérea dos Estados Unidos financiou um estudo em sistemas avançados de propulsão de foguetes para uso durante o Projeto Isinglass , com Rocketdyne sendo solicitado a investigar motores aerospike e a Pratt & Whitney (P&W) para pesquisar motores convencionais de tipo bico de Laval mais eficientes . Na conclusão do estudo, P & W apresentar uma proposta de 250.000 lb f motor chamado o XLR-129 , que utilizado um de dois posição bocal expansão para proporcionar maior eficiência ao longo de uma ampla gama de altitudes.

Em janeiro de 1969, a NASA fechou contratos com a General Dynamics, Lockheed, McDonnell Douglas e a norte-americana Rockwell para iniciar o desenvolvimento inicial do ônibus espacial. Como parte desses estudos de 'Fase A', as empresas envolvidas selecionaram uma versão atualizada do XLR-129, desenvolvendo 415.000 lbf (1.850 kN), como o motor de linha de base para seus projetos. Este projeto pode ser encontrado em muitas das versões planejadas do Shuttle até a decisão final. No entanto, como a NASA estava interessada em impulsionar o estado da arte em todos os sentidos, eles decidiram selecionar um design muito mais avançado para "forçar um avanço na tecnologia de motores de foguete". Eles pediram um novo projeto baseado em uma câmara de combustão de alta pressão rodando em torno de 3.000 psi (21.000 kPa), o que aumenta o desempenho do motor.

O desenvolvimento começou em 1970, quando a NASA lançou um pedido de proposta para os estudos de conceito do motor principal da 'Fase B', exigindo o desenvolvimento de um motor de Laval de combustão encenada e regulável. O pedido foi baseado no projeto então atual do Ônibus Espacial, que apresentava dois estágios reutilizáveis, o orbitador e um booster tripulado fly-back, e exigia um motor que seria capaz de acionar ambos os veículos por meio de dois bicos diferentes (12 motores booster com empuxo ao nível do mar de 550.000 lbf (2.400 kN) cada e 3 motores orbitais com empuxo a vácuo de 632.000 lbf (2.810 kN) cada). Rocketdyne, P&W e Aerojet General foram selecionados para receber financiamento, embora, dado o desenvolvimento já avançado da P&W (demonstrando um motor-conceito de 350.000 lbf (1.600 kN) durante o ano) e a experiência anterior da Aerojet General no desenvolvimento de 1.500.000 lbf (6.700 kN) M -1 motor , Rocketdyne foi forçado a colocar uma grande quantia de dinheiro privado no processo de design para permitir que a empresa alcançasse seus concorrentes.

Na época em que o contrato foi assinado, as pressões orçamentárias significaram que o projeto do ônibus espacial mudou para a configuração do orbitador final, tanque externo e dois propulsores, e assim o motor só foi necessário para alimentar o orbitador durante a subida. Durante o período de estudo da 'Fase B' de um ano, Rocketdyne pôde usar sua experiência no desenvolvimento do motor HG-3 para projetar sua proposta SSME, produzindo um protótipo em janeiro de 1971. O motor fez uso de um novo desenvolvido por Rocketdyne liga de cobre - zircônio (chamada NARloy-Z) e foi testado em 12 de fevereiro de 1971, produzindo uma pressão de câmara de 3.172 psi (21.870 kPa). As três empresas participantes enviaram suas propostas de desenvolvimento de motores em abril de 1971, com a Rocketdyne recebendo o contrato em 13 de julho de 1971 - embora o trabalho não tenha começado no desenvolvimento de motores até 31 de março de 1972, devido a um desafio legal da P&W.

Após a concessão do contrato, uma revisão preliminar do projeto foi realizada em setembro de 1972, seguida por uma revisão crítica do projeto em setembro de 1976, após a qual o projeto do motor foi definido e a construção do primeiro conjunto de motores capazes de voar começou. Uma revisão final de todos os componentes do ônibus espacial, incluindo os motores, foi conduzida em 1979. As revisões de design operaram em paralelo com vários marcos de teste, testes iniciais consistindo em componentes individuais do motor que identificaram deficiências em várias áreas do design, incluindo o HPFTP , HPOTP, válvulas, bico e pré-queimadores de combustível. Os testes de componentes individuais do motor foram seguidos pelo primeiro teste de um motor completo (0002) em 16 de março de 1977. A NASA especificou que, antes do primeiro vôo do ônibus espacial, os motores devem ter passado por pelo menos 65.000 segundos de teste, um marco que foi alcançado em 23 de março de 1980, com o motor tendo passado por 110.253 segundos de teste no momento do STS-1, ambos em bancadas de teste no Centro Espacial Stennis e instalado no Artigo de Teste de Propulsão Principal (MPTA). O primeiro conjunto de motores (2005, 2006 e 2007) foi entregue ao Kennedy Space Center em 1979 e instalado em Columbia , antes de ser removido em 1980 para testes adicionais e reinstalado no orbitador. Os motores, que eram da primeira configuração de voo orbital tripulado (FMOF) e certificados para operação em nível de potência nominal de 100% (RPL), foram operados em um voo de prontidão de vinte segundos disparando em 20 de fevereiro de 1981 e, após a inspeção, declarado pronto para o vôo.

Programa do ônibus espacial

Três bicos de motor de foguete em forma de sino projetando-se da estrutura traseira de um orbitador de ônibus espacial.  O cluster é organizado de forma triangular, com um motor na parte superior e dois embaixo, com dois bocais menores visíveis à esquerda e à direita do motor superior.  Os três motores maiores estão disparando, com chamas incandescentes visíveis projetando-se de cada bico.  O foguete propulsor sólido esquerdo do Ônibus Espacial (um foguete cilíndrico branco) é visível ao fundo, com os dois grandes mastros de serviço de cauda cinza visíveis à esquerda e à direita da estrutura de popa do orbitador.
Os três motores principais RS-25D do ônibus espacial Atlantis na decolagem durante o STS-110
Sequências de inicialização e desligamento SSME

Cada ônibus espacial tinha três motores RS-25, instalados na estrutura de popa do orbitador do ônibus espacial na instalação de processamento do orbitador antes de o orbitador ser transferido para o edifício de montagem do veículo . Se necessário, os motores podem ser trocados na almofada. Os motores, puxando propulsor do tanque externo (ET) do ônibus espacial através do sistema de propulsão principal do orbitador (MPS), foram acendidos em T-6,6 segundos antes da decolagem (com cada ignição alternada em 120  ms ), o que permitiu que seu desempenho fosse verificado antes da ignição dos Solid Rocket Boosters (SRBs) do ônibus espacial, que comprometeram o lançamento do ônibus espacial. No lançamento, os motores estariam operando a 100% RPL, acelerando até 104,5% imediatamente após a decolagem. Os motores manteriam esse nível de potência até cerca de T + 40 segundos, onde seriam reduzidos a cerca de 70% para reduzir as cargas aerodinâmicas na pilha do ônibus espacial à medida que passava pela região de pressão dinâmica máxima, ou máx. q . Os motores seriam então novamente acelerados até cerca de T + 8 minutos, momento em que seriam gradualmente reduzidos a 67% para evitar que a pilha excedesse 3  g de aceleração à medida que se tornava progressivamente mais leve devido ao consumo de propelente. Os motores foram então desligados, procedimento conhecido como corte do motor principal (MECO), por volta de T + 8,5 minutos.

Após cada voo, os motores seriam removidos do orbitador e transferidos para a Instalação de Processamento de Motores Principais do Ônibus Espacial (SSMEPF), onde seriam inspecionados e reformados em preparação para reutilização em um voo subsequente. Um total de 46 motores RS-25 reutilizáveis, cada um custando cerca de US $ 40 milhões, foram utilizados durante o programa do Ônibus Espacial, com cada motor novo ou revisado entrando no inventário de voo exigindo qualificação de voo em uma das bancadas de teste no Centro Espacial Stennis antes de voo.

Atualizações

Um gráfico que mostra o histórico de voo de cada RS-25 usado durante o programa do Ônibus Espacial, classificado por versão do motor.
História do voo dos motores principais do ônibus espacial

Ao longo do programa do ônibus espacial, o RS-25 passou por uma série de atualizações, incluindo mudanças na câmara de combustão, soldas aprimoradas e mudanças na turbobomba em um esforço para melhorar o desempenho e a confiabilidade do motor e, assim, reduzir a quantidade de manutenção necessária após o uso . Como resultado, várias versões do RS-25 foram usadas durante o programa:

  • FMOF (primeiro vôo orbital tripulado): Certificado para nível de potência nominal de 100% (RPL). Usado para as missões de teste de vôo orbital STS-1 - STS-5 (motores 2005, 2006 e 2007).
  • Fase I: Usado para as missões STS-6 - STS-51-L , o motor da Fase I ofereceu vida útil aumentada e foi certificado para 104% RPL. Substituído pela Fase II após o desastre do Challenger .
  • Fase II (RS-25A): Primeiro voado no STS-26 , o motor da Fase II ofereceu uma série de atualizações de segurança e foi certificado para 104% RPL e 109% nível de potência total (FPL) no caso de uma contingência.
  • Bloco I (RS-25B): Primeiro voado no STS-70 , os motores Bloco I ofereceram turbobombas aprimoradas com rolamentos de cerâmica, metade das peças giratórias e um novo processo de fundição reduzindo o número de soldas. As melhorias do Bloco I também incluíram uma nova cabeça de potência de dois dutos (em vez do design original, que apresentava três dutos conectados ao HPFTP e dois ao HPOTP), que ajudou a melhorar o fluxo de gás quente e um trocador de calor do motor aprimorado.
  • Bloco IA (RS-25B): voado pela primeira vez no STS-73 , o motor Block IA ofereceu melhorias no injetor principal.
  • Bloco IIA (RS-25C): voado pela primeira vez no STS-89 , o motor Block IIA foi um modelo provisório usado enquanto certos componentes do motor Block II completavam o desenvolvimento. As mudanças incluíram uma nova câmara de combustão principal de garganta grande (que tinha sido originalmente recomendada por Rocketdyne em 1980), turbobombas de baixa pressão aprimoradas e certificação para RPL de 104,5% para compensar uma redução de 2 segundos (0,020 km / s) no impulso específico ( os planos originais exigiam que o motor fosse certificado em 106% para cargas úteis da Estação Espacial Internacional , mas isso não era necessário e teria reduzido a vida útil do motor. Uma versão ligeiramente modificada voou pela primeira vez no STS-96 .
  • Bloco II (RS-25D): Primeiro voado no STS-104 , a atualização do Bloco II incluiu todas as melhorias do Bloco IIA, além de uma nova turbobomba de combustível de alta pressão. Este modelo foi testado em solo para 111% FPL no caso de um aborto de contingência e certificado para 109% FPL para uso durante um aborto intacto .

Potência / potência do motor

Os efeitos mais óbvios das atualizações que o RS-25 recebeu por meio do programa do Ônibus Espacial foram as melhorias no acelerador do motor. Enquanto o motor FMOF tinha uma potência máxima de 100% RPL, os motores Block II podiam acelerar até 109% ou 111% em uma emergência, com desempenho de vôo normal sendo 104,5%. Esses aumentos no nível do acelerador fizeram uma diferença significativa no empuxo produzido pelo motor:

De RPL
(%)
Impulso
Nível do mar Vácuo
Nível mínimo de potência (MPL) 67 1.406 kN (316.100 lb f )
Nível de potência nominal (RPL) 100 1.670 kN (380.000 lb f ) 2.090 kN (470.000 lb f )
Nível de potência nominal (NPL) 104,5 1.750 kN (390.000 lb f ) 2.170 kN (490.000 lb f )
Nível de potência total (FPL) 109 1.860 kN (420.000 lb f ) 2.280 kN (510.000 lb f )

Especificar níveis de potência acima de 100% pode parecer absurdo, mas havia uma lógica por trás disso. O nível de 100% não significa o nível máximo de potência física atingível; em vez disso, foi uma especificação decidida durante o desenvolvimento do motor - o nível de potência nominal esperado. Quando estudos posteriores indicaram que o motor poderia operar com segurança em níveis acima de 100%, esses níveis mais elevados tornaram-se padrão. Manter a relação original do nível de potência com o impulso físico ajudou a reduzir a confusão, pois criou uma relação fixa invariável para que os dados de teste (ou dados operacionais de missões passadas ou futuras) possam ser facilmente comparados. Se o nível de potência foi aumentado, e esse novo valor foi dito ser 100%, então todos os dados e documentação anteriores exigiriam alteração ou verificação cruzada com relação ao empuxo físico correspondente a 100% do nível de potência naquela data. O nível de potência do motor afeta a confiabilidade do motor, com estudos indicando a probabilidade de falha do motor aumentando rapidamente com níveis de potência acima de 104,5%, razão pela qual os níveis de potência acima de 104,5% foram retidos apenas para uso de contingência.

Incidentes

consulte a legenda
Este painel de controle Shuttle é configurado para selecionar a opção abort to orbit (ATO), como usado na missão STS-51-F. Depois que a órbita foi alcançada, a missão continuou normalmente e o orbitador voltou para a Terra com a tripulação.
consulte a legenda
Recuperado poder-chefe de uma das Columbia " principais motores de s. O Columbia se perdeu na reentrada, devido a uma falha no escudo térmico.

Durante o curso do programa do Ônibus Espacial, um total de 46 motores RS-25 foram usados ​​(com um RS-25D extra sendo construído, mas nunca usado). Durante as 135 missões, para um total de 405 missões individuais com motor, a Pratt & Whitney Rocketdyne relatou uma taxa de confiabilidade de 99,95%, com a única falha SSME em vôo ocorrendo durante a missão STS-51-F do Ônibus Espacial Challenger . Os motores, no entanto, sofreram uma série de falhas de pad (abortos do sequenciador de inicialização de conjunto redundante, ou RSLSs) e outros problemas durante o curso do programa:

  • STS-41-D Discovery - o motor nº 3 causou um desligamento RSLS em T-4 segundos devido à perda de controle redundante na válvula do motor principal, a pilha rolou para trás e o motor substituído.
  • STS-51-F Challenger - O motor nº 2 causou um desligamento RSLS em T-3 segundos devido a um mau funcionamento da válvula de refrigeração.
  • STS-51-F Challenger - desligamento do motor nº 1 (2023) em T + 5: 43 devido a sensores de temperatura defeituosos, levando ao aborto da órbita (embora os objetivos da missão e o comprimento não tenham sido comprometidos pelo ATO).
  • O motor STS-55 Columbia - No. 3 causou um desligamento RSLS em T-3 segundos devido a um vazamento em sua válvula de retenção de pré-combustão de oxigênio líquido.
  • STS-51 Discovery - o motor nº 2 causou um desligamento do RSLS em T-3 segundos devido a um sensor de combustível de hidrogênio com defeito.
  • STS-68 Endeavour - motor nº 3 (2032) causou um desligamento RSLS em T-1,9 segundos quando um sensor de temperatura em seu HPOTP excedeu sua linha vermelha .
  • STS-93 Columbia - Um Orbiter Projeto AC1 Fase A curto na fiação elétrica ocorreu em T + 5 segundos causando uma subtensão que desqualificou os controladores SSME  1A e SSME  3B, mas não exigiu o desligamento do motor. Além disso, um pino banhado a ouro de 0,1 polegada de diâmetro e 1 polegada de comprimento, usado para tampar um orifício oxidante (uma ação corretiva SSME inadequada eliminada da frota por reprojeto) se soltou dentro do injetor principal de um motor e impactou o bico do motor superfície interna, rompendo três linhas de resfriamento de hidrogênio. As 3 violações resultantes causaram um vazamento resultando em um desligamento prematuro do motor, quando 4 sensores externos do tanque LO 2 secaram, resultando em corte de baixo nível dos motores principais e um corte ligeiramente precoce do motor principal com 16 pés / s (4,9 m / s) velocidade reduzida e altitude inferior de 8 milhas náuticas.

constelação

Seis motores de foguete, consistindo de um grande bico em forma de sino com peças de trabalho montadas no topo, armazenados em um grande armazém com paredes brancas decoradas com bandeiras.  Cada motor tem várias peças de equipamento de proteção vermelho preso a ele e é montado em uma estrutura semelhante a um palete com rodas amarelas.
Os 6 RS-25Ds usados ​​durante o STS-134 e STS-135 no armazenamento no Kennedy Space Center

Durante o período anterior à aposentadoria final do ônibus espacial , vários planos para os motores restantes foram propostos, variando de todos eles sendo mantidos pela NASA, a todos eles sendo doados (ou vendidos por US $ 400.000 a 800.000 cada) para várias instituições, como museus e universidades. Essa política seguiu as mudanças nas configurações planejadas do veículo lançador de carga Ares V do programa Constellation e dos foguetes para veículo lançador de tripulação Ares I , que haviam sido planejados para usar o RS-25 em seus primeiro e segundo estágios, respectivamente. Embora essas configurações inicialmente parecessem valer a pena, visto que usariam a tecnologia então atual após a aposentadoria do ônibus espacial em 2010, o plano tinha várias desvantagens:

  • Os motores não seriam reutilizáveis, pois ficariam permanentemente presos aos estágios descartados.
  • Cada motor teria que passar por um teste de disparo antes da instalação e do lançamento, com a renovação necessária após o teste.
  • Seria caro, demorado e pesado para converter o RS-25D inicializado no solo em uma versão inicializada com ar para o segundo estágio do Ares I.

Após várias alterações de projeto nos foguetes Ares I e Ares V, o RS-25 deveria ser substituído por um único motor J-2X para o segundo estágio Ares I e seis motores RS-68 modificados (que era baseado em SSME e Motor J-2 da era Apollo) no palco principal do Ares V; isso significava que o RS-25 seria aposentado junto com a frota de ônibus espaciais. Em 2010, no entanto, a NASA foi orientada a interromper o programa Constellation e, com ele, o desenvolvimento da Ares I e da Ares V, em vez de se concentrar na construção de um novo lançador de carga pesada.

Sistema de lançamento espacial

Vista traseira do Space Launch System com quatro motores RS-25 acoplados.

Após a aposentadoria do Ônibus Espacial , a NASA anunciou em 14 de setembro de 2011 que estaria desenvolvendo um novo veículo de lançamento, conhecido como Sistema de Lançamento Espacial (SLS), para substituir a frota de ônibus espaciais. O design do SLS apresenta o RS-25 em seu estágio central, com diferentes versões do foguete sendo instaladas com três a cinco motores. Os voos iniciais do novo veículo de lançamento farão uso de motores do Bloco II RS-25D, com a NASA mantendo os motores restantes em um ambiente "seguro purgado" no Centro Espacial Stennis, "junto com todos os sistemas terrestres necessários para manter eles." Além dos RS-25Ds, o programa SLS fará uso dos Sistemas de Propulsão Principais dos três orbitadores restantes para fins de teste (tendo sido removidos como parte do descomissionamento dos orbitadores), com os dois primeiros lançamentos ( Artemis 1 e Artemis 2 ) possivelmente fazendo uso do hardware MPS dos ônibus espaciais Atlantis e Endeavour em seus estágios principais. Os propelentes do SLS serão fornecidos aos motores a partir do estágio central do foguete , que consistirá em um tanque externo modificado do Ônibus Espacial com o encanamento e os motores MPS na popa, e uma estrutura interestadual no topo. Assim que os RS-25Ds restantes forem usados, eles devem ser substituídos por uma versão mais barata e dispensável, atualmente designada RS-25E. Este mecanismo pode ser baseado em uma ou em ambas as variantes de uso único que foram estudadas em 2005, o RS-25E (referido como SSME Expendível de Mudança Mínima) e o ainda mais simplificado RS-25F (referido como Baixo Custo Manufacture Expendable SSME), ambos em consideração em 2011 e atualmente em desenvolvimento pela Aerojet Rocketdyne.

Em 1º de maio de 2020, a NASA concedeu uma extensão do contrato para fabricar 18 motores RS-25 adicionais com serviços associados por US $ 1,79 bilhão, elevando o valor total do contrato SLS para quase US $ 3,5 bilhões.

Testes de motor

Em 2015, foi realizada uma campanha de teste para determinar o desempenho do motor RS-25 com: a nova unidade de controle do motor; temperaturas mais baixas do oxigênio líquido; maior pressão de entrada devido ao tanque de oxigênio líquido de estágio central SLS mais alto e maior aceleração do veículo; e mais aquecimento do bocal devido à configuração de quatro motores e sua posição no plano com os bocais de escape de reforço SLS. Novos isolamentos ablativos e aquecedores deveriam ser testados durante a série. Os testes ocorreram em 9 de janeiro, 28 de maio, 11 de junho (500 segundos), 17 de julho (535 segundos), 13 de agosto e 27 de agosto.

Após esses testes, mais quatro motores foram programados para entrar em um novo ciclo de teste. Uma nova série de testes projetados para avaliar o desempenho em casos de uso de SLS foi iniciada em 2017.

Em 28 de fevereiro de 2019, a NASA conduziu um teste de queima de 510 segundos de um RS-25 em desenvolvimento a 113 por cento de seu impulso originalmente projetado por mais de 430 segundos, cerca de quatro vezes mais do que qualquer teste anterior neste nível de impulso.

Em 16 de janeiro de 2021, os motores RS-25 foram acionados novamente como parte do programa Artemis durante um teste de fogo quente. O teste foi programado originalmente como um teste de 8 minutos, mas foi encerrado no 67º segundo devido a parâmetros de teste intencionalmente conservadores que foram violados no sistema hidráulico da Unidade de Energia Auxiliar de Estágio Central (CAPU) do Motor 2 durante o teste do sistema de controle do vetor de empuxo (TVC) . O CAPU do motor 2 foi desligado automaticamente, embora se esse problema tivesse ocorrido durante o vôo, não teria causado um aborto, pois os CAPUs restantes são capazes de alimentar o sistema TVC de todos os quatro motores. O motor também sofreu uma "Falha de componente principal" diferente no sistema de controle do motor, causada por falha de instrumentação. Isso teria desencadeado o aborto da contagem regressiva de lançamento durante uma tentativa real de lançamento.

Em 18 de março de 2021, os quatro motores de estágio principal RS-25 foram acionados mais uma vez como parte do segundo teste de fogo quente do estágio central SLS que durou a duração total de 500 segundos, certificando com sucesso o estágio principal Artemis 1 para vôo.

XS-1

Em 24 de maio de 2017, a DARPA anunciou que havia selecionado a The Boeing Company para concluir o trabalho de design do programa XS-1. O demonstrador de tecnologia foi planejado para usar um motor Aerojet Rocketdyne AR-22. O AR-22 era uma versão do RS-25, com peças provenientes da Aerojet Rocketdyne e inventários da NASA das primeiras versões do motor. Em julho de 2018, a Aerojet Rocketdyne completou com sucesso 10 disparos de 100 segundos do AR-22 em 10 dias.

No dia 22 de janeiro de 2020, a Boeing anunciou que estava abandonando o programa XS-1, não deixando nenhuma função para o AR-22.

Veja também

Notas

Vídeo externo
ícone de vídeo STS-49 Flight Readiness Firing
ícone de vídeo Vídeo de lapso de tempo da instalação do STS-135 SSME
ícone de vídeo Teste de motor RS-25 para SLS em 28 de maio de 2015
ícone de vídeo Teste do sistema do controlador do motor RS-25 em 27 de julho de 2017

Referências

Domínio público Este artigo incorpora  material de domínio público de sites ou documentos da Administração Nacional de Aeronáutica e Espaço .

links externos