ار اس-25

الموسوعة الحرة

ار اس-25
محرك صاروخي ينطلق. تنبعث شعلة زرقاء من فوهة على شكل جرس يلتف حولها عدة أنابيب. الجزء العلوي من الفوهة متصل بمجموعة معقدة من السباكة، وتغطي البخار المجموعة بأكملها وتتدلى من نقطة تثبيت مثبتة في السقف. تظهر في الخلفية قطع مختلفة من الأجهزة المؤقتة.
اختبار إطلاق RS-25. المنطقة المضيئة في أسفل الصورة عبارة عن ماسة صدمة
بلد المنشأالولايات المتحدة
الرحلة الأولى12 أبريل 1981 ( STS-1 ) ( 1981-04-12 )
مصممروكيتداين
الشركة المصنعة
LV المرتبطة
السلفإتش جي-3
حالةقيد الاستخدام
محرك يعمل بالوقود السائل
الدافعLOX / LH 2
نسبة الخليط6.03:1
دورةاحتراق على مراحل ثنائي المحور غني بالوقود
إعدادات
نسبة الفوهة78:1 [1]
أداء
الدفع والفراغ2,279  كيلو نيوتن (512,300  رطل قوة ) [1]
الدفع، مستوى سطح البحر1,860 كيلو نيوتن (418,000 رطل قوة) [1]
مدى الخانق67-109%
نسبة الدفع إلى الوزن73.1 [2]
ضغط الغرفة2,994 رطل/بوصة مربعة (20.64 ميجا باسكال) [1]
نبضة محددة ، فراغ452.3 ثانية (4.436 كم/ثانية) [1]
نبضة محددة ، مستوى سطح البحر366 ثانية (3.59 كم/ثانية) [1]
تدفق الكتلة514.49 كجم/ثانية (1,134.26 رطل/ثانية)
أبعاد
طول4.3 متر (168 بوصة)
القطر2.4 متر (96 بوصة)
كتلة جافة3,177 كجم (7,004 رطل) [2]
مراجع
مراجع[3] [2]
ملحوظاتالبيانات مخصصة لـ RS-25D عند 109% من مستوى الطاقة المقدرة.

RS -25 ، المعروف أيضًا باسم المحرك الرئيسي للمكوك الفضائي ( SSME )، [1] هو محرك صاروخي يعمل بالوقود السائل ومبرد بالماء والذي تم استخدامه في مكوك الفضاء التابع لوكالة ناسا ويستخدم في نظام الإطلاق الفضائي (SLS).

صُممت وصُنعت في الولايات المتحدة بواسطة Rocketdyne (لاحقًا Pratt & Whitney Rocketdyne و Aerojet Rocketdyne )، تحرق RS-25 وقود الهيدروجين السائل المبرد (درجة حرارة منخفضة جدًا) والأكسجين السائل ، حيث ينتج كل محرك 1859 كيلو نيوتن (418000 رطل ) من الدفع عند الإقلاع. على الرغم من أن تراث RS-25 يعود إلى ستينيات القرن العشرين، إلا أن تطويره المتضافر بدأ في السبعينيات مع أول رحلة، STS-1 ، في 12 أبريل 1981. خضعت RS-25 لترقيات على مدار تاريخها التشغيلي لتحسين قوة دفع المحرك وموثوقيته وسلامته وحمل الصيانة.

ينتج المحرك نبضة محددة ( I sp ) مدتها 452 ثانية (4.43 كيلو نيوتن ثانية/كجم) في الفراغ، أو 366 ثانية (3.59 كيلو نيوتن ثانية/كجم) عند مستوى سطح البحر، وله كتلة تبلغ حوالي 3.5 طن (7700 رطل)، وهو قادر على خفض ما بين 67% و109% من مستوى قدرته المقدرة بزيادات قدرها واحد بالمائة. تعمل مكونات RS-25 في درجات حرارة تتراوح من -253 إلى 3300 درجة مئوية (-400 إلى 6000 درجة فهرنهايت). [1]

استخدمت مركبة الفضاء مجموعة من ثلاثة محركات RS-25 مثبتة في مؤخرة المركبة الفضائية ، مع سحب الوقود من الخزان الخارجي . تم استخدام المحركات للدفع طوال صعود المركبة الفضائية، مع زيادة الدفع الإجمالي بواسطة معززين صاروخيين صلبين ومحركي نظام المناورة المدارية AJ10 للمركبة الفضائية . بعد كل رحلة، تمت إزالة محركات RS-25 من المركبة الفضائية وفحصها وتجديدها ثم إعادة استخدامها في مهمة أخرى.

تم تركيب أربعة محركات RS-25 على كل نظام إطلاق فضائي، يتم وضعها في قسم المحرك عند قاعدة المرحلة الأساسية، ويتم استخدامها بعد الاستخدام. تستخدم الرحلات الأربع الأولى لنظام الإطلاق الفضائي محركات حديثة ومجددة تم بناؤها لبرنامج مكوك الفضاء. ستستخدم الرحلات اللاحقة محرك RS-25E مبسط يسمى Production Restart، والذي يخضع للاختبار والتطوير.

عناصر

تدفق الوقود RS-25

يتكون محرك RS-25 من مضخات وصمامات ومكونات أخرى تعمل في انسجام لإنتاج الدفع . يدخل الوقود ( الهيدروجين السائل ) والمؤكسد ( الأكسجين السائل ) من الخزان الخارجي للمكوك الفضائي إلى المركبة الفضائية عند صمامات الفصل السُرِّية ومن هناك يتدفقان عبر خطوط تغذية نظام الدفع الرئيسي للمركبة الفضائية (MPS)؛ بينما في نظام الإطلاق الفضائي (SLS)، يتدفق الوقود والمؤكسد من المرحلة الأساسية للصاروخ مباشرة إلى خطوط MPS. بمجرد دخول خطوط MPS، يتفرع الوقود والمؤكسد كل منهما إلى مسارات منفصلة لكل محرك (ثلاثة على متن المكوك الفضائي، وأربعة على SLS). في كل فرع، تسمح الصمامات المسبقة للدوافع بدخول المحرك. [4] [5]

بمجرد دخولها إلى المحرك، تتدفق الدوافع عبر مضخات توربينية للوقود والمؤكسد منخفضة الضغط (LPFTP و LPOTP)، ومن هناك إلى مضخات توربينية عالية الضغط (HPFTP و HPOTP). ومن هذه المضخات، تسلك الدوافع مسارات مختلفة عبر المحرك. ينقسم المؤكسد إلى أربعة مسارات منفصلة: إلى المبادل الحراري للمؤكسد ، والذي ينقسم بعد ذلك إلى أنظمة الضغط وقمع بوجو لخزان المؤكسد ؛ إلى مضخة توربينية منخفضة الضغط للمؤكسد (LPOTP)؛ إلى الموقد المسبق للمؤكسد عالي الضغط، والذي ينقسم منه إلى توربين HPFTP وHPOTP قبل إعادة توحيده في مشعب الغاز الساخن وإرساله إلى غرفة الاحتراق الرئيسية (MCC)؛ أو مباشرة إلى حاقنات غرفة الاحتراق الرئيسية (MCC).

في هذه الأثناء، يتدفق الوقود عبر صمام الوقود الرئيسي إلى أنظمة التبريد التجديدي للفوهة وMCC، أو عبر صمام سائل التبريد في الغرفة. ثم يمر الوقود الذي يمر عبر نظام تبريد MCC مرة أخرى عبر توربين LPFTP قبل توجيهه إما إلى نظام ضغط خزان الوقود أو إلى نظام تبريد مشعب الغاز الساخن (حيث يمر إلى MCC). ثم يتم إرسال الوقود في أنظمة تبريد الفوهة وصمام سائل التبريد في الغرفة عبر الشعلات المسبقة إلى توربين HPFTP وHPOTP قبل إعادة توحيده مرة أخرى في مشعب الغاز الساخن، حيث يمر من هناك إلى حاقنات MCC. بمجرد دخولها إلى الحاقنات، يتم خلط الوقود وحقنه في غرفة الاحتراق الرئيسية حيث يتم إشعالها. يؤدي طرد خليط الوقود المحترق من خلال حلق وجرس فوهة المحرك إلى خلق الدفع. [4]

مضخات توربينية

نظام المؤكسد

مضخة التوربين المؤكسد منخفض الضغط (LPOTP) هي مضخة ذات تدفق محوري تعمل بسرعة تقارب 5150 دورة في الدقيقة مدفوعة بتوربين من ست مراحل يعمل بالأكسجين السائل عالي الضغط من مضخة التوربين المؤكسد عالي الضغط (HPOTP). تعمل على تعزيز ضغط الأكسجين السائل من 0.7 إلى 2.9 ميجا باسكال (100 إلى 420 رطل/بوصة مربعة)، ثم يتم توفير التدفق من LPOTP إلى HPOTP. أثناء تشغيل المحرك، تسمح زيادة الضغط لمضخة المؤكسد عالي الضغط بالعمل بسرعات عالية دون تجويف . يتم توصيل LPOTP، التي يبلغ قياسها تقريبًا 450 × 450 مم (18 × 18 بوصة)، بقنوات الوقود الخاصة بالمركبة ويتم دعمها في وضع ثابت من خلال تركيبها على هيكل مركبة الإطلاق. [4]

ثم يتم تركيب مجمع نظام قمع تذبذب بوجو قبل HPOTP . [6] للاستخدام، يتم شحنه مسبقًا وبعد ذلك بالهيليوم وشحنه بالغاز O
2من المبادل الحراري، ولأنه لا يحتوي على أي غشاء، فإنه يعمل عن طريق إعادة تدوير غاز الشحنة بشكل مستمر. يوجد عدد من الحواجز من أنواع مختلفة داخل المجمع للتحكم في الانسياب والاضطراب، وهو أمر مفيد في حد ذاته وأيضًا لمنع تسرب الغاز إلى قناة المؤكسد منخفض الضغط ليتم تناوله في محطة المعالجة الحرارية عالية الضغط.

يتكون HPOTP من مضختين طرد مركزي أحاديتي المرحلة (المضخة الرئيسية ومضخة الحرق المسبق) مثبتتين على عمود مشترك ويتم تشغيلهما بواسطة توربين غازي ساخن ثنائي المرحلة. تعمل المضخة الرئيسية على تعزيز ضغط الأكسجين السائل من 2.9 إلى 30 ميجا باسكال (420 إلى 4350 رطل لكل بوصة مربعة) أثناء التشغيل عند حوالي 28120 دورة في الدقيقة، مما يعطي خرج طاقة يبلغ 23260  حصانًا (17.34  ميجاوات ). ينقسم تدفق تفريغ HPOTP إلى عدة مسارات، أحدها يقود توربين LPOTP. مسار آخر هو إلى صمام المؤكسد الرئيسي ومن خلاله ويدخل إلى غرفة الاحتراق الرئيسية. يتم سحب مسار تدفق صغير آخر وإرساله إلى المبادل الحراري المؤكسد . يتدفق الأكسجين السائل عبر صمام مضاد للفيضانات يمنعه من دخول المبادل الحراري حتى تتوفر حرارة كافية للمبادل الحراري لاستخدام الحرارة الموجودة في الغازات المنبعثة من توربين HPOTP، وتحويل الأكسجين السائل إلى غاز. يتم إرسال الغاز إلى مشعب ثم توجيهه لزيادة الضغط على خزان الأكسجين السائل. يدخل مسار آخر مضخة الموقد المسبق للمرحلة الثانية من HPOTP لتعزيز ضغط الأكسجين السائل من 30 إلى 51 ميجا باسكال (4300 رطل لكل بوصة مربعة إلى 7400 رطل لكل بوصة مربعة). يمر عبر صمام مؤكسد الموقد المسبق للمؤكسد إلى الموقد المسبق للمؤكسد ومن خلال صمام مؤكسد الموقد المسبق للوقود إلى الموقد المسبق للوقود. يبلغ قياس HPOTP حوالي 600 × 900 مم (24 × 35 بوصة). يتم توصيله بواسطة حواف بمشعب الغاز الساخن. [4]

يتم تثبيت توربينات HPOTP ومضخات HPOTP على عمود مشترك. يمكن أن يؤدي اختلاط الغازات الساخنة الغنية بالوقود في قسم التوربين والأكسجين السائل في المضخة الرئيسية إلى حدوث خطر، ولمنع ذلك، يتم فصل القسمين بواسطة تجويف يتم تطهيره باستمرار بواسطة إمداد الهيليوم من المحرك أثناء تشغيل المحرك. يقلل ختمان من التسرب إلى التجويف؛ يقع ختم واحد بين قسم التوربين والتجويف، بينما يقع الآخر بين قسم المضخة والتجويف. يؤدي فقدان ضغط الهيليوم في هذا التجويف إلى إيقاف تشغيل المحرك تلقائيًا. [4]

نظام الوقود

مضخة الوقود التوربينية منخفضة الضغط (LPFTP) هي مضخة ذات تدفق محوري تعمل بواسطة توربين ثنائي المرحلة يعمل بالهيدروجين الغازي. تعمل على تعزيز ضغط الهيدروجين السائل من 30 إلى 276 رطل/بوصة مربعة (0.2 إلى 1.9 ميجا باسكال) وتزوده بمضخة الوقود التوربينية عالية الضغط (HPFTP). أثناء تشغيل المحرك، تسمح زيادة الضغط التي توفرها LPFTP لمضخة الوقود التوربينية عالية الضغط بالعمل بسرعات عالية دون تجويف. تعمل LPFTP عند حوالي 16185 دورة في الدقيقة ، ويبلغ حجمها حوالي 450 × 600 مم (18 × 24 بوصة). وهي متصلة بقنوات الوقود الخاصة بالمركبة ومدعومة في وضع ثابت من خلال تركيبها على هيكل مركبة الإطلاق. [4]

مضخة الطرد المركزي HPFTP هي مضخة طرد مركزي ثلاثية المراحل تعمل بواسطة توربين غازي ساخن ثنائي المرحلة. تعمل على تعزيز ضغط الهيدروجين السائل من 1.9 إلى 45 ميجا باسكال (276 إلى 6515 رطل/بوصة مربعة)، وتعمل بسرعة تقريبية تبلغ 35360 دورة في الدقيقة بقوة 71140  حصان (53.05  ميجاوات ). يتم توجيه تدفق التفريغ من المضخة التوربينية إلى الصمام الرئيسي ومن خلاله ثم يتم تقسيمه إلى ثلاثة مسارات تدفق. يمر أحد المسارات عبر غلاف غرفة الاحتراق الرئيسية، حيث يتم استخدام الهيدروجين لتبريد جدران الغرفة. ثم يتم توجيهه من غرفة الاحتراق الرئيسية إلى LPFTP، حيث يتم استخدامه لتشغيل توربين LPFTP. ثم يتم توجيه جزء صغير من التدفق من LPFTP إلى مشعب مشترك من جميع المحركات الثلاثة لتشكيل مسار واحد إلى خزان الهيدروجين السائل للحفاظ على الضغط. يمر الهيدروجين المتبقي بين الجدران الداخلية والخارجية لمشعب الغاز الساخن لتبريده ثم يتم تفريغه في غرفة الاحتراق الرئيسية. يمر مسار تدفق هيدروجين ثانٍ من صمام الوقود الرئيسي عبر فوهة المحرك (لتبريد الفوهة). ثم ينضم إلى مسار التدفق الثالث من صمام سائل تبريد الغرفة. يتم توجيه هذا التدفق المشترك بعد ذلك إلى مشاعل الوقود والمؤكسد المسبقة. يبلغ حجم HPFTP حوالي 550 × 1100 مم (22 × 43 بوصة) ويتم توصيله بمشعب الغاز الساخن بواسطة حواف. [4]

رأس الطاقة

إن SSME عبارة عن شبكة مدمجة من الأنابيب المتصلة بفوهة صاروخية أكبر بكثير.
يحمل الأنبوب الفضي الكبير الموجود أعلى الأنبوب الوقود من مضخة الوقود التوربينية منخفضة الضغط (غير مرئية) إلى مضخة الوقود التوربينية عالية الضغط (HPFTP، الأسطوانة الفضية في الأسفل إلى اليسار). الجزء العلوي من مضخة الوقود التوربينية عالية الضغط مثبت بجزء من مشعب الغاز الساخن (أسود، مع أنبوب قطري بني)، وفوق ذلك يوجد موقد الوقود المسبق (أسود أيضًا، مع دخول الأنبوب البني على اليمين). [6]

حارقات مسبقة

يتم لحام المؤكسد وموقد الوقود المسبق بمشعب الغاز الساخن. يدخل الوقود والمؤكسد إلى مواقد الوقود المسبقة ويتم خلطهما حتى يمكن حدوث احتراق فعال. إن موقد الإشعال المعزز هو غرفة تركيبية صغيرة تقع في وسط حاقن كل موقد مسبق. يتم تنشيط مشعلي شرارة مزدوجين زائدين عن الحاجة بواسطة وحدة التحكم في المحرك ويتم استخدامهما أثناء تسلسل بدء تشغيل المحرك لبدء الاحتراق في كل موقد مسبق. يتم إيقاف تشغيلهما بعد حوالي ثلاث ثوانٍ لأن عملية الاحتراق تكون ذاتية الاستدامة بعد ذلك. تنتج مواقد الوقود المسبقة الغازات الساخنة الغنية بالوقود والتي تمر عبر التوربينات لتوليد الطاقة اللازمة لتشغيل مضخات التوربينات عالية الضغط. يعمل تدفق الموقد المسبق المؤكسد على تشغيل توربين متصل بمضخة الوقود عالية الضغط ومضخة الموقد المسبق المؤكسد. يعمل تدفق الموقد المسبق للوقود على تشغيل توربين متصل بمضخة الوقود عالية الضغط. [4]

تعتمد سرعة توربينات HPOTP و HPFTP على موضع صمامات المؤكسد وموقد الوقود المسبق المقابلة. يتم وضع هذه الصمامات بواسطة وحدة التحكم في المحرك، والتي تستخدمها لخنق تدفق الأكسجين السائل إلى الشعلات المسبقة، وبالتالي التحكم في دفع المحرك. تعمل صمامات المؤكسد وموقد الوقود المسبق على زيادة أو تقليل تدفق الأكسجين السائل، وبالتالي زيادة أو تقليل ضغط غرفة الموقد المسبق، وسرعة توربينات HPOTP و HPFTP، وتدفق الأكسجين السائل والهيدروجين الغازي إلى غرفة الاحتراق الرئيسية، مما يزيد أو يقلل من دفع المحرك. تعمل صمامات المؤكسد وموقد الوقود المسبق معًا لخنق المحرك والحفاظ على نسبة خليط الوقود ثابتة 6.03:1. [3]

تتحكم صمامات المؤكسد الرئيسي والوقود الرئيسي في تدفق الأكسجين السائل والهيدروجين السائل إلى المحرك ويتم التحكم فيها بواسطة كل وحدة تحكم في المحرك. عندما يعمل المحرك، تكون الصمامات الرئيسية مفتوحة بالكامل. [4]

غرفة الاحتراق الرئيسية

تستقبل غرفة الاحتراق الرئيسية للمحرك (MCC) غازًا ساخنًا غنيًا بالوقود من دائرة تبريد مشعب الغاز الساخن. يدخل الهيدروجين الغازي والأكسجين السائل الغرفة عند الحاقن، الذي يخلط الوقود. يتم إشعال الخليط بواسطة "مشعل الشرارة المعزز"، وهو شعلة H 2 /O 2 في وسط رأس الحاقن. [7] يتم لحام مجموعة الحاقن والقبة الرئيسية بمشعب الغاز الساخن، كما يتم تثبيت MCC أيضًا بمشعب الغاز الساخن. [4] يتكون MCC من غلاف هيكلي مصنوع من Inconel 718 مبطن بسبيكة من النحاس والفضة والزركونيوم تسمى NARloy -Z، تم تطويرها خصيصًا لـ RS-25 في السبعينيات. يتم تشكيل حوالي 390 قناة في جدار البطانة لنقل الهيدروجين السائل عبر البطانة لتوفير تبريد MCC، حيث تصل درجة الحرارة في غرفة الاحتراق إلى 3300 درجة مئوية (6000 درجة فهرنهايت) أثناء الطيران - أعلى من نقطة غليان الحديد . [8] [9]

البديل لبناء محركات RS-25 لاستخدامها في مهام SLS هو استخدام السيراميك البنيوي المتقدم، مثل الطلاءات الحاجزة الحرارية (TBCs) والمركبات الخزفية المصفوفة (CMCs). [10] تمتلك هذه المواد موصلات حرارية أقل بكثير من السبائك المعدنية، مما يسمح باحتراق أكثر كفاءة وتقليل متطلبات التبريد. TBCs هي طبقات رقيقة من أكسيد السيراميك المترسبة على المكونات المعدنية، وتعمل كحاجز حراري بين منتجات الاحتراق الغازية الساخنة والقشرة المعدنية. يمكن لـ TBC المطبق على غلاف Inconel 718 أثناء الإنتاج أن يطيل عمر المحرك ويقلل من تكاليف التبريد. علاوة على ذلك، تمت دراسة CMCs كبديل للسبائك الفائقة القائمة على النيكل وتتكون من ألياف عالية القوة (BN، C) موزعة باستمرار في مصفوفة SiC. يمكن أن يوفر MCC المكون من CMC، على الرغم من أنه أقل دراسة وأبعد عن الإثمار من تطبيق TBC، مستويات غير مسبوقة من كفاءة المحرك.

فوهة

ثلاث فوهات لمحرك صاروخي على شكل جرس تبرز من الهيكل الخلفي لمركبة فضائية. المجموعة مرتبة بشكل مثلث، مع محرك واحد في الأعلى واثنتان في الأسفل. يمكن رؤية فوهتين أصغر حجمًا على يسار ويمين المحرك العلوي، وزعنفة ذيل المركبة الفضائية تبرز لأعلى باتجاه أعلى الصورة. في الخلفية السماء الليلية وعناصر من معدات التطهير.
فوهات محركات RS-25 الثلاثة التابعة لمكوك الفضاء كولومبيا بعد هبوط الرحلة STS-93 . النقطة المضيئة في فوهة المحرك 3 ناتجة عن الضرر الذي حدث أثناء الإقلاع.

يبلغ طول فوهة المحرك 121 بوصة (3.1 م) وقطرها 10.3 بوصة (0.26 م) عند حلقها و90.7 بوصة (2.30 م) عند مخرجها. [11] الفوهة عبارة عن امتداد على شكل جرس مثبت بمسامير في غرفة الاحتراق الرئيسية، ويشار إليها باسم فوهة دي لافال . تتميز فوهة RS-25 بنسبة توسع كبيرة بشكل غير عادي (حوالي 69: 1) لضغط الغرفة. [12] عند مستوى سطح البحر، تخضع فوهة بهذه النسبة عادةً لفصل تدفق النفاثة عن الفوهة، مما قد يتسبب في صعوبات في التحكم وقد يؤدي حتى إلى إتلاف السيارة ميكانيكيًا. ومع ذلك، لمساعدة تشغيل المحرك، قام مهندسو Rocketdyne بتغيير زاوية جدران الفوهة من الأمثل النظري للدفع، مما يقللها بالقرب من المخرج. يؤدي هذا إلى رفع الضغط حول الحافة إلى ضغط مطلق بين 4.6 و 5.7 رطل لكل بوصة مربعة (32 و 39 كيلو باسكال)، ويمنع فصل التدفق. الجزء الداخلي من التدفق يكون عند ضغط أقل بكثير، حوالي 2 رطل لكل بوصة مربعة (14 كيلو باسكال) أو أقل. [13] يتم تبريد السطح الداخلي لكل فوهة بواسطة الهيدروجين السائل المتدفق عبر ممرات سائل التبريد في جدار أنبوب الفولاذ المقاوم للصدأ الملحوم . على متن مكوك الفضاء، حلقة دعم ملحومة بالطرف الأمامي للفوهة هي نقطة ربط المحرك بالدرع الحراري المزود بالمركبة المدارية. الحماية الحرارية ضرورية بسبب الأجزاء المعرضة للفوهات أثناء مراحل الإطلاق والصعود والمدار والدخول في المهمة. يتكون العزل من أربع طبقات من الحشو المعدني المغطى برقائق معدنية وشاشة. [4]

وحدة التحكم

صندوق مستطيل أسود، مزود بزعانف تبريد مثبتة على سطحه الخارجي. وتمتد أنابيب وأسلاك مختلفة من جانب الصندوق المواجه للكاميرا، بينما يتم تثبيت الجانب الآخر بمجموعة من السباكة الفضية. ويقع الصندوق بين أسلاك وقطع أخرى من الأجهزة، كما توجد بعض ملصقات التحذير المرفقة بالغلاف.
وحدة تحكم المحرك الرئيسي RS-25D Block II

تم تجهيز كل محرك بوحدة تحكم رئيسية للمحرك (MEC)، وهو كمبيوتر متكامل يتحكم في جميع وظائف المحرك (من خلال استخدام الصمامات) ويراقب أدائه. تم بناء كل وحدة تحكم رئيسية للمحرك بواسطة شركة Honeywell Aerospace ، وتتكون في الأصل من جهازي كمبيوتر Honeywell HDC-601 زائدين عن الحاجة ، [14] تم ترقيتها لاحقًا إلى نظام يتكون من معالجين مزدوجي التكرار من Motorola 68000 (M68000) (بإجمالي أربعة معالجات M68000 لكل وحدة تحكم). [15] يؤدي تثبيت وحدة التحكم على المحرك نفسه إلى تبسيط الأسلاك بين المحرك ومركبة الإطلاق بشكل كبير، لأن جميع أجهزة الاستشعار والمحركات متصلة مباشرة بوحدة التحكم فقط، ثم يتم توصيل كل وحدة تحكم رئيسية للمحرك بأجهزة الكمبيوتر العامة للأغراض المدارية (GPCs) أو مجموعة إلكترونيات الطيران الخاصة بـ SLS عبر وحدة واجهة المحرك الخاصة بها (EIU). [16] يؤدي استخدام نظام مخصص أيضًا إلى تبسيط البرنامج وبالتالي تحسين موثوقيته.

يتكون جهاز التحكم من حاسوبين مستقلين بمعالجين مركزيين، A وB، مما يوفر التكرار للنظام. يؤدي فشل نظام التحكم A تلقائيًا إلى التحول إلى نظام التحكم B دون إعاقة القدرات التشغيلية؛ سيؤدي الفشل اللاحق لنظام التحكم B إلى إيقاف تشغيل سلس للمحرك. داخل كل نظام (A وB)، يعمل معالجا M68000 في خطوة متزامنة ، مما يتيح لكل نظام اكتشاف الأعطال من خلال مقارنة مستويات الإشارة على حافلات معالجي M68000 داخل ذلك النظام. إذا تم مواجهة اختلافات بين الناقلين، فسيتم إنشاء مقاطعة وتسليم التحكم إلى النظام الآخر. نظرًا للاختلافات الدقيقة بين معالجات M68000 من Motorola والشركة المصنعة للمصدر الثاني TRW ، يستخدم كل نظام معالجات M68000 من نفس الشركة المصنعة (على سبيل المثال، سيكون للنظام A وحدتي معالجة مركزية من Motorola بينما سيكون للنظام B وحدتي معالجة مركزية من تصنيع TRW). كانت ذاكرة وحدات التحكم من النوع I من النوع ذي الأسلاك المطلية ، والتي تعمل بطريقة مماثلة للذاكرة الأساسية المغناطيسية وتحتفظ بالبيانات حتى بعد إيقاف تشغيل الطاقة. [17] تستخدم وحدات التحكم Block II ذاكرة وصول عشوائي ثابتة CMOS تقليدية . [15]

صُممت وحدات التحكم لتكون قوية بما يكفي لتحمل قوى الإطلاق وأثبتت أنها شديدة المرونة في مواجهة التلف. أثناء التحقيق في حادث تشالنجر ، تم تسليم وحدتي التحكم الميكانيكية (من محركات 2020 و2021)، التي تم انتشالها من قاع البحر، إلى شركة هانيويل للطيران للفحص والتحليل. تم كسر وحدة تحكم واحدة من جانب واحد، وكلاهما تعرض للتآكل الشديد والتلف بسبب الحياة البحرية. تم تفكيك كلتا الوحدتين وغسل وحدات الذاكرة بالماء منزوع الأيونات . بعد تجفيفها وخبزها في الفراغ ، تم استرداد البيانات من هذه الوحدات للفحص الجنائي. [18]

الصمامات الرئيسية

للتحكم في خرج المحرك، يقوم MEC بتشغيل خمسة صمامات دفع تعمل هيدروليكيًا على كل محرك؛ صمام مؤكسد الموقد المسبق، وصمام مؤكسد الموقد المسبق للوقود، وصمام المؤكسد الرئيسي، وصمام الوقود الرئيسي، وصمام سائل تبريد الغرفة. في حالة الطوارئ، يمكن إغلاق الصمامات بالكامل باستخدام نظام إمداد الهيليوم الخاص بالمحرك كنظام تشغيل احتياطي. [4]

في مكوك الفضاء، تم استخدام الصمامات الرئيسية المؤكسدة وصمامات تفريغ الوقود بعد الإغلاق لتفريغ أي وقود متبقي، مع تفريغ الأكسجين السائل المتبقي من خلال المحرك وتفريغ الهيدروجين السائل المتبقي من خلال صمامات تعبئة وتصريف الهيدروجين السائل. بعد اكتمال التفريغ، أغلقت الصمامات وظلت مغلقة لبقية المهمة. [4]

يتم تركيب صمام التحكم في سائل التبريد على قناة تجاوز سائل التبريد في غرفة الاحتراق لكل محرك. ينظم متحكم المحرك كمية الهيدروجين الغازي المسموح لها بتجاوز حلقة سائل التبريد بالفوهة، وبالتالي التحكم في درجة حرارتها. يكون صمام سائل التبريد في الغرفة مفتوحًا بنسبة 100% قبل بدء تشغيل المحرك. أثناء تشغيل المحرك، يكون مفتوحًا بنسبة 100% لإعدادات الخانق من 100 إلى 109%. لإعدادات الخانق بين 65 و100%، يتراوح موضعه من 66.4 إلى 100%. [4]

جيمبال

فيديوهات خارجية
ايقونة الفيديواختبار جيمبال RS-25
اختبار جيمبال RS-25

يتم تثبيت كل محرك بمحمل جيمبال ، وهو مفصل كروي عالمي يتم تثبيته بمركبة الإطلاق من خلال حافته العلوية وبالمحرك من خلال حافته السفلية. إنه يمثل واجهة الدفع بين المحرك ومركبة الإطلاق، ويدعم 7480 رطلاً (3390 كجم) من وزن المحرك ويتحمل أكثر من 500000 رطل (2200000 نيوتن) من الدفع. بالإضافة إلى توفير وسيلة لربط المحرك بمركبة الإطلاق، يسمح محمل الجيمبال للمحرك بالدوران (أو "الجيمبال") حول محورين من الحرية بمدى ±10.5 درجة. [19] تسمح هذه الحركة بتغيير متجه دفع المحرك، وبالتالي توجيه المركبة في الاتجاه الصحيح. يعد نطاق الجيمبال الكبير نسبيًا ضروريًا لتصحيح زخم الملعب الذي يحدث بسبب مركز الكتلة المتغير باستمرار حيث تحرق المركبة الوقود أثناء الطيران وبعد انفصال المعزز. تبلغ أبعاد مجموعة المحمل حوالي 290 × 360 ملم (11 × 14 بوصة)، وتبلغ كتلتها 105 رطل (48 كجم)، وهي مصنوعة من سبيكة التيتانيوم . [6]

تم تركيب مضخات الأكسجين منخفضة الضغط ومضخات الوقود منخفضة الضغط على مسافة 180 درجة على هيكل الدفع الخلفي لجسم المركبة المدارية. تحتوي الخطوط من مضخات الضغط المنخفض إلى مضخات الضغط العالي على منفاخ مرن يسمح لمضخات الضغط المنخفض بالبقاء ثابتة بينما يتم تثبيت بقية المحرك للتحكم في ناقل الدفع، وأيضًا لمنع تلف المضخات عند تطبيق الأحمال عليها. يتم عزل خط الهيدروجين السائل من LPFTP إلى HPFTP لمنع تكوين الهواء السائل. [4]

نظام الهيليوم

بالإضافة إلى أنظمة الوقود والمؤكسدات، تم تجهيز نظام الدفع الرئيسي لمركبة الإطلاق أيضًا بنظام هيليوم يتكون من عشرة خزانات تخزين بالإضافة إلى منظمات مختلفة وصمامات فحص وخطوط توزيع وصمامات تحكم. يتم استخدام النظام أثناء الطيران لتطهير المحرك ويوفر الضغط لتشغيل صمامات المحرك داخل نظام إدارة الوقود وأثناء عمليات الإغلاق الطارئة. أثناء الدخول، على متن مكوك الفضاء، تم استخدام أي هيليوم متبقي لتطهير المحركات أثناء إعادة الدخول وإعادة الضغط. [4]

تاريخ

تطوير

اختبار RS-25 في مركز ستينيس الفضائي في أوائل عام 2015

يعود تاريخ RS-25 إلى ستينيات القرن العشرين عندما كان مركز مارشال لرحلات الفضاء التابع لوكالة ناسا وروكيتداين يجريان سلسلة من الدراسات على المحركات ذات الضغط العالي، والتي تم تطويرها من محرك J-2 الناجح المستخدم في المراحل العليا S-II وS-IVB من صاروخ ساتورن V أثناء برنامج أبولو . أجريت الدراسات في إطار برنامج لترقية محركات ساتورن V، والذي أنتج تصميمًا لمحرك المرحلة العليا بقوة 350.000 رطل (1600 كيلو نيوتن) المعروف باسم HG-3 . [20] مع انخفاض مستويات التمويل لأبولو، تم إلغاء HG-3 بالإضافة إلى محركات F-1 المطورة التي تم اختبارها بالفعل. [21] كان تصميم HG-3 هو الذي سيشكل الأساس لـ RS-25. [22]

وفي الوقت نفسه، في عام 1967، مولت القوات الجوية الأمريكية دراسة حول أنظمة الدفع الصاروخي المتقدمة لاستخدامها خلال مشروع Isinglass ، حيث طُلب من Rocketdyne التحقيق في محركات aerospike و Pratt & Whitney (P&W) للبحث عن محركات أكثر كفاءة من نوع فوهة دي لافال التقليدية . في ختام الدراسة، قدمت P&W اقتراحًا لمحرك بقوة 250000 رطل يسمى XLR -129 ، والذي يستخدم فوهة توسع ذات وضعين لتوفير كفاءة متزايدة على نطاق واسع من الارتفاعات. [23] [24]

في يناير 1969، منحت وكالة ناسا عقودًا لشركة جنرال ديناميكس، ولوكهيد، وماكدونيل دوغلاس، ونورث أمريكان روكويل لبدء التطوير المبكر لمكوك الفضاء. [25] وكجزء من دراسات "المرحلة أ" هذه، اختارت الشركات المعنية نسخة مطورة من محرك XLR-129، الذي يطور 415000 رطل (1850 كيلو نيوتن)، كمحرك أساسي لتصميماتها. [23] يمكن العثور على هذا التصميم في العديد من إصدارات المكوك المخطط لها حتى القرار النهائي. ومع ذلك، نظرًا لأن وكالة ناسا كانت مهتمة بدفع أحدث التقنيات بكل الطرق، فقد قررت اختيار تصميم أكثر تقدمًا من أجل "فرض تقدم في تكنولوجيا محرك الصواريخ". [12] [23] لقد طالبوا بتصميم جديد يعتمد على غرفة احتراق عالية الضغط تعمل عند حوالي 3000 رطل لكل بوصة مربعة (21000 كيلو باسكال)، مما يزيد من أداء المحرك.

بدأ التطوير في عام 1970، عندما أصدرت وكالة ناسا طلبًا لتقديم عروض لدراسات مفهوم المحرك الرئيسي "المرحلة ب"، والتي تتطلب تطوير محرك احتراق مرحلي قابل للخنق من نوع دي لافال. [12] [23] استند الطلب إلى التصميم الحالي آنذاك لمكوك الفضاء والذي يتميز بمرحلتين قابلتين لإعادة الاستخدام، المركبة المدارية ومعزز طيران عائد مأهول، ويتطلب محركًا واحدًا قادرًا على تشغيل كلتا المركبتين عبر فوهتين مختلفتين (12 محركًا معززًا بقوة دفع عند مستوى سطح البحر تبلغ 550.000 رطل (2.400 كيلو نيوتن) لكل منهما و3 محركات مدارية بقوة دفع فراغية تبلغ 632.000 رطل (2.810 كيلو نيوتن) لكل منهما). [12] تم اختيار Rocketdyne وP&W و Aerojet General لتلقي التمويل على الرغم من التطوير المتقدم بالفعل لشركة P&W (إظهار محرك مفهومي يعمل بقوة 350,000 رطل (1,600 كيلو نيوتن) خلال العام) والخبرة السابقة لشركة Aerojet General في تطوير محرك M-1 بقوة 1,500,000 رطل (6,700 كيلو نيوتن) ، اضطرت Rocketdyne إلى وضع مبلغ كبير من المال الخاص في عملية التصميم للسماح للشركة باللحاق بمنافسيها. [23]

بحلول الوقت الذي مُنح فيه العقد، كانت الضغوط المالية تعني أن تصميم المكوك قد تغير إلى مداره النهائي وخزانه الخارجي وتكوينه المعزز، وبالتالي لم يكن المحرك مطلوبًا إلا لتشغيل المدار أثناء الصعود. [12] خلال فترة الدراسة "المرحلة ب" التي استمرت عامًا، تمكنت Rocketdyne من الاستفادة من خبرتها في تطوير محرك HG-3 لتصميم اقتراح SSME الخاص بها، وإنتاج نموذج أولي بحلول يناير 1971. استخدم المحرك سبيكة نحاس - زركونيوم جديدة طورتها Rocketdyne (تسمى NARloy-Z) وتم اختبارها في 12 فبراير 1971، مما أدى إلى إنتاج ضغط غرفة يبلغ 3172 رطل لكل بوصة مربعة (21870 كيلو باسكال). قدمت الشركات الثلاث المشاركة عطاءاتها لتطوير المحرك في أبريل 1971، وتم منح Rocketdyne العقد في 13 يوليو 1971 - على الرغم من أن العمل لم يبدأ في تطوير المحرك حتى 31 مارس 1972، بسبب التحدي القانوني من P&W. [12] [23]

بعد منح العقد، تم إجراء مراجعة أولية للتصميم في سبتمبر 1972، تلاها مراجعة تصميمية حاسمة في سبتمبر 1976 وبعدها تم تحديد تصميم المحرك وبدأ بناء أول مجموعة من المحركات القادرة على الطيران. تم إجراء مراجعة نهائية لجميع مكونات مكوك الفضاء، بما في ذلك المحركات، في عام 1979. عملت مراجعات التصميم بالتوازي مع العديد من مراحل الاختبار، والاختبارات الأولية التي تتكون من مكونات المحرك الفردية والتي حددت أوجه القصور في مناطق مختلفة من التصميم، بما في ذلك HPFTP وHPOTP والصمامات والفوهة ومواقد الوقود المسبقة. تلا اختبارات مكونات المحرك الفردية أول اختبار لمحرك كامل (0002) في 16 مارس 1977، بعد إنشاء خط التجميع النهائي الخاص به في مصنع Rocketdyne الرئيسي في كانوجا بارك، لوس أنجلوس . [26] حددت وكالة ناسا أنه قبل أول رحلة للمكوك، يجب أن تكون المحركات قد خضعت لما لا يقل عن 65000 ثانية من الاختبار، وهو إنجاز تم الوصول إليه في 23 مارس 1980، حيث خضع المحرك لـ 110253 ثانية من الاختبار بحلول وقت STS-1 سواء على منصات الاختبار في مركز ستينيس الفضائي أو مثبتًا على مادة اختبار الدفع الرئيسية (MPTA). تم تسليم المجموعة الأولى من المحركات (2005 و2006 و2007) إلى مركز كينيدي للفضاء في عام 1979 وتم تثبيتها على كولومبيا ، قبل إزالتها في عام 1980 لمزيد من الاختبارات وإعادة تثبيتها على المركبة المدارية. تم تشغيل المحركات، التي كانت من تكوين أول رحلة مدارية مأهولة (FMOF) ومُعتمدة للعمل عند مستوى طاقة مُقدر بنسبة 100٪ (RPL)، في إطلاق استعداد للطيران لمدة عشرين ثانية في 20 فبراير 1981، وبعد الفحص، تم إعلان جاهزيتها للطيران. [12]

برنامج المكوك الفضائي

ثلاثة فوهات لمحرك صاروخي على شكل جرس تبرز من الهيكل الخلفي لمركبة فضائية. تم ترتيب المجموعة بشكل مثلث، مع محرك واحد في الأعلى واثنان في الأسفل، مع فوهتين أصغر حجمًا مرئيتين على يسار ويمين المحرك العلوي. المحركات الثلاثة الأكبر حجمًا تعمل، مع ظهور ألسنة اللهب البيضاء الساخنة من كل فوهة. يمكن رؤية معزز الصاروخ الصلب الأيسر للمكوك الفضائي (صاروخ أسطواني أبيض) في الخلفية، مع صاريي خدمة الذيل الرماديين الكبيرين المرئيين على يسار ويمين الهيكل الخلفي للمركبة.
المحركات الثلاثة الرئيسية من طراز RS-25D لمكوك الفضاء أتلانتس عند الإقلاع خلال رحلة STS-110
تسلسلات بدء التشغيل وإيقاف تشغيل SSME

كان لكل مكوك فضائي ثلاثة محركات RS-25، مثبتة في الهيكل الخلفي لمركبة المكوك الفضائي في منشأة معالجة المركبة قبل نقل المركبة إلى مبنى تجميع المركبات . إذا لزم الأمر، يمكن تغيير المحركات على المنصة. تم إشعال المحركات، التي تسحب الوقود من الخزان الخارجي للمكوك الفضائي (ET) عبر نظام الدفع الرئيسي للمركبة (MPS)، عند T−6.6 ثانية قبل الإقلاع (مع كل اشتعال متداخل بمقدار 120  مللي ثانية [27] )، مما سمح بفحص أدائها قبل إشعال معززات الصواريخ الصلبة للمكوك الفضائي (SRBs)، والتي التزمت بالمكوك للإطلاق. [28] عند الإطلاق، ستعمل المحركات بنسبة 100٪ من RPL، وتخفض إلى 104.5٪ فورًا بعد الإقلاع. ستحافظ المحركات على مستوى الطاقة هذا حتى حوالي T + 40 ثانية، حيث سيتم خنقها مرة أخرى إلى حوالي 70٪ لتقليل الأحمال الديناميكية الهوائية على مكوك الفضاء أثناء مروره عبر منطقة الضغط الديناميكي الأقصى، أو max. q . [ملاحظة 1] [23] [27] ثم سيتم خنق المحركات مرة أخرى حتى حوالي T + 8 دقائق، وعند هذه النقطة سيتم خنقها تدريجيًا إلى 67٪ لمنع المكوك من تجاوز 3  جرام من التسارع حيث أصبح أخف وزناً تدريجيًا بسبب استهلاك الوقود. ثم يتم إيقاف تشغيل المحركات، وهو إجراء يُعرف باسم قطع المحرك الرئيسي (MECO)، عند حوالي T + 8.5 دقيقة. [23]

بعد كل رحلة، سيتم إزالة المحركات من المركبة الفضائية ونقلها إلى منشأة معالجة المحرك الرئيسي للمكوك الفضائي (SSMEPF)، حيث سيتم فحصها وتجديدها استعدادًا لإعادة استخدامها في رحلة لاحقة. [29] تم إطلاق ما مجموعه 46 محركًا من طراز RS-25 قابلًا لإعادة الاستخدام، كل منها يكلف حوالي 40 مليون دولار أمريكي، خلال برنامج المكوك الفضائي، مع دخول كل محرك جديد أو تم تجديده إلى مخزون الرحلة والذي يتطلب تأهيل الطيران على أحد منصات الاختبار في مركز ستينيس الفضائي قبل الرحلة. [27] [30] [31]

الترقيات

مخطط يوضح تاريخ رحلات كل محرك RS-25 المستخدم أثناء برنامج مكوك الفضاء، مرتبًا حسب إصدار المحرك.
تاريخ رحلات المكوك الفضائي المحركات الرئيسية

على مدار برنامج مكوك الفضاء، خضع محرك RS-25 لسلسلة من الترقيات، بما في ذلك تغييرات في غرفة الاحتراق، وتحسين اللحامات وتغييرات في المضخة التوربينية في محاولة لتحسين أداء المحرك وموثوقيته وبالتالي تقليل كمية الصيانة المطلوبة بعد الاستخدام. ونتيجة لذلك، تم استخدام العديد من إصدارات محرك RS-25 أثناء البرنامج: [9] [23] [25] [ 27] [32] [33] [34] [35] [36]

  • FMOF (أول رحلة مدارية مأهولة): معتمدة لمستوى القدرة المقدر بنسبة 100% (RPL). تستخدم في مهام اختبار الطيران المداري STS-1 – STS-5 (محركات 2005 و2006 و2007).
  • المرحلة الأولى: تم استخدامها في المهمات STS-6 – STS-51-L ، حيث قدم محرك المرحلة الأولى عمر خدمة أطول وحصل على شهادة بنسبة 104% من معدل الاسترداد. تم استبداله بالمرحلة الثانية بعد كارثة تشالنجر .
  • المرحلة الثانية (RS-25A): تم استخدامها لأول مرة في رحلة STS-26 ، حيث قدم محرك المرحلة الثانية عددًا من ترقيات السلامة وتم اعتماده بنسبة 104% RPL و109% مستوى القدرة الكاملة (FPL) في حالة الطوارئ.
  • الكتلة الأولى (RS-25B): تم استخدامها لأول مرة في الرحلة STS-70 ، وقد قدمت محركات الكتلة الأولى مضخات توربينية محسنة تتميز بمحامل سيراميك ونصف عدد الأجزاء الدوارة وعملية صب جديدة تقلل من عدد اللحامات. كما تضمنت تحسينات الكتلة الأولى رأس طاقة جديد ثنائي القناة (بدلاً من التصميم الأصلي، الذي يتميز بثلاث قنوات متصلة بـ HPFTP واثنتين بـ HPOTP)، مما ساعد في تحسين تدفق الغاز الساخن، ومبادل حراري محسن للمحرك.
  • الكتلة IA (RS-25B): تم استخدامها لأول مرة في رحلة STS-73 ، وقد قدم محرك الكتلة IA تحسينات في الحاقن الرئيسي.
  • كتلة IIA (RS-25C): حلقت لأول مرة في رحلة STS-89 ، وكان محرك Block IIA نموذجًا مؤقتًا تم استخدامه أثناء استكمال تطوير مكونات معينة من محرك Block II. تضمنت التغييرات غرفة احتراق رئيسية جديدة كبيرة الحلق (والتي أوصت بها Rocketdyne في الأصل في عام 1980)، ومضخات توربينية منخفضة الضغط محسنة، وشهادة بنسبة 104.5٪ RPL للتعويض عن انخفاض بمقدار ثانيتين (0.020 كم / ثانية) في النبض النوعي (كانت الخطط الأصلية تدعو إلى اعتماد المحرك بنسبة 106٪ للحمولات الثقيلة لمحطة الفضاء الدولية ، ولكن هذا لم يكن مطلوبًا وكان من شأنه أن يقلل من عمر خدمة المحرك). حلقت نسخة معدلة قليلاً لأول مرة في رحلة STS-96 .
  • الكتلة الثانية (RS-25D): تم استخدامها لأول مرة في الرحلة STS-104 ، وتضمنت ترقية الكتلة الثانية جميع تحسينات الكتلة الثانية بالإضافة إلى مضخة توربينية جديدة للوقود عالي الضغط. تم اختبار هذا النموذج على الأرض بنسبة 111% FPL في حالة الإجهاض الطارئ ، وتم اعتماده بنسبة 109% FPL للاستخدام أثناء الإجهاض السليم .
  • RS-25E: سيتم استخدامه في نظام الإطلاق الفضائي لمهام برنامج أرتميس المستقبلية بدءًا من أرتميس الخامس ، حيث يتم استخدام مخزون RS-25D عمدًا. على عكس الإصدارات السابقة، تم تصميم هذا المحرك ليكون قابلاً للاستهلاك. [5] تم إعادة تصميم رأس الطاقة بالكامل تقريبًا (حتى سبتمبر 2023 لم يتم الإعلان عن تغييرات التصميم المحددة من -25D)، والمقصود منه دمج تدابير مختلفة لتوفير التكاليف والابتكارات في التصنيع. اجتاز أول محرك اختبار، E10001، جميع مؤهلاته واختباراته في مركز ستينيس الفضائي التابع لوكالة ناسا، وأظهر كلًا من 113٪ FPL وزيادة 30٪ في الدفع. [37]

دواسة الوقود/الإخراج للمحرك

كانت التأثيرات الأكثر وضوحًا للترقيات التي تلقاها RS-25 من خلال برنامج مكوك الفضاء هي التحسينات في دواسة الوقود للمحرك. في حين كان لمحرك FMOF أقصى خرج بنسبة 100٪ RPL، يمكن لمحركات Block II أن تخنق حتى 109٪ أو 111٪ في حالة الطوارئ، مع أداء طيران عادي يبلغ 104.5٪. يتم خنق المحركات الحالية المستخدمة في نظام الإطلاق الفضائي إلى 109٪ من الطاقة أثناء الرحلة العادية، بينما سيتم تشغيل محركات RS-25 الجديدة المنتجة لنظام الإطلاق الفضائي عند خنق 111٪، [38] مع اختبار 113٪ من الطاقة. [39] [40] أحدثت هذه الزيادات في مستوى الخانق فرقًا كبيرًا في الدفع الناتج عن المحرك: [6] [27]

من RPL
(%) 		الدفع
مستوى سطح البحر مكنسة
الحد الأدنى لمستوى الطاقة (MPL)  67 1,406 كيلو نيوتن (316,100 رطل ف )
مستوى الطاقة المقدر (RPL) 100 1,670 كيلو نيوتن (380,000 رطل ف ) 2,090 كيلو نيوتن (470,000 رطل ف )
مستوى القدرة الاسمية (NPL) 104.5 1,750 كيلو نيوتن (390,000 رطل ف ) 2,170 كيلو نيوتن (490,000 رطل ف )
مستوى الطاقة الكامل (FPL) 109 1,860 كيلو نيوتن (420,000 رطل ف ) 2,280 كيلو نيوتن (510,000 رطل ف )
إعادة تشغيل إنتاج SLS 111 2,320 كيلو نيوتن (521,000 رطل ف )
إلغاء إعادة تشغيل الإنتاج 113 1,887 كيلو نيوتن (424,000 رطل ف ) 2,362 كيلو نيوتن (531,000 رطل ف )

قد يبدو تحديد مستويات الطاقة التي تزيد عن 100% غير منطقي، ولكن كان هناك منطق وراء ذلك. لا يعني مستوى 100% الحد الأقصى لمستوى الطاقة البدنية الذي يمكن تحقيقه، بل كان مواصفات تم تحديدها أثناء تطوير المحرك - مستوى الطاقة المقدر المتوقع. عندما أشارت الدراسات اللاحقة إلى أن المحرك يمكن أن يعمل بأمان عند مستويات أعلى من 100%، أصبحت هذه المستويات الأعلى قياسية. ساعد الحفاظ على العلاقة الأصلية بين مستوى الطاقة والدفع المادي في تقليل الارتباك، حيث أنشأ علاقة ثابتة غير متغيرة بحيث يمكن مقارنة بيانات الاختبار (أو البيانات التشغيلية من المهام السابقة أو المستقبلية) بسهولة. إذا تمت زيادة مستوى الطاقة، وقيل أن هذه القيمة الجديدة هي 100%، فإن جميع البيانات والوثائق السابقة ستتطلب إما التغيير أو التحقق المتبادل مع الدفع المادي الذي يتوافق مع مستوى الطاقة 100% في ذلك التاريخ. [12] يؤثر مستوى طاقة المحرك على موثوقية المحرك، حيث تشير الدراسات إلى أن احتمالية فشل المحرك تتزايد بسرعة مع مستويات الطاقة التي تزيد عن 104.5٪، وهذا هو السبب في الاحتفاظ بمستويات الطاقة التي تزيد عن 104.5٪ للاستخدام الطارئ فقط. [32]

الحوادث

اشار الى التسمية التوضيحية
تم ضبط لوحة التحكم في المكوك لتحديد خيار الإلغاء إلى المدار (ATO)، كما هو مستخدم في مهمة STS-51-F. بعد الوصول إلى المدار، استمرت المهمة بشكل طبيعي وعادت المركبة إلى الأرض مع الطاقم.
اشار الى التسمية التوضيحية
تم استعادة رأس الطاقة لأحد المحركات الرئيسية للمركبة كولومبيا . فقدت كولومبيا أثناء عودتها إلى الغلاف الجوي بسبب فشل الدرع الحراري.

خلال مسار برنامج مكوك الفضاء، تم استخدام ما مجموعه 46 محركًا من طراز RS-25 (مع بناء محرك RS-25D إضافي واحد ولكن لم يتم استخدامه أبدًا). ​​خلال 135 مهمة، بإجمالي 405 مهمة محرك فردية، [30] أبلغت شركة Pratt & Whitney Rocketdyne عن معدل موثوقية بنسبة 99.95٪، مع حدوث فشل SSME الوحيد أثناء الرحلة أثناء مهمة مكوك الفضاء تشالنجر STS -51-F . [3] ومع ذلك، عانت المحركات من عدد من أعطال المنصة (إجهاضات تسلسل الإطلاق الزائدة، أو RSLSs) وقضايا أخرى أثناء مسار البرنامج:

  • STS-41-D Discovery – تسبب المحرك رقم 3 في إيقاف تشغيل نظام الهبوط والإقلاع عند T−4 ثوانٍ بسبب فقدان التحكم الزائد في صمام المحرك الرئيسي، وتم إرجاع المدخنة للخلف واستبدال المحرك. [41]
  • STS-51-F Challenger – تسبب المحرك رقم 2 في إيقاف تشغيل نظام RSLS عند T−3 ثوانٍ بسبب عطل في صمام سائل التبريد. [42] [43]
  • STS-51-F Challenger – توقف المحرك رقم 1 (2023) عند T+5:43 بسبب خلل في أجهزة استشعار درجة الحرارة، مما أدى إلى الإجهاض في المدار (على الرغم من أن أهداف المهمة ومدتها لم يتم المساس بها من قبل ATO). [27] [43]
  • STS-55 كولومبيا – تسبب المحرك رقم 3 في إيقاف تشغيل نظام الإطلاق الفضائي في T−3 ثوانٍ بسبب تسرب في صمام فحص الحرق المسبق للسائل والأكسجين. [44]
  • STS-51 Discovery – تسبب المحرك رقم 2 في إيقاف تشغيل نظام تحديد المواقع عن بعد عند T−3 ثوانٍ بسبب خلل في مستشعر وقود الهيدروجين. [45]
  • تسبب محرك STS-68 Endeavour رقم 3 (2032) في إيقاف تشغيل نظام الإطلاق الفضائي عند T−1.9 ثانية عندما تجاوز مستشعر درجة الحرارة في نظام الإطلاق الفضائي الخط الأحمر الخاص به . [46]
  • STS-93 Columbia – An Orbiter Project AC1 Phase A حدث ماس كهربائي في الأسلاك عند T+5 ثانية مما تسبب في انخفاض الجهد مما أدى إلى استبعاد وحدات التحكم SSME  1A وSSME  3B ولكن لم يتطلب إيقاف تشغيل المحرك. بالإضافة إلى ذلك، انفصل دبوس مطلي بالذهب بقطر 0.1 بوصة وطول 1 بوصة، يستخدم لسد فتحة عمود المؤكسد (إجراء تصحيحي غير مناسب SSME تم التخلص منه من الأسطول عن طريق إعادة التصميم) داخل حاقن المحرك الرئيسي وأثر على السطح الداخلي لفوهة المحرك، مما أدى إلى تمزيق ثلاثة خطوط تبريد هيدروجينية. تسببت الخروقات الثلاثة الناتجة في تسرب أدى إلى إيقاف تشغيل المحرك قبل الأوان، عندما تومض أربعة مستشعرات خزان خارجي LO 2 جافة مما أدى إلى قطع منخفض المستوى للمحركات الرئيسية وقطع مبكر قليلاً للمحرك الرئيسي بسرعة أقل بمقدار 16 قدمًا في الثانية (4.9 مترًا في الثانية) وارتفاع أقل بمقدار 8 أميال بحرية. [47]

كوكبة

ستة محركات صاروخية، تتكون من فوهة جرسية كبيرة مع أجزاء عاملة مثبتة في الأعلى، مخزنة في مستودع كبير بجدران بيضاء مزينة بالأعلام. كل محرك مزود بعدة قطع من معدات الحماية الحمراء متصلة به ومثبت على هيكل أصفر يشبه المنصة.
الطائرات الست RS-25D المستخدمة خلال رحلتي STS-134 و STS-135 مخزنة في مركز كينيدي للفضاء

خلال الفترة التي سبقت التقاعد النهائي لمكوك الفضاء ، تم اقتراح خطط مختلفة للمحركات المتبقية، بدءًا من الاحتفاظ بها جميعًا من قبل وكالة ناسا، إلى إهدائها جميعًا (أو بيعها مقابل 400000-800000 دولار أمريكي لكل منها) لمؤسسات مختلفة مثل المتاحف والجامعات. [48] اتبعت هذه السياسة تغييرات في التكوينات المخطط لها لبرنامج Constellation مركبة إطلاق البضائع Ares V وصواريخ مركبة إطلاق الطاقم Ares I ، والتي تم التخطيط لاستخدام RS-25 في مرحلتيها الأولى والثانية على التوالي. [49] في حين بدت هذه التكوينات جديرة بالاهتمام في البداية، حيث ستستخدم التكنولوجيا الحالية آنذاك بعد تقاعد المكوك في عام 2010، إلا أن الخطة كان لها العديد من العيوب: [49]

  • ولن تكون المحركات قابلة لإعادة الاستخدام، حيث سيتم ربطها بشكل دائم بالمراحل المهملة.
  • سيتعين على كل محرك أن يخضع لاختبار إطلاق قبل التثبيت والإطلاق، مع ضرورة تجديده بعد الاختبار.
  • سيكون تحويل محرك RS-25D الذي يتم تشغيله من الأرض إلى نسخة يتم تشغيلها من الجو للمرحلة الثانية من صاروخ آريس 1 أمراً مكلفاً ويستهلك الكثير من الوقت والوزن.

بعد عدة تغييرات في التصميم على صواريخ آريس 1 وآريس 5، كان من المقرر استبدال RS-25 بمحرك J-2X واحد للمرحلة الثانية من آريس 1 وستة محركات RS-68 معدلة (والتي كانت تعتمد على كل من محرك SSME ومحرك J-2 من عصر أبولو) على المرحلة الأساسية آريس 5؛ وهذا يعني أن RS-25 سيتم إيقافه جنبًا إلى جنب مع أسطول المكوك. [49] ومع ذلك، في عام 2010، تم توجيه وكالة ناسا بوقف برنامج كوكبة، ومعه تطوير آريس 1 وآريس 5، بدلاً من التركيز على بناء منصة إطلاق ثقيلة جديدة. [50]

نظام الإطلاق الفضائي

منظر خلفي لأسفل المرحلة الأساسية لنظام الإطلاق الفضائي مع أربعة محركات RS-25 متصلة، في منشأة تجميع ميشود في المبنى 103، في 7 نوفمبر 2019.

في 14 سبتمبر 2011، بعد تقاعد مكوك الفضاء ، أعلنت وكالة ناسا أنها ستطور مركبة إطلاق جديدة، تُعرف باسم نظام الإطلاق الفضائي (SLS)، لتحل محل أسطول المكوك. [51] يتميز تصميم نظام الإطلاق الفضائي بوجود RS-25 كجزء من مرحلته الأساسية ، مع تجهيز إصدارات مختلفة من الصاروخ بما بين ثلاثة وخمسة محركات. [52] [53] تستفيد الرحلات الأولية لمركبة الإطلاق الجديدة من محركات Block II RS-25D التي تم استخدامها سابقًا، حيث تحتفظ وكالة ناسا بهذه المحركات في بيئة "آمنة ومطهرة" في مركز ستينيس الفضائي، "إلى جانب جميع الأنظمة الأرضية المطلوبة لصيانتها". [54] [55] بالنسبة لأرتميس 1، تم استخدام وحدات RS-25D ذات الأرقام التسلسلية E2045 وE2056 وE2058 وE2060 من جميع المركبات المدارية الثلاثة. [56] تم تركيبها على المرحلة الأساسية بحلول 6 نوفمبر 2019. [57] بالنسبة لـ Artemis II، سيتم استخدام الوحدات ذات الأرقام التسلسلية E2047 وE2059 وE2062 وE2063. [58] تم تركيبها على المرحلة الأساسية بحلول 25 سبتمبر 2023. [59]

بالإضافة إلى محركات RS-25D، يستخدم برنامج SLS أنظمة الدفع الرئيسية (MPS، "السباكة" التي تغذي المحركات) من المركبات الفضائية الثلاثة المتبقية لأغراض الاختبار (بعد إزالتها كجزء من إخراج المركبات الفضائية من الخدمة)، مع توقع أول إطلاقين ( Artemis I و Artemis II ) في الأصل للاستفادة من أجهزة MPS من المكوكين الفضائيين أتلانتس وإنديفور في مراحلهما الأساسية. [53] [55] [60] يتم تزويد محركات SLS بالوقود من المرحلة الأساسية للصاروخ، والتي تتكون من خزان خارجي معدّل للمكوك الفضائي مع سباكة MPS والمحركات في مؤخرتها، وهيكل بين المراحل في الأعلى. [5]

بالنسبة لأول مهمتين من مهام أرتميس، تم تثبيت المحركات على المرحلة الأساسية لنظام الإطلاق الفضائي في المبنى 103 من منشأة تجميع ميشود ؛ [61] وسيتم تثبيتها في منشأة معالجة محطة الفضاء في كينيدي بدءًا من أرتميس 3. [62] [63 ]

بمجرد استنفاد محركات RS-25D المتبقية، سيتم استبدالها بإصدار أرخص وقابل للتصرف يسمى RS-25E. [5] في عام 2023، أبلغت شركة Aerojet Rocketdyne عن انخفاض في وقت التصنيع ومتطلبات العمالة أثناء تصنيع محركات RS-25 الجديدة، مثل انخفاض بنسبة 15٪ في وقت التصنيع لرأس الطاقة وانخفاض لمدة 22 شهرًا في الوقت اللازم لإنتاج غرفة الاحتراق الرئيسية. [64]

في 1 مايو 2020، منحت وكالة ناسا تمديدًا لعقد تصنيع 18 محركًا إضافيًا من طراز RS-25، مع الخدمات المرتبطة بها، مقابل 1.79 مليار دولار، مما يرفع القيمة الإجمالية لعقد SLS إلى ما يقرب من 3.5 مليار دولار. [65]

في 29 أغسطس 2022، تأخرت رحلة أرتميس 1 بسبب مشكلة في أجهزة الاستشعار الهندسية على RS-25D #3 (الرقم التسلسلي E2058) والتي أفادت بشكل خاطئ بأنها لم تبرد إلى درجة حرارة التشغيل المثالية. [66]

في 16 نوفمبر 2022، انطلقت مركبة أرتميس 1 من مجمع الإطلاق 39B في مركز كينيدي الفضائي ، وهي المرة الأولى التي يطير فيها محرك RS-25 منذ الرحلة الأخيرة لمكوك الفضاء، STS-135 ، في 21 يوليو 2011. [67]

اختبارات المحرك

في عام 2015، أجريت حملة اختبار لتحديد أداء محرك RS-25 بوحدة تحكم محرك جديدة، في ظل درجات حرارة منخفضة للأكسجين السائل، مع ضغط مدخل أكبر بسبب خزان الأكسجين السائل الأطول في المرحلة الأساسية لـ SLS وتسارع أعلى للمركبة؛ ومع المزيد من تسخين الفوهة بسبب تكوين المحرك الرباعي وموقعه في المستوى مع فوهات العادم المعززة لـ SLS. كان من المقرر أيضًا اختبار عزل درع الحرارة التآكلي الجديد. [68] [ بحاجة لمصدر أفضل ] أجريت الاختبارات في 9 يناير (500 ثانية)، [69] 28 مايو (450 ثانية)، [70] 11 يونيو (500 ثانية)، [68] 25 يونيو (650 ثانية)، [71] 17 يوليو (535 ثانية)، [72] 13 أغسطس (535 ثانية) [73] و27 أغسطس (535 ثانية). [74]

بعد هذه الاختبارات، تم تحديد أربعة محركات أخرى لدخول دورة اختبار جديدة. [72] [ بحاجة لمصدر أفضل ] تم البدء في سلسلة جديدة من الاختبارات المصممة لتقييم الأداء في حالات استخدام SLS في عام 2017. [75]

في 28 فبراير 2019، أجرت وكالة ناسا اختبار حرق لمدة 510 ثوانٍ لصاروخ RS-25 المطور بنسبة 113 بالمائة من قوة الدفع المصممة له في الأصل لأكثر من 430 ثانية، أي ما يقرب من أربع مرات أطول من أي اختبار سابق عند مستوى الدفع هذا. [76]

في 16 يناير 2021، تم إطلاق محركات RS-25 مرة أخرى، خلال اختبار إطلاق نار ساخن كجزء من برنامج أرتميس. كان من المقرر في الأصل أن يكون الاختبار اختبارًا لمدة 8 دقائق ولكن تم إنهاؤه في الثانية 67 بسبب انتهاك معايير الاختبار المحافظة عمدًا في النظام الهيدروليكي لوحدة الطاقة المساعدة للمرحلة الأساسية للمحرك 2 (الرقم التسلسلي E2056) أثناء اختبار نظام التحكم في متجه الدفع (TVC). تم إيقاف تشغيل وحدة الطاقة المساعدة للمرحلة الأساسية للمحرك 2 تلقائيًا، على الرغم من أنه إذا حدثت هذه المشكلة أثناء الرحلة، فلن تتسبب في الإجهاض، حيث أن وحدات الطاقة المساعدة للمرحلة الأساسية المتبقية قادرة على تشغيل أنظمة التحكم في متجه الدفع لجميع المحركات الأربعة. [77] عانى المحرك أيضًا من "فشل رئيسي في المكونات" مختلف، في نظام التحكم في المحرك، والذي كان ناتجًا عن فشل الأجهزة. كان من شأنه أن يؤدي إلى إجهاض العد التنازلي للإطلاق أثناء محاولة إطلاق فعلية. [78]

في 18 مارس 2021، تم إطلاق محركات المرحلة الأساسية الأربعة RS-25 مرة أخرى كجزء من اختبار إطلاق النار الساخن للمرحلة الأساسية الثانية لـ SLS، والذي استمر لمدة 500 ثانية كاملة، [79] مما أدى بنجاح إلى اعتماد المرحلة الأساسية Artemis I للطيران.

في 14 ديسمبر 2022، حاول محرك RS-25E أحادي التطوير، برقم تسلسلي E10001، إجراء اختبار إطلاق نار ساخن لمدة 500 ثانية. تم إلغاء الاختبار عند T+209.5 بسبب قيام أنظمة الاختبار لاحقًا بتفسير الإشارات من مجموعة من مقاييس التسارع التي تم تكوينها بشكل غير صحيح أثناء إطلاق النار الساخن على أنها تتجاوز حدود الاهتزاز المقبولة. [80] استمرت اختبارات المحرك في عام 2023؛ في 8 فبراير 2023، تم إطلاقه لمدة 500 ثانية بقوة 111٪، مزودًا بفوهة إنتاج جديدة. [81] تضمنت الاختبارات اللاحقة اختبارًا لمدة 600 ثانية بقوة 111% في 22 فبراير، [82] واختبارًا لمدة 520 ثانية بقوة 113% في 8 مارس، [83] واختبارًا لمدة 600 ثانية بقوة 113% في 21 مارس، [84] واختبارًا لمدة 500 ثانية بقوة 113% في 5 أبريل، [85] وإشعال حريق لمدة 720 ثانية لاختبار نظام توجيه الدفع للمحرك في 26 أبريل، [86] واختبارًا لمدة 630 ثانية في 10 مايو، [87] وخمسة اختبارات أخرى لمدة 500 ثانية بقوة 113% بدون توجيه في 23 مايو، [40] و1 يونيو، [88] و8 يونيو، [89] و15 يونيو، [90] و22 يونيو. [91] [37]

تم اختبار وحدة التطوير RS-25E E0525، مع تضمين كبير لمكونات جديدة بما في ذلك فوهة أعيد تصميمها ومحركات هيدروليكية وقنوات مرنة ومضخات توربينية، بالنار الساخنة إلى مستويات طاقة 111٪ لمدة 550 ثانية في أول سلسلة من اختبارات الشهادة التي بدأت في 17 أكتوبر 2023. [92] [93] [94] تم اختبارها إلى مستويات طاقة 113٪ لمدة 500 ثانية في 15 نوفمبر، [95] [96] وإلى 113٪ لمدة 650 ثانية مع gimbaling في 29 نوفمبر 2023، [97] إلى 113٪ لمدة 500 ثانية في 17 يناير 2024، [98] [99] [100] 23 يناير، [101] [102] و29 يناير، [103] [104] إلى 113٪ لمدة 550 ثانية في فبراير 23، [105] [106] إلى 111% لمدة 615 ثانية في 29 فبراير، [107] وإلى 113% لمدة 600 ثانية في 6 مارس [108] [109] [110] و500 ثانية في 22 مارس [111] و27 مارس، [112] و3 أبريل. [113]

اكس اس-1

في 24 مايو 2017، أعلنت وكالة مشاريع الأبحاث الدفاعية المتقدمة أنها اختارت شركة بوينج لإكمال أعمال التصميم في برنامج XS-1. كان من المخطط أن يستخدم المتظاهر التكنولوجي محرك Aerojet Rocketdyne AR-22. كان AR-22 نسخة من RS-25، مع أجزاء تم الحصول عليها من Aerojet Rocketdyne ومخزونات ناسا من الإصدارات المبكرة للمحرك. [114] [115] في يوليو 2018، أكملت Aerojet Rocketdyne بنجاح عشر عمليات إطلاق مدتها 100 ثانية لـ AR-22 في عشرة أيام. [116]

في 22 يناير 2020، أعلنت شركة بوينج انسحابها من برنامج XS-1، ولم تترك أي دور لـ AR-22. [117]

انظر أيضا

ملحوظات

فيديوهات خارجية
ايقونة الفيديوإطلاق استعدادات رحلة STS-49
ايقونة الفيديوفيديو زمني لتركيب SSME في الرحلة STS-135
ايقونة الفيديواختبار RS-25 لـ SLS في 28 مايو 2015
ايقونة الفيديواختبار نظام التحكم في المحرك RS-25 في 27 يوليو 2017
ايقونة الفيديواختبار RS-25 لـ SLS في 17 أكتوبر 2023
  1. ^ تم ضبط مستوى دواسة الوقود في البداية على 65%، ولكن بعد مراجعة أداء الطيران المبكر، تمت زيادة هذا المستوى إلى 67% على الأقل لتقليل التعب على نظام الدفع الرباعي. تم حساب ذراع دواسة الوقود ديناميكيًا بناءً على أداء الإطلاق الأولي، حيث تم خفضه عمومًا إلى مستوى حوالي 70%.

مراجع

المجال العام تتضمن هذه المقالة مواد من المجال العام من مواقع الويب أو وثائق الإدارة الوطنية للملاحة الجوية والفضاء .

  1. ^ abcdefgh "محرك RS-25". Aerojet Rocketdyne . مؤرشف من الأصل في 3 يوليو 2014.
  2. ^ abc Wade, Mark. "SSME". موسوعة أسترونوتيكا. مؤرشف من الأصل في 28 ديسمبر 2016. تم الاسترجاع في 28 ديسمبر 2017 .
  3. ^ abc "Space Shuttle Main Engine" (PDF) . Pratt & Whitney Rocketdyne . 2005. مؤرشف من الأصل (PDF) في 8 فبراير 2012 . تم الاسترجاع في 23 نوفمبر 2011 .
  4. ^ abcdefghijklmnop United Space Alliance (15 ديسمبر 2008). "2.16 نظام الدفع الرئيسي (MPS)". دليل عمليات طاقم المكوك (PDF) (تقرير فني). وكالة ناسا . ص 577-618. USA007587. مؤرشف من الأصل (PDF) في 11 أبريل 2023. تم الاسترجاع في 23 مايو 2023 .
  5. ^ abcd Bergin, Chris (14 سبتمبر 2011). "أعلنت وكالة ناسا عن إطلاق صاروخ SLS أخيرًا – مسار أمامي يأخذ شكله". NASASpaceflight.com . مؤرشف من الأصل في 22 مارس 2023. تم الاسترجاع في 14 ديسمبر 2011 .
  6. ^ abcd "Space Shuttle Main Engine Orientation" (PDF) . Boeing/Rocketdyne. June 1998. مؤرشف من الأصل (PDF) في 31 أغسطس 2022. تم الاسترجاع في 12 ديسمبر 2011 .
  7. ^ جرين، بيل (24 يناير 2014). "داخل بيت الكلب في المدار الأرضي المنخفض: أشعل ناري!". ناسا . مؤرشف من الأصل في 11 ديسمبر 2022. تم الاسترجاع في 15 مارس 2019 .
  8. ^ "ناسا تعتمد على النحاس في محركات المكوك الفضائي". اكتشف النحاس على الإنترنت . رابطة تطوير النحاس. 1992. مؤرشف من الأصل في 20 سبتمبر 2013. تم الاسترجاع في 19 يناير 2012 .
  9. ^ ab Roy, Steve (August 2000). "Space Shuttle Main Engine Enhancements". NASA . FS-2000-07-159-MSFC. مؤرشف من الأصل في 19 أبريل 2023. تم الاسترجاع في 7 ديسمبر 2011 .
  10. ^ Padture, Nitin P. (أغسطس 2016). "السيراميك الهيكلي المتقدم في الدفع الفضائي". Nature Materials . 15 (8): 804–809. Bibcode :2016NatMa..15..804P. doi :10.1038/nmat4687. ISSN  1476-4660. PMID  27443899.
  11. ^ O'Leary, RA; Beck, JE (1992). "Nozzle Design". Threshold . Pratt & Whitney Rocketdyne . مؤرشف من الأصل في 16 مارس 2008.
  12. ^ abcdefgh Biggs, Robert E. (May 1992). "Space Shuttle Main Engine: The First Ten Years". في Stephen E. Doyle (محرر). تاريخ تطوير محرك الصواريخ السائل في الولايات المتحدة 1955-1980 . سلسلة تاريخ الجمعية الأمريكية للفضاء. الجمعية الأمريكية للملاحة الفضائية. ص 69-122. رقم ISBN 978-0-87703-350-9. مؤرشف من الأصل في 25 ديسمبر 2011 . استرجاع 12 ديسمبر 2011 .
  13. ^ "تصميم الفوهة". 16 مارس 2009. مؤرشف من الأصل في 2 أكتوبر 2011. تم الاسترجاع 23 نوفمبر 2011 .
  14. ^ "أجهزة الكمبيوتر في نظام إلكترونيات الطيران في مكوك الفضاء". أجهزة الكمبيوتر في رحلات الفضاء: تجربة ناسا . ناسا. 15 يوليو 2005. مؤرشف من الأصل في 24 سبتمبر 2022. تم الاسترجاع في 23 نوفمبر 2011 .
  15. ^ ab "مستقبل أجهزة كمبيوتر المكوك". ناسا. 15 يوليو 2005. مؤرشف من الأصل في 4 أكتوبر 2022. تم الاسترجاع في 23 نوفمبر 2011 .
  16. ^ "وحدات التحكم في المحرك الرئيسي للمكوك الفضائي". ناسا. 4 أبريل 2004. مؤرشف من الأصل في 24 يناير 2001. تم الاسترجاع في 8 ديسمبر 2011 .
  17. ^ ماتوكس، راسل م.؛ وايت، جيه بي (نوفمبر 1981). "وحدة التحكم الرئيسية في المحرك الفضائي" (PDF) . ناسا. مؤرشف من الأصل (PDF) في 25 يونيو 2021. تم الاسترجاع في 15 ديسمبر 2011 .
  18. ^ "سبب الحادث". تقرير اللجنة الرئاسية بشأن حادث مكوك الفضاء تشالنجر . ناسا . 6 يونيو 1986. مؤرشف من الأصل في 10 مايو 2023. تم الاسترجاع في 8 ديسمبر 2011 .
  19. ^ دومولين، جيم (31 أغسطس 2000). "نظام الدفع الرئيسي". ناسا. مؤرشف من الأصل في 23 نوفمبر 2021. تم الاسترجاع في 16 يناير 2012 .
  20. ^ Wade, Mark. "HG-3". موسوعة أسترونوتيكا. مؤرشف من الأصل في 15 نوفمبر 2011. تم الاسترجاع في 13 ديسمبر 2011 .
  21. ^ NON (15 يناير 1970). "برنامج تعيين المهام للطائرة F-1A" – عبر أرشيف الإنترنت.
  22. ^ "مركز التميز للدفع التابع لمركز مارشال للفضاء مبني على أسس متينة". وكالة ناسا. 1995. مؤرشف من الأصل في 15 نوفمبر 2005. تم استرجاعه في 13 ديسمبر 2011 .
  23. ^ abcdefghi Baker, David (أبريل 2011). NASA Space Shuttle . Owners' Workshop Manuals. Haynes Publishing. ISBN 978-1-84425-866-6.
  24. ^ داي، دواين (12 أبريل 2010). "خفاش خارج من الجحيم: متابعة ISINGLASS Mach 22 لـ OXCART". مراجعة الفضاء. مؤرشف من الأصل في 26 سبتمبر 2022. تم الاسترجاع في 8 يناير 2012 .
  25. ^ ab Jue, Fred H. "Space Shuttle Main Engine: 30 Years of Innovation" (PDF) . بوينج. مؤرشف من الأصل (PDF) في 28 مايو 2010. تم الاسترجاع في 27 نوفمبر 2011 .
  26. ^ "تدمير مصنع روكيت داين الذي أنتج أقوى محركات الصواريخ في العالم". مجلس حي كانوجا بارك . 8 أغسطس 2016. تم الاسترجاع في 3 يوليو 2024 .
  27. ^ abcdef Hale, Wayne ; & Various (17 يناير 2012). "An SSME-related request". NASASpaceflight.com . تم الاسترجاع في 17 يناير 2012 .
  28. ^ Ryba, Jeanne (17 سبتمبر 2009). "Countdown 101". ناسا. مؤرشف من الأصل في 8 مارس 2023. تم الاسترجاع في 8 يناير 2012 .
  29. ^ شانون، جون (17 يونيو 2009). "مركبة الإطلاق الثقيلة المشتقة من المكوك" (PDF) . ناسا . مؤرشف من الأصل (PDF) في 4 أبريل 2023.
  30. ^ "تجربة طيران SSME" (JPEG) . Pratt & Whitney Rocketdyne. نوفمبر 2010.
  31. ^ بيرجين، كريس (3 ديسمبر 2007). "Constellation transition – staged retirement plan for the SSME set". NASASpaceflight.com . مؤرشف من الأصل في 5 فبراير 2023 . تم الاسترجاع في 23 يناير 2012 .
  32. ^ تقرير فريق تقييم SSME (PDF) (تقرير فني). ناسا . يناير 1993. مؤرشف من الأصل (PDF) في 25 مايو 2023. تم الاسترجاع في 27 نوفمبر 2011 .
  33. ^ Jue, Fred; Kuck, Fritz (July 2002). "خيارات المحرك الرئيسي للمكوك الفضائي (SSME) للمكوك الفضائي المستقبلي". المعهد الأمريكي للملاحة الجوية والفضائية. مؤرشف من الأصل (DOC) في 9 أكتوبر 2007. تم الاسترجاع في 27 نوفمبر 2011 .
  34. ^ Crierie, Ryan (13 نوفمبر 2011). "محركات المركبات الفضائية المرجعية". مؤرشف من الأصل في 5 يناير 2020. تم الاسترجاع في 8 يناير 2012 .
  35. ^ "هدير الابتكار". ناسا. 6 نوفمبر 2002. مؤرشف من الأصل في 8 نوفمبر 2002. تم الاسترجاع في 7 ديسمبر 2011 .
  36. ^ "MSFC and Exploration: Our Path Forward". وكالة ناسا . سبتمبر 2005. مؤرشف من الأصل في 31 مارس 2022.
  37. ^ ab @NASAStennis (22 يونيو 2023). "اختبار محرك RS-25 اليوم على منصة اختبار فريد هايس مُستهدف بين الساعة 1:30-3:30 مساءً بتوقيت وسط الولايات المتحدة على Facebook Live وYouTube! سنبث مباشرة قبل 15 دقيقة، لذا تابعونا لمعرفة المزيد عن اختبار محرك RS-25 لمهام Artemis المستقبلية" ( تغريدة ) - عبر تويتر .
  38. ^ "محرك المرحلة الأساسية RS-25 لنظام الإطلاق الفضائي" (PDF) . حقائق ناسا . مركز مارشال لرحلات الفضاء . 29 يناير 2020. FS-2020-10-42-MSFC. مؤرشف (PDF) من الأصل في 11 فبراير 2023. تم الاسترجاع في 24 مايو 2023 .
  39. ^ سلوس، فيليب (21 فبراير 2018). "النيران الساخنة في صاروخ RS-25 تدفع محرك صاروخ SLS لتسجيل مستوى دفع يبلغ 113 بالمائة". NASASpaceFlight.com . مؤرشف من الأصل في 4 أبريل 2023. تم الاسترجاع في 24 مايو 2023 .
  40. ^ ab Dean, LaToya (23 مايو 2023). "ناسا تواصل سلسلة الاختبارات الرئيسية بمحرك صاروخي قمري ناري ساخن". ناسا . مؤرشف من الأصل في 24 مايو 2023. تم الاسترجاع في 24 مايو 2023 .
  41. ^ مولان، مايك (3 فبراير 2007). ركوب الصواريخ: الحكايات الشنيعة لرائد فضاء مكوك فضائي . سكريبنر . رقم ISBN 978-0-7432-7682-5.
  42. ^ دومولين، جيم (29 يونيو 2001). "51-F". ناسا . مؤرشف من الأصل في 17 ديسمبر 2021. تم الاسترجاع في 16 يناير 2012 .
  43. ^ ab Evans, Ben (2007). Space Shuttle Challenger: Ten Journeys into the Unknown . Warwickshire, United Kingdom: Springer-Praxis. ISBN 978-0-387-46355-1.
  44. ^ دومولين، جيم (29 يونيو 2001). "STS-55". ناسا . مؤرشف من الأصل في 20 يناير 2022. تم الاسترجاع في 16 يناير 2012 .
  45. ^ دومولين، جيم (29 يونيو 2001). "STS-51". ناسا . مؤرشف من الأصل في 2 أبريل 2022. تم الاسترجاع في 16 يناير 2012 .
  46. ^ دومولين، جيم (29 يونيو 2001). "STS-68". ناسا . مؤرشف من الأصل في 3 يناير 2022. تم الاسترجاع 16 يناير 2012 .
  47. ^ إيفانز، بن (30 أغسطس 2005). مكوك الفضاء كولومبيا: بعثاتها وطواقمها . سبرينغر براكسيس. رقم ISBN 978-0-387-21517-4.
  48. ^ دان، مارسيا (15 يناير 2010). "Recession Special: NASA Cuts Space Shuttle Price". ABC News . مؤرشف من الأصل في 18 يناير 2010.
  49. ^ abc Harris, David; Bergin, Chris (26 ديسمبر 2008). "العودة إلى SSME – Ares V يخضع للتقييم في إمكانية التبديل". NASASpaceflight.com . تم الاسترجاع في 15 ديسمبر 2011 .
  50. ^ آموس، جوناثان (11 أكتوبر/تشرين الأول 2010). "أوباما يوقع مع ناسا على مستقبل جديد". بي بي سي نيوز . مؤرشف من الأصل في 14 نوفمبر/تشرين الثاني 2022.
  51. ^ "ناسا تعلن عن تصميم نظام جديد لاستكشاف الفضاء العميق". ناسا. مؤرشف من الأصل في 21 سبتمبر 2011. تم الاسترجاع في 14 ديسمبر 2011 .
  52. ^ بيرجين، كريس (4 أكتوبر 2011). "تتجه صفقات إطلاق الصواريخ SLS نحو الافتتاح بأربعة صواريخ RS-25 على المرحلة الأساسية". NASASpaceflight.com . مؤرشف من الأصل في 27 مارس 2023. تم الاسترجاع في 14 ديسمبر 2011 .
  53. ^ ab Bergin, Chris (13 يناير 2012). "عائلة SSME تستعد لدور المرحلة الأساسية في SLS بعد نجاح المكوك الفضائي". NASASpaceflight.com . مؤرشف من الأصل في 28 نوفمبر 2022. تم الاسترجاع في 16 يناير 2012 .
  54. ^ كارو، مارك (29 مارس 2011). "ناسا ستحتفظ بصواريخ SSME من الفئة الثانية". أسبوع الطيران . مؤرشف من الأصل في 20 أبريل 2011. تم الاسترجاع في 30 مارس 2011 .
  55. ^ ab Bergin, Chris (22 يناير 2012). "يبدأ المهندسون في إزالة مكونات MPS للمركبة الفضائية للتبرع بها إلى SLS". NASASpaceflight.com . مؤرشف من الأصل في 1 فبراير 2023. تم الاسترجاع في 23 يناير 2012 .
  56. ^ دفورسكي، جورج (2 سبتمبر 2022). "محركات RS-25 الخاصة ببرنامج أرتميس 1 ذهبت إلى الفضاء مرات عديدة من قبل". جيزمودو . تم الاسترجاع في 15 يونيو 2023 .
  57. ^ هارباو، جينيفر (9 نوفمبر 2019). "جميع المحركات الأربعة متصلة بالمرحلة الأساسية لـ SLS لمهمة أرتميس 1". ناسا. مؤرشف من الأصل في 12 نوفمبر 2019. تم الاسترجاع في 25 سبتمبر 2023 . المجال العامتتضمن هذه المقالة نصًا من هذا المصدر، والذي ينتمي إلى المجال العام .
  58. ^ موهون، لي؛ أوبراين، كيفن (27 أكتوبر 2022). "محركات نظام الإطلاق الفضائي: إطلاق رواد فضاء أرتميس إلى القمر". ناسا . تم الاسترجاع في 26 يونيو 2023 .
  59. ^ موهون، لي (25 سبتمبر 2023). "إضافة جميع المحركات إلى المرحلة الأساسية لصاروخ أرتميس 2 القمري التابع لوكالة ناسا - أرتميس". مدونات ناسا . تم الاسترجاع في 25 سبتمبر 2023 .
  60. ^ بيرجين، كريس (20 سبتمبر 2011). "مديرو PRCB يوصون بأن يصبح أتلانتس وإنديفور مانحين لنظام الإطلاق الفضائي". NASASpaceflight.com . مؤرشف من الأصل في 27 يناير 2023. تم الاسترجاع في 14 ديسمبر 2011 .
  61. ^ "تجميع صواريخ SLS لـ Artemis 3 و 4". Futuramic . 2 أغسطس 2022 . تم الاسترجاع في 24 يونيو 2023 .
  62. ^ كاولي، جيمس (19 ديسمبر 2022). "وصول قسم محرك المرحلة الأساسية لـ Artemis III إلى كينيدي". ناسا . تم الاسترجاع في 24 يونيو 2023 .
  63. ^ فوست، جيف (7 ديسمبر 2022). "ناسا وبوينج تغيران عملية تجميع المرحلة الأساسية لصاروخ الإطلاق الفضائي". سبيس نيوز . تم الاسترجاع في 24 يونيو 2023 .
  64. ^ "إلى القمر والعودة، تريد شركة Aerojet تشغيل اقتصاد القمر المستقبلي | Aviation Week Network". aviationweek.com . تم الاسترجاع في 24 مايو 2023 .
  65. ^ بوتر، شون (1 مايو 2020). "ناسا تلتزم بمهام أرتميس المستقبلية مع المزيد من محركات الصواريخ SLS" (بيان صحفي). ناسا . 20-050. مؤرشف من الأصل في 29 يناير 2023. تم الاسترجاع في 4 مايو 2020 .
  66. ^ كرافت، راشيل (30 أغسطس 2022). "ناسا تستهدف 3 سبتمبر لإطلاق مهمة أرتميس 1 القمرية القادمة – أرتميس". blogs.nasa.gov . ناسا . مؤرشف من الأصل في 29 مارس 2023 . تم الاسترجاع في 31 أغسطس 2022 .
  67. ^ بوتر، شون؛ هامبلتون، كاثرين؛ فيرلي، تيفاني؛ تشيشير، ليا (16 نوفمبر 2022). "إقلاع! صاروخ أرتميس 1 العملاق التابع لوكالة ناسا يطلق مركبة أوريون إلى القمر" (بيان صحفي). ناسا . 22-117. مؤرشف من الأصل في 9 مايو 2023. تم الاسترجاع في 23 ديسمبر 2022 .
  68. ^ ab Mohon, Lee; Henry, Kim (11 يونيو 2015). "لدينا اشتعال: محرك نظام الإطلاق الفضائي التابع لوكالة ناسا RS-25 ينطلق للاختبار الثالث في السلسلة". مركز مارشال لرحلات الفضاء : ناسا . مؤرشف من الأصل في 11 ديسمبر 2022. تم الاسترجاع في 23 مايو 2023 .
  69. ^ "اختبار محرك RS-25 ينطلق بقوة لنظام الإطلاق الفضائي التابع لناسا" (بيان صحفي). ناسا . 9 يناير 2015. 15-007. مؤرشف من الأصل في 7 ديسمبر 2022. تم الاسترجاع في 23 مايو 2023 .
  70. ^ دين، لاتويا (29 مايو 2015). "بداية صيف حار لبرنامج SLS مع اختبار RS-25". ناسا . مؤرشف من الأصل في 6 ديسمبر 2022. تم الاسترجاع في 23 مايو 2023 .
  71. ^ دين، لاتويا (26 يونيو 2015). "أطول اختبار لمحرك SLS حتى الآن يسخن سماء الصيف". ناسا . مؤرشف من الأصل في 11 ديسمبر 2022. تم الاسترجاع في 23 مايو 2023 .
  72. ^ ab Harbaugh, Jennifer (17 يوليو 2015). "Pedal to the Metal – RS-25 Engine Revs Up Again". وكالة ناسا . مؤرشف من الأصل في 11 ديسمبر 2022. تم الاسترجاع في 23 مايو 2023 .
  73. ^ هاربو، جينيفر (14 أغسطس 2015). "العد التنازلي للفضاء العميق مستمر مع أحدث اختبار لـ RS-25". ناسا . مؤرشف من الأصل في 1 أكتوبر 2022. تم الاسترجاع في 23 مايو 2023 .
  74. ^ هامبلتون، كاثرين؛ باكنغهام، فاليري؛ نورثون، كارين (27 أغسطس 2015). "ناسا تختتم سلسلة اختبارات المحرك للجيل القادم من الصواريخ" (بيان صحفي). ناسا . 15-178. مؤرشف من الأصل في 23 ديسمبر 2022. تم الاسترجاع في 23 مايو 2023 .
  75. ^ فيتشا، نافين؛ ستريك لاند، ماثيو ب؛ فيليبارت، كينيث د؛ جيل، توماس ف. الابن (9 يوليو 2018). 1 نظرة عامة على سلسلة اختبارات تكيف RS-25 للنار الساخنة لنظام الإطلاق الفضائي، الحالة والدروس المستفادة (PDF) . مؤتمر الدفع المشترك AIAA 2018. سينسيناتي، أوهايو: مجموعة جاكوبس لاستكشاف الفضاء /ESSCA/ /مركز مارشال لرحلات الفضاء التابع لناسا . 20180006338. مؤرشف من الأصل (PDF) في 26 مايو 2022. تم الاسترجاع في 23 مايو 2023 .
  76. ^ دين، لاتويا (28 فبراير 2019). "إطلاق محرك RS-25 بأعلى مستوى طاقة، أربع مرات أطول من الاختبارات السابقة". ناسا . مؤرشف من الأصل في 11 ديسمبر 2022. تم الاسترجاع في 23 مايو 2023 .
  77. ^ هارباو، جينيفر (19 يناير 2021). "تحديث Green Run: تشير البيانات والفحوصات إلى أن المرحلة الأساسية في حالة جيدة". مدونات ناسا . ناسا . مؤرشف من الأصل في 19 أبريل 2023. تم الاسترجاع في 20 يناير 2021 .
  78. ^ دافنبورت، كريستيان (19 يناير 2021). "قبل اختبار محرك صاروخ ناسا SLS المختصر، توقع المسؤولون فرصة 50 بالمائة فقط للنجاح الكامل". واشنطن بوست . مؤرشف من الأصل في 29 مارس 2023. تم الاسترجاع 20 يناير 2021 .
  79. ^ Harbaugh, Jennifer (18 مارس 2021). "تحديث Green Run: تم الانتهاء بنجاح من إطلاق النار الساخن لمدة كاملة في 18 مارس". مدونات ناسا . ناسا . مؤرشف من الأصل في 4 أبريل 2023. تم الاسترجاع في 23 مايو 2023 .
  80. ^ تومسون، سي. لاسي؛ دين، لاتويا (12 يناير 2023). "ناسا تجري إشعالًا ساخنًا لمحرك RS-25 في ستينيس لمهام أرتميس المستقبلية" (بيان صحفي). ناسا . S23-001. مؤرشف من الأصل في 18 يناير 2023. تم الاسترجاع في 23 مايو 2023 .
  81. ^ دين، لاتويا؛ تومسون، سي لاسي (8 فبراير 2023). "ناسا تجري أول اختبار لمحرك صاروخي قمري مُعاد تصميمه في عام 2023" (بيان صحفي). ناسا . S23-015. مؤرشف من الأصل في 20 مارس 2023. تم الاسترجاع في 24 مايو 2023 .
  82. ^ Valentine, Andre (23 فبراير 2023). "NASA TV VIDEOFILE RUNDOWN – for Thursday February 23, 2023 – Evening". ناسا . مؤرشف من الأصل في 20 يونيو 2023. تم الاسترجاع 20 يونيو 2023 .
  83. ^ دين، لاتويا (8 مارس 2023). "ناسا تواصل سلسلة اختبارات محركات الصواريخ القمرية المعاد تصميمها لبرنامج أرتميس" (بيان صحفي). ناسا . S23-021. مؤرشف من الأصل في 24 مايو 2023. تم الاسترجاع في 24 مايو 2023 .
  84. ^ دين، لاتويا (21 مارس 2023). "ناسا تجري عملية إشعال طويلة الأمد لمحرك RS-25 المعتمد". ناسا . تم الاسترجاع في 20 يونيو 2023 .
  85. ^ Daines, Gary (7 أبريل 2023). "هذا الأسبوع @NASA، 7 أبريل 2023". ناسا . مؤرشف من الأصل في 20 يونيو 2023. تم الاسترجاع 20 يونيو 2023 .
  86. ^ دين، لاتويا (26 أبريل 2023). "ناسا تختبر قدرة حرجة أثناء الطيران أثناء حريق ساخن في محرك RS-25". ناسا . تم الاسترجاع في 20 يونيو 2023 .
  87. ^ @NASAStennis (9 مايو 2023). "يهدف المشغلون إلى مدة اختبار تزيد عن 10 دقائق (630 ثانية)، وهي أطول من 500 ثانية التي يجب أن تعمل بها المحركات للمساعدة في إطلاق @NASA_SLS (نظام الإطلاق الفضائي) إلى المدار، وتساعد في توفير هامش من الأمان التشغيلي" ( تغريدة ) - عبر تويتر .
  88. ^ دين، لاتويا (1 يونيو 2023). "ناسا تدخل مرحلة حاسمة في سلسلة اختبارات محرك صاروخ القمر". ناسا . تم الاسترجاع في 20 يونيو 2023 .
  89. ^ @NASA_SLS (11 يونيو 2023). "في 8 يونيو، أجرت @NASA اختبار التصديق العاشر لمحرك RS-25 في @NASAStennis، استمرارًا لسلسلة اختبارات حاسمة لتسهيل إنتاج محركات جديدة لرحلات SLS (نظام الإطلاق الفضائي) المستقبلية. شاهد المحرك يشتعل!" ( تغريدة ) - عبر تويتر .
  90. ^ دين، لاتويا (15 يونيو 2023). "ناسا تقترب من إكمال سلسلة اختبارات اعتماد RS-25 الرئيسية". ناسا . تم الاسترجاع في 20 يونيو 2023 .
  91. ^ @NASAStennis (21 يونيو 2023). "اختبار محرك RS-25 على منصة اختبار فريد هايس في مركز ستينيس الفضائي التابع لوكالة ناسا" ( تغريدة ) - عبر تويتر .
  92. ^ @NASAStennis (22 يونيو 2023). "اختبار اليوم هو الاختبار الثاني عشر (والأخير) في السلسلة الحالية باستخدام محرك شهادة مع عشرات التحسينات لجعل الإنتاج أكثر كفاءة وبأسعار معقولة مع الحفاظ على الأداء العالي والموثوقية. سيتم اختبار محرك شهادة آخر هذا الخريف" ( تغريدة ) - عبر تويتر .
  93. ^ "ابدأ تشغيل محركاتك: ناسا تبدأ اختبارات حاسمة لمهام أرتميس المستقبلية". ناسا . 13 أكتوبر 2023. تم الاسترجاع في 24 أكتوبر 2023 .
  94. ^ "ناسا تجري أول تجربة إطلاق ناري لسلسلة اختبارات اعتماد RS-25 الجديدة". ناسا . 18 أكتوبر 2023. تم الاسترجاع في 24 أكتوبر 2023 .
  95. ^ @NASAStennis (15 نوفمبر 2023). "اختبار اليوم لمحرك RS-25 رقم 0525 على منصة اختبار فريد هايس له مدة مخططة تبلغ 500 ثانية بمستوى طاقة أقصى يبلغ 113%" ( تغريدة ) - عبر تويتر .
  96. ^ @NASAStennis (15 نوفمبر 2023). "أجرت وكالة ناسا اليوم ثاني اختبار ساخن في سلسلة نهائية مكونة من 12 اختبارًا لتمهيد الطريق لإنتاج محركات RS-25 جديدة للمساعدة في تشغيل صاروخ @NASA_SLS في بعثات أرتميس المستقبلية إلى القمر وما بعده" ( تغريدة ) - عبر تويتر .
  97. ^ "ناسا تختبر قدرة محرك الصاروخ القمري أرتميس أثناء الطيران". ناسا . 29 نوفمبر 2023. تم الاسترجاع في 2 ديسمبر 2023 .
  98. ^ "اختبار محرك SLS RS-25، 17 يناير 2024". يوتيوب . SciNews . تم الاسترجاع في 30 يناير 2024 .
  99. ^ "ناسا تواصل اختبارات محرك صاروخ أرتميس القمري بإطلاق أول صاروخ ساخن في عام 2024". ناسا . 18 يناير 2024. تم الاسترجاع في 30 يناير 2024 .
  100. ^ هاويل، إليزابيث (20 يناير 2024). "نار! ناسا تبدأ برنامج أرتميس للقمر لعام 2024 باختبار محرك كبير (فيديو)". سبيس.كوم . تم الاسترجاع في 30 يناير 2024 .
  101. ^ "اختبار محرك SLS RS-25، 23 يناير 2024". يوتيوب . SciNews. 23 يناير 2024. تم الاسترجاع في 30 يناير 2024 .
  102. ^ هاويل، إليزابيث (24 يناير 2024). "ناسا تشغل محرك صاروخ أرتميس القوي في اختبار رئيسي (فيديو)". سبيس.كوم . تم الاسترجاع في 30 يناير 2024 .
  103. ^ "نصف الطريق: ناسا تكمل 6 من 12 اختبارًا لمحرك RS-25". www.wlox.com . 29 يناير 2024 . تم الاسترجاع في 30 يناير 2024 .
  104. ^ "ناسا تحدد منتصف الطريق لسلسلة شهادات محرك صاروخ القمر أرتميس". ناسا . 29 يناير 2024. تم الاسترجاع في 30 يناير 2024 .
  105. ^ "اختبار محرك SLS RS-25، 23 فبراير 2024". يوتيوب . SciNews. 23 فبراير 2024. تم الاسترجاع في 26 فبراير 2024 .
  106. ^ "ناسا تواصل اختبار محركات صاروخية جديدة لرحلة أرتميس إلى القمر". ناسا . 22 فبراير 2024. تم الاسترجاع في 26 فبراير 2024 .
  107. ^ "اختبار محرك SLS RS-25، 29 فبراير 2024 (اختبار مدته 615 ثانية)". يوتيوب . SciNews. 29 فبراير 2024. تم الاسترجاع في 9 مارس 2024 .
  108. ^ "اختبار محرك SLS RS-25، 6 مارس 2024 (اختبار مدته 600 ثانية)". يوتيوب . 6 مارس 2024. تم الاسترجاع في 9 مارس 2024 .
  109. ^ هاويل، إليزابيث (15 مارس 2024). "رواد فضاء برنامج أرتميس 2 يحتفلون باختبار المحرك للمهام القمرية المستقبلية (فيديو)". سبيس.كوم . تم الاسترجاع في 22 مارس 2024 .
  110. ^ نوبل، نوح (20 مارس 2024). "مركز ستينيس الفضائي يُحدِّث برنامج محرك RS-25 ومنشأة إنتاج صواريخ جديدة". www.wlox.com . تم الاسترجاع في 22 مارس 2024 .
  111. ^ "اختبار محرك SLS RS-25، 22 مارس 2024". يوتيوب . 22 مارس 2024. تم الاسترجاع في 28 مارس 2024 .
  112. ^ "اختبار محرك SLS RS-25، 27 مارس 2024". يوتيوب . 27 مارس 2024. تم الاسترجاع في 28 مارس 2024 .
  113. ^ "ناسا تحقق إنجازًا مهمًا في مجال المحركات لتشغيل بعثات أرتميس المستقبلية". ناسا . 4 أبريل 2024. تم الاسترجاع في 8 أبريل 2024 .
  114. ^ "داربا تختار تصميمًا لطائرة فضائية من الجيل التالي" (بيان صحفي). داربا . 24 مايو 2017. مؤرشف من الأصل في 21 ديسمبر 2022. تم الاسترجاع 13 فبراير 2018 .
  115. ^ "Aerojet Rocketdyne Selected As Main Propulsion Provider for Boeing and DARPA Experimental Spaceplane" (بيان صحفي). لوس أنجلوس، كاليفورنيا: Aerojet Rocketdyne . 24 مايو 2017. مؤرشف من الأصل في 30 مايو 2017. تم الاسترجاع في 13 فبراير 2018 .
  116. ^ ريان، جيسون (12 يوليو 2018). "انطلق محرك AR-22 10 مرات في نفس العدد من الأيام". SpaceFlight Insider . مؤرشف من الأصل في 2 فبراير 2023 . تم الاسترجاع في 20 يناير 2021 .
  117. ^ "بوينج تنسحب من برنامج الطائرات الفضائية التجريبية التابع لوكالة مشاريع الأبحاث الدفاعية المتقدمة". سبيس نيوز . 22 يناير 2020. تم الاسترجاع في 20 يناير 2021 .
يوجد في ويكيميديا ​​كومنز وسائط متعلقة بـ RS-25 (محرك الصاروخ) .
  • صور بانورامية كروية للقمر الصناعي RS-25D في منشأة المعالجة SSME قبل شحنه إلى مركز ستينيس الفضائي
  • مجموعة لورانس جيه تومسون، ملفات الأرشيف والمجموعات الخاصة بجامعة ألاباما في هانتسفيل للورانس جيه تومسون، كبير المهندسين في SSME من عام 1971 إلى عام 1986
  • سجل الهندسة الأمريكية التاريخي (HAER) رقم TX-116-I، "نظام النقل الفضائي، المحرك الرئيسي للمكوك الفضائي، مركز ليندون ب. جونسون الفضائي، 2101 NASA Parkway، هيوستن، مقاطعة هاريس، تكساس"، 20 صورة، 2 رسمين مقاسين، 8 صفحات تعليق على الصور
تم الاسترجاع من "https://en.wikipedia.org/w/index.php?title=RS-25&oldid=1247807973"
Original text
Rate this translation
Your feedback will be used to help improve Google Translate