Space Shuttle Main Engine

Space Shuttle Main Engines (skratka SSME) boli hlavné štartovacie raketové motory amerického raketoplánu. Boli to raketové motory na kvapalné pohonné látky (tekutý vodík a kyslík), regeneratívne chladené s elektronicky riadeným regulačným obvodom. Nachádzali sa v zadnej časti družicového stupňa raketoplánu, tri v každom družicovom stupni, a palivo dostávali z externej palivovej nádrže (ET).
Vyrobila ich americká spoločnosť Rocketdyne. Mali nominálny ťah 3 × 2,1 MN vo vákuu. Pri jednom štarte pracovali motory nepretržite 520 sekúnd, čo je viac, než bolo dosiaľ u raketového motora bežné (štandard 180 až 300 sekúnd). Celková záloha životnosti však bola najmenej 28 600 s, to je 7 1/2 hodiny prevádzky do generálnej prehliadky. Po každom lete raketoplánu boli odstránené a poslané na kontrolu. Pri nevyhnutnej údržbe mal byť motor použitý až 55-krát. Výrobná cena jedného exemplára SSME presiahla 40 miliónov dolárov.
Raketové motory raketoplánu pracovali pri extrémnych rozdieloch teploty. Kvapalný vodík bol skladovaný pri teplote −253 °C. Pri spaľovaní s kvapalným kyslíkom bola v spaľovacej komore dosiahnutá teplota 3 300 °C, čo je teplota varu železa. Dodávku pohonných látok do spaľovacích komôr týchto motorov zaisťovali turbočerpadlá, pričom časť kvapalného vodíka bola najskôr vedená stenami trysky, ktoré sú takto regeneratívne chladené. Vďaka tomuto spôsobu chladenia teplota povrchu spaľovacej komory neprekročila hodnotu 567 °C.

Rozmery a stavba

Každý z motorov bol vysoký 4,24 m, mal maximálny priemer 2,39 metra a vážil 2 900 kg. Spaľovacia komora s kritickou časťou dýzy je zložená z dvoch dielov. Pevnosť dodáva komore vonkajší plášť z veľmi pevnej niklovej zliatiny. Plášť tvoria dve časti a s vnútorným puzdrom je zvarený do pevného celku. Vnútorné puzdro tvorené medenou zliatinou a na jeho vonkajšom povrchu sa nachádza 390 pozdĺžnych drážok chladiaceho traktu. Nadkritická časť dýzy pozostáva z viac než 1000 pozdĺžnych vzájomne spojených trubičiek vystužených sústavou prstencov. Do nich sa privádza chladiace médium.

Funkcia

Všetky tri motory boli uložené výkyvne a ich vychyľovaním hydraulickými ovládačmi bol riadený smer letu raketoplánu počas jeho vzletu na obežnú dráhu. Mali dva samostatné hydraulické okruhy, jeden pre palivo a jeden pre okysličovadlo. V každom z nich bol individuálne navrhnutý dvojitý turbočerpadlový agregát. Palivo bolo privádzané z nádrže ET potrubím, ktoré sa rozdeľovalo do troch vetiev s priemerom 30 cm ku každej pohonnej jednotke. Kvapalný vodík najprv vstúpil do nízkotlakového čerpadla, kde dosiahol tlak 1,6 MPa, potom do trojstupňového vysokotlakového čerpadla, v ktorom bol stlačený na hodnotu tlaku 43,7 MPa. Takto stlačený kvapalný vodík sa za hlavným ventilom rozdelil: kým prevažná časť (asi 55 kg za sekundu) bola vedená do predspaľovacích komôr, zvyšok chladil spaľovaciu komoru a dýzu motora. Po výstupe z chladiaceho traktu sa vodík, už v plynnom skupenstve, použil na pohon nízkotlakového čerpadla a potom sa miešal k plynom vstupujúcim do spaľovacej komory. Kvapalný kyslík sa podobne ako vodík najprv stlačil na nízkotlakovom, potom na vysokotlakovom čerpadle. Odtiaľ bol pod tlakom 32,57 MPa vedený do vstrekovačov spaľovacej komory motora. Časť kyslíka prechádzala výmenníkom tepla a po odparení bola použitá na tlakovanie nádrže kvapalného kyslíka. Pracovný tlak v spaľovacej komore motora bol 20,3 MPa.
Tieto motory boli používané len pri štarte. Po oddelení hlavnej nádrže ET už neboli pripojené na nijaký prívod paliva a na obežnej dráhe nemali nijakú funkciu.