RS25，也稱為太空梭主引擎（Space Shuttle Main Engine，SSME，以下簡稱 主發動機）是普惠公司的洛克達因分部為太空梭設計的主發動機，目前用於太空發射系統中。RS25 是第一種實用化的階段燃燒火箭發動機。 簡介 主發動機是一種非常複雜的動力裝置，以外儲箱中的液氫 液氧為推進劑。每臺發動機在起飛時能提供大約 18 MN（400000 磅力）的推力。太空梭每次飛行歸來後，發動機都將被卸下交給太空梭主發動機加工廠（SSMEPF）進行維護檢測，替換一些部件。 主發動機能夠在極端溫度工作，氫燃料的儲藏溫度為 253 C （423 F），而燃燒室的溫度可達 3300 C（6000 F），高於鐵的沸點。若將主發動機的燃料泵用於排水，一個家用游泳池的水可在 25 秒內排盡，並且送到 6000 米的高空。 主發動機的動作流程是：附加燃料箱中的推進劑透過臍帶管進入太空梭，然後進入三條並行管道，透過工作泵供給燃燒室。 SSME 採用了成本比較高的雙預燃室設計，工作原理如下：液氫首先由預壓泵進行預壓，然後進入主泵二次加壓，接下來對噴管進行冷卻並氣化。氣化後的氫分成兩路，比較大的一路要再次分成兩路分別注入兩個預燃室，比較小的一路則要用來冷卻燃燒室，變成溫度更高的氣體用於推動氫預壓泵，然後也分為兩路分別注入兩個預燃室，這一部分實際上為部分膨脹迴圈。液氧也首先透過預壓泵預壓，然後透過主氧泵再次加壓，加壓後則分為三路：流量最大的一路直接進入燃燒室；流量稍小的一路則用於驅動連線著液氧預壓泵的渦輪，然後合併到氧預壓泵預壓過的低壓液氧流中，再次進入主氧泵；最小的一路經過一個與主氧泵同軸的高壓氧泵再次加壓後分成兩路，分別注入兩個預燃室。最後，全部的氫和少量的液氧在兩個預燃室中燃燒為富燃燃氣，分別推動連線著氧泵和氫泵的渦輪，最後注入到燃燒室。SSME 的結構非常複雜，但也因此獲得了很高的效能和操縱餘量。每臺發動機的真空推力為 213t，可在 65～109 範圍內調節。安全性也保持得不錯，發動機使用次數為 55 次。 1981 年 4 月參加太空梭首飛，至今，SSME 已完成近百次飛行任務。 氧化劑系統 thumbleft200pxSSME 的主要部件 低壓氧化劑渦輪泵（LPOTP）是一個靠液氧帶動的六級渦輪驅動的軸流泵，尺寸為 450mm450mm。轉速約 5150 rpm，它將液氧的壓力從 07MPa 增加到 29 MPa，加壓後的液氧供給到高壓氧化劑渦輪泵（HPOTP），從而保證在高壓狀態下工作的 HPOTP 不會產生空穴。 HPOTP 由兩個連線在同一主軸的單級離心泵（一個主泵，一個預燃泵）組成，由一臺兩級高溫渦輪驅動，尺寸為 600mm900mm，由法蘭片連線在高溫歧管上，轉速約 28120 rpm，主泵將液氧壓力從 29MPa 增加到 30 MPa。加壓液氧被分成幾路，一路用來驅動 LPOTP，其餘大部分液氧流向燃燒室。剩餘一小部分送往液氧熱交換機，控制這部分液氧的是一種 防溢閥，當熱量將液氧轉化為氣體時，閥門才打開。一部分氧氣透過專用管道進入附加燃料箱，擠壓液氧；另一部分氧氣進入預燃泵，驅動預燃泵將液氧壓力從 30MPa 增加到 51 MPa。 HPOTP 的渦輪和泵裝在同一轉軸上。渦輪中的高溫燃料氣與主泵裡的液氧混合可能導致事故，為了防止事故發生，渦輪與泵由充滿氦氣的空穴隔開，氦氣氣壓降低將觸發發動機自動停機。 氫燃料系統 低壓燃料渦輪泵（LPFTP）是一個靠氫氣帶動的二級渦輪驅動的軸流泵，尺寸 450mm600mm，轉速約 16185 rpm，它將液氫的壓力從 02MPa 增加到 19 MPa，並將之供給高壓燃料渦輪泵（HPFTP）。渦輪泵安裝在與 LPOTP 相對的位置上。 HPFTP 是一臺三級離心泵，由一臺兩級高溫渦輪驅動，尺寸為 550mm1100mm，由法蘭片連線在高溫歧管上，轉速約 35360 rpm，它將液氫的壓力從 19MPa 增加到 45 MPa。高壓液氫流過主閥門後分為三路：一路流經燃燒室外殼用以冷卻，一部分氫氣流回 LPFTP，驅動 LPFTP 的渦輪，一小部分氫氣被送回附加燃料箱中給液氫箱增壓，其餘氫氣注入燃燒室；第二路透過噴嘴後氣化加入第三路，隨後送入預燃室。 為避免 LPFTP 到 HPFTP 的管道周圍生成液態空氣，設計師採取了必要的隔熱措施。 預燃室和推力控制系統 氧化劑和燃料的預燃室焊接在高溫歧管上。電弧點火器位於噴射器的中央，這個雙備份點火器由發動機控制器控制，在發動機啟動後依次工作來點燃每個預燃室，大約三秒後，燃燒能自我維持，點火器關閉。預燃室產生的高溫富燃料氣體用以驅動高壓渦輪泵。氧化劑的預燃輪和預燃泵；燃料的預燃室的高溫氣驅動 HPFTP 的渦輪。 HPOTP 和 HPFTP 渦輪的轉速依賴於預燃室中控制氧化劑流量的閥門的開啟程度，發動機控制器控制透過控制閥門開閉來達到控制推力的目的。氧化劑和燃料預燃室閥門共同作用，產生 61 的推進劑混合比。 冷卻控制系統 冷卻劑控制閥安裝在燃燒室的冷卻旁路管上，發動機啟動前，閥門都是完全開啟的。在發動機運轉過程中，閥門可呈 100 開啟以實現 100 至 109 的冷卻效果；或呈 664 至 100 開啟，以實現 65 至 100 的冷卻效果。 燃燒室和噴嘴 主發動機燃燒室的推進劑是富燃料型的，氫氣和液氧透過高溫氣體歧管冷卻迴路注入燃燒室。燃燒室和噴嘴的內壁靠外壁的管壁式冷卻管道中的液氫來冷卻。 鐘罩形噴嘴依靠擰接螺栓連線在主燃燒室下。噴嘴長 29 m （113 英尺），出口直徑 24 m （94 英尺）。噴嘴前端的支撐環就是發動機擋熱板的連線點。由於太空梭在發射，在軌和返回時發動機都暴露在外界，因此有必要對之進行隔熱處理，隔熱層由四層金屬棉和包在外層的金屬箔和金屬網組成。 SSME 的膨脹比達到了罕見的 771，足夠大的噴嘴可以承受能引起控制失衡和造成航天器機械損傷的流動分離問題。洛克達因的工程師降低了噴嘴出口處的外壁傾角，這將出口邊緣的壓力增加到 46psi 至 57 psi，而中間部分壓力只有 2psi，由此解決了流動分離問題。 Nozzle Design 主閥門 主發動機上共五個主閥門，分別位於氧化劑預燃室，燃料預燃室，氧化劑管，燃料管和燃燒室冷卻劑管。閥門都是壓力開啟，並透過控制器控制的。在氦氣保護系統出現壓力異常時，閥門會完全關閉。 氧化劑和燃料的放洩閥是在發動機停車後開啟的，剩餘的液氫液氧由此被排洩到航天器外。排盡後閥門重新關閉。 萬向架 萬向軸承尺寸為 290mm360mm，是連線發動機和航天器的元件。 低壓液氧的燃料渦輪泵相對安裝在機尾的受力結構上。從低壓泵到高壓泵的管道採用柔性波紋管，能讓低壓泵在發動機萬向轉動調整推力向量時保持固定。 SSME 推力資料 SSME 的推力可以在 67 到 109 範圍內調節，目前的發射都採用 1045 推力，而 106 至 109 推力用於 太空梭異常中止模式 。以下是具體推力值，前者是海平面值，後者是真空值： 100 推力：1670 kN 2090 kN （375000 磅力 470000 磅力） 1045 推力：1750 kN 2170 kN （393800 磅力 488800 磅力） 109 推力：1860 kN 2280 kN （417300 磅力 513250 磅力） 其中，100 推力並不代表最大推力值，而是額定值，是在 SSME 研發期間計算得出的。之後的研究表明主發動機在超過預設推力下也能安全工作。為了維持原來的預設標準不變，也便於以後推力比較，特意將原預設值規定為 100 推力，此後如果推力增大，就不需要修改原值。 SSME 的推力會影響其可靠性，有研究表明當發動機推力超過 1045 時，對可靠性有明顯影響。因此超過 100 的推力模式較少使用。 後太空梭時代的應用 原先的設想是在太空梭退役後，把 SSME 用在無人的戰神五號第一級和載人的戰神一號第二級上。雖然看起來可行，然而實際操作有一些缺點： 發動機將被永久固定在火箭體上，因而發動機不可重用。 發動機無法做試飛前試車。 將目前的地面啟動型主發動機改造成適用於戰神一號的高空啟動型需要大筆資金且很費時。 綜合考慮，戰神一號第二級將使用一臺 J2X 發動機，戰神五號將使用六臺改進後的 RS68 發動機，因此 SSME 也將隨太空梭一起完全退役。 技術引數 推力：1670 kN 2090 kN （375000 磅力 470000 磅力） 真空比衝：4525s 推重比：7331 噴口面積：93 平方英寸 噴嘴面積：50265 平方英尺 室壓：2747 psi（100 推力） 出口壓力：1049 psi（額定值） 燃燒時間：520s 參見 MPTA098 推進器測試體 SSME 功能關係 參考 Boeing Liquid Propellant Rocket Systems Rocketdyne Propulsion Power Pub 573A100 999 page 26 來源 外部連結 Spherical panoramas of RS25D in SSME Processing Facility prior to shipping to Stennis Space Center Category 火箭發動機 Category 太空梭