Перегляд вихідного коду сторінки RS-25

{{Ракетний двигун
|назва                      = RS-25
|зображення                 = Shuttle Main Engine Test Firing.jpg
|розмір_зображення          = 250
|підпис                     = RS-25 на випробувальному стенді. Сяюча пляма під соплом - так звані [[ударні діаманти|діамантові диски Маха]]
|країна_походження          = {{країна з прапорцем|Сполучені Штати Америки}}
|дата                       =
|перший_політ               = [[12 квітня]] [[1981]] ([[STS-1]])
|останній_політ             =
|проєктувальник             =
|виробник                   = {{країна з прапорцем|Сполучені Штати Америки}}, ''Rocketdyne'', зараз [[Aerojet Rocketdyne]])
|призначення                =
|пов'язані_РН               = [[Спейс Шаттл]], [[Система космічних запусків|SLS]]
|попередник                 = {{нп|HG-3 (рпкетний двигун)|HG-3||HG-3 (rocket engine)}}
|наступник                  =
|статус                     = не працює після місії [[STS-135]], тестується для [[Система космічних запусків|SLS]]
|тип                        = рідинний
|окислювач                  = [[рідкий кисень]]
|пальне                     = [[рідкий водень]]
|співвідношення             = 6:1
|цикл                       = [[Рідинний ракетний двигун замкнутої схеми|замкнута схема]]
|насоси                     =
|опис                       =
|кількість_камер            =
|відношення_сопла           = 69:1<ref>{{cite web|url= http://www.rocket.com/rs-25-engine|title= Двигун RS-25|work= rocket.com|accessdate= 13 грудня 2017|archiveurl= https://web.archive.org/web/20150925113021/http://www.rocket.com/rs-25-engine|archivedate= 25 вересня 2015|deadurl= yes}}</ref>
|тяга                       =
|тяга_на_висоті             =
|тяга_вакуум                = 2'279 к[[Ньютон|Н]] (109&nbsp;% тяги);<br/>2090 кН (100&nbsp;% тяги)
|тяга_рівень_моря           = 1'860 кН (109&nbsp;% тяги);<br/>1670 кН (100&nbsp;% тяги)
|тяга_до_маси               =
|тиск_камери                = 20,64 М[[Паскаль (одиниця)|Па]]
|питомий_імпульс            =
|питомий_імпульс_вакуум     = 452,3 [[Секунда|с]] (4,436&nbsp;км/с)
|питомий_імпульс_рівень_моря= 366 [[Секунда|с]] (3,59&nbsp;км/с)
|загальний_імпульс          =
|тривалість_роботи          = 520 с
|кількість_вмикань          =
|об'єм_баків                =
|розміри                    =
|довжина                    = 4,3 м
|діаметр                    = 2,4 м
|суха_маса                  = 3,5 т
|використовується           =
|посилання                  =
|модифікації                =
}}

'''Aerojet Rocketdyne RS-25''', також відомий як '''Space Shuttle main engine''' (SSME) (''Головний двигун Спейс Шаттлу'')&nbsp;— потужний [[рідинний ракетний двигун]], що раніше використовувався на [[Спейс Шаттл]]і, а зараз планується для встановлення на [[ракета-носій|ракету-носій]] [[Система космічних запусків]]. Спроєктований і виготовлений американською компанією «Rocketdyne» (зараз відома як [[Aerojet Rocketdyne]]).<ref name="P&WFS">{{cite web |url=http://www.pw.utc.com/products/pwr/assets/pwr_SSME.pdf |title=Головний двигун Space Shuttle (pdf) |publisher=Pratt & Whitney Rocketdyne |accessdate=13 грудня 2017 |year=2005 |archive-date= 8 лютого 2012 |archive-url=https://web.archive.org/web/20120208191620/http://www.pw.utc.com/products/pwr/assets/pwr_SSME.pdf }}</ref>

Перші кроки по створенню RS-25 відбулися ще в 1960-х роках, основною розробкою займалися в 1970-х, а перший політ він здійснив з місією [[STS-1]] 12 квітня 1981 року. Протягом своєї експлуатації двигун кілька разів був модернізований. Це підвищило його надійність, безпечність та експлуатаційні характеристики.

На Спейс Шаттлі використовувався блок із трьох двигунів RS-25, вмонтований у кормову структуру [[Space Shuttle orbiter|орбітера]]. [[Паливо]] для них подавалося зі спеціального [[Зовнішній резервуар Space Shuttle|паливного бака]]. Після кожного польоту двигуни від'єднувалися, перевірялися і ремонтувалися перед наступною місією. На відміну від цього, на ракеті SLS паливо до чотирьох двигунів подаватиметься безпосередньо із паливних баків, розташованих всередині першого ступеню.

[[Дроселювання]] [[тяга|тяги]] на RS-25 здійснюється в межах (67-109)% із можливість регулювання на 1&nbsp;%. Він здатен витримувати критичні температури: від -253&nbsp;°C ([[рідкий водень]]) до 3300&nbsp;°C (всередині камери згоряння). Середня витрата палива&nbsp;— 3'917 л/с.

== Принцип роботи ==

[[Файл:Ssme schematic - uk.svg|міні|ліворуч|Схема роботи двигуна]]

Кожен двигун RS-25 оснащений спеціальним контролером, що інтегрований з комп'ютером, який може керувати його роботою за допомогою [[клапан]]ів та відображати на моніторі необхідні показники. Комп'ютери мають по два блоки подвійних резервних процесорів Motorola 68000, тобто по чотири процесори на контролер.<ref name=SSm>{{cite web|url= http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/computers/Ch4-8.html|title= Особливості комп'ютерів на Шаттлах|accessdate= 19 грудня 2017|date= 15 липня 2005|publisher= hq.nasa.gov|archive-date= 15 лютого 2017|archive-url= https://web.archive.org/web/20170215171057/http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/computers/Ch4-8.html}}</ref>

[[Пальне]] ([[рідкий водень]]) і [[окисник]] ([[рідкий кисень]]) подаються до двигунів окремими трубопроводами, на яких встановлені численні клапани, прокачуючись [[турбонасосний агрегат|турбонасосними агрегатами]] (ТНА) низького тиску, а потім&nbsp;— ТНА високого тиску.<ref name="NSFSLS">{{cite web|url=http://www.nasaspaceflight.com/2011/09/sls-finally-announced-nasa-forward-path/|publisher=NASASpaceflight.com|author=Chris Bergin|date=14 вересня 2011|accessdate=19 грудня 2017|title=SLS: фінальне повідомлення від NASA|archive-date=2 вересня 2019|archive-url=https://web.archive.org/web/20190902062719/https://www.nasaspaceflight.com/2011/09/sls-finally-announced-nasa-forward-path/}}</ref>

=== Окисник (рідкий кисень) ===

Перше збільшення тиску у трубопроводі окисника (від 0,7 МПа до 2,9&nbsp;МПа) відбувається під час проходження рідкого кисню у ТНА окисника (низького тиску). Далі він надходить у ''основний насос'' ТНА окисника (високого тиску), де тиск ще підвищується з 2,9 МПа до 30&nbsp;МПа. Після цього відбувається розгалуження потоку рідкого кисню у наступних напрямках:
* через основний [[клапан]] окисника основна його частина подається до [[камера згоряння|камери згоряння]];
* ще частина використовується для роботи Турбонасосних агрегатів;
* третя частина може надходити у [[теплообмінний апарат]], у якому рідкий кисень перетворюється на газоподібний і повертається у паливний бак із окисником для підтримки у ньому необхідного тиску, а також подається у систему гасіння авто[[вібрація|вібрацій]], спричинених реакціями горіння;
* залишок спрямовується у насос [[газогенератор]]а (знаходиться поруч із основним) ТНА окисника (високого тиску), де тиск ще підвищується з 30 МПа до 51 МПа. Звідти він розподіляється до:
** газогенератора окисника;
** газогенератора пального (водню).<ref name="Enhancements">{{cite web|url=http://www.nasa.gov/centers/marshall/news/background/facts/ssme.html|title=Покращення Space Shuttle Main Engine|publisher=nasa.gov|accessdate=19 грудня 2017|author=Steve Roy|date=червень 2000|archive-date=30 березня 2012|archive-url=https://www.webcitation.org/66Y4roE8i?url=http://www.nasa.gov/centers/marshall/news/background/facts/ssme.html}}</ref>

=== Пальне (рідкий водень) ===

[[Файл:IMG 9440 edited-1.JPG (7392553592).jpg|thumb|350|Велика срібляста трубка, доставляє пальне із ТНА низького тиску (на фото не видно) до ТНА високого тиску (сріблястий циліндр ліворуч). ТНА пального (високого тиску) прикріплений до колектора гарячого газу (чорний, з коричневою діагональною трубою), а згори над ним знаходиться газогенератор пального (також чорний з коричневою трубкою, що йде вправо)]]

Перше збільшення тиску у трубопроводі пального (від 0,2 МПа до 1,9 МПа) відбувається під час проходження рідкого водню у ТНА пального (низького тиску). Далі він надходить у насос ТНА пального (високого тиску), де тиск ще підвищується з 1,9 МПа до 45 МПа. Після проходження через основний клапан пального відбувається розгалуження потоку рідкого водню у наступних напрямках:
* до [[Рідинний ракетний двигун#Система охолодження|Системи регенеративного охолодження]] (РО) для протікання навколо верхньої (гарячішої) частини [[сопло Лаваля|сопла]] та камери згоряння.<ref name="P&WNozzle">{{cite web|url=http://www.engineeringatboeing.com/articles/nozzledesign.htm|date=16 березня 2008|title=Конструкція сопла|author=R.A. O'Leary and J. E. Beck|publisher=Pratt & Whitney Rocketdyne|accessdate=2017-12-20|archive-date=2008-03-16|archive-url=https://web.archive.org/web/20080316084228/http://www.engineeringatboeing.com/articles/nozzledesign.htm}}</ref> В процесі цього відбувається газифікація водню, і він спрямовується до [[турбонасосний агрегат|ТНА]] пального (низького тиску), щоб забезпечити роботу його турбіни. Після цього потік знову розділяється:
** у напрямку до паливного бака з воднем (для підтримки в ньому необхідного тиску);
** залишок охолоджує колектор гарячого газу і надходить до основної камери згоряння;
* до Системи РО для протікання навколо нижньої частини сопла;
* після клапану, з'єднавшись із другим потоком третій спрямовується до:
** газогенератора окисника (кисню);
** газогенератора пального (водню).<ref name="2.16">{{cite web|url=http://www.shuttlepresskit.com/scom/216.pdf|title= Головна рушійна система (pdf) |publisher=Boeing, NASA & United Space Alliance|work=shuttlepresskit.com|date=6 жовтня 1998|accessdate= 19 грудня 2017 |archiveurl=https://web.archive.org/web/20120204133938/http://www.shuttlepresskit.com/scom/216.pdf|archivedate=2012-02-04}}</ref>

=== Гелій ===

В додаток до систем окисника і пального, паливна система ракети-носія має систему, що містить [[гелій]]. Вона складається із десяти баків для зберігання, розподільчих ліній, запобіжних та регулюючих клапанів. Ця система використовується під час польоту для продування двигуна та забезпечує тиск для увімкнення його клапанів у системі керування ракетним пальним, а також під час аварійних відключень.

== Система космічних запусків ==
14 вересня 2011 року [[Національне управління з аеронавтики і дослідження космічного простору|NASA]] повідомило, що буде розробляти нову ракету-носій [[надважкі ракети-носії|надважкого класу]], що замінить [[Спейс Шаттл]]. Вона отримала назву «[[Система космічних запусків]]», англ.&nbsp;— ''Space Launch System'' (SLS).<ref name=nasa1>{{cite web|url=http://www.nasa.gov/home/hqnews/2011/sep/HQ_11-301_SLS_Decision.html|publisher=NASA|date=14 вересня 2011|accessdate=19 грудня 2017|title=NASA анонсує дизайн нової системи для дослідження глибокого космосу|archive-date=21 вересня 2011|archive-url=https://web.archive.org/web/20110921160158/http://www.nasa.gov/home/hqnews/2011/sep/HQ_11-301_SLS_Decision.html}}{{ref-en}}</ref>

Початковий план передбачав розміщення на першому ступені ракети п'яти двигунів, але потім було вирішено обмежитися чотирма. Остання версія двигуна для Шаттлу RS-25D призначалася для багаторазової ракети, тому і сам двигун був придатний до багаторазового використання. А позаяк ступені ракети-носія SLS не призначені для повернення на Землю у непошкодженому стані, то немає сенсу використовувати багаторазові двигуни. Їх замінять простішою і дешевшою версією RS-25E, або ще дешевшою RS-25F. Двигуни, що залишилися від Спейс Шаттлів використовуються для тестувань.

=== Випробування ===

{{external media
 |topic     = 
 |video1    = {{YouTube|nAIZKX9wcqc|Тестування тривалістю 535 с (13 серпня 2015)|logo=1}}
 |video2    = {{YouTube|6n6quVTC1h4|Тестування тривалістю 515 с (25 липня 2017)|logo=1}}
}}
З 2015 року на полігоні [[Космічний центр імені Джона Стенніса|Космічного центру імені Джона Стенніса]], що знаходиться у місті [[Генкок (округ, Міссісіпі)]], було виконано кілька тестувань, які перевіряли роботу контролерів нового двигуна; його працездатність при застосуванні ще більш охолодженого рідкого кисню; підвищення вхідного тиску, що необхідне через збільшення висоти бака з окислювачем, і через збільшення прискорення ракети. Також виконувалися вимірювання, що визначали, чи не занадто перегріваються від впливу одне на одного сопла двигунів, позаяк їх стало не три, а чотири, та ще й в одній площині з ними повинні працювати сопла [[прискорювач (ракетобудування)|прискорювачів]]. Перевірявся новий [[абляційний захист]].

Після випробувань у травні 2018 року чотири двигуни будуть відправлені до виробничого комплексу, що належить NASA, [[Michoud Assembly Facility]] ([[Новий Орлеан]]). Там їх встановлять на перший ступінь ракети, який у грудні 2018 року на спеціальній баржі «Pegasus» доставлять до [[Космічний центр імені Джона Стенніса]] і встановлять на випробувальний стенд B-2. Після чергових тестувань перший ступінь із двигунами доправлять баржею до [[Космічний центр імені Кеннеді|КЦ ім. Кеннеді]] у [[Флорида|Флориді]].<ref name=nasa2>{{cite web|url= https://www.nasaspaceflight.com/2017/11/maf-engine-installation-rs-25-pathfinder/|title= Інженери MAF проводять імітаційне тестування двигунів RS-25 ракети SLS|date= 30 листопада 2017|last= Chris Bergin, Philip Sloss|work= nasaspaceflight.com|accessdate= 20 грудня 2017|archive-date= 14 грудня 2017|archive-url= https://web.archive.org/web/20171214015413/https://www.nasaspaceflight.com/2017/11/maf-engine-installation-rs-25-pathfinder/}}{{ref-en}}</ref>

== Див. також ==

* [[BE-4]]
* [[Raptor (ракетний двигун)|Raptor]]

== Примітки ==

{{reflist}}


[[Категорія:Ракетні двигуни]]
[[Категорія:Програма «Спейс Шаттл»]]