RS-25

El RS-25 , también conocido como Motor Principal del Transbordador Espacial ( SSME ), ^{[ 1 ]} es un motor de cohete criogénico de combustible líquido que se utilizó en el Transbordador Espacial de la NASA y se utiliza en el Sistema de Lanzamiento Espacial .

Diseñado y fabricado en Estados Unidos por Rocketdyne (más tarde Pratt & Whitney Rocketdyne y Aerojet Rocketdyne ), el RS-25 utiliza hidrógeno líquido criogénico (a muy baja temperatura) y oxígeno líquido como propulsores, y cada motor produce un empuje de 1859 kN (418 000 lb _f) en el despegue. Si bien el origen del RS-25 se remonta a la década de 1960, su desarrollo sistemático comenzó en la década de 1970 con el primer vuelo, la misión STS-1 , el 12 de abril de 1981. A lo largo de su historia operativa, el RS-25 ha recibido mejoras para optimizar su empuje, fiabilidad, seguridad y mantenimiento.

El motor produce un impulso específico ( I _sp ) de 452 segundos (4,43 kN⋅s/kg) en el vacío, o 366 segundos (3,59 kN⋅s/kg) a nivel del mar, tiene una masa de aproximadamente 3,5 toneladas (7700 libras) y es capaz de regular su potencia entre el 67 % y el 109 % de su nivel de potencia nominal en incrementos del uno por ciento. Los componentes del RS-25 funcionan a temperaturas que oscilan entre -253 y 3300 °C (-400 y 6000 °F) . ^[¹^]

El transbordador espacial utilizaba un conjunto de tres motores RS-25 montados en la popa del orbitador , con combustible extraído del tanque externo . Estos motores se empleaban para la propulsión durante todo el ascenso de la nave, y el empuje total se incrementaba mediante dos cohetes propulsores de combustible sólido y los dos motores del sistema de maniobra orbital AJ10 del orbitador . Tras cada vuelo, los motores RS-25 se desmontaban del orbitador, se inspeccionaban, se reacondicionaban y se reutilizaban en otra misión.

Cada Sistema de Lanzamiento Espacial (SLS) cuenta con cuatro motores RS-25, ubicados en la sección de motores en la base de la etapa central , que se desechan tras su uso. Los primeros cuatro vuelos del SLS emplearon motores modernizados y reacondicionados, construidos para el programa del Transbordador Espacial. Los vuelos posteriores utilizarán una versión simplificada del motor RS-25E, denominada Production Restart, que se encuentra en fase de pruebas y desarrollo.

Componentes

Esquema RS-25

Diagrama simplificado de RS-25

flujo de combustible

Flujo de oxidante

Flujo de propulsor RS-25

El motor RS-25 consta de bombas, válvulas y otros componentes que trabajan en conjunto para producir empuje . El combustible ( hidrógeno líquido ) y el oxidante ( oxígeno líquido ) del tanque externo del Transbordador Espacial entraban al orbitador a través de las válvulas de desconexión umbilical y desde allí fluían por las líneas de alimentación del sistema de propulsión principal (MPS) del orbitador; mientras que en el Sistema de Lanzamiento Espacial (SLS), el combustible y el oxidante de la etapa central del cohete fluyen directamente a las líneas del MPS. Una vez en las líneas del MPS, el combustible y el oxidante se ramifican en caminos separados hacia cada motor (tres en el Transbordador Espacial, cuatro en el SLS). En cada ramal, las preválvulas permiten que los propelentes entren al motor. ^{[ 4 ]}^{[ 5 ]}

Una vez en el motor, los propelentes fluyen a través de turbobombas de combustible y oxidante de baja presión (LPFTP y LPOTP), y de ahí a turbobombas de alta presión (HPFTP y HPOTP). Desde estas HPTP, los propelentes toman diferentes rutas a través del motor. El oxidante se divide en cuatro caminos separados: al intercambiador de calor del oxidante , que luego se divide en los sistemas de presurización del tanque de oxidante y supresión de pogo ; a la turbobomba de oxidante de baja presión (LPOTP); al prequemador de oxidante de alta presión, desde donde se divide en la turbina HPFTP y HPOTP antes de reunirse en el colector de gases calientes y enviarse a la cámara de combustión principal (MCC); o directamente a los inyectores de la cámara de combustión principal (MCC).

Mientras tanto, el combustible fluye a través de la válvula principal de combustible hacia los sistemas de refrigeración regenerativa para la tobera y la MCC, o a través de la válvula de refrigeración de la cámara. El combustible que pasa por el sistema de refrigeración de la MCC luego regresa a través de la turbina LPFTP antes de ser dirigido al sistema de presurización del tanque de combustible o al sistema de refrigeración del colector de gases calientes (desde donde pasa a la MCC). El combustible en los sistemas de refrigeración de la tobera y de la válvula de refrigeración de la cámara se envía luego a través de prequemadores a la turbina HPFTP y HPOTP antes de reunirse nuevamente en el colector de gases calientes, desde donde pasa a los inyectores de la MCC. Una vez en los inyectores, los propelentes se mezclan y se inyectan en la cámara de combustión principal donde se encienden. La eyección de la mezcla de propelentes en combustión a través de la garganta y la campana de la tobera del motor crea el empuje. ^{[ 4 ]}

Turbobombas

Sistema oxidante

La turbobomba de oxidante de baja presión (LPOTP) es una bomba de flujo axial que opera a aproximadamente 5150 rpm , impulsada por una turbina de seis etapas alimentada por oxígeno líquido a alta presión proveniente de la turbobomba de oxidante de alta presión (HPOTP). Aumenta la presión del oxígeno líquido de 0,7 a 2,9 MPa (100 a 420 psi) , y el flujo de la LPOTP se suministra a la HPOTP. Durante el funcionamiento del motor, el aumento de presión permite que la bomba de oxidante de alta presión opere a altas velocidades sin cavitar . La LPOTP, que mide aproximadamente 450 x 450 mm (18 x 18 pulgadas) , está conectada al conducto de propulsor del vehículo y se mantiene en una posición fija al estar montada en la estructura del vehículo de lanzamiento. ^[⁴^]

Luego, montado antes del HPOTP, se encuentra el acumulador del sistema de supresión de oscilaciones pogo . ^{[ 6 ]} Para su uso, se carga previamente y posteriormente con He y se carga con O gaseoso.₂ desde el intercambiador de calor y, al no tener membrana, funciona recirculando continuamente el gas de carga. Dentro del acumulador hay varios deflectores de distintos tipos para controlar el movimiento y la turbulencia, lo cual resulta útil tanto por sí mismo como para evitar que el gas escape al conducto del oxidante de baja presión para ser ingerido en la HPOTP.

La HPOTP consta de dos bombas centrífugas de una sola etapa (la bomba principal y una bomba de prequemador) montadas en un eje común y accionadas por una turbina de gas caliente de dos etapas. La bomba principal aumenta la presión del oxígeno líquido de 2,9 a 30 MPa (420 a 4350 psi) mientras opera a aproximadamente 28 120 rpm, lo que proporciona una potencia de salida de 23 260 hp (17,34 MW ) . El flujo de descarga de la HPOTP se divide en varias trayectorias, una de las cuales acciona la turbina LPOTP. Otra trayectoria se dirige a la válvula principal del oxidante y entra en la cámara de combustión principal. Otra pequeña trayectoria de flujo se deriva y se envía al intercambiador de calor del oxidante . El oxígeno líquido fluye a través de una válvula anti-inundación que impide su entrada al intercambiador de calor hasta que haya suficiente calor para que este aproveche el calor contenido en los gases descargados de la turbina HPOTP, convirtiendo el oxígeno líquido en gas. El gas se envía a un colector y luego se dirige para presurizar el tanque de oxígeno líquido. Otra vía entra en la bomba de prequemador de segunda etapa HPOTP para aumentar la presión del oxígeno líquido de 30 a 51 MPa (4300 psia a 7400 psia). Pasa a través de la válvula de oxidante del prequemador de oxidante hacia el prequemador de oxidante y a través de la válvula de oxidante del prequemador de combustible hacia el prequemador de combustible. La HPOTP mide aproximadamente 600 x 900 mm (24 x 35 pulgadas) . Está conectada mediante bridas al colector de gas caliente. ^[⁴^]

La turbina y las bombas HPOTP están montadas en un eje común. La mezcla de los gases calientes ricos en combustible en la sección de la turbina y el oxígeno líquido en la bomba principal puede generar un riesgo; para evitarlo, ambas secciones están separadas por una cavidad que se purga continuamente con el suministro de helio del motor durante su funcionamiento. Dos sellos minimizan las fugas hacia la cavidad: uno se encuentra entre la sección de la turbina y la cavidad, mientras que el otro está entre la sección de la bomba y la cavidad. La pérdida de presión de helio en esta cavidad provoca la parada automática del motor. ^{[ 4 ]}

Sistema de combustible

La turbobomba de combustible de baja presión (LPFTP) es una bomba de flujo axial accionada por una turbina de dos etapas alimentada por hidrógeno gaseoso. Aumenta la presión del hidrógeno líquido de 30 a 276 psia (0,2 a 1,9 MPa) y lo suministra a la turbobomba de combustible de alta presión (HPFTP). Durante el funcionamiento del motor, el aumento de presión proporcionado por la LPFTP permite que la HPFTP opere a altas velocidades sin cavitar. La LPFTP opera a aproximadamente 16 185 rpm y tiene un tamaño aproximado de 450 x 600 mm (18 x 24 pulgadas) . Está conectada al conducto de propulsor del vehículo y se mantiene en una posición fija al estar montada en la estructura del vehículo de lanzamiento. ^[⁴^]

La HPFTP es una bomba centrífuga de tres etapas accionada por una turbina de gas caliente de dos etapas. Aumenta la presión del hidrógeno líquido de 1,9 a 45 MPa (276 a 6515 psia) y opera a aproximadamente 35 360 rpm con una potencia de 71 140 hp (53,05 MW ) . El flujo de descarga de la turbobomba se dirige a través de la válvula principal y luego se divide en tres trayectorias. Una trayectoria atraviesa la camisa de la cámara de combustión principal, donde el hidrógeno se utiliza para enfriar las paredes de la cámara. Luego se dirige desde la cámara de combustión principal a la LPFTP, donde se utiliza para accionar la turbina LPFTP. Una pequeña porción del flujo de la LPFTP se dirige a un colector común desde los tres motores para formar una única trayectoria hacia el tanque de hidrógeno líquido y mantener la presurización. El hidrógeno restante pasa entre las paredes interna y externa del colector de gas caliente para enfriarse y luego se descarga en la cámara de combustión principal. Una segunda vía de flujo de hidrógeno desde la válvula principal de combustible pasa a través de la boquilla del motor (para enfriarla). Luego se une a la tercera vía de flujo proveniente de la válvula de refrigerante de la cámara. Este flujo combinado se dirige a los prequemadores de combustible y oxidante. El HPFTP tiene un tamaño aproximado de 550 x 1100 mm (22 x 43 pulgadas) y está conectado al colector de gases calientes mediante bridas. ^[⁴^]

Cabezal de potencia

prequemadores

Los prequemadores de oxidante y combustible están soldados al colector de gases calientes. El combustible y el oxidante entran en los prequemadores y se mezclan para que se produzca una combustión eficiente. El encendedor de chispa aumentado es una pequeña cámara de combinación ubicada en el centro del inyector de cada prequemador. Dos encendedores de chispa redundantes se activan mediante el controlador del motor y se utilizan durante la secuencia de arranque del motor para iniciar la combustión en cada prequemador. Se apagan después de aproximadamente tres segundos, ya que el proceso de combustión se vuelve autosostenible. Los prequemadores producen los gases calientes ricos en combustible que pasan a través de las turbinas para generar la energía necesaria para operar las turbobombas de alta presión. El flujo de salida del prequemador de oxidante impulsa una turbina que está conectada a la HPOTP y a la bomba del prequemador de oxidante. El flujo de salida del prequemador de combustible impulsa una turbina que está conectada a la HPFTP. ^{[ 4 ]}

La velocidad de las turbinas HPOTP y HPFTP depende de la posición de las válvulas de oxidante y de prequemador de combustible correspondientes. Estas válvulas son controladas por el controlador del motor, que las utiliza para regular el flujo de oxígeno líquido hacia los prequemadores y, por lo tanto, controlar el empuje del motor. Las válvulas de oxidante y de prequemador de combustible aumentan o disminuyen el flujo de oxígeno líquido, lo que incrementa o disminuye la presión en la cámara del prequemador, la velocidad de las turbinas HPOTP y HPFTP, y el flujo de oxígeno líquido e hidrógeno gaseoso hacia la cámara de combustión principal, lo que incrementa o disminuye el empuje del motor. Las válvulas de oxidante y de prequemador de combustible operan conjuntamente para regular el motor y mantener una relación de mezcla de propulsor constante de 6,03:1. ^{[ 3 ]}

Las válvulas principales de oxidante y de combustible controlan el flujo de oxígeno líquido e hidrógeno líquido hacia el motor y son controladas por cada controlador del motor. Cuando un motor está en funcionamiento, las válvulas principales están completamente abiertas. ^{[ 4 ]}

Cámara de combustión principal

La cámara de combustión principal (MCC) del motor recibe gas caliente rico en combustible de un circuito de refrigeración del colector de gas caliente. El hidrógeno gaseoso y el oxígeno líquido entran en la cámara por el inyector, que mezcla los propelentes. La mezcla se enciende mediante el "encendedor de chispa aumentado", una llama de H₂ _/ O₂ _en el centro de la cabeza del inyector. ^{[ 7 ]} El inyector principal y el conjunto de la cúpula están soldados al colector de gas caliente, y la MCC también está atornillada al colector de gas caliente. ^{[ 4 ]} La MCC comprende una carcasa estructural hecha de Inconel 718 que está revestida con una aleación de cobre - plata - circonio llamada NARloy-Z, desarrollada específicamente para el RS-25 en la década de 1970. Se mecanizan alrededor de 390 canales en la pared del revestimiento para transportar hidrógeno líquido a través del mismo y proporcionar refrigeración al MCC, ya que la temperatura en la cámara de combustión alcanza los 3300 °C (5970 °F) durante el vuelo, superior al punto de ebullición del hierro . ^[⁸^]^[⁹^]

Una alternativa para la construcción de motores RS-25 que se utilizarán en misiones SLS es el uso de cerámicas estructurales avanzadas, como recubrimientos de barrera térmica (TBC) y compuestos de matriz cerámica (CMC). ^{[ 10 ]} Estos materiales poseen conductividades térmicas significativamente menores que las aleaciones metálicas, lo que permite una combustión más eficiente y reduce los requisitos de refrigeración. Los TBC son capas delgadas de óxido cerámico depositadas sobre componentes metálicos, que actúan como barrera térmica entre los productos de combustión gaseosos calientes y la carcasa metálica. Un TBC aplicado a la carcasa de Inconel 718 durante la producción podría extender la vida útil del motor y reducir los costos de refrigeración. Además, los CMC se han estudiado como reemplazo de las superaleaciones a base de níquel y están compuestos de fibras de alta resistencia (BN, C) dispersas continuamente en una matriz de SiC. Un MCC compuesto de un CMC, aunque menos estudiado y más lejos de su comercialización que la aplicación de un TBC, podría ofrecer niveles de eficiencia del motor sin precedentes.

Boquilla

Tres toberas de motor de cohete con forma de campana sobresalen de la estructura posterior de un transbordador espacial. El conjunto está dispuesto triangularmente, con un motor en la parte superior y dos debajo. Dos toberas más pequeñas son visibles a la izquierda y a la derecha del motor superior, y la aleta de cola del transbordador se proyecta hacia arriba, en la parte superior de la imagen. Al fondo se aprecia el cielo nocturno y elementos del equipo de purga. — Las toberas de los tres motores RS-25 del transbordador espacial *Columbia* tras el aterrizaje de la misión STS-93 . El punto brillante en la tobera del motor 3 (abajo a la derecha) se debe a los daños sufridos durante el despegue.

La tobera del motor tiene 121 pulgadas (3,1 m) de largo con un diámetro de 10,3 pulgadas (0,26 m) en su garganta y 90,7 pulgadas (2,30 m) en su salida. ^[¹¹^] La tobera es una extensión en forma de campana atornillada a la cámara de combustión principal, denominada tobera de Laval . La tobera RS-25 tiene una relación de expansión inusualmente grande (aproximadamente 69:1) para la presión de la cámara. ^[¹²^] A nivel del mar, una tobera con esta relación normalmente sufriría una separación del flujo del chorro de la tobera, lo que causaría dificultades de control e incluso podría dañar mecánicamente el vehículo. Sin embargo, para ayudar al funcionamiento del motor, los ingenieros de Rocketdyne variaron el ángulo de las paredes de la tobera con respecto al óptimo teórico para el empuje, reduciéndolo cerca de la salida. Esto eleva la presión justo alrededor del borde a una presión absoluta de entre 4,6 y 5,7 psi (32 y 39 kPa) y evita la separación del flujo. La parte interna del flujo está a una presión mucho menor, alrededor de 2 psi (14 kPa) o menos. ^[¹³^] La superficie interna de cada boquilla se enfría mediante hidrógeno líquido que fluye a través de conductos de refrigeración de pared de tubo de acero inoxidable soldados . En el Transbordador Espacial, un anillo de soporte soldado al extremo delantero de la boquilla es el punto de fijación del motor al escudo térmico suministrado por el orbitador. La protección térmica es necesaria debido a la exposición que experimentan las partes de las boquillas durante las fases de lanzamiento, ascenso, órbita y entrada de una misión. El aislamiento consta de cuatro capas de guata metálica cubiertas con una lámina metálica y una malla. ^[⁴^]

Controlador

Cada motor está equipado con un controlador principal del motor (MEC), una computadora integrada que controla todas las funciones del motor (mediante el uso de válvulas) y monitorea su rendimiento. Construido por Honeywell Aerospace , cada MEC originalmente constaba de dos computadoras redundantes Honeywell HDC-601 , ^{[ 14 ]} posteriormente se actualizó a un sistema compuesto por dos procesadores Motorola 68000 (M68000) doblemente redundantes (para un total de cuatro M68000 por controlador). ^{[ 15 ]} Tener el controlador instalado en el propio motor simplifica enormemente el cableado entre el motor y el vehículo de lanzamiento, ya que todos los sensores y actuadores están conectados directamente solo al controlador, y cada MEC se conecta luego a las computadoras de propósito general (GPC) del orbitador o al conjunto de aviónica del SLS a través de su propia unidad de interfaz del motor (EIU). ^{[ 16 ]} El uso de un sistema dedicado también simplifica el software y, por lo tanto, mejora su confiabilidad.

Dos computadoras independientes de doble CPU, A y B, forman el controlador, lo que proporciona redundancia al sistema. El fallo del controlador A conlleva automáticamente una conmutación al controlador B sin afectar las capacidades operativas; el fallo posterior del controlador B proporcionaría un apagado controlado del motor. Dentro de cada sistema (A y B), los dos M68000 operan de forma sincronizada , lo que permite a cada sistema detectar fallos comparando los niveles de señal en los buses de los dos procesadores M68000 dentro de ese sistema. Si se encuentran diferencias entre los dos buses, se genera una interrupción y el control se transfiere al otro sistema. Debido a sutiles diferencias entre los M68000 de Motorola y el segundo fabricante, TRW , cada sistema utiliza M68000 del mismo fabricante (por ejemplo, el sistema A tendría dos CPU de Motorola, mientras que el sistema B tendría dos CPU fabricadas por TRW). La memoria para los controladores del bloque I era del tipo de hilo chapado , que funciona de manera similar a la memoria de núcleo magnético y retiene los datos incluso después de apagar la alimentación. ^{[ 17 ]} Los controladores del Bloque II utilizaban RAM estática CMOS convencional . ^[¹⁵^]

Los controladores fueron diseñados para ser lo suficientemente robustos como para soportar las fuerzas del lanzamiento y demostraron ser extremadamente resistentes a los daños. Durante la investigación del accidente del Challenger , los dos MEC (de los motores 2020 y 2021), recuperados del fondo marino, fueron entregados a Honeywell Aerospace para su examen y análisis. Un controlador estaba roto por un lado, y ambos presentaban una corrosión y daños severos causados por la vida marina. Ambas unidades fueron desmontadas y las unidades de memoria se lavaron con agua desionizada . Después de secarlas y someterlas a un proceso de horneado al vacío , se recuperaron los datos de estas unidades para su análisis forense. ^{[ 18 ]}

Válvulas principales

Para controlar la potencia del motor, el MEC acciona cinco válvulas de propulsión de accionamiento hidráulico en cada motor: la válvula de precombustión de oxidante, la válvula de precombustión de combustible, la válvula principal de oxidante, la válvula principal de combustible y la válvula de refrigerante de la cámara. En caso de emergencia, las válvulas pueden cerrarse completamente utilizando el sistema de suministro de helio del motor como sistema de accionamiento de respaldo. ^{[ 4 ]}

En el transbordador espacial, las válvulas principales de oxidante y purga de combustible se utilizaban tras el apagado para eliminar cualquier propulsor residual, mientras que el oxígeno líquido residual se ventilaba a través del motor y el hidrógeno líquido residual a través de las válvulas de llenado y drenaje de hidrógeno líquido. Una vez completada la descarga, las válvulas se cerraban y permanecían cerradas durante el resto de la misión. ^{[ 4 ]}

En el conducto de derivación del refrigerante de la cámara de combustión de cada motor se encuentra montada una válvula de control de refrigerante . El controlador del motor regula la cantidad de hidrógeno gaseoso que pasa por el circuito de refrigerante de la boquilla, controlando así su temperatura. La válvula de refrigerante de la cámara está completamente abierta antes del arranque del motor. Durante el funcionamiento del motor, permanece completamente abierta para ajustes de aceleración entre el 100 % y el 109 %. Para ajustes de aceleración entre el 65 % y el 100 %, su posición oscila entre el 66,4 % y el 100 %. ^{[ 4 ]}

Cardán

Cada motor está equipado con un cojinete cardán , una rótula universal que se atornilla al vehículo de lanzamiento mediante su brida superior y al motor mediante su brida inferior. Representa la interfaz de empuje entre el motor y el vehículo de lanzamiento, soportando 3390 kg (7480 lb) de peso del motor y resistiendo más de 2.200.000 N (500.000 lbf ) de empuje. Además de proporcionar un medio para fijar el motor al vehículo de lanzamiento, el cojinete cardán permite que el motor pivote (o gire) alrededor de dos ejes de libertad con un rango de ±10,5°. ^[¹⁹^] Este movimiento permite modificar el vector de empuje del motor, dirigiendo así el vehículo a la orientación correcta. El rango de giro relativamente amplio es necesario para corregir el momento de cabeceo que se produce debido al constante desplazamiento del centro de masas a medida que el vehículo consume combustible en vuelo y después de la separación de los propulsores. El conjunto del cojinete mide aproximadamente 290 por 360 mm (11 por 14 pulgadas) , tiene una masa de 105 lb (48 kg) y está hecho de aleación de titanio . ^[⁶^]

Las turbobombas de oxígeno y combustible de baja presión se montaron separadas 180° en la estructura de empuje del fuselaje trasero del orbitador. Las líneas que conectan las turbobombas de baja presión con las de alta presión contienen fuelles flexibles que permiten que las primeras permanezcan fijas mientras el resto del motor se orienta para el control del vector de empuje, y también para evitar daños a las bombas al aplicarles cargas. La línea de hidrógeno líquido que conecta la LPFTP con la HPFTP está aislada para evitar la formación de aire líquido. ^{[ 4 ]}

Sistema de helio

Además de los sistemas de combustible y oxidante, el sistema de propulsión principal del vehículo de lanzamiento también está equipado con un sistema de helio que consta de diez tanques de almacenamiento, además de varios reguladores, válvulas de retención, líneas de distribución y válvulas de control. El sistema se utiliza en vuelo para purgar el motor y proporciona presión para accionar las válvulas del motor dentro del sistema de gestión de propulsor y durante las paradas de emergencia. Durante la reentrada, en el transbordador espacial, el helio restante se utilizaba para purgar los motores durante la reentrada y para la represurización. ^{[ 4 ]}

Historia

Desarrollo

Pruebas del RS-25 en el Centro Espacial Stennis a principios de 2015.

La historia del RS-25 se remonta a la década de 1960, cuando el Centro de Vuelos Espaciales Marshall de la NASA y Rocketdyne realizaban una serie de estudios sobre motores de alta presión, desarrollados a partir del exitoso motor J-2 utilizado en las etapas superiores S-II y S-IVB del cohete Saturno V durante el programa Apolo . Los estudios se llevaron a cabo en el marco de un programa para mejorar los motores del Saturno V, que dio como resultado el diseño de un motor de etapa superior de 350 000 lbf (1600 kN) conocido como HG-3 . ^[²⁰^] A medida que disminuía la financiación del programa Apolo, el HG-3 fue cancelado, al igual que los motores F-1 mejorados que ya se estaban probando. ^[²¹^] Fue el diseño del HG-3 el que sentaría las bases del RS-25. ^[²²^]

Mientras tanto, en 1967, la Fuerza Aérea de los Estados Unidos financió un estudio sobre sistemas avanzados de propulsión de cohetes para su uso durante el Proyecto Isinglass . Se le pidió a Rocketdyne que investigara los motores aerospike y a Pratt & Whitney (P&W) que investigara motores convencionales de tipo tobera de Laval más eficientes . Al concluir el estudio, P&W presentó una propuesta para un motor de 250 000 lb _f llamado XLR-129 , que utilizaba una tobera expansible de dos posiciones para proporcionar una mayor eficiencia en un amplio rango de altitudes. ^{[ 23 ]}^{[ 24 ]}

En enero de 1969, la NASA otorgó contratos a General Dynamics, Lockheed, McDonnell Douglas y North American Rockwell para iniciar el desarrollo inicial del Transbordador Espacial. ^{[ 25 ]} Como parte de estos estudios de la "Fase A", las empresas involucradas seleccionaron una versión mejorada del XLR-129, que desarrollaba 415 000 lbf (1850 kN) , como motor base para sus diseños. ^[²³^] Este diseño se puede encontrar en muchas de las versiones planificadas del Transbordador hasta la decisión final. Sin embargo, dado que la NASA estaba interesada en impulsar el estado del arte en todos los sentidos, decidió seleccionar un diseño mucho más avanzado para "forzar un avance de la tecnología de motores de cohete". ^[¹²^]^[²³^] Solicitaron un nuevo diseño basado en una cámara de combustión de alta presión que funcionaba alrededor de 3000 psi (21 000 kPa) , lo que aumenta el rendimiento del motor.

El desarrollo comenzó en 1970, cuando la NASA publicó una solicitud de propuestas para estudios conceptuales del motor principal de la 'Fase B', que requería el desarrollo de un motor de combustión escalonada y regulable , tipo de Laval. ^{[ 12 ]}^{[ 23 ]} La solicitud se basó en el diseño vigente del transbordador espacial, que contaba con dos etapas reutilizables, el orbitador y un propulsor de regreso tripulado, y requería un motor que pudiera impulsar ambos vehículos a través de dos toberas diferentes (12 motores propulsores con 550 000 lbf (2400 kN) de empuje a nivel del mar cada uno y 3 motores orbitadores con 632 000 lbf (2810 kN) de empuje en el vacío cada uno). ^[¹²^] Rocketdyne, P&W y Aerojet General fueron seleccionadas para recibir financiación, aunque, dado el desarrollo ya avanzado de P&W (que demostró un concepto de motor funcional de 350 000 lbf (1600 kN) durante el año) y la experiencia previa de Aerojet General en el desarrollo del motor M-1 de 1 500 000 lbf (6700 kN) , Rocketdyne se vio obligada a invertir una gran cantidad de dinero privado en el proceso de diseño para permitir que la empresa se pusiera al día con sus competidores. ^[²³^]

Para cuando se adjudicó el contrato, las presiones presupuestarias significaron que el diseño del transbordador había cambiado a su configuración final de orbitador, tanque externo y dos propulsores, por lo que el motor solo se requería para impulsar el orbitador durante el ascenso. ^{[ 12 ]} Durante el período de estudio de la "Fase B" de un año de duración, Rocketdyne pudo utilizar su experiencia en el desarrollo del motor HG-3 para diseñar su propuesta SSME, produciendo un prototipo en enero de 1971. El motor utilizaba una nueva aleación de cobre - circonio desarrollada por Rocketdyne (llamada NARloy-Z) y fue probado el 12 de febrero de 1971, produciendo una presión de cámara de 3172 psi (21 870 kPa) . Las tres empresas participantes presentaron sus ofertas de desarrollo de motores en abril de 1971, y Rocketdyne obtuvo el contrato el 13 de julio de 1971, aunque el trabajo en el desarrollo del motor no comenzó hasta el 31 de marzo de 1972, debido a una impugnación legal de P&W. ^[¹²^]^[²³^]

Tras la adjudicación del contrato, en septiembre de 1972 se llevó a cabo una revisión preliminar del diseño, seguida de una revisión crítica en septiembre de 1976, después de la cual se definió el diseño del motor y comenzó la construcción del primer conjunto de motores aptos para el vuelo. En 1979 se realizó una revisión final de todos los componentes del transbordador espacial, incluidos los motores. Las revisiones de diseño se llevaron a cabo en paralelo con varias fases de pruebas, las primeras consistieron en pruebas individuales de componentes del motor que identificaron deficiencias en varias áreas del diseño, incluyendo la HPFTP, la HPOTP, las válvulas, la tobera y los prequemadores de combustible. A las pruebas de componentes individuales del motor le siguió la primera prueba de un motor completo (0002) el 16 de marzo de 1977, después de que se estableció su línea de ensamblaje final en la fábrica principal de Rocketdyne en Canoga Park, Los Ángeles . ^{[ 26 ]} La NASA especificó que, antes del primer vuelo del Transbordador, los motores debían haber sido sometidos a al menos 65 000 segundos de pruebas, un hito que se alcanzó el 23 de marzo de 1980, cuando el motor había sido sometido a 110 253 segundos de pruebas para el momento del STS-1, tanto en bancos de prueba en el Centro Espacial Stennis como instalado en el Artículo de Prueba de Propulsión Principal (MPTA). El primer conjunto de motores (2005, 2006 y 2007) fue entregado al Centro Espacial Kennedy en 1979 e instalado en el Columbia , antes de ser retirado en 1980 para pruebas adicionales y reinstalado en el orbitador. Los motores, que eran de la configuración del primer vuelo orbital tripulado (FMOF) y certificados para operar al 100 % del nivel de potencia nominal (RPL), fueron operados en un encendido de preparación para el vuelo de vigésimo segundo el 20 de febrero de 1981 y, después de la inspección, declarados listos para el vuelo. ^[¹²^]

Programa del transbordador espacial

Secuencias de arranque y parada de SSME

Cada transbordador espacial tenía tres motores RS-25, instalados en la estructura trasera del orbitador en la Instalación de Procesamiento del Orbitador antes de que el orbitador fuera transferido al Edificio de Ensamblaje de Vehículos . Si era necesario, los motores podían cambiarse en la plataforma. Los motores, que tomaban propelente del tanque externo del transbordador espacial (ET) a través del sistema de propulsión principal (MPS) del orbitador, se encendían 6,6 segundos antes del despegue (con cada encendido desfasado por 120 ms ^[²⁷^] ), lo que permitía comprobar su rendimiento antes del encendido de los cohetes propulsores sólidos del transbordador espacial (SRB), que comprometían al transbordador al lanzamiento. ^[²⁸^] En el lanzamiento, los motores estarían operando al 100 % de RPL, reduciendo su potencia hasta el 104,5 % inmediatamente después del despegue. Los motores mantendrían este nivel de potencia hasta aproximadamente T+40 segundos, momento en el que se reducirían a alrededor del 70% para disminuir las cargas aerodinámicas sobre el conjunto del transbordador al pasar por la región de máxima presión dinámica, o q máx . ^[^{nota 1}^]^[²³^]^[²⁷^] Luego, los motores se volverían a acelerar hasta aproximadamente T+8 minutos, momento en el que se reducirían gradualmente hasta el 67% para evitar que el conjunto superara los 3 g de aceleración a medida que se volvía progresivamente más ligero debido al consumo de propulsor. Finalmente, los motores se apagarían, un procedimiento conocido como desconexión del motor principal (MECO), alrededor de T+8,5 minutos. ^[²³^]

Después de cada vuelo, los motores se retiraban del orbitador y se trasladaban a la Instalación de Procesamiento de Motores Principales del Transbordador Espacial (SSMEPF), donde se inspeccionaban y reacondicionaban para su reutilización en un vuelo posterior del transbordador. ^{[ 29 ]} Un total de 46 motores reutilizables RS-25, cada uno con un costo aproximado de 40 millones de dólares estadounidenses, volaron durante el programa del Transbordador Espacial, y cada motor nuevo o reacondicionado que ingresaba al inventario de vuelo requería una calificación de vuelo en uno de los bancos de prueba del Centro Espacial Stennis antes del vuelo. ^{[ 27 ]}^{[ 30 ]}^{[ 31 ]}

Actualizaciones

Durante el programa del Transbordador Espacial, el RS-25 pasó por una serie de mejoras, incluyendo cambios en la cámara de combustión, soldaduras mejoradas y cambios en la turbobomba en un esfuerzo por mejorar el rendimiento y la confiabilidad del motor y así reducir la cantidad de mantenimiento requerido después de su uso. Como resultado, se utilizaron varias versiones del RS-25 durante el programa: ^{[ 9 ]}^{[ 23 ]}^{[ 25 ]}^{[ 27 ]}^{[ 32 ]}^{[ 33 ]}^{[ 34 ]}^{[ 35 ]}^{[ 36 ]}

FMOF (primer vuelo orbital tripulado): Certificado para un nivel de potencia nominal (RPL) del 100 %. Utilizado para las misiones de prueba de vuelo orbital STS-1 a STS-5 (motores 2005, 2006 y 2007).
Fase I: Utilizado en las misiones STS-6 a STS-51-L , el motor de la Fase I ofrecía una mayor vida útil y estaba certificado para un 104 % de RPL. Fue reemplazado por la Fase II después del desastre del Challenger .
Fase II (RS-25A): El motor de la Fase II, que voló por primera vez en la misión STS-26 , ofrecía una serie de mejoras de seguridad y estaba certificado para un 104 % y un 109 % de RPL (nivel de potencia máxima, FPL) en caso de contingencia.
Bloque I (RS-25B): Los motores del Bloque I, que volaron por primera vez en la misión STS-70 , ofrecían turbobombas mejoradas con cojinetes cerámicos, la mitad de piezas giratorias y un nuevo proceso de fundición que reducía el número de soldaduras. Las mejoras del Bloque I también incluían un nuevo cabezal de potencia de dos conductos (en lugar del diseño original, que tenía tres conductos conectados a la HPFTP y dos a la HPOTP), lo que ayudó a mejorar el flujo de gases calientes, y un intercambiador de calor del motor mejorado.
Motor Block IA (RS-25B): El motor Block IA, que voló por primera vez en la misión STS-73 , ofrecía mejoras en el inyector principal.
Bloque IIA (RS-25C): Voló por primera vez en STS-89 , el motor Bloque IIA fue un modelo intermedio utilizado mientras ciertos componentes del motor Bloque II completaban el desarrollo. Los cambios incluyeron una nueva cámara de combustión principal de garganta grande (que había sido recomendada originalmente por Rocketdyne en 1980), turbobombas de baja presión mejoradas y certificación para 104,5 % RPL para compensar una reducción de 2 segundos (0,020 km/s) en el impulso específico (los planes originales contemplaban que el motor estuviera certificado al 106 % para cargas útiles pesadas de la Estación Espacial Internacional , pero esto no fue necesario y habría reducido la vida útil del motor). Una versión ligeramente modificada voló por primera vez en STS-96 .
Bloque II (RS-25D): Volado por primera vez en la misión STS-104 , la actualización del Bloque II incluyó todas las mejoras del Bloque IIA más una nueva turbobomba de combustible de alta presión. Este modelo fue probado en tierra con un RPL del 111 % en caso de aborto de contingencia y certificado para un RPL del 109 % para su uso durante un aborto sin contratiempos .
RS-25E: Una variante en desarrollo. Está previsto que se utilice en el Sistema de Lanzamiento Espacial para futuras misiones del programa Artemis, comenzando con Artemis V , ya que las existencias de RS-25D se están agotando gradualmente en los vuelos del SLS (la etapa central se desecha en la atmósfera, junto con los motores). A diferencia de las versiones anteriores, este motor está diseñado para ser desechable. ^{[ 5 ]} El cabezal de potencia está casi completamente rediseñado ( a septiembre de 2023 No se han anunciado los cambios de diseño específicos del RS-25D, y se pretendía incorporar diversas medidas de ahorro de costes e innovaciones en la fabricación. El primer motor de prueba, el E10001, superó todas sus cualificaciones y pruebas en el Centro Espacial Stennis de la NASA y demostró un funcionamiento al 113 % de RPL. ^{[ 37 ]}

Acelerador/potencia del motor

Los efectos más evidentes de las mejoras que el RS-25 recibió a través del programa del Transbordador Espacial fueron las mejoras en el acelerador del motor. Mientras que el motor FMOF tenía una salida máxima del 100% (RPL), los motores Block II podían acelerar hasta el 109% o el 111% en caso de emergencia, siendo el rendimiento de vuelo habitual del 104,5%. Los motores existentes utilizados en el Sistema de Lanzamiento Espacial se aceleran al 109% RPL durante el vuelo normal, mientras que los nuevos motores RS-25E producidos para el Sistema de Lanzamiento Espacial pueden funcionar al 111% RPL, ^{[ 38 ]} y se está probando un acelerador del 113%. ^{[ 39 ]}^{[ 40 ]} Estos aumentos en el nivel del acelerador produjeron una diferencia correspondiente en el empuje producido por el motor: ^{[ 6 ]}^{[ 27 ]}

Especificar niveles de potencia superiores al 100 % puede parecer absurdo, pero tenía su lógica. El nivel del 100 % no se refiere al nivel máximo de potencia física alcanzable, sino que era una especificación establecida durante el desarrollo del motor: el nivel de potencia nominal previsto. Cuando estudios posteriores indicaron que el motor podía operar de forma segura a niveles superiores al 100 %, estos niveles más altos se convirtieron en estándar. Mantener la relación original entre el nivel de potencia y el empuje físico ayudó a reducir la confusión, ya que creó una relación fija e invariable que permite comparar fácilmente los datos de las pruebas (o los datos operativos de misiones pasadas o futuras). Si se aumentaba el nivel de potencia y se establecía que el nuevo valor era del 100 %, todos los datos y la documentación anteriores requerirían cambios o una verificación cruzada con el empuje físico correspondiente al nivel de potencia del 100 % en esa fecha. ^{[ 12 ]} El nivel de potencia del motor afecta a su fiabilidad, y algunos estudios indican que la probabilidad de fallo del motor aumenta rápidamente con niveles de potencia superiores al 104,5 %, razón por la cual estos niveles se reservaban únicamente para casos de contingencia. ^{[ 32 ]}

Incidentes

Durante el programa del Transbordador Espacial, se utilizaron un total de 46 motores RS-25 (con un RS-25D adicional construido pero nunca utilizado). Durante las 135 misiones, para un total de 405 misiones individuales de motor, ^{[ 30 ]} Pratt & Whitney Rocketdyne informa una tasa de confiabilidad del 99,95%, con la única falla en vuelo del SSME ocurriendo durante la misión STS-51-F del Transbordador Espacial Challenger . ^[³^] Sin embargo, los motores sufrieron una serie de fallas en la plataforma (abortos del secuenciador de lanzamiento de conjunto redundante, o RSLS) y otros problemas durante el transcurso del programa:

STS-41-D Discovery : el motor n.° 3 provocó una parada del RSLS a T−4 segundos debido a la pérdida del control redundante en la válvula principal del motor, se retrajo la chimenea y se reemplazó el motor. ^[⁴¹^]
STS-51-F Challenger : el motor n.° 2 provocó una parada del RSLS a T−3 segundos debido a un mal funcionamiento de la válvula de refrigerante. ^[⁴²^]^[⁴³^]
STS-51-F Challenger : el motor n.° 1 (2023) se apagó a las 5:43 T debido a sensores de temperatura defectuosos, lo que provocó un aborto de la misión a órbita (aunque los objetivos y la duración de la misión no se vieron comprometidos por la ATO). ^[²⁷^]^[⁴³^]
STS-55 Columbia : el motor n.° 3 provocó una parada del RSLS a T−3 segundos debido a una fuga en la válvula de retención del prequemador de oxígeno líquido. ^[⁴⁴^]
STS-51 Discovery : el motor n.° 2 provocó una parada del RSLS a T−3 segundos debido a un sensor de combustible de hidrógeno defectuoso. ^[⁴⁵^]
STS-68 Endeavour – El motor n.° 3 (2032) provocó una parada del RSLS a T−1,9 segundos cuando un sensor de temperatura en su HPOTP superó su límite máximo . ^[⁴⁶^]
STS-93 Columbia – Un proyecto orbital AC1 Fase A: Se produjo un cortocircuito en el cableado eléctrico a T+5 segundos, lo que provocó una baja tensión que descalificó los controladores SSME 1A y SSME 3B, pero no requirió la parada del motor. Además, un pasador chapado en oro de 0,1 pulgadas de diámetro y 1 pulgada de longitud, utilizado para tapar un orificio posterior al oxidante (una acción correctiva inapropiada del SSME eliminada de la flota mediante un rediseño), se soltó dentro del inyector principal de un motor e impactó la superficie interna de la boquilla del motor, rompiendo tres líneas de refrigeración de hidrógeno. Las tres roturas resultantes provocaron una fuga que causó una parada prematura del motor, cuando cuatro sensores externos de LO ₂ del tanque se secaron repentinamente, lo que provocó un corte por bajo nivel de los motores principales y un corte ligeramente anticipado del motor principal con una velocidad inferior de 16 ft/s (4,9 m/s) y una altitud 8 millas náuticas menor. ^[⁴⁷^]

Programa Constellation

Durante el período previo al retiro definitivo del transbordador espacial , se propusieron varios planes para los motores restantes, desde que todos fueran conservados por la NASA hasta que todos fueran regalados (o vendidos por US$400,000–800,000 cada uno) a diversas instituciones como museos y universidades. ^{[ 48 ]} Esta política siguió a los cambios en las configuraciones planificadas de los cohetes Ares V (vehículo de lanzamiento de carga) y Ares I (vehículo de lanzamiento tripulado) del programa Constellation , que habían sido planeados para usar el RS-25 en su primera y segunda etapa respectivamente. ^[⁴⁹^] Si bien estas configuraciones inicialmente parecían valiosas, ya que usarían la tecnología actual después del retiro del transbordador en 2010, el plan tenía varios inconvenientes: ^[⁴⁹^]

Los motores no serían reutilizables, ya que estarían unidos permanentemente a las etapas desechadas y se eliminarían en la atmósfera.
Cada motor tendría que someterse a una prueba de encendido antes de su instalación y lanzamiento, y se requeriría una revisión posterior a la prueba.
Sería costoso, laborioso y requeriría mucho peso convertir el motor RS-25D, que se arranca desde tierra, en una versión que se arranque desde el aire para la segunda etapa del Ares I.

Tras varios cambios de diseño en los cohetes Ares I y Ares V, el RS-25 fue reemplazado por un único motor J-2X para la segunda etapa del Ares I y seis motores RS-68 modificados (basados tanto en el SSME como en el motor J-2 de la era Apolo) en la etapa central del Ares V; estos cambios significaron que el RS-25 sería retirado junto con la flota del transbordador. ^{[ 49 ]} Sin embargo, en 2010, la NASA recibió instrucciones de detener el programa Constellation y, con él, el desarrollo del Ares I y el Ares V, en lugar de centrarse en la construcción de un nuevo lanzador de carga pesada. ^{[ 50 ]}

XS-1

El 24 de mayo de 2017, DARPA anunció que había seleccionado a The Boeing Company para completar el trabajo de diseño del programa XS-1. El demostrador tecnológico estaba planeado para usar un motor Aerojet Rocketdyne AR-22. El AR-22 era una versión del RS-25, con piezas provenientes de Aerojet Rocketdyne y de los inventarios de la NASA de versiones anteriores del motor. ^{[ 51 ]}^{[ 52 ]} En julio de 2018, Aerojet Rocketdyne completó con éxito diez encendidos de 100 segundos del AR-22 en diez días. ^{[ 53 ]}

El 22 de enero de 2020, Boeing anunció su salida del programa XS-1, dejando al AR-22 sin ningún papel. ^{[ 54 ]}

Uso actual

Sistema de lanzamiento espacial

El 14 de septiembre de 2011, tras la retirada del transbordador espacial , la NASA anunció que desarrollaría un nuevo vehículo de lanzamiento, conocido como Sistema de Lanzamiento Espacial (SLS), para reemplazar la flota de transbordadores. ^{[ 55 ]} El diseño del SLS incluye el RS-25 como parte de su etapa central , y las diferentes versiones del cohete están equipadas con entre tres y cinco motores. ^{[ 56 ]}^{[ 57 ]} Los vuelos iniciales del nuevo vehículo de lanzamiento utilizan motores RS-25D Block II que ya han volado, y la NASA mantiene dichos motores en un entorno "seguro y desinfectado" en el Centro Espacial Stennis, "junto con todos los sistemas terrestres necesarios para su mantenimiento". ^{[ 58 ]}^{[ 59 ]} Para Artemis I, se utilizaron las unidades RS-25D con números de serie E2045, E2056, E2058 y E2060 de los tres orbitadores. ^{[ 60 ]} Se instalaron en la etapa central el 6 de noviembre de 2019. ^{[ 61 ]} Para Artemis II, se programó el uso de las unidades con números de serie E2047, E2059, E2062 y E2063. ^{[ 62 ]} Se instalaron en la etapa central el 25 de septiembre de 2023. ^{[ 63 ]} En la primavera de 2025, el motor E2063 fue reemplazado por el E2061 después de que se descubrió una fuga en su sistema hidráulico de válvula de oxígeno. ^{[ 64 ]}

Además de los RS-25D, el programa SLS utiliza los Sistemas de Propulsión Principal (MPS, la "tubería" que alimenta los motores) de los tres transbordadores restantes para fines de prueba (habiendo sido retirados como parte del desmantelamiento de los transbordadores), y se preveía originalmente que los dos primeros lanzamientos ( Artemis I y Artemis II ) utilizarían el hardware MPS de los transbordadores espaciales Atlantis y Endeavour en sus etapas centrales. ^[⁵⁷^]^[⁵⁹^]^[⁶⁵^] Los propelentes del SLS se suministran a los motores desde la etapa central del cohete, que consiste en un tanque externo modificado del transbordador espacial con la tubería MPS y los motores en su parte posterior, y una estructura entre etapas en la parte superior. ^[⁵^]

Para las dos primeras misiones Artemis, los motores se instalaron en la etapa central del SLS en el Edificio 103 de la Instalación de Ensamblaje Michoud ; ^{[ 66 ]} se instalarán en la Instalación de Procesamiento de la Estación Espacial en Kennedy a partir de Artemis III . ^{[ 67 ]}^{[ 68 ]}

Una vez agotados los RS-25D restantes, se reemplazarán por una versión desechable más barata denominada RS-25E. ^{[ 5 ]} En 2023, Aerojet Rocketdyne informó reducciones en el tiempo de fabricación y los requisitos de mano de obra durante la fabricación de los nuevos motores RS-25 de producción, como una reducción del 15 % en el tiempo de fabricación del cabezal de potencia y una reducción de 22 meses en el tiempo necesario para producir una cámara de combustión principal. ^{[ 69 ]}

El 1 de mayo de 2020, la NASA otorgó una extensión de contrato para fabricar 18 motores RS-25 adicionales, con servicios asociados, por 1790 millones de dólares, lo que elevó el valor total del contrato SLS a casi 3500 millones de dólares. ^{[ 70 ]}

El 29 de agosto de 2022, Artemis I se retrasó debido a un problema con los sensores de ingeniería en RS-25D #3 (número de serie E2058) que informaron erróneamente que no se había enfriado a su temperatura de funcionamiento ideal. ^{[ 71 ]}

El 16 de noviembre de 2022, Artemis I se lanzó desde el Complejo de Lanzamiento 39B del Centro Espacial Kennedy , siendo la primera vez que el motor RS-25 volaba desde el último vuelo del Transbordador Espacial, STS-135 , el 21 de julio de 2011. ^{[ 72 ]}

Pruebas de motor

En 2015, se llevó a cabo una campaña de pruebas para determinar el rendimiento del motor RS-25 con una nueva unidad de control del motor, bajo temperaturas de oxígeno líquido más bajas, con mayor presión de entrada debido al tanque de oxígeno líquido de la etapa central SLS más alto y mayor aceleración del vehículo; y con mayor calentamiento de la boquilla debido a la configuración de cuatro motores y su posición en el plano con las boquillas de escape del propulsor SLS. También se iba a probar un nuevo aislamiento de escudo térmico ablativo. ^{[ 73 ]} Las pruebas se realizaron el 9 de enero (500 segundos), ^[⁷⁴^] 28 de mayo (450 segundos), ^[⁷⁵^] 11 de junio (500 segundos), ^[⁷³^] 25 de junio (650 segundos), ^[⁷⁶^] 17 de julio (535 segundos), ^[⁷⁷^] 13 de agosto (535 segundos) ^[⁷⁸^] y 27 de agosto (535 segundos). ^[⁷⁹^]

Tras estas pruebas, se programó que otros cuatro motores entraran en un nuevo ciclo de pruebas. ^{[ 77 ]} En 2017 se inició una nueva serie de pruebas diseñadas para evaluar el rendimiento en casos de uso de SLS. ^[⁸⁰^]

El 28 de febrero de 2019, la NASA realizó una prueba de encendido de 510 segundos de un RS-25 en desarrollo al 113 por ciento de su empuje diseñado originalmente durante más de 430 segundos, aproximadamente cuatro veces más que cualquier prueba anterior a este nivel de empuje. ^{[ 81 ]}

El 16 de enero de 2021, los motores RS-25 se encendieron nuevamente durante una prueba de encendido en caliente como parte del programa Artemis. La prueba estaba programada originalmente para durar 8 minutos, pero se interrumpió a los 67 segundos debido a que se infringieron parámetros de prueba intencionalmente conservadores en el sistema hidráulico de la Unidad de Potencia Auxiliar de la Etapa Central (CAPU) del Motor 2 (número de serie E2056) durante la prueba del sistema de control de vector de empuje (TVC). La CAPU del Motor 2 se apagó automáticamente, aunque si este problema hubiera ocurrido durante el vuelo, no habría provocado una interrupción, ya que las CAPU restantes son capaces de alimentar los sistemas TVC de los cuatro motores. ^{[ 82 ]} El motor también sufrió otra "Fallo de Componente Mayor" en el sistema de control del motor, causada por una falla en la instrumentación. Esto habría provocado la interrupción de la cuenta regresiva de lanzamiento durante un intento de lanzamiento real. ^{[ 83 ]}

El 18 de marzo de 2021, los cuatro motores RS-25 de la etapa central se encendieron una vez más como parte de la segunda prueba de encendido en caliente de la etapa central del SLS, que duró los 500 segundos completos, ^{[ 84 ]} certificando con éxito la etapa central de Artemis I para el vuelo.

El 14 de diciembre de 2022, un único prototipo RS-25E, número de serie E10001, intentó una prueba de encendido en caliente de 500 segundos. La prueba se interrumpió a los 209,5 segundos debido a que los sistemas de prueba interpretaron posteriormente las señales de un grupo de acelerómetros configurados incorrectamente durante el encendido en caliente como superiores a los límites de vibración aceptables. ^{[ 85 ]} Las pruebas del motor continuaron en 2023; el 8 de febrero de 2023, se encendió durante 500 segundos al 111 % de potencia, equipado con una tobera de nueva producción. ^{[ 86 ]} Las pruebas posteriores incluyeron una prueba de 600 segundos al 111% de potencia el 22 de febrero, ^{[ 87 ]} una prueba de 520 segundos al 113% de potencia el 8 de marzo, ^{[ 88 ]} una prueba de 600 segundos al 113% de potencia el 21 de marzo, ^{[ 89 ]} una prueba de 500 segundos al 113% de potencia el 5 de abril, ^{[ 90 ]} un incendio de 720 segundos que probó el sistema de cardán de vectorización de empuje del motor el 26 de abril, ^{[ 91 ]} una prueba de 630 segundos el 10 de mayo, ^{[ 92 ]} y cinco pruebas más de 500 segundos al 113% de potencia sin cardán el 23 de mayo, ^{[ 40 ]} 1 de junio, ^{[ 93 ]} 8 de junio, ^{[ 94 ]} 15 de junio, ^{[ 95 ]} y 22 de junio. ^{[ 96 ]}^{[ 37 ]}

La unidad de desarrollo RS-25E E0525, con una inclusión significativa de nuevos componentes, incluyendo una boquilla rediseñada, actuadores hidráulicos, conductos flexibles y turbobombas, fue probada en caliente a niveles de potencia del 111% durante 550 segundos en la primera de una serie de pruebas de certificación que comenzaron el 17 de octubre de 2023. ^{[ 97 ]}^{[ 98 ]}^{[ 99 ]} Fue probada a niveles de potencia del 113% durante 500 segundos el 15 de noviembre, ^{[ 100 ]}^{[ 101 ]} y al 113% durante 650 segundos con cardán el 29 de noviembre de 2023, ^{[ 102 ]} al 113% durante 500 segundos el 17 de enero de 2024, ^{[ 103 ]}^{[ 104 ]}^{[ 105 ]} el 23 de enero, ^{[ 106 ]}^{[ 107 ]} y el 29 de enero, ^{[ 108 ]}^{[ 109 ]} al 113% durante 550 segundos el 23 de febrero, ^{[ 110 ]}^{[ 111 ]} al 111% durante 615 segundos el 29 de febrero, ^{[ 112 ]} y al 113% durante 600 segundos el 6 de marzo ^{[ 113 ]}^{[ 114 ]}^{[ 115 ]} y 500 segundos el 22 de marzo ^{[ 116 ]} y 27, ^{[ 117 ]} y el 3 de abril. ^{[ 118 ]}

El 20 de febrero de 2025, el motor n.° E20001 se instaló en el banco de pruebas, siendo el primer RS-25E de producción en serie en someterse a pruebas. ^{[ 119 ]} Se probó a niveles de potencia del 111 % durante 500 segundos el 20 de junio. ^{[ 120 ]} El 12 de noviembre, el segundo RS-25E de producción, número de serie E20002, se probó a los mismos niveles y límite de tiempo. ^{[ 121 ]}

El 22 de enero de 2026, el motor RS-25D con número de serie E2063 fue probado con éxito a niveles de potencia del 109% durante 300 segundos, para validar el trabajo posterior a la reparación en su sistema hidráulico de válvulas de oxígeno y autorizar su asignación a Artemis IV . ^{[ 122 ]}

Véase también

Notas

↑ El nivel de aceleración se configuró inicialmente al 65%, pero, tras revisar el rendimiento inicial del vuelo, se aumentó a un mínimo del 67% para reducir la fatiga en el MPS. La palanca de aceleración se calculó dinámicamente en función del rendimiento inicial del lanzamiento, reduciéndose generalmente a un nivel cercano al 70%.

Referencias

Este artículo incorpora material de dominio público procedente de sitios web o documentos de la Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio (NASA) .

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