El Motor Principal del Transbordador Espacial o SSME (del inglés Space Shuttle Main Engine), también conocido como RS-25, es un motor cohete criogénico de propergoles líquidos que fue usado en el Transbordador Espacial de la NASA y está planificado que sea usado en su sucesor, el Sistema de Lanzamiento Espacial. Construido en Estados Unidos por la empresa Rocketdyne, el RS-25 quema los propelentes hidrógeno líquido y oxígeno líquido criogénicos, con cada motor produciendo 1859kN de empuje en el momento del despegue. Aunque el RS-25 puede seguir su origen a la década de 1960, el desarrollo del motor se inició en la década de 1970, con el primer vuelo, el STS-1, ocurriendo el 12 de abril de 1981. El RS-25 ha sido sometido a varias mejoras durante su historia operacional para mejorar la confiabilidad, seguridad y carga de mantenimiento del motor.

El motor produce un impulso específico (Isp) de 452s (4,43km/s) en el vacío o 366s (3,59 km/s) a nivel del mar, tiene una masa de aproximadamente 3,5t y es capaz de acelerar entre el 67% y el 109% de su nivel de potencia medido en incrementos de un 1%. El RS-25 opera con temperaturas que van entre los -253 °Cy los 3315 °C

En el Transbordador Espacial, el RS-25 fue usado en grupos de tres motores montados en la estructura trasera del Orbitador, con el combustible siendo obtenido desde el tanque externo. Los motores fueron usados para la propulsión durante el ascenso del transbordador, con empuje adicional siendo proporcionado por dos cohetes aceleradores de combustible sólido y los dos motores del Sistema de Maniobra Orbital AJ-10-190 del transbordador. Después de cada vuelo, los motores eran retirados del orbitador, inspeccionados y repasados antes de ser reutilizados en otra misión.

Componentes

thumb|left|El Sistema Principal de Propulsión del Transbordador Espacial (en inglés: Main Propulsion System, MPS).|alt=A diagram showing the major plumbing elements in a Space Shuttle orbiter's aft structure. The orbiter's three engines are visible, each supplied by a fuel line (indicated in red) and an oxidiser line (indicated in blue). In each system, the three lines split off from a main line which disappears into the base of the structure towards where the external tank would be, as indicated by a smaller diagram in the bottom-right of the diagram. Finally, a small fill and drain line branches off each main line, with the two lines exiting the aft structure on opposite sides. El motor RS-25 consiste de varias bombas, válvulas y otros componentes que trabajan en conjunto para producir empuje. El combustible (hidrógeno líquido) y el oxidante (oxígeno líquido) provenientes desde el tanque externo del Transbordador Espacial entran al orbitador en las válvulas umbilicales de desconexión y desde allí pasan por las líneas de alimentación del sistema de propulsión principal del orbitador (en inglés: Main Propulsion System, MPS), mientras que en el Sistema de Lanzamiento Espacial (en inglés: Space Launch System, SLS), el combustible y oxidante de la etapa central del cohete fluirá directamente en las líneas del MPS. Una en las líneas del MPS, el combustible y el oxidante se separaran y siguen caminos separados a cada motor (tres en el Transbordador STS y hasta cinco en el Transbordador SLS). En cada una de las ramas, preválvulas permitirán que los propelentes entren al motor.

Una vez en el motor, los propelentes pasan a través de turbobombas de baja presión para el combustible y el oxidante (en inglés: Low-Pressure Fuel Turbo Pumps, LPFTP; y Low-Pressure Oxidizer Turbo Pumps, LPOTP) y desde allí a las turbobombas de alta presión (en inglés: High-Pressure Fuel Turbo Pumps, HPFTP; y High-Pressure Oxidizer Turbo Pumps, HPOTP). Desde estas turbobombas de alta presión (en inglés: High-Pressure Turbo Pumps, HPTP) los propelentes toman diferentes rutas a través del motor. El oxidante es dividido en cuatro caminos separados: al intercambiador de calor del oxidante, que luego se divide en el presurizador del estanque de oxidante y los sistemas de supresión de pogo; a la turbobomba de baja presión del oxidante (en inglés: Low Pressure Oxidiser TurboPump, LPOTP); al prequemador de alta presión del oxidante, desde el cual es dividido hacia las turbinas de las HPFTP y las HPOTP antes de ser reunidos en el colector de gas caliente y enviados a la cámara de combustión principal (en inglés: Main Combustion Chamber, MCC); o directamente hacia los inyectores de la cámara de combustión principal.

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 a través del sistema de refrigeración de la MCC luego retrocede y pasa a través de la turbina de las LPFTP antes de ser enviado o al sistema de presurización de estanque de combustible o al sistema de refrigeración del múltiple de gas caliente (desde donde pasa por la MCC). El combustible en los sistemas válvulas de refrigeración de la tobera y de la cámara de combustión luego es enviado vía los prequemadores hacia la turbina de las HPFTP y de las HPOTP antes de ser reunido nuevamente en el múltiple de gas caliente, desde donde pasa hacia los inyectores de la MCC. Una vez en los inyectores, los propelentes son mezclados e inyectados en la cámara de combustión principal donde ellos son encendidos. La mezcla de propelente quemada es entonces expulsada a través de la garganta y la campana de la tobera del motor, la presión resultante es la que produce el empuje.

Turbobombas

Sistema del oxidante La Turbobomba de Baja Presión del Oxidante (en inglés: Low Pressure Oxidizer Turbopump, LPOTP) es una bomba de flujo axial impulsada por una turbina de seis etapas alimentada por oxígeno líquido y que funciona aproximadamente a 5150rpm. Aumenta la presión del oxígeno líquido desde 0,7 a 2,9MPa (100 a 420psi), con el flujo de la LPOTP siendo enviado a la turbobomba de alta presión del oxidante (en inglés: High-Pressure Oxidizer Turbopump, HPOTP). Durante la operación del motor, el aumento de la presión permite que la turbina de alta presión del oxidante opere a altas velocidades sin cavitar. La LPOTP, que mide aproximadamente 450 por 450mm, está conectada a los ductos de propelente del vehículo y está instalada en una posición fija directamente encima de la estructura del vehículo de lanzamiento.

La HPOTP consiste de dos bombas centrífugas de una sola etapa (una bomba principal y una bomba de prequemado) montadas en un eje común e impulsadas por una turbina de gas caliente de dos etapas. La bomba principal aumenta la presión del oxígeno líquido desde 2,9 a 30MPa (420 a 4350psi) mientras que funciona a aproximadamente 28120 rpm, entregando una potencia de salida de 23260 hp. La HPOTP descarga el flujo separado en varias rutas, una de las cuales impulsa la turbina de la LPOTP. Otra ruta es hacia, y a través, de la válvula principal del oxidante e ingresa a la cámara principal de combustión. Otra pequeña ruta del flujo es sacada y enviada hacia el intercambiador de calor del oxidante. El oxígeno líquido fluye a través de una válvula de anti-inundación que impide que entre al intercambiador de calor hasta que este presente suficiente calor para que el intercambiador de calor utilice el calor contenido en los gases de la descarga de la turbina de la HPOTP, convirtiendo el oxígeno líquido a gas. El gas es enviado a un múltiple y luego encaminada para presurizar el estanque de oxígeno líquido. Otra ruta ingresa a la bomba de prequemado de dos etapas de la HPOTP para aumentar la presión del oxígeno líquido desde 30 a 51MPa (4300psia a 7400psia). Pasa a través de la válvula del oxidante del prequemador de oxidante, y a través de la válvula del oxidante del prequemador de combustible hacia el prequemador de combustible. La HPOTP mide aproximadamente 600 por 900mm (24 por 35pulgadas). Está instalada al múltiple de gas caliente usando bridas.

La turbina y las turbobombas de las 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 de la bomba principal puede crear un peligro y, para prevenir esto, las dos secciones están separadas por una cavidad que es continuamente purgada por el suministro de helio del motor durante la operación del motor. Dos sellos minimizan las fugas hacia la cavidad; un sello está localizado entre la sección de la turbina y la cavidad, mientras el otro está entre la sección de la bomba y la cavidad. La pérdida de presión de helio en esta cavidad resulta en una apagado automático del motor.

Sistema de combustible La turbobomba de baja presión del combustible (en inglés: Low-Pressure Fuel TurboPump, LPFTP) es una bomba de flujo axial impulsada por una turbina de dos etapas alimentada por hidrógeno gaseoso. Aumenta la presión del hidrógeno líquido desde 0,2 a 1,9MPa (30 a 276psia) y alimenta la turbobomba de alta presión del combustible (en inglés: High-Pressure Fuel Turbopump, HPFTP). Durante la operación del motor, el aumento de presión proporcionada por la LPFTP le permite a la HPFTP operar a altas velocidades sin cavitar. La LPFTP funciona a alrededor de 16185rpm, y tiene un tamaño de aproximadamente 450 por 600mm. Está conectada a los ductos del propelente del vehículo y está instalada en una posición fija en la estructura del vehículo de lanzamiento.

La HPFTP es una bomba centrífuga de tres etapas impulsada por una turbina de gas caliente de tres etapas. Aumenta la presión del hidrógeno líquido desde 1,9 a 45MPa (276 a 6515psia) y funciona a aproximadamente 35360 rpm con una potencia de 71140 hp. El flujo de descarga de la turbobomba es enviado a, y a través, de la válvula principal y luego es separada en tres rutas. Una ruta es a través de la camisa de la cámara principal de combustión, donde el hidrógeno es usado para enfriar las paredes de la cámara. Luego es enviada desde la cámara principal de combustión hacia la LPFTP, donde es usado para impulsar la turbina LPFTP. Luego una pequeña porción del flujo de la LPFTP es dirigida al múltiple común de los tres motores para formar una sola ruta al estanque de hidrógeno líquido para mantener la presurización. El hidrógeno restante pasa entre las paredes internas y externas del múltiple de gas caliente para enfriarlo y luego es descargado en la cámara principal de combustión. Una segunda ruta del flujo de hidrógeno desde la válvula principal de combustible es a través de la tobera del motor (para enfriar la tobera). Luego se une a la tercera ruta del flujo desde la válvula de la cámara del refrigerante. Luego este flujo combinado es dirigido a los prequemadores de combustible y de oxidante. La HPFTP tiene un tamaño aproximado de 550 por 1100mm y está instalada en el múltiple de gas caliente usando bridas.

Cabezal de potencia

Prequemadores thumb|El cabezal de potencia del RS-25 y las bombas de alta presión.|alt=A diagram showing the RS-25's powerhead and high-pressure pumps. See adjacent text for details.