太空梭主發動機

三台主發動機的結構是完全一樣的。發動機具有兩個預燃室，渦輪泵輸出的大部分燃料和小部分氧化劑在預燃室內進行富燃料燃燒（氧：氫約為0.8），燃氣溫度在600~700℃左右，用來驅動渦輪，然後排入主燃燒室與其餘的氧化劑進行補充燃燒，形成高溫高壓燃氣從燃燒室噴口排出。三台主發動機合起來可以提供600多噸的推力。發動機中氫系統和氧系統的工作環境是極其惡劣的，這就對其材料提出了特殊而苛刻的要求。 

太空梭主發動機由洛克威爾國際公司火箭發動機分公司生產，提供給國家航宇局馬歇爾空間飛行中心。首批17次飛行成功地把哥倫比亞號、挑戰者號和發現者號軌道級自肯尼迪空間中心發射上去。儘管發動機可保證在109%的推力下工作, 這些發射還是按額定推力和104%的額定推力進行的。發動機使用液氧和液氫，它們由連接在軌道級上的外貯箱攜帶。兩台固體火箭發動機組在大約8 分半鐘動力飛行段的最初兩分鐘內提供附加推力。太空梭主發動機則繼續工作到飛行器接近所要求的軌道速度。接著太空梭主發動機熄火，外貯箱分離，而最終入軌則由軌道機動系統來完成。完成軌道飛行后，軌道級再入大氣層並滑行著陸。

在主發動機中，既使用氣態氧，也使用液態氧，所以氧系統中的金屬和非金屬材料要具有下列特性：高的著火溫度；好的急冷性能；低的衝擊敏感性；高的導熱性，能與氧產生反應；耐磨和抗點腐蝕；低的摩擦係數；金屬表面應有較厚的氧化膜等。 

SSME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450mm×450mm。轉速約5,150 rpm，它將液氧的壓力從0.7MPa增加到2.9MPa，加壓后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由兩個連接在同一主軸的單級離心泵（一個主泵，一個預燃泵）組成，由一台兩級高溫渦輪驅動，尺寸為600mm×900mm，由法蘭片連接在高溫歧管上，轉速約28,120 rpm，主泵將液氧壓力從2.9MPa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。一部分氧氣通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里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車。

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450mm×600mm，轉速約16,185 rpm，它將液氫的壓力從0.2MPa增加到1.9 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是一台三級離心泵，由一台兩級高溫渦輪驅動，尺寸為550mm×1100mm，由法蘭片連接在高溫歧管上，轉速約35,360 rpm，它將液氫的壓力從1.9MPa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；第二路通過噴嘴后氣化加入第三路，隨後送入預燃室。為避免LPFTP到HPFTP的管道周圍生成液態空氣，設計時採取了必要的隔熱措施。

氫系統用材主要應克服發動機啟動/關車和載荷急劇變化而引起的強烈熱振動，以及工作中的高溫高壓，特別是氫腐蝕。因此，氫系統用材一般要滿足：具有氫脆抗力；具有平均應力下從低溫到高溫的較好的高周疲勞壽命；在氫環境中具有較好的低周疲勞壽命；熱疲勞阻力；在7.5小時內承受高應力；較好的焊接和機械加工性能等。為滿足這些要求，主發動機中廣泛使用Ni、Co和Fe-Ni基高溫合金。

軌道器加工廠（OPF）中正在安裝一號主發動機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，在發動機啟動后依次工作來點燃每個預燃室，大約三秒后，燃燒室能自我為繼，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，發動機控制器控制通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6:1的推進劑混合比。

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66.4%至100%開啟，以實現65%至100%的冷卻效果。

主發動機燃燒室的推進劑是富燃料型的，氫氣和液氧通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接在主燃燒室下。噴嘴長2.9 m（113英尺），出口直徑2.4 m（94英尺）。噴嘴前端的支撐環就是發動機擋熱板的連接點。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77:1，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4.6psi至5.7 psi，而中間部分壓力只有2psi，由此解決了流動分離問題。

燃燒室由內壁、外壁和承力套組成。內壁是銅-銀-金合金( 即NARLOY-Z )。這種材料在導熱性、高溫強度、延展性、穩定性和長壽命等方面都比較好。燃燒室內壁的外表面上銑有390個矩形截面（1.00nm寬x2.54mm深）的冷卻槽。外壁用銅-鎳合金製成，厚度約為1.3nm。內外壁組成了用液氫進行再生冷卻的冷卻套。這樣，燃燒室喉部的熱流雖然高達163020000W/ ，但是從燃燒區域到喉部區域的燃氣壁面溫度仍比較均勻，大約為536℃ 。承力套承受燃燒室的高壓、噴管的推力、擺動載荷和側向載荷等。由內、外壁構成的冷卻套位於承力套的內側。 

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，並通過控制器控制的。在氦氣保護系統出現壓力異常時，閥門會完全關閉。氧化劑和燃料的放泄閥是在發動機停車后開啟的，剩餘的液氫液氧由此被排泄到航天器外。排盡后閥門重新關閉。

萬向軸承尺寸為290mm×360mm，是連接發動機和航天器的組件。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矢量時保持固定。

100%推力：1670kN / 2090kN（375,000磅力/470,000磅力）

104.5%推力：1750kN / 2170kN（393,800磅力 /488,800磅力）

109%推力：1860kN / 2280kN（417,300磅力 /513,250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104.5%時，對可靠性有明顯影響。因此超過100%的推力模式較少使用。

海平面推力：1859kN（418,000磅力） 真空推力：2279kN（512,000磅力）

海平面比沖：366s 真空比沖：452.3s

推重比：73.3:1 噴口面積：93平方英寸

噴嘴面積：50.265平方英尺 室壓：2747 psi（100%推力）

出口壓力：1.049 psi（額定值） 燃燒時間：520s

太空梭主發動機(SSME) 計劃目前正利用稱之為階段Ⅰ的發動機結構狀態以保證太空梭在100%和104%額定推力下發射。截止1985年5月已進行了廣泛的地面研製和鑒定試驗，在17 次飛行中成功地發射了51 台次主發動機。104 % 的推力和在該推力下確保15 次飛行的發動機壽命可滿足目前的發射要求。兩台高壓渦輪泵的壽命卻受到限制，每飛行6 次便需更換。將來的發射要求規定要在109%額定推力( 真空推力為512300磅) 下工作和要有壽命更長的渦輪泵，以便把發射費用減到最小。 

SSME計劃的階段Ⅱ為研製與鑒定經過改進並能在109%推力下確保10次飛行的高壓燃料和氧化劑渦輪泵。對渦輪泵所作的設計更改主要是使轉動機械能耐受由階段Ⅱ發動機設計所造成的環境，例如，渦輪溫度、推進劑流量、系統壓降、不對稱側向力的分佈等。 

改善渦輪機組工作環境和提高性能裕度是兩個附加階段的目標。第一個附加階段稱為階段Ⅱ+ , 還將加上設計改進以改善SSME的燃氣系統工作環境。階段Ⅱ+的主要目的是實現兩管式燃氣集合器。這種新集合器將大大地改善燃氣流的特性，該燃氣流從高壓燃料渦輪一級輪盤出口起，流經渦輪出口調頭集合器、燃氣集合器管道到主噴注器流路集合器，再繞過主噴注器氧化劑空心管柱本身。壓降和動壓振蕩的減小將導致渦輪工作溫度和整個燃氣流系統周期應力的減小。將用大量的測試儀器配合發動機的研製試驗對這些設計改進進行驗證。飛行鑒定將在以後進行。 

第二個附加階段稱之為工藝試驗台前驅計劃( 以下簡稱前驅)，這是一項工藝計劃，用以驗證改進的可行性。通過熱試車驗證可以表明，這些更改會改進發動機的性能和工作環境。該計劃包括分析、構件設計和生產技術研究、實驗室試驗和發動機熱試車的驗證。 

階段Ⅱ+計劃的總目標是為SSME提供兩管式燃氣集合器和改進的預燃室氧化劑空心管柱。目的是改善發動機渦輪泵的工作環境，並使階段亞結構狀態的發動機能在109%額定推力下保證10次以上的飛行。

三模態熱管式噴氣發動機

太空梭要經過起飛、加速、爬升到高空高速，進入稀薄大氣層這三個飛行階段。所用的動力裝置，在起飛和中低空中低速以渦輪噴氣和加力式渦輪風扇發動機最佳；高空高速卻是衝壓噴氣發動機最好；稀薄大氣層只有火箭發動機才能勝任。單級人軌太空梭要同時安裝這三類動力裝置，從布局到結構重量都是不允許的。能否研製出重量輕、多功能的動力裝置，是單級入軌太空梭成功與否的關鍵。 

三模態熱管式噴氣發動機是脈動式噴氣發動機、衝壓式噴氣發動機和液體火箭發動機的有機組合型噴氣發動機，簡稱為三模態熱管式噴氣發動機(PRRD jet enigne)。脈動式發動機的進氣活門由燃燒室內氣體壓力控制，燃燒室內壓力低於進氣壓力時進氣活門打開，高於進氣壓力時活門關閉。如果在燃燒室壓力略低於進氣壓力的狀態下進行等壓燃燒，進氣活門則一直處於打開狀態，成為典型的衝壓式噴氣發動機熱力循環。如果同時噴入液氫和液氧，在燃燒室進行高壓燃燒，進氣活門則一直處於關閉狀態，這就成了典型的火箭發動機熱力循環過程。 

三模態熱管式噴氣發動機是在同一熱管（燃燒室）中，按照太空梭在起飛、加速爬升到高空高速和進入稀薄大氣層飛行階段，依次進入脈動式、衝壓式和火箭三種工作模態。計算表明：用液氫燃料的三模態熱管式噴氣發動機，完全滿足單級入軌、水平起降太空梭從起飛到入軌全航程的推力要求，是結構簡單、重量輕、運行經濟性好的新型的太空梭主發動機。