Space Shuttle main engine: differenze tra le versioni
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I motori SSME sono delle fonti di propulsione molto sofisticate che bruciano [[ossigeno]] e [[idrogeno]] liquidi provenienti dal [[serbatoio esterno dello Space Shuttle|serbatoio esterno]]. Sono utilizzati per la propulsione durante la fase di salita in aggiunta ai potenti [[Space Shuttle Solid Rocket Booster]]. Ogni motore può generare circa {{M|1,8|M|N}} di spinta al decollo ed i tre motori possono generare un [[impulso specifico]] (''I''<sub>sp</sub>) di 453 secondi nel vuoto o 363 secondi a livello del mare, con velocità di scarico rispettivamente di 4440 m/s e 3560 m/s. In tutto un motore pesa circa 3,2 t. Dopo ogni missione i motori sono rimossi e trasportati allo ''Space Shuttle Main Engine Processing Facility'' per le ispezioni e le eventuali sostituzioni di componenti.
Questi motori possono operare a temperature estreme: l'idrogeno liquido è conservato a -253 °C, e quando brucia assieme all'ossigeno liquido la temperatura nella camera di combustione raggiunge i 3300 °C, una temperatura superiore al punto di ebollizione del [[ferro]].
Il carburante e l'ossidante dal serbatoio esterno entrano nell'orbiter e poi nelle linee di alimentazione del sistema di propulsione. Entrambi vengono suddivisi in tre percorsi paralleli diretti ad ognuno dei tre motori. In ognuno dei percorsi sono presenti delle pre-valvole che permettono il flusso verso la turbopompa a bassa pressione relativa all'ossidante o al carburante.
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== Combustibile ==
[[File:Orbiter main propulsion system.svg|upright=1.4|thumb|Sistema di propulsione dell'orbiter]]
Il combustibile entra nell'orbiter per mezzo della linea di alimentazione dell'idrogeno liquido, fluisce nella linea dell'orbiter e viene inviato in tre percorsi paralleli che conducono ad ognuno dei propulsori.
La pompa a bassa pressione del carburante (''Low Pressure Fuel Turbopump'' - LPFTP) è una pompa assiale guidata da una turbina a due stadi alimentata dall'idrogeno gassoso. Essa aumenta la pressione dell'idrogeno liquido da 0,2 a {{M|1,9|M|Pa}} e lo invia alla pompa ad alta pressione (''High-Pressure Fuel Turbopump'' - HPFTP). Durante il funzionamento dei propulsori, l'aumento di pressione della LPFTP permette di far funzionare la pompa ad alta pressione ad alte velocità senza generarare cavitazione. La pompa a bassa pressione ruota a circa 16 185 rpm, e ha dimensioni di circa 45 cm x 60 cm.
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L'ossidante e il carburante entrano nei preburners e vengono mescolati per assicurare una combustione efficiente. Il sistema di accensione ad arco elettrico è posizionato al centro dell'iniettore di ogni preburner. Esso è ridondante ed è attivato dal controller del motore. Viene utilizzato durante la sequenza di avvio per iniziare la combustione in ogni preburner. Essi sono spenti dopo circa tre secondi dall'avviamento, poiché la combustione si auto-sostiene. I preburner producono un gas caldo ricco di carburante che passa attraverso le turbine per generare energia e far funzionare le turbopompe ad alta pressione. Il preburner dell'ossidante guida la turbina che è connessa alla HPOTP, mentre quello del carburante la turbina della HPFTP.
La velocità delle turbine ad alta pressione è regolata dalla posizione delle valvole del pre-burner. Esse vengono regolate dal controller del motore, che le usa per aumentare o diminuire il flusso verso i pre-burner, e quindi la spinta del propulsore.
Le valvole principali dell'ossidante e del carburante controllano il flusso di idrogeno ed ossigeno liquidi verso il propulsore e sono controllate dai controller di ogni propulsore. Quando sono in funzione, generalmente le valvole principali sono completamente aperte.
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== Camera di combustione e ugello ==
[[File:Shuttle Main Engine Test Firing.jpg|right300px|thumb|Test di accensione di un propulsore]]
La camera di combustione di ogni propulsore riceve un flusso di gas caldo ricco di carburante dal circuito collettore. L'idrogeno gassoso e l'ossigeno liquido entrano nella camera attraverso l'iniettore che mescola i propellenti. Il dispositivo di accensione è posizionato al centro dell'iniettore.
La superficie interna di ogni camera di combustione e di ogni ugello è raffreddata da idrogeno liquido che fluisce attraverso dei tubi di acciaio inossidabile. L'ugello è una estensione della camera di combustione principale a forma di campana, lungo 2,9 m e con un diametro massimo (all'estremità) di 2,4 m. L'anello di supporto che è saldato alla terminazione anteriore dell'ugello costituisce il punto di attacco del propulsore allo scudo termico. La protezione termica è necessaria poiché alcune parti dell'ugello sono esposte al calore durante il lancio, la fase di salita e l'ingresso atmosferico.
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[[Categoria:Programma Space Shuttle]]
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