Войти
Спейс шаттл был запущен с помощью из двух твердотопливных ускорителей, известных как SRBs A твердотопливная ракета или твердотопливная ракета - это ракета с ракетным двигателем в котором используется твердое топливо (топливо / окислитель ). Самые ранние ракеты были твердотопливными, работающими на порохе ; они использовались в войне китайцами, индейцами, монголами и персами еще в 13 веке. века.
Все ракеты использовали ту или иную форму твердого или порошкового ракетного топлива вплоть до 20-го века, когда ракеты на жидком топливе предлагали более эффективные и контролируемые альтернативы. Твердотопливные ракеты до сих пор используются во всем мире в вооружении, модели ракет, твердотопливных ракетных ускорителях, а также в более крупных приложениях из-за их простоты и надежности.
Так как твердотопливные ракеты могут оставаться на хранении в течение длительного времени без значительного ухудшения качества топлива, и тот факт, что они почти всегда запускаются надежно, они часто используются в военных целях, таких как ракеты. Более низкие характеристики твердого ракетного топлива (по сравнению с жидким топливом) не способствуют их использованию в качестве основного двигателя в современных ракетах-носителях среднего и большого размера, которые обычно используются для орбиты коммерческих спутников и запуска основных космических зондов. Однако твердые частицы часто используются в качестве навесных ускорителей для увеличения грузоподъемности или в качестве дополнительных верхних ступеней со стабилизированным вращением, когда требуются скорости, превышающие нормальные. Твердотопливные ракеты используются в качестве легких ракет-носителей для низкой околоземной орбиты (НОО) полезной нагрузки весом менее 2 тонн или спасательной нагрузки массой до 500 кг (1100 фунтов).
Упрощенная схема твердотопливной ракеты.. 1. Твердая смесь горючего-окислителя (пропеллент) набивается в ракету с цилиндрическим отверстием посередине.. 2. Воспламенитель воспламеняет поверхность пороха.. 3. Цилиндрическое отверстие в порохе действует как камера сгорания .. 4. Горячий выхлоп застревает в горловине, что, помимо прочего, определяет величину создаваемой тяги.. 5. Выхлоп выходит из ракеты. Простой твердотопливный ракетный двигатель состоит из корпуса, сопла, зерна (метательного заряда ) и воспламенителя.
Твердая зернистая масса горит предсказуемым образом с образованием выхлопных газов, поток которых описывается потоком Тейлора – Кулика. Размеры сопла рассчитаны для поддержания проектного давления в камере конструкции при создании тяги из выхлопных газов.
После воспламенения простой твердотопливный ракетный двигатель не может быть отключен, потому что он содержит все ингредиенты, необходимые для сгорания внутри камеры, в которой они сжигаются. Более совершенные твердотопливные ракетные двигатели можно не только дросселировать, но также гасить, а затем снова зажигать, контролируя геометрию сопла или используя вентиляционные отверстия. Также доступны импульсные ракетные двигатели, которые горят сегментами и которые могут запускаться по команде.
Современные конструкции могут также включать в себя управляемое сопло для наведения, авионику, спасательное оборудование (парашюты ), механизмы самоуничтожения, APU, управляемые тактические двигатели, регулируемые двигатели отклонения и управления ориентацией, а также материалы для управления тепловым режимом.
Средневековая династия Сун Китайцы изобрели очень примитивную форму твердотопливной ракеты. Иллюстрации и описания в китайском военном трактате XIV века Хуолунцзин военного писателя и философа династии Мин Цзяо Ю подтверждают, что в 1232 году китайцы использовали прото-твердотопливные ракеты, тогда известные как "<366">огненные стрелы ", чтобы отбросить монголов во время осады Кайфэна монголами. Каждая стрела имела примитивную форму простой ракеты на твердом топливе, заполненной порохом. Один открытый конец позволял газу выходить и был прикреплен к длинной палке, которая действовала как система наведения для управления направлением полета.
Первые ракеты с чугунными трубами использовались Королевством Майсур. под Хайдер Али и Типу Султан в 1750-х годах. Эти ракеты имели радиус поражения целей на расстоянии до полутора миль. Они были чрезвычайно эффективны во время Второй англо-майсурской войны, закончившейся унизительным поражением Британской империи. Слухи об успехе ракет Майсур против британской имперской власти вызвали исследования в Англии, Франции, Ирландии и других местах. Когда в 1799 году британцы окончательно захватили форт Шрирангапатана, сотни ракет были отправлены в Королевский арсенал недалеко от Лондона, где они были реконструированы. Это привело к первому промышленному производству военных ракет с ракетой Конгрев в 1804 году.
Современные литые композитные твердотопливные двигатели были изобретены американским аэрокосмическим инженером Джеком Парсонсом в Caltech в 1942 году, когда он заменил топливо с двойной базой на кровельный асфальт и перхлорат калия. Это сделало возможными тихоходные ракетные двигатели адекватных размеров и с достаточным сроком хранения для систем с реактивным взлетом. Чарльз Бартли, сотрудник JPL (Калтех), заменил липкий асфальт отверждаемым синтетическим каучуком, создав гибкое, но геометрически стабильное несущее зерно топлива, которое надежно прикрепилось к корпусу двигателя. Это сделало возможным создание гораздо более мощных твердотопливных ракетных двигателей. Корпорация Atlantic Research значительно увеличила объем производства композитного топлива I sp в 1954 году, увеличив количество порошкообразного алюминия в топливе до 20%.
Технология твердотопливных ракет получила наибольшее развитие в технические инновации, размер и возможности с различными правительственными инициативами середины 20-го века по разработке все более мощных военных ракет. После первоначальных проектов баллистических ракет военного назначения, разработанных с жидкостными ракетами в 1940-х и 1950-х годах, как Советский Союз, так и Соединенные Штаты приступили к реализации крупных инициатив по разработке твердотопливных местных, региональных и межконтинентальных баллистических ракет, включая твердотопливные ракеты, которые могут запускаться с воздух или море. Многие другие правительства также разработали эти военные технологии в течение следующих 50 лет.
К концу 1980-х годов и вплоть до 2020 года эти разработанные правительством высокопроизводительные твердотопливные ракетные технологии применялись для орбитальных космических полетов во многих государственных программах, чаще всего как ракеты-носители, чтобы добавить дополнительную тягу во время раннего подъема их преимущественно жидкостных ракет-носителей ракет-носителей. Некоторые конструкции имели также верхние ступени твердотопливных ракет. Примеры, летающие в 2010-х годах, включают российский Proton, европейский Ariane 5, американский Atlas V и Space Shuttle, а также японский . H-II.
Самыми большими из когда-либо построенных твердотопливных ракетных двигателей были три монолитных твердотопливных двигателя Aerojet длиной 6,60 м (260 дюймов), отлитые во Флориде. Двигатели 260 SL-1 и SL-2 были 6,63 метра (261 дюйм) в диаметре, 24,59 метра (80 футов 8 дюймов) в длину, весили 842 900 кг (1 858 300 фунтов) и имели максимальную тягу 16 МН (3 500 000 фунтов силы). Продолжительность горения составила две минуты. Горловина сопла была достаточно большой, чтобы пройти через нее стоя. Двигатель был способен служить один к одному заменой для первой ступени жидкостного топлива с 8 двигателями Saturn I, но никогда не использовался как таковой. Двигатель 260 SL-3 был такой же длины и веса, но имел максимальную тягу 24 МН (5 400 000 фунтов силы) и меньшую продолжительность работы.
Проектирование начинается с необходимого общего импульса, который определяет массу топлива и окислителя. Затем выбираются геометрия и химический состав зерна, чтобы удовлетворить требуемые характеристики двигателя.
Следующие вопросы выбираются или решаются одновременно. Результатом являются точные размеры зерна, геометрии сопла и корпуса:
Зерно может или не может быть прикрепленным к корпусу. Двигатели с кожухом проектировать сложнее, так как деформация корпуса и зерна при полете должны быть совместимы.
Общие виды отказов твердотопливных ракетных двигателей включают в себя разрушение зерна, нарушение соединения корпуса и воздушные карманы в зерне. Все это вызывает мгновенное увеличение площади поверхности горения и соответствующее увеличение производительности и давления выхлопных газов, что может привести к разрыву кожуха.
Другой вид отказа - отказ уплотнения корпуса . Уплотнения требуются в оболочках, которые необходимо открывать для загрузки зерна. Как только уплотнение выходит из строя, горячий газ разрушает путь утечки и приводит к отказу. Это стало причиной катастрофы космического корабля "Челленджер".
Твердое ракетное топливо сгорает с поверхности открытого топлива в камере сгорания. Таким образом, геометрия топлива внутри ракетного двигателя играет важную роль в общих характеристиках двигателя. По мере горения поверхности метательного взрывчатого вещества его форма эволюционирует (предмет изучения внутренней баллистики), чаще всего изменяя площадь поверхности метательного взрывчатого вещества, подверженную воздействию дымовых газов. Поскольку объем топлива равен площади поперечного сечения 
Часто используется несколько геометрических конфигураций в зависимости от приложения и желаемой кривой тяги :
Моделирование круглого отверстия
C- имитация слота
Моделирование лунной горелки
5-точечное моделирование финоцила
Корпус может быть изготовлен из различных материалов. Картон используется для небольших моделей двигателей черного пороха, тогда как алюминий используется для более крупных любительских двигателей на композитном топливе. Сталь использовалась для изготовления ускорителей космических кораблей . Намотанные графитовые эпоксидные кожухи используются для высокопроизводительных двигателей.
Корпус должен быть спроектирован таким образом, чтобы выдерживать давление и возникающие в результате напряжения ракетного двигателя, возможно, при повышенной температуре. С точки зрения конструкции кожух рассматривается как сосуд высокого давления.
. Для защиты кожуха от агрессивных горячих газов часто используется временная термоизоляционная облицовка внутри кожуха, которая удаляет, чтобы продлить срок службы срок службы кожуха двигателя.
A сужающаяся-расходящаяся конструкция ускоряет выхлопной газ из форсунки для создания тяги. Сопло должно быть изготовлено из материала, способного выдерживать высокую температуру потока дымовых газов. Часто используются термостойкие материалы на углеродной основе, такие как аморфный графит или углерод-углерод.
. Некоторые конструкции включают в себя направленное управление выхлопом. Это может быть достигнуто за счет подвешивания сопла, как в SRB космических челноков, за счет использования реактивных лопастей в выхлопе, как в ракете V-2, или за счет управления вектором тяги впрыска жидкости (LITV).
Ранняя первая ступень Minuteman использовала один двигатель с четырьмя карданными соплами для обеспечения управления по тангажу, рысканию и крену.
LITV заключается в впрыске жидкости в выхлопной поток после горловины сопла. Затем жидкость испаряется и в большинстве случаев вступает в химическую реакцию, добавляя массовый поток к одной стороне потока выхлопных газов и тем самым обеспечивая управляющий момент. Например, твердые ускорители Titan III C вводили тетроксид азота для LITV; баки можно увидеть по бокам ракеты между главной центральной ступенью и ускорителями.
выхлоп облако поглощает стартовую площадку 39A на НАСА Космический центр Кеннеди как космический шаттл Индевор взлетает. Типичный, хорошо разработанный перхлорат аммония Двигатель первой ступени на композитном топливе (APCP) может иметь вакуум удельный импульс (Isp) до 285,6 секунды (2,801 км / с) (Titan IVB SRMU). Для сравнения: 339,3 с (3,327 км / с) для RP1 / LOX (RD-180) и 452,3 с (4,436 км / с) для LH 2 / LOX (Block II RS-25 ) двухкомпонентные двигатели. Удельные импульсы верхней ступени несколько больше: до 303,8 с (2,979 км / с) для APCP (Orbus 6E), 359 с (3,52 км / с) для RP1 / LOX (RD-0124) и 465,5 с (4,565 км / с). s) для LH 2 / LOX (RL10B-2). Доли пороха обычно несколько выше для (несегментированных) первых ступеней твердотопливного топлива, чем для верхних ступеней. Первая ступень Castor 120 весом 53000 кг (117000 фунтов) имеет массовую долю топлива 92,23%, в то время как разгонная ступень Castor 30 массой 14000 кг (31000 фунтов), разработанная для космической станции Taurus II COTS (Commercial Off The Shelf) компании Orbital Science пополнение запасов) ракета-носитель имеет 91,3% ракетного топлива с 2,9% графитового эпоксидного корпуса двигателя, 2,4% сопла, воспламенителя и привода вектора тяги и 3,4% немоторного оборудования, включая такие вещи, как крепление полезной нагрузки, межкаскадный адаптер, кабельный канал, приборы, Castor 120 и Castor 30 имеют диаметр 2,36 и 2,34 метра (93 и 92 дюйма) соответственно и служат ступенями коммерческих ракет-носителей Athena IC и IIC. Четырехступенчатая Athena II, использующая Castor 120 в качестве первой и второй ступеней, стала первой коммерчески разработанной ракетой-носителем для запуска лунного зонда (Lunar Prospector ) в 1998 году.
Твердые ракеты могут обеспечить высокая тяга при относительно невысокой стоимости. По этой причине твердые частицы использовались в качестве начальных ступеней в ракетах (например, Space Shuttle ), в то время как двигатели с высоким удельным импульсом, особенно менее массивные двигатели на водородном топливе, были зарезервированы для более высоких ступеней. Кроме того, твердотопливные ракеты долгое время использовались в качестве конечной ступени разгона спутников из-за их простоты, надежности, компактности и достаточно высокой массовой доли . Твердотопливный ракетный двигатель со стабилизацией вращения иногда добавляется, когда требуется дополнительная скорость, например, для полета к комете или внешней Солнечной системе, потому что спиннер не требует системы наведения (на недавно добавленной ступени). Обширное семейство космических двигателей Star в основном с титановым корпусом Thiokol широко используется, особенно на ракетах-носителях Delta и в качестве разгонных ступеней с стабилизированным вращением для запуска спутников из грузового отсека космического корабля "Шаттл". В звездообразных двигателях доля топлива достигает 94,6%, но дополнительные конструкции и оборудование снижают долю рабочей массы на 2% и более.
Твердое ракетное топливо с более высокими характеристиками используется в больших стратегических ракетах (в отличие от коммерческих ракет-носителей). HMX, C 4H8N4(NO 2)4, нитрамин с большей энергией, чем перхлорат аммония, использовался в топливе МБР Peacekeeper и является основным ингредиентом топлива NEPE-75, используемого в Trident II. Баллистическая ракета D-5 флота. Из-за опасности взрыва твердое ракетное топливо более высокой энергии, содержащее октоген, не используется в коммерческих ракет-носителях, за исключением тех случаев, когда РН представляет собой адаптированную баллистическую ракету, уже содержащую октоген (Минотавр IV и V на основе снятые с вооружения межконтинентальные баллистические ракеты Peacekeeper. На авиабазе ВМС в Чайна-Лейк, Калифорния, был разработан новый состав C 6H6N6(NO 2)6, названный просто CL-20 (соединение 20 China Lake). По сравнению с октогеном, CL-20 имеет на 14% больше энергии на единицу массы, на 20% больше энергии на единицу объема и более высокое отношение кислорода к топливу. Одна из мотиваций для разработки этой очень высокой плотности энергии военное твердотопливное топливо предназначено для обеспечения возможности создания экзоатмосферной ПРО на полпути с помощью ракет, достаточно малых, чтобы поместиться в существующих g судовые подпалубные вертикальные пусковые трубы и аэромобильные пусковые трубы на грузовиках. Топливо CL-20, соответствующее закону Конгресса 2004 г. о нечувствительных боеприпасах (IM), было продемонстрировано и может, по мере снижения его стоимости, быть пригодным для использования в коммерческих ракетах-носителях с очень значительным увеличением характеристик по сравнению с одобренным в настоящее время твердым боеприпасом APCP. пропелленты. При удельном импульсе 309 с, уже продемонстрированном второй ступенью Peacekeeper с использованием метательного топлива HMX, можно ожидать, что более высокая энергия топлива CL-20 увеличит удельный импульс примерно до 320 с в аналогичных применениях МБР или верхней ступени ракеты-носителя без опасности взрыва. HMX.
Привлекательным атрибутом для военного использования является способность твердого ракетного топлива оставаться загруженным в ракету в течение длительного времени, а затем надежно запускаться в любой момент.
Черный порох (порох) состоит из древесного угля (топливо), нитрата калия (окислитель) и сера (топливо и катализатор). Это одна из старейших пиротехнических композиций, применяемых в ракетной технике. В наше время черный порох находит применение в моделях ракет малой мощности (таких как Estes и ракеты Quest), поскольку он дешев и довольно прост в производстве. Топливная крупа обычно представляет собой смесь спрессованного мелкодисперсного порошка (в твердую твердую заготовку) со скоростью горения, которая сильно зависит от точного состава и рабочих условий. Характеристики или удельный импульс черного пороха низкие, около 80 секунд. Зерно чувствительно к разрушению и, следовательно, к катастрофическому разрушению. Черный порох обычно не используется в двигателях мощностью более 40 ньютонов (9 фунт-сила).
Состоящие из порошкообразного металлического цинка и порошковой серы (окислитель), ZS или «микрозернистый» - еще один прессованный пропеллент, который не встречается любое практическое применение за пределами специализированных любительских ракетных кругов из-за его плохих характеристик (поскольку большинство ЗС горит вне камеры сгорания) и высокой линейной скорости горения порядка 2 м / с. ZS чаще всего используется в качестве топлива для новинок, поскольку ракета чрезвычайно быстро разгоняется, оставляя за собой впечатляющий большой оранжевый огненный шар.
В общем, ракетные леденцы пропелленты представляют собой окислитель (обычно нитрат калия) и сахарное топливо (обычно декстрозу, сорбит или сахароза ), которым придают форму путем осторожного плавления компонентов пропеллента и заливки или упаковки аморфного коллоида в форма. Ракеты Candy генерируют низкий-средний удельный импульс длительностью около 130 с и, таким образом, используются в основном ракетчиками-любителями и экспериментаторами.
DB состоит из двух монотопливных компонентов топлива, один из которых обычно действует как высокоэнергетическое (но нестабильное) монотопливо, и другое действует как стабилизирующее (и гелеобразующее) монотопливо с более низкой энергией. В типичных обстоятельствах нитроглицерин растворяют в геле нитроцеллюлозы и затвердевают с добавками. Пропелленты DB используются в приложениях, где требуется минимальное количество дыма, но требуются средне-высокие характеристики (I sp примерно 235 с). Добавление металлического топлива (например, алюминия ) может повысить производительность (около 250 с), хотя образование зародышей оксида металла в выхлопе может сделать дым непрозрачным..
Порошкообразный окислитель и порошковое металлическое топливо тщательно смешиваются и иммобилизуются с помощью резиноподобного связующего (которое также действует как топливо). Композитные пропелленты часто состоят из нитрата аммония (ANCP) или перхлората аммония (APCP). Композитный пропеллент из нитрата аммония часто использует магний и / или алюминий в качестве топлива и обеспечивает средние характеристики (I sp около 210 с), тогда как композит перхлората аммония Пропеллент часто использует алюминиевое топливо и обеспечивает высокие характеристики (вакуум I sp до 296 с с цельным соплом или 304 с с телескопическим соплом с большой площадью). Алюминий используется в качестве топлива, потому что он имеет разумную удельную плотность энергии, высокую объемную плотность энергии и его трудно случайно воспламенить. Композитные пропелленты отливаются и сохраняют свою форму после резинового связующего, такого как полибутадиен с концевыми гидроксильными группами (HTPB), поперечные связи (затвердевает) с помощью отверждающей добавки. Благодаря высокой производительности, умеренной простоте производства и умеренной стоимости APCP находит широкое применение в космических ракетах, военных ракетах, ракетах для хобби и любительских ракет, тогда как более дешевые и менее эффективные ANCP находят применение в любительской ракетной технике и газогенераторах. Динитрамид аммония, NH 4 N (NO 2)2, рассматривается как не содержащий хлора заменитель перхлората аммония в соотношении 1: 1 в составных порохах. В отличие от нитрата аммония, ADN может быть заменен на AP без потери характеристик двигателя.
Твердое топливо из алюминия и APCP на основе полиуретана использовалось в запущенных с подводных лодок ракетах Polaris. APCP использовалось в космическом шаттле Твердотопливные ракетные ускорители состояли из перхлората аммония (окислитель, 69,6% по весу), алюминия (топливо, 16%), оксида железа (катализатор, 0,4%), полимера полибутадиенакрилонитрила (PBAN) (связующее на неуретановом каучуке). который удерживал смесь и действовал как вторичное топливо, 12,04%), и эпоксидный отвердитель (1,96%). Он развивал удельный импульс 242 секунды (2,37 км / с) на уровне моря или 268 секунды (2,63 км / с) в вакууме. В программе Constellation 2005-2009 гг. предполагалось использовать аналогичную APCP, привязанную к PBAN.
В 2009 г. группе удалось создать топливо вода и наноалюминий (ALICE ).
Типичные HEC-пропелленты начинаются со стандартной композитной топливной смеси (такой как APCP) и добавляют к смеси высокоэнергетическое взрывчатое вещество. Этот дополнительный компонент обычно находится в форме небольших кристаллов гексогена или HMX, оба из которых имеют более высокую энергию, чем перхлорат аммония. Несмотря на небольшое увеличение удельного импульса, реализация ограничена из-за повышенной опасности фугасных добавок.
Композитные модифицированные двойные пропелленты начинаются с двойного основного пропеллента нитроцеллюлоза / нитроглицерин в качестве связующего и добавляют твердые частицы (обычно перхлорат аммония (AP) и порошкообразный алюминий ), обычно используемый в составных ракетных топливах. Перхлорат аммония восполняет дефицит кислорода, возникающий при использовании нитроцеллюлозы, улучшая общий удельный импульс. Алюминий улучшает удельный импульс, а также стабильность горения. Высокоэффективные порохы, такие как NEPE-75, используемые для заправки Trident II D-5, БРПЛ, заменяют большую часть AP на полиэтиленгликоль -связанный HMX, дополнительно увеличивающий удельный импульс. Смешивание составных компонентов ракетного топлива с двойной базой стало настолько распространенным, что размывает функциональное определение ракетного топлива с двойной базой.
Одним из наиболее активных направлений исследований твердого топлива является разработка высокоэнергетического топлива с минимальной сигнатурой с использованием C 6H6N6(NO 2)6Нитроамин CL-20 (Чайна Лейк соединение №20), который имеет на 14% большую энергию на массу и на 20% более высокую плотность энергии, чем октоген. Новое топливо было успешно разработано и испытано в тактических условиях. ракетные двигатели. Топливо не загрязняет окружающую среду: не содержит кислоты, твердых частиц и свинца. Оно также бездымное и имеет лишь слабый ромбовидный узор, который виден в прозрачном выхлопе. Без яркого пламени и Густой дымовой след, образующийся при сгорании алюминизированных порохов, эти бездымные порохы практически исключают риск выдачи позиций, с которых запускаются ракеты. Новое топливо CL-20 нечувствительно к ударам (класс опасности 1.3) в отличие от нынешнего Бездымное топливо HMX, обладающее высокой детонирующей способностью (класс опасности 1.1). CL-20 считается крупным прорывом в технологии твердого ракетного топлива, но еще не получил широкого распространения, потому что затраты остаются высокими.
Электрическое твердое топливо (ESP) - это семейство высокоэффективное твердое топливо пластизол, которое может воспламениться и подавиться под действием электрического тока. В отличие от топлива обычных ракетных двигателей, которое трудно контролировать и тушить, ЭСН можно надежно зажигать через определенные интервалы и продолжительность. Он не требует движущихся частей, а топливо нечувствительно к огню или искрам.
Ракетные двигатели на твердом топливе можно купить для использования в модельной ракетной технике ; Обычно они представляют собой небольшие цилиндры с черным пороховым топливом со встроенным соплом, а иногда и небольшим зарядом, который срабатывает, когда топливо заканчивается после некоторой задержки. Этот заряд можно использовать для срабатывания камеры камеры или раскрытия парашюта . Без этой зарядки и задержки двигатель может зажечь вторую ступень (только черный порох).
В ракетной технике средней и большой мощности широко используются промышленные двигатели APCP. Они могут быть одноразовыми или перезаряжаемыми. Эти двигатели доступны в импульсных диапазонах от «A» (1,26–2,50 нс) до «O» (20,48–40,96 кН) от нескольких производителей. Они изготавливаются стандартных диаметров и различной длины в зависимости от требуемого импульса. Стандартные диаметры двигателя - 13, 18, 24, 29, 38, 54, 75, 98 и 150 миллиметров. Доступны разные составы пороха для создания разных профилей тяги, а также «специальных эффектов», таких как цветное пламя, следы дыма или большое количество искр (получаемых при добавлении в смесь губки титана ).
Почти все зондирующие ракеты используют твердотельные двигатели.
Из-за надежности, простоты хранения и обращения твердотопливные ракеты используются на ракетах и межконтинентальных баллистических ракетах.
Твердотопливные ракеты подходят для запуска небольших грузов с орбитальными скоростями, особенно если используются три или более ступеней. Многие из них основаны на перепрофилированных межконтинентальных баллистических ракетах.
Более крупные орбитальные ракеты на жидком топливе часто используют твердотопливные ракетные ускорители, чтобы получить достаточную начальную тягу для запуска полностью заправленной ракетой.
Также используется твердое топливо для некоторых верхних ступеней, в частности, Star 37 (иногда называемого верхней ступенью "Burner") и Star 48 (иногда называемого "Вспомогательный модуль полезной нагрузки ", или PAM), которые изначально производились Thiokol, а сегодня - Orbital ATK. Они используются для подъема больших грузов на заданные орбиты (например, спутников Глобальной системы позиционирования ) или небольших грузов на межпланетные или даже межзвездные траектории. Другой твердотопливной верхней ступенью, использовавшейся на Space Shuttle и Titan IV, была Boeing -изготовленная инерционная разгонная ступень ( ВМС).
Некоторые ракеты, такие как Antares (производства Orbital ATK), имеют обязательные твердотопливные верхние ступени. The Antares rocket uses the Orbital ATK -manufactured Castor 30 as an upper stage.
