Войти
 Два SRB Space Shuttle на гусеничный транспортер | |
| Производитель | Thiokol, позже ATK. United Space Boosters Inc., Pratt and Whitney |
|---|---|
| Страна происхождения | США |
| Используется на | Space Shuttle |
| Общие характеристики | |
| Высота | 149,16 фута (45,46 м) |
| Диаметр | 12,17 фута (3,71 м) |
| Масса брутто | 1300000 фунтов (590 т) |
| Масса ракетного топлива | 1 100000 фунтов (500 т) |
| Масса пустого | 200000 фунтов (91 т) |
| 4-сегментный SRB | |
| Двигатель | 1 |
| Тяга | 2 800 000 фунтов силы (12 000 кН) на уровне моря |
| Удельный импульс | 242 секунды (2,37 км / с) |
| Время горения | 127 с |
| Топливо | PBAN - APCP |
Твердотопливный ракетный ускоритель Space Shuttle (Space Shuttle SRB ) была первой твердотопливной ракетой, которая использовалась в качестве двигателя основного транспортно м средстве, используемом для пилотируемых космических полетов, и обеспечивал большую часть тяги космического челнока в течение первых двух минут полета. После сгорания они были сброшены и сброшены парашютом в Атлантическом океане, где были извлечены, исследованы, отремонтированы и повторно использованы.
Спейс шаттл SRB был самым мощным твердотопливным ракетным двигателем из когда-либо летающих. Каждый из них обеспечивал максимальную тягу 14,7 МН (3 300 000 фунт-сила ), что примерно вдвое больше, чем у самого мощного двигателя с одинарной камерой сгорания жидкостным ракетным топливом. когда-либо летал, Рокетдайн F-1. При общей массе около 1180 т (1160 длинных тонн; 1300 коротких тонн) они составляли более половины массы штабеля Shuttle при взлете. Моторные сегменты SRB были произведены Thiokol из Бригам-Сити, Юта, который позже был приобретен ATK. Генеральным подрядчиком по большинству компонентов SRB, а также по интеграции всех компонентов и извлечению израсходованных SRB была компания USBI, дочерняя компания Pratt and Whitney. Впервые этот контракт был передан United Space Alliance, компании с ограниченной ответственностью, совместному предприятию Boeing и Lockheed Martin.
. Из 270 запущенных SRB по программе Shuttle все, кроме четырех, были восстановлены - из STS-4 (из-за неисправности парашюта) и STS-51-L (катастрофа Challenger ). Для повторного использования после каждого полета ремонтировалось более 5000 деталей. Последний набор SRB, которые запустили STS-135, включили части, которые летали в 59 предыдущих миссиях, включая STS-1. Восстановление также провести послеполетный осмотр ускорителей, выявить аномалии и улучшить конструкцию.
Статические испытательные стрельбы, 1978 
Твердотопливный ракетный ускоритель (СРБ) сепарат ion Два многоразовых SRB обеспечили основную тягу для подъема шаттла от стартовой площадки на высоте около 150 000 футов (28 миль; 46 км). Находясь на площадке, два SRB несли весь вес внешнего бака и орбитального корабля и передавали весовую нагрузку через свою нагрузку на платформу мобильной пусковой установки. Каждый ускоритель имел взлетную тягу примерно 2 800 000 фунт-сила (12 МН ) на уровне моря, увеличиваясь вскоре после старта до примерно 3 300 000 фунтов-силы (15 МН).. Они были воспламенены после проверки тяги трех ГД РС-25. Через семьдесят пять секунд после отделения SRB апогей SRB произошел на высоте приблизительно 220 000 футов (42 мили; 67 км); Затем были развернуты парашюты, и произошло столкновение в океане на расстоянии примерно 122 морских миль (226 км ) вниз по дальности, после чего два SRB были восстановлены. SRB помогли космическому шаттлу подняться на высоту 28 миль (45 км) и развить скорость 3094 миль в час (4979 км / ч) вместе с главными двигателями.
SRB поручил шаттлу взлетать и подниматься (на орбиту), без возможности запуска или прерывания взлета / подъема, до тех пор, пока оба двигателя полностью и одновременно не выполняют свои функции, не израсходуют свое топливо. создавал нулевую реактивную тягу и был сброшен (опять же одновременно) с помощью взрывных откидных болтов из оставшейся части стартовой "стопки" корабля (челнок с двигателями; бак топлива / окислителя). Только тогда можно было рассмотреть любой мыслимый набор процедур запуска или прерывания после взлета. Кроме того, отказ отдельной тяги отдельного SRB или его способность придерживаться проектных характеристик, вероятно, невозможно было выжить.
СРБ были самыми высокими твердотопливными двигателями из когда-либо летавших и первыми таких больших ракет, предназначенных для повторного использования. Каждый имеет длину 149,16 футов (45,46 м) и диаметр 12,17 футов (3,71 м). Каждый СРБ весил приблизительно 1 300 000 фунтов (590 т) на старте. Два СРБ составляли около 69% от общей взлетной массы. Первичные пропелленты представляют собой топливо перхлорат аммония (окислитель ) и распыленный алюминиевый порошок (топливо ), а общее для каждого твердотопливного ракетного двигателя весило приблизительно 1 100 000 фунтов (500 т) (см. § Топливо). Инертный вес каждого SRB составлял 200 000 фунтов (91 т).
Основными элементами каждого ускорителя были двигатель (включая гильзу, топливо, воспламенитель и сопло ), конструкция, системы разделения, оперативная летная аппаратура, авионика для эвакуации, пиротехника, система замедления, система управления вектором тяги,, и диапазон диапазона система разрушения.
Хотя термины твердотопливный ракетный двигатель и твердотопливный ракетный ускоритель используются как синонимы, в техническом использовании они имеют значения. Термин твердотопливный ракетный двигатель применяется к топливу, корпусу, воспламенителю и соплу. Твердотопливный ракетный ускоритель применялся ко всему ракетному двигателю, а также спасательные парашюты, электронные приборы, разделительные ракеты, систему безопасного разрушения дальности и управление вектором тяги.
Каждый внешний ускоритель прикреплялся кнему резервуару в кормовой части SRB двумя поперечными распорками и диагональным креплением. Передний конец каждого SRB был прикреплен к внешнему резервуару на переднем конце передней юбки SRB. На стартовой платформе каждый ускоритель также был прикреплен к платформе мобильной пусковой установки на кормовой юбке четырьмя кими гайками, которые были оторваны при взлете.
Бустеры состояли из семи индивидуально изготовленных стальных конструкций. сегменты. Они были собраны попарно, а затем отправлены Космический центр Кеннеди по железной дороге для окончательной сборки. Сегменты были скреплены вместе с помощью кольцевого выступа, вилки и шпильки крепления и запломбированы с помощью уплотнительных колец (установленных два, замененных на три после Challenger Disaster в 1986 г.) и термостойкой замазкой.
Схема SRB Каждый твердотопливный ракетный ускоритель имел четыре прижимных стойки, которые вставлялись в соответствующие опору посты на платформе мобильных лаунчера. Прижимные болты удерживали вместе стойки SRB и пусковой платформы. Каждый болт имел гайку на каждом конце, верхняя гайка ломкая. В верхней гайке находились два стандартных детонатора НАСА (НСД), которые зажигались по команде зажигания твердотопливного двигателя.
Когда два NSD зажигались при каждом удержании, прижимной болт перемещался вниз из-за ослабления напряжения в болте (начальное натянутого перед запуском), давления газа NSD и силы тяжести. Затвор остановился стойкой торможения шпильки, в которой был песок. Болт SRB длиной 28 дюймов (710 мм) и диаметром 3,5 дюйма (89 мм). Хрупкая гайка попала в взрывной контейнер.
Команды зажигания твердотопливного двигателя были поданы компьютерами орбитального корабля через главные контроллеры событий на удерживающие контроллеры пиротехнического инициатора (PIC) на платформе мобильной пусковой установки. Онили обеспечили зажигание прижимных НРД. Система обработки напряжения управала удерживает ПИК СРБ на предмет низкого в течение последних 16 секунд перед запуском. Низкое напряжение PIC запускает задержку запуска.
Распределение электроэнергии в каждом SRB состояло из питания основной шины DC, подаваемой орбитальным аппаратом, на каждый SRB через шины SRB, обозначенные A, B и C. Орбитальный аппарат постоянного тока A, B и C обеспечивает питание основной шины постоянного тока на соответствующих шинах SRB A, B и C. Кроме того, основная шина постоянного тока C орбитального аппарата обеспечивает резервное питание для шин A и B SRB, а шина B орбитального аппарата резервное питание SRB шина C. Такая схема распределения позволяет всем автобусам SRB оставаться под напряжением в случае отказа одной главной шины орбитального аппарата.
Номинальное рабочее напряжение составляло 28 ± 4 В постоянного тока.
На каждом SRB было два автономных, независимых гидравлических силовых агрегата (HPU). Каждый HPU состоял из вспомогательной силовой установки (APU), модуля подачи топлива, гидравлического насоса, бака гидросистемы и коллектора гидравлической жидкости.. ВСУ питались гидразином и вырабатывали механическую мощность на валу для привода гидравлического насоса который создавал гидравлическое давление для гидравлической системы SRB. Два отдельных ГПА и две гидравлические системы установлены на кормовом конце каждого SRB между соплом SRB и кормовой юбкой. Компоненты ГВД устанавливались на кормовой юбке между приводами откидывания и наклона. Две системы работали от T минус 28 секунд до отделения SRB от орбитального аппарата и внешнего резервуара. Две независимые гидравлические системы были соединены с сервоприводами скатывания и наклона .
. Электроника контроллера HPU была создана в задних интегрированных электронных электронных узлах SRB на задних крепежных кольцах внешнего бака.
КНУ и их топливные системы были изолированы друг от друга. Каждый модуль подачи топлива (бак) содержал 22 фунта (10,0 кг) гидразина. В топливном баке создавалось давление газообразного азота под давлением 400 psi (2,8 МПа ), что создавало силу для выталкивания (принудительное вытеснение) топлива из бака в топливопровод, поддерживая положительную подача топлива к ВСУ на всей ее эксплуатации.
ВСУ топливный насос увеличивал давление гидразина и подавал его в газогенератор. Газогенератор каталитически разложил гидразин до горячего газа высокого давления; двухступенчатая турбина преобразовывала это в механическую энергию, привод в движение коробку передач. Отходящий газ, который теперь стал более холодным и находился под низким давлением, снова пропускался через корпус газогенератора, чтобы охладить его перед сбросом за борт. Коробка передач приводила в действие топливный насос, собственный смазочный насос и гидравлический насос HPU. Как уже говорилось, система не могла запускаться самостоятельно, поскольку топливный насос приводился в действие турбиной, в которой он подавал топливо. Соответственно, байпасная линия проходила вокруг насоса и питала газогенератор, используя давление в баке с азотом, до тех пор, пока скорость APU не стала такой, что выходное давление топливного насоса превысило давлениепасной линии, после чего все топливо было подано в топливный насос..
Когда скорость APU достигла 100%, первичный регулирующий клапан APU закрылся, и скорость APU управлялась электроникой контроллера APU. Если логика первичного регулирующего клапана отказывает в открытом состоянии, вторичный регулирующий клапан принимает на себя управление APU со скоростью 112%.
Каждый HPU на SRB был подключен к обоим сервоприводам на этом SRB с помощью переключающего клапана, который позволяет при необходимости распределять гидравлическую мощность от любого HPU на оба привода. Каждый HPU служил основным гидравлическим средством для одного сервопривода и вторичным средством для другого сервопривода. Каждый HPU обладает способностью обеспечивать гидравлическое питание обоих сервоприводов в пределах 115% рабочих пределов в случае, если гидравлическое давление от другого HPU должно упасть ниже 2050 фунтов на квадратный дюйм (14,1 МПа). Контакт переключателя на переключающем клапане замкнутый, когда клапан находился во вторичном положении. Когда клапан был закрыт, на контроллер APU был отправлен новый сигнал, который заблокировал логику управления скоростью 100% APU и включил логику управления скоростью 112% APU. 100-процентная скорость APU позволялала одному APU / HPU обеспечить достаточное рабочее гидравлическое давление для обоих сервоприводов этого SRB.
100-процентная скорость АПУ соответствовала 72000 об / мин, от 110% до 79200 об / мин и 112% до 80 640 об / мин.
Скорость гидравлического насоса составляющая 3600 об / мин и подаваемое гидравлическое давление 3050 ± 50 фунтов на квадратный дюйм (21,03 ± 0,34 МПа). Предохранительный клапан высокого давления обеспечивал защиту от избыточного давления в гидравлической системе и сбрасывал давление при давлении 3750 фунтов на квадратный дюйм (25,9 МПа).
APU / HPU и гидравлические системы можно было повторно использовать в течение 20 миссий.
Каждый SRB имел два гидравлических карданных сервопривода для перемещения сопла вверх / вниз и из стороны в сторону. Это обеспечило векторизацию тяги, чтобы помочь управлять транспортным средством по всем трем осям (крен, тангаж и рыскание).
Блок управления вектором тяги подъема системы управления полетом направляющей тяги трех главных двигателей челнока и двух сопел SRB для управления ориентацией и траекторией челнока во время отрыва и подъема. Команды системы наведения передаются драйверы векторного управления тяги подъема (ATVC), которые передают сигналы, изменяющие командум, на каждый сервопривод главных двигателей и SRB. Четыре независимых канала системы управления полетом и четырьмя каналами ATVC, управляющими шестью главными двигателями и четырьмя приводами ATVC SRB, причем каждый водитель управл одним гидравлическим портом на каждом главном и сервоприводе SRB.
Каждый сервопривод SRB состоял из четырех независимых двухступенчатых сервоклапанов, принимавших сигналы от драйверов. Каждый сервоклапан управлял одним силовым золотником в каждом исполнительном механизме, который располагал шток исполнительного механизма и сопло для управления направлением тяги.
Четыре сервоклапана, управляющие каждым исполнительным механизмом, обеспечивают устройство с суммированным усилием и большинством голосов для позиционирования золотника. С четырьмя идентичными командами для четырех сервоклапанов действие суммирования сил привода мгновенно предотвращратило один ошибочный ввод, влияющий на движение силового цилиндра. Если датчик перепада давления обнаруживает, что ошибочный ввод сохраняется в течение заданного времени, будет выбран изолирующий клапан, полностью исключив его из суммы сил. Для каждого канала были установлены мониторы отказов, чтобы указать, какой канал был обойден, и запорный клапан на каждом канале быть сброшен.
Каждый цилиндр привода был оборудован преобразователями вектор для обратной связи по положению с системой управленияом тяги. Внутри каждого плунжера сервоактуатора был узел разгрузки от разбрызгивания, который смягчает сопло при разбрызгивании воды и предотвращает повреждение гибкого подшипника сопла.
Каждый SRB содержал три узла гироскопа скорости (RGA), причем каждый RGA содержал один гироскоп шага и один гироскоп рыскания. Они обеспечивают выходной сигнал, пропорциональный угловым скоростям относительно осей тангажа и рыскания, для компьютеров орбитального корабля и системы наведения, навигации и управления во время первого этапа всплытия в сочетании с гироскопами скорости крена орбитального корабля до отделения SRB. При разделении SRB было произведено переключение с RGA SRB на RGA орбитального аппарата.
Скорости RGA SRB, прошедшие через мультиплексоры / демультиплексоры полета орбитального аппарата на орбитальные GPC. Затем при управлении избыточностью были выбраны средние значения скорости RGA, чтобы предоставить пользовательскому программному обеспечению скорости тангажа и рыскания SRB. RGA были рассчитаны на 20 вылетов.
Изготовлены из высокопрочной низколегированной стали D6AC толщиной 2 см.
Секции БПЗ, заполненные соединяемым топливом Смесь ракетного топлива в каждом твердотопливном ракетном двигателе состояла из перхлората аммония (окислитель, 69,6% по весу), распыленного алюминия порошок (топливо, 16%), оксид железа (катализатор, 0,4%), PBAN (связующее, также действует как топливо, 12,04%) и отвердитель эпоксидной смолы (1,96%). Этот пропеллент обычно называется композитным пропеллентом на основе перхлората аммония (APCP). Эта смесь дала твердотопливным ракетным двигателям удельный импульс 242 секунды (2,37 км / с) на уровне моря или 268 секунд (2,63 км / с) в вакууме.
Основное топливо, алюминий, было использовано, поскольку оно имеет разумную удельную плотность энергии около 31,0 МДж / кг, но высокую объемную плотность энергии, и его трудно воспламенить случайно.
Порох имел перфорацию 11-конечной звезды в переднем сегменте двигателя и перфорацию с двойным усечением конусом в каждом из задних сегментов и в корме. закрытие. Эта конфигурация обеспечивала высокую тягу при зажигании, а затем уменьшала тягу примерно на треть через 50 секунд после отрыва, чтобы избежать перенапряжения транспортного средства во время максимального динамического давления (макс. Q).
Тяга на уровне моря SRB, данные из STS-107 Зажигание SRB может произойти только при ручном фиксировании штифта от каждого предохранительного устройства SRB. был удален. Наземный экипаж снимает штифт во время предстартовых работ. В T − 5:00 устройство сейфа и рукоятки SRB переводится в положение рукоятки. Команды на зажигание твердотопливного двигателя подаются, когда три главных двигателя космического корабля (SSME) имеют не менее 90% номинальной тяги, нет отказа SSME и / или зажигания SRB пиротехнический Инициатор Отображается низкое напряжение контроллера (PIC), и система обработки запуска (LPS) не удерживает сигнал.
Команды зажигания твердотопливного ракетного двигателя отправляются компьютерами орбитального аппарата через главные контроллеры событий (MEC) на безопасное и активированное устройство стандартные детонаторы НАСА (NSD) в каждом SRB. Устройство одноканального разряда конденсатора PIC контролирует срабатывание каждого пиротехнического устройства. Три сигнала должны присутствовать одновременно, чтобы PIC генерировал выходной сигнал пиропатрона. Эти сигналы, «постановка», «огонь 1» и «огонь 2», исходят от компьютеров общего назначения орбитального аппарата (GPC) и передаются в MEC. MEC переформатируют их в сигналы постоянного тока 28 В для PIC. Сигнал рычага заряжает конденсатор PIC до 40 вольт постоянного тока (минимум 20 вольт постоянного тока).
Последовательность запуска GPC также управляет некоторыми критическими клапанами главной двигательной установки и отслеживает индикаторы готовности двигателя от SSME. Команды запуска MPS выдаются бортовыми компьютерами в момент T-6,6 секунды (ступенчатый запуск двигателя три, двигатель два, двигатель один - все примерно в пределах 0,25 секунды), и последовательность контролирует нарастание тяги каждого двигателя. Все три SSME должны достичь требуемой тяги 90% в течение трех секунд; в противном случае дается команда на нормальное завершение работы и запускаются функции безопасности.
Нормальное наращивание тяги до требуемого уровня тяги 90% приведет к тому, что SSME будет отдан команде в положение отрыва в T-3 секунды, а также будет выдана команда Fire 1 для взведения SRB. В момент времени T-3 секунды режимы изгибающей нагрузки на основание транспортного средства могут быть инициализированы (называемое «звуком», перемещение приблизительно 25,5 дюйма (650 мм), измеренное на конце внешнего бака, с движением в направлении внешнего бака).
Команды fire 2 заставляют избыточные NSD стрелять через тонкую заглушку барьера в туннеле пламени. Это воспламеняет пиропатрон. разгонный заряд, который удерживается в сейфе и вооружении за перфорированной пластиной. Разгонный заряд воспламеняет топливо в инициаторе воспламенителя; и продукты сгорания этого топлива воспламеняют инициатор твердотопливного ракетного двигателя, который срабатывает по всей вертикальной длине твердотопливного ракетного двигателя, мгновенно воспламеняя топливо твердого ракетного двигателя по всей площади его поверхности.
В момент T-0 зажигаются два SRB под управлением четырех бортовых компьютеров; начинается разделение четырех разрывных болтов на каждом SRB; два шлангокабеля Т-0 (по одному с каждой стороны космического корабля) убраны; запускаются бортовое главное устройство синхронизации, таймер событий и таймеры событий миссии; три SSME на 100%; и последовательность запуска с земли прекращается.
Ссылка на временную последовательность при зажигании имеет решающее значение для успешного взлета и всплытия. Взрывные прижимные болты снимают (через опоры пусковой опоры и конструкцию площадки) асимметричные динамические нагрузки транспортного средства, вызванные воспламенением SSME и увеличением тяги, а также приложенными нагрузками на упорный подшипник. Без прижимных болтов SSME резко опрокинули бы полетный блок (орбитальный аппарат, внешний бак, SRB) на внешний бак. Этому вращающему моменту изначально противодействуют стопорные болты. Перед выпуском штабеля транспортного средства для отрыва SRB должны одновременно воспламениться и создать давление в своих камерах сгорания и выхлопных соплах, чтобы создать получаемый от тяги результирующий момент встречного вращения, точно равный вращающему моменту SSME. Когда SRB достигают полной тяги, прижимные болты выдуваются, освобождая штабель корабля, чистый вращающий момент равен нулю, а чистая тяга корабля (противодействие силе тяжести) положительна, поднимая штабель орбитального корабля вертикально с пусковой площадки, управляемый за счет скоординированных движений кардана SSME и выхлопных сопел SRB.
Во время всплытия несколько всеосевых акселерометров обнаруживают и сообщают о полете и ориентации транспортного средства (со ссылкой на кабину экипажа на борту орбитального аппарата), поскольку контрольные компьютеры полета переводят навигационные команды (рулевое управление к конкретной путевой точке в космосе и в определенное время) в команды двигателя и кардана сопла двигателя, которые ориентируют транспортное средство относительно его центра масс. Когда силы на транспортном средстве изменяются из-за расхода топлива, увеличения скорости, изменения аэродинамического сопротивления и других факторов, транспортное средство автоматически регулирует свою ориентацию в ответ на входные команды динамического управления.
Конечным результатом является относительно плавное и постоянное (затем постепенно уменьшающееся) гравитационное притяжение из-за ускорения в сочетании с уменьшением аэродинамического трения по мере достижения и преодоления верхних слоев атмосферы.
SRB сбрасываются с космического корабля на большой высоте, около 146 000 футов (45 км). Разделение SRB инициируется, когда три датчика давления в камере двигателя твердотопливной ракеты обрабатываются при выборе среднего значения управления резервированием, а давление в головной части камеры обоих SRB меньше или равно 50 фунтам на квадратный дюйм (340 кПа). Резервный сигнал - это время, прошедшее с момента зажигания усилителя.
Инициируется последовательность разделения, при которой приводы управления вектором тяги переводятся в нулевое положение и переводят главную силовую установку в конфигурацию второй ступени (0,8 секунды с момента инициализации последовательности), которая обеспечивает одинаковую тягу каждого SRB. менее 100000 фунтов-силы (440 кН). Положение орбитального орбитального аппарата сохраняется в течение четырех секунд, а тяга SRB падает до менее 60000 фунтов силы (270 кН).
SRB отделяются от внешнего резервуара в течение 30 миллисекунд после команды стрельбы.
Передняя точка крепления состоит из шара (SRB) и гнезда (внешний бак; ET), скрепленных одним болтом. Болт содержит по одному баллону давления NSD на каждом конце. Передняя точка крепления также несет поперечную проводку системы безопасности диапазона, соединяющую друг с другом SRB RSS и ET RSS.
Кормовые точки крепления состоят из трех отдельных стоек: верхней, диагональной и нижней. Каждая стойка содержит по одному болту с картриджем давления NSD на каждом конце. Верхняя стойка также несет шлангокабель между своим SRB и внешним резервуаром и на орбитальный аппарат.
На каждом конце каждого SRB есть четыре бустерных двигателя разделения (BSM). BSM отделяют SRB от внешнего резервуара. Твердотопливные ракетные двигатели в каждой группе из четырех зажигаются путем выстрела избыточных патронов НСД под давлением в избыточные ограниченные коллекторы детонирующих взрывателей.
Команды разделения, выдаваемые с орбитального аппарата последовательностью разделения SRB, запускают резервный картридж давления NSD в каждом болте и зажигают BSM, чтобы произвести чистое разделение.
A Система безопасности дальности (RSS) обеспечивает уничтожение ракеты или ее части бортовым взрывчатым веществом по дистанционной команде в случае выхода ракеты из-под контроля, с целью ограничить опасность для людей на земле от ударов осколков, взрывов, пожара, ядовитых веществ и т. д. RSS был активирован только один раз - во время аварии космического корабля «Челленджер» (37 секунд после разрушения транспортного средства, когда SRB находились в неконтролируемом полете).
Шаттл имел два RSS, по одному в каждом SRB. Оба были способны принимать два командных сообщения (оружие и огонь), передаваемые с наземной станции. РСС использовалась только тогда, когда космический корабль нарушил красную линию траектории пуска.
RSS состоит из двух антенных соединителей, приемников / декодеров команд, сдвоенного распределителя, безопасного и защитного устройства с двумя стандартными детонаторами НАСА (NSD), двух закрытых коллекторов детонирующих взрывателей (CDF)), семь сборок CDF и один линейно-кумулятивный заряд (ЛСК).
Антенные соединители обеспечивают надлежащий импеданс для команд радиочастотного и наземного вспомогательного оборудования. Приемники команд настроены на частоту команд RSS и обеспечивают входной сигнал распределителям при отправке команды RSS. Декодеры команд используют заглушку кода, чтобы предотвратить попадание в распределители любого командного сигнала, кроме правильного. Распределители содержат логику для подачи действительных команд уничтожения пиротехнике RSS.
NSD обеспечивают искру для зажигания CDF, которая, в свою очередь, зажигает LSC для разрушения ускорителя. Устройство безопасности и защиты обеспечивает механическую изоляцию между NSD и CDF перед запуском и во время последовательности отделения SRB.
Первое сообщение, называемое arm, позволяет бортовой логике разрешить разрушение и загорается на дисплее кабины экипажа и панели управления на командирском и пилотском постах. Второе переданное сообщение - это команда огня.
Распределители SRB в SRB скреплены между собой поперечными ремнями. Таким образом, если один SRB получил сигнал активации или уничтожения, этот сигнал также будет отправлен на другой SRB.
Электроэнергия от батареи RSS в каждом SRB направляется в систему RSS A. Батарея восстановления в каждом SRB используется для питания системы RSS B, а также системы восстановления в SRB. RSS SRB отключается во время последовательности разделения, и система восстановления SRB включается.
Разрушение правого SRB после запуска STS-124.SRB выбрасываются из системы шаттлов через 2 минуты и на высоте около 146 000 футов (44 км). После продолжения подъема на высоту около 220 000 футов (67 км) SRB начинают падать обратно на землю и, оказавшись в более плотной атмосфере, замедляются с помощью парашютной системы, чтобы предотвратить повреждение при ударе о океан. Команда отправляется с орбитального аппарата на SRB непосредственно перед разделением, чтобы подать питание от батареи на логическую сеть восстановления. Вторая одновременная команда приводит в действие три подруливающих устройства на носовой части (для развертывания пилота и тормозного парашюта ), кольцевой детонатор усеченного конуса (для раскрытия основного парашюта) и основной блок отключения парашюта..
Последовательность восстановления начинается с работы на большой высоте, при которой запускаются пиротехнические подруливающие устройства носовой части. При этом выбрасывается носовая крышка, которая раскрывает пилотный парашют . Отделение носовой части происходит на номинальной высоте 15704 фута (4787 м), примерно через 218 секунд после отделения SRB. Пилотный парашют с конической лентой диаметром 11,5 футов (3,5 м) обеспечивает силу для вытягивания ремешков, прикрепленных к режущим ножам, которые разрезают петлю, фиксирующую фиксирующие ремни якоря. Это позволяет вытяжному парашюту вытягивать тормозной блок из SRB, заставляя тормозные стропы разворачиваться из своего сохраненного положения. При полном выдвижении двенадцати подвесных тросов длиной 105 футов (32 м) сумка для развертывания тормозного парашюта отделяется от купола, и конический ленточный парашют диаметром 54 футов (16 м) надувается до своего первоначального состояния рифов. Яблоко срабатывает дважды после заданных временных задержек (с использованием резервных 7- и 12-секундных резаков для рифления) и переориентирует / стабилизирует SRB для развертывания основного парашюта. Расчетная нагрузка тормозного парашюта составляет приблизительно 315 000 фунтов (143 т), а вес - приблизительно 1 200 фунтов (540 кг).
Твердотопливные ракетные ускорители, сброшенные с корабля Space Shuttle Discovery после запуска STS-116, плавающего в Атлантическом океане примерно в 150 милях к северо-востоку от мыса Канаверал. В этом случае ускорители приземлились на расстоянии нескольких миль друг от друга, но ночные ветры и течения перенесли их в одно и то же место После того, как тормозной парашют стабилизировал SRB в положении «хвост впереди», усеченная пирамида отделена от передней юбки пиротехнический заряд, вызванный низковысотным баропереключателем на номинальной высоте 5 500 футов (1700 м) примерно через 243 секунды после отделения SRB. Затем усеченная поверхность отделяется от SRB тормозным парашютом. Основные подвесные линии желоба вытягиваются из мешков для развертывания, которые остаются в усеченной пирамиде. При полном выдвижении линий, длина которых составляет 203 фута (62 м), три основных желоба вытягиваются из своих складных сумок и надуваются до своего первого состояния рифов. Усеченный парашют и тормозной парашют продолжают движение по отдельной траектории до приводнения. После заданных временных задержек (с использованием резервных 10- и 17-секундных резаков для рифления) основные рифовые линии с желобом обрезаются, и желобы надуваются до их второй конфигурации с рифлением и полностью открытого состояния. The main chute cluster decelerates the SRB to terminal conditions. Each of the 136 ft (41 m) diameter, 20° conical ribbon parachutes have a design load of approximately 195,000 lb (88 t) and each weighs approximately 2,180 lb (990 kg). These parachutes are the largest that have ever been used, in both deployed size and load weight. The RSRM nozzle extension is severed by a pyrotechnic charge about 20 seconds after frustum separation.
Water impact occurs about 279 seconds after SRB separation at a nominal velocity of 76 feet per second (23 m/s). The water impact range is approximately 130 nmi (240 km) off the eastern coast of Florida. Because the parachutes provide for a nozzle-first impact, air is trapped in the empty (burned out) motor casing, causing the booster to float with the forward end approximately 30 feet (9.1 m) out of the water.
Solid rocket booster of the STS-131 mission being recovered and transported to Cape Canaveral by the MV Freedom Star.Formerly, the main chutes were released from the SRB at impact using a parachute release nut ordnance system (residual loads in th Основные парашюты будут развертывать фитинги крепления парашюта с поплавками, привязанными к каждому фитингу). Текущая конструкция удерживает основные желоба прикрепленными во время ударов воды (первоначальный удар и удар). Устройства, активируемые соленой водой (SWAR), теперь встроены в линии стояков основного желоба, чтобы упростить восстановление и уменьшить повреждение SRB. Багажный мешок / пилотные парашюты, тормозные парашюты и усеченные парашюты, каждый главный парашют и SRB находятся в плавучести и восстанавливаются.
Специально оборудованные спасательные корабли НАСА, MV Freedom Star и MV Liberty Star, восстанавливают SRB и оборудование для спуска / восстановления. После того, как ускорители установлены, дайверы маневрируют заглушку, управляемую водолазом (DOP), на место, чтобы закрыть форсунку SRB и слить воду из корпуса двигателя. Закачка воздуха и воды из SRB заставляет SRB переходить из плавающего положения с поднятым носом в горизонтальное положение, более подходящее для буксировки. Затем поисковые суда отбуксируют ускорители и другие объекты обратно в Космический центр Кеннеди.
Камера фиксирует серый дым, исходящий от правого SRB на Space Shuttle Challenger перед начало STS-51-L.Потеря космического корабля "Челленджер" произошла из-за системного отказа одного из его SRB. Причина аварии была установлена Комиссией Роджерса в «неисправной конструкции, недопустимо чувствительной к ряду факторов» сочленений SRB, усугубленной необычно холодной погодой в утро полета. Комиссия обнаружила, что большие резиновые «уплотнительные кольца» в соединениях SRB не эффективны при низких температурах, как это было утром в январе 1986 года во время аварии (36 ° F, 2,2 ° C). Хладнокровный шарнир в правом SRB вышел из строя при запуске и в конечном итоге позволил горячим газам изнутри этого ракетного ускорителя прожечь отверстие в соседнем основном внешнем топливном баке, а также ослабить нижнюю стойку, удерживающую SRB на внешнем баке. Утечка в шарнире SRB вызвала катастрофический отказ нижней стойки и частичное отсоединение SRB, что привело к столкновению SRB с внешним баком. Из-за разрушающегося внешнего бака и сильной внеосевой тяги со стороны правого SRB, движущегося со скоростью 1,92 Маха на высоте 46 000 футов (14 км), штабель космического челнока распался и был охвачен «взрывным ожогом» (т. Е. Быстро дефлаграция ) жидкого топлива из внешнего бака. Производитель SRB сообщил о своих опасениях из-за низких температур, но они были преодолены из-за сопротивления менеджеров НАСА изменить критерии запуска на столь позднем этапе подготовки к запуску.
Во время последующего простоя был проведен подробный структурный анализ критических структурных элементов SRB. Анализы в первую очередь были сосредоточены в тех областях, где во время послеполетного осмотра восстановленного оборудования были отмечены аномалии.
Одной из областей было крепежное кольцо, в котором SRB подключаются к внешнему баку. В некоторых застежках, где кольцо прикреплены к корпусу двигателя SRB, были отмечены участки повреждения. Эта ситуация проявляется высокими нагрузками, при ударе воды. Чтобы ситуацию и обеспечить более высокий запас прочности во время подъема, крепежное кольцо было изменено, чтобы полностью охватывать корпус двигателя (360 °). Ранее крепежное кольцо имело С-образную форму и охватывало корпус двигателя всего на 270 °.
Правый SRB показывает аномальный шлейф при Т + 58,788 секунды. Этот шлейф вызовет разрушение машины через 14 секунд. Кроме того, были созданы специальные структурные испытания задней юбки. Во время этой программы испытаний возникла аномалия в критическом состоянии сварная шве между прижимной стойкой и обшивкой юбки. Был произведен редизайн: добавлены кронштейны усиления и фурнитура в кормовом кольце юбки.
Эти две модификации увеличили каждого SRB примерно на 450 фунтов (200 кг). Результат получил название модернизированного твердотопливного ракетного двигателя (РСРМ).
Генеральным подрядчиком по производству сегментов двигателя SRB был ATK Launch Systems (ранее Morton Thiokol Inc.) Wasatch Division, базирующаяся в Магне, Юта.
United Space Boosters Inc. (USBI), подразделение Pratt and Whitney, под управлением United Technologies, было первоначальным генеральным подрядчиком SRB по сборке, проверке и ремонту SRB для всех компонентов ракетных двигателей, кроме твердотопливных и для интеграции SRB. Они были самым долгим генеральным подрядчиком космического корабля "Шаттл", входившего в предварительную команду запуска. USBI был поглощен United Space Alliance как подразделение Solid Rocket Booster Element в 1998 году, в следующем году подразделение USBI было преобразовано в Pratt Whitney. На пике своего развития USBI насчитывала более 1500 сотрудников, работающих над ускорителями Шаттл в KSC, Флорида и Хантсвилле, Алабама.
В 1988/9 НАСА планировало заменить БРБ после Challenger новым усовершенствованным твердотопливным ракетным двигателем (ASRM), который Aerojet построен на новом объекте., спроектированный субподрядчиком RUST International на месте закрытой АЭС Tennessee Valley Authority в Йеллоу-Крик, штат Миссисипи.
ASRM будет немного шире (диаметр ускорителя будет увеличен со 146 дюймов до 150 дюймов) и будет иметь 200 000 фунтов дополнительного топлива, а также обеспечит дополнительную тягу для увеличения нагрузки шаттла примерно на 12 000 фунтов. чтобы он мог нести на МКС модули и конструктивные элементы. Ожидалось, что они будут безопаснее, чем SRB после Челленджера. Первоначальный контракт на 1,2 миллиарда долларов должен быть на 12 двигателей с опционом на еще 88, возможно, еще на 1 миллиард. Форсунки изготовит Мортон Тиокол. Первый испытательный полет ожидался примерно в 1994 году.
Программа ASRM была отменена в 1993 году после того, как было потрачено около 2 миллиардов долларов в пользу продолжения использования после исправления конструктивных недостатков. СРБ.
Для обеспечения необходимых характеристик для запуска полярно-орбитальных шаттлов со стартовой площадки SLC-6 на базе ВВС Ванденберг в Калифорнии SRB, использующие гильзы с волоконной намоткой (FWC), были спроектированы так, чтобы быть более легкими, чем стальные корпуса, используемые на SRB, запущенных Космическим центром Кеннеди. В отличие от обычных SRB, ускорители FWC имели конструкцию сочленения с двойным выступом, которые имели конструкцию к катастрофе Challenger в 1986 году, ускорители FWC имели конструкцию сочленения с двойным выступом (что необходимо для правильного выравнивания ускорителей во время движения с "резким" звуком, когда SSMEs зажигаются перед перед отрывом), но используются два уплотнительных кольца. Закрытые бустеры SLC-6 FWC были списаны ATK и NASA, но их полевые соединения, хотя и модифицированные для включения трех текущих уплотнительных колец и нагревателей шарниров, были позже (после STS-51L) включены в полевые работы. шарниры на SRB, которые использовались до последнего полета в 2011 году.
До уничтожения космического корабля «Колумбия» в 2003 году НАСА исследовало замену с использованием 4-сегментных SRB либо с 5-сегментной конструкцией SRB, либо их полная замена жидкостными усилителями "обратного хода" с использованием технологий Atlas V или Delta IV EELV. 5-сегментный SRB, который потребовал бы незначительных изменений в существующей инфраструктуре шаттла, позволил бы космическому шаттлу нести дополнительные 20 000 фунтов (9 100 кг) полезной нагрузки на орбите с наклоном Международной космической станции., исключить опасные режимы возврата к месту запуска (RTLS) и транс-океанического прерывания (TAL) и используя так называемый маневр «собачьей ноги», лететь по полярной орбите с юга на север. полеты из Космического центра Кеннеди.
Пятисегментный SRB будет использовать более широкое сечение сопла, чтобы не выходить за пределы давления сегментов корпуса.
После разрушения Колумбии НАСА отложило пятисегментный SRB для программы «Шаттл». Один пятисегментный двигатель для инженерных испытаний, ETM-03, был запущен 23 октября 2003 года.
В рамках программы Constellation, первый этап Ares I на ракете планировалось использовать пятисегментные РРБ; В сентябре 2009 года пятисегментный космический челнок SRB (DM-1) был запущен статическим выстрелом в пустынном испытательном полигоне ATK в Юте. Дополнительные испытания (DM-2 и DM-3) были проведены в августе 2010 года и сентябре 2011 года.
После отмены программы Constellation в 2011 году в новом году Space Launch System (SLS) была предназначена для использования пятисегментных бустеров. Первое испытание SRB для SLS (QM-1) было завершено в начале 2015 года, второе испытание (QM-2) было выполнено в середине 2016 года на объекте Orbital ATK, расположенном на мысе, штат Юта.
Твердотопливные ракетные ускорители космических шаттлов демонстрируются в Комплексе для посетителей Космического центра Кеннеди во Флориде, Космическом центре Стеннис в округе Хэнкок, штат Миссисипи, Космический и Ракетный центр США в Хантсвилле, Алабама, и на объекте Орбитальная АТК рядом с Мысом, Юта. Корпус ускорителя с частичной намоткой нитей демонстрируется в Музее авиации и космонавтики Пима в Тусоне, Аризона.
Прототип Ares IX запускается с LC-39B, 15:30 UTC, 28 октября 2009 г. - по состоянию на 2016 г. это единственный был полет ракеты-носителя , производной от SRB. Со временем было представлено несколько предложений по повторному использованию конструкции SRB - однако, как В 2016 году ни одно из этих предложений не было перешло на регулярные рейсы до того, как было отменено. До 2021 года, запланированного первого полета системы Space Launch System (SLS), единственный испытательный полет прототипа Ares IX в 2009 году был самым дальним из этих предложений были реализованы.
НАСА размещало повторно использовать четырехсегментную конструкцию и инфраструктуру SRB в нескольких ракетах Арес, которые вы бы были космический корабль Орион на орбиту. В 2005 году НАСА объявило о создании космической ракеты-носителя , созданной на основе шаттла, которая должна доставить исследовательский корабль Orion на низкую околоземную орбиту, а на Луну. Созданная на основе SRB Crew Launch Vehicle (CLV), названная Ares I, планировалась с одним модифицированным 4-сегментным SRB для своей первой ступени; один модифицированный главный двигатель космического шаттла, работающий на жидком топливе, мог бы привести в действие вторую ступень.
В конструкции Ares I, обновленной в 2006 году, в качестве первой ступени использовался 5-сегментный SRB (использовался для Shuttle, но никогда не использовавшийся); вторая ступень была оснащена усиленным двигателем J-2X, заимствованным от J-2, который использовался в верхней верхней ступени Saturn V и Сатурн IB. Вместо стандартной носовой части SRB, Ares I будет иметь конический межступенчатый узел, соединяющий собственно ускоритель со второй ступенью, систему управления ориентацией, полученную от системы Regulus ракеты, и более крупные и тяжелые парашюты для опускания. сцена в Атлантический океан для восстановления.
Также в 2005 году была представлена тяжелая грузовая ракета-носитель (CaLV) Ares V. Ранние конструкции Ares V использовали 5 стандартных SSME и пару 5-сегментных ускорителей, идентичных тем, которые предлагались для Shuttle, в более поздних планах ускорители были переработаны вокруг ракетного двигателя RS-68, используемой Системы Delta IV EELV. Первоначально НАСА перешло на систему, использующую 5-сегментные ускорители и группу из 5 RS-68 (что привело к расширению основного блока Ares V), НАСА перенастроило автомобиль с 6 двигателями RS-68B с Сами ускорители становятся 5,5-сегментными ускорителями с помощью дополнительный полусегмент для дополнительной тяги при взлете.
Эта последняя модификация сделала бустер Ares V более высоким и мощным, чем ныне списанный Saturn V / INT-20, N-1 и Energia ракетой, и позволил бы Ares V вывести как этап вылета на Землю, так и космический корабль Altair на низкую околоземную орбиту для новой сборки на орбите. В отличие от 5-сегментного SRB для Ares I, 5,5-сегментные бустеры для Ares V должны быть идентичны по конструкции, конструкции и функции текущим SRB, за исключением дополнительных сегментов. Как и ускорители шаттла, ускорители Ares V будут летать по идентичной траектории от запуска до приводнения.
Программа Constellation, включая Ареса I и Ареса V, была отменена в октябре 2010 года из-за принятия законопроекта о разрешении НАСА 2010 года.
Предложение DIRECT для новой ракеты-носителя, создателя на основе челнока, в отличие от ускорителей Ares I и Ares V, использует пару классических 4-сегментных SRB. с SSME, используемыми на шаттле.
В 2008 году PlanetSpace предложила ракету-носитель Athena III для полетов снабжения МКС в рамках программы COTS ; в нем было должно быть 2 ⁄ 2 сегмента из оригинальной конструкции SRB.
Сравнение Сатурн V, Спейс Шаттл, Арес I, Арес V, Арес IV, SLS Block I и SLS Block II Первые версии (блоки 1 и 1B) системы космического запуска (SLS) планируется использовать пару твердотопливных ракетных ускорителей (SRB), которые были разработаны на основе четырехсегментных SRB, используемых для Шаттл. Модификации SLS включает добавление дополнительного ускорительного сегмента новой авионики и новой изоляции, которая устраняет асбест в Shuttle SRB и на 860 кг (1900 фунтов) легче. Пятисегментные SRB примерно на 25% больше обычного, чем SRB Shuttle, и не восстанавливаются после использования.
Помеченная диаграмма SRB 
Эта статья включает материалы, являющиеся общественным достоянием с веб-сайтов или документов национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства.
 | Викискладе есть медиафайлы, связанные с твердотопливными ракетными ускорителями космических шаттлов. |
