Космический челнок сплошной ракет

Космический челнок SRB

Два космических челнока SRB на Crawler-Transporter в подготовке к запуску STS-134
Производитель	Тиокол , позже United Space Boosters Inc., Pratt & Whitney
Страна происхождения	Соединенные Штаты
Используется на	Космический челнок
Общие характеристики
Высота	149,16 футов (45,46 м)
Диаметр	12,17 футов (3,71 м)
Валовая масса	1 300 000 фунтов (590 т)
Пропеллент масса	1 100 000 фунтов (500 т)
Пустая масса	200 000 фунтов (91 т)
4-сегмент SRB
Питаться от	1
Максимальная тяга	3 300 000 фунтов
Конкретный импульс	242 секунды (2,37 км/с)
Время сжигания	123 с
Пропеллент	PBAN - APCP

Космический шаттл сплошной ракет-бустер ( SRB ) был первой твердопробранной ракетой, которая использовалась для первичной движения на транспортном средстве, используемом для человеческого космического полета . Пара из них обеспечила 85% тяги космического челнока при подъеме и в течение первых двух минут восхождения. После выгорания они были отброшены и парашюты в Атлантический океан, где они были обнаружены , осматривали, отремонтировали и использовали повторно .

Space Shuttle SRB были самыми мощными сплошными ракетными двигателями, когда -либо запускавшими людей. SRBS Space Launch System (SLS), адаптированная из шаттла, превзошла ее как самые мощные сплошные ракетные двигатели, когда -либо пролетевшие после запуска миссии Artemis 1 в 2022 году. Каждый космический челнок SRB обеспечил максимум 14,7 мн (3 300 000 фунтов ) Примерно вдвое больше, чем самый мощный Rocketdyne ракетный двигатель с жидко-протекающим жидкостью, когда-либо пролетавший, F-1 . При совокупной массе около 1180 т (1160 тонн; 1300 коротких тонн), они включали более половины массы стека челнока при Liftoff. Моторные сегменты SRB были изготовлены Тиоколом из Бригам -Сити, штат Юта , который позже был приобретен ATK . Основным подрядчиком для большинства других компонентов SRB, а также для интеграции всех компонентов и поиска отработанных SRBS была USBI, дочерняя компания Pratt & Whitney . Впоследствии этот контракт был переведен в Объединенное космическое альянс , совместное предприятие Boeing и Lockheed Martin .

Из 270 SRB, запущенных в течение программы шаттла, все, кроме четырех, были восстановлены-из STS-4 (из-за неисправности парашюта) и STS-51-L ( завершены диапазоном во время Challenger катастрофы ). Более 5000 частей было отремонтировано для повторного использования после каждого рейса. Окончательный набор SRB, который запустил STS-135, включал детали, которые летали на 59 предыдущих миссиях, включая STS-1 . Восстановление также позволило после полета осмотра бустеров, Идентификация аномалий и дополнительные улучшения дизайна.

Обзор

Статический тестовый стрельба, 1978

Отделение сплошной ракеты (SRB) во время STS-1

Два многоразовых SRB обеспечили основную тягу, чтобы снять шаттл с стартовой площадки и до высоты около 150 000 футов (28 миль; 46 км). На прокладке два SRB перенесли весь вес внешнего бака и орбитальный аппарат и передавали весовую нагрузку через свою структуру на мобильную платформу пускового средства . У каждого усилителя была подъема примерно 2 800 000 фунтов стерлингов (12 мн ) на уровне моря, увеличившись вскоре после подъема примерно до 3 300 000 фунтов (15 мн). трех основных двигателей RS-25 Они были зажжены после проверки уровня тяги . Семьдесят пять секунд после разделения SRB апоги SRB произошли на высоте приблизительно 220 000 футов (42 мили; 67 км); Затем были развернуты парашюты , а воздействие произошло в океане примерно в 122 морских милях (226 км ) вниз, после чего два SRB были извлечены. SRB помогли поднять космический челнок на высоту 28 миль (45 км) и скорость 3094 миль в час (4979 км/ч) вместе с основными двигателями.

SRBS совершил шаттл для подъема и подъема, без возможности запуска, пока оба двигателя полностью не поглотили своих пропеллентов и одновременно не были отброшены взрывными болтами с оставшейся частью транспортного средства. Только тогда можно предположить какой-либо мыслимый набор процедур запуска или последующих прерываний. Кроме того, неспособность индивидуального вывода тяги SRB или способность придерживаться разработанного профиля производительности, вероятно, не выживалась.

SRB были самыми крупными твердопрозрачными двигателями, когда-либо пролетавшими, и первыми из таких крупных ракет, предназначенных для повторного использования. Каждый составляет 149,16 футов (45,46 м) в длину и 12,17 футов (3,71 м) в диаметре. Каждый SRB весил приблизительно 1 300 000 фунтов (590 т) при запуске. Два SRB составляли около 69% от общей массы подъема. Основными пропеллентами были перхлорат аммония ( окислитель ) и атомированный алюминиевый порошок ( топливо ), а общий пропеллент для каждого твердого ракетного двигателя весил приблизительно 1 100 000 фунтов (500 т) (см. § Пропеллант ). Вес инициала каждого SRB составлял приблизительно 200 000 фунтов (91 т).

Основными элементами каждого бустера были двигатель (включая корпус, топливо, воспламенитель и сопло ), структура, системы разделения, эксплуатационные приборы полета, авионика восстановления, пиротехника , система замедления, система управления вектором тяги и систему разрушения диапазона .

В то время как термины сплошного ракетного двигателя и твердого ракетного усилителя часто используются взаимозаменяемо, в техническом использовании они имеют особые значения. Термин сплошного ракетного двигателя, применяемый к пропеллеру, корпусу, воспламенению и форсунке. Сплошная ракетная бустер, применяемый ко всей ракетной сборке, которая включала ракетный двигатель, а также парашюты для восстановления, электронные инструменты, ракеты отделения, систему безопасности диапазона и управление вектором тяги.

Каждый усилитель был прикреплен к внешнему резервуару на кормовой раме SRB двумя боковыми скобками и диагональным креплением. Передний конец каждого SRB был прикреплен к внешнему резервуару на переднем конце передней юбки SRB. На стартовой площадке каждый усилитель также был прикреплен к мобильной платформе запуска на кормовой юбке с четырьмя шпильками, которые были разорваны в Liftoff.

Бустеры состояли из семи индивидуально изготовленных стальных сегментов. Они были собраны в паре производителем, а затем отправлены в космический центр Кеннеди по железной дороге для окончательной сборки. Сегменты были фиксированы вместе с использованием застегивания по окружности Tang, Clevis и Clevis и запечатаны уплотнительными кольцами (первоначально два, измененные на три после Challenger катастрофы в 1986 году) и термостойкого замазки.

Компоненты

Диаграмма SRB

Удержанные сообщения

Каждый Solid Rocket Booster имел четыре удерживаемых сообщения, которые вписываются в соответствующие сообщения о поддержке на мобильной платформе запуска. Удерживающие шпильки содержали сообщения SRB и платформы запуска. У каждого шпилька была ореха на каждом конце, верхняя часть была безупречной гайкой . Верхняя гайка содержала две взрывные заряды, инициированные стандартными детонаторами НАСА (NSD), которые были зажжены в командах зажигания сплошного ракетного двигателя.

Когда два NSD были зажжены при каждом удерживании, сломана гайка, выпуская шпильку. Стаж отправился вниз из -за выпуска натяжения в шпильке (претендованное перед запуском), давление газа NSD и гравитацию. Шпилька была остановлена ​​стендом замедления, в которой содержался песок. Удерживающий шпилька составляла 28 дюймов (710 мм) длиной и 3,5 дюйма (89 мм) в диаметре. Безумный орех был захвачен в блаженном контейнере, установленном на кормовой юбке SRB.

Команды зажигания сплошного ракетного двигателя были выпущены компьютерами Orbiter через контроллеры Master Events для удерживаемых контроллеров пиротехнических инициаторов (PICS) на платформе мобильных пусковых механизмов . Они предоставили зажигание удерживаемым NSD. Система обработки запуска контролировала фото с удержанием SRB для низкого напряжения в течение последних 16 секунд до запуска. PIC Низкое напряжение инициирует запуск.

Электрическое распределение мощности

Распределение электрической мощности в каждом SRB состояло из основной питания шины DC Orbiter в каждом SRB через шины SRB, помеченные A, B и C. Основные шины DC A, B и C, предоставляемые основной мощностью DC шины для соответствующих шин SRB A, B и B и B и C. Кроме того, Orbiter Main DC Bus C поставлял резервную питание для автобусов SRB A и B, а Orbiter Bus B подала резервную питание для шины SRB C. Это расположение распределения электроэнергии позволило всем шинам SRB оставаться в действии в случае одного основного орбитального оператора Автобус не удался.

Номинальное рабочее напряжение составило 28 ± 4 вольт , округ Колумбия.

Гидравлические силовые единицы

На каждом SRB было два автономных, независимых гидравлических силовых единиц (HPU), которые использовались для привлечения системы управления вектором тяги (TVC). Каждый HPU состоял из вспомогательного энергетического блока (APU), модуля подачи топлива, гидравлического насоса , гидравлического резервуара и гидравлической жидкости сборки . APU заправляли гидразином и генерируемой мощностью механического вала для управления гидравлическим насосом, который давал гидравлическое давление для гидравлической системы SRB. Две отдельные HPU и две гидравлические системы были расположены на кормовой части каждого SRB между сопло SRB и юбкой AFT. Компоненты HPU были установлены на кормовой юбке между приводами камня и наклона. Две системы работали из T минус 28 секунд до отделения SRB от орбитального и внешнего резервуара. Две независимые гидравлические системы были подключены к сопло -породам и сервизаторам наклона .

Электроника контроллера HPU была расположена в интегрированных электронных сборках SRB (IEA ) На AFT внешний резервуар прикрепите кольца.

HPU и их топливные системы были выделены друг от друга. Каждый модуль подачи топлива (бак) содержал 22 фунта (10,0 кг) гидразина. Топливный бак под давлением с помощью газообразного азота при 400 фунтов на кв. Дюйм (2,8 МПа ), что дало силу для удаления (положительного исключения) топлива от резервуара до линии распределения топлива, поддерживая положительное питание топлива в APU на протяжении всей работы.

В APU топливный насос повышал давление гидразина и подал его в газовой генератор. Газогенератор каталитически разложил гидразин в горячий газ высокого давления; Двухступенчатая турбина преобразовала это в механическую мощность, управляя коробкой передач. Отходы отходов, теперь прохладный и при низком давлении, передавался обратно через корпус генератора газа, чтобы охладить его перед тем, как его сбросить за борт. Коробка передач заставила топливный насос, собственный смазочный насос и гидравлический насос HPU. Линия байпаса запуска обошла насос и питалась газовым генератором, используя давление в резервуаре азота, пока скорость APU не была такой, что давление на выходе топливного насоса превысило давление линии шума, после чего все топливо было подано на топливный насос.

Когда скорость APU достигла 100%, первичный клапан управления APU закрылся, а скорость APU контролировалась электроникой контроллера APU. Если логика основного управляющего клапана не удалась в открытое состояние, вторичный контрольный клапан принял контроль APU на скорости 112%.

Каждый HPU на SRB был подключен к обоим сервоактуторам на этом SRB с помощью переключающего клапана, который позволил гидравлической мощности распределять из любого HPU по обоим приводам, если это необходимо. Каждый HPU служил основным гидравлическим источником для одного сервоактатора и вторичным источником для другого сервоактатора. Каждый HPU обладал способностью обеспечивать гидравлическую мощность для обоих сервоактаторов в пределах 115% эксплуатационных пределов в случае, когда гидравлическое давление от других HPU должно падать ниже 2050 фунтов на квадратный дюйм (14,1 МПа). Контакт переключателя на переключающем клапане закрыт, когда клапан находился в вторичном положении. Когда клапан был закрыт, сигнал был отправлен на контроллер APU, который ингибировал 100% логику управления скоростью APU и позволил 112% логику управления скоростью APU. 100-процентная скорость APU позволила одному APU/HPU для обеспечения достаточного рабочего гидравлического давления обоим сервоактуторам этого SRB.

Скорость APU 100% соответствовала 72 000 об / мин, от 110% до 79 200 об / мин и 112% до 80 640 об / мин.

Скорость гидравлического насоса составляла 3600 об / мин и поставляется гидравлическое давление 3,050 ± 50 фунтов на квадратный дюйм (21,03 ± 0,34 МПа). высокого давления Клапан снятия обеспечивал защиту избыточного давления для гидравлической системы и облегчается на уровне 3750 фунтов на квадратный дюйм (25,9 МПа).

APUS/HPU и гидравлические системы были повторно используются для 20 миссий.

Управление вектором тяги

Дополнительная информация: векторинг тяги

Каждый SRB имел два гидравлических сервоанта- армбала , чтобы переместить сопло вверх/вниз и вниз и сторону в сторону. Это обеспечило векторинг тяги , чтобы помочь управлять транспортным средством во всех трех осях (рулон, высота и рыскание).

Часть управления вектором подъездной тяги системы управления полетом направила тягу трех шаттских основных двигателей и двух форсунок SRB для управления отношением трансфер и траектории во время подъема и подъема. Команды из системы наведения были переданы в драйверы управления вектором (ATVC), которые передавали сигналы, пропорциональные командам каждому сервоактуатору основных двигателей и SRB. Четыре независимых канала системы управления полетом и четыре канала ATVC управляли шестью основными двигателями и четырьмя драйверами ATVC SRB, причем каждый драйвер управлял одним гидравлическим портом на каждом основном и сервоактуаторе SRB.

Каждый сервоактатор SRB состоял из четырех независимых двухэтапных сервовальфов, которые получали сигналы от водителей. Каждая сервисная вещество управляла одной мощной катушкой в ​​каждом приводе, который расположил оперативную память привода и сопло для управления направлением тяги.

Четыре сервалфара, работающие каждый привод, предоставили силовое расположение большинства голосов, чтобы позиционировать катушку силовой катушки. С четырьмя идентичными командами к четырем сервовальпам действие привода-сумута предотвратило, как мгновенно предотвратило один ошибочный вход, влияющий на движение Power RAM. Если зондирование дифференциального давления обнаружит ошибочный вход, сохраняющийся в течение заранее определенного времени, будет выбран изолирующий клапан, полностью исключая его из силовой суммы. Для каждого канала были предусмотрены мониторы сбоев, чтобы указать, какой канал был обойден, а изоляционный клапан на каждом канале может быть сброшен.

Каждая оперативная память привода была оснащена преобразователями для обратной связи положения в систему управления вектором тяги. Внутри каждого сервоактуального оперативной памяти была сбросная нагрузка на нагрузку, чтобы смягчить сопло при брызгах воды и предотвратить повреждение гибкого подшипника сопла.

Оценка гироскопии

Каждый SRB содержал три гироскопии (RGAS), с каждым RGA, содержащим один шаг и один гироскоп. Они обеспечивали выходной сигнал, пропорциональный угловым скоростям, касающимися осях высоты и оси рыскания на орбитальные компьютеры и системы навигации, навигации и управления во время полета первой ступени в сочетании с гироскопами с скоростью рулона орбитатора до разделения SRB. При разделении SRB было сделано переключение от RGAS SRB в RGA ORBITER.

Ставки RGA SRB, передаваемые через мультиплексоры/демольтиплекторы Orbit Blight Orbit в GPC Orbiter. Затем показатели RGA были отобраны в среднем значении в управлении резервированием, чтобы предоставить пользовательскому программному обеспечению. RGA были разработаны для 20 миссий.

Сегментные случаи

Изготовлен из высокопрочной высокопрочной сплавной стали толщиной 2 см .

Пропеллент

Разделы SRB, заполненного топлива, подключенным к делу STS-134

Смесь ракетного топлива в каждом твердом ракетном двигателе, состоящей из перхлората аммония ( окислитель , 69,6%по весу), атомизированный алюминиевый порошок ( топливо , 16%), оксид железа ( катализатор , 0,4%), PBAN (переплетение, также действует как топливо, и топливо, 12,04%) и эпоксидный отвердие (1,96%). Этот пропеллент обычно называют композитным пропеллентом перхлората аммония (APCP). Эта смесь дала твердым ракетным двигателям удельный импульс в 242 секунды (2,37 км/с) на уровне моря или 268 секунд (2,63 км/с) в вакууме. После зажигания двигатель сжег топливо при номинальном давлении камеры 906,8 фунтов на квадратный дюйм (6,252 МПа).

Алюминий был выбран в качестве топлива из -за высокой объемной плотности энергии и его устойчивости к случайному зажиганию. Алюминий имеет определенную плотность энергии около 31,0 МДж/кг .

У Popellant была 11-аккуратная перфорация в форме звезды в сегменте переднего двигателя и перфорацию с двойным укусочным конусом в каждом из кормовых сегментов и кормового закрытия. Эта конфигурация обеспечила высокую тягу при зажигании, а затем уменьшила тягу примерно на треть 50 секунд после съемки, чтобы избежать перегрузки транспортного средства во время максимального динамического давления (макс. Q).

Функция

Уровень уровня SRB, данные STS-107

Зажигание

Зажигание SRB может возникнуть только тогда, когда был удален ручной штифт с каждого SRB Safe и Arm Gevice. Наземная команда удаляет булавку во время предварительных мероприятий. В T -5: 00 устройство SRB Safe и Arm повернуто в положение руки. Команды зажигания сплошного ракетного двигателя выпускаются, когда три основных двигателя космического челнока (SSME) находятся на уровне или выше 90% номинальной тяги, не сбои SSME и/или SRB -зажигания пиротехнического контроллера инициатора (PIC). удерживается из системы обработки запуска (LPS).

Команды зажигания сплошного ракетного двигателя отправляются компьютерами Orbiter через контроллеры главных событий (MEC) на стандартные детонаторы NASA Safe и ARM NASA (NSD) в каждом SRB. Одноканальное устройство разряда конденсатора PIC управляет стрельбой каждого пиротехнического устройства. Три сигнала должны присутствовать одновременно, чтобы PIC генерировал выходной вывод пиро. Эти сигналы, ARM, Fire 1 и Fire 2, возникают в компьютерах общего назначения орбитальных операций (GPC) и передаются на MEC. MEC переформатируют их на 28 Volt DC сигналов для фотографий. Сигнал ARM заряжает конденсатор PIC до 40 вольт DC (минимум 20 вольт DC).

Последовательность запуска GPC также контролирует определенные критические клапаны основной движительной системы и отслеживает подготовленные показания двигателя от SSME. Команды запуска MPS выпускаются встроенными компьютерами через T -6,6 секунды (шахматный старт -двигатель третий, двигатель второй, двигатель один все примерно в пределах 0,25 секунды), а последовательность контролирует наращивание тяги каждого двигателя. Все три SSME должны достичь требуемого 90% тяги в течение трех секунд; В противном случае, упорядоченное отключение, приказано, и инициируются функции Safing.

Нормальное накопление тяги до требуемого уровня тяги на 90% приведет к тому, что SSME будут приказано в подъемном положении за 3 секунды, а также команду Fire 1 выпускается для вооружения SRB. Через T -3 секунды режимы нагрузки на основание базы транспортных средств разрешают инициализировать (называемое «Twang», движение приблизительно 25,5 дюймов (650 мм) измерено на кончике внешнего бака, с движением к внешнему резервуару) Полем

Команды Fire 2 заставляют избыточные NSD с стрельбой через тонкую барьерную герметику вниз по туннелю. Это зажигает пиро. Booster заряд, который сохраняется в устройстве Safe и Arm за перфорированной тарелкой. Бустерная заряд зажигает пропеллент в инициаторе воспламенителя; и продукты сжигания этого пропеллента зажигают инициатор сплошного ракетного двигателя, который запускает всю вертикальную длину твердого ракетного двигателя, зажигая сплошной ракетный двигатель мгновенно вдоль всей площади поверхности.

В T -0 два SRB зажигаются под командованием четырех встроенных компьютеров; разделение четырех взрывных болтов Инициируется на каждом SRB; Два пупок T-0 (по одному на каждой стороне космического корабля) втянуты; Встроенные магистерские синхронизации, таймер событий и таймеры событий миссии запускаются; Три SSME на 100%; и последовательность запуска земли прекращена.

Поднять и подняться

Ссылка на время зажигания в зажигании имеет решающее значение для успешного полет с подъемом и подъема. Взрывные болты облегчают (посредством поддержки запуска пьедесталов и конструкции накладки) динамические нагрузки асимметричных транспортных средств, вызванные зажиганием SSME и наращиванием тяги, и приложенные нагрузки с подшипником тяги. Без затягивающих болтов SSME насильственно зарегистрировали бы стек полета (Orbiter, внешний бак, SRBS) на внешний бак. Этот вращающийся момент изначально возражает удерживающими болтами. Перед выпуском стека транспортных средств для подъема SRBS должен одновременно зажигать и подчеркивать свои камеры сгорания и выхлопные форсунки, чтобы создать протекающий момент, полученный на тяге, точно такой же, как и вращающийся момент SSME. С SRB, достигающими полного тяги, раздуты болты с удерживанием, выпуская стек транспортных средств, сетевой вращающийся момент равен нулю, а тяга чистого транспортных через скоординированные Вторные движения SSME и SRB выхлопных форсунок.

Во время подъема несколько осевых акселерометров обнаруживают и сообщают о полете и ориентации транспортного средства (ссылка на летной палубу на борту орбитального аппарата), так как эталонные компьютеры перевода переводят навигационные команды (направляя на определенную путевую точку в космосе и в определенное время) в Двигатель и моторные форсунки, которые ориентируют автомобиль вокруг своего центра масс. Поскольку силы на изменение транспортного средства из -за потребления топлива, увеличения скорости, изменений в аэродинамическом сопротивлении и других факторов, транспортное средство автоматически регулирует свою ориентацию в ответ на свои входы динамического управления.

Разделение

SRB сброшены от космического челнока на высоте около 146 000 футов (45 км). Разделение SRB инициируется, когда три преобразователя давления моторной камеры с твердым ростом обрабатываются в выборе средней стоимости избыточности, а давление в камере Head Camber обоих SRB меньше или равно 50 фунтов на квадратный дюйм (340 кПа). Резервный сигнал - это время, прошедшее от зажигания бустера. Последовательность разделения инициируется, приводимой в состав управления вектором тяги к нулевой положению и вкладывает основную двигательную систему в конфигурацию второй стадии (0,8 секунды от инициализации последовательности), что обеспечивает тягу каждого SRB менее 100 000 фунтов (440 кН). Орбитальное отношение к рысканию проводится в течение четырех секунд, а упор SRB падает до менее чем 60 000 фунтов (270 кН).

SRBS отделяется от внешнего бака в пределах 30 миллисекунд от команды обжига боеприпасов. Передняя точка прикрепления состоит из шарика (SRB) и гнезда (внешний бак; et), скрепленный одним болтом. Болт содержит один картридж давления NSD на каждом конце. В точке прямого прикрепления также есть проводка поперечного ремня безопасности диапазона, соединяющая каждую систему безопасности диапазона SRB (RSS) и ET RSS друг с другом. Точки прикрепления AFT состоят из трех отдельных стойков: верхняя, диагональная и нижняя. Каждая стойка содержит один болт с картриджем на давление NSD на каждом конце. Верхняя стойка также несет пупочный интерфейс между его SRB и внешним баком и на орбитальном аппарате.

есть четыре двигателя разлуки На каждом конце каждого SRB (BSM) (BSM). BSMS отделяет SRB от внешнего бака. Сплошные ракетные двигатели в каждом кластере из четырех воспламеняются избыточными картриджами давления NSD в избыточные замедленные взорные предохранительные коллекторы. Команды разделения, выпущенные с орбитального отверстия последовательности разделения SRB, инициируют избыточный картридж давления NSD в каждом болте и зажигают BSM, чтобы осуществить чистое разделение.

Система безопасности диапазона

Система безопасности диапазона (RSS) предусматривает уничтожение ракеты или ее части с помощью взрывчатых веществ с помощью отдаленной команды, если ракета вышла из-под контроля, чтобы ограничить опасность людям на земле от разбитых кусочков, взрывов, Огонь, ядовитые вещества Д. . т и

В транспортном средстве было два RSS, по одному в каждом SRB. Оба были способны получать два командных сообщения (ARM и FIRE), передаваемых с наземной станции. RSS использовался только тогда, когда транспортное средство для транспортного средства нарушает красную линию запуска.

RSS состоит из двух антенных муфт, командных приемников/декодеров, двойного дистрибьютора, безопасного и ARM-устройства с двумя стандартными детонаторами NASA (NSD), двумя ограниченными разъемами предохранителей (CDF), семью сборками CDF и один заряд линейной формы (в форме линейной формы (в формате линейной формы (в форме линейной формы (в формате линейной формы (CDF), заряд линейной формы (CDF), один заряд в форме линейной формы (CDF) и один заряд в форме линейной формы (CDF) и один заряд в форме линейной формы (CDF) и один заряд в форме линейной формы (CDF) и один заряд в форме линейной формы LSC).

Антенные муфты обеспечивают надлежащий импеданс для радиочастотных и наземных команд оборудования поддержки. Приемники команд настроены на частоты команд RSS и предоставляют входной сигнал дистрибьюторам при отправке команды RSS. Командные декодеры используют кодовую подключение, чтобы предотвратить любой сигнал команды, кроме правильного сигнала команды, не попасть в дистрибьюторы. Дистрибьюторы содержат логику для обеспечения допустимых команд Destruct для Pyrotechnics RSS.

NSD обеспечивают искру, чтобы зажечь CDF, который, в свою очередь, зажигает LSC для разрушения бустера. Устройство Safe и ARM обеспечивает механическую изоляцию между NSD и CDF до запуска и во время последовательности разделения SRB.

Первое сообщение, называемое ARM, позволяет встроенной логике включать разрушение и освещает свет на панели дисплея и управления полетой на командире и пилотной станции. Второе переданное сообщение - это команда огня.

Дистрибьюторы SRB в SRB скрещены вместе. Таким образом, если один SRB получил сигнал руки или разрушения, сигнал также будет отправлен в другой SRB.

Электрическая мощность от батареи RSS в каждом SRB направлена ​​в систему RSS A. Аккумулятор восстановления в каждом SRB используется для питания системы B RSS, а также системы восстановления в SRB. SRB RSS включается во время разделения, и система восстановления SRB оснащена.

Спуск и выздоровление

Брызг правой руки SRB с запуска STS-124 .

SRBs сброшены из системы трансфер через 2 минуты, а высота около 146 000 футов (45 км). Продолжая подняться примерно до 220 000 футов (67 км), SRBs начинают падать на землю, и после того, как парашютная система замедляется в более плотной атмосфере, чтобы предотвратить повреждение воздействия на океан. Команда отправляется с орбитального отверстия в SRB непосредственно перед разделением, чтобы применить питание от батареи к логической сети восстановления. Второе, одновременное командование возглавляет три носовых перевозчика (для развертывания парашюта пилота и дроги ), детонатор кольца Frustum (для развертывания основного парашюта) и основной парашют отключения боеприпаса.

Последовательность восстановления начинается с работы высокоэффективного баросвича , которая запускает пиротехнические носовые двигатели. Это выбрасывает носовую крышку, которая развертывает парашют пилота . Разделение крышки носа происходит на номинальной высоте 15 704 футов (4787 м), примерно через 218 секунд после разделения SRB. Коническая ленточная ленточная лента диаметром 11,5 футов (3,5 м) обеспечивает силу для вытягивания шнурков, прикрепленных к ножам, которые разрезают петлю, закрепляющие ремни удержания дроги . Это позволяет пилотному желобу вытащить пакет Droge из SRB, в результате чего линии подвески Droge развертываются с их сохраненной позиции. При полном расширении линий подвески двенадцати 105 футов (32 м) мешок для развертывания дроги урезан от навеса, а коническая лента диаметром 54 фута (16 м) коническая лента накапливается в его исходном рифовом состоянии. Droge не разворачивается дважды после указанных временных задержек (используя избыточные 7- и 12-секундные рефинирующие линии), а также переориентирует/стабилизирует SRB для развертывания основного желоба. Парашют Droge имеет проектную нагрузку приблизительно 315 000 фунтов (143 т) и весит приблизительно 1200 фунтов (540 кг).

Сплошные ракетные усилители, отброшенные от космического челнока открытия после запуска STS-116 , плавающего в Атлантическом океане примерно в 150 милях к северо-востоку от мыса Канаверал . По этому случаю бустеры приземлились на несколько миль друг от друга, но на ночь ветры и течения дрейфовали в том же месте

После того, как желоб-пайт стабилизировал SRB в первой степени хвоста, Frustum отделяется от передней юбки пиротехническим зарядом, вызванным низкоэтажным Baroswitch на номинальной высоте 5500 футов (1700 м) около 243 секунды после SRB. разделение. Фрустюм затем отстраняется от SRB от Droge Plate. Основные линии подвески с желобами вытягиваются из мешков развертывания, которые остаются в фрукторе. При полном расширении линий, длительных 203 фута (62 м), три основных желоба вытягиваются из их мешков развертывания и накапливаются в их первое состояние рифа. Прашют Frustum и Droge продолжаются на отдельной траектории к всплеску. После указанных временных задержек (с использованием избыточных 10- и 17-секундных рефимирующих линейных резинок) основные линии рифы с желобами разрезаются, а желобы раздаются во второй риф и полные открытые конфигурации. Основной кластер с желобами замедляет SRB к терминальным условиям. Каждый из диаметром 136 футов (41 м), 20 ° конических парашютов ленты имеет проектную нагрузку приблизительно 195 000 фунтов (88 т), и каждый весит приблизительно 2180 фунтов (990 кг). Эти парашюты являются самыми большими, которые когда -либо использовались, как в развернутом размере, так и в массе нагрузки. Расширение сопла RSRM отрезано пиротехническим зарядом примерно через 20 секунд после разделения фруктовой.

Воздействие воды происходит примерно через 279 секунд после разделения SRB с номинальной скоростью 76 футов в секунду (23 м/с). Диапазон воздействия воды составляет приблизительно 130 нм (240 км) от восточного побережья Флориды . Поскольку парашюты обеспечивают удар с насадкой, воздух пойман в пустого (сгоревшего) двигательного корпуса, в результате чего бустер плавает с прямым концом примерно 30 футов (9 м) из воды.

Сплошная ракетная бустер миссии STS-131 , которую восстанавливают и транспортируются в Кейп Канаверал звездой MV Freedom .

Раньше основные желоба были выпущены из SRB при ударе с использованием системы боеприпасов гайки с высвобождением парашюта (остаточные нагрузки в основных желобах будут развернуть фитинги прикрепления парашюта с поплавками, привязанными к каждой подгонке). Текущая конструкция сохраняет основные желоба, прикрепленные во время воздействия воды (начальное воздействие и пощечину). Устройства, активированные соленой водой (SWAR), теперь включаются в основные линии подъема желоба, чтобы упростить усилия по восстановлению и уменьшить повреждение SRB. Сумка для развертывания/пилотных парашютов Droge, парашюты дроги и фруктовые пластины, каждый основной желоб, а SRB - плавучие и восстанавливаются.

Специально оснащенные корабли НАСА , MV Freedom Star и MV Liberty Star , восстанавливают аппаратное обеспечение SRB и спуск/восстановление. После того, как бустеры расположены, заглушка Diver, управляемая (DOP), маневрируется дайверами, чтобы подключить сопло SRB и слить воду из моторного корпуса. Выкачивание воздуха и воды из SRB заставляет SRB переходить от плавающего положения с носом в горизонтальное отношение, более подходящее для буксировки. Затем поисковые суда буксируют бустеры и другие предметы, восстановленные обратно в космический центр Кеннеди .

претендента Бедствие

Основная статья: Космический челнок -катастроф

Камера захватывает серый дым, излучаемый из правого SRB на космическом шаттле Challenger сразу после бустера зажигания в начале злополучного STS-51-L .

Потеря космического шаттла Challenger возникла с помощью системы одного из его SRB. Причина аварии была обнаружена Комиссией Роджерса как «неисправная конструкция, недопустимо чувствительную к ряду факторов» суставов SRB, усугубленных необычайно холодной погодой в утро после полета. Конструкция полевого соединения была ошибочна, с изгибом суставов во время запуска компрометации уплотнения больших резиновых уплотнительных колец и позволяла им выдать дальше в соединение и взрываться, когда горячие выхлопные газы проходили во время прошлых запусков. Кроме того, уплотнительные кольца не были устойчивыми при низких температурах, как у утра аварии в январе 1986 года (36 ° F; 2,2 ° C). Холодный соединительный соединение в правом SRB не удалось при запуске и позволил горячим газам изнутри этой ракетной усилителя протянуть отверстие в соседнем главном внешнем топливном баке, а также ослабить нижнюю стойку, удерживающую SRB на внешний бак. Утечка в суставах SRB вызвала в конечном итоге катастрофическую недостаточность нижней стойки и частичную отряд SRB, что привело к столкновению между SRB и внешним баком. С уничтожением внешнего бака и стеком трансфера, движущейся со скоростью Маха   1,92 на уровне 46 000 футов (14 км), поднялся вне оси правым SRB, а также коллапс резервуара, Challenger распадается. Оба SRB пережили аварию. Незадолго до катастрофы инженеры, представляющие тиокол, рекомендовали очищать запуск из -за холодных температур, но были переопределены менеджерами НАСА.

Во время последующего простоя подробные структурные анализы были выполнены на критических структурных элементах SRB. Анализы были в основном сосредоточены на областях, где были отмечены аномалии во время осмотра пост -полета на извлеченного оборудования.

Одной из областей было кольцо прикрепления, где SRB подключены к внешнему баку. Области дистресса были отмечены в некоторых крепежах, где кольцо прикрепляется к корпусу двигателя SRB. Эта ситуация была связана с высокими нагрузками, встречающимися во время воздействия воды. Чтобы исправить ситуацию и обеспечить более высокую силу во время восхождения, кольцо прикрепления было перепроектировано для полного окружения моторного корпуса (360 °). Ранее кольцо прикрепления образовывало форму «C» и окружало корпус двигателя всего 270 °.

Правый SRB показывает аномальный шлейф в T+58,788 секунды. Этот шлейф вызвал бы разрыв автомобиля через 14 секунд.

Кроме того, специальные структурные тесты проводились на кормовой юбке. Во время этой программы испытаний аномалия произошла в критическом сварке между удерживаемой стойкой и кожей юбки. Был реализован редизайн, чтобы добавить подкрепляющие кронштейны и фитинги в кормовой кольцо юбки.

Эти две модификации добавили приблизительно 450 фунтов (200 кг) к весу каждого SRB. Результат называется переработанным твердым ракетным двигателем (RSRM).

Строительство и доставка

Основным подрядчиком для производства сегментов моторных сегментов SRB были системы запуска ATK (ранее Morton Thiokol Inc.), базирующаяся в Магне, штат Юта .

United Space Boosters Inc. (USBI), подразделение Pratt & Whitney, в рамках United Technologies, был первоначальным подрядчиком SRB Prime для сборки, пособия и реконструкции SRB для всех компонентов, не содержащих, и для интеграции SRB. Они были самым продолжительным подрядчиком для космического челнока, который был частью оригинальной команды запуска. USBI был поглощен United Space Alliance в качестве подразделения Solid Rocket Booster Element в 1998 году, а дивизия USBI была расформирована в Pratt & Whitney в следующем году. На своем пике у USBI было более 1500 человек, работающих над бустерами шаттла в KSC, FL и Huntsville, штат Алабама.

Компоненты SRB были доставлены из штата Юта в космический центр Кеннеди во Флориде через Rail, более двенадцать дней, охватывающих 2000 миль (3200 км) и восемь штатов. Каждый сегмент и его построенный железнодорожный автомобиль весили около 300 000 фунтов (140 000 кг). Автомобили, несущие SRBS, были разделены пустыми автомобилями, чтобы распределить груз по мостам и эстакадам, особенно мост через индийскую реку, последний мост в путешествии поезда. После выздоровления, потраченные сегменты были загружены на те же самые железнодорожные машины и вернулись в Юту для ремонта и заправки.

Инцидент

штат Алабама, грузовой поезд, несущий сегменты твердых ракетных бустеров космического челнока, сорвались в , штат Алабама 2 мая 2007 года в Миртвуде, Миртвуд . Поезд перевозил восемь сегментов SRB, предназначенных для STS-120 и STS-122. Четыре сегмента упали примерно на 10 футов (3,0 м). Четыре других сегмента вместе с автомобилем, несущим кормовые выходные конусы (сопла), еще не на эстакаде, оставались на твердой земле. Сегменты, которые упали с эстакады, были найдены и вернулись в Юту для проверки. После анализа сил, введенных на оставшиеся четыре сегмента, которые не упали, были обнаружены, что они находятся в пределах допусков, эти сегменты продолжались во Флориду.

Обновление проектов не введено в эксплуатацию

Проект Advanced Solid Rocket Motor (ASRM) (1988–1993)

В 1988–1989 гг. НАСА планировало заменить пост- претендент -SRBS новым передовым твердым ракетным двигателем (ASRM), который будет построен Aerojet на новом объекте, разработанном субподрядчиком, Rust International, на месте отмененной Управления долины Теннесси атомной электростанции , в желтом ручье, штат Миссисипи ( Yellow Creek Audlear ).

ASRM будет немного шире (диаметр бустера будет увеличен с 146 дюймов до 150 дюймов) и иметь 200 000 фунтов дополнительного пропеллента, и принесли дополнительную тягу, чтобы увеличить полезную нагрузку на шаттле примерно на 12 000   фунтов,, так что он мог нести модули и строительные компоненты на МКС. Ожидалось, что они будут безопаснее, чем пост- претендент SRBS. Первоначальный   контракт в размере 1,2 млрд. Долл. США должен был быть на 12 двигателей, с опцией еще 88, возможно, еще 1   млрд. Долл. США. Мортон Тиокол ​​построил бы форсунки. Первый тестовый рейс ожидался в 1994 году.

Программа ASRM была отменена в 1993 году После того, как роботизированные системы сборки и компьютеры были на месте и потрачены приблизительно 2 миллиарда долларов, в пользу дальнейшего использования SRB после разработки недостатков.

Фаютные случаи

Чтобы обеспечить необходимую производительность для запуска шаттлов с полярным орбитанием от SLC-6 стартовой площадки на базе ВВС в Ванденберге в Калифорнии , SRBS с использованием для нити чехлов (FWC) были разработаны, чтобы быть более легкими, чем стальные чехлы, используемые на Кеннеди Космический центр, запущенный SRBS. В отличие от обычных SRBS, у которых был ошибочный поля совместного дизайна, который привел к катастрофе Challenger в 1986 году, у стихийных упильчиков FWC была совместная конструкция «Double Tang» (необходимый для надлежащего поддержания усилителей при выравнивании во время движения «Twang», когда SSMES зажигаются до подъема), но использовали два уплотнительных уплотнения. С закрытием SLC-6 бустеры FWC были отменены ATK и NASA, но их полевые соединения, хотя и модифицированные для включения текущих трех уплотнительных кольцевых уплотнений и совместных обогревателей, были позже (после STS-51L) включены в поле Суставы на SRB использовались до последнего рейса в 2011 году.

Пятисегментный усилитель

До разрушения космического челнока Колумбия в 2003 году НАСА исследовала замену текущих 4-сегментных SRBS либо 5-сегментной конструкции SRB, либо заменив их вообще на бустеры с жидко жидко - EELV Technologies. 5-сегмент SRB, который потребовал бы небольших изменений в текущей инфраструктуре шаттла, позволил бы космическому шаттлу понести дополнительные 20 000 фунтов (9 100 кг) полезной нагрузки на орбите международной космической станции , исключите опасную прибыль- Режимы для сайта (RTLS) и транс-океанского прерывания (TAL) и, используя так называемый маневер для собак-ног, летайте на юге-северо-северо-северо-северо-северо-северо-северо-северо-северо-северо-северо-северо-сантиметре из космического центра Кеннеди.

Пятисегментный SRB будет использовать более широкое горло для насадки, чтобы удерживать предел давления существующих оболочек сегмента.

После разрушения Колумбии НАСА отложило пятисегментный SRB для программы шаттла. Один пятисегментный инженерный тестовый двигатель, ETM-03, был уволен 23 октября 2003 года.

В рамках программы «Созвездие» первая стадия ракеты Ares I планировала использовать SRBS с пятью сегментами; В сентябре 2009 года пятисегенный космический челнок SRB (DM-1) был статичным на земле в зоне тестирования пустыни ATK в Юте. Дополнительные тесты (DM-2 и DM-3) были проведены в августе 2010 года и сентября 2011 года.

После того, как программа «Созвездия» была отменена в 2011 году, новая система запуска космического пространства (SLS) была назначена для использования пятисегенных усилителей. Первое испытание SRB для SLS (QM-1) было завершено в начале 2015 года, второй тест (QM-2) был проведен в середине 2016 года в Promontory Orbital ATK в Юте.

Дисплеи

Космический челнок Solid Rocket Boosters выставлены в комплексе посетителей Космического центра Кеннеди во Флориде, в Космическом центре Stennis в округе Хэнкок, штат Миссисипи, Космический и ракетный центр Соединенных Штатов в Хантсвилле, штат Алабама, мартовский музей воздушного воздуха в марте в Калифорнии в Калифорнии в Калифорнии в Хантсвилле, штат Алабама. В и на Orbital ATK объекте возле Promontory, штат Юта . Частичный корпус-бустер-нити выставлен в музее Pima Air & Space в Тусоне, штат Аризона .

Текущее, будущее и предлагаемое использование

Прототип ARES IX запускается от LC-39B, 15:30 UTC, 28 октября 2009 года-это было по состоянию на октябрь 2022 года, единственный полет стартового транспортного средства, полученный из SRB.

Со временем было представлено несколько предложений по повторному использованию дизайна SRB - однако, по состоянию на 2016 год ни одно из этих предложений не перешло на регулярные рейсы до отмены. До первого испытательного полета в 2022 году пролета системы запуска космического пространства (SLS), единственным испытательным полетом прототипа ARES IX в 2009 году был самым дальним из этих предложений.

Арес

Первоначально НАСА планировало повторно использовать четырехсегмент SRB-дизайн и инфраструктуру в нескольких ракетах Ares, которые привели бы космос Orion на орбиту. В 2005 году НАСА объявило, что равенский автомобиль, полученный из шаттла, должен перенести транспортное средство для разведки Orion Crew на низкоземную орбиту, а затем на Луну. Запланированная экипаж, полученная из SRB (CLV), названный Ares I , был запланирован на один модифицированный 4-сегмент SRB для первого этапа; Один модифицированный модифицированный жидкий космический шаттл основной двигатель включил бы второй этап.

Дизайн Ares I, обновленная в 2006 году, показал один 5-сегмент SRB (первоначально разработанной для шаттла, но никогда не использовался) в качестве первого этапа; Второй этап был оснащен поднятым двигателем J-2X , полученным от J-2 , который использовался на верхней стадии Saturn V и Saturn IB . Вместо стандартного srb nosecone, ares, я имею коническую межгосударственную сборку, соединяющую собственную бустер со вторым этапом, системой управления отношением, полученной из ракетной системы Регулуса , и более крупные, более тяжелые парашюты, чтобы опустить сцену в Атлантический океан для восстановления.

Также введено в 2005 году, был тяжелый грузовой эпох (CALV) под названием Ares V. Ранние конструкции ARES V использовали 5 стандартных производственных SSME и пару 5-сегментных бустеров, идентичных тем, которые предложены для шаттла, в то время как более поздние планы перепроектировали бустеры вокруг ракетного двигателя RS-68 , используемого в системе EELV Delta IV. Первоначально НАСА переключилось на систему, используя 5-сегментные бустеры и кластер из 5 RS-68 (что привело к расширению основного блока ARES V), затем НАСА реконфигурировало транспортное средство с помощью 6 RS-68B, с Сами бустеры становятся 5,5 сегментными бустерами, с дополнительным полусегментом, чтобы обеспечить дополнительную тягу при Liftoff.

Этот последний редизайн сделал бы бустер Ares v более высоким и более мощным, чем сейчас убыточный Saturn V/Int-20, N-1 и Energia Rockets, и позволил бы ARES V разместить как этап отъезда Земли , так и Altair космический корабль на низкоземную орбиту для последующей сборки на орбите. В отличие от 5-сегмента SRB для ARES I, 5,5-сегментные усилители для ARES V должны были быть идентичными по проектированию, конструкции и функционированию для текущих SRB, за исключением дополнительных сегментов. Подобно бустерам шаттла, бустеры Ares V пролетают почти идентичная траектория полета от запуска до Splashdown.

Программа Constellation, включая Ares I и Ares V, была отменена в октябре 2010 года при принятии законопроекта о разрешении НАСА 2010 года.

ПРЯМОЙ

Прямое . предложение о новом ракурсе, полученном из шаттла, в отличие от Ares I и Ares V Boosters, использует пару классических 4-сегментных SRB с SSME, используемыми на шаттле

Афина III

В 2008 году Planetspace предложила Athena III искаги для переездов на МКС в рамках программы COTS ; это было бы показано 2 + 1 ⁄ 2 сегменты из оригинального дизайна SRB.

Система запуска космического пространства (SLS)

Система космического запуска SRB

Две системы космического запуска SRBS, запускающую миссию Artemis 1 To Space
Производитель	Тиокол , позже United Space Boosters Inc., Pratt & Whitney , Нортроп Грумман
Страна происхождения	Соединенные Штаты
Используется на	Космическая система запуска
Общие характеристики
Высота	177 футов (54 м)
Диаметр	12,17 футов (3,71 м)
Валовая масса	1 600 000 фунтов (730 т)
Пропеллент масса	1 400 000 фунтов (640 т)
Пустая масса	200 000 фунтов (91 т)
5-сегмент SRB
Питаться от	1
Максимальная тяга	3 280 000 фунтов
Конкретный импульс	269 ​​секунд (2,64 км/с)
Время сжигания	126 с
Пропеллент	PBAN - APCP

Сравнение Saturn V, Space Thettle, Ares I, Ares V, Ares IV, Block I и SLS Block II

Основная статья: система запуска космического пространства

Первые версии (блоки 1 и 1B) системы запуска пространства (SLS) планируется использовать пару пятисегенных твердых ракетных бустеров (SRBS), которые были разработаны из четырех сегмента SRB, используемых для трансфера. Модификации для SLS включали добавление центрального бустера -сегмента, новую авионику и новую изоляцию, которая устраняет асбест шаттла SRB и составляет 860 кг (1900 фунтов). Пять сегмента SRB обеспечивают примерно на 25% больше общего импульса, чем шаттл SRB, и не восстанавливаются после использования.

Помеченная диаграмма

Помеченная диаграмма SRB

Смотрите также

• Сплошная ракетная бустер
• Pepcon катастрофа
• Изученные вариации и производные космического челнока

Ссылки

Эта статья включает в себя материалы общественного достояния с веб -сайтов или документов Национальной авиационной и космической администрации .

Внешние ссылки

• Технический отчет НАСА 19720007149 Происхождение трансфера SRB, инженерное исследование для НАСА 1971, том 1, Сводка
• Технический отчет НАСА 19720015135 Происхождение трансфера SRB, инженерное исследование для НАСА 1971, том 2, Технический отчет
• «Сплошные ракетные бустеры» . НАСА. Архивировано из оригинала 16 февраля 2012 года . Получено 26 октября 2007 года .
• Сплошная ракетная разлука видео
• Страница Liberty Star и Freedom Star Bio Page
• Коллекция Кэри Ратленд, Университет Алабамы в архивах Хантсвилла и специальные коллекции Файлы Кэри Ратленда, заместителя программы SRB после Challenger катастрофы
• Историческая американская инженерная запись (Haer) № TX-116-K, « Космическая транспортная система, Solid Rocket Boosters, Lyndon B. Johnson Space Center, 2101 NASA Parkway, Хьюстон, округ Харрис, Техас », 32 фотографии, 3 измеренные рисунки, 8 страниц подписи фотографий