Твердотопливный ракетный ускоритель космического корабля «Шаттл» ( SRB ) был первой твердотопливной ракетой , которая использовалась в качестве основного двигателя на корабле, используемом для пилотируемых космических полетов . [1] Пара из них обеспечивала 85% тяги космического корабля « Шаттл» при старте и в течение первых двух минут подъёма. После выгорания их выбросили за борт и сбросили с парашютом в Атлантический океан, где они были восстановлены , исследованы, отремонтированы и использованы повторно .
SRB космического корабля "Шаттл" были самыми мощными твердотопливными ракетными двигателями, когда-либо запускавшими людей. [2] SRB системы космического запуска (SLS), адаптированной из шаттла, превзошли его как самые мощные твердотопливные ракетные двигатели, когда-либо летавшие после запуска миссии « Артемида-1» в 2022 году. [3] [4] Каждый космический шаттл SRB обеспечивал максимальную тягу 14,7 МН (3 300 000 фунтов силы ), [5] что примерно вдвое превышало мощность самого мощного жидкостного ракетного двигателя с одной камерой сгорания , когда-либо летавшего, Rocketdyne F-1 . При общей массе около 1180 т (1160 длинных тонн; 1300 коротких тонн) они составляли более половины массы штабеля «Шаттл» при взлете. Моторные сегменты SRB были изготовлены компанией Thiokol из Бригам-Сити, штат Юта , которая позже была приобретена компанией ATK . Генеральным подрядчиком большинства других компонентов SRB, а также интеграции всех компонентов и извлечения отработанных SRB была компания USBI, дочерняя компания Pratt & Whitney . Этот контракт впоследствии был передан United Space Alliance , совместному предприятию компаний с ограниченной ответственностью Boeing и Lockheed Martin .
Из 270 SRB, запущенных по программе «Шаттл», были восстановлены все, кроме четырех — STS-4 (из-за неисправности парашюта) и STS-51-L ( прерван полигоном во время катастрофы «Челленджера »). [6] Более 5000 деталей были отремонтированы для повторного использования после каждого полета. Последний комплект SRB, на котором был запущен STS-135, включал детали, которые летали в 59 предыдущих миссиях, включая STS-1 . [7] Восстановление также позволило провести послеполетное обследование ускорителей, [8] выявить аномалии и внести дополнительные улучшения в конструкцию. [9]
Два многоразовых SRB обеспечивали основную тягу для подъема шаттла со стартовой площадки на высоту около 150 000 футов (28 миль; 46 км). Находясь на площадке, два SRB несли на себе весь вес внешнего бака и орбитального корабля и передавали весовую нагрузку через свою конструкцию на мобильную пусковую платформу . Каждый ускоритель имел стартовую тягу примерно 2 800 000 фунтов силы (12 МН ) на уровне моря, увеличивающуюся вскоре после старта примерно до 3 300 000 фунтов силы (15 МН). [5] Они загорелись после проверки уровня тяги трёх главных двигателей РС-25 . Через семьдесят пять секунд после отделения SRB апогей SRB произошел на высоте примерно 220 000 футов (42 мили; 67 км); Затем были раскрыты парашюты , и удар произошел в океане примерно в 122 морских милях (226 км ) ниже по дальности, после чего два SRB были восстановлены. SRB помогли космическому шаттлу подняться на высоту 28 миль (45 км) и скорость 3094 миль в час (4979 км/ч) вместе с основными двигателями.
SRB отправили шаттл на взлет и подъем без возможности прерывания запуска до тех пор, пока оба двигателя полностью не израсходовали свое топливо и не были одновременно сброшены взрывными болтами из остальной части корабля. Только тогда можно было бы рассмотреть какой-либо мыслимый набор процедур запуска или прерывания после старта. Кроме того, отказ тяги отдельного SRB или способности придерживаться заданного профиля характеристик, вероятно, был недопустим. [10]
SRB были самыми большими твердотопливными двигателями, когда-либо использовавшимися в эксплуатации, и первыми такими большими ракетами, предназначенными для повторного использования. [11] Каждый из них имеет длину 149,16 футов (45,46 м) и диаметр 12,17 футов (3,71 м). Каждый SRB на момент запуска весил примерно 1 300 000 фунтов (590 т). Два SRB составляли около 69% общей стартовой массы. Основными топливами были перхлорат аммония ( окислитель ) и распыленный алюминиевый порошок ( топливо ), а общий вес топлива для каждого твердотопливного двигателя составлял примерно 1 100 000 фунтов (500 т) (см. § Топливо). Инертный вес каждого SRB составлял примерно 200 000 фунтов (91 т).
Основными элементами каждого ускорителя были двигатель (включая корпус, топливо, воспламенитель и сопло ), конструкция, системы отделения, эксплуатационная летная аппаратура, авионика восстановления, пиротехника , система замедления, система управления вектором тяги и система разрушения по дальности .
Хотя термины твердотопливный ракетный двигатель и твердотопливный ракетный ускоритель часто используются как синонимы, в техническом использовании они имеют конкретное значение. Термин твердотопливный ракетный двигатель применяется к топливу, корпусу, воспламенителю и соплу. Твердотопливный ракетный ускоритель применялся ко всей ракетной сборке, которая включала ракетный двигатель, а также спасательные парашюты, электронные приборы, отделение ракеты, систему разрушения по дальности и систему управления вектором тяги.
Каждый ускоритель крепился к внешнему баку на кормовой раме SRB двумя боковыми раскосами и диагональным креплением. Передняя часть каждого SRB крепилась к внешнему баку на переднем конце передней юбки SRB. На стартовой площадке каждая ракета-носитель также крепилась к мобильной пусковой платформе на кормовой юбке четырьмя прижимными шпильками с хрупкими гайками , которые отрывались при взлете. [12]
Ускорители состояли из семи индивидуально изготовленных стальных сегментов. Они были собраны производителем попарно, а затем отправлены в Космический центр Кеннеди по железной дороге для окончательной сборки. Сегменты были скреплены вместе с помощью кольцевого хвостовика, вилки и штифта с головкой и герметизированы уплотнительными кольцами (первоначально двумя, замененными на три после катастрофы Челленджера в 1986 году) и термостойкой замазкой. [ нужна цитата ]
Каждый твердотопливный ракетный ускоритель имел четыре опорные стойки, которые вписывались в соответствующие опорные стойки мобильной пусковой платформы. Прижимные шпильки удерживали вместе стойки SRB и пусковой платформы. На каждом конце каждой шпильки имелась гайка, верхняя из которых была хрупкой . Верхняя гайка содержала два заряда взрывчатого вещества, инициированные стандартными детонаторами НАСА (НСД), которые воспламенялись по команде зажигания твердотопливного ракетного двигателя.
Когда два НСД воспламенились при каждом удержании, хрупкая гайка сломалась, освободив прижимную шпильку. Шпилька переместилась вниз из-за снятия напряжения в шпильке (предварительно натянутой перед запуском), давления газа НСД и силы тяжести. Шип был остановлен стойкой замедления шипа, в которой был песок. Прижимная шпилька имела длину 28 дюймов (710 мм) и диаметр 3,5 дюйма (89 мм). Разрушающаяся гайка попала в взрывной контейнер, установленный на кормовой юбке СРБ.
Команды зажигания твердотопливного двигателя выдавались компьютерами орбитального корабля через главные контроллеры событий на прижимные пиротехнические контроллеры инициатора (ПОС) на мобильной пусковой платформе . Они обеспечивали зажигание прижимных НСД. Система обработки запуска контролировала PIC удержания SRB на предмет низкого напряжения в течение последних 16 секунд перед запуском. Низкое напряжение PIC приведет к остановке запуска.
Распределение электрической энергии в каждом SRB состояло из питания главной шины постоянного тока , подаваемого орбитальным аппаратом на каждый SRB через шины SRB, обозначенные A, B и C. Главные шины постоянного тока A, B и C орбитального аппарата подавали питание от основной шины постоянного тока на соответствующие шины SRB A, B и C. C. Кроме того, основная шина постоянного тока C орбитального аппарата подавала резервное питание на шины A и B SRB, а шина B орбитального аппарата подавала резервное питание на шину C SRB. Такая схема распределения электроэнергии позволяла всем шинам SRB оставаться запитанными в случае, если одна из основных шин орбитального аппарата автобус вышел из строя.
Номинальное рабочее напряжение составляло 28 ± 4 В постоянного тока.
На каждом SRB было две автономные независимые гидравлические силовые установки (HPU), которые использовались для приведения в действие системы управления вектором тяги (TVC). Каждая ГНУ состояла из вспомогательной силовой установки (ВСУ), модуля подачи топлива, гидронасоса , гидробака и узла коллектора гидравлической жидкости . ВСУ питались гидразином и генерировали механическую мощность на валу для привода гидравлического насоса, который создавал гидравлическое давление для гидравлической системы SRB. Два отдельных ГПУ и две гидравлические системы располагались на кормовой оконечности каждого SRB между соплом SRB и кормовой юбкой. Компоненты ГНУ устанавливались на кормовой юбке между приводами качания и наклона. Две системы работали от Т минус 28 секунд до отделения SRB от орбитального корабля и внешнего бака. Две независимые гидравлические системы были соединены с сервоприводами качания и наклона сопла .
Электроника контроллера ГНУ располагалась в кормовых интегрированных электронных узлах SRB (МЭА [13] ) на кормовых наружных кольцах крепления бака.
ГПА и их топливные системы были изолированы друг от друга. Каждый модуль подачи топлива (бак) содержал 22 фунта (10,0 кг) гидразина. Топливный бак находился под давлением газообразного азота под давлением 400 фунтов на квадратный дюйм (2,8 МПа ), что обеспечивало силу вытеснения (принудительного вытеснения) топлива из бака в топливораспределительную линию, поддерживая положительную подачу топлива в ВСУ на протяжении всей ее работы.
В ВСУ топливный насос повышал давление гидразина и подавал его в газогенератор. Газогенератор каталитически разложил гидразин на горячий газ под высоким давлением; двухступенчатая турбина преобразовывала ее в механическую энергию, приводящую в движение коробку передач. Отработанный газ, теперь более холодный и имеющий низкое давление, пропускался обратно через корпус газогенератора, чтобы охладить его, прежде чем сбрасывать за борт. Коробка передач приводила в движение топливный насос, собственный смазочный насос и гидронасос ГНС. Байпасная линия запуска обходила насос и питала газогенератор, используя давление в баллоне с азотом, пока скорость ВСУ не стала такой, что давление на выходе топливного насоса превысило давление на выходе из байпасной линии, после чего все топливо было подано в топливный насос.
Когда скорость ВСУ достигла 100%, основной регулирующий клапан ВСУ закрылся, и скорость ВСУ контролировалась электроникой контроллера ВСУ. Если логика первичного регулирующего клапана не переходила в открытое состояние, вторичный регулирующий клапан принимал на себя управление ВСУ на скорости 112%. [14]
Каждый HPU на SRB был соединен с обоими сервоприводами на этом SRB с помощью переключающего клапана, который позволял при необходимости распределять гидравлическую мощность от любого HPU к обоим приводам. Каждый HPU служил основным источником гидравлики для одного сервопривода и вторичным источником для другого сервопривода. Каждый HPU обладал способностью обеспечивать гидравлическую мощность обоих сервоприводов в пределах рабочих пределов 115% в случае, если гидравлическое давление другого HPU упадет ниже 2050 фунтов на квадратный дюйм (14,1 МПа). Контакт переключателя на переключающем клапане замыкался, когда клапан находился во вторичном положении. Когда клапан закрывался, на контроллер ВСУ отправлялся сигнал, который блокировал логику управления скоростью ВСУ на 100% и включал логику управления скоростью ВСУ на 112%. 100-процентная скорость ВСУ позволяла одной ВСУ/ГНА подавать достаточное рабочее гидравлическое давление на оба сервопривода этого SRB. [ нужна цитата ]
100-процентная частота вращения ВСУ соответствовала 72 000 об/мин, 110 % — 79 200 об/мин, 112 % — 80 640 об/мин. [15]
Скорость гидравлического насоса составляла 3600 об/мин, а гидравлическое давление составляло 3050 ± 50 фунтов на квадратный дюйм (21,03 ± 0,34 МПа). Предохранительный клапан высокого давления обеспечивал защиту гидравлической системы от избыточного давления и сбрасывал давление при 3750 фунтах на квадратный дюйм (25,9 МПа). [ нужна цитата ]
ВСУ/ВСУ и гидравлические системы допускали многократное использование в течение 20 миссий. [15]
Каждый SRB имел два гидравлических сервопривода карданного подвеса для перемещения сопла вверх/вниз и из стороны в сторону. Это обеспечивало управление вектором тяги , помогающее управлять машиной по всем трем осям (крен, тангаж и рысканье).
Часть управления вектором тяги при подъеме системы управления полетом направляла тягу трех главных двигателей шаттла и двух сопел SRB для управления положением и траекторией шаттла во время отрыва и подъема. Команды от системы наведения передавались на драйверы управления вектором тяги подъема (ATVC), которые передавали сигналы, пропорциональные командам, на каждый сервопривод главных двигателей и СРБ. Четыре независимых канала системы управления полетом и четыре канала ATVC управляли шестью главными двигателями и четырьмя приводами SRB ATVC, при этом каждый водитель управлял одним гидравлическим портом на каждом главном и сервоприводе SRB.
Каждый сервопривод SRB состоял из четырех независимых двухступенчатых сервоклапанов, получавших сигналы от драйверов. Каждый сервоклапан управлял одним силовым золотником в каждом приводе, который располагал плунжер привода и сопло для управления направлением тяги.
Четыре сервоклапана, управляющие каждым приводом, обеспечивали механизм суммирования сил большинством голосов для позиционирования силового золотника. Благодаря четырем идентичным командам, подаваемым четырем сервоклапанам, действие суммы сил привода мгновенно предотвратило единственный ошибочный входной сигнал, влияющий на движение силового плунжера. Если измерение перепада давления обнаружит ошибочный входной сигнал, сохраняющийся в течение заранее определенного времени, будет выбран запорный клапан, полностью исключающий его из суммы сил. Для каждого канала были предусмотрены мониторы отказов, указывающие, какой канал был обойден, а запорный клапан на каждом канале можно было сбросить.
Каждый плунжер привода был оснащен датчиками обратной связи по положению системы управления вектором тяги. Внутри каждого толкателя сервопривода находился узел разгрузки нагрузки при приводнении, который смягчал сопло при выплескивании воды и предотвращал повреждение гибкого подшипника сопла.
Каждый SRB содержал три узла гироскопов скорости (RGA), причем каждый RGA содержал один гироскоп тангажа и один гироскоп рыскания. Они обеспечивали выходные данные, пропорциональные угловым скоростям относительно осей тангажа и рыскания, для компьютеров орбитального аппарата, а также системы наведения, навигации и управления во время полета на первой ступени вместе с гироскопами скорости крена орбитального аппарата до отделения SRB. При отделении SRB был произведен переход от RGA SRB к RGA орбитального аппарата.
Скорости RGA SRB проходили через кормовые мультиплексоры/демультиплексоры полета орбитального корабля к GPC орбитального аппарата. Затем при управлении резервированием были выбраны средние значения скоростей RGA, чтобы предоставить пользовательскому программному обеспечению скорость наклона и отклонения SRB. RGA были рассчитаны на 20 миссий.
Изготовлен из высокопрочной низколегированной стали D6AC толщиной 2 см . [16]
Ракетно -топливная смесь в каждом твердотопливном двигателе состояла из перхлората аммония ( окислитель , 69,6% по массе), распыленного алюминиевого порошка ( топливо , 16%), оксида железа ( катализатор , 0,4%), ПБАН (связующее, также выступает в качестве топлива, 12,04%) и отвердитель эпоксидной смолы (1,96%). [17] [18] Этот порох обычно называют композитным порохом на основе перхлората аммония (APCP). Эта смесь давала твердотопливным двигателям удельный импульс 242 секунды (2,37 км/с) на уровне моря или 268 секунд (2,63 км/с) в вакууме. При зажигании двигатель сжигал топливо при номинальном давлении в камере 906,8 фунтов на квадратный дюйм (6,252 МПа). [19]
Алюминий был выбран в качестве топлива из-за высокой объемной плотности энергии и его устойчивости к случайному возгоранию. Алюминий имеет удельную плотность энергии около 31,0 МДж / кг .
Метательный заряд имел 11-конечную звездообразную перфорацию в переднем моторном сегменте и двустворчатую конусную перфорацию в каждом из кормовых сегментов и кормовом затворе. Такая конфигурация обеспечивала высокую тягу при зажигании, а затем через 50 секунд после отрыва тягу уменьшала примерно на треть, чтобы избежать перегрузки транспортного средства во время максимального динамического давления (макс. Q). [17]
Возгорание SRB может произойти только в том случае, если с каждого сейфа и устройства взятия на вооружение SRB снят штифт ручного замка. Наземный экипаж снимает штифт во время предстартовых мероприятий. В T-5:00 устройство безопасности и рычага SRB поворачивается в положение рычага. Команды зажигания твердотопливного ракетного двигателя выдаются, когда три главных двигателя космического корабля шаттла (SSME) имеют мощность 90% или более номинальной тяги, нет сбоя SSME и/или зажигания SRB, на пиротехническом контроллере инициатора (PIC) отображается низкое напряжение и нет удерживается от системы обработки запуска (СПЗ).
Команды зажигания твердотопливного ракетного двигателя отправляются компьютерами орбитального аппарата через главные контроллеры событий (MEC) на стандартные детонаторы НАСА (NSD) устройства безопасности и взведения в каждом SRB. Одноканальное конденсаторное разрядное устройство ПОС управляет воспламенением каждого пиротехнического устройства. Три сигнала должны присутствовать одновременно, чтобы PIC мог генерировать выходной сигнал пирозапуска. Эти сигналы, рука, огонь 1 и огонь 2, исходят от компьютеров общего назначения (GPC) орбитального аппарата и передаются в MEC. MEC переформатируют их в сигналы постоянного тока 28 В для PIC. Сигнал рычага заряжает конденсатор PIC до напряжения 40 В постоянного тока (минимум 20 В постоянного тока).
Последовательность запуска GPC также управляет некоторыми критически важными клапанами главной двигательной установки и отслеживает показания готовности двигателя от SSME. Команды запуска MPS выдаются бортовыми компьютерами через Т-6,6 секунды (поэтапный запуск третьего двигателя, второго двигателя, первого двигателя примерно в пределах 0,25 секунды), и последовательность отслеживает нарастание тяги каждого двигателя. Все три SSME должны достичь требуемой тяги 90% в течение трех секунд; в противном случае подается команда на упорядоченное отключение и запускаются функции безопасности.
Обычное наращивание тяги до требуемого уровня тяги 90% приведет к тому, что SSME получит команду на взлет через Т-3 секунды, а также выдаст команду «огонь 1» для включения SRB. Через Т-3 секунды разрешается инициализировать режимы изгибающей нагрузки основания транспортного средства (так называемый «звон», перемещение примерно 25,5 дюймов (650 мм), измеренное на кончике внешнего бака, с движением к внешнему баку). .
Команды «огонь 2» заставляют резервные НСД стрелять через тонкий барьерный барьер в туннеле пламени. Это зажигает пиротехнику. бустерный заряд, который сохраняется в сейфовом и оружейном устройстве за перфорированной пластиной. Бустерный заряд воспламеняет порох в воспламенителе-инициаторе; продукты сгорания этого топлива воспламеняют инициатор твердотопливного двигателя, который срабатывает по всей вертикальной длине твердотопливного двигателя, мгновенно воспламеняя твердое ракетное топливо по всей площади его поверхности.
В момент Т-0 два SRB зажигаются под управлением четырех бортовых компьютеров; начинается отделение четырех разрывных болтов на каждом SRB; два шлангокабеля Т-0 (по одному с каждой стороны космического корабля) втянуты; запускаются бортовой главный таймер, таймер событий и таймеры событий миссии; три МСБ находятся на уровне 100%; и последовательность наземного запуска прекращается.
Привязка временной последовательности при зажигании имеет решающее значение для успешного взлета и набора высоты. Взрывные прижимные болты снимают (через пусковые опоры и конструкцию площадки) асимметричные динамические нагрузки корабля, вызванные воспламенением ССМЭ и нарастанием тяги, а также прикладываемые нагрузки на подпятники. Без прижимных болтов SSME резко опрокинули бы полетную систему (орбитальный аппарат, внешний бак, SRB) на внешний бак. Первоначально этому вращающему моменту противодействуют крепежные болты. Прежде чем выпустить штабель транспортного средства для взлета, SRB должны одновременно зажечь и создать давление в своих камерах сгорания и выхлопных соплах, чтобы создать создаваемый тягой чистый момент противоположного вращения, точно равный вращающему моменту SSME. Когда SRB достигают полной тяги, прижимные болты взрываются, освобождая штабель корабля, чистый вращающий момент равен нулю, а чистая тяга корабля (противодействующая сила тяжести) положительна, что поднимает блок орбитальных аппаратов вертикально со стартового постамента, это можно контролировать. за счет скоординированных движений кардана SSME и выхлопных сопел SRB.
Во время подъема несколько всеосных акселерометров обнаруживают и сообщают о полете и ориентации транспортного средства (ссылаясь на кабину экипажа на борту орбитального аппарата), а контрольные компьютеры полета преобразуют навигационные команды (направление к определенной путевой точке в пространстве и в определенное время) в команды подвеса двигателя и моторного сопла, которые ориентируют автомобиль вокруг его центра масс. Поскольку силы, действующие на транспортное средство, 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.
SRB сбрасываются с космического корабля на высоте около 146 000 футов (45 км). Разделение SRB начинается, когда три датчика давления в камере твердотопливного двигателя обрабатываются при выборе среднего значения управления резервированием, а давление в головной камере обоих SRB меньше или равно 50 фунтов на квадратный дюйм (340 кПа). Резервным сигналом является время, прошедшее с момента зажигания усилителя. Запускается последовательность отделения, приводы управления вектором тяги переводятся в нулевое положение и переводится основная двигательная установка в конфигурацию второй ступени (0,8 секунды с момента инициализации последовательности), что обеспечивает тягу каждого SRB менее 100 000 фунтов силы (440 фунтов силы). кН). Положение орбитального аппарата удерживается в течение четырех секунд, а тяга SRB падает до менее 60 000 фунтов силы (270 кН).
SRB отделяются от внешнего бака в течение 30 миллисекунд после команды на артиллерийский выстрел. Передняя точка крепления состоит из шара (SRB) и гнезда (External Tank; ET), скрепленных одним болтом. Болт содержит по одному картриджу давления NSD на каждом конце. Передняя точка крепления также несет поперечную проводку системы безопасности дальности, соединяющую каждую систему безопасности дальности SRB (RSS) и ET RSS друг с другом. Кормовые точки крепления состоят из трех отдельных стоек: верхней, диагональной и нижней. Каждая стойка содержит по одному болту с нажимным картриджем NSD на каждом конце. Верхняя стойка также несет шлангокабель между SRB и внешним резервуаром и далее к орбитальному аппарату.
На каждом конце каждого SRB имеется четыре двигателя разгонного разделения (BSM). BSM отделяют SRB от внешнего бака. Твердотопливные ракетные двигатели в каждой группе из четырех штук воспламеняются путем выстрела резервных патронов давления НСД в резервные замкнутые коллекторы детонирующих взрывателей. Команды разделения, выданные с орбитального корабля последовательностью разделения SRB, запускают резервный картридж давления NSD в каждом болте и зажигают BSM, чтобы обеспечить чистое разделение.
Система безопасности дальности (РСБ) обеспечивает уничтожение ракеты или ее части бортовой взрывчаткой по дистанционной команде в случае выхода ракеты из-под контроля с целью ограничения опасности для людей, находящихся на земле, от разлетающихся осколков, взрывов, огонь, отравляющие вещества и т. д. РСС сработала только один раз – во время катастрофы космического корабля «Челленджер» ( через 37 секунд после распада корабля, когда SRB находились в неуправляемом полете).
Шаттл имел два РУС, по одному в каждом СРБ. Оба были способны принимать два командных сообщения (оружие и огонь), передаваемых с наземной станции. РУС использовался только тогда, когда шаттл нарушал красную линию траектории пуска.
РСС состоит из двух антенных соединителей, приемников/декодеров команд, двойного распределителя, предохранительно-взводного устройства с двумя стандартными детонаторами НАСА (НСД), двух замкнутых манифольдов детонирующих взрывателей (КДФ), семи сборок КДФ и одного линейного кумулятивного заряда ( ЛСК).
Антенные соединители обеспечивают необходимый импеданс для радиочастотных команд и команд наземного оборудования. Приемники команд настроены на частоты команд RSS и передают входной сигнал дистрибьюторам при отправке команды RSS. В декодерах команд используется кодовая заглушка, предотвращающая попадание в распределители любого командного сигнала, кроме надлежащего командного сигнала. Распределители содержат логику для подачи действительных команд разрушения пиротехнике RSS.
NSD обеспечивают искру для зажигания CDF, который, в свою очередь, запускает LSC для уничтожения ракеты-носителя. Устройство безопасности и постановки на охрану обеспечивает механическую изоляцию между НРД и CDF перед запуском и во время процедуры отделения SRB.
Первое сообщение, называемое «постановка», позволяет бортовой логике активировать уничтожение и зажигает световой индикатор на дисплее кабины экипажа и на панели управления на посту командира и пилота. Второе передаваемое сообщение — это команда огня.
Дистрибьюторы SRB в SRB связаны друг с другом. Таким образом, если один SRB получил сигнал постановки на охрану или уничтожения, этот сигнал также будет отправлен другому SRB.
Электрическая мощность от батареи RSS в каждом SRB подается в систему A RSS. Батарея восстановления в каждом SRB используется для питания системы B RSS, а также системы восстановления в SRB. Во время процесса отделения питание SRB RSS отключается, а питание системы восстановления SRB включается. [20]
SRB выбрасываются из системы шаттла через 2 минуты на высоте около 146 000 футов (45 км). Продолжая подниматься на высоту около 220 000 футов (67 км), SRB начинают падать обратно на землю и, оказавшись в более плотной атмосфере, замедляются парашютной системой, чтобы предотвратить повреждение при ударе о океан. Непосредственно перед отделением с орбитального аппарата на SRB отправляется команда, чтобы подать питание от батареи в логическую сеть восстановления. Вторая, одновременная команда приводит в действие три носовых двигателя (для раскрытия пилотного и тормозного парашютов ), детонатор усеченного кольца (для раскрытия основного парашюта) и боеприпасы для отключения основного парашюта.
Процесс восстановления начинается с срабатывания высотного баропереключателя, который приводит в действие пиротехнические носовые подруливающие устройства. При этом сбрасывается носовая часть, которая раскрывает парашют пилота . Отделение носовой части происходит на номинальной высоте 15 704 футов (4787 м), примерно через 218 секунд после отделения SRB. Парашют пилота с конической лентой диаметром 11,5 футов (3,5 м) обеспечивает силу, тянущую стропы, прикрепленные к режущим ножам, которые перерезают петлю, крепящую тормозные ремни. Это позволяет пилотному парашюту вытягивать тормозной блок из SRB, в результате чего тормозные стропы подвески разворачиваются из исходного положения. При полном выдвижении двенадцати строп подвески длиной 105 футов (32 м) тормозной мешок отделяется от купола, а тормозной парашют с конической лентой диаметром 54 фута (16 м) надувается до исходного зарифленного состояния. Торможение дважды снимается с рифа после заданных задержек (с использованием резервных 7- и 12-секундных резаков рифления) и переориентирует/стабилизирует SRB для раскрытия основного парашюта. Тормозной парашют имеет расчетную нагрузку примерно 315 000 фунтов (143 т) и весит примерно 1200 фунтов (540 кг).
.jpg/1280px-STS-116_rocket_boosters_(NASA_KSC-06PD-2794).jpg)
После того, как тормозной парашют стабилизировал SRB в положении хвостом вперед, усеченная пирамида отделяется от передней юбки пиротехническим зарядом, срабатывающим от баропереключателя малой высоты на номинальной высоте 5500 футов (1700 м) примерно через 243 секунды после SRB. разлука. Затем усеченная пирамида оттягивается от SRB тормозным парашютом. Тросы подвески основного парашюта вытаскиваются из мешков для развертывания, которые остаются в усеченной пирамиде. При полном выдвижении тросов длиной 203 фута (62 м) три основных парашюта вытаскиваются из сумок для развертывания и надуваются до первого зарифленного состояния. Усеченный и тормозной парашюты продолжают двигаться по отдельной траектории до приводнения. После заданных временных задержек (с использованием резервных 10- и 17-секундных резаков рифов) основные рифтовые стропы разрезаются, и желоба надуваются до второй зарифленной и полностью открытой конфигурации. Группа главных парашютов замедляет SRB до предельных условий. Каждый из парашютов с конической лентой диаметром 136 футов (41 м) и углом наклона 20 ° имеет расчетную нагрузку примерно 195 000 фунтов (88 т) и каждый весит примерно 2 180 фунтов (990 кг). Эти парашюты являются самыми большими из когда-либо использовавшихся, как по размеру развернутого положения, так и по весу нагрузки. [ нужна цитата ] Удлинитель сопла RSRM разрывается пиротехническим зарядом примерно через 20 секунд после отделения усеченного конуса.
Удар о воду происходит примерно через 279 секунд после отделения SRB при номинальной скорости 76 футов в секунду (23 м/с). Дальность воздействия воды составляет примерно 130 миль (240 км) от восточного побережья Флориды . Поскольку парашюты предусматривают удар первым соплом, воздух попадает в пустой (сгоревший) корпус двигателя, в результате чего ускоритель всплывает, а передняя часть находится на высоте примерно 30 футов (9 м) над водой.
Раньше основные парашюты освобождались от SRB при ударе с помощью системы артиллерийских гаек сброса парашюта (остаточные нагрузки в основных парашютах приводили к срабатыванию креплений парашюта с поплавками, привязанными к каждому фитингу). В нынешней конструкции основные желоба остаются прикрепленными во время удара о воду (первоначальный удар и удар). Устройства активации соленой воды (SWAR) теперь включены в основные подъемные линии желоба, чтобы упростить усилия по восстановлению и уменьшить повреждение SRB. [21] Тормозная сумка для развертывания/парашюты пилота, тормозные парашюты и усеченные парашюты, каждый основной парашют и SRB находятся на плавучести и поднимаются.
Специально оборудованные спасательные корабли НАСА , MV Freedom Star и MV Liberty Star , возвращают SRB и оборудование для спуска/восстановления. После того, как бустеры обнаружены, водолазы устанавливают на место заглушку, управляемую дайвером (DOP), чтобы заткнуть сопло SRB и слить воду из корпуса двигателя. Закачка воздуха в SRB и выведение воды из него приводит к тому, что SRB переходит из плавающего положения с поднятым носом в горизонтальное положение, более подходящее для буксировки. Затем спасательные суда буксируют ракеты-носители и другие поднятые объекты обратно в Космический центр Кеннеди .
Гибель космического корабля "Челленджер" произошла из-за отказа системы одного из его SRB. Комиссия Роджерса установила, что причиной катастрофы стала «неисправная конструкция, неприемлемо чувствительная к ряду факторов» соединений SRB, усугубленная необычно холодной погодой утром в день полета. [22] [23] Конструкция монтажного соединения была ошибочной: изгиб соединений во время запуска нарушал герметичность больших резиновых уплотнительных колец и позволял им выдавливаться дальше в соединение и разрушаться под воздействием горячих выхлопных газов, проходивших через него во время прошлых запусков. . Кроме того, уплотнительные кольца не были устойчивыми при низких температурах, таких как утро января 1986 года во время аварии (36 ° F; 2,2 ° C). Холодное соединение в правом SRB вышло из строя при запуске, что позволило горячим газам изнутри этого ракетного ускорителя прожечь дыру в соседнем основном внешнем топливном баке, а также ослабить нижнюю стойку, удерживающую SRB на внешнем баке. Утечка в соединении SRB привела в конечном итоге к катастрофическому выходу из строя нижней стойки и частичному отсоединению SRB, что привело к столкновению SRB с внешним баком. В результате разрушения внешнего бака и стека шаттла, двигавшегося со скоростью 1,92 Маха на высоте 46 000 футов (14 км), отодвинутого от оси правым SRB, а также разрушения бака, « Челленджер» распался. Оба SRB пережили аварию. [24] Незадолго до катастрофы инженеры, представляющие «Тиокол», рекомендовали отменить запуск из-за низких температур, но менеджеры НАСА отклонили это предложение. [25]
Во время последующего простоя был выполнен детальный структурный анализ критических конструктивных элементов SRB. Анализы были в первую очередь сосредоточены на тех областях, где аномалии были отмечены во время послеполетной проверки восстановленного оборудования.
Одной из областей было кольцо крепления, где СРБ соединяются с внешним баком. Были отмечены дефекты в некоторых креплениях, где кольцо крепится к корпусу двигателя SRB. Такая ситуация объясняется высокими нагрузками, возникающими при ударе воды. Чтобы исправить ситуацию и обеспечить больший запас прочности при подъеме, конструкция крепежного кольца была изменена так, чтобы полностью (360°) охватывать корпус двигателя. Раньше крепежное кольцо имело форму буквы «С» и охватывало корпус двигателя всего на 270°.
Кроме того, были проведены специальные структурные испытания кормовой юбки. Во время этой программы испытаний возникла аномалия в критическом сварном шве между прижимной стойкой и обшивкой юбки. Была проведена модернизация: добавлены усиливающие кронштейны и детали в кормовом кольце юбки.
Эти две модификации увеличили вес каждого SRB примерно на 450 фунтов (200 кг). Результат получил название модернизированного твердотопливного ракетного двигателя (RSRM). [26]
Генеральным подрядчиком по изготовлению моторных сегментов SRB выступила компания ATK Launch Systems (ранее Morton Thiokol Inc.), подразделение Wasatch, базирующееся в Магне, штат Юта .
United Space Boosters Inc. (USBI), подразделение Pratt & Whitney под управлением United Technologies, была первоначальным генеральным подрядчиком SRB по сборке, проверке и ремонту всех нетвердотельных компонентов ракетных двигателей, а также по интеграции SRB. Они были старейшим генеральным подрядчиком космического корабля «Шаттл», который входил в первоначальную команду запуска. USBI была поглощена United Space Alliance как подразделение Solid Rocket Booster Element в 1998 году, а в следующем году подразделение USBI было расформировано в Pratt & Whitney. На пике своего развития USBI насчитывала более 1500 сотрудников, работавших над ускорителями Shuttle в KSC, Флорида, и Хантсвилле, Алабама. [ нужна цитата ]
Компоненты SRB были доставлены из Юты в Космический центр Кеннеди во Флориде по железной дороге в течение двенадцати дней, преодолев расстояние в 2000 миль (3200 км) и восемь штатов. Каждый сегмент и изготовленный по индивидуальному заказу железнодорожный вагон весили примерно 300 000 фунтов (140 000 кг). Вагоны с SRB были разделены пустыми вагонами, чтобы распределить нагрузку по мостам и эстакадам, особенно по мосту через реку Индиан, последнему мосту на пути поезда. [27] После восстановления отработанные сегменты были погружены в те же вагоны и возвращены в Юту для ремонта и дозаправки. [28]
2 мая 2007 года грузовой поезд с частями твердотопливных ракетных ускорителей космического корабля сошел с рельсов в Миртлвуде, штат Алабама , после обрушения железнодорожной эстакады . Поезд перевозил восемь сегментов SRB, предназначенных для СТС-120 и СТС-122. Четыре сегмента упали примерно на 10 футов (3,0 м). Четыре других сегмента вместе с машиной, несущей кормовые выходные конусы (сопла), еще не стоявшие на эстакаде, остались на твердой почве. Сегменты, упавшие с эстакады, были обнаружены и возвращены в Юту для проверки. После того, как анализ сил, приложенных к оставшимся четырем сегментам, которые не упали, оказался в пределах допусков, эти сегменты продолжили путь во Флориду. [29]
В 1988–1989 годах НАСА планировало заменить SRB, созданные после «Челленджера» , новым усовершенствованным твердотопливным ракетным двигателем (ASRM), который будет построен компанией Aerojet [30] на новом объекте, спроектированном субподрядчиком RUST International, на территории закрыла атомную электростанцию Управления долины Теннесси в Йеллоу-Крик, штат Миссисипи ( Атомная электростанция Йеллоу-Крик ).
ASRM будет немного шире (диаметр ракеты-носителя будет увеличен со 146 дюймов до 150 дюймов), будет иметь 200 000 фунтов дополнительного топлива и будет производить дополнительную тягу, чтобы увеличить полезную нагрузку шаттла примерно на 12 000 фунтов, [30] так что сможет доставлять модули и элементы конструкции на МКС. Ожидалось, что они будут безопаснее, чем SRB после Challenger . [31] Первоначальный контракт на сумму 1,2 миллиарда долларов должен был заключаться на 12 двигателей с опционом на еще 88, возможно, за еще 1 миллиард долларов. [30] Мортон Тиокол будет строить сопла. [30] Первый испытательный полет ожидался примерно в 1994 году. [30]
Программа ASRM была отменена в 1993 году [31] после того, как на месте были установлены роботизированные системы сборки и компьютеры и было потрачено около 2 миллиардов долларов, в пользу продолжения использования SRB после исправления недостатков конструкции.
Чтобы обеспечить необходимые характеристики для запуска шаттлов на полярной орбите со стартовой площадки SLC-6 на базе ВВС Ванденберг в Калифорнии , SRB с корпусами с намоткой накаливания (FWC) были спроектированы так, чтобы быть более легкими, чем стальные корпуса, используемые на Кеннеди. SRB, запускаемые Космическим центром. [32] В отличие от обычных SRB, которые имели дефектную конструкцию полевого шарнира, которая привела к катастрофе « Челленджера » в 1986 году, ускорители FWC имели конструкцию шарнира «двойной хвостовик» (необходимую для правильного выравнивания ускорителей во время «звучащего» движения). при воспламенении SSME перед взлетом), но использовались два уплотнительных кольца. После закрытия SLC-6 бустеры FWC были списаны ATK и NASA, но их полевые соединения, хотя и модифицированные для включения нынешних трех уплотнительных колец и нагревателей соединений, позже (после STS-51L) были включены в полевые работы. соединения на SRB использовались до последнего полета в 2011 году.
Перед разрушением космического корабля "Колумбия" в 2003 году НАСА исследовало замену нынешних 4-сегментных SRB либо конструкцией 5-сегментных SRB, либо полную замену их жидкостными "обратноходовыми" ускорителями с использованием либо Atlas V , либо Delta IV. ЭЭЛВ технологии. 5-сегментный SRB, который потребовал бы небольших изменений в нынешней инфраструктуре шаттла, позволил бы космическому шаттлу нести дополнительные 20 000 фунтов (9 100 кг) полезной нагрузки на орбите Международной космической станции - наклонная орбита исключила бы опасное возвращение - к стартовой площадке (RTLS) и трансокеанскому прерыванию (TAL) , а также, используя так называемый маневр «изгиб», совершать полеты по полярной орбите с юга на север из Космического центра Кеннеди.
В пятисегментном SRB будет использоваться более широкое сопло, чтобы оставаться в пределах давления существующих корпусов сегментов.
После разрушения «Колумбии» НАСА отложило пятисегментный SRB для программы «Шаттл». [ почему? ] [33] Один пятисегментный инженерно-испытательный двигатель ЭТМ-03 был запущен 23 октября 2003 года. [34] [35]
В рамках программы Constellation на первой ступени ракеты Ares I планировалось использовать пятисегментные SRB; В сентябре 2009 года пятисегментный космический челнок SRB (DM-1) был подвергнут статическому пуску по земле на пустынном испытательном полигоне АТК в штате Юта. [36] Дополнительные испытания (ДМ-2 и ДМ-3) проводились в августе 2010 г. и сентябре 2011 г. [37]
После отмены программы «Созвездие» в 2011 году в новой системе космического запуска (SLS) было предусмотрено использование пятисегментных ускорителей. Первое испытание SRB для SLS (QM-1) было завершено в начале 2015 года, второе испытание (QM-2) было проведено в середине 2016 года на объекте Orbital ATK's Promontory, штат Юта. [38]
Твердотопливные ракетные ускорители космического корабля "Шаттл" выставлены в Комплексе для посетителей Космического центра Кеннеди во Флориде, Космическом центре Стеннис в округе Хэнкок, штат Миссисипи, Космическом и ракетном центре США в Хантсвилле, Алабама, Музее авиации Марч-Филд в марте ARB в Калифорнии. , [39] и на объекте Orbital ATK недалеко от Промонтори, штат Юта . [40] Корпус ракеты-носителя с частичной намоткой выставлен в Музее авиации и космонавтики Пима в Тусоне, штат Аризона . [41]
Со временем было представлено несколько предложений по повторному использованию конструкции SRB, однако по состоянию на 2016 год ни одно из этих предложений не было переведено на регулярные рейсы и не было отменено. До первого испытательного полета системы космического запуска (SLS) в 2022 году единственный испытательный полет прототипа Ares IX в 2009 году был самым дальним из всех этих предложений.
Первоначально НАСА планировало повторно использовать конструкцию и инфраструктуру четырехсегментного SRB в нескольких ракетах «Арес», которые могли бы вывести космический корабль «Орион» на орбиту. В 2005 году НАСА объявило о создании ракеты-носителя на базе шаттла , которая доставит исследовательскую машину с экипажем «Орион» на низкую околоземную орбиту, а затем на Луну. Пилотируемая ракета-носитель (CLV) на базе SRB, получившая название Ares I , планировалась с единственной модифицированной 4-сегментной ракетой-носителем SRB для своей первой ступени; один модифицированный главный двигатель космического корабля "Шаттл" на жидком топливе должен был привести в действие вторую ступень.
В конструкции Ares I, обновленной в 2006 году, в качестве первой ступени использовался один 5-сегментный SRB (первоначально разработанный для Шаттла, но никогда не использовавшийся); вторая ступень была оснащена модернизированным двигателем J-2X , созданным на основе J-2 , который использовался в верхней ступени Saturn V и Saturn IB . Вместо стандартного носового обтекателя SRB, Ares I будет иметь коническую межступенчатую сборку, соединяющую собственно ускоритель со второй ступенью, систему ориентации, заимствованную из ракетной системы Regulus , и более крупные и тяжелые парашюты для спуска ступени в Атлантический океан. для восстановления.
В 2005 году также была представлена тяжелая грузовая ракета-носитель (CaLV) под названием Ares V. В ранних проектах Ares V использовались 5 стандартных SSME и пара 5-сегментных ускорителей, идентичных тем, которые предлагались для «Шаттла», тогда как в более поздних планах ускорители были переработаны на основе ракетного двигателя RS-68 , используемого в системе Delta IV EELV. Первоначально НАСА перешло на систему с использованием 5-сегментных ускорителей и кластера из 5 RS-68 (что привело к расширению основного блока Ares V), затем НАСА переконфигурировало корабль с 6 двигателями RS-68B, с Сами ускорители становятся 5,5-сегментными ускорителями с дополнительным полусегментом для обеспечения дополнительной тяги при взлете.
Эта окончательная модернизация сделала бы ракету-носитель «Арес V» выше и мощнее, чем ныне вышедшие из эксплуатации ракеты «Сатурн V/INT-20», « Н-1 » и «Энергия », а также позволила бы «Аресу V» разместить как ступень отправления с Земли, так и «Альтаир» . космический корабль на низкую околоземную орбиту для последующей сборки на орбите. В отличие от 5-сегментного SRB для Ares I, 5,5-сегментные ускорители для Ares V должны были быть идентичны по конструкции, конструкции и функциям нынешним SRB, за исключением дополнительных сегментов. Как и ускорители шаттла, ускорители Ares V будут лететь по почти идентичной траектории полета от запуска до приводнения.
Программа «Созвездие», включавшая «Арес I» и «Арес V», была отменена в октябре 2010 года в результате принятия закона о разрешении НАСА от 2010 года.
В предложении DIRECT о новой ракете-носителе на базе шаттла, в отличие от ракет-носителей Ares I и Ares V, используется пара классических 4-сегментных SRB с SSME, используемыми на шаттле.
В 2008 году компания PlanetSpace предложила ракету-носитель Athena III для полетов по снабжению МКС по программе COTS ; там было бы 2+1 ⁄ сегмента от оригинальной конструкции SRB.
В первых версиях (блоки 1 и 1Б) системы космического запуска (SLS) планируется использовать пару пятисегментных твердотопливных ракетных ускорителей (SRB), которые были разработаны на основе четырехсегментных SRB, используемых для шаттла. Модификации SLS включали добавление центрального сегмента ускорителя, новую авионику и новую изоляцию, которая исключает асбест Shuttle SRB и легче на 860 кг (1900 фунтов). Пятисегментные SRB обеспечивают примерно на 25% больше общего импульса, чем Shuttle SRB, и не восстанавливаются после использования. [42] [43]
.tif/lossy-page1-1280px-thumbnail.tif.jpg)
Эта статья включает общедоступные материалы с веб-сайтов или документов Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства .
GAO отметило, что: (1) потребность в усовершенствованном двигателе уменьшилась с тех пор, как программа разработки была впервые одобрена в 1988 году;
(2) НА момент утверждения программы у НАСА не было фактического опыта полетов с усовершенствованными двигателями;
(3) усовершенствованный двигатель не может использоваться для запуска первоначально идентифицированных полезных нагрузок;
(4) НАСА запустило шаттл без [дальнейших] доказательств каких-либо серьезных проблем с безопасностью твердотопливных ракетных двигателей;
(5) затраты на разработку увеличились на 575 миллионов долларов США из-за сокращения ежегодного уровня финансирования программы;
и (6) по оценкам НАСА, расторжение существующих контрактов по состоянию на 30 сентября 1993 года обойдется в 212 миллионов долларов. и что первый график полетов сократился более чем на 2,5 года».
