Ракетный ускоритель Space Shuttle Solid Rocket Booster ( SRB ) был первой твердотопливной ракетой, которая использовалась в качестве первичного двигателя на транспортном средстве, используемом для пилотируемых космических полетов . [1] Пара из них обеспечивала 85% тяги Space Shuttle при старте и в течение первых двух минут подъема. После сгорания они были сброшены и спущены на парашютах в Атлантический океан, где их подняли , обследовали, отремонтировали и использовали повторно .
SRB Space Shuttle были самыми мощными твердотопливными ракетными двигателями, когда-либо запускавшими людей. [2] SRB Space Launch System (SLS), адаптированные из шаттла, превзошли его как самые мощные твердотопливные ракетные двигатели, когда-либо запускавшиеся, после запуска миссии Artemis 1 в 2022 году. [3] [4] Каждый SRB Space Shuttle обеспечивал максимальную тягу 14,7 МН (3 300 000 фунтов силы ), [5] примерно вдвое больше самого мощного жидкостного ракетного двигателя с одной камерой сгорания , когда-либо запускавшегося, Rocketdyne F-1 . При общей массе около 1180 т (1160 длинных тонн; 1300 коротких тонн) они составляли более половины массы стека шаттла при старте. Сегменты двигателя SRB были изготовлены Thiokol из Бригам-Сити, штат Юта , которая позже была куплена ATK . Основным подрядчиком для большинства других компонентов SRB, а также для интеграции всех компонентов и извлечения отработанных SRB была USBI, дочерняя компания Pratt & Whitney . Этот контракт впоследствии был передан United Space Alliance , совместному предприятию Boeing и Lockheed Martin .
Из 270 SRB, запущенных в рамках программы «Шаттл», все, кроме четырех, были восстановлены — те, что с STS-4 (из-за неисправности парашюта) и STS-51-L ( прерван полигоном во время катастрофы «Челленджера» ). [6] Более 5000 деталей были восстановлены для повторного использования после каждого полета. Последний набор SRB, который запустил STS-135, включал детали, которые летали в 59 предыдущих миссиях, включая STS-1 . [7] Восстановление также позволило провести послеполетный осмотр 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 весь вес внешнего бака и орбитального аппарата и передавали весовую нагрузку через свою конструкцию на мобильную пусковую платформу . Каждый ускоритель имел стартовую тягу приблизительно 2 800 000 фунтов силы (12 МН ) на уровне моря, увеличиваясь вскоре после старта приблизительно до 3 300 000 фунтов силы (15 МН). [5] Они были включены после того, как был проверен уровень тяги трех главных двигателей RS-25 . Через семьдесят пять секунд после отделения SRB апогей SRB произошел на высоте приблизительно 220 000 футов (42 мили; 67 км); Затем были раскрыты парашюты , и произошло столкновение в океане примерно в 122 морских милях (226 км ) от цели, после чего два SRB были извлечены. SRB помогли поднять Space Shuttle на высоту 28 миль (45 км) и скорость 3094 миль в час (4979 км/ч) вместе с основными двигателями.
SRB принуждали шаттл к взлету и подъему, без возможности отмены запуска, пока оба двигателя полностью не израсходовали свое топливо и одновременно не были сброшены взрывными болтами сброса с остальной части транспортного средства. Только тогда можно было рассматривать любой мыслимый набор процедур запуска или отмены после взлета. Кроме того, отказ выходной тяги отдельного SRB или способность придерживаться проектного профиля производительности, вероятно, не были бы выживаемы. [10]
SRB были крупнейшими твердотопливными двигателями, когда-либо запущенными в эксплуатацию, и первыми из таких больших ракет, разработанных 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 весил приблизительно 1 300 000 фунтов (590 т) при запуске. Два SRB составляли около 69% от общей стартовой массы. Основными топливами были перхлорат аммония ( окислитель ) и распыленный алюминиевый порошок ( топливо ), а общее топливо для каждого твердотопливного ракетного двигателя весило приблизительно 1 100 000 фунтов (500 т) (см. § Топливо). Инертный вес каждого SRB составлял приблизительно 200 000 фунтов (91 т).
Основными элементами каждого ускорителя были двигатель (включая корпус, топливо, воспламенитель и сопло ), конструкция, системы разделения, эксплуатационные пилотажные приборы, бортовое оборудование для восстановления, пиротехника , система торможения, система управления вектором тяги и система аварийного уничтожения.
Хотя термины «твердый ракетный двигатель» и «твердый ракетный ускоритель» часто используются как взаимозаменяемые, в техническом использовании они имеют определенные значения. Термин « твердый ракетный двигатель» применяется к топливу, корпусу, воспламенителю и соплу. «Твердый ракетный ускоритель» применяется ко всей сборке ракеты, которая включает в себя ракетный двигатель, а также спасательные парашюты, электронные приборы, разделительные ракеты, систему безопасности и управления вектором тяги.
Каждый ускоритель был прикреплен к внешнему баку на кормовой раме SRB двумя боковыми распорками и диагональным креплением. Передний конец каждого SRB был прикреплен к внешнему баку на переднем конце передней юбки SRB. На стартовой площадке каждый ускоритель также был прикреплен к мобильной пусковой платформе на кормовой юбке четырьмя прижимными шпильками с ломкими гайками , которые были оторваны при старте. [12]
Ускорители состояли из семи индивидуально изготовленных стальных сегментов. Они были собраны попарно производителем, а затем отправлены в Космический центр Кеннеди по железной дороге для окончательной сборки. Сегменты были скреплены вместе с помощью кольцевого крепления, скобы и штифта скобы и герметизированы уплотнительными кольцами (первоначально два, изменено на три после катастрофы Challenger в 1986 году) и термостойкой замазкой. [ необходима цитата ]
Каждый твердотопливный ракетный ускоритель имел четыре прижимных стойки, которые вставлялись в соответствующие опорные стойки на мобильной пусковой платформе. Прижимные шпильки удерживали SRB и стойки пусковой платформы вместе. Каждая шпилька имела гайку на каждом конце, верхняя из которых была ломкой . Верхняя гайка содержала два взрывных заряда, инициируемых стандартными детонаторами NASA (NSD), которые воспламенялись по командам зажигания твердотопливного ракетного двигателя.
Когда два NSD были зажжены при каждом удержании, разрушаемая гайка сломалась, освободив прижимную шпильку. Шпилька сместилась вниз из-за снятия напряжения в шпильке (предварительно натянутой перед запуском), давления газа NSD и силы тяжести. Шпилька была остановлена стендом замедления шпильки, который содержал песок. Прижимная шпилька имела длину 28 дюймов (710 мм) и диаметр 3,5 дюйма (89 мм). Разрывная гайка была захвачена взрывным контейнером, установленным на кормовой юбке SRB.
Команды зажигания твердотопливных ракетных двигателей выдавались компьютерами орбитального аппарата через главные контроллеры событий на контроллеры пиротехнических инициаторов удержания (PIC) на мобильной пусковой платформе . Они обеспечивали зажигание для NSD удержания. Система обработки запуска контролировала PIC удержания SRB на предмет низкого напряжения в течение последних 16 секунд перед запуском. Низкое напряжение PIC инициировало бы удержание запуска.
Распределение электроэнергии в каждом SRB состояло из питания основной шины постоянного тока , подаваемого с орбитального аппарата на каждый SRB через шины SRB, обозначенные A, B и C. Основные шины постоянного тока A, B и C орбитального аппарата поставляли основное питание шины постоянного тока на соответствующие шины SRB A, B и C. Кроме того, основная шина постоянного тока C орбитального аппарата поставляла резервное питание на шины SRB A и B, а шина B орбитального аппарата поставляла резервное питание на шину SRB C. Такая схема распределения электроэнергии позволяла всем шинам SRB оставаться запитанными в случае отказа одной из основных шин орбитального аппарата.
Номинальное рабочее напряжение составляло 28 ± 4 В постоянного тока.
На каждом SRB имелось два автономных, независимых гидравлических силовых агрегата (HPU), используемых для приведения в действие системы управления вектором тяги (TVC). Каждый HPU состоял из вспомогательного силового агрегата (APU), модуля подачи топлива, гидравлического насоса , гидравлического резервуара и узла гидравлического коллектора . APU работали на гидразине и генерировали механическую мощность вала для привода гидравлического насоса, который создавал гидравлическое давление для гидравлической системы SRB. Два отдельных HPU и две гидравлические системы были расположены на заднем конце каждого SRB между соплом SRB и кормовой юбкой. Компоненты HPU были установлены на кормовой юбке между приводами качания и наклона. Две системы работали с T минус 28 секунд до отделения SRB от орбитального аппарата и внешнего бака. Две независимые гидравлические системы были подключены к сервоприводам качания и наклона сопла .
Электроника контроллера ГСУ располагалась в интегрированных электронных узлах (ИЭУ) кормовой части SRB (ИСУ [13] ) на кольцах крепления внешнего бака.
HPU 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 400 фунтов на квадратный дюйм (2,8 МПа ), что обеспечивало силу для выталкивания (принудительного выталкивания) топлива из бака в топливораспределительную линию, поддерживая положительную подачу топлива в APU на протяжении всей его работы.
В APU топливный насос повышал давление гидразина и подавал его в газогенератор. Газогенератор каталитически разлагал гидразин на горячий газ высокого давления; двухступенчатая турбина преобразовывала его в механическую энергию, приводя в действие коробку передач. Отработанный газ, теперь более холодный и находящийся под низким давлением, пропускался обратно через корпус газогенератора для охлаждения перед сбросом за борт. Коробка передач приводила в действие топливный насос, свой собственный смазочный насос и гидравлический насос HPU. Обходная линия запуска проходила вокруг насоса и питала газогенератор, используя давление азота в баке, пока скорость APU не становилась такой, что давление на выходе топливного насоса превышало давление обводной линии, после чего все топливо подавалось в топливный насос.
Когда скорость APU достигала 100%, первичный регулирующий клапан APU закрывался, и скорость APU контролировалась электроникой контроллера APU. Если логика первичного регулирующего клапана не достигала открытого состояния, вторичный регулирующий клапан брал на себя управление APU на скорости 112%. [14]
Каждый HPU на SRB был подключен к обоим сервоприводам на этом SRB с помощью переключающего клапана, который позволял распределять гидравлическую мощность от любого HPU к обоим приводам при необходимости. Каждый HPU служил основным гидравлическим источником для одного сервопривода и вторичным источником для другого сервопривода. Каждый HPU обладал способностью обеспечивать гидравлическую мощность для обоих сервоприводов в пределах 115% эксплуатационных пределов в случае, если гидравлическое давление от другого HPU должно было упасть ниже 2050 фунтов на квадратный дюйм (14,1 МПа). Контакт переключателя на переключающем клапане закрывался, когда клапан находился во вторичном положении. Когда клапан закрывался, на контроллер APU отправлялся сигнал, который блокировал логику управления скоростью APU 100% и включал логику управления скоростью APU 112%. 100-процентная скорость APU позволяла одному APU/HPU подавать достаточное рабочее гидравлическое давление на оба сервопривода этого SRB. [ необходима цитата ]
Скорость ВСУ 100% соответствовала 72 000 об/мин, 110% — 79 200 об/мин, а 112% — 80 640 об/мин. [15]
Скорость гидравлического насоса составляла 3600 об/мин и обеспечивала гидравлическое давление 3050 ± 50 фунтов на квадратный дюйм (21,03 ± 0,34 МПа). Клапан сброса высокого давления обеспечивал защиту от избыточного давления в гидравлической системе и сбрасывал давление при 3750 фунтов на квадратный дюйм (25,9 МПа). [ необходима цитата ]
Вспомогательные силовые установки/гидроусилители и гидравлические системы можно было использовать повторно в течение 20 миссий. [15]
Каждый SRB имел два гидравлических сервопривода карданного подвеса , чтобы перемещать сопло вверх/вниз и из стороны в сторону. Это обеспечивало вектор тяги, помогающий управлять транспортным средством по всем трем осям (крен, тангаж и рыскание).
Часть управления вектором тяги подъема системы управления полетом направляла тягу трех основных двигателей шаттла и двух сопел SRB для управления положением и траекторией шаттла во время взлета и подъема. Команды от системы наведения передавались на приводы управления вектором тяги подъема (ATVC), которые передавали сигналы, пропорциональные командам, на каждый сервопривод основных двигателей и SRB. Четыре независимых канала системы управления полетом и четыре канала ATVC управляли шестью основными двигателями и четырьмя приводами SRB ATVC, причем каждый привод управлял одним гидравлическим портом на каждом основном и сервоприводе SRB.
Каждый сервопривод SRB состоял из четырех независимых двухступенчатых сервоклапанов, которые получали сигналы от драйверов. Каждый сервоклапан управлял одним силовым золотником в каждом приводе, который позиционировал плунжер привода и сопло для управления направлением тяги.
Четыре сервоклапана, управляющие каждым приводом, обеспечивали схему голосования с суммированием сил для позиционирования силового золотника. С четырьмя идентичными командами для четырех сервоклапанов действие суммы сил привода мгновенно предотвращало одиночный ошибочный вход, влияющий на движение силового плунжера. Если датчик перепада давления обнаруживал ошибочный вход, сохраняющийся в течение предопределенного времени, выбирался изолирующий клапан, полностью исключая его из суммы сил. Для каждого канала были предусмотрены мониторы отказов, чтобы указать, какой канал был обойден, и изолирующий клапан на каждом канале мог быть сброшен.
Каждый сервоприводной плунжер был оснащен преобразователями для обратной связи по положению с системой управления вектором тяги. Внутри каждого сервоприводного плунжера находился узел сброса нагрузки при приводнении, чтобы смягчить сопло при приводнении и предотвратить 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 выходной сигнал, пропорциональный угловым скоростям вокруг осей тангажа и рыскания, для компьютеров орбитального аппарата и системы наведения, навигации и управления во время полета на первой ступени подъема совместно с гироскопами скорости вращения орбитального аппарата до отделения SRB. При отделении SRB было выполнено переключение с RGA SRB на RGA орбитального аппарата.
Скорости RGA SRB проходили через мультиплексоры/демультиплексоры орбитального полета к GPC орбитального аппарата. Скорости RGA затем выбирались по среднему значению в управлении избыточностью для предоставления скоростей тангажа и рыскания SRB пользовательскому программному обеспечению. RGA были разработаны для 20 миссий.
Изготовлен из высокопрочной низколегированной стали D6AC толщиной 2 см . [16]
Смесь ракетного топлива в каждом твердотопливном ракетном двигателе состояла из перхлората аммония ( окислитель , 69,6% по весу), распыленного алюминиевого порошка ( топливо , 16%), оксида железа ( катализатор , 0,4%), PBAN (связующее, также действует как топливо, 12,04%) и эпоксидного отвердителя (1,96%). [17] [18] Это топливо обычно называют композитным топливом на основе перхлората аммония (APCP). Эта смесь давала твердотопливным ракетным двигателям удельный импульс 242 секунды (2,37 км/с) на уровне моря или 268 секунд (2,63 км/с) в вакууме. После зажигания 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 воспламенению. Удельная плотность энергии алюминия составляет около 31,0 МДж/кг [ требуется ссылка ] .
Топливо имело перфорацию в форме 11-конечной звезды в переднем сегменте двигателя и перфорацию в виде двойного усеченного конуса в каждом из задних сегментов и в кормовом закрытии. Такая конфигурация обеспечивала высокую тягу при зажигании, а затем уменьшала тягу примерно на треть через 50 секунд после старта, чтобы избежать перенапряжения транспортного средства во время максимального динамического давления (макс. Q). [17]
Зажигание SRB может произойти только при извлечении ручного стопорного штифта из каждого устройства безопасности и рычага SRB. Наземная команда удаляет штифт во время предстартовых мероприятий. В T−5:00 устройство безопасности и рычага SRB поворачивается в положение рычага. Команды на зажигание твердотопливного ракетного двигателя выдаются, когда три главных двигателя космического челнока (SSME) достигают или превышают 90% номинальной тяги, нет отказа SSME и/или индикации низкого напряжения пиротехнического контроллера инициатора (PIC) зажигания SRB и нет удержаний от системы обработки запуска (LPS).
Команды зажигания твердотопливного ракетного двигателя отправляются орбитальными компьютерами через главные контроллеры событий (MEC) на стандартные детонаторы NASA (NSD) безопасного и боевого устройства в каждом SRB. Одноканальное устройство разряда конденсатора PIC управляет срабатыванием каждого пиротехнического устройства. Для того чтобы PIC сгенерировал выходной сигнал пиротехнического устройства, должны одновременно присутствовать три сигнала. Эти сигналы, arm, fire 1 и fire 2, возникают в универсальных компьютерах орбитального аппарата (GPC) и передаются в MEC. MEC переформатируют их в сигналы постоянного тока 28 вольт для PIC. Сигнал arm заряжает конденсатор PIC до 40 вольт постоянного тока (минимум 20 вольт постоянного тока).
Последовательность запуска GPC также управляет определенными критическими клапанами главной двигательной системы и отслеживает показания готовности двигателя от SSME. Команды запуска MPS выдаются бортовыми компьютерами в T−6,6 секунд (ступенчатый запуск двигателя три, двигателя два, двигателя один все 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 инициируются функции безопасности.
Нормальное наращивание тяги до требуемого уровня тяги 90% приведет к тому, что SSME будут переведены в положение взлета в момент времени T−3 секунды, а также будет выдана команда «огонь 1» для включения SRB. В момент времени T−3 секунды допускается инициализация режимов изгибающей нагрузки основания транспортного средства (называемых «трубой», перемещение приблизительно на 25,5 дюйма (650 мм), измеренное на кончике внешнего бака, с перемещением в сторону внешнего бака).
Команды fire 2 заставляют избыточные NSD стрелять через тонкое барьерное уплотнение вниз по туннелю пламени. Это воспламеняет пиро. заряд усилителя, который удерживается в безопасном и взводном устройстве за перфорированной пластиной. Заряд усилителя воспламеняет топливо в инициаторе воспламенителя; и продукты сгорания этого топлива воспламеняют инициатор твердотопливного ракетного двигателя, который выстреливает по всей вертикальной длине твердотопливного ракетного двигателя, мгновенно воспламеняя топливо твердотопливного ракетного двигателя по всей его поверхности.
В момент T−0 зажигаются два SRB по команде четырех бортовых компьютеров; инициируется разделение четырех пироболтов на каждом SRB; два шлангокабеля T-0 (по одному с каждой стороны космического корабля) убираются; запускаются бортовой главный блок синхронизации, таймер событий и таймеры событий миссии; три SSME достигают 100%; и наземная последовательность запуска завершается.
Ссылка на последовательность синхронизации при зажигании имеет решающее значение для успешного взлета и подъема. Взрывные прижимные болты снимают (через опорные пьедесталы запуска и конструкцию площадки) асимметричные динамические нагрузки транспортного средства, вызванные зажиганием SSME и нарастанием тяги, а также приложенные нагрузки на упорные подшипники. Без прижимных болтов SSME резко опрокинули бы полетный стек (орбитер, внешний бак, SRB) на внешний бак. Этот вращающий момент изначально уравновешивается удерживающими болтами. Перед высвобождением стека транспортного средства для взлета SRB должны одновременно воспламениться и создать давление в своих камерах сгорания и выхлопных соплах, чтобы создать полученный от тяги чистый противовращающий момент, точно равный вращающему моменту SSME. Когда SRB достигают полной тяги, прижимные болты вырываются, освобождая блок корабля, чистый вращающий момент равен нулю, а чистая тяга корабля (противодействующая силе тяжести) положительна, поднимая блок орбитального корабля вертикально над стартовым постаментом, контролируемым посредством скоординированных движений карданного подвеса SSME и выхлопных сопел SRB.
Во время подъема несколько акселерометров по всем осям определяют и сообщают о полете и ориентации транспортного средства (относительно полетной палубы на борту орбитального аппарата), поскольку компьютеры полетной справки преобразуют навигационные команды (направление к определенной точке маршрута в пространстве и в определенное время) в команды двигателя и сопла двигателя, которые ориентируют транспортное средство относительно 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 корректирует свою ориентацию в ответ на входные команды динамического управления.
SRB сбрасываются с космического челнока на высоте около 146 000 футов (45 км). Разделение SRB инициируется, когда три датчика давления в камере твердотопливного двигателя обрабатываются в режиме выбора среднего значения избыточности управления, а давление в камере головной части обоих SRB меньше или равно 50 фунтов на квадратный дюйм (340 кПа). Резервным сигналом является время, прошедшее с момента зажигания ускорителя. Инициируется последовательность разделения, которая подает команду исполнительным механизмам управления вектором тяги в нулевое положение и переводит основную двигательную систему в конфигурацию второй ступени (через 0,8 секунды с момента инициализации последовательности), что обеспечивает тягу каждого SRB менее 100 000 фунтов-сил (440 кН). Орбитальное положение рыскания удерживается в течение четырех секунд, и тяга SRB падает до менее 60 000 фунтов-сил (270 кН).
SRB отделяются от внешнего бака в течение 30 миллисекунд после команды на стрельбу. Передняя точка крепления состоит из шара (SRB) и гнезда (внешний бак; ET), удерживаемых вместе одним болтом. Болт содержит один картридж давления NSD на каждом конце. Передняя точка крепления также несет перекрестную 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 один болт с картриджем давления NSD на каждом конце. Верхняя стойка также несет шлангокабельный интерфейс между ее SRB и внешним баком и на орбитальном аппарате.
На каждом конце каждого SRB имеется четыре двигателя разделения ускорителей (BSM). BSM отделяют SRB от внешнего бака. Твердотопливные ракетные двигатели в каждом кластере из четырех зажигаются путем поджигания избыточных патронов давления NSD в избыточных замкнутых коллекторах взрывателей. Команды разделения, выдаваемые с орбитального аппарата последовательностью разделения SRB, инициируют избыточный патрон давления NSD в каждом болте и зажигают BSM для осуществления чистого разделения.
Система безопасности полета (СБП) обеспечивает уничтожение ракеты или ее части с бортовыми взрывчатыми веществами по дистанционной команде в случае выхода ракеты из-под контроля с целью ограничения опасности для людей на Земле от падающих осколков, взрывов, пожаров, отравления отравляющими веществами и т.п. СБП была задействована только один раз — во время катастрофы космического челнока «Челленджер» (через 37 секунд после разрушения корабля, когда БРЭО находились в неуправляемом полете).
У шаттла было два RSS, по одному в каждом SRB. Оба могли принимать два командных сообщения (arm и fire), передаваемых с наземной станции. RSS использовался только тогда, когда шаттл нарушал красную линию траектории запуска.
Система RSS состоит из двух антенных соединителей, приемников/декодеров команд, двойного распределителя, безопасного и взводного устройства с двумя стандартными детонаторами NASA (NSD), двумя ограниченными коллекторами детонирующих взрывателей (CDF), семью сборками CDF и одним линейным кумулятивным зарядом (LSC).
Антенные соединители обеспечивают надлежащее сопротивление для радиочастотных команд и команд наземного оборудования поддержки. Командные приемники настроены на частоты команд RSS и обеспечивают входной сигнал распределителям при отправке команды RSS. Командные декодеры используют кодовую заглушку для предотвращения попадания в распределители любого командного сигнала, отличного от надлежащего командного сигнала. Распределители содержат логику для подачи действительных команд на уничтожение пиротехнике RSS.
NSD обеспечивают искру для зажигания CDF, который в свою очередь зажигает LSC для разрушения ускорителя. Устройство безопасности и взвода обеспечивает механическую изоляцию между NSD и CDF перед запуском и во время последовательности отделения SRB.
Первое сообщение, называемое arm, позволяет бортовой логике включить destruct и зажигает свет на дисплее палубы и панели управления на станции командира и пилота. Второе переданное сообщение является командой fire.
Распределители SRB в SRB соединены перекрестными связями. Таким образом, если один SRB получил сигнал на вооружённость или уничтожение, сигнал также будет отправлен на другой SRB.
Электропитание от батареи RSS в каждом SRB направляется в систему RSS A. Батарея восстановления в каждом SRB используется для питания системы RSS B, а также системы восстановления в SRB. RSS SRB отключается во время последовательности разделения, а система восстановления SRB включается. [20]
SRB сбрасываются с шаттловой системы через 2 минуты на высоте около 146 000 футов (45 км). После продолжения подъема до высоты около 220 000 футов (67 км) SRB начинают падать обратно на землю и, вернувшись в более плотную атмосферу, замедляются парашютной системой, чтобы предотвратить повреждение при ударе об океан. Команда отправляется с орбитального аппарата на SRB непосредственно перед разделением, чтобы подать питание от батареи на логическую сеть восстановления. Вторая, одновременная команда включает три двигателя носовой крышки (для развертывания пилотного и тормозного парашюта ), детонатор усеченного кольца (для развертывания основного парашюта) и боеприпас разъединения основного парашюта.
Последовательность восстановления начинается с работы высотного баропереключателя, который запускает пиротехнические двигатели носовой крышки. Это выбрасывает носовую крышку, которая раскрывает парашют пилота . Отделение носовой крышки происходит на номинальной высоте 15 704 фута (4787 м), примерно через 218 секунд после отделения SRB. Конический ленточный парашют пилота диаметром 11,5 футов (3,5 м) обеспечивает силу для вытягивания строп, прикрепленных к режущим ножам, которые разрезают петлю, фиксирующую ремни крепления дрога . Это позволяет вытяжному парашюту вытянуть блок дрога из SRB, заставляя стропы подвески дрога раскрываться из своего положения хранения. При полном вытягивании двенадцати строп подвески длиной 105 футов (32 м) мешок развертывания дрога отделяется от купола, и конический ленточный парашют дрога диаметром 54 фута (16 м) надувается до своего первоначального зарифленного состояния. Парашют-стабилизатор дважды снимает рифы после заданных задержек (используя резервные 7- и 12-секундные резаки для рифления), и он переориентирует/стабилизирует SRB для раскрытия основного парашюта. Парашют-стабилизатор имеет проектную нагрузку около 315 000 фунтов (143 т) и весит около 1200 фунтов (540 кг).
.jpg/1280px-STS-116_rocket_boosters_(NASA_KSC-06PD-2794).jpg)
После того, как стабилизирующий парашют стабилизировал SRB в положении хвостом вперед, усеченный парашют отделяется от передней юбки пиротехническим зарядом, срабатывающим от баропереключателя малой высоты на номинальной высоте 5500 футов (1700 м) примерно через 243 секунды после отделения SRB. Затем усеченный парашют оттягивается от SRB стабилизирующим парашютом. Стропы подвески основного парашюта вытягиваются из развертываемых мешков, которые остаются в усеченном парашюте. При полном выдвижении строп, длина которых составляет 203 фута (62 м), три основных парашюта вытягиваются из своих развертываемых мешков и надуваются до своего первого рифленого состояния. Усеченный и стабилизирующий парашют продолжают движение по отдельной траектории до приводнения. После заданных задержек по времени (с использованием резервных 10- и 17-секундных резаков для рифления) рифленые стропы главного парашюта обрезаются, и парашюты надуваются до второй рифленой и полностью открытой конфигурации. Основной кластер парашютов замедляет SRB до конечных условий. Каждый из конических ленточных парашютов диаметром 136 футов (41 м) с углом наклона 20° имеет расчетную нагрузку приблизительно 195 000 фунтов (88 т), а каждый весит приблизительно 2180 фунтов (990 кг). Эти парашюты являются крупнейшими из когда-либо использовавшихся, как по размеру в развернутом состоянии, так и по весу нагрузки. [ необходима цитата ] Удлинитель сопла RSRM отсекается пиротехническим зарядом примерно через 20 секунд после отделения усеченной части.
Удар о воду происходит примерно через 279 секунд после отделения SRB на номинальной скорости 76 футов в секунду (23 м/с). Дальность удара о воду составляет примерно 130 морских миль (240 км) от восточного побережья Флориды . Поскольку парашюты обеспечивают удар соплом вперед, воздух оказывается запертым в пустом (сгоревшем) корпусе двигателя, в результате чего ускоритель всплывает с передним концом примерно в 30 футах (9 м) над водой.
Раньше основные парашюты освобождались от SRB при ударе с помощью системы гаек для сброса парашюта (остаточные нагрузки в основных парашютах раскрывали фитинги для крепления парашюта с поплавками, привязанными к каждому фитингу). Текущая конструкция удерживает основные парашюты прикрепленными во время удара о воду (первоначальный удар и падение). Устройства, активируемые соленой водой (SWAR), теперь встроены в стропы основных парашютов для упрощения усилий по восстановлению и уменьшения повреждений SRB. [21] Мешок для развертывания дрога/пилотные парашюты, дроги и усеченные парашюты, каждый основной парашют и SRB являются плавучими и могут быть восстановлены.
Специально оборудованные спасательные корабли NASA , MV Freedom Star и MV Liberty Star , поднимают SRB и оборудование для спуска/подъема. После того, как ускорители обнаружены, водолазы устанавливают на место водолазный плунжер (DOP), чтобы закрыть сопло SRB и слить воду из корпуса двигателя. Закачка воздуха в SRB и откачка воды из него приводит к тому, что SRB переходит из плавающего положения носом вверх в горизонтальное положение, более подходящее для буксировки. Затем спасательные суда буксируют ускорители и другие поднятые объекты обратно в Космический центр Кеннеди .
Потеря космического челнока Challenger произошла из-за системного отказа одного из его SRB. Комиссия Роджерса установила, что причиной аварии стала «неправильная конструкция, неприемлемо чувствительная к ряду факторов» соединений SRB, усугубленная необычно холодной погодой утром в день полета. [22] [23] Конструкция полевого соединения была несовершенной, при этом изгиб соединений во время запуска нарушил герметичность больших резиновых уплотнительных колец и позволил им выдавливаться дальше в соединение и разрушаться, когда горячие выхлопные газы проходили через них во время прошлых запусков. Кроме того, уплотнительные кольца не были эластичными при низких температурах, таких как температура утром в январе 1986 года в день аварии (36 °F; 2,2 °C). Холодное соединение в правом SRB отказало при запуске и позволило горячим газам изнутри этого ракетного ускорителя прожечь отверстие в соседнем основном внешнем топливном баке, а также ослабить нижнюю стойку, удерживающую SRB на внешнем баке. Утечка в соединении SRB в конечном итоге привела к катастрофическому отказу нижней стойки и частичному отсоединению SRB, что привело к столкновению SRB с внешним баком. После того, как внешний бак был разрушен, а штабель шаттла, летевший со скоростью 1,92 Маха на высоте 46 000 футов (14 км), был смещен с оси правым SRB, а также из-за разрушения бака, Challenger распался. Оба SRB пережили аварию. [24] Незадолго до катастрофы инженеры, представлявшие Thiokol, рекомендовали отменить запуск из-за низких температур, но менеджеры NASA отклонили это предложение. [25]
В течение последующего простоя были проведены детальные структурные анализы критических структурных элементов SRB. Анализы были в первую очередь сосредоточены на областях, где аномалии были отмечены во время послеполетного осмотра восстановленного оборудования.
Одной из областей было кольцо крепления, где SRB соединяются с внешним баком. Были отмечены области разрушения в некоторых креплениях, где кольцо крепится к корпусу двигателя SRB. Эта ситуация была отнесена к высоким нагрузкам, возникающим при ударе о воду. Чтобы исправить ситуацию и обеспечить более высокие запасы прочности при подъеме, кольцо крепления было перепроектировано так, чтобы полностью охватывать корпус двигателя (360°). Ранее кольцо крепления имело форму буквы «С» и охватывало корпус двигателя всего на 270°. Кроме того, были проведены специальные структурные испытания на кормовой юбке. Во время этой программы испытаний аномалия произошла в критическом сварном шве между прижимной стойкой и обшивкой юбки. Была проведена перепроектировка для добавления кронштейнов усиления и фитингов в кормовое кольцо юбки.
Эти две модификации добавили примерно 450 фунтов (200 кг) к весу каждого SRB. Результат называется переработанным твердотопливным ракетным двигателем (RSRM). [26]
Генеральным подрядчиком по изготовлению сегментов двигателя 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, входящее в состав United Technologies, было первоначальным генеральным подрядчиком SRB по сборке, проверке и восстановлению SRB для всех компонентов не твердотопливных ракетных двигателей и для интеграции SRB. Они были самым долгосрочным генеральным подрядчиком для Space Shuttle, который был частью первоначальной команды запуска. USBI была поглощена United Space Alliance как подразделение Solid Rocket Booster Element в 1998 году, а подразделение USBI было расформировано в Pratt & Whitney в следующем году. На пике своей деятельности USBI имела более 1500 сотрудников, работающих над ускорителями Shuttle в KSC, Флорида и Хантсвилле, Алабама. [ необходима цитата ]
Компоненты SRB были перевезены из Юты в Космический центр Кеннеди во Флориде по железной дороге в течение двенадцати дней, покрыв 2000 миль (3200 км) и восемь штатов. Каждый сегмент и его специально изготовленный железнодорожный вагон весили приблизительно 300 000 фунтов (140 000 кг). Вагоны, перевозящие SRB, были разделены пустыми вагонами, чтобы распределить нагрузку по мостам и эстакадам, в частности по мосту через Индиан-Ривер, последнему мосту в пути поезда. [27] После восстановления отработанные сегменты были загружены в те же самые вагоны и возвращены в Юту для восстановления и дозаправки. [28]
2 мая 2007 года грузовой поезд, перевозивший сегменты твердотопливных ракетных ускорителей космического челнока, сошел с рельсов в Миртлвуде, штат Алабама , после того, как обрушилась железнодорожная эстакада . 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 вагоном, перевозившим кормовые выходные конусы (сопла), еще не находившиеся на эстакаде, остались на твердой земле. Упавшие с эстакады сегменты были извлечены 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, выпущенные после Challenger, на новый усовершенствованный твердотопливный ракетный двигатель (ASRM), который должен был быть построен Aerojet [30] на новом объекте, спроектированном субподрядчиком RUST International на месте отмененной атомной электростанции Tennessee Valley Authority в Йеллоу-Крик, штат Миссисипи ( Атомная электростанция Йеллоу-Крик ).
ASRM будет немного шире (диаметр ускорителя будет увеличен с 146 до 150 дюймов) и иметь 200 000 фунтов дополнительного топлива, а также производить дополнительную тягу, чтобы увеличить полезную нагрузку шаттла примерно на 12 000 фунтов, [30] чтобы он мог нести модули и строительные компоненты на МКС. Ожидалось, что они будут безопаснее, чем SRB после Challenger . [31] Первоначальный контракт на 1,2 млрд долларов должен был быть на 12 двигателей, с опционом еще на 88 за, возможно, еще 1 млрд долларов. [30] Morton Thiokol должен был построить сопла. [30] Первый испытательный полет ожидался около 1994 года. [30]
Программа ASRM была отменена в 1993 году [31] после того, как на месте появились роботизированные сборочные системы и компьютеры, а также было потрачено около 2 миллиардов долларов, в пользу дальнейшего использования SRB после исправления конструктивных недостатков.
Для обеспечения необходимой производительности для запуска шаттлов на полярной орбите со стартовой площадки SLC-6 на авиабазе Ванденберг в Калифорнии , SRB, использующие корпуса с намотанной нитью (FWC), были спроектированы так, чтобы быть более легкими, чем стальные корпуса, используемые в SRB, запускаемых из Космического центра Кеннеди. [32] В отличие от обычных SRB, которые имели несовершенную конструкцию полевого соединения, которая привела к катастрофе Challenger в 1986 году, ускорители FWC имели конструкцию соединения «двойной хвостовик» (необходимую для удержания ускорителей в правильном положении во время движения «трубы», когда SSME зажигаются перед стартом), но использовали два уплотнительных кольца. После закрытия SLC-6 ускорители FWC были утилизированы ATK и NASA, но их монтажные соединения, хотя и модифицированные для включения текущих трех уплотнительных колец и нагревателей соединений, были позднее (после STS-51L) включены в монтажные соединения на SRB, которые использовались до последнего полета в 2011 году.
До уничтожения космического челнока Columbia в 2003 году НАСА исследовало возможность замены текущих 4-сегментных SRB либо на 5-сегментный SRB, либо полностью заменить их жидкотопливными «обратными» ускорителями с использованием технологий Atlas V или Delta IV EELV. 5-сегментный SRB, который потребовал бы небольших изменений в текущей инфраструктуре шаттла, позволил бы космическому челноку нести дополнительные 20 000 фунтов (9 100 кг) полезной нагрузки на наклонной орбите Международной космической станции , исключить опасные режимы возврата на стартовую площадку (RTLS) и трансокеанского прерывания (TAL) , а также, используя так называемый маневр dog-leg, совершать полеты по полярной орбите с юга на север из Космического центра Кеннеди.
Пятисегментный SRB будет использовать более широкое сопло, чтобы соответствовать пределу давления существующих корпусов сегментов.
После уничтожения «Колумбии » НАСА отложило пятисегментный SRB для программы «Шаттл». [ почему? ] [33] Один пятисегментный испытательный двигатель, ETM-03, был запущен 23 октября 2003 года. [34] [35]
В рамках программы Constellation первая ступень ракеты Ares I планировалась с использованием пятисегментных SRB; в сентябре 2009 года пятисегментный SRB Space Shuttle (DM-1) был запущен в статических условиях на земле в пустынном испытательном полигоне ATK в штате Юта. [36] Дополнительные испытания (DM-2 и DM-3) были проведены в августе 2010 года и сентябре 2011 года. [37]
После отмены программы Constellation в 2011 году, новая система Space Launch System (SLS) была предназначена для использования 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 Promontory, штат Юта. [38]
Твердотопливные ракетные ускорители Space Shuttle выставлены в комплексе для посетителей Космического центра Кеннеди во Флориде, Космическом центре имени Стенниса в округе Хэнкок, штат Миссисипи, Космическом и ракетном центре США в Хантсвилле, штат Алабама, Музее авиации March Field на March ARB в Калифорнии [39] и на объекте Orbital ATK около Промонтори, штат Юта . [40] Частичный корпус ускорителя с намотанной нитью выставлен в Музее авиации и космонавтики Pima 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 перешло в регулярные полеты, прежде чем было отменено. До первого испытательного полета Space Launch System (SLS) в 2022 году единственный испытательный полет прототипа Ares IX в 2009 году был самым продвинутым из всех этих предложений.
Первоначально NASA планировало повторно использовать конструкцию и инфраструктуру четырехсегментного SRB в нескольких ракетах Ares, которые должны были вывести космический корабль Orion на орбиту. В 2005 году NASA объявило о создании ракеты- носителя Shuttle-Derived Launch Vehicle , которая должна была вывести исследовательский корабль Orion Crew Exploration Vehicle на низкую околоземную орбиту, а затем на Луну. Ракета-носитель Crew Launch Vehicle (CLV), созданная на основе SRB и названная Ares I , должна была иметь один модифицированный четырехсегментный SRB для первой ступени; один модифицированный основной двигатель Space Shuttle на жидком топливе должен был питать вторую ступень.
Конструкция Ares I, обновленная в 2006 году, включала один 5-сегментный SRB (первоначально разработанный для Shuttle, но никогда не использовавшийся) в качестве первой ступени; вторая ступень была оснащена модернизированным двигателем J-2X , полученным из 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 управления ориентацией, полученную из ракетной системы Regulus, и более крупные, тяжелые парашюты для спуска ступени в Атлантический океан для восстановления.
Также в 2005 году была представлена тяжелая грузовая ракета-носитель (CaLV) под названием Ares V. Ранние проекты Ares V использовали 5 стандартных серийных SSME и пару 5-сегментных ускорителей, идентичных тем, что предлагались для Shuttle, в то время как более поздние планы перепроектировали ускорители вокруг ракетного двигателя RS-68 , используемого в системе Delta IV EELV. Первоначально NASA перешло на систему, использующую 5-сегментные ускорители и кластер из 5 RS-68 (что привело к расширению основного блока Ares V), затем NASA переконфигурировало транспортное средство с 6 двигателями RS-68B, при этом сами ускорители стали 5,5-сегментными ускорителями с дополнительным полусегментом для обеспечения дополнительной тяги при старте.
Эта окончательная переделка сделала бы ускоритель Ares V выше и мощнее, чем ныне снятые с вооружения ракеты Saturn V/INT-20, N-1 и Energia , и позволила бы Ares V вывести как ступень отлета к Земле , так и космический корабль Altair 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 текущим SRB, за исключением дополнительных сегментов. Как и ускорители шаттла, ускорители Ares V должны были лететь по почти идентичной траектории полета от запуска до приводнения.
Программа Constellation, включавшая Ares I и Ares V, была отменена в октябре 2010 года в связи с принятием законопроекта NASA о разрешении на 2010 год.
Предложение DIRECT о новой ракете-носителе на базе «Шаттла», в отличие от ускорителей Ares I и Ares V, использует пару классических 4-сегментных SRB с SSME, используемыми на «Шаттле».
В 2008 году PlanetSpace предложила ракету-носитель Athena III для полетов по доставке грузов на МКС в рамках программы COTS ; она должна была иметь 2+1 ⁄ 2 сегмента из оригинальной конструкции SRB.
Первые версии (блоки 1 и 1B) космической пусковой системы (SLS) планируют использовать пару пятисегментных твердотопливных ракетных ускорителей (SRB), которые были разработаны на основе четырехсегментных SRB, используемых для Shuttle. Модификации для SLS включали добавление центрального сегмента ускорителя, новую авионику и новую изоляцию, которая устраняет асбест SRB Shuttle и на 860 кг (1900 фунтов) легче. Пятисегментные SRB обеспечивают примерно на 25% больше общего импульса, чем SRB Shuttle, и не восстанавливаются после использования. [42] [43] [ почему? ]
.tif/lossy-page1-1280px-thumbnail.tif.jpg)
В статье использованы материалы, являющиеся общественным достоянием, 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 г.; (2) у NASA не было фактического опыта полетов с усовершенствованными двигателями, когда программа была одобрена; (3) усовершенствованный двигатель не может быть использован для запуска первоначально определенных полезных нагрузок; (4) NASA запустило шаттл без [дальнейших] доказательств каких-либо существенных проблем с безопасностью твердотопливных ракетных двигателей; (5) расходы на разработку увеличились на 575 миллионов долларов из-за сокращения годового уровня финансирования программы; и (6) НАСА оценивает, что по состоянию на 30 сентября 1993 года расторжение существующих контрактов обойдется в 212 миллионов долларов. - В фактическом отчете говорится, что «предполагаемые расходы на разработку увеличились примерно на 95 процентов — до 3,25 миллиарда долларов по сравнению с первоначальной оценкой программы в январе 1988 года, а график первого полета сдвинулся более чем на 2,5 года».
