Ракетный ускоритель космического шаттла

Спейс Шаттл SRB

Два космических корабля SRB на гусеничном транспортере
Производитель	Тиокол , позже ATK United Space Boosters Inc., Пратт и Уитни
Страна происхождения	Соединенные Штаты
Используется на	Космический шатл
Общие характеристики
Высота	149,16 футов (45,46 м)
Диаметр	12,17 футов (3,71 м)
Масса брутто	1300000 фунтов (590 т)
Масса пороха	1,100,000 фунтов (500 т)
Пустая масса	200000 фунтов (91 т)
4-сегментный SRB
Мотор	1
Толкать	2800000 фунтов (12000 кН) на уровне моря
Удельный импульс	242 секунды (2,37 км / с)
Время горения	127 с
Топливо	PBAN - APCP

Space Shuttle Твердые ракеты - носителя ( Space Shuttle SRB ) был первым двигателем твердого топлива ракеты , которые будут использоваться для первичного толчка на транспортное средство , используемое для полетов человека в космос ^[1] , и при условии , что большинство из Space Shuttle тяги «ы в течение первых двух минут полета. После сгорания они были сброшены и сброшены с парашютом в Атлантический океан, где были извлечены , исследованы, отремонтированы и повторно использованы .

Space Shuttle SRB был самым мощным твердотопливным ракетным двигателем из когда-либо летавших. ^[2] Каждый из них обеспечивал максимальную тягу 14,7  МН (3 300 000  фунтов силы ), ^{[3] что} примерно вдвое больше, чем у самого мощного жидкостного ракетного двигателя с одной камерой сгорания, когда-либо летавших, Rocketdyne F-1 . При общей массе около 1180 т (1160 длинных тонн; 1300 коротких тонн) они составляли более половины массы штабеля Шаттла при взлете. Моторные сегменты SRB были произведены компанией Thiokol из Бригам-Сити, штат Юта , которая позже была приобретена ATK.. Генеральным подрядчиком по большинству других компонентов SRB, а также по интеграции всех компонентов и извлечению израсходованных SRB была компания USBI, дочерняя компания Pratt and Whitney . Впоследствии этот контракт был передан United Space Alliance , совместному предприятию с ограниченной ответственностью Boeing и Lockheed Martin .

Из 270 SRB, запущенных по программе Shuttle, были восстановлены все, кроме четырех - с STS-4 (из-за неисправности парашюта) и STS-51-L ( катастрофа Challenger ). ^[4] Более 5000 деталей были восстановлены для повторного использования после каждого полета. В последний набор SRB, которые запустили STS-135, вошли части, которые выполняли 59 предыдущих миссий, включая STS-1 . ^[5] Восстановление также позволило провести послеполетный осмотр ускорителей, ^[6] выявить аномалии и внести дополнительные улучшения в конструкцию. ^[7]

Обзор [ править ]

Два многоразовых SRB обеспечивали основную тягу для поднятия шаттла от стартовой площадки на высоту около 150 000 футов (28 миль; 46 км). Находясь на площадке, два SRB несли весь вес внешнего бака и орбитального корабля и передавали весовую нагрузку через свою конструкцию на платформу мобильной пусковой установки . Каждый ускоритель имел стартовую тягу около 2 800 000 фунтов силы (12  МН ) на уровне моря, увеличиваясь вскоре после старта до примерно 3 300 000 фунтов силы (15 МН). ^[3] Они зажглись после проверки тяги трех главных двигателей РС-25 . Семьдесят пять секунд после отделения SRB, апогей SRBпроизошло на высоте приблизительно 220 000 футов (42 миль; 67 км); Затем были развернуты парашюты , и столкновение произошло в океане на расстоянии приблизительно 122 морских миль (226  км ) вниз, после чего два SRB были восстановлены. SRB помогли космическому шаттлу подняться на высоту 28 миль (45 км) и развить скорость 3 094 миль в час (4979 км / ч) вместе с главными двигателями.

SRB заставили шаттл взлетать и подниматься (на орбиту) без возможности запуска или прерывания взлета / подъема до тех пор, пока оба двигателя полностью и одновременно не выполнят свои функции, не израсходуют свое топливо, не будут производить нулевую реактивную тягу и был сброшен (опять же одновременно) с помощью взрывных болтов, выброшенных за борт из оставшейся части стартовой "стопки" транспортного средства (шаттл с двигателями; бак для топлива / окислителя). Только тогда можно было рассмотреть любой мыслимый набор процедур запуска или прерывания после старта. Кроме того, отказ индивидуальной выходной тяги SRB или его способность придерживаться проектного профиля характеристик, вероятно, не были жизнеспособными. ^[8]

SRB были самыми большими твердотопливными двигателями, которые когда-либо летали, и первыми из таких больших ракет, предназначенных для повторного использования. ^{[ необходима цитата ]} Каждый 149,16 футов (45,46 м) в длину и 12,17 футов (3,71 м) в диаметре. Каждый SRB весил приблизительно 1 300 000 фунтов (590 т) на старте. Два SRB составляли около 69% от общей взлетной массы. Первичное топливо представляло собой перхлорат аммония ( окислитель ) и распыленный алюминиевый порошок ( топливо ), а общее количество топлива для каждого твердотопливного ракетного двигателя составляло примерно 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, оперативная летная аппаратура, авионика восстановления, пиротехника , система замедления, система управления вектором тяги и система разрушения дальности .

Хотя термины твердотопливный ракетный двигатель и твердотопливный ракетный ускоритель часто используются как синонимы, в техническом использовании они имеют определенные значения. Термин твердотопливный ракетный двигатель применяется к топливу, гильзе, воспламенителю и соплу. Твердотопливный ракетный ускоритель применялся ко всему ракетному комплексу, который включал в себя ракетный двигатель, а также спасательные парашюты, электронные приборы, разделительные ракеты, систему безопасного разрушения дальности и управление вектором тяги.

Каждый ускоритель крепился к внешнему баку на кормовом шпангоуте СРБ двумя поперечными распорками и диагональным креплением. Передний конец каждого SRB был прикреплен к внешнему резервуару на переднем конце передней юбки SRB. На стартовой площадке каждый ускоритель также был прикреплен к платформе мобильной пусковой установки в кормовой юбке четырьмя хрупкими гайками, которые были оторваны при взлете. ^{[ необходима цитата ]}

Бустеры 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 друг с другом с помощью периферийного выступа, вилки и шпильки и герметизированы уплотнительными кольцами (первоначально два, замененных на три после катастрофы Challenger в 1986 году) и термостойкой замазкой. ^{[ необходима цитата ]}

Компоненты [ править ]

Удерживаемые сообщения [ править ]

У каждого твердотопливного ракетного ускорителя было четыре прижимных стойки, которые помещались в соответствующие опорные стойки на платформе мобильной пусковой установки. Прижимные болты удерживали вместе стойки SRB и пусковой платформы. Каждый болт имел гайку на каждом конце, причем верхняя гайка была хрупкой . Верхняя гайка содержала два стандартных детонатора НАСА (NSD), которые зажигались по командам зажигания твердотопливного двигателя.

Когда два NSD зажигались при каждом удержании, прижимной болт перемещался вниз из-за снятия напряжения в болте (предварительно натянутого перед запуском), давления газа NSD и силы тяжести. Затвор остановился стойкой торможения шпильки, в которой находился песок. Болт SRB имел длину 28 дюймов (710 мм) и диаметр 3,5 дюйма (89 мм). Хрупкая гайка попала в взрывной контейнер.

Команды зажигания твердотопливного двигателя были поданы компьютерами орбитального корабля через главные контроллеры событий на прижимные контроллеры пиротехнических инициаторов (PIC) на платформе мобильной пусковой установки . Они обеспечивали зажигание прижимных НРД. Система обработки запуска контролировала удерживающие PIC SRB на предмет низкого напряжения в течение последних 16 секунд перед запуском. Низкое напряжение PIC инициирует задержку запуска.

Распределение электроэнергии [ править ]

Распределение электроэнергии в каждом SRB состояло из питания основной шины постоянного тока, подаваемой орбитальным аппаратом, на каждый SRB через шины SRB, обозначенные A, B и C. Основные шины постоянного тока орбитального аппарата A, B и C обеспечивали питание основной шины постоянного тока на соответствующие шины SRB A, B и C. Кроме того, основная шина постоянного тока C орбитального аппарата обеспечивала резервное питание для шин A и B SRB, а шина B орбитального аппарата обеспечивала резервное питание для шины C. автобус вышел из строя.

Номинальное рабочее напряжение составляло 28 ± 4 В постоянного тока.

Гидравлические силовые агрегаты [ править ]

На каждом SRB было два автономных независимых гидравлических силовых агрегата (HPU). Каждый HPU состоял из вспомогательной силовой установки (APU), модуля подачи топлива, гидравлического насоса , гидравлического бака и узла коллектора гидравлической жидкости . ВСУ работали на гидразине.и генерировала механическую мощность на валу для привода гидравлического насоса, который создавал гидравлическое давление для гидравлической системы SRB. Два отдельных ГПА и две гидравлические системы были расположены на кормовом конце каждого SRB между соплом SRB и кормовой юбкой. Компоненты ГВД устанавливались на кормовой юбке между приводами откидывания и наклона. Две системы работали от T минус 28 секунд до отделения SRB от орбитального аппарата и внешнего резервуара. Две независимые гидравлические системы были подключены к сервоактивам качения и наклона .

Электроника контроллера HPU была размещена в кормовых интегрированных электронных узлах SRB на задних внешних кольцах крепления бака.

ГЭС 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 для выталкивания (принудительное вытеснение) топлива из бака в топливораспределительную магистраль, поддерживая положительную подачу топлива к ВСУ на протяжении всей ее работы.

В ВСУ топливный насос повышал давление гидразина и подавал его в газогенератор. Газогенератор каталитическиразложил гидразин до горячего газа под высоким давлением; двухступенчатая турбина преобразовывала это в механическую энергию, приводя в движение коробку передач. Отходящий газ, который теперь стал более холодным и находился под низким давлением, снова пропускался через корпус газогенератора, чтобы охладить его перед сбросом за борт. Коробка передач приводила в действие топливный насос, собственный смазочный насос и гидравлический насос HPU. Как уже было сказано, система не могла запускаться самостоятельно, поскольку топливный насос приводился в действие турбиной, в которую он подавал топливо. Соответственно, байпасная линия проходила вокруг насоса и питала газогенератор, используя давление в баке с азотом, до тех пор, пока скорость APU не стала такой, что выходное давление топливного насоса превысило давление в байпасной линии, после чего все топливо было подано в топливный насос. .

Когда скорость APU достигает 100%, первичный регулирующий клапан APU закрывается, и скорость APU контролируется электроникой контроллера APU. Если логика первичного регулирующего клапана отказывает в открытом состоянии, вторичный регулирующий клапан принимает на себя управление APU на скорости 112%. ^{[ необходима цитата ]}

Каждый HPU на SRB был подключен к обоим сервоактюаторам.на этом SRB с помощью переключающего клапана, который позволял при необходимости распределять гидравлическую мощность от любого HPU на оба привода. Каждый HPU служил основным гидравлическим источником для одного сервопривода и вторичным источником для другого сервопривода. Каждый HPU обладал способностью обеспечивать гидравлическое питание обоих сервоприводов в пределах 115% рабочих пределов в случае, если гидравлическое давление от другого HPU должно упасть ниже 2050 фунтов на квадратный дюйм (14,1 МПа). Контакт переключателя на переключающем клапане замкнут, когда клапан находился во вторичном положении. Когда клапан был закрыт, на контроллер APU был отправлен сигнал, который заблокировал логику управления скоростью 100% APU и включил логику управления скоростью 112% APU. 100-процентная скорость APU позволяла одному APU / HPU обеспечивать достаточное рабочее гидравлическое давление на оба сервопривода этого SRB.^{[ необходима цитата ]}

100-процентная скорость APU соответствовала 72 000 об / мин, 110% - 79 200 об / мин и 112% - 80 640 об / мин. ^{[ необходима цитата ]}

Скорость гидравлического насоса составляла 3600 об / мин, а подаваемое 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 давлении 3750 фунтов на квадратный дюйм (25,9 МПа). ^{[ необходима цитата ]}

APU / HPU и гидравлические системы были многоразовыми для 20 миссий. ^{[ необходима цитата ]}

Управление вектором тяги [ править ]

Каждый SRB имел два гидравлических сервопривода кардана для перемещения сопла вверх / вниз и из стороны в сторону. Это обеспечивало управление вектором тяги, чтобы помочь управлять автомобилем по всем трем осям (крен, тангаж и рыскание).

Блок управления восходящим вектором тяги системы управления полетом направлял тягу трех главных двигателей челнока и двух сопел SRB для управления ориентацией и траекторией челнока 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 SRB. Четыре независимых канала системы управления полетом и четыре канала ATVC управляли шестью главными двигателями и четырьмя приводами ATVC SRB, причем каждый водитель управлял одним гидравлическим портом на каждом главном и сервоприводе SRB.

Каждый сервопривод SRB состоял из четырех независимых двухступенчатых сервоклапанов, принимавших сигналы от драйверов. Каждый сервоклапан управлял одним силовым золотником в каждом исполнительном механизме, который располагал гидроцилиндр исполнительного механизма и сопло для управления направлением тяги.

Четыре сервоклапана, управляющие каждым исполнительным механизмом, обеспечили механизм большинства голосов с суммированным усилием для позиционирования силовой катушки. Посредством четырех идентичных команд для четырех сервоклапанов действие суммирования сил привода мгновенно предотвратило один ошибочный ввод, влияющий на движение гидроцилиндра. Если датчик перепада давления обнаруживает, что ошибочный ввод сохраняется в течение заданного времени, будет выбран изолирующий клапан, полностью исключив его из суммы сил. Для каждого канала были предусмотрены мониторы отказов, чтобы указать, какой канал был обойден, и запорный клапан на каждом канале мог быть сброшен.

Каждый гидроцилиндр привода был оборудован датчиками для обратной связи по положению с системой управления вектором тяги. Внутри каждого гидроцилиндра сервопривода находился узел разгрузки разбрызгивающей нагрузки, чтобы смягчить сопло при разбрызгивании воды и предотвратить повреждение гибкого подшипника сопла.

Оцените сборки гироскопа [ править ]

Каждый SRB содержал три гироскопа скорости (RGA), причем каждый RGA содержал один гироскоп шага и один гироскоп рыскания. Они обеспечивали выходной сигнал, пропорциональный угловым скоростям относительно осей тангажа и рыскания, для компьютеров орбитального аппарата и системы наведения, навигации и управления во время полета на первой ступени всплытия в сочетании с гироскопами скорости крена орбитального корабля до отделения SRB. При разделении SRB было произведено переключение с RGA SRB на RGA орбитального аппарата.

Скорости RGA SRB проходили через мультиплексоры / демультиплексоры полета орбитального аппарата на орбитальные GPC. Затем в управлении резервированием были выбраны средние значения скорости RGA, чтобы предоставить пользовательскому программному обеспечению скорости тангажа и рыскания SRB. RGA были рассчитаны на 20 вылетов.

Сегментировать дела [ править ]

Изготовлен из высокопрочной низколегированной стали D6AC толщиной 2 см . ^[9]

Горючее [ править ]

Ракетное топливо смесь в каждом твердотопливном ракетном двигателе состояла из перхлората аммония ( окислителя , 69,6% по весу), распыленные алюминиевого порошка ( топлива , 16%), оксид железа ( катализатор , 0,4%), PBAN (связующее вещество, также действует в качестве топлива, 12,04%) и отвердитель эпоксидной смолы (1,96%). ^{[10] [11]} Этот пропеллент обычно называют композитным топливом на основе перхлората аммония (APCP). Эта смесь дала твердотопливным ракетным двигателям специфический импульс.242 секунды (2,37 км / с) на уровне моря или 268 секунд (2,63 км / с) в вакууме. После зажигания двигатель сжег топливо при номинальном давлении в камере 906,8 фунтов на квадратный дюйм (6,252 МПа). ^[12]

Основное топливо, алюминий, было использовано, потому что оно имеет разумную удельную плотность энергии около 31,0 МДж / кг, но высокую объемную плотность энергии, и его трудно случайно воспламенить.

Пропеллент имел перфорацию в форме звезды в виде 11-ти точек в переднем моторном сегменте и перфорацию в виде двойного усеченного конуса в каждом из кормовых сегментов и в кормовом затворе. Эта конфигурация обеспечивала высокую тягу при зажигании, а затем уменьшала тягу примерно на треть через 50 секунд после отрыва, чтобы избежать перенапряжения транспортного средства при максимальном динамическом давлении (макс. Q). ^[10]

Функция [ править ]

Зажигание [ править ]

Возгорание SRB может произойти только после снятия фиксирующего штифта с каждого сейфа и рычага SRB. Наземный экипаж снимает штифт во время предстартовых работ. В T − 5:00 устройство сейфа и рукоятки SRB переводится в положение рукоятки. Команды на зажигание твердотопливного двигателя подаются, когда три главных двигателя космического корабля (SSME) имеют 90% номинальной тяги или выше, нет отказа SSME и / или отображается низкое напряжение контроллера пиротехнического инициатора (PIC) зажигания SRB и нет удерживается от системы обработки запуска (LPS).

Команды на зажигание твердотопливного двигателя отправляются компьютерами орбитального аппарата через главные контроллеры событий (MEC) на стандартные детонаторы (NSD) NASA в каждом SRB. Устройство одноканального разряда конденсатора PIC управляет срабатыванием каждого пиротехнического устройства. Три сигнала должны присутствовать одновременно, чтобы PIC генерировал выходной сигнал пиропатрона. Эти сигналы, «постановка», «огонь 1» и «огонь 2», исходят от универсальных компьютеров (GPC) орбитального аппарата и передаются в MEC. MEC переформатируют их в сигналы постоянного тока 28 В для PIC. Сигнал рычага заряжает конденсатор PIC до 40 вольт постоянного тока (минимум 20 вольт постоянного тока).

Последовательность запуска GPC также управляет некоторыми критическими клапанами главной двигательной установки и контролирует индикацию готовности двигателя от SSME. Команды запуска MPS выдаются бортовыми компьютерами в момент T-6,6 секунды (ступенчатый запуск двигателя три, двигатель два, двигатель один - все примерно в пределах 0,25 секунды), и последовательность контролирует нарастание тяги каждого двигателя. Все три SSME должны достичь требуемой тяги 90% в течение трех секунд; в противном случае выдается команда на нормальное завершение работы и запускаются функции безопасности.

Нормальное нарастание тяги до требуемого уровня тяги 90% приведет к тому, что SSME будет отдан команде в положение отрыва в момент T-3 секунды, а также будет дана команда fire 1 для взведения SRB. В момент времени T-3 секунды режимы изгибающей нагрузки на основание транспортного средства могут быть инициализированы (называемое «звуком», перемещение приблизительно 25,5 дюйма (650 мм), измеренное на конце внешнего бака, с движением в направлении внешнего бака) .

Команды fire 2 заставляют избыточные NSD стрелять через тонкую заглушку барьера в туннеле пламени. Это воспламеняет пиропатрон. разгонный заряд, который удерживается в сейфе и вооружении за перфорированной пластиной. Разгонный заряд воспламеняет топливо в инициаторе воспламенителя; и продукты сгорания этого топлива воспламеняют инициатор твердотопливного ракетного двигателя, который срабатывает по всей вертикальной длине твердотопливного ракетного двигателя, мгновенно воспламеняя топливо твердотопливного ракетного двигателя по всей площади его поверхности.

В момент T-0 зажигаются два SRB под управлением четырех бортовых компьютеров; начинается разделение четырех разрывных болтов на каждом SRB; два шлангокабеля Т-0 (по одному с каждой стороны космического корабля) убраны; запускаются бортовое главное устройство отсчета времени, таймер событий и таймеры событий миссии; три SSME на 100%; и последовательность запуска с земли прекращается.

Отрыв и восхождение [ править ]

Отслеживание последовательности синхронизации при зажигании имеет решающее значение для успешного взлета и всплытия. Взрывные прижимные болты снимают (через опоры пусковой опоры и конструкцию площадки) асимметричные динамические нагрузки транспортного средства, вызванные воспламенением SSME и увеличением тяги, а также приложенными нагрузками на упорный подшипник. Без прижимных болтов SSME резко опрокинули бы полетный блок (орбитальный аппарат, внешний бак, SRB) на внешний бак. Первоначально этому вращающему моменту противодействуют стопорные болты. Перед выпуском комплекта транспортных средств для отталкивания SRB должны одновременно воспламениться и создать давление в своих камерах сгорания и выхлопных соплах, чтобы создать получаемый от тяги результирующий момент встречного вращения, точно равный вращающему моменту SSME. Когда SRB достигают полной тяги, прижимные болты выдуваются,при выпуске штабеля корабля чистый вращающий момент равен нулю, а чистая тяга корабля (противодействие силе тяжести) положительна, поднимая штабель орбитального аппарата вертикально с пусковой площадки, управляемый через скоординированныйкарданные перемещения SSME и выхлопных сопел SRB.

Во время всплытия несколько всеосевых акселерометров обнаруживают и сообщают о полете и ориентации транспортного средства (со ссылкой на кабину экипажа на борту орбитального аппарата), поскольку контрольные компьютеры полета переводят навигационные команды (рулевое управление к определенной путевой точке в пространстве и в определенное время) в команды кардана двигателя и сопла двигателя, которые ориентируют транспортное средство относительно его центра масс. Когда силы на транспортном средстве изменяются из-за расхода топлива, увеличения скорости, изменения аэродинамического сопротивления и других факторов, транспортное средство автоматически регулирует свою ориентацию в ответ на входные команды динамического управления.

Конечным результатом является относительно плавное и постоянное (затем постепенно уменьшающееся) гравитационное притяжение из-за ускорения в сочетании с уменьшением аэродинамического трения по мере достижения и преодоления верхних слоев атмосферы.

Разделение [ править ]

SRB сбрасываются с космического корабля многоразового использования на большой высоте около 146 000 футов (45 км). Разделение SRB инициируется, когда три датчика давления в камере двигателя твердотопливной ракеты обрабатываются при выборе среднего значения управления резервированием и давление в головной части камеры обоих SRB меньше или равно 50 фунтам на квадратный дюйм (340 кПа). Резервный сигнал - это время, прошедшее с момента зажигания усилителя.

Последовательность разделения запускается, приводя исполнительные механизмы управления вектором тяги в нулевое положение и переводя главную силовую установку в конфигурацию второй ступени (0,8 секунды с момента инициализации последовательности), что гарантирует, что тяга каждого SRB составляет менее 100000 фунтов силы (440 фунтов) кН). Положение орбитального орбитального аппарата сохраняется в течение четырех секунд, а тяга SRB падает до менее 60000 фунтов силы (270 кН).

SRB отделяются от внешнего танка в течение 30 миллисекунд после команды стрельбы.

Передняя точка крепления состоит из шара (SRB) и гнезда (внешний бак; ET), скрепленных одним болтом. Болт содержит по одному баллону давления NSD на каждом конце. Передняя точка крепления также несет поперечную проводку системы безопасности диапазона, соединяющую друг с другом SRB RSS и ET RSS.

Кормовые точки крепления состоят из трех отдельных подкосов: верхней, диагональной и нижней. Каждая стойка содержит по одному болту с картриджем давления NSD на каждом конце. Верхняя стойка также несет шлангокабель между своим SRB и внешним резервуаром и на орбитальный аппарат.

На каждом конце каждого SRB установлено по четыре бустерных двигателя разделения (BSM). BSM отделяют SRB от внешнего резервуара. Твердотопливные ракетные двигатели в каждой группе из четырех зажигаются путем выстрела избыточных патронов НСД под давлением в избыточные ограниченные коллекторы детонирующих взрывателей.

Команды разделения, выдаваемые с орбитального аппарата последовательностью разделения SRB, запускают резервный картридж давления NSD в каждом болте и зажигают BSM, чтобы произвести чистое разделение.

Система безопасности стрельбища [ править ]

Система безопасности дальности (RSS) предусматривает уничтожение ракеты или ее части с помощью бортовых взрывчатых веществ по дистанционной команде, если ракета выходит из-под контроля, чтобы ограничить опасность для людей на земле от разлетающихся осколков, взрывов и т. Д. пожар, отравляющие вещества и т. д. РСС сработала только один раз - во время катастрофы космического корабля " Челленджер" (через 37 секунд после развала корабля, когда БПЛА находились в неконтролируемом полете).

Шаттл имел два РУСС, по одному в каждом БРП. Оба были способны принимать два командных сообщения (оружие и огонь), передаваемые с наземной станции. РСС использовалась только тогда, когда шаттл нарушал красную линию траектории пуска.

RSS состоит из двух антенных соединителей, приемников / декодеров команд, двойного распределителя, устройства безопасности и защиты с двумя стандартными детонаторами NASA (NSD), двух ограниченных коллекторов детонирующих взрывателей (CDF), семи сборок CDF и одного линейно-кумулятивного заряда ( LSC).

Антенные ответвители обеспечивают надлежащий импеданс для команд радиочастотного и наземного вспомогательного оборудования. Приемники команд настроены на частоту команд RSS и обеспечивают входной сигнал распределителям при отправке команды RSS. Декодеры команд используют заглушку кода, чтобы предотвратить попадание в распределители любого командного сигнала, кроме правильного. Распределители содержат логику для подачи действительных команд уничтожения пиротехнике RSS.

NSD обеспечивают искру для зажигания CDF, которая, в свою очередь, зажигает LSC для разрушения ускорителя. Устройство безопасности и защиты обеспечивает механическую изоляцию между NSD и CDF перед запуском и во время последовательности отделения SRB.

Первое сообщение, называемое arm, позволяет бортовой логике разрешить разрушение и загорается на дисплее кабины экипажа и панели управления на командирском и пилотском постах. Второе переданное сообщение - это команда огня.

Распределители SRB в SRB скреплены между собой поперечными ремнями. Таким образом, если один SRB получил сигнал активации или уничтожения, этот сигнал также будет отправлен на другой SRB.

Электроэнергия от батареи RSS в каждом SRB направляется в систему RSS A. Батарея восстановления в каждом SRB используется для питания системы RSS B, а также системы восстановления в SRB. RSS SRB отключается во время последовательности разделения, а система восстановления SRB включается. ^[13]

Спуск и восстановление [ править ]

SRB сбрасываются с системы шаттлов через 2 минуты и на высоте около 146 000 футов (44 км). После продолжения подъема на высоту около 220 000 футов (67 км) SRB начинают падать обратно на землю и, оказавшись в более плотной атмосфере, замедляются с помощью парашютной системы, чтобы предотвратить повреждение при столкновении с океаном. Команда отправляется с орбитального аппарата на SRB непосредственно перед разделением, чтобы подать питание от батареи на логическую сеть восстановления. Вторая, одновременная команда, включает три подруливающих устройства на носовой части (для развертывания пилотного и тормозного парашюта ), детонатор в форме усеченного кольца (для развертывания основного парашюта) и устройство отключения основного парашюта.

Последовательность восстановления начинается с срабатывания высотного баропереключателя , который включает пиротехнические подруливающие устройства носовой части. Это выбрасывает носовую часть, которая раскрывает пилотный парашют . Отделение носовой части происходит на номинальной высоте 15704 фута (4787 м), примерно через 218 секунд после отделения SRB. Пилотный парашют с конической лентой диаметром 11,5 футов (3,5 м) обеспечивает силу для вытягивания шнурков, прикрепленных к режущим ножам, которые перерезают петлю, фиксирующую якорь.ремни для удержания. Это позволяет вытяжному парашюту вытягивать тормозной блок из SRB, заставляя тормозные стропы разворачиваться из своего сохраненного положения. При полном выдвижении двенадцати подвесных тросов длиной 105 футов (32 м) мешок развертывания тормозного парашюта отделяется от купола, и конический ленточный парашют диаметром 54 фута (16 м) надувается до своего первоначального состояния рифов. Яблоко срабатывает дважды после заданных временных задержек (с использованием резервных 7- и 12-секундных резаков для рифления) и переориентирует / стабилизирует SRB для развертывания основного парашюта. Расчетная нагрузка тормозного парашюта составляет приблизительно 315 000 фунтов (143 т), а вес - приблизительно 1 200 фунтов (540 кг).

После того, как тормозной парашют стабилизировал SRB в положении хвостом вперед, усеченная пирамида отделяется от передней юбки пиротехническим зарядом, запускаемым низковысотным баропереключателем на номинальной высоте 5 500 футов (1700 м) примерно через 243 секунды после SRB. разделение. Затем усеченная поверхность отделяется от SRB тормозным парашютом. Основные подвесные линии желоба вытягиваются из мешков для развертывания, которые остаются в усеченной пирамиде. При полном выдвижении линий, длина которых составляет 203 фута (62 м), три основных желоба вытягиваются из мешков для развертывания и надуваются до своего первого состояния рифов. Усеченный парашют и тормозной парашют продолжают движение по отдельной траектории до приводнения. По истечении заданного времени задержки (с использованием дублирующих ножей для рифления на 10 и 17 секунд),основные линии рифления желоба разрезаются, и желобы надуваются до их второй конфигурации с рифлением и полностью открытого состояния. Главный желоб замедляет SRB до конечных условий. Каждый из парашютов диаметром 136 футов (41 м) с конической лентой 20 ° имеет расчетную нагрузку приблизительно 195 000 фунтов (88 т) и каждый весит приблизительно 2180 фунтов (990 кг). Эти парашюты являются самыми большими из когда-либо использовавшихся, как по размеру в раскрытом состоянии, так и по весу груза.^{[ необходима цитата ]} Удлинитель сопла RSRM разрывается пиротехническим зарядом примерно через 20 секунд после отделения усеченной поверхности.

Удар воды 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 обеспечивают удар первым соплом, воздух задерживается в пустом (сгоревшем) кожухе двигателя, заставляя ускоритель плавать передним концом над водой примерно на 30 футов (9,1 м).

Раньше главные парашюты освобождались от SRB при ударе с использованием системы боеприпасов с гайкой сброса парашюта (остаточные нагрузки в главных парашютах приводили в действие фитинги крепления парашюта с поплавками, привязанными к каждому фитингу). Текущая конструкция удерживает основные желоба прикрепленными во время удара воды (первоначальный удар и удар). Устройства, активируемые с помощью соленой воды (SWAR), теперь встроены в линии стояков основного желоба, чтобы упростить усилия по восстановлению и уменьшить повреждение SRB. ^[14] Погружной мешок / пилотные парашюты, тормозные парашюты и усеченные парашюты, каждый главный парашют и SRB являются плавучими и восстанавливаются.

Специально оборудованные спасательные корабли НАСА , MV  Freedom Star и MV  Liberty Star , восстанавливают SRB и оборудование для спуска / восстановления. После того, как бустеры установлены, дайверы маневрируют заглушку, управляемую водолазом (DOP), на место, чтобы заглушить форсунку SRB и слить воду из корпуса двигателя. Закачка воздуха и воды из SRB заставляет SRB переходить из плавающего положения с поднятым носом в горизонтальное положение, более подходящее для буксировки. Затем поисковые суда отбуксируют ускорители и другие найденные объекты обратно в Космический центр Кеннеди .

Катастрофа Челленджера [ править ]

Потеря космического корабля " Челленджер" произошла из-за отказа системы одного из его космических кораблей . Комиссия Роджерса установила, что причиной аварии была «неисправная конструкция, недопустимо чувствительная к ряду факторов» сочленений SRB, усугубленная необычно холодной погодой в утро полета. ^{[15] [16]}Комиссия обнаружила, что большие резиновые «уплотнительные кольца» в соединениях SRB не эффективны при низких температурах, как это было утром в январе 1986 года во время аварии (36 ° F, 2,2 ° C). Хладнокровный шарнир в правом SRB вышел из строя при запуске и в конечном итоге позволил горячим газам изнутри этого ракетного ускорителя прожечь отверстие в соседнем главном внешнем топливном баке, а также ослабить нижнюю стойку, удерживающую SRB на внешнем баке. Утечка в соединении SRB вызвала катастрофический отказ нижней стойки и частичное отсоединение SRB, что привело к столкновению между SRB и внешним баком. С распадающимся внешним баком и сильно неосевой тягой от правого SRB, двигаясь со скоростью в Маха. 1.92 на высоте 46 000 футов (14 км), штабель космического челнока распался и был охвачен «взрывным ожогом» (то есть быстрым горением ) жидкого топлива из внешнего бака. ^[17] Производитель SRB сообщил об опасениях, связанных с низкими температурами, но они были преодолены из-за сопротивления со стороны менеджеров НАСА изменить критерии запуска на столь поздней стадии подготовки к запуску.

Во время последующего простоя был проведен подробный структурный анализ критических структурных элементов SRB. Анализы в первую очередь были сосредоточены в тех областях, где во время послеполетного осмотра восстановленного оборудования были отмечены аномалии.

Одной из областей было крепежное кольцо, где БРП подключаются к внешнему резервуару. В некоторых застежках, где кольцо прикрепляется к корпусу двигателя SRB, были отмечены участки повреждения. Эта ситуация объясняется высокими нагрузками, возникающими при ударе воды. Чтобы исправить ситуацию и обеспечить более высокий запас прочности во время подъема, крепежное кольцо было изменено, чтобы полностью охватывать корпус двигателя (360 °). Ранее крепежное кольцо имело С-образную форму и охватывало корпус двигателя всего на 270 °.

Кроме того, были проведены специальные структурные испытания кормовой юбки. Во время этой программы испытаний в критическом сварном шве между прижимной стойкой и обшивкой юбки возникла аномалия . Был произведен редизайн: в кормовом кольце юбки были добавлены арматурные кронштейны и фурнитура.

Эти две модификации увеличили вес каждого SRB примерно на 450 фунтов (200 кг). Результат получил название модернизированного твердотопливного ракетного двигателя (RSRM). ^[18]

Строительство [ править ]

Генеральным подрядчиком по производству сегментов двигателей SRB была компания ATK Launch Systems (ранее Morton Thiokol Inc.) Wasatch Division, расположенная в Магне, штат Юта .

United Space Boosters Inc. (USBI), подразделение Pratt and Whitney под управлением United Technologies, была первоначальным генеральным подрядчиком SRB по сборке, проверке и ремонту всех компонентов ракетных двигателей, отличных от твердотопливных, и интеграции SRB. Они были самым долгим генеральным подрядчиком космического корабля "Шаттл", входившего в первоначальную команду запуска. USBI был поглощен 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, работающих над ускорителями Shuttle в KSC, Флорида и Хантсвилле, Алабама. ^{[ необходима цитата ]}

Проекты модернизации - не введены в эксплуатацию [ править ]

Проект усовершенствованного твердотопливного ракетного двигателя (ASRM) (1988–1993) [ править ]

В 1988/9 НАСА планировало заменить БРД после Challenger новым усовершенствованным твердотопливным ракетным двигателем (ASRM), который будет построен Aerojet ^[19] на новом объекте, спроектированном субподрядчиком RUST International, на месте прекращенного строительства. Атомная электростанция Tennessee Valley Authority в Йеллоу-Крик, штат Миссисипи.

ASRM будет немного шире (диаметр ускорителя будет увеличен со 146 дюймов до 150 дюймов) и будет иметь 200 000 фунтов дополнительного топлива, а также обеспечит дополнительную тягу, чтобы увеличить полезную нагрузку шаттла примерно на 12 000  фунтов ^[19], чтобы он мог нести на МКС модули и конструктивные элементы. Ожидалось, что они будут более безопасными, чем SRB после Челленджера . ^[20] Первоначальный контракт на 1,2  млрд долларов должен был быть на 12 двигателей, с опционом на еще 88, возможно, еще на 1  млрд долларов . ^[19] Мортон Тиокол ​​построил сопла. ^[19] Первый испытательный полет ожидался около 1994 года. ^[19]

Программа ASRM была отменена в 1993 году ^[20] после того, как роботизированные сборочные системы и компьютеры были на месте, и было потрачено около 2 миллиардов долларов в пользу продолжения использования SRB после исправления конструктивных недостатков.

Случаи намотки нитями [ править ]

Для того , чтобы обеспечить необходимую производительность для запуска полярно-орбитальных челноков из SLC-6 стартовой площадки на базе ВВС Ванденберг в Калифорнии , SRBs с использованием намотки случаи (FWC) были разработаны , чтобы быть более легкими , чем стальные корпуса , используемых на Кеннеди Космический центр запускает космические ракеты-носители. ^[21] В отличие от обычных SRB, которые имели дефектную конструкцию полевых соединений, которая привела к созданию ChallengerВ результате катастрофы 1986 года ускорители FWC имели конструкцию шарнира «двойной хвостовик» (необходимая для правильного выравнивания ускорителей во время «резкого» движения, когда SSME зажигаются перед отрывом), но в них использовались два уплотнительных кольца. После закрытия SLC-6 бустеры FWC были списаны ATK и NASA, но их полевые соединения, хотя и модифицированные для включения трех текущих уплотнительных колец и нагревателей шарниров, были позже (после STS-51L) включены в полевые работы. шарниры на БРП, использовавшихся до последнего полета в 2011 г.

Пятисегментный бустер [ править ]

До уничтожения космического корабля " Колумбия" в 2003 году НАСА исследовало замену нынешних 4-сегментных SRB либо на 5-сегментную конструкцию SRB, либо их полную замену жидкостными ускорителями "обратного хода" с использованием технологий Atlas V или Delta IV EELV. . 5-сегментный SRB, который потребовал бы незначительных изменений в существующей инфраструктуре шаттла, позволил бы космическому шаттлу нести дополнительные 20 000 фунтов (9 100 кг) полезной нагрузки на орбите с наклоном Международной космической станции , исключив опасное возвращение. к месту запуска (RTLS) и Trans-Oceanic Abort (TAL) режимами, и, используя так называемый маневр "собачьей ноги", совершайте полеты по полярной орбите с юга на север из Космического центра Кеннеди.

Пятисегментный SRB будет использовать более широкое сечение сопла, чтобы не выходить за пределы давления существующих сегментных обсадных труб.

После разрушения Колумбии НАСА отложило пятисегментный SRB для программы Shuttle. ^{[ почему? ] [22]} Один пятисегментный двигатель для инженерных испытаний, ETM-03, был запущен 23 октября 2003 г. ^{[23] [24]}

В рамках программы Constellation на первой ступени ракеты Ares I планировалось использовать пятисегментные БРП; В сентябре 2009 года пятисегментный космический шаттл SRB (DM-1) был запущен статическим выстрелом по земле в пустынном испытательном полигоне ATK в штате Юта. ^[25] Дополнительные испытания (DM-2 и DM-3) были проведены в августе 2010 г. и сентябре 2011 г. ^[26]

После отмены программы Constellation в 2011 году новая система космического запуска (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 заводе Orbital ATK в Мысе, штат Юта. ^[27]

Отображает [ редактировать ]

Твердотопливные ракетные ускорители Space Shuttle демонстрируются в комплексе посетителей космического центра Кеннеди во Флориде, космическом центре Стеннис в округе Хэнкок, штат Миссисипи, в Космическом и ракетном центре США в Хантсвилле, штат Алабама, и на объекте Orbital ATK возле мыса. Юта . ^[28] Корпус ускорителя с частичной намоткой из нити выставлен в музее авиации и космонавтики Пима в Тусоне, штат Аризона . ^[29]

Будущее и предлагаемое использование [ править ]

Со временем было представлено несколько предложений по повторному использованию конструкции SRB, однако по состоянию на 2016 год ни одно из этих предложений не перешло на регулярные рейсы до того, как было отменено. До 2021 запланированного первого полета в системе космического запуска (SLS), единственного испытательного полет Ares IX прототипа в 2009 году не было дальше любые из этих предложений прогрессировали.

Арес [ править ]

НАСА первоначально планировало повторно использовать четырехсегментную конструкцию и инфраструктуру SRB в нескольких ракетах Ares, которые вывели бы космический корабль Orion на орбиту. В 2005 году НАСА объявило о создании ракеты-носителя на основе шаттла, которая должна доставить исследовательский корабль Orion Crew на низкую околоземную орбиту, а затем на Луну. Созданная на основе SRB Crew Launch Vehicle (CLV), названная Ares I , планировалась с одним модифицированным 4-сегментным SRB для своей первой ступени; единственный модифицированный главный двигатель космического корабля на жидком топливе мог бы приводить в действие вторую ступень.

В конструкции Ares I, обновленной в 2006 году, в качестве первой ступени использовался один 5-сегментный SRB (первоначально разработанный для Shuttle, но никогда не использовавшийся); Вторая ступень была оснащена модернизированным двигателем J-2X , заимствованным у J-2 , который использовался в верхней ступени Saturn V и Saturn IB . Вместо стандартной носовой части SRB у Ares I будет конический межступенчатый узел, соединяющий собственно ускоритель со второй ступенью, систему управления ориентацией, полученную от ракетной системы Regulus , и более крупные и тяжелые парашюты для опускания ступени в Атлантический океан. для восстановления.

Также введена в 2005 году, был тяжелый подъемник грузовой Launch Vehicle (CaLV) под названием Ares V . В ранних проектах Ares V использовались 5 SSME стандартного производства и пара 5-сегментных ускорителей, идентичных тем, которые предлагались для Shuttle, в то время как в более поздних планах были переработаны ускорители на основе ракетного двигателя RS-68, используемого в системе Delta IV EELV. Первоначально НАСА перешло на систему, в которой использовались 5-сегментные ускорители и кластер из 5 RS-68 (что привело к расширению основного блока Ares V), затем НАСА перенастроило автомобиль с 6 двигателями RS-68B с Сами ускорители становятся 5,5-сегментными ускорителями с дополнительным полусегментом для обеспечения дополнительной тяги при взлете.

Эта последняя модификация сделала бы ракету-носитель Ares V более высокой и мощной, чем ныне выведенные из эксплуатации ракеты Saturn V / INT-20, N-1 и Energia , и позволила бы Ares V разместить и этап вылета Земли, и Altair. космический корабль на низкую околоземную орбиту для последующей сборки на орбите. В отличие от 5-сегментного SRB для Ares I, 5,5-сегментные бустеры 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 будут летать по почти идентичной траектории от запуска до приводнения.

Программа Constellation, включая Ares I и Ares V, была отменена в октябре 2010 года из-за принятия законопроекта о разрешении НАСА 2010 года.

ПРЯМО [ править ]

В предложении DIRECT для новой ракеты-носителя, созданной на основе Shuttle, в отличие от ускорителей Ares I и Ares V, используется пара классических 4-сегментных SRB с SSME, используемыми на Shuttle.

Афина III [ править ]

В 2008 году PlanetSpace предложила ракету-носитель Athena III для полетов по снабжению МКС в рамках программы COTS ; он бы показал 2 ¹ ⁄ ₂ сегмента оригинальной конструкции SRB.

Система космического запуска (SLS) [ править ]

В первых версиях (блоки 1 и 1B) 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 ускорительного сегмента, новой авионики и новой изоляции, которая устраняет асбест в Shuttle SRB и на 860 кг (1900 фунтов) легче. Пятисегментные SRB обеспечивают примерно на 25% больше общего импульса, чем Shuttle SRB, и не восстанавливаются после использования. ^{[30] [31]}

Помеченная диаграмма [ править ]

См. Также [ править ]

• Твердотопливный ракетный ускоритель
• Катастрофа PEPCON
• Изучены варианты и производные космических челноков.

Ссылки [ править ]

 В эту статью включены материалы, являющиеся  общественным достоянием, с веб-сайтов или документов Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства .

Внешние ссылки [ править ]

Викискладе есть медиафайлы, связанные с твердотопливными ракетными ускорителями космических шаттлов .

• Технический отчет НАСА 19720007149 Происхождение шаттла SRB, инженерное исследование для НАСА 1971, том 1, резюме.
• Технический отчет НАСА 19720015135 Происхождение шаттла SRB, инженерное исследование для НАСА 1971, том 2, технический отчет
• «Твердотопливные ракетные ускорители» . НАСА.
• Видео об отделении твердотопливной ракеты-носителя
• Страницы биографии «Звезды свободы» и «Звезды свободы».
• Собрание Кэри Ратленда, архивы Университета Алабамы в Хантсвилле и особые архивы коллекций Кэри Ратленда, заместителя программы SRB после катастрофы Challenger .