WikiDer > Ракетный ускоритель космического челнока

Эта статья нужны дополнительные цитаты для проверка. Пожалуйста помоги улучшить эту статью к добавление цитат в надежные источники. Материал, не полученный от источника, может быть оспорен и удален. Найдите источники: "Ракета-носитель космического корабля" Шаттл " – Новости · газеты · книги · ученый · JSTOR (Февраль 2012 г.) (Узнайте, как и когда удалить этот шаблон сообщения)

Спейс Шаттл SRB

Два космических корабля SRB на гусеничный транспортер
Производитель	Тиокол, потом АТК 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

В Ракетный ускоритель космического челнока (Спейс Шаттл SRB) был первым твердотопливная ракета для использования в качестве основного двигателя на транспортном средстве, используемом для полет человека в космос^[1] и обеспечил большинство Космический шатлТяга в первые две минуты полета. После выгорания их сбросили с парашютом в Атлантический океан, где они и находились. восстановлен, осмотрены, отремонтированы и повторно использованный.

Space Shuttle SRB был самым мощным твердотопливным ракетным двигателем из когда-либо летающих.^[2] Каждый предоставил максимум 14,7MN (3,300,000 фунт-сила) толкать,^[3] примерно вдвое больше самого мощного одинарногокамера сгорания Жидкостная ракета двигатель когда-либо летал, Рокетдайн Ф-1. При общей массе около 1180 т (1160 длинных тонн; 1300 коротких тонн) они составляли более половины массы штабеля Shuttle при взлете. Моторные сегменты SRB были изготовлены Тиокол из Бригам-Сити, Юта, который позже был куплен АТК. Генеральным подрядчиком по большинству других компонентов SRB, а также по интеграции всех компонентов и извлечению отработанных SRB была компания USBI, дочерняя компания Пратт и Уитни. Этот контракт впоследствии был переведен на Объединенный космический альянс, а общество с ограниченной ответственностью совместное предприятие Боинг и Локхид Мартин.

Из 270 SRB, запущенных по программе Shuttle, все, кроме четырех, были восстановлены - СТС-4 (из-за неисправности парашюта) и СТС-51-Л (Претендент катастрофа).^[4] Для повторного использования после каждого полета ремонтировалось более 5000 деталей. Последний набор SRB, которые запустили СТС-135 включены детали, которые летали в 59 предыдущих миссиях, в том числе СТС-1.^[5] Восстановление также позволило провести послеполетный осмотр ускорителей,^[6] выявление аномалий и постепенное улучшение конструкции.^[7]

Обзор

Статические испытательные стрельбы, 1978 г.

Разделение твердотопливных ракетных ускорителей (СРБ)

Два многоразовых SRB обеспечивали основную тягу для отрыва шаттла от стартовая площадка и до высоты около 150 000 футов (28 миль; 46 км). Находясь на площадке, два SRB несли весь вес внешнего бака и орбитальный аппарат и передавали весовую нагрузку через свою структуру на мобильная пусковая платформа. У каждого бустера был взлет толкать примерно 2 800 000 фунт-сила (12 MN) на уровне моря, увеличиваясь вскоре после старта примерно до 3 300 000 фунтов силы (15 МН).^[3] Они загорелись после трех RS-25 проверена тяга главных двигателей. Семьдесят пять секунд после отделения SRB, SRB апогей произошло на высоте около 220 000 футов (42 миль; 67 км); парашюты были развернуты, и в океане произошло столкновение примерно 122 морские мили (226 км) вниз по диапазону, после чего два SRB были восстановлены. SRB помогли космическому шаттлу подняться на высоту 28 миль (45 км) и развить скорость 3094 мили в час (4979 км / ч) вместе с главными двигателями.

SRB совершали полет шаттла на отрыв и подъем (на орбиту) без возможности запуска или прерывания отрыва / подъема до тех пор, пока оба двигателя полностью и одновременно не выполнили свои функции, не израсходовали свое топливо, не создавали нулевую реактивную тягу и был сброшен (опять же одновременно) с помощью взрывных болтов, выброшенных за борт из оставшейся части стартовой "стопки" транспортного средства (челнок 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 выжили.^[8]

СРБ были крупнейшими твердотопливные двигатели когда-либо летали, и первая из таких больших ракет, предназначенная для повторного использования.^{[нужна цитата]} Каждый 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) на старте. Два SRB составляли около 69% от общей взлетной массы. Главная пропелленты мы перхлорат аммония (окислитель) и распыленный алюминий пудра (топливо), а полное топливо для каждого твердотопливный ракетный двигатель весил примерно 1100000 фунтов (500 т) (см. § Пропеллент). Инертный вес каждого SRB составлял приблизительно 200 000 фунтов (91 т).

Основными элементами каждого ускорителя были двигатель (включая гильзу, топливо, воспламенитель и сопло), конструкция, системы разделения, оперативная летная аппаратура, аварийно-восстановительное радиоэлектронное оборудование, пиротехника, система замедления, вектор тяги система управления, и безопасность диапазона разрушить систему.

Хотя условия твердотопливный ракетный двигатель и твердотопливный ракетный ускоритель часто используются как взаимозаменяемые, в техническом использовании они имеют определенные значения. Период, термин твердотопливный ракетный двигатель наносится на порох, гильзу, воспламенитель и сопло. Твердотопливный ракетный ускоритель применяется ко всей сборке ракеты, которая включала в себя ракетный двигатель, а также парашюты для восстановления, электронные приборы, разделительные ракеты, систему безопасного разрушения дальности и управление вектором тяги.

Каждый ускоритель прикреплялся к внешнему баку на кормовом шпангоуте SRB с помощью двух поперечных распорок и диагональной насадки. 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 на кормовой юбке четырьмя ломкие орехи которые были разорваны при взлете.^{[нужна 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 вместе с помощью кругового выступа, вилки и шпилька крепление и запечатано Уплотнительные кольца (первоначально два, изменено на три после Претендент Катастрофа в 1986 г.) и термостойкой шпатлевкой.^{[нужна цитата]}

Составные части

Схема SRB

Прижимные стойки

У каждого твердотопливного ракетного ускорителя было четыре прижимных стойки, которые помещались в соответствующие опорные стойки на платформе мобильной пусковой установки. Удержание болты держали вместе стойки СРБ и пусковой платформы. Каждый болт имел гайку на каждом конце, верхняя из которых ломкий орех. Верхняя гайка содержала два Стандартные детонаторы НАСА (НСД), 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 был песок. Болт SRB имел длину 28 дюймов (710 мм) и диаметр 3,5 дюйма (89 мм). Хрупкая гайка попала в взрывной контейнер.

Команды на зажигание твердотопливного двигателя были поданы компьютерами орбитального корабля через главные контроллеры событий на прижим. пиротехнический инициатор контроллеры (PIC) на мобильная пусковая платформа. 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

Распределение электроэнергии в каждом SRB состояло из основных ОКРУГ КОЛУМБИЯ питание от шины к каждому SRB через шины SRB, обозначенные A, B и C. Основные шины постоянного тока орбитального аппарата A, B и C обеспечивали питание от основной шины постоянного тока для соответствующих шин SRB A, B и C. Кроме того, основная шина постоянного тока орбитального аппарата C обеспечивала резервное питание. к шинам SRB A и B, а шина B орбитального аппарата обеспечивала резервное питание для шины SRB C. Такая схема распределения электроэнергии позволяла всем шинам SRB оставаться под напряжением в случае отказа одной главной шины орбитального аппарата.

Номинальное рабочее напряжение было 28 ± 4 вольт ОКРУГ КОЛУМБИЯ.

Гидравлические силовые агрегаты

На каждом SRB было два автономных независимых гидравлических силовых агрегата (HPU). Каждый HPU состоял из вспомогательный блок питания (ВСУ), модуль подачи топлива, гидравлический насос, гидравлический бак и гидравлическая жидкость сборка коллектора. ВСУ питались гидразин 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 располагались 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 скале и наклону. сервоприводы.

Электроника контроллера HPU была расположена в интегрированных электронных узлах SRB в кормовой части внешнего бака.

ГЭС и их топливные системы были изолированы друг от друга. Каждый модуль подачи топлива (бак) содержал 22 фунта (10,0 кг) гидразина. В топливном баке давление газообразного азота составляло 400psi (2.8 МПа), который обеспечивал выталкивание (принудительное выталкивание) топлива из бака в топливопровод, поддерживая положительную подачу топлива к ВСУ на протяжении всей ее работы.

В ВСУ топливный насос увеличивал давление гидразина и подавал его в газогенератор. Газогенератор каталитически разложил 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 говорилось, 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 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 со скоростью 112%.^{[нужна цитата]}

Каждый HPU на SRB был подключен к обоим сервоприводы 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.^{[нужна цитата]}

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

Скорость гидравлического насоса составляла 3600 об / мин, а подаваемое гидравлическое давление составляло 3050 ± 50 фунтов на квадратный дюйм (21,03 ± 0,34 МПа). Высокое давление предохранительный клапан обеспечивает защиту гидравлической системы от избыточного давления и сбрасывается при давлении 3750 фунтов на кв. дюйм (25,9 МПа).^{[нужна цитата]}

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

Управление вектором тяги

В каждом СРБ было по два гидравлический подвес сервоприводы для перемещения сопла вверх / вниз и из стороны в сторону. Это обеспечило вектор тяги для управления автомобилем по всем трем осям (крен, тангаж и рыскание).

Блок управления вектором тяги подъема 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 силового золотника. С четырьмя идентичными командами для четырех сервоклапанов действие суммирования сил привода мгновенно предотвратило один ошибочный ввод, влияющий на движение силового цилиндра. Если датчик перепада давления обнаруживает, что ошибочный ввод сохраняется в течение заданного времени, будет выбран изолирующий клапан, полностью исключив его из суммы сил. Для каждого канала были предусмотрены мониторы отказов, чтобы указать, какой канал был обойден, и запорный клапан на каждом канале мог быть сброшен.

Каждый гидроцилиндр привода был оснащен преобразователи для обратной связи по положению в системе управления вектором тяги. Внутри каждого гидроцилиндра сервопривода находился узел разгрузки разбрызгивающей нагрузки, который смягчает сопло при разбрызгивании воды и предотвращает повреждение гибкого подшипника сопла.

Скоростные гироскопические сборки

Каждый SRB содержал три скорость гироскопа сборки (RGA), каждый RGA содержит один гироскоп шага и один гироскоп рыскания. Они обеспечивали выходной сигнал, пропорциональный угловым скоростям относительно осей тангажа и рыскания, для компьютеров орбитального корабля и системы наведения, навигации и управления во время полета на первом этапе 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 при управлении избыточностью были выбраны средние значения скорости RGA, чтобы предоставить пользовательскому программному обеспечению скорости тангажа и рыскания SRB. RGA были рассчитаны на 20 вылетов.

Сегментные кейсы

Изготовлен из D6AC толщиной 2 см. высокопрочная низколегированная сталь.^[9]

Пропеллент

Секции СРБ, заполненные топливом, подключаются

В ракетное топливо смесь в каждом твердотопливном ракетном двигателе состояла из перхлорат аммония (окислитель, 69,6% по весу), распыленный алюминий пудра (топливо, 16%), оксид железа (катализатор, 0.4%), PBAN (связующее, также действует как топливо, 12,04%), и эпоксидная смола отвердитель (1,96%).^[10][11] Этот пропеллент обычно называют композитный пропеллент на основе перхлората аммония (APCP). Эта смесь дала твердотопливным ракетным двигателям удельный импульс 242 секунды (2,37 км / с) на уровне моря или 268 секунд (2,63 км / с) в вакууме.

Основное топливо, алюминий, было использовано, 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 11-конечная звезда перфорация в переднем моторном сегменте и двусеченныйконус перфорация в каждом из кормовых сегментов и задняя крышка. Эта конфигурация обеспечивала высокую тягу при воспламенении, а затем уменьшала тягу примерно на треть через 50 секунд после отрыва, чтобы избежать чрезмерное напряжение автомобиль во время максимальное динамическое давление (макс. Q).^[10]

Функция

Тяга на уровне моря SRB, данные СТС-107

Зажигание

СБО зажигания может происходить только тогда, когда ручной стопорный штифт из каждого СБО безопасных и рукоятки устройства был удален. Наземный экипаж снимает штифт во время предстартовых работ. В T − 5:00 устройство сейфа и рукояти SRB переводится в положение рукоятки. Команды на зажигание твердотопливного двигателя подаются, когда три Главные двигатели космических шаттлов (SSME) не превышают 90% номинальной тяги, нет отказа SSME и / или воспламенения SRB Пиротехнический Показано низкое напряжение контроллера инициатора (PIC), и система обработки запуска (LPS) не удерживает сигнал.

Команды зажигания твердотопливного двигателя отправляются компьютерами орбитального аппарата через главные контроллеры событий (MEC) на устройство безопасной и активной защиты. Стандартные детонаторы НАСА (NSD) в каждом СРБ. Устройство одноканального разряда конденсатора PIC контролирует срабатывание каждого пиротехнического устройства. Три сигнала должны присутствовать одновременно, чтобы PIC генерировал выходной сигнал пиропатрона. Эти сигналы, постановка, огонь 1 и огонь 2, исходят из орбитальные универсальные компьютеры (GPC) и передаются в MEC. MEC переформатируют их в сигналы постоянного тока 28 В для PIC. Сигнал рычага заряжает конденсатор PIC до 40 вольт постоянного тока (минимум 20 вольт постоянного тока).

Последовательность запуска GPC также управляет некоторыми критически важными клапанами главной двигательной установки и отслеживает 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 дается команда на нормальное завершение работы и запускаются функции безопасности.

Нормальное наращивание тяги до требуемого уровня тяги 90% приведет к тому, что SSME будет отдан команде в положение отрыва в 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 твердого ракетного двигателя по всей площади его поверхности.

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

Отрыв и восхождение

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

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 преобразуют 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, действующие на транспортное средство, изменяются из-за расхода топлива, увеличения скорости, изменения аэродинамического сопротивления и других факторов, транспортное средство автоматически регулирует свою ориентацию в ответ на входные команды динамического управления.

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

Разделение

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 фунт-сил (440 кН). Положение орбитального орбитального аппарата сохраняется в течение четырех секунд, а тяга SRB падает до менее 60000 фунтов силы (270 кН).

SRB отделяются от внешнего 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 ее SRB и внешним резервуаром и на орбитальный аппарат.

Есть четыре бустерные двигатели разделения (BSM) на каждом конце каждого SRB. 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 избыточный картридж давления NSD в каждом болте и зажигают BSM, чтобы произвести чистое разделение.

Система безопасности диапазона

А безопасность диапазона система (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, пожара, ядовитых веществ. вещества и т. д. RSS был активирован только один раз - во время Космический шатл Претендент катастрофа (37 секунд после развала машины, когда БПЛА находились в неконтролируемом полете).

У корабля-шаттла было два РУП, по одному в каждом БРП. Оба были способны принимать два командных сообщения (оружие и огонь), передаваемые с наземной станции. РСС использовалась только тогда, когда космический корабль нарушил красную линию траектории пуска.

RSS состоит из двух антенных ответвителей, приемников / декодеров команд, сдвоенного распределителя, сейфа и манипулятора с двумя Стандартные детонаторы НАСА (NSD), два ограниченных коллектора детонирующих взрывателей (CDF), семь узлов CDF и один линейно-кумулятивный заряд (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. В декодерах команд используется кодовая заглушка, чтобы предотвратить попадание в распределители любого командного сигнала, кроме правильного. Распределители содержат логику для подачи действительных команд уничтожения пиротехнике RSS.

NSD обеспечивают искру для воспламенения 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.^[12]

Спуск и восстановление

Разрушение правого СРБ с момента запуска СТС-124.

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 носовой части (для запуска пилота и тормозной парашют), усеченный кольцевой детонатор (для раскрытия основного парашюта) и устройство отключения основного парашюта.

Последовательность восстановления начинается с работы высотного баропереключатель, который включает пиротехнические подруливающие устройства носовой части. Это выталкивает носовую крышку, которая раскрывает пилот 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) сумка для развертывания тормозного парашюта отделяется от купола, и конический ленточный парашют диаметром 54 футов (16 м) надувается до своего первоначального состояния рифов. Яблоко срабатывает дважды после заданных временных задержек (с использованием резервных 7- и 12-секундных резаков для рифления) и переориентирует / стабилизирует SRB для развертывания основного парашюта. Расчетная нагрузка тормозного парашюта составляет приблизительно 315 000 фунтов (143 т), а вес - приблизительно 1 200 фунтов (540 кг).

Твердотопливные ракетные ускорители, сброшенные с Космический шатл Открытие после запуска СТС-116, плавающей в Атлантическом океане примерно в 150 милях к северо-востоку от мыс Канаверал. В этом случае ускорители приземлились на расстоянии нескольких миль друг от друга, но ночные ветра и течения перенесли их в одно и то же место.

После того, как тормозной парашют стабилизировал SRB в положении хвостом вперед, усеченная часть отделяется от передней юбки пиротехническим зарядом, срабатываемым 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. После заданных задержек по времени (с использованием резервных 10- и 17-секундных резаков для рифления) основные шнуры рифления обрезаются, и желобы надуваются до своей второй конфигурации с рифлением и полностью открытого состояния. Основная группа желобов 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.^{[нужна 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 Флорида. Поскольку парашюты обеспечивают удар первым соплом, воздух задерживается в пустом (сгоревшем) кожухе двигателя, заставляя ускоритель плавать с передним концом примерно на 30 футов (9,1 м) над водой.

Твердотопливный ракетный ускоритель СТС-131 миссия восстанавливается и транспортируется на мыс Канаверал MVЗвезда свободы.

Раньше главные парашюты освобождались от SRB при ударе с использованием системы боеприпасов с гайкой сброса парашюта (остаточные нагрузки в основных парашютах приводили в действие фитинги крепления парашюта с поплавками, привязанными к каждому фитингу). Текущая конструкция удерживает основные желоба прикрепленными во время ударов воды (первоначальный удар и удар). Устройства, активируемые соленой водой (SWAR), теперь встроены в линии стояков основного желоба, чтобы упростить восстановление и уменьшить повреждение SRB.^[13] Сумка для развертывания тормозного парашюта / пилотные парашюты, тормозные парашюты и усеченные парашюты, каждый главный парашют и SRB являются плавучими и восстанавливаются.

Специально подогнанный Спасательные корабли НАСА, то MVЗвезда свободы и MVLiberty Star, восстановите SRB и оборудование спуска / восстановления. После того, как ускорители установлены, дайверы маневрируют заглушку, управляемую водолазом (DOP), на место, чтобы закрыть форсунку SRB и слить воду из корпуса двигателя. Закачка воздуха и воды из SRB заставляет SRB переходить из плавающего положения с поднятым носом в горизонтальное положение, более подходящее для буксировки. Затем поисковые суда буксируют ускорители и другие восстановленные объекты обратно в Космический центр Кеннеди.

Претендент катастрофа

Камера фиксирует серый дым, исходящий от правого SRB на Космический шатл Претендент до начала СТС-51-Л.

Потеря космического челнока Претендент возникла из-за системного сбоя одного из его SRB. Причину аварии установили Комиссия Роджерса быть «неисправной конструкцией, недопустимо чувствительной к ряду факторов» сочленений SRB, усугубляемых необычно холодной погодой в утро полета.^[14][15] Комиссия обнаружила, что большие резиновые «уплотнительные кольца» в соединениях SRB не эффективны при низких температурах, как это было утром в январе 1986 года во время аварии (36 ° F, 2,2 ° C). Хладнокровный шарнир в правом SRB вышел из строя при запуске и в конечном итоге позволил горячим газам изнутри этого ракетного ускорителя прожечь отверстие в соседнем основном внешнем топливном баке, а также ослабить нижнюю стойку, удерживающую SRB на внешнем баке. Утечка в 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), стек космического корабля "Шаттл" распался и был охвачен "взрывным ожогом" (т. Е. Быстрым дефлаграция) жидкого топлива из внешнего бака.^[16] Производитель SRB сообщил о своих опасениях по поводу низких температур, но они были преодолены из-за сопротивления со стороны менеджеров НАСА изменить критерии запуска на столь позднем этапе подготовки к запуску.

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

Одной из областей было крепежное кольцо, в котором БРП соединяются с внешним баком. 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 °.

Правый SRB показывает аномальный шлейф при Т + 58,788 секунды. Этот шлейф вызовет разрушение автомобиля через 14 секунд.

Кроме того, были проведены специальные структурные испытания кормовой юбки. Во время этой тестовой программы произошла аномалия в критическом сваривать между прижимной стойкой и кожей юбки. Был произведен редизайн: добавлены кронштейны усиления и фурнитура в кормовом кольце юбки.

Эти две модификации увеличили вес каждого SRB примерно на 450 фунтов (200 кг). Результат получил название модернизированного твердотопливного ракетного двигателя (RSRM).^[17]

Строительство

Генеральным подрядчиком по изготовлению моторных сегментов SRB выступил Системы запуска АТК (ранее Morton Thiokol Inc.) Wasatch Division, базирующаяся в Магна, Юта.

United Space Boosters Inc. (USBI), подразделение Pratt and Whitney под 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 у USBI было более 1500 сотрудников, работающих над ускорителями Shuttle в KSC, Флорида и Хантсвилле, Алабама.^{[нужна цитата]}

Проекты модернизации - не введены в эксплуатацию

Проект усовершенствованного твердотопливного ракетного двигателя (ASRM) (1988–1993 гг.)

В 1988/9 НАСА планировало заменить пост-Претендент БРД с новым усовершенствованным твердотопливным ракетным двигателем (ASRM) будут построены Аэроджет^[18] на новом объекте, спроектированном субподрядчиком RUST International, на месте отмененного Власть долины Теннесси атомная электростанция в Йеллоу-Крик, штат Миссисипи.

ASRM будет немного шире (диаметр ускорителя будет увеличен с 146 дюймов до 150 дюймов) и будет иметь 200000 фунтов дополнительного топлива, а также будет производить дополнительную тягу, чтобы увеличить полезную нагрузку шаттла примерно на 12000. фунт,^[18] чтобы он мог нести на МКС модули и элементы конструкции. Ожидалось, что они будут безопаснее, чем пост-Претендент СРБ.^[19] Начальные 1,2 $ Контракт должен был заключаться на 12 двигателей с опционом на 88, может быть, еще за 1 доллар. млрд.^[18] Форсунки изготовит Мортон Тиокол.^[18] Первый испытательный полет ожидался примерно в 1994 году.^[18]

Программа ASRM была отменена в 1993 г.^[19] 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.

Корпуса с намоткой нитями

Чтобы обеспечить необходимую производительность для запуска полярно-орбитальных шаттлов с SLC-6 стартовая площадка в База ВВС Ванденберг в Калифорния, SRB, использующие филаментная намотка случаи (FWC) были спроектированы так, чтобы быть более легкими, чем стальные корпуса, используемые на запускаемых Космическим центром Кеннеди SRB.^[20] В отличие от обычных SRB, которые имели дефектную конструкцию полевого стыка, что привело к Претендент В результате катастрофы 1986 года ускорители FWC имели конструкцию шарнирного соединения «двойного выступа» (необходимого для правильного выравнивания ускорителей во время «резкого» движения, когда SSME зажигаются перед отрывом), но использовали два уплотнительных кольца. С закрытием 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 SRB, которые использовались до последнего полета в 2011 году.

Пятисегментный бустер

До разрушения Космический шатл Колумбия в 2003 году НАСА исследовало замену нынешних 4-сегментных SRB на 5-сегментные SRB или их полную замену жидкостными ускорителями "обратного хода", используя либо Атлас V или же Дельта IV EELV технологии. 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 в Международная космическая станция- наклонение орбиты, устранение опасного Сайт возврата к запуску (RTLS) и Транс-океанический аборт (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 горло сопла, чтобы не выходить за пределы давления существующих сегментов корпуса.

После уничтожения КолумбияНАСА отложило SRB с пятью сегментами для программы Shuttle.^{[Почему?][21]} Один пятисегментный инженерно-испытательный двигатель ETM-03 был запущен 23 октября 2003 года.^[22][23]

В рамках Программа Созвездие, первый этап Арес I на ракете планировалось использовать пятисегментные РРБ; В сентябре 2009 года пятисегментный космический шаттл SRB (DM-1) был запущен статическим выстрелом по земле в пустынном испытательном полигоне ATK в Юте.^[24] Дополнительные испытания (DM-2 и DM-3) были проведены в августе 2010 г. и сентябре 2011 г.^[25]

После того, как в 2011 году программа Constellation была отменена, новый Система космического запуска (SLS) был предназначен для использования пятисегментных бустеров. 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.^[26]

Дисплеи

Твердотопливные ракетные ускорители Space Shuttle выставлены на выставке Комплекс посетителей Космического центра Кеннеди во Флориде Космический центр Стеннис в округе Хэнкок, штат Миссисипи, Космический и ракетный центр США в Хантсвилле, штат Алабама, и в Орбитальный АТКобъект рядом Мыс, штат Юта.^[27]Корпус бустера с частичной намоткой волокна демонстрируется на Музей авиации и космонавтики Пима в Тусон, Аризона.^[28]

Будущее и предлагаемое использование

Прототип Ares I-X стартует с LC-39B в 15:30 UTC, 28 октября 2009 г. - по состоянию на 2016 г. это был единственный полет ракеты-носителя. полученный от SRB.

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 Планируемый первый полет на 2021 год из Система космического запуска (SLS), единственный испытательный полет Арес I-X прототип в 2009 году был самым дальнейшим из этих предложений.

Арес

НАСА изначально 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 Ракета-носитель, созданная с помощью челнока планируется нести Орион Вывести экипаж на околоземную орбиту, а затем на Луну. Созданная на базе SRB Crew Launch Vehicle (CLV), названная Арес I, на первой ступени планировалось использовать один модифицированный 4-сегментный БРП; один модифицированный на жидком топливе Главный двигатель космического челнока запитал бы вторую ступень.

В конструкции Ares I, обновленной в 2006 году, в качестве первой ступени использовался один 5-сегментный SRB (изначально разработанный для Shuttle, но никогда не использовавшийся); вторая ступень питалась от завышенной J-2X двигатель, полученный из J-2, который использовался в верхней ступени Сатурн V и Сатурн IB. Вместо стандартного носового конуса SRB, Ares I имел бы конический межступенчатый узел, соединяющий собственно ускоритель со второй ступенью, систему управления ориентацией, полученную из Ракета Регулус система, а также большие и тяжелые парашюты, чтобы опустить сцену в Атлантический океан для восстановления.

Также представленный в 2005 году, был с большой грузоподъемностью Грузовая ракета-носитель (CaLV) названа Арес V. Использовались ранние образцы Ares V 5 SSME стандартного производства и пара 5-сегментных ускорителей, идентичных тем, которые были предложены для Shuttle, в то время как более поздние планы изменили дизайн ускорителей вокруг RS-68 ракетный двигатель, используемый в системе Delta IV EELV. Первоначально НАСА перешло на систему, использующую 5-сегментные ускорители и группу из 5 RS-68 (что привело к расширению основного блока Ares V), 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 переработка сделала бы бустер Ares V выше и мощнее, чем ныне списанный Saturn V / INT-20, N-1, и Энергия ракеты, и позволил бы Ares V разместить оба Стадия отправления с Земли и Космический корабль Альтаир 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 лететь 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 NASA о разрешении 2010 года.

НЕПОСРЕДСТВЕННЫЙ

В НЕПОСРЕДСТВЕННЫЙ В предложении о новой ракете-носителе, 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

В 2008, PlanetSpace предложил Афина III ракета-носитель для полетов снабжения МКС под Программа COTS; он бы показал2 ¹⁄₂ сегменты оригинального дизайна SRB.

Система космического запуска (SLS)

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

Первые версии (блоки 1 и 1Б) Система космического запуска (SLS) планируется использовать пару пятисегментные твердотопливные ракетные ускорители (SRB), которые были разработаны на основе четырехсегментных SRB, используемых для Shuttle. 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.^[29][30]

Помеченная диаграмма

Маркированная схема СРБ

Смотрите также

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

Рекомендации

Эта статья включаетматериалы общественного достояния с веб-сайтов или документов Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства.

внешняя ссылка

Викискладе есть медиафайлы по теме Твердотопливные ракетные ускорители Space Shuttle.

• 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.
• Разделение ракетных ускорителей видео
• Страницы биографии «Звезды свободы» и «Звезды свободы».