Space Shuttle Solid Rocket Booster

Space Shuttle SRB
Two Space Shuttle SRBs on the Crawler transporter.jpg
Twee ruimtevaart SRB's op de crawler-transporter
Fabrikant Thiokol, later ATK
United Space Boosters Inc., Pratt en Whitney
Land van herkomst Verenigde Staten
Gebruikt op Ruimteschip
Algemene karakteristieken
Hoogte 149.16 ft (45,46 m)
Diameter 12.17 ft (3,71 m)
Grove massa 1.300.000 lb (590 t)
Drijfgasmassa 1.100.000 lb (500 t)
Lege massa 200.000 lb (91 t)
4-segment SRB
Aangedreven door 1
Maximale stuwkracht 3.300.000 lbf (15.000 kN) zeespiegel
Specifieke impuls 242 seconden (2,37 km/s)
Verbrandingstijd 127 s
Drijfveer PBAN-APCP

De Space Shuttle Solid Rocket Booster (Space Shuttle SRB) was het eerste vaste prent raket te gebruiken voor primaire voortstuwing op een voertuig dat is gebruikt voor menselijke ruimtevaart[1] en gaf 85% van de Ruimteschip's stuwkracht bij lancering en voor de eerste twee minuten van beklimming. Na burn -out werden ze overboord en geparachuteerd in de Atlantische Oceaan waar ze waren hersteld, onderzocht, gerenoveerd en hergebruikt.

De Space Shuttle SRB was de krachtigste massieve raketmotor ooit gevlogen.[2] Elk leverde maximaal 14,7Mn (3.300.000LBF) stoot,[3] ongeveer het dubbele van de krachtigste single-verbrandingskamer vloeistof-prenkante raket motor ooit gevlogen, de Rocketdyne F-1. Met een gecombineerde massa van ongeveer 1.180 t (1.160 lange ton; 1.300 korte ton), bestonden ze uit meer dan de helft van de massa van de shuttle -stapel bij lancering. De motoregmenten van de SRB's werden vervaardigd door Thiokol van Brigham City, Utah, die later werd gekocht door ATK. De belangrijkste aannemer voor de meeste andere componenten van de SRB's, evenals voor de integratie van alle componenten en het ophalen van de gebruikte SRB's, was USBI, een dochteronderneming van Pratt en Whitney. Dit contract werd vervolgens overgegaan naar United Space Alliance, a Beperkte aansprakelijkheidsbedrijf joint venture van Boeing en Lockheed Martin.

Van de 270 SRB's gelanceerd tijdens het shuttle -programma, werden alle behalve vier hersteld - die van STS-4 (vanwege een parachute -storing) en STS-51-L (Vernietigd door bereikveiligheid).[4] Na elke vlucht werden meer dan 5.000 delen gerenoveerd voor hergebruik. De laatste set SRB's die gelanceerd is STS-135 Inbegrepen onderdelen die waren gevlogen op 59 eerdere missies, inclusief STS-1.[5] Recovery stond ook toe na vlucht onderzoek van de boosters,[6] Identificatie van afwijkingen en incrementele ontwerpverbeteringen.[7]

Overzicht

Static Test Firing, 1978
Solid Rocket Booster (SRB) scheiding

De twee herbruikbare SRB's zorgden voor de hoofdstuwing om de shuttle van de lanceerplatform en tot een hoogte van ongeveer 150.000 ft (28 km; 46 km). Terwijl ze op het pad zijn, droegen de twee SRB's het gehele gewicht van de externe tank en orbiter en de gewichtsbelasting door hun structuur overgedragen naar de mobiel launcher -platform. Elke booster had een lancering stoot van ongeveer 2.800.000 pond-force (12Mn) op zeeniveau, kort na de lancering toenemen tot ongeveer 3.300.000 lbf (15 mn).[3] Ze werden na de drie ontstoken RS-25 Het stuwkrachtniveau van de belangrijkste motoren werd geverifieerd. Vijfenzeventig seconden na SRB-scheiding, SRB hoogtepunt vond plaats op een hoogte van ongeveer 220.000 ft (42 km; 67 km); parachutes werden vervolgens ingezet en de impact vond plaats in de oceaan ongeveer 122 zeemijlen (226km) Downrange, waarna de twee SRB's werden hersteld. De SRB's hielpen de space shuttle naar een hoogte van 28 mijl (45 km) en een snelheid van 3.094 mph (4.979 km/u) te brengen samen met de hoofdmotoren.

De SRB's hebben de shuttle gepleegd naar lift- en beklimming (naar een baan) vlucht, zonder de mogelijkheid om af te breken of af te breken, totdat beide motoren volledig, en tegelijkertijd, hun functies hadden vervuld, hun drijfgassen hadden geconsumeerd, nul netto reactiereacties produceer was (opnieuw tegelijkertijd) overboord gegooid door explosieve bouten uit de rest van de voertuiglancering "Stack" (shuttle met motoren; brandstof/oxidatietank). Alleen dan kan een denkbare set van lancering of afleverprocedures na de lift worden overwogen. Bovendien was het falen van de stuwkrachtuitgang van een individuele SRB of het vermogen om zich aan het ontworpen prestatieprofiel te houden waarschijnlijk niet overleefbaar.[8]

De SRB's waren de grootste Motoren voor stoffen Ooit gevlogen en de eerste van zulke grote raketten ontworpen voor hergebruik. Elk is 149,16 ft (45,46 m) lang en 12,17 ft (3,71 m) in diameter. Elke SRB woog ongeveer 1.300.000 lb (590 t) bij de lancering. De twee SRB's vormden ongeveer 69% van de totale lift-off massa. De primaire drijfveer waren ammoniumperchloraat (oxidatier) en geatomiseerd aluminium poeder (brandstof), en het totale drijfmiddel voor elk massieve raketmotor Weegden ongeveer 1.100.000 lb (500 t) (zie § Drijfgas). Het inerte gewicht van elke SRB was ongeveer 200.000 pond (91 T).

Primaire elementen van elke booster waren de motor (inclusief case, drijfgas, ontsteker en mondstuk), structuur, scheidingssystemen, operationele vluchtinstrumenten, herstel -avionica, pyrotechniek, vertragingssysteem, stuwkrachtvector controlesysteem, en Bereik veiligheid Destruct System.

Terwijl de voorwaarden massieve raketmotor en Solide raketbooster worden vaak door elkaar gebruikt, bij technisch gebruik hebben ze specifieke betekenissen. De voorwaarde massieve raketmotor toegepast op de drijfgas, het geval, ontsteker en de mondstuk. Solide raketbooster Toegepast op de gehele raketassemblage, waaronder de raketmotor en de herstelparachutes, elektronische instrumentatie, scheidingsraketten, bereikveiligheidsvernietigingssysteem en stuwkrachtvectorregeling.

Elke booster werd bevestigd aan de externe tank in het AFT -frame van de SRB door twee laterale slingeringbeugels en een diagonale bevestiging. Het voorste uiteinde van elke SRB was bevestigd aan de externe tank aan het voorste uiteinde van de voorwaartse rok van de SRB. Op het lanceerplatform was elke booster ook bevestigd aan het mobiele launcher -platform in de AFT -rok met vier Kreegbare noten die werden gescheiden bij de lift.

De boosters waren samengesteld uit zeven individueel vervaardigde stalen segmenten. Deze werden in paren geassembleerd door de fabrikant en vervolgens per spoor naar Kennedy Space Center verscheept voor de eindvergadering. De segmenten werden aan elkaar bevestigd met behulp gaffelpen bevestigen en verzegeld met O-ringen (Oorspronkelijk twee, veranderd in drie na de Uitdager Ramp in 1986) en hittebestendige stopverf.

Componenten

SRB -diagram

Hold-down berichten

Elke solide raketbooster had vier hold-down posten die passen in overeenkomstige ondersteuningsposten op het mobiele launcher-platform. Vasthouden bouten Hield het SRB- en Launcher -platformposten bij elkaar. Elke bout had een moer aan elk uiteinde, de bovenste was een kiestbare moer. De bovenste moer bevat twee NASA Standard Detonators (NSDS), die werden ontstoken bij vaste raketmotorontstekingsopdrachten.

Toen de twee NSD's werden ontstoken bij elke vasthoudende houd, reisde de hold-down bout naar beneden vanwege de afgifte van spanning in de bout (voor de lancering), NSD-gasdruk en zwaartekracht. De bout werd tegengehouden door de achterste vertragingsstandaard, die zand bevatte. De SRB -bout was 28 in (710 mm) lang en 3,5 in (89 mm) in diameter. De breekbare noot werd gevangen in een explosiecontainer.

De vaste raketmotor-ontstekingsopdrachten werden door de computers van de orbiter uitgegeven via de Master Event Controllers naar de hold-down pyrotechnische initiator Controllers (foto's) op de mobiel launcher -platform. Ze gaven de ontsteking aan de Hold-Down NSD's. Het lanceerverwerkingssysteem bewaakte de SRB-hold-down-foto's op lage spanning gedurende de laatste 16 seconden vóór de lancering. PIC Low Spanning zou een lanceringshouden initiëren.

Elektrische stroomverdeling

Elektrische stroomverdeling in elke SRB bestond uit orbiter-geleverde main DC Busvermogen naar elke SRB via SRB -bussen met het label A, B en C. Orbiter Hoofd DC -bussen A, B en C leverden hoofd DC -busvermogen aan overeenkomstige SRB -bussen A, B en C Aan SRB -bussen A en B, en Orbiter Bus B leverde back -upvermogen aan SRB -bus C. Met deze regeling voor elektrische stroomverdeling konden alle SRB -bussen worden aangedreven in het geval dat een hoofdbus van een orbiter mislukte.

De nominale bedrijfsspanning was 28 ± 4 volt DC.

Hydraulische krachtenheden

Er waren twee op zichzelf staande, onafhankelijke hydraulische vermogenseenheden (HPU's) op elke SRB. Elke HPU bestond uit een hulpvermogen (APU), brandstoftoevoermodule, hydraulisch pomp, hydraulisch reservoir en Hydraulische vloeistof verdeelstukassemblage. De APU's werden doorgevoed door hydrazine en gegenereerd mechanisch asvermogen om een ​​hydraulische pomp aan te sturen die hydraulische druk voor het SRB -hydraulische systeem produceerde. De twee afzonderlijke HPU's en twee hydraulische systemen bevonden zich aan het achterste uiteinde van elke SRB tussen het SRB -mondstuk en de achterste rok. De HPU -componenten werden gemonteerd op de achterste rok tussen de rots- en tilt -actuatoren. De twee systemen werkten van T min 28 seconden tot de SRB -scheiding van de orbiter en externe tank. De twee onafhankelijke hydraulische systemen waren verbonden met de rots en tilt servoactuators.

De HPU -controller -elektronica bevond zich in de SRB AFT -geïntegreerde elektronische assemblages op de AFT externe tankaansluitingsringen.

De HPU's en hun brandstofsystemen werden van elkaar geïsoleerd. Elke brandstoftoevoermodule (tank) bevatte 22 lb (10,0 kg) hydrazine. De brandstoftank werd onder druk gezet met gasvormige stikstof bij 400psi (2.8MPA), die de kracht bood om de brandstof van de tank naar de brandstofverdelingslijn te verdrijven (positieve verwijdering), waardoor een positieve brandstoftoevoer naar de APU werd gehandhaafd tijdens zijn werking.

In de APU verhoogde een brandstofpomp de hydrazinedruk en voerde deze aan een gasgenerator. De gasgenerator katalytisch het hydrazine in hete, hogedrukgas afgebroken; Een tweetraps turbine heeft dit omgezet in mechanisch vermogen en een versnellingsbak besteden. Het afvalgas, nu koeler en bij lage druk, werd teruggegaan over de gasgeneratorbehuizing om het te koelen voordat hij overboord werd gedumpt. De versnellingsbak dreef de brandstofpomp, zijn eigen smeerpomp en de HPU -hydraulische pomp. Een startup -bypass -lijn ging rond de pomp en voedde de gasgenerator met behulp van de stikstoftankdruk totdat de APU -snelheid zodanig was dat de druk van de brandstofpomp die van de bypass -lijn overschreed, op welk punt alle brandstof aan de brandstofpomp werd geleverd.

Toen de APU -snelheid 100%bereikte, werd de APU primaire regelklep gesloten en werd de APU -snelheid geregeld door de APU -controller -elektronica. Als de logica van de primaire regelklep niet in de open toestand lag, nam de secundaire regelklep de controle over de APU op met een snelheid van 112%.[9]

Elke HPU op een SRB was met beide verbonden servoactuators Op die SRB door een schakelklep waardoor het hydraulische vermogen werd verdeeld vanuit beide HPU naar beide actuatoren indien nodig. Elke HPU diende als de primaire hydraulische bron voor de ene servoactuator en een secundaire bron voor de andere servoactuator. Elke HPU bezat het vermogen om hydraulisch vermogen te leveren aan beide servoactuatoren binnen 115% operationele limieten in het geval dat hydraulische druk van de andere HPU onder 2.050 psi (14,1 MPa) zou moeten dalen. Een schakelaarcontact op de schakelklep gesloten wanneer de klep zich in de secundaire positie bevond. Toen de klep werd gesloten, werd een signaal naar de APU -controller verzonden, dat de logica van 100% APU -snelheidsregeling remde en de Logica van 112% APU -snelheidsregeling mogelijk maakte. De 100-procent APU-snelheid stelde één APU/HPU in staat om voldoende operationele hydraulische druk te leveren aan beide servoactuatoren van die SRB.

De APU 100-procent snelheid kwam overeen met 72.000 tpm, 110% tot 79.200 tpm en 112% tot 80.640 tpm.

De hydraulische pompsnelheid was 3.600 tpm en leverde hydraulische druk van 3.050 ± 50 psi (21,03 ± 0,34 MPa). Een hoge druk ontlastklep Biedt overdrukbescherming aan het hydraulische systeem en verlichtte op 3.750 psi (25,9 MPa).

De APUS/HPU's en hydraulische systemen waren herbruikbaar voor 20 missies.

Stuwkracht vectorcontrole

Verdere informatie: stuwkracht vectoring

Elke SRB had er twee hydraulisch gimbal Servoactuators, om het mondstuk omhoog/omlaag en zij-naar-zij te verplaatsen. Dit is verstrekt stuwkracht vectoring Om het voertuig in alle drie de assen te helpen regelen (rol, pitch en gier).

Het Ascent Thrust Vector Control-gedeelte van het vluchtbesturingssysteem stuurde de stuwkracht van de drie shuttle-hoofdmotoren en de twee SRB-sproeiers om de houding en het traject van de shuttle te regelen tijdens lift en beklimming. Commando's van het begeleidingssysteem werden overgedragen naar de ATVC -stuurprogramma's (Ascent Thrust Vector Control), die signalen die evenredig zijn aan de opdrachten naar elke servoactuator van de hoofdmotoren en SRB's overgedragen. Vier onafhankelijke vluchtbesturingssysteemkanalen en vier ATVC -kanalen bestuurden zes hoofdmotor en vier SRB ATVC -stuurprogramma's, waarbij elke driver één hydraulische poort op elke hoofd- en SRB -servoactuator bestuurt.

Elke SRB-servoactuator bestond uit vier onafhankelijke, tweetraps servovals die signalen van de stuurprogramma's ontvingen. Elke servovaleve bestuurde één stroomspoel in elke actuator, die een actuator RAM en het mondstuk positioneerde om de richting van de stuwkracht te regelen.

De vier servovals die elke actuator bedienden, boden een krachtige meerderheids-stemrang om de stroomspoel te positioneren. Met vier identieke commando's voor de vier servovals, voorkwam de actuator kracht-somactie onmiddellijk, onmiddellijk, een enkele foutieve invoer die de stroom RAM-beweging beïnvloedt. Als het detectie van differentiaaldruk de foutieve ingang die gedurende een vooraf bepaalde tijd bleef, zou detecteren, zou een isolerende klep worden geselecteerd, met uitzondering van de kracht-som volledig. Foutmonitors werden voor elk kanaal verstrekt om aan te geven welk kanaal was omzeild en de isolatieklep op elk kanaal kon worden gereset.

Elke actuator RAM was uitgerust met transducers voor positiefeedback voor het stuwkrachtvectorcontrolesysteem. Binnen elke servoactuator was RAM een splashdown -belastingverlichting om het mondstuk bij waterspatdown te dempen en schade aan het spuitmondflexibele lager te voorkomen.

Beoordeel gyro -assemblages

Elke SRB bevatte drie Beoordeel gyro Assemblies (RGA's), waarbij elke RGA één toonhoogte en één giergyro bevat. Deze leverden een output die evenredig is met hoeksnelheden over de toonhoogte- en gierassen naar de orbitercomputers en begeleiding, navigatie- en besturingssysteem tijdens de eerste fase Ascent-vlucht in combinatie met de orbiter roll rate gyros tot SRB-scheiding. Bij SRB -scheiding werd een omschakeling gemaakt van de SRB RGAS naar de orbiter RGA's.

De SRB RGA -tarieven gingen door de orbiter -vlucht achterste multiplexers/demultiplexers naar de orbiter GPC's. De RGA-tarieven werden vervolgens middenwaarde geselecteerd in redundantiebeheer om SRB-pitch en gierrente te bieden aan de gebruikerssoftware. De RGA's zijn ontworpen voor 20 missies.

Segmentgevallen

Gemaakt van 2-cm dikke D6AC Hoogstrengte staal met lage legering.[10]

Drijfveer

Secties van de SRB gevuld met drijfgas worden verbonden

De raket drijfgas mengsel in elke massieve raketmotor bestond uit ammoniumperchloraat (oxidatier, 69,6% door gewicht), geatomiseerd aluminium poeder (brandstof, 16%), ijzeroxide (katalysator, 0,4%), PBAN (Binder, fungeert ook als brandstof, 12,04%) en een epoxy Curingagent (1,96%).[11][12] Deze drijfgas wordt gewoonlijk aangeduid als Ammonium perchloraat composiet drijfgas (APCP). Dit mengsel gaf de solide raketmotoren een specifieke impuls van 242 seconden (2,37 km/s) op zeeniveau of 268 seconden (2,63 km/s) in een vacuüm. Bij ontsteking verbrandde de motor de brandstof bij een nominale kamerdruk van 906,8 psi (6.252 MPa).[13]

De belangrijkste brandstof, aluminium, werd gebruikt omdat het een redelijke specifieke energiedichtheid heeft van ongeveer 31,0 mJ/kg, maar een hoge volumetrische energiedichtheid, en is moeilijk te ontbranden per ongeluk.

De drijfgas had een 11-punts stervormig perforatie in het voorste motoregment en een dubbel aangekracht-ijshoorntje perforatie in elk van de AFT -segmenten en de achterafsluiting. Deze configuratie zorgde voor een hoge stuwkracht bij het ontsteking en verminderde vervolgens de stuwkracht met ongeveer een derde 50 seconden na de lancering om te vermijden overstrevend het voertuig tijdens Maximale dynamische druk (Max. Q).[11]

Functie

SRB-stuwkracht op zeeniveau, gegevens van STS-107

Ontsteking

SRB -ontsteking kan alleen optreden wanneer een handmatige vergrendelingspen van elke SRB -kluis en ARM -apparaat is verwijderd. De grondploeg verwijdert de pin tijdens prelaunch -activiteiten. Op T - 5: 00 wordt het SRB -veilige en ARM -apparaat op de armpositie geroteerd. De vaste raketmotor -ontstekingsopdrachten worden uitgegeven wanneer de drie Space Shuttle Hoofdmotoren (SSME's) zijn op of boven 90% van de nominale stuwkracht, geen SSME mislukt en/of SRB -ontsteking Pyrotechnisch Initiator Controller (PIC) Lage spanning is aangegeven en er zijn geen inzettingen van het Launch Processing System (LPS).

De opdrachten Solid Rocket Motor Ignition worden door de Orbiter -computers verzonden via de Master Event Controllers (MEC's) naar het Safe and ARM -apparaat NASA Standard Detonators (NSDS) In elke SRB. Een PIC single-channel condensatorafvoerapparaat regelt het afvuren van elk pyrotechnisch apparaat. Drie signalen moeten tegelijkertijd aanwezig zijn voor de PIC om de pyro -schietuitgang te genereren. Deze signalen, arm, vuur 1 en vuur 2, zijn afkomstig van de Orbiter algemene computers (GPC's) en worden overgedragen aan de MEC's. De MEC's ​​hernieuwen hen naar 28 Volt DC -signalen voor de foto's. Het armsignaal laadt de PIC -condensator op tot 40 volt DC (minimaal 20 volt DC).

De GPC -lanceringssequentie regelt ook bepaalde kritieke hoofdaandrijfsysteemkleppen en bewaakt de motorklare indicaties van de SSME's. De MPS Start -opdrachten worden uitgegeven door de ingebouwde computers op t - 6,6 seconden (gespreid startmotor drie, motor twee, motor één allemaal ongeveer binnen 0,25 van een seconde) en de sequentie bewaakt de stuwkrachtopbouw van elke motor. Alle drie SSME's moeten binnen drie seconden de vereiste stuwkracht van 90% bereiken; Anders wordt een geordende afsluiting bevolen en worden beveiligingsfuncties gestart.

Normale stuwkrachtopbouw naar het vereiste 90% stuwkrachtniveau zal ertoe leiden dat de SSME's worden geboekt naar de liftpositie op t -3 seconden en dat het Fire 1 -commando wordt uitgegeven om de SRB's te bewapenen. Bij T - 3 seconden mogen de buigmodi van de voertuigbasis initialiseren (de "twang" genoemd, beweging van ongeveer 25,5 in (650 mm) gemeten aan de punt van de externe tank, met beweging naar de externe tank) .

De Fire 2 -commando's zorgen ervoor dat de overtollige NSD's door een dunne barrièreafdichting een vlamtunnel afvuren. Dit ontsteekt een pyro. Booster lading, die wordt vastgehouden in het veilige en armapparaat achter een geperforeerde plaat. De booster -lading ontsteekt de drijfgas in de ontstekingsinitiator; en verbrandingsproducten van deze drijfgas ontbranden de vaste raketmotorinitiator, die de gehele verticale lengte van de massieve raketmotor afvalt die de massieve raketmotor drijfgas onmiddellijk langs het hele oppervlak ontstoken.

Bij T --0 worden de twee SRB's ontstoken, onder bevel van de vier ingebouwde computers; scheiding van de vier explosieve bouten Op elke SRB wordt gestart; De twee T-0-navelstreng (één aan elke kant van het ruimtevaartuig) worden ingetrokken; De stoere master -timing -eenheid, timer van evenemententimer en timers van de missie worden gestart; De drie SSME's zijn op 100%; en de grondlanceringsvolgorde wordt beëindigd.

Lift-off en beklimming

Timingsequentie die in ontsteking verwijst, is van cruciaal belang voor een succesvolle lift- en beklimming. De explosieve hold-down bouten verlichten (door de lanceringssteunende voetstukken en padstructuur) de asymmetrische voertuigdynamische belastingen veroorzaakt door de SSME-ontsteking en stuwkrachtopbouw, en toegepaste stuwkrachtlagers. Zonder de hold-down bouten zouden de SSME's de vluchtstapel (orbiter, externe tank, SRB's) gewelddadig op de externe tank tikken. Dat roterende moment wordt aanvankelijk tegengegaan door de hold-bouten. Voorafgaand aan het vrijgeven van de voertuigstapel voor lancering, moeten de SRB's tegelijkertijd hun verbrandingskamers en uitlaatmondstukken ontbranden en onder druk zetten om een ​​stuwkracht-afgeleid, netto tegenroterend moment te produceren precies gelijk aan het roterende moment van de SSME. Met de SRB's die op volle stuwkracht bereiken, worden de hold-down bouten opgeblazen, waardoor de voertuigstapel vrijgeeft, is het netto roterende moment nul en is de netto voertuigstuwkracht (tegengestelde zwaartekracht) positief, waardoor de orbiter stapel verticaal wordt gehaald vanuit het lanceervoetstuk, bestuurbaar, bestuurbaar, bestuurbaar door de gecoördineerde gimbal Bewegingen van de SSME's en de SRB -uitlaatmonden.

Tijdens de beklimming detecteren en rapporteren meerdere ALLAXIS Accelerometers de vlucht en oriëntatie van het voertuig (verwijzend naar het cockpit aan boord van de orbiter), omdat de vluchtreferentiecomputers navigatieopdrachten vertalen (naar een bepaald waypoint in de ruimte en op een bepaald moment) in de ruimte en op een bepaald moment) Motor- en motorische spuitmondgimbalcommando's, die het voertuig oriënteren rond het massamiddelpunt. Naarmate de krachten op het voertuig veranderen als gevolg van drijfgasverbruik, de snelheid, veranderingen in aerodynamische weerstand en andere factoren, past het voertuig automatisch zijn oriëntatie aan als reactie op zijn dynamische besturingsopdrachtinvoer.

Scheiding

De SRB's worden uit de space shuttle op een hoogte van ongeveer 146.000 ft (45 km) overboord gegooid. SRB-scheiding wordt geïnitieerd wanneer de drie solid-rocket motornembersdruktransducers worden verwerkt in de redundantie-management middenwaarde SELECT en de hoofd-end kamerdruk van beide SRB's is kleiner dan of gelijk aan 50 psi (340 kPa). Een back -up cue is de tijd die is verstreken van boosterontsteking. De scheidingssequentie wordt geïnitieerd, het commando van de stuwkrachtvectorcontrole-actuatoren naar de nulpositie en brengt het belangrijkste voortstuwingssysteem in een tweede fase configuratie (0,8 seconden van sequentie-initialisatie), die ervoor zorgt dat de stuwkracht van elke SRB minder is dan 100.000 lbf (440 KN). Orbiter Yaw -houding wordt vier seconden vastgehouden en SRB -stuwkracht daalt tot minder dan 60.000 lbf (270 kN).

De SRB's gescheiden van de externe tank binnen 30 milliseconden van het Ordnance Firing Command. Het voorwaartse bevestigingspunt bestaat uit een bal (SRB) en socket (externe tank; ET) bij elkaar gehouden door één bout. De bout bevat aan elk uiteinde één NSD -drukpatroon. Het voorwaartse bevestigingspunt draagt ​​ook het bereik van het bereik van het veiligheidssysteem cross-strap bedrading die elk SRB-bereik Safety System (RSS) en de ET RSS met elkaar verbindt. De achterste bevestigingspunten bestaan ​​uit drie afzonderlijke stutten: bovenste, diagonaal en lager. Elke stut bevat één bout met een NSD -drukpatroon aan elk uiteinde. De bovenste stut draagt ​​ook de navelstreng tussen zijn SRB en de externe tank en op de orbiter.

Er zijn er vier Booster scheidingsmotoren (BSMS) aan elk uiteinde van elke SRB. De BSM's scheiden de SRB's van de externe tank. De vaste raketmotoren in elke cluster van vier worden ontstoken door overbodige NSD -drukpatronen in overbodige beperkte ontstekingsverspoordverdeelstukken te schieten. De scheidingsopdrachten uitgegeven van de orbiter door de SRB -scheidingssequentie initiëren de redundante NSD -drukpatroon in elke bout en ontbranden de BSM's om een ​​schone scheiding te bewerkstelligen.

Bereik veiligheidssysteem

A Bereik veiligheid System (RSS) voorziet in vernietiging van een raket of een deel ervan met explosieven aan boord van externe commando als de raket uit de hand loopt, om het gevaar te beperken tot mensen op de grond door crashen, explosies, vuur, giftig stoffen, enz. De RSS werd slechts eenmaal geactiveerd - tijdens de Ruimteschip Uitdager ramp (37 seconden na het uiteenvallen van het voertuig, toen de SRB's in ongecontroleerde vlucht waren).

Het shuttle -voertuig had twee RSS, één in elke SRB. Beide waren in staat om twee opdrachtberichten (arm en brand) te ontvangen die vanuit het grondstation werden verzonden. De RSS werd alleen gebruikt wanneer het shuttle -voertuig een rode lijn van een lanceringstraject overtreedt.

Een RSS bestaat uit twee antenne -koppelingen, opdrachtontvangers/decoders, een dubbele distributeur, een veilig en armapparaat met twee NASA Standard Detonators (NSD), Twee beperkte ontstekingsmedewerkers (CDF), zeven CDF-assemblages en één lineair gevormde lading (LSC).

De antenne -koppelingen bieden de juiste impedantie voor commando's voor radiofrequentie en grondondersteuningsapparatuur. De opdrachtontvangers zijn afgestemd op RSS -opdrachtfrequenties en geven het invoersignaal aan de distributeurs wanneer een RSS -opdracht wordt verzonden. De opdrachtdecoders gebruiken een codeplug om te voorkomen dat een ander opdrachtsignaal dan het juiste opdrachtsignaal in de distributeurs komt. De distributeurs bevatten de logica om geldige vernietigingsopdrachten te leveren aan de RSS -pyrotechniek.

De NSD's bieden de vonk om de CDF te ontsteken, die op zijn beurt de LSC ontsteekt voor boostervernietiging. Het SAFE- en ARM -apparaat biedt mechanische isolatie tussen de NSD's en de CDF vóór de lancering en tijdens de SRB -scheidingssequentie.

De eerste boodschap, Arm genaamd, stelt de logica aan boord in staat om een ​​vernietiging mogelijk te maken en verlicht een licht op het cockpitscherm en het bedieningspaneel bij de commandant en het pilootstation. Het tweede verzonden bericht is de opdracht Fire.

De SRB-distributeurs in de SRB's zijn samen kruisstrap. Dus als een SRB een arm- of vernietigingssignaal zou ontvangen, zou het signaal ook naar de andere SRB worden verzonden.

Elektrische stroom van de RSS -batterij in elke SRB wordt geleid naar RSS -systeem A. De herstelbatterij in elke SRB wordt gebruikt om RSS -systeem B te voeden en het terugwinningssysteem in de SRB. De SRB RSS wordt uitgeschakeld tijdens de scheidingssequentie en het SRB -herstelsysteem wordt aangedreven.[14]

Afdaling en herstel

Splashdown van de rechterhand SRB vanaf de lancering van STS-124.

De SRB's worden na 2 minuten uit het shuttle -systeem gebracht en een hoogte van ongeveer 146.000 voet (44 km). Na te blijven stijgen tot ongeveer 220.000 voet (67 km), beginnen de SRB's terug te vallen naar de aarde en eenmaal terug in de dichtere atmosfeer worden vertraagd door een parachute -systeem om schade aan de impact van de oceaan te voorkomen. Een opdracht wordt van de orbiter naar de SRB verzonden vlak voor de scheiding om batterijvermogen toe te passen op het herstellogische netwerk. Een tweede, gelijktijdige commando -wapens de drie neushapstrookers (voor het inzetten van de piloot en drogue parachute), de frustum Ring Detonator (voor hoofdparachute -implementatie) en de belangrijkste parachute ontkoppelingsvoorziening.

De herstelsequentie begint met de werking van de grote Baroswitch, die de pyrotechnische neuskapschutters activeert. Dit werpt de neusdop uit, die de piloot parachute. Scheiding van de neusdop vindt plaats op een nominale hoogte van 15.704 ft (4.787 m), ongeveer 218 seconden na SRB -scheiding. De conische lintpiloot parachute van 11,5 ft (3,5 m) zorgt drogue Retentiebanden. Hierdoor kan de pilootschakel het drogue -pack uit de SRB halen, waardoor de drogue -ophangingslijnen vanuit hun opgeslagen positie worden ingezet. Bij volledige uitbreiding van de twaalf 105 ft (32 m) suspensielijnen, wordt de drogue -implementatietas verwijderd van de luifel en de conische lint -drogue -parachute van 54 ft (16 m) met diameter op zijn initiële refconditie. De drogue wordt twee keer na gespecificeerde tijdsvertragingen weergegeven (met behulp van redundante 7- en 12-seconden reefslijnsnijders), en het heroriënteert/stabiliseert de SRB voor hoofdkute-implementatie. De drogue parachute heeft een ontwerpbelasting van ongeveer 315.000 lb (143 t) en weegt ongeveer 1.200 lb (540 kg).

De solide raketboosters, gruweld van de Ruimteschip Ontdekking Na de lancering van STS-116, drijvend in de Atlantische Oceaan ongeveer 150 mijl ten noordoosten van Cape Canaveral. Bij deze gelegenheid landden de boosters enkele kilometers uit elkaar, maar 's nachts winden en stromingen dreef ze naar dezelfde locatie

Nadat de drogue-parachute de SRB in een staart-eerste houding heeft gestabiliseerd, wordt de frustum gescheiden van de voorwaartse rok door een pyrotechnische lading veroorzaakt door de lage hoogte baroswitch op een nominale hoogte van 5.500 ft (1.700 m) ongeveer 243 m) ongeveer 243 m) scheiding. De frustum wordt vervolgens van de SRB weggetrokken door de drogue -parachute. De hoofdkute -ophangels worden uitgetrokken uit implementatiebakken die in de frustum blijven. Bij volledige uitbreiding van de lijnen, die 203 ft (62 m) lang zijn, worden de drie hoofdgoten uit hun implementatietassen getrokken en opgeblazen naar hun eerste refconditie. De Frustum en Drogue Parachute gaan door op een apart traject om te splashdown. Na gespecificeerde tijdsvertragingen (met behulp van redundante 10- en 17-seconden reefslijnsnijders), worden de hoofdchute-riflijnen gesneden en worden de goten opgeblazen naar hun tweede rif en volledige open configuraties. De hoofdgootcluster vertraagt ​​de SRB naar terminale omstandigheden. Elk van de diameter van 136 ft (41 m), 20 ° conische lintparachutes hebben een ontwerpbelasting van ongeveer 195.000 lb (88 t) en weegt elk ongeveer 2.180 lb (990 kg). Deze parachutes zijn de grootste die ooit zijn gebruikt, zowel in geïmplementeerde grootte als laadgewicht. De RSRM -mondstukverlenging wordt verbroken door een pyrotechnische lading ongeveer 20 seconden na de scheiding van Frustum.

Waterimpact treedt op ongeveer 279 seconden na SRB -scheiding met een nominale snelheid van 76 voet per seconde (23 m/s). Het watereffectbereik ligt ongeveer 130 nmi (240 km) voor de oostkust van Florida. Omdat de parachutes voorziet in een spuitmond-eerste impact, zit lucht vast in de lege (opgebrande) motorbehuizing, waardoor de booster met het voorste uiteinde ongeveer 30 voet (9 m) uit het water drijft.

Solide raketbooster van de STS-131 missie wordt hersteld en getransporteerd naar Cape Canaveral door de MVVrijheidsster.

Vroeger werden de hoofdgoten vrijgelaten uit de SRB bij impact met behulp van een parachute -release moer -ordnance -systeem (restbelastingen in de hoofdkoker zouden de parachute -bevestigingen inzetten met drijvers die aan elke fitting zijn gebonden). Het huidige ontwerp houdt de hoofdgoten bevestigd tijdens de impact van water (initiële impact en slap). Apparaten met zout water geactiveerde afgifte (SWAR) zijn nu opgenomen in de hoofdkute -stijglijnen om de herstelinspanningen te vereenvoudigen en schade aan de SRB te verminderen.[15] De drogue -implementatietas/piloot parachutes, drogue parachutes en frustums, elke hoofdgoot, en de SRB's zijn drijvend en worden hersteld.

Speciaal gemonteerd NASA -herstelschepen, de MVVrijheidsster en de MVLiberty Star, herstel de SRB's en Descent/Recovery -hardware. Zodra de boosters zich bevinden, wordt de duikerbediende plug (DOP) door duikers op hun plaats gemanoeuvreerd om het SRB -mondstuk aan te sluiten en het water uit de motorbehuizing af te voeren. Het pompen van lucht in en water uit de SRB zorgt ervoor dat de SRB verandert van een neus-up drijvende positie naar een horizontale houding die geschikt is om te slepen. De ophaalschepen slepen vervolgens de boosters en andere objecten terug naar terug naar Kennedy Space Center.

Uitdager ramp

Hoofd artikel: Space Shuttle Challenger Ramp
Camera legt grijze rook vast die wordt uitgestoten vanaf de rechter SRB op Ruimteschip Uitdager voor het begin van STS-51-L.

Het verlies van ruimtevaart Uitdager is ontstaan ​​met een systeemfalen van een van zijn SRB's. De oorzaak van het ongeval werd gevonden door de Rogers Commissie om "een foutief ontwerp onaanvaardbaar gevoelig te zijn voor een aantal factoren" van de SRB -gewrichten verergerd door ongewoon koud weer op de ochtend van de vlucht.[16][17] Het veldgewrichtontwerp was gebrekkig, met buiging van de gewrichten tijdens het lanceren dat de afdichting van het grote rubber in gevaar bracht O-ringen en waardoor ze verder in het gewricht extruderen en eroderen terwijl hete uitlaatgassen voorbij lekten. Bovendien waren de O-ringen niet veerkrachtig bij lage temperaturen zoals die van de ochtend van het ongeval van januari 1986 (36 ° F, 2,2 ° C). Een koud-gecompromiseerd gewricht in de rechter SRB faalde bij de lancering en liet hete gassen vanuit die raketversterking een gat in de aangrenzende belangrijkste externe brandstoftank schroeien en verzwakken ook de onderste stut die de SRB aan de externe tank houdt. Het lek in het SRB -gewricht veroorzaakte een catastrofaal falen van de onderste stut en gedeeltelijke detachering van de SRB, wat leidde tot een botsing tussen de SRB en de externe tank. Met een uiteenvallende externe tank en ernstig off-as stuwkracht van de rechter SRB, reizen met een snelheid van mach 1,92 op 46.000 voet (14 km), de space shuttle -stapel uiteengevallen.[18] Kort voordat de rampeningenieurs die de SRB -fabrikant vertegenwoordigden, aanbevolen om de lancering te schrobben vanwege de koude temperaturen, maar werden opgeheven door NASA -managers.[19]

Tijdens de daaropvolgende downtime werden gedetailleerde structurele analyses uitgevoerd op kritieke structurele elementen van de SRB. Analyses waren voornamelijk gericht op gebieden waar anomalieën waren opgemerkt tijdens de inspectie na de verdieping van herstelde hardware.

Een van de gebieden was de bevestigingsring waar de SRB's zijn aangesloten op de externe tank. Distressgebieden werden opgemerkt in sommige van de bevestigingsmiddelen waar de ring zich aan de SRB -motorbehuizing hecht. Deze situatie werd toegeschreven aan de hoge belastingen die tijdens de impact van water werden aangetroffen. Om de situatie te corrigeren en te zorgen voor een hogere sterkte tijdens het klimen, werd de bevestigingsring opnieuw ontworpen om de motorbehuizing volledig te omcirkelen (360 °). Eerder vormde de bevestigingsring een 'C' vorm en omcirkelde de motorbehuizing slechts 270 °.

De rechter SRB toont een abnormale pluim op T+58.788 seconden. Deze pluim zou het uiteenvallen van het voertuig 14 seconden later activeren.

Bovendien werden speciale structurele tests uitgevoerd op de achterste rok. Tijdens dit testprogramma vond een anomalie plaats in een kritieke lassen Tussen de hold-down paal en de huid van de rok. Een herontwerp werd geïmplementeerd om versterkingsbeugels en fittingen toe te voegen aan de achterring van de rok.

Deze twee wijzigingen voegden ongeveer 450 lb (200 kg) toe aan het gewicht van elke SRB. Het resultaat wordt een opnieuw ontworpen massieve raketmotor (RSRM) genoemd.[20]

Constructie en levering

De belangrijkste aannemer voor de vervaardiging van de SRB -motoregmenten was ATK Launch Systems (voorheen Morton Thiokol Inc.) Wasatch -divisie gebaseerd in Magna, Utah.

United Space Boosters Inc. (USBI), een divisie van Pratt en Whitney, onder United Technologies, was de oorspronkelijke SRB Prime-aannemer voor SRB-assemblage, kassa en renovatie voor alle niet-vaste raket-motorcomponenten en voor SRB-integratie. Ze waren de langstlopende prime-aannemer voor de Space Shuttle die deel uitmaakte van het oorspronkelijke lanceringsteam. USBI werd geabsorbeerd door United Space Alliance als de Solid Rocket Booster Element Division in 1998 en de USBI -divisie werd het volgende jaar ontbonden in Pratt & Whitney. Op zijn hoogtepunt had USBI meer dan 1500 personeelsleden die werkten op de shuttle -boosters in KSC, FL en Huntsville, Alabama.

Componenten van de SRB's werden van Utah naar het Kennedy Space Center in Florida via een spoor gedurende twaalf dagen getransporteerd voor 2.000 mijl (3.200 km) en acht staten. Elk segment en zijn op maat gemaakte railauto wogen ongeveer 300.000 pond (140.000 kg). Auto's met SRB's werden gescheiden door lege auto's om de lading over bruggen en schuren te verdelen, met name de brug over de Indian River, de laatste brug op de reis van de trein.[21] Na herstel werden beste segmenten op dezelfde treinwagons geladen en teruggekeerd naar Utah voor renovatie en tanken.[22]

Incident

Op 2 mei 2007 ontspoorde een goederentrein met segmenten van de Solid Rocket Boosters van de Space Shuttle Myrtlewood, Alabama, na een rail schraag ingestort. De trein vervoerde acht SRB-segmenten bedoeld voor STS-120 en STS-122. Vier segmenten daalden ongeveer 10 voet (3,0 m) vier andere segmenten, samen met een auto met achteruitgangskegels (sproeiers), nog niet op de schok, bleef op vaste grond. De segmenten die uit de schok vielen, werden teruggevonden naar Utah voor inspectie. Nadat analyses van de strijdkrachten de resterende vier segmenten die niet waren gevallen, goed binnen de toleranties waren gebleken, gingen die segmenten verder naar Florida.[23]

Upgrade projecten die niet in gebruik worden genomen

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

In 1988-1989 was NASA van plan de post-Uitdager SRB's met een nieuwe geavanceerde solide raketmotor (ASRM) die door worden gebouwd door Aerojet[24] in een nieuwe faciliteit, ontworpen door onderaannemer, Rust International, op de locatie van een geannuleerde Tennessee Valley Authority kerncentrale, bij Yellow Creek, Mississippi (Yellow Creek Nuclear Plant).

De ASRM zou iets breder zijn (de diameter van de booster zou worden verhoogd van 146 inch tot 150 inch) en 200.000 pond extra drijfgas hebben en hebben extra stuwkracht geproduceerd om de payload van de shuttle met ongeveer 12.000 te vergroten pond,[24] zodat het modules en bouwcomponenten naar het ISS zou kunnen vervoeren. Van hen werd verwacht dat ze veiliger waren dan de post-Uitdager SRBS.[25] De eerste $ 1,2 BN -contract zou voor 12 motoren zijn, met een optie voor nog eens 88 bij misschien nog eens $ 1 Bn.[24] Morton Thiokol zou de sproeiers bouwen.[24] De eerste testvlucht werd verwacht rond 1994.[24]

Het ASRM -programma werd geannuleerd in 1993[25] Nadat robotachtige assemblagesystemen en computers ter plaatse waren en ongeveer 2 miljard dollar uitgegeven, ten gunste van voortdurend gebruik, na ontwerpfoutcorrecties, van de SRB.

Filament-wond gevallen

Om de nodige prestaties te bieden om pool-orbiting shuttles van de SLC-6 Lanceer pad bij Vandenberg Air Force Base in Californië, SRB's gebruiken gordelgewonden gevallen (FWC) zijn ontworpen om meer lichtgewicht te zijn dan de stalen koffers die worden gebruikt op Kennedy Space Center-gelanceerde SRB's.[26] In tegenstelling tot de reguliere SRB's, die het gebrekkige veldgewrichtsontwerp hadden dat leidde tot de Uitdager Ramp in 1986 hadden de FWC-boosters het "dubbele tang" -gewrichtsontwerp (noodzakelijk om de boosters goed in lijn te houden tijdens de "twang" -beweging wanneer de SSME's voorafgaand aan de lift worden ontstoken), maar gebruikten de twee O-ringafdichtingen. Met de sluiting van SLC-6 werden de FWC-boosters gesloopt door ATK en NASA, maar hun veldverbindingen, zij het gemodificeerd om de huidige drie O-ringafdichtingen en gewrichtsverwarmers op te nemen, werden later (na STS-51L) in het veld opgenomen Verbindingen op de SRB's gebruikten tot de laatste vlucht in 2011.

Booster met vijf segment

Voorafgaand aan de vernietiging van de Ruimteschip Columbia In 2003 onderzocht NASA de vervanging van de huidige 4-segment SRB's door een 5-segment SRB-ontwerp of vervangen ze helemaal door met vloeistof aangedreven "flyback" -boosters met een van beide Atlas V of Delta IV EELV -technologieën. De 5-segment SRB, die weinig wijziging in de huidige shuttle-infrastructuur zou vereisen, zou de ruimtevaarthuttle hebben toegestaan ​​om een ​​extra 20.000 lb (9.100 kg) lading te dragen in een Internationaal Ruimtestation-inclinatie -baan, elimineer het gevaarlijke Return-to-launch-site (RTLS) en Trans-oceanisch afbreken (Tal) Modi, en, door een zogenaamde hondenpotmanoeuvre te gebruiken, vliegen naar het zuiden naar noord-polaire baanvluchten vanuit Kennedy Space Center.

De SRB met vijf segmenten zou een bredere spuitmeel keel gebruiken om binnen de druklimiet van de bestaande segmentbevorderen te blijven.

Na de vernietiging van Columbia, NASA heeft de SRB met vijf segment opgeschort voor het shuttle-programma.[waarom?][27] Eén engineeringmotor met vijf segment, ETM-03, werd ontslagen op 23 oktober 2003.[28][29]

Als onderdeel van Constellatieprogramma, de eerste fase van de Ares i Rocket was gepland om SRB's met vijf segment te gebruiken; In september 2009 werd een ruimtevaart van vijf segmentruimte SRB (DM-1) statisch op de grond afgevuurd in het woestijntestgebied van ATK in Utah.[30] Extra tests (DM-2 en DM-3) werden uitgevoerd in augustus 2010 en september 2011.[31]

Nadat het constellatieprogramma in 2011 was geannuleerd, het nieuwe Space Launch System (SLS) werd aangewezen om boosters met vijf segment te gebruiken. De eerste test van een SRB voor SLS (QM-1) werd begin 2015 voltooid, een tweede test (QM-2) werd medio 2016 uitgevoerd in Orbital ATK's Promontory, Utah Facility.[32]

Displays

Space Shuttle Solid Rocket Boosters zijn te zien op de Kennedy Space Center bezoekerscomplex in Florida, de Stennis Space Center in Hancock County, Mississippi, de Verenigde Staten Space & Rocket Center in Huntsville, Alabama, en op Orbitale ATK's faciliteit in de buurt Voorbeleging, Utah.[33] Een gedeeltelijke filamentgewonden boosterzaak is te zien op Pima Air & Space Museum in Tucson, Arizona.[34]

Toekomstige en voorgestelde toepassingen

Het ARES I-X-prototype lanceert van LC-39B, 15:30 UTC, 28 oktober 2009-dit was vanaf 2016 de enige vlucht van een lanceervoertuig afgeleid van de SRB.

Na verloop van tijd werden verschillende voorstellen om het SRB -ontwerp opnieuw te gebruiken gepresenteerd - vanaf 2016 gingen echter vanaf 2016 geen van deze voorstellen naar reguliere vluchten voordat ze werden geannuleerd. Tot de 2022 Geplande eerste vlucht van de Space Launch System (SLS), een enige testvlucht van de Ares i-x Prototype in 2009 was de versterkte van deze voorstellen vorderde.

Ares

NASA was aanvankelijk van plan om het SRB-ontwerp en de infrastructuur met vier segmenten in verschillende ARES-raketten opnieuw te gebruiken, die het Orion-ruimtevaartuig in een baan zouden hebben voortgezet. In 2005 kondigde NASA de Af van afkomstige lanceervoertuig van de shuttle gepland om de Orion Crew Exploration Vehicle in Low-Earth Orbit en later naar de maan. Het SRB-afgeleide crew lanceervoertuig (CLV), genaamd Ares i, was gepland om een ​​enkele aangepaste SRB met 4 segment te bevatten voor de eerste fase; een enkele vloeistof aangepast Space Shuttle Hoofdmotor zou de tweede fase hebben aangedreven.

Het ARES I-ontwerp bijgewerkt in 2006 bevatte één 5-segment SRB (oorspronkelijk ontwikkeld voor de shuttle, maar nooit gebruikt) als een eerste fase; De tweede fase werd aangedreven door een opgestane J-2x motor, afgeleid van de J-2, die in het bovenste stadium van Saturn v en Saturn IB. In plaats van het standaard SRB -neuscone zou de ARES I een taps toelopen Regulus -raket Systeem en grotere, zwaardere parachutes om het podium in de Atlantische Oceaan te verlagen voor herstel.

Ook geïntroduceerd in 2005, was een zware lift Cargo Launch Vehicle (CALV) genoemd Ares V. Vroege ontwerpen van de ares v gebruikt 5 Standaardproductie SSME's en een paar 5-segment boosters die identiek zijn aan die voor de shuttle, terwijl later de plannen van plannen de boosters rond de RS-68 Raketmotor gebruikt op het Delta IV EELV -systeem. Aanvankelijk schakelde NASA over naar een systeem met behulp van de 5-segment boosters en een cluster van 5 RS-68s (wat resulteerde in een verbreding van de Ares V-kerneenheid), vervolgens NASA herconfigureerde het voertuig met 6 RS-68B-motoren, met de Boosters worden zelf 5,5 segment boosters, met een extra halfsegment om extra stuwkracht te bieden bij de lift.

Dat laatste herontwerp zou de Ares V-booster groter en krachtiger hebben gemaakt dan de nu gepensioneerde Saturn v/int-20, N-1, en Energiek raketten, en zouden de Ares V hebben toegestaan ​​om beide de Aarde vertrekstadium en Altair -ruimtevaartuig in lage aardebaan voor latere on-orbit-assemblage. In tegenstelling tot de 5-segment SRB voor de ARES I, moesten de 5,5-segment boosters voor de ARES V identiek zijn in ontwerp, constructie en functie naar de huidige SRB's behalve de extra segmenten. Net als de shuttle-boosters zouden de Ares V-boosters een bijna identiek vluchttraject vliegen van lancering naar Splashdown.

Het constellatieprogramma, inclusief Ares I en Ares V, werd in oktober 2010 geannuleerd door de goedkeuring van de NASA -autorisatierekening van 2010.

Besturen

De Besturen Voorstel voor een nieuw, van shuttle afgeleid lanceervoertuig, in tegenstelling tot de Ares I en Ares V Boosters, gebruikt een paar klassieke 4-segment SRB's met de SSME's die op de shuttle worden gebruikt.

Athena III

In 2008, Planetspace stelde de Athena III lanceer voertuig voor ISS -bevoorrading vluchten onder de COTS -programma; het zou hebben gespeeld 2+1⁄2 Segmenten van het originele SRB -ontwerp.

Space Launch System (SLS)

Vergelijking van de Saturn V, Space Shuttle, Ares I, Ares V, Ares IV, SLS Block I en SLS Block II
Hoofd artikel: Space Launch System

De eerste versies (blokkeert 1 en 1b) van de Space Launch System (SLS) zijn gepland om een ​​paar te gebruiken Five-segment solide raketboosters (SRB's), die werden ontwikkeld uit de vier segment SRB's die voor de shuttle werden gebruikt. Wijzigingen voor de SLS omvatten de toevoeging van een centrumbooster -segment, nieuwe avionica en nieuwe isolatie die de asbest van de shuttle SRB elimineert en 860 kg (1.900 lb) lichter is. De SRB's met vijf segment bieden ongeveer 25% meer totale impuls dan de shuttle SRB en worden na gebruik niet teruggewonnen.[35][36]

Gelabeld diagram

Gelabeld diagram van SRB

Zie ook

Referenties

Public DomainDit artikel bevat Public domein materiaal van websites of documenten van de National Aeronautics and Space Administration.

  1. ^ Dunbar, Brian (5 maart 2006). "NASA - Solid Rocket Boosters". NASA. Gearchiveerd van het origineel op 6 april 2013. Opgehaald 29 mei, 2019.
  2. ^ Wayne Hale; National Aeronautics and Space Administration; Helen Lane; Gail Chapline; Kamlesh Lulla (7 april 2011). Wings in Orbit: Scientific and Engineering Legacies of the Space Shuttle, 1971-2010. Overheidsdrukkantoor. p. 5. ISBN 978-0-16-086847-4.
  3. ^ a b "Space Launchers - Space Shuttle". www.braeunig.us. Opgehaald 16 februari 2018.
  4. ^ "Een jaar op-Review Notes Superb Performance of STS-135's SRBS". Nasaspaceflight.com. 8 juli 2012. Opgehaald 26 februari, 2015.
  5. ^ "Booster stacking eindigde voor de laatste shuttle -vlucht". SpaceFlightNow.com. Opgehaald 26 februari, 2015.
  6. ^ "STS-134 IFA Review: SRBS en RSRM's presteren bewonderenswaardig". Nasaspaceflight.com. 27 juni 2011. Opgehaald 26 februari, 2015.
  7. ^ "Herbruikbare vaste raketmotor - veroveringen, lessen en een cultuur van succes" (PDF). ntrs.nasa.gov. 27 september 2011. Opgehaald 26 februari, 2015.
  8. ^ Nasa.gov
  9. ^ Hughes, Robert. "The Solid Rocket Booster Auxiliary Power Unit - het aangaan van de uitdaging" (PDF). Structuren en voortstuwing laboratorium, Marshall Space Flight Center.
  10. ^ Kalpakjian, Serope (2006). Productie -engineering en technologie. Upper Saddle River, NJ: Pearson/Prentice Hall. ISBN 0-13-148965-8. Oclc 65538856.
  11. ^ a b Wilson, Jim (5 maart 2006). "Solid Rocket Boosters". NASA. Opgehaald 28 juni, 2016.{{}}: CS1 onderhoud: url-status (link)
  12. ^ "Solid Rocket Boosters". NASA. Opgehaald 28 juni, 2016.
  13. ^ "Space Shuttle Propulsion Master's Forum Presentation" (PDF). NASA.
  14. ^ "Solid Rocket Boosters". NASA. Gearchiveerd van het origineel op 2010-07-25. Opgehaald 2010-08-28.
  15. ^ "Zoutwater geactiveerd afgifte voor de SRB Main Parachutes (Swar)". NASA. 2002-04-07. Gearchiveerd van het origineel op 2002-02-03.
  16. ^ "Verslag van de presidentiële commissie voor de space shuttle Uitdager Ongeval, hoofdstuk IV: de oorzaak van het ongeval ". NASA. Gearchiveerd van het origineel op 2013-05-11.
  17. ^ "Space Shuttle Challenger Case".
  18. ^ "Verslag van de presidentiële commissie voor de space shuttle Uitdager Ongeval, hoofdstuk III: het ongeval ". NASA.
  19. ^ "De geschiedenis van het gebrekkige gewricht". IEEE Spectrum. 24 (2): 39–44. 1987. doen:10.1109/mspec.1987.6448025. S2CID 26828360. Opgehaald 6 augustus 2021.
  20. ^ "Orbiter productie en montage". NASA.
  21. ^ NASA Railroad houdt boosters op het goede spoor, opgehaald 2022-04-17
  22. ^ "Solid Rocket Boosters en Post-Launch-verwerking" (PDF).
  23. ^ Taylor, Robert. "RSRM -segment trein ontsporing en herstel" (PDF). NASA Technical Reports Server.{{}}: CS1 onderhoud: url-status (link)
  24. ^ a b c d e Leary, Warren E., "NASA kiest Lockheed en Aerojet", New York Times, 22 april 1989
  25. ^ a b "Advanced Solid Rocket Motor Status (NSIAD-93-258R)". gao.gov. Government Accountability Office. 13 augustus 1993. Opgehaald 9 februari, 2020. GAO merkte op dat: (1) de noodzaak van de geavanceerde motor is afgenomen sinds het ontwikkelingsprogramma voor het eerst werd goedgekeurd in 1988; (2) NASA had geen echte vluchtervaring met de geavanceerde motoren toen het programma werd goedgekeurd; (3) De geavanceerde motor kan mogelijk niet worden gebruikt voor het starten van de oorspronkelijk geïdentificeerde payloads; (4) NASA heeft de shuttle gelanceerd zonder [verder] bewijs van significante vaste raketmotorveiligheidsproblemen; (5) de ontwikkelingskosten zijn met $ 575 miljoen gestegen door verlagingen van de jaarlijkse financieringsniveaus van het programma; en (6) NASA schat dat het $ 212 miljoen zou kosten om bestaande contracten te beëindigen vanaf 30 september 1993.-Het werkelijke rapport zegt: 'De geschatte ontwikkelingskosten waren met ongeveer 95 procent gestegen-tot $ 3,25 miljard ten opzichte van de initiële schatting van het programma in januari 1988 en dat het eerste vluchtschema meer dan 2-L/2 jaar was uitgegaan. '
  26. ^ "Jerry L. Ross"NASA Johnson Space Center Oral History Project, 26 januari 2004.
  27. ^ Jenkins, Dennis R. "Space Shuttle: History of the National Space Transportation System - The First 100 Flights"
  28. ^ J. E. McMillin en J. A. Furfaro. "Een overzicht van ETM-03 (een vijf segment shuttle RSRM-configuratie) ballistische prestaties" (PDF). Gearchiveerd van het origineel (PDF) op 2011-07-19.
  29. ^ "De meest krachtige ruimte -shuttle Solid Rocket Motor ooit getest, bewijst dat het dicht bij de rand kan worden geduwd, maar toch feilloos presteert". NASA MSFC.
  30. ^ "NASA en ATK testen met succes Ares eerste fase motor". NASA. Gearchiveerd van het origineel op 2010-03-25. Opgehaald 2010-03-25.
  31. ^ NASA test met succes een vaste raketmotor met vijf segment Sept 2011
  32. ^ "Nieuwskamer". www.orbitalatk.com. Opgehaald 4 april 2018.
  33. ^ "Voertuigen lanceren". Een veldgids voor Amerikaans ruimtevaartuig. Gearchiveerd van het origineel op 2010-03-12.
  34. ^ "Space Shuttle Solid Rocket Booster arriveert voor display in Arizona Museum". Pima Air & Space Museum. Opgehaald 18 september, 2018.
  35. ^ Priskos, Alex (7 mei 2012). "Vijf segment Solid Rocket Motor Development Status" (PDF). ntrs.nasa.gov. NASA. Opgehaald 2015-03-11.
  36. ^ "Space Launch System: How To Lanced NASA's nieuwe Monster Rocket". Nasaspaceflight.com. 20 februari 2012. Opgehaald 9 april 2012.

Externe links