Uzay Mekiği Katı Roket Güçlendirici - Space Shuttle Solid Rocket Booster

Uzay Mekiği SRB

Paletli-taşıyıcı üzerinde iki Uzay Mekiği SRB'si
Üretici firma	Thiokol , daha sonra ATK United Space Boosters Inc., Pratt ve Whitney
Menşei ülke	Amerika Birleşik Devletleri
üzerinde kullanıldı	Uzay mekiği
Genel özellikleri
Boy uzunluğu	149,16 fit (45,46 m)
Çap	12,17 fit (3,71 m)
brüt kütle	1.300.000 libre (590 ton)
itici kütle	1.100.000 libre (500 ton)
boş kütle	200.000 libre (91 ton)
4 segmentli SRB
Motor	1
itme	2.800.000 lbf (12.000 kN) deniz seviyesi
Spesifik dürtü	242 saniye (2,37 km/s)
yanma süresi	127 sn
itici	PBAN - APCP

Uzay mekiği katı roket iticisinde ( uzay mekiği SRB ) ilk katı yakıt roket için kullanılan bir vasıtanın birincil sevk için kullanılan insan uzay uçuşu ve% 85 Resim uzay mekiği havalanışta ve ilk iki dakika 'in itme tırmanış. Tükendikten sonra atıldılar ve Atlantik Okyanusu'na paraşütle atıldılar, burada toparlandılar , incelendiler, yenilendiler ve yeniden kullanıldılar .

Uzay Mekiği SRB, şimdiye kadar uçurulan en güçlü katı roket motoruydu. Her biri maksimum 14,7  MN (3.300.000  lbf ) itiş sağlıyordu; bu, şimdiye kadar uçurulan en güçlü tek yanma odalı sıvı yakıtlı roket motoru olan Rocketdyne F-1'in kabaca iki katıydı . Yaklaşık 1.180 t (1.160 uzun ton; 1.300 kısa ton) toplam kütlesiyle, kalkışta Mekik yığınının yarısından fazlasını oluşturuyorlardı. SRBs motor bölümleri tarafından imal edilmiştir Thiokol'de yapılan yüzyüze ait Brigham City, Utah sonradan tarafından satın alındı, ATK . SRB'lerin diğer birçok bileşeninin yanı sıra tüm bileşenlerin entegrasyonu ve harcanan SRB'lerin geri alınması için ana yüklenici, Pratt ve Whitney'in bir yan kuruluşu olan USBI idi . Bu sözleşme daha sonra Boeing ve Lockheed Martin'in bir limited şirket ortak girişimi olan United Space Alliance'a devredildi .

Shuttle programı üzerinden fırlatılan 270 SRB'den dördü hariç hepsi kurtarıldı - STS-4 (paraşüt arızası nedeniyle) ve STS-51-L'den ( Challenger felaketi ). Her uçuştan sonra 5.000'den fazla parça yeniden kullanılmak üzere yenilendi. STS-135'i fırlatan son SRB seti, STS-1 de dahil olmak üzere 59 önceki görevde uçan parçaları içeriyordu . Kurtarma ayrıca, güçlendiricilerin uçuş sonrası incelenmesine, anormalliklerin belirlenmesine ve kademeli tasarım iyileştirmelerine olanak sağladı.

genel bakış

Yeniden kullanılabilir iki SRB, mekiği fırlatma rampasından ve yaklaşık 150.000 ft (28 mil; 46 km) yüksekliğe kaldırmak için ana itici gücü sağladı . Ped üzerindeyken, iki SRB, harici tankın ve yörünge aracının tüm ağırlığını taşıdı ve ağırlık yükünü yapıları aracılığıyla mobil fırlatıcı platformuna iletti . Her güçlendiricinin deniz seviyesinde yaklaşık 2.800.000 pound-kuvvet (12  MN ) bir kalkış itişi vardı ve kalkıştan kısa bir süre sonra yaklaşık 3.300.000 lbf'ye (15 MN) yükseldi. Üç RS-25 ana motorunun itme seviyesi doğrulandıktan sonra ateşlendiler . SRB ayrılmasından yetmiş beş saniye sonra, SRB apojesi yaklaşık 220.000 ft (42 mil; 67 km) yükseklikte meydana geldi; daha sonra paraşütler açıldı ve okyanusta yaklaşık 122 deniz mili (226  km ) menzil aşağısında çarpışma meydana geldi , ardından iki SRB kurtarıldı. SRB'ler, Uzay Mekiği'ni ana motorlarla birlikte 28 mil (45 km) yüksekliğe ve 3.094 mil (4.979 km / s) hıza çıkarmaya yardımcı oldu.

SRB'ler, her iki motor da tam olarak ve aynı anda işlevlerini yerine getirene, itici gazlarını tüketene, sıfır net reaksiyon itme gücü ve (yine aynı anda) araç fırlatma "isteğinin" geri kalanından (motorlu mekik; yakıt/oksitleyici deposu) patlayıcı fırlatma cıvataları tarafından fırlatılmıştı. Ancak o zaman akla gelebilecek herhangi bir fırlatma veya kalkış sonrası iptal prosedürleri tasarlanabilirdi. Ek olarak, bireysel bir SRB'nin itme çıktısının veya tasarlanan performans profiline bağlı kalma yeteneğinin başarısızlığı muhtemelen hayatta kalamadı.

SRB'ler, şimdiye kadar uçurulmuş en büyük katı yakıtlı motorlardı ve yeniden kullanım için tasarlanmış bu tür büyük roketlerin ilkiydi. Her biri 149.16 ft (45.46 m) uzunluğunda ve 12.17 ft (3.71 m) çapındadır. Her SRB, fırlatma sırasında yaklaşık 1.300.000 lb (590 t) ağırlığındaydı. İki SRB, toplam havalanma kütlesinin yaklaşık %69'unu oluşturdu. Birincil sevk maddeleri olan amonyum perklorat ( oksitleyici ) ve atomize alüminyum tozu ( yakıt ) ve her biri için toplam itici katı roket motoru yaklaşık 1,100,000 Ib (500 t) tartıldı (bkz § itici madde ). Her SRB'nin eylemsiz ağırlığı yaklaşık 200.000 pound (91 t) idi.

Her bir güçlendiricinin ana unsurları motor (gövde, itici gaz, ateşleyici ve meme dahil ), yapı, ayırma sistemleri, operasyonel uçuş enstrümantasyonu, kurtarma aviyonikleri, piroteknik , yavaşlama sistemi, itme vektörü kontrol sistemi ve menzil güvenlik imha sistemiydi.

Terimleri iken katı roket motoru ve katı roket güçlendirici genellikle birbirinin yerine kullanılır, teknik kullanımda bunlar özel anlamları vardır. İtici, kasa, ateşleyici ve nozüle uygulanan katı roket motoru terimi . Roket motorunun yanı sıra kurtarma paraşütlerini, elektronik aletleri, ayırma roketlerini, menzil güvenlik imha sistemini ve itme vektör kontrolünü içeren tüm roket düzeneğine katı roket güçlendirici uygulandı.

Her bir güçlendirici, SRB'nin kıç çerçevesindeki harici tanka iki yanal salınım desteği ve bir çapraz bağlantı ile bağlandı. Her SRB'nin ön ucu, SRB'nin ön eteğinin ön ucundaki harici tanka bağlandı. Fırlatma rampasında, her bir yükseltici ayrıca, kalkışta kopan dört kırılabilir somunla kıç eteğindeki mobil fırlatıcı platformuna bağlandı .

Güçlendiriciler, ayrı ayrı üretilmiş yedi çelik parçadan oluşuyordu. Bunlar üretici tarafından çiftler halinde birleştirildi ve daha sonra son montaj için Kennedy Uzay Merkezine demiryolu ile gönderildi. Segmentler, çevresel tang, çatal ve çatal pimli tutturma kullanılarak birbirine sabitlendi ve O-ringlerle (başlangıçta iki, 1986'daki Challenger Felaketinden sonra üçe değiştirildi ) ve ısıya dayanıklı macunla kapatıldı .

Bileşenler

Bekletilen gönderiler

Her katı roket güçlendirici, mobil fırlatıcı platformundaki ilgili destek direklerine uyan dört tutma direğine sahipti. Tutma cıvataları , SRB ve fırlatıcı platform direklerini bir arada tuttu. Her cıvatanın her iki ucunda bir somun vardı, en üstteki kırılabilir bir somundu . Üst somun , katı roket motoru ateşleme komutlarında ateşlenen iki NASA standart kapsülü (NSD'ler) içeriyordu.

Her bir tutmada iki NSD ateşlendiğinde, cıvata (fırlatmadan önce gerilmiş), NSD gaz basıncı ve yerçekimindeki gerilimin serbest kalması nedeniyle tutma cıvatası aşağı doğru hareket etti. Sürgü, kum içeren saplama yavaşlatma standı tarafından durduruldu. SRB cıvatası, 28 inç (710 mm) uzunluğunda ve 3.5 inç (89 mm) çapındaydı. Kırılabilir somun bir patlama kabına alındı.

Katı roket motoru ateşleme komutları, orbiter bilgisayarları tarafından ana olay kontrolörleri aracılığıyla mobil fırlatıcı platformundaki basılı tutmalı piroteknik başlatıcı kontrolörlerine (PIC'ler) verildi . Basılı NSD'lerin ateşlemesini sağladılar. Başlatma işleme sistemi, başlatmadan önceki son 16 saniye boyunca SRB tutma PIC'lerini düşük voltaj açısından izledi. PIC düşük voltajı bir başlatma bekletmesi başlatır.

Elektrik güç dağıtımı

Her SRB'deki elektrik güç dağıtımı, A, B ve C etiketli SRB busları aracılığıyla her SRB'ye orbiter tarafından sağlanan ana DC bara gücünden oluşuyordu . Orbiter ana DC baraları A, B ve C, ilgili SRB baraları A, B ve C. Ek olarak, yörünge aracının ana DC veriyolu C, SRB veriyolları A ve B'ye yedek güç sağladı ve yörünge aracı veriyolu B, SRB veriyolu C'ye yedek güç sağladı. Bu elektriksel güç dağıtım düzenlemesi, bir yörünge aracının ana veriyolu durumunda tüm SRB veri yollarının güçte kalmasına izin verdi. otobüs başarısız oldu.

Nominal çalışma voltajı 28 ± 4 volt DC idi.

Hidrolik güç üniteleri

Her SRB'de iki bağımsız, bağımsız Hidrolik Güç Ünitesi (HPU) vardı. Her HPU, bir yardımcı güç ünitesi (APU), yakıt besleme modülü, hidrolik pompa , hidrolik rezervuar ve hidrolik sıvı manifold tertibatından oluşuyordu . APU'lar hidrazin ile beslendi ve SRB hidrolik sistemi için hidrolik basınç üreten bir hidrolik pompayı çalıştırmak için mekanik şaft gücü üretti. İki ayrı HPU ve iki hidrolik sistem, her bir SRB'nin arka ucuna, SRB nozulu ile kıç etek arasına yerleştirildi. HPU bileşenleri, kaya ve tilt aktüatörleri arasındaki kıç eteğe monte edildi. İki sistem, T eksi 28 saniyeden SRB'nin yörünge aracından ve harici tanktan ayrılmasına kadar çalıştırıldı. İki bağımsız hidrolik sistem, kaya ve eğim servo aktüatörlerine bağlandı .

HPU kontrolör elektroniği, kıç harici tank bağlantı halkalarındaki SRB kıç entegre elektronik tertibatlarına yerleştirildi.

HPU'lar ve yakıt sistemleri birbirinden izole edildi. Her bir yakıt besleme modülü (tank) 22 libre (10.0 kg) hidrazin içeriyordu. Yakıt deposuna 400 psi'de (2,8  MPa ) gaz halinde nitrojen ile basınç uygulandı;  bu, yakıtı depodan yakıt dağıtım hattına boşaltma (pozitif tahliye) kuvvetini sağlayarak, çalışması boyunca APU'ya pozitif bir yakıt beslemesi sağladı.

APU'da, bir yakıt pompası hidrazin basıncını yükseltti ve onu bir gaz jeneratörüne besledi. Gaz jeneratörü , hidrazini katalitik olarak sıcak, yüksek basınçlı gaza ayrıştırdı; iki aşamalı bir türbin bunu mekanik güce dönüştürerek bir dişli kutusunu çalıştırdı. Artık daha soğuk ve düşük basınçta olan atık gaz, denize atılmadan önce soğutmak için gaz jeneratörü mahfazasının üzerinden geri geçirildi. Şanzıman yakıt pompasını, kendi yağlama pompasını ve HPU hidrolik pompasını çalıştırdı. Bir başlatma baypas hattı pompanın etrafından dolandı ve APU hızı, yakıt pompası çıkış basıncı baypas hattının basıncını aşana kadar nitrojen tankı basıncını kullanarak gaz jeneratörünü besledi ve bu noktada tüm yakıt yakıt pompasına sağlandı.

APU hızı %100'e ulaştığında, APU birincil kontrol valfi kapandı ve APU hızı, APU kontrol elektroniği tarafından kontrol edildi. Birincil kontrol valfi mantığı açık durumda başarısız olursa, ikincil kontrol valfi APU'nun kontrolünü %112 hızda üstlendi.

Bir SRB üzerindeki her bir HPU , hidrolik gücün gerektiğinde her iki HPU'dan her iki aktüatöre dağıtılmasına izin veren bir anahtarlama valfi ile o SRB üzerindeki her iki servo aktüatöre bağlandı . Her bir HPU, bir servo aktüatör için birincil hidrolik kaynak ve diğer servo aktüatör için ikincil bir kaynak olarak görev yaptı. Her bir HPU, diğer HPU'dan gelen hidrolik basıncın 2,050 psi'nin (14,1 MPa) altına düşmesi durumunda her iki servo aktüatöre %115 çalışma limiti dahilinde hidrolik güç sağlama kapasitesine sahipti. Valf ikincil konumdayken anahtarlama valfindeki bir anahtar kontağı kapandı. Valf kapatıldığında, APU kontrolörüne %100 APU hız kontrol mantığını engelleyen ve %112 APU hız kontrol mantığını etkinleştiren bir sinyal gönderildi. Yüzde 100 APU hızı, bir APU/HPU'nun o SRB'nin her iki servo aktüatörüne yeterli çalışma hidrolik basıncı sağlamasına olanak sağladı.

APU'nun yüzde 100 hızı 72.000 rpm'ye, %110 ila 79.200 rpm'ye ve %112 ila 80.640 rpm'ye karşılık geldi.

Hidrolik pompa hızı 3.600 rpm idi ve 3.050 ± 50 psi (21.03 ± 0.34 MPa) hidrolik basınç sağladı. Yüksek basınç tahliye valfi , hidrolik sisteme aşırı basınç koruması sağladı ve 3.750 psi'de (25.9 MPa) tahliye edildi .

APU'lar/HPU'lar ve hidrolik sistemler 20 görev için yeniden kullanılabilirdi.

İtme vektör kontrolü

Her SRB iki vardı hidrolik pusula yukarı / aşağı ve yan-yana püskürtücünün hareket ettirilmesi için, servoactuators. Bu , aracın üç eksende de (yuvarlanma, yunuslama ve yalpalama) kontrol edilmesine yardımcı olmak için itme vektörü sağladı.

Uçuş kontrol sisteminin yükselme itki vektörü kontrol kısmı, üç mekik ana motorunun itişini ve iki SRB nozülünü, kalkış ve yükselme sırasında mekik tutumunu ve yörüngesini kontrol etmek için yönlendirdi. Kılavuzluk sisteminden gelen komutlar, komutlarla orantılı sinyalleri ana motorların ve SRB'lerin her bir servo aktüatörüne ileten Ascent Thrust Vector Control (ATVC) sürücülerine iletildi. Dört bağımsız uçuş kontrol sistemi kanalı ve dört ATVC kanalı, altı ana motoru ve dört SRB ATVC sürücüsünü kontrol eder; her sürücü, her bir ana ve SRB servo aktüatör üzerindeki bir hidrolik portu kontrol eder.

Her SRB servo aktüatör, sürücülerden sinyal alan dört bağımsız, iki aşamalı servo valften oluşuyordu. Her servo valf, her bir aktüatörde, itme yönünü kontrol etmek için bir aktüatör ram ve nozulu konumlandıran bir güç makarasını kontrol etti.

Her bir aktüatörü çalıştıran dört servo valf, güç makarasını konumlandırmak için zorunlu toplamlı çoğunluk oylama düzenlemesi sağladı. Dört servo valfe dört özdeş komutla, aktüatör kuvvet toplamı eylemi, güç ram hareketini etkileyen tek bir hatalı girişi anında önledi. Diferansiyel basınç algılama, önceden belirlenmiş bir süre boyunca devam eden hatalı giriş tespit ederse, kuvvet toplamından tamamen hariç tutularak bir izolasyon valfi seçilecektir. Hangi kanalın atlandığını göstermek için her kanal için arıza monitörleri sağlandı ve her kanaldaki izolasyon valfi sıfırlanabilir.

Her aktüatör ramı, itme vektörü kontrol sistemine konum geri bildirimi için dönüştürücülerle donatıldı . Her servo aktüatör ramının içinde, su sıçramasına karşı nozulu yastıklamak ve nozül esnek yatağına zarar gelmesini önlemek için bir sıçrayan yük tahliye tertibatı vardı.

Döner tertibatları değerlendirin

Her SRB , her bir RGA bir adım ve bir sapma gyro içeren üç oranlı cayro tertibatı (RGA) içeriyordu. Bunlar, SRB ayrımına kadar yörünge dönüş hızı jiroskopları ile birlikte birinci aşama yükseliş uçuşu sırasında yörünge bilgisayarlarına ve yönlendirme, navigasyon ve kontrol sistemine yunuslama ve yalpa eksenleri hakkındaki açısal oranlarla orantılı bir çıktı sağladı. SRB ayrımında, SRB RGA'larından yörünge RGA'larına bir geçiş yapıldı.

SRB RGA oranları, yörünge uçuşu kıç çoklayıcıları/çoğullama çözücülerinden yörünge GPC'lerine geçti. RGA oranları daha sonra kullanıcı yazılımına SRB hatve ve sapma oranları sağlamak için artıklık yönetiminde orta değer seçildi. RGA'lar 20 görev için tasarlandı.

Segment vakaları

2 cm kalınlığında D6AC yüksek mukavemetli düşük alaşımlı çelikten yapılmıştır .

itici

Roket itici her bir katı roket motoru karışım oluşuyordu amonyum perklorat ( oksitleyici , ağırlıkça% 69.6), atomize alüminyum tozu ( yakıt ,% 16), demir oksit ( katalizör ,% 0,4), PBAN (bağlayıcı, ayrıca yakıt görevi görür, %12.04) ve bir epoksi kürleme maddesi (%1.96). Bu itici, yaygın olarak amonyum perklorat kompozit itici (APCP) olarak adlandırılır . Bu karışım, katı roket motorlarına deniz seviyesinde 242 saniye (2.37 km/s) veya vakumda 268 saniye (2.63 km/s) belirli bir darbe verdi . Ateşleme üzerine motor, yakıtı 906,8 psi (6,252 MPa) nominal oda basıncında yaktı.

Ana yakıt olan alüminyum, yaklaşık 31.0 MJ/kg'lık makul bir özgül enerji yoğunluğuna, ancak yüksek bir hacimsel enerji yoğunluğuna sahip olduğu ve yanlışlıkla tutuşması zor olduğu için kullanılmıştır.

İtici , ön motor segmentinde 11 uçlu yıldız şeklinde bir deliğe ve kıç segmentlerinin her birinde ve kıç kapağında çift ​​kesik koni deliklere sahipti . Bu konfigürasyon, ateşlemede yüksek itme sağladı ve ardından maksimum dinamik basınç (maks. Q) sırasında aracın aşırı gerilmesini önlemek için kalkıştan sonra itişi yaklaşık üçüncü 50 saniye azalttı .

İşlev

Ateşleme

SRB ateşlemesi, yalnızca her bir SRB kasa ve kol cihazından bir manuel kilit pimi çıkarıldığında meydana gelebilir. Yer ekibi, fırlatma öncesi faaliyetler sırasında pimi çıkarır. T-5:00'de SRB kasası ve kurma cihazı, kol konumuna döndürülür. Katı roket motoru ateşleme komutları, üç Uzay Mekiği Ana Motoru (SSME'ler) nominal itme gücünün %90'ında veya üzerinde olduğunda, SSME arızası olmadığında ve/veya SRB ateşleme Piroteknik Başlatıcı Denetleyicisi (PIC) düşük voltajı gösterildiğinde verilir ve Başlatma İşleme Sisteminden (LPS) tutar.

Katı roket motoru ateşleme komutları, yörünge bilgisayarları tarafından Master Events Controllers (MEC'ler) aracılığıyla her bir SRB'deki güvenli ve arm cihazı NASA standart kapsüllerine (NSD'ler) gönderilir . Bir PIC tek kanallı kapasitör boşaltma cihazı, her bir piroteknik cihazın ateşlemesini kontrol eder. PIC'nin pyro ateşleme çıkışını üretmesi için aynı anda üç sinyal mevcut olmalıdır. Bu sinyaller, arm, fire 1 ve fire 2, orbiter genel amaçlı bilgisayarlardan (GPC'ler) kaynaklanır ve MEC'lere iletilir. MEC'ler onları PIC'ler için 28 volt DC sinyallerine yeniden biçimlendirir. Kol sinyali, PIC kondansatörünü 40 volt DC'ye (en az 20 volt DC) şarj eder.

GPC başlatma sırası ayrıca belirli kritik ana tahrik sistemi valflerini kontrol eder ve SSME'lerden gelen motor hazır göstergelerini izler. MPS başlatma komutları, yerleşik bilgisayarlar tarafından T-6,6 saniyede verilir (kademeli çalıştırma motoru üç, motor iki, motor bir, tümü yaklaşık olarak 0,25 saniye içinde) ve sıra, her motorun itme birikimini izler. Üç KOBİ'nin tümü, üç saniye içinde gerekli %90 itme gücüne ulaşmalıdır; aksi takdirde, düzenli bir kapatma komutu verilir ve güvenlik fonksiyonları başlatılır.

Gerekli %90 itme seviyesine normal itme oluşumu, SSME'lere T-3 saniyede kalkış pozisyonuna komut verilmesiyle ve ayrıca SRB'leri devreye almak için yangın 1 komutunun verilmesiyle sonuçlanacaktır. T−3 saniyede, araç tabanı bükme yük modlarının başlatılmasına izin verilir ("twang" olarak anılır, harici tankın ucunda ölçülen yaklaşık 25.5 inç (650 mm) hareket, harici tanka doğru hareketle) .

Yangın 2 komutları, fazlalık NSD'lerin bir alev tüneli boyunca ince bir bariyer contasından ateşlenmesine neden olur. Bu bir ateş yakıyor. Delikli bir plakanın arkasındaki kasa ve kol cihazında tutulan güçlendirici şarj. Destek yükü, ateşleyici başlatıcıdaki iticiyi ateşler; ve bu itici gazın yanma ürünleri, katı roket motorunun tüm dikey uzunluğunu ateşleyerek katı roket motoru itici gazını tüm yüzey alanı boyunca anında ateşleyen katı roket motoru başlatıcısını ateşler.

T-0'da, dört yerleşik bilgisayarın komutası altında iki SRB ateşlenir; her SRB üzerindeki dört patlayıcı cıvatanın ayrılması başlatılır; iki T-0 göbek bağı (uzay aracının her iki yanında birer tane) geri çekilir; yerleşik ana zamanlama birimi, olay zamanlayıcı ve görev olay zamanlayıcıları başlatılır; üç KOBİ %100'de; ve yerden fırlatma dizisi sonlandırılır.

Kalkış ve yükseliş

Ateşlemede zamanlama dizisi referansı, başarılı bir kalkış ve yükseliş uçuşu için kritik öneme sahiptir. Patlayıcı tutma cıvataları (fırlatma destek kaideleri ve ped yapısı aracılığıyla) SSME ateşlemesinin ve itme kuvvetinin neden olduğu asimetrik araç dinamik yüklerini ve uygulanan itme yatağı yüklerini hafifletir. Tutma cıvataları olmadan SSME'ler, uçuş yığınını (yörünge aracı, harici tank, SRB'ler) şiddetle harici tankın üzerine devirirdi. Bu dönme momenti başlangıçta tutma cıvataları tarafından karşılanır. Kalkış için araç yığınının serbest bırakılmasından önce, SRB'ler, SSME'nin dönme momentine tam olarak eşit bir itme kaynaklı, net ters dönüş momenti üretmek için yanma odalarını ve egzoz memelerini aynı anda ateşlemeli ve basınçlandırmalıdır. SRB'ler tam itmeye ulaştığında, tutma cıvataları patlatılır, araç yığınını serbest bırakır, net dönme momenti sıfırdır ve net araç itkisi (yerçekimine karşı) pozitiftir, yörünge yığınını fırlatma kaidesinden dikey olarak kaldırır, kontrol edilebilir koordine aracılığıyla yalpa çemberi SSMEs ve SRB egzoz memeleri hareketleri.

Yükseliş sırasında, uçuş referans bilgisayarları navigasyon komutlarını (uzayda belirli bir ara noktaya ve belirli bir zamanda yönlendirme) çevirdikçe, birden fazla tüm eksenli ivmeölçer aracın uçuşunu ve yönünü tespit eder ve raporlar (yörüngedeki uçuş güvertesine atıfta bulunur). Aracı kütle merkezi etrafında yönlendiren motor ve motor nozulu yalpa komutları. Yakıt tüketimi, artan hız, aerodinamik sürtünmedeki değişiklikler ve diğer faktörler nedeniyle araç üzerindeki kuvvetler değiştikçe, araç dinamik kontrol komut girişlerine yanıt olarak yönünü otomatik olarak ayarlar.

Ayrılma

SRB'ler, yaklaşık 146.000 ft (45 km) yükseklikte uzay mekiğinden fırlatılır. SRB ayrımı, üç katı roket motor odası basınç dönüştürücüsü artıklık yönetimi orta değer seçiminde işlendiğinde ve her iki SRB'nin kafa ucu oda basıncı 50 psi'ye (340 kPa) eşit veya daha düşük olduğunda başlatılır. Yedek ipucu, güçlendirici ateşlemesinden geçen süredir. Ayırma dizisi başlatılır, itme vektörü kontrol aktüatörlerine boş pozisyona komut verilir ve ana tahrik sistemi, her bir SRB'nin itme gücünün 100.000 lbf'den (440 kN). Orbiter sapma durumu dört saniye boyunca tutulur ve SRB itişi 60.000 lbf'nin (270 kN) altına düşer.

SRB'ler, mühimmat ateşleme komutunun ardından 30 milisaniye içinde harici tanktan ayrılır. Ön bağlantı noktası, bir cıvata ile bir arada tutulan bir bilye (SRB) ve yuvadan (Harici Tank; ET) oluşur. Cıvata, her bir uçta bir NSD basınç kartuşu içerir. Ön bağlantı noktası ayrıca, her bir SRB RSS ve ET RSS'yi birbirine bağlayan güvenlik sistemi çapraz kayış kablolarını da taşır. Kıç bağlantı noktaları üç ayrı payandadan oluşur: üst, çapraz ve alt. Her payanda, her iki ucunda bir NSD basınç kartuşu bulunan bir cıvata içerir. Üst payanda ayrıca SRB'si ile harici tank arasındaki göbek ara yüzünü yörüngeye taşır.

Her SRB'nin her bir ucunda dört güçlendirici ayırma motoru (BSM) vardır. BSM'ler, SRB'leri harici tanktan ayırır. Dörtlü her bir kümedeki katı roket motorları, yedekli NSD basınç kartuşlarının yedekli, sınırlı infilaklı sigorta manifoldlarına ateşlenmesiyle ateşlenir. SRB ayırma dizisi tarafından yörünge aracından verilen ayırma komutları, her bir cıvatada yedekli NSD basınç kartuşunu başlatır ve temiz bir ayırma gerçekleştirmek için BSM'leri ateşler.

Menzil güvenlik sistemi

Bir menzil güvenlik sistemi (RSS), bir roketin veya bir kısmının, roket kontrolden çıkarsa, yerdeki insanlara çarpma, patlamalar, yangın, zehirli maddeler vb. RSS yalnızca bir kez etkinleştirildi – Uzay Mekiği Challenger felaketi sırasında (aracın bozulmasından 37 saniye sonra, SRB'ler kontrolsüz uçuştayken).

Mekik aracının, her SRB'de bir tane olmak üzere iki RSS'si vardı. Her ikisi de yer istasyonundan iletilen iki komut mesajını (kol ve ateş) alabiliyordu. RSS, yalnızca mekik aracı bir fırlatma yörüngesi kırmızı çizgisini ihlal ettiğinde kullanıldı.

Bir RSS, iki anten kuplörü, komut alıcıları/kod çözücüleri, bir ikili dağıtıcı, iki NASA standart kapsülü (NSD), iki kapalı patlatma sigorta manifoldu (CDF), yedi CDF tertibatı ve bir doğrusal şekilli şarj ile bir kasa ve kol cihazı ( LSC).

Anten kuplörleri, radyo frekansı ve yer destek ekipmanı komutları için uygun empedansı sağlar. Komut alıcıları RSS komut frekanslarına ayarlanmıştır ve bir RSS komutu gönderildiğinde dağıtıcılara giriş sinyali sağlar. Komut kod çözücüler, uygun komut sinyali dışındaki herhangi bir komut sinyalinin dağıtıcılara girmesini önlemek için bir kod fişi kullanır. Dağıtıcılar, RSS pirotekniklerine geçerli imha komutları sağlamak için mantığı içerir.

NSD'ler, CDF'yi ateşlemek için kıvılcım sağlar ve bu da güçlendirici imhası için LSC'yi ateşler. Güvenli ve kol cihazı, başlatmadan önce ve SRB ayırma sırası sırasında NSD'ler ve CDF arasında mekanik izolasyon sağlar.

Arm olarak adlandırılan ilk mesaj, gemideki mantığın bir imhayı etkinleştirmesine izin verir ve komutan ve pilot istasyonundaki uçuş güvertesi ekranı ve kontrol panelinde bir ışık yakar. İletilen ikinci mesaj ateş komutudur.

SRB'lerdeki SRB dağıtıcıları birbirine çapraz bağlanmıştır. Bu nedenle, bir SRB bir kurma veya imha sinyali alırsa, sinyal diğer SRB'ye de gönderilir.

Her SRB'deki RSS pilinden gelen elektrik gücü, RSS sistemi A'ya yönlendirilir. Her SRB'deki kurtarma pili, RSS sistemi B'ye ve ayrıca SRB'deki kurtarma sistemine güç sağlamak için kullanılır. Ayırma dizisi sırasında SRB RSS kapatılır ve SRB kurtarma sistemi açılır.

İniş ve kurtarma

SRB'ler, mekik sisteminden 2 dakikada ve yaklaşık 146.000 fit (44 km) yükseklikte atılır. Yaklaşık 220.000 fit (67 km) yükselmeye devam ettikten sonra, SRB'ler dünyaya geri düşmeye başlar ve bir kez daha yoğun atmosfere geri döndüklerinde, okyanus etkisinde hasarı önlemek için bir paraşüt sistemi tarafından yavaşlatılır. Kurtarma mantığı ağına pil gücü uygulamak için ayrılmadan hemen önce yörünge aracından SRB'ye bir komut gönderilir. Eşzamanlı ikinci bir komut, üç burun başlığı iticisini (pilot ve drogue paraşütünü yerleştirmek için ), kesik halka patlatıcıyı (ana paraşüt açılması için) ve ana paraşüt bağlantı kesme mühimmatını harekete geçirir.

Kurtarma dizisi , piroteknik burun kapağı iticilerini tetikleyen yüksek irtifa baro anahtarının çalışmasıyla başlar . Bu, pilot paraşütünü açan burun başlığını çıkarır . Burun kapağı ayrılması, SRB ayrılmasından yaklaşık 218 saniye sonra, 15.704 ft (4,787 m) nominal yükseklikte meydana gelir. 11,5 ft (3,5 m) çapındaki konik şerit pilot paraşütü, drogue tutma kayışlarını sabitleyen halkayı kesen kesme bıçaklarına bağlı lanyardları çekme kuvveti sağlar . Bu, pilot oluğunun drogue paketini SRB'den çekmesine izin vererek, drogue süspansiyon hatlarının depolanan konumlarından açılmasına neden olur. On iki 105 ft (32 m) asma hattının tam uzantısında, drogue dağıtım çantası gölgelikten sıyrılır ve 54 ft (16 m) çapındaki konik şerit drogue paraşütü ilk yeniden şişirilmiş durumuna şişer. Drogue, belirtilen zaman gecikmelerinden sonra (yedek 7 ve 12 saniyelik resifing hattı kesiciler kullanarak) iki kez göz ardı eder ve ana şut dağıtımı için SRB'yi yeniden yönlendirir/stabilize eder. Drogue paraşütü yaklaşık 315.000 lb (143 t) tasarım yüküne sahiptir ve yaklaşık 1.200 lb (540 kg) ağırlığındadır.

Drogue oluğu, SRB'yi kuyruk-ilk bir konumda stabilize ettikten sonra, kesik kısım, SRB'den yaklaşık 243 saniye sonra, nominal 5.500 ft (1.700 m) yükseklikte alçak irtifa baroswitch tarafından tetiklenen bir piroteknik yük ile ön etekten ayrılır. ayrılma. Frustum daha sonra drogue oluğu tarafından SRB'den çekilir. Ana şut askı hatları, kesik içinde kalan yerleştirme torbalarından dışarı çekilir. 203 ft (62 m) uzunluğundaki hatların tam uzantısında, üç ana şut açılma çantalarından çekilir ve ilk yeniden doldurulmuş durumlarına şişirilir. Frustum ve drogue paraşütü, sıçramak için ayrı bir yörüngede devam ediyor. Belirlenen zaman gecikmelerinden sonra (yedek 10 ve 17 saniyelik resif hattı kesicileri kullanılarak), ana oluk reefing hatları kesilir ve şutlar şişerek ikinci reefed ve tam açık konfigürasyonlarına ulaşır. Ana şut kümesi, SRB'yi terminal koşullarına yavaşlatır. 136 ft (41 m) çapında, 20° konik şerit paraşütlerin her biri yaklaşık 195.000 lb (88 t) tasarım yüküne sahiptir ve her biri yaklaşık 2.180 lb (990 kg) ağırlığındadır. Bu paraşütler, hem konuşlandırılmış boyut hem de yük ağırlığı bakımından şimdiye kadar kullanılan en büyük paraşütlerdir. RSRM meme uzatması, kesik ayrılmasından yaklaşık 20 saniye sonra bir piroteknik şarjla kesilir.

Su darbesi, SRB ayrılmasından yaklaşık 279 saniye sonra, 76 fit/saniye (23 m/s) nominal hızda meydana gelir. Suya çarpma menzili Florida'nın doğu kıyısından yaklaşık 130 nmi (240 km) uzaklıktadır . Paraşütler bir meme ilk darbesi sağladığından, boş (yanmış) motor kasasında hava tutulur ve bu da hidroforun ön ucu sudan yaklaşık 9,1 m uzakta olacak şekilde yüzmesine neden olur.

Daha önce, ana şutlar, bir paraşüt serbest bırakma somunu mühimmat sistemi kullanılarak çarpma anında SRB'den serbest bırakıldı (ana şutlardaki artık yükler, her bir bağlantı parçasına bağlı şamandıralar ile paraşüt bağlantı bağlantı parçalarını dağıtacaktı). Mevcut tasarım, su çarpması (ilk çarpma ve çarpma) sırasında ana kanalları bağlı tutar. Tuzlu Suyla Etkinleştirilmiş Serbest Bırakma (SWAR) cihazları, kurtarma çabalarını basitleştirmek ve SRB'ye verilen hasarı azaltmak için artık ana şut yükseltici hatlarına dahil edilmiştir. Saldırgan konuşlandırma çantası/pilot paraşütleri, saldırı paraşütleri ve kesik kesikler, her bir ana oluk ve SRB'ler yüzer durumda ve kurtarılıyor.

Özel olarak donatılmış NASA kurtarma gemileri , MV  Freedom Star ve MV  Liberty Star , SRB'leri ve iniş/kurtarma donanımını kurtarır. Güçlendiriciler yerleştirildikten sonra, Dalgıçla Çalıştırılan Tapa (DOP), dalgıçlar tarafından SRB nozülünü tıkamak ve suyu motor kasasından boşaltmak için yerine yerleştirilir. SRB'ye hava ve dışarı su pompalamak, SRB'nin burun yukarı yüzer konumdan çekme için daha uygun yatay bir konuma geçmesine neden olur. Kurtarma gemileri daha sonra güçlendiricileri ve kurtarılan diğer nesneleri Kennedy Uzay Merkezine geri çekiyor .

meydan okuyan felaket

Uzay Mekiği Challenger'ın kaybı , SRB'lerinden birinin sistem arızasından kaynaklandı. Kazanın nedeni, Rogers Komisyonu tarafından, uçuş sabahı olağandışı soğuk hava ile birleşen SRB bağlantılarının "bir dizi faktöre karşı kabul edilemez derecede hassas olan hatalı bir tasarım" olarak bulundu . Saha bağlantı tasarımı kusurluydu, fırlatma sırasında bağlantıların bükülmesi, büyük kauçuk O-ringlerin sızdırmazlığını tehlikeye atıyor ve sıcak egzoz gazları sızdıkça bağlantının daha fazla dışarı çıkmasına ve aşınmasına izin veriyordu. Ek olarak, O-ringler, Ocak 1986 sabahı kazanın (36 °F, 2,2 °C) sıcaklıkları gibi düşük sıcaklıklarda esnek değildi. Sağ SRB'deki soğuktan ödün verilmiş bir bağlantı, fırlatma sırasında başarısız oldu ve bu roket güçlendiricinin içindeki sıcak gazların bitişik ana harici yakıt deposunda bir delik açmasına ve ayrıca SRB'yi harici tanka tutan alt desteği zayıflatmasına izin verdi. SRB eklemindeki sızıntı, alt payandada feci bir arızaya ve SRB'nin kısmen ayrılmasına neden oldu ve bu da SRB ile harici tank arasında bir çarpışmaya yol açtı. Parçalanan bir harici tank ve sağ SRB'den ciddi şekilde eksen dışı itme ile, Mach  1,92 hızında 46.000 fit (14 km) hızla hareket ederek , Uzay Mekiği yığını parçalandı. Endişeler, roketlerin geliştirilmesi sırasında NASA mühendisleri tarafından dile getirildi, ancak Morton-Thiokol tarafından görmezden gelindi. Kısa bir süre önce SRB üreticisini temsil eden afet mühendisleri, soğuk hava nedeniyle fırlatmanın iptal edilmesini önerdi, ancak NASA yöneticileri tarafından geçersiz kılındı.

Takip eden kesinti süresi boyunca, SRB'nin kritik yapısal elemanları üzerinde ayrıntılı yapısal analizler yapıldı. Analizler öncelikle kurtarılan donanımın uçuş sonrası incelemesi sırasında anormalliklerin not edildiği alanlara odaklandı.

Alanlardan biri, SRB'lerin harici tanka bağlandığı bağlantı halkasıydı. Halkanın SRB motor kasasına takıldığı bağlantı elemanlarının bazılarında sıkıntılı alanlar kaydedilmiştir. Bu durum, su çarpması sırasında karşılaşılan yüksek yüklere bağlanmıştır. Durumu düzeltmek ve çıkış sırasında daha yüksek mukavemet marjları sağlamak için bağlantı halkası motor kasasını tamamen (360°) çevreleyecek şekilde yeniden tasarlandı. Daha önce, bağlantı halkası bir 'C' şekli oluşturuyordu ve motor kasasını sadece 270° çevreliyordu.

Ayrıca kıç eteğe özel yapısal testler yapıldı. Bu test programı sırasında , tutma direği ile eteğin derisi arasındaki kritik bir kaynakta bir anormallik meydana geldi . Eteğin kıç halkasına takviye braketleri ve bağlantı parçaları eklemek için yeniden tasarım uygulandı.

Bu iki modifikasyon, her bir SRB'nin ağırlığına yaklaşık 450 libre (200 kg) ekledi. Sonuç, Yeniden Tasarlanmış Katı Roket Motoru (RSRM) olarak adlandırılır.

Yapı

SRB motor segmentlerinin üretimi için ana yüklenici , Magna, Utah merkezli ATK Launch Systems (eski adıyla Morton Thiokol Inc.) Wasatch Division idi .

United Technologies bünyesindeki Pratt ve Whitney'in bir bölümü olan United Space Boosters Inc. (USBI), tüm katı roket motoru bileşenleri ve SRB entegrasyonu için SRB montajı, kontrolü ve yenilemesi için orijinal SRB ana yüklenicisiydi. Orijinal fırlatma ekibinin bir parçası olan Uzay Mekiği için en uzun süredir devam eden ana yükleniciydiler. USBI, United Space Alliance tarafından 1998'de Solid Rocket Booster Element bölümü olarak absorbe edildi ve USBI bölümü ertesi yıl Pratt & Whitney'de dağıtıldı. Zirvede, USBI'nin KSC, FL ve Huntsville, Alabama'daki Shuttle Booster'lar üzerinde çalışan 1500'den fazla personeli vardı.

Yükseltme projeleri - hizmete alınmadı

Gelişmiş Katı Roket Motoru (ASRM) Projesi (1988–1993)

1988/9'da NASA, Challenger sonrası SRB'leri , iptal edilen Tennessee Valley Authority'nin bulunduğu yerde, taşeron RUST International tarafından tasarlanan yeni bir tesiste Aerojet tarafından inşa edilecek yeni bir Gelişmiş Katı Roket Motoru (ASRM) ile değiştirmeyi planlıyordu. nükleer santral, Yellow Creek, Mississippi'de ( Yellow Creek Nükleer Santrali ).

ASRM biraz daha geniş olurdu (güçlendiricinin çapı 146 inçten 150 inç'e çıkarılacaktı) ve 200.000 pound ekstra iticiye sahip olacaktı ve mekik yükünü yaklaşık 12.000  libre artırmak için ek itki üretti , böylece modülleri taşıyabilirdi. ve ISS'ye inşaat bileşenleri. Challenger sonrası SRB'lerden daha güvenli olmaları bekleniyordu . İlk 1,2  milyar dolarlık kontrat 12 motor için olacaktı ve 88 için bir opsiyon da 1  milyar dolar daha olacaktı. Nozulları Morton Thiokol yapacaktı. İlk test uçuşunun 1994 yılı civarında yapılması bekleniyordu.

ASRM programı, robotik montaj sistemleri ve bilgisayarların yerinde olması ve SRB'nin tasarım hatası düzeltmelerinden sonra sürekli kullanımı lehine yaklaşık 2 milyar dolar harcanmasından sonra 1993 yılında iptal edildi.

Filament yara vakaları

Kutup yörüngeli mekikleri başlatmak için gerekli performansı sağlamak amacıyla SLC-6 Fırlatma Vandenberg Hava Kuvvetleri Üssü içinde Kaliforniya , SRBs kullanarak filaman-yara vakaları (Çerçeve Sözleşme) Kennedy kullanılan çelik kasalardan daha hafif olacak şekilde tasarlanmıştır Uzay Merkezi tarafından başlatılan SRB'ler. 1986'da Challenger Felaketi'ne yol açan kusurlu saha ortak tasarımına sahip olan normal SRB'lerin aksine, FWC güçlendiriciler "çift uçlu" ortak tasarıma sahipti (SSME'ler "twang" hareketi sırasında güçlendiricileri düzgün bir şekilde hizada tutmak için gerekliydi. Kalkıştan önce ateşlenir), ancak iki O-ring contası kullanılır. SLC-6'nın kapatılmasıyla, FWC güçlendiriciler ATK ve NASA tarafından hurdaya çıkarıldı, ancak saha bağlantıları, mevcut üç O-ring contayı ve bağlantı ısıtıcılarını içerecek şekilde değiştirilse de daha sonra (STS-51L'den sonra) sahaya dahil edildi. 2011'deki son uçuşa kadar kullanılan SRB'lerdeki eklemler.

Beş segmentli güçlendirici

2003 yılında Columbia Uzay Mekiği imha edilmeden önce , NASA, mevcut 4 segmentli SRB'lerin ya 5 segmentli bir SRB tasarımıyla değiştirilmesini veya bunların tamamen Atlas V veya Delta IV EELV teknolojilerini kullanan sıvı "flyback" güçlendiricilerle değiştirilmesini araştırdı. . Geçerli mekik altyapısına az değişiklik gerekli olurdu 5 segmentli SRB, uzay mekiği bir in yük ilave 20.000 lb (9100 kg) taşımalarına izin olurdu Uluslararası Uzay İstasyonu tehlikeli ortadan kaldırmak, -inclination yörüngede dönüşü Fırlatma Sahası (RTLS) ve Okyanus Ötesi Durdurma (TAL) modları ve köpek bacağı manevrası olarak adlandırılan bir manevra kullanarak Kennedy Uzay Merkezi'nden güneyden kuzeye kutup yörüngeli uçuşlar gerçekleştirin.

Beş segmentli SRB, mevcut segment muhafazalarının basınç limiti içinde kalmak için daha geniş bir nozul boğazı kullanacaktır.

Columbia'nın yok edilmesinden sonra NASA, Mekik Programı için beş bölümlü SRB'yi rafa kaldırdı. Beş segmentli bir mühendislik test motoru olan ETM-03, 23 Ekim 2003'te ateşlendi.

Takımyıldız Programının bir parçası olarak, Ares I roketinin ilk aşamasının beş segmentli SRB'leri kullanması planlandı; Eylül 2009'da, beş parçalı bir Uzay Mekiği SRB (DM-1), ATK'nın Utah'daki çöl test alanında yere statik ateşlendi. Ek testler (DM-2 ve DM-3) Ağustos 2010 ve Eylül 2011'de gerçekleştirilmiştir.

Constellation Programı 2011'de iptal edildikten sonra, yeni Uzay Fırlatma Sistemi (SLS) beş bölümlü güçlendiriciler kullanmak üzere belirlendi. SLS için bir SRB'nin (QM-1) ilk testi 2015'in başlarında tamamlandı, ikinci bir test (QM-2) 2016'nın ortalarında Orbital ATK'nın Promontory, Utah tesisinde yapıldı.

görüntüler

Uzay Mekiği Katı Roket Arttırıcılar Florida'daki Kennedy Uzay Merkezi Ziyaretçi Kompleksi'nde , Hancock County, Mississippi'deki Stennis Uzay Merkezi'nde , Huntsville, Alabama'daki Amerika Birleşik Devletleri Uzay ve Roket Merkezi'nde ve Orbital ATK'nın Promontory yakınlarındaki tesisinde sergileniyor. Utah . Kısmi filaman-yara güçlendirici durum sergileniyor Pima Air & Space Museum in Tucson, Arizona .

Gelecek ve önerilen kullanımlar

Zamanla, SRB tasarımını yeniden kullanmak için birkaç teklif sunuldu - ancak, 2016 itibariyle bu tekliflerin hiçbiri iptal edilmeden önce normal uçuşlara geçmedi. Kadar 2021 planlanmış ilk uçuşun ait Uzaya Fırlatma Sistemi (SLS), bir tek test uçuşu Ares IX 2009 yılında prototip Bu önerilerin herhangi ilerledi uzak oldu.

Ares

NASA başlangıçta, Orion uzay aracını yörüngeye itecek olan dört parçalı SRB tasarımını ve altyapısını birkaç Ares roketinde yeniden kullanmayı planladı. 2005 yılında NASA , Orion Mürettebat Keşif Aracını düşük Dünya yörüngesine ve daha sonra Ay'a taşımak için planlanmış Mekikten Türetilen Fırlatma Aracını duyurdu . Ares I adlı SRB'den türetilen Mürettebat Fırlatma Aracının (CLV), ilk aşaması için tek bir modifiye edilmiş 4 segmentli SRB'ye sahip olması planlandı; tek bir sıvı yakıtlı modifiye Uzay Mekiği Ana Motoru , ikinci aşamaya güç sağlayabilirdi.

2006'da güncellenen Ares I tasarımı, ilk aşama olarak bir adet 5 segmentli SRB'yi (başlangıçta Shuttle için geliştirilmiş, ancak hiç kullanılmamıştır) içeriyordu; ikinci aşama, Satürn V ve Satürn IB'nin üst aşamasında kullanılmış olan J-2'den türetilen, yükseltilmiş bir J-2X motoruyla güçlendirildi . Standart SRB burun konisi yerine, Ares I, güçlendiriciyi ikinci aşamaya bağlayan konik bir ara aşama düzeneğine, Regulus füze sisteminden türetilen bir tutum kontrol sistemine ve aşamayı Atlantik Okyanusu'na indirmek için daha büyük, daha ağır paraşütlere sahip olacaktı. kurtarma için.

Ayrıca 2005 yılında tanıtılan Ares V adlı bir ağır yük Kargo Fırlatma Aracı (CaLV) idi . Ares V'in ilk tasarımlarında 5 standart üretim SSME'si ve Shuttle için önerilenlerle aynı olan bir çift 5 segmentli güçlendirici kullanılırken, sonraki planlar Delta IV EELV sisteminde kullanılan RS-68 roket motorunun etrafındaki güçlendiricileri yeniden tasarladı . Başlangıçta NASA, 5 segmentli güçlendiricileri ve 5 RS-68 kümesini (Ares V çekirdek biriminin genişlemesiyle sonuçlandı) kullanan bir sisteme geçti, ardından NASA aracı 6 RS-68B motoruyla yeniden yapılandırdı. güçlendiriciler, kalkışta ek itme sağlamak için ek bir yarım segmentle birlikte 5.5 segmentli güçlendiriciler haline geliyor.

Bu son yeniden tasarımı artık emekli Satürn V / INT-20, daha Ares V güçlendirici uzun ve daha güçlü hale getirecek N-1 ve Energia roket ve yerinde hem Ares V izin verirdi Toprak Hareket Sahne ve Altair uzay aracını daha sonra yörüngede montaj için düşük Dünya yörüngesine. Ares I için 5 segmentli SRB'den farklı olarak, Ares V için 5.5 segmentli güçlendiriciler, ekstra segmentler dışında tasarım, yapım ve işlev açısından mevcut SRB'lerle aynı olacaktı. Mekik güçlendiriciler gibi, Ares V güçlendiriciler de kalkıştan su sıçramasına kadar neredeyse aynı bir uçuş yörüngesinde uçacaktı.

Ares I ve Ares V dahil olmak üzere Constellation programı, Ekim 2010'da 2010 NASA yetkilendirme faturasının kabulüyle iptal edildi.

DOĞRUDAN

DOĞRUDAN Ares I ve Ares V takviye maddelerinden farklı olarak, yeni, Servis-Türetilmiş Başlatma araç için öneri, Servisi kullanılan SSMEs klasik 4 kademeli bir SRBs bir çift kullanır.

Athena III

2008'de PlanetSpace , COTS programı kapsamında ISS ikmal uçuşları için Athena III fırlatma aracını önerdi ; 2 özellikli olurdu+Orijinal SRB tasarımından 1 ⁄ 2 segment.

Uzay Fırlatma Sistemi (SLS)

Uzay Fırlatma Sisteminin (SLS) ilk versiyonlarının (Blok 1 ve 1B) , Mekik için kullanılan dört segmentli SRB'lerden geliştirilen bir çift beş segmentli Katı Roket Arttırıcı (SRB'ler) kullanması planlanıyor . SLS için yapılan değişiklikler arasında bir merkez güçlendirici segmentinin eklenmesi, yeni aviyonikler ve Shuttle SRB'nin asbestini ortadan kaldıran ve 860 kg (1,900 lb) daha hafif olan yeni yalıtım yer aldı. Beş segmentli SRB'ler, Shuttle SRB'den yaklaşık %25 daha fazla toplam darbe sağlar ve kullanımdan sonra geri alınmayacaktır.

etiketli diyagram

Ayrıca bakınız

• Katı roket güçlendirici
• PEPCON felaketi
• İncelenen Uzay Mekiği varyasyonları ve türevleri

Referanslar

 Bu makale , Ulusal Havacılık ve Uzay Dairesi'nin web sitelerinden veya belgelerinden kamuya açık materyaller içermektedir  .

Dış bağlantılar

• NASA Teknik Raporu 19720007149 SRB mekiğinin kökenleri, NASA 1971 için mühendislik çalışması, cilt 1, özet
• NASA Teknik Raporu 19720015135 SRB mekiğinin kökenleri, NASA 1971 için mühendislik çalışması, cilt 2, teknik rapor
• "Katı Roket Arttırıcılar" . NASA.
• Solid Rocket Booster Ayırma videosu
• Liberty Star ve Freedom Star biyografi sayfası
• Cary Rutland Collection, Huntsville'deki Alabama Üniversitesi Arşivleri ve Challenger felaketinden sonra SRB programının yardımcısı olan Cary Rutland'ın Özel Koleksiyon Dosyaları
• Tarihi Amerikan Mühendislik Kaydı (HAER) No. TX-116-K, " Uzay Ulaşım Sistemi, Katı Roket Arttırıcılar, Lyndon B. Johnson Uzay Merkezi, 2101 NASA Parkway, Houston, Harris County, TX ", 32 fotoğraf, 3 adet ölçülü çizim, 8 fotoğraf başlığı sayfası