우주왕복선 고체 로켓 부스터

Space Shuttle Solid Rocket Booster
우주왕복선 SRB
Two Space Shuttle SRBs on the Crawler transporter.jpg
크롤러-트랜스포터에 탑재된 2대의 우주왕복선 SRB
제조원티오콜, 이후 ATK
유나이티드 스페이스 부스터즈 주식회사, 프랫 앤 휘트니
원산지미국
사용일우주왕복선
일반적인 특징
높이149.16피트(45.46m)
직경12.17피트(3.71m)
총질량1,300,000파운드(590t)
추진제 질량1,100,000파운드 (500t)
빈 질량200,000파운드(91t)
4 세그먼트 SRB
전원 공급자1
최대 추력해발 3,300,000파운드힘(15,000kN)
특정 임펄스242초 (2.37km/s)
굽는 시간127초
추진제PBAN-APCP

우주왕복선 고체 로켓 부스터(Space Shuttle Solid Rocket Booster, SRB)는 인간 우주[1] 비행에 사용되는 차량의 1차 추진에 사용된 최초의 고체 추진제 로켓으로 발사 시 및 상승 첫 2분 동안 우주왕복선 추진력의 85%를 제공했다.소실된 후, 그것들은 대서양으로 버려져 낙하산으로 옮겨졌고, 그곳에서 회수되고, 검사되고, 재정비되고, 재사용되었다.

우주왕복선 SRB는 지금까지 [2]비행한 것 중 가장 강력한 고체 로켓 모터였다.각각 최대 14.7MN (3,300,000파운드f)의 [3]추력을 제공했는데, 이는 지금까지 비행한 로켓 엔진 중 가장 강력한 단일 연소실 액체 추진 로켓 엔진인 Rocketdyne F-1의 약 두 배이다.총 질량이 약 1,180 t (1,160 long tons; 1,300 short tons)인 그들은 발사 시 셔틀 스택의 절반 이상을 구성했다.SRB의 모터 세그먼트는 나중에 ATK가 구입한 유타주 브리검 시티의 티오콜에 의해 제조되었다.사용후 SRB의 모든 구성요소의 통합과 회수뿐만 아니라 SRB의 다른 대부분의 구성요소의 주요 계약자는 Pratt와 Whitney의 자회사 USBI였다.이 계약은 이후 보잉과 록히드 마틴의 유한책임회사 합작회사인 유나이티드 스페이스 얼라이언스로 넘어갔다.

셔틀 프로그램을 통해 발사된 270대의 SRB 중, 4대를 제외한 모든 SRB가 회수되었다. - STS-4 (낙하산 오작동으로 인한)와 STS-51-L (챌린저 재난)[4]의 것이다.각 비행 후 재사용을 위해 5,000개 이상의 부품이 리퍼되었다.STS-135를 발사한 SRB의 최종 세트에는 STS-1을 [5]포함하여 59개의 이전 임무에서 비행한 부품이 포함되었다. 또한 회수를 통해 부스트의 [6]비행 후 검사, 이상 징후 식별 및 증분 설계 [7]개선이 가능해졌다.

개요

정적 시험 발화, 1978
솔리드 로켓 부스터(SRB) 분리

두 대의 재사용 가능한 SRB는 우주왕복선을 발사대에서 끌어올리기 위한 주요 추진력을 제공했고 약 15만 피트(28 mi; 46 km)의 고도까지 끌어올렸다.두 대의 SRB는 발사대에 탑재되는 동안 외부 탱크와 궤도선의 전체 중량을 운반하고 그 중량을 구조물을 통해 이동식 발사대 플랫폼으로 전달했습니다.각 부스터의 발사 추력은 해수면에서 약 2,800,000파운드(12MN)였으며, 발사 직후 약 3,300,000파운드힘(15MN)[3]으로 증가했다.그것들은 3개의 RS-25 메인 엔진의 추력 수준이 확인된 후에 점화되었다.SRB 분리 75초 후, SRB 원점은 약 220,000피트(42mi; 67km)의 고도에서 발생했다. 그 후 낙하산이 전개되었고 약 122해리(226km) 하류 해역에서 충격이 발생하였고, 그 후 두 개의 SRB가 회수되었다.SRB는 우주왕복선을 주 엔진과 함께 고도 28마일(45km)과 속도 4,979km/h(3,094mph)까지 끌어올리는 데 도움을 주었다.

SRB는 두 모터가 완전히, 그리고 동시에 제 기능을 다하고, 추진제를 소비하고, 제로 순 반응 추력을 생성하고, 폭발물 분사 볼에 의해 (다시 동시에) 방출될 때까지 발사 및 상승(궤도로) 비행을 수행했다.차량의 나머지 시동 "스택"으로부터의 ts(연료/감속기 탱크 포함)그 후에야 생각할 수 있는 발사 또는 발사 후 중단 절차를 고려할 수 있었다.또한, 개별 SRB의 추력 출력의 고장이나 설계된 성능 프로파일을 준수할 수 있는 능력은 아마도 생존할 [8]수 없을 것이다.

SRB는 지금까지 비행한 것 중 가장 큰 고체 추진제 모터이자 [citation needed]재사용을 위해 설계된 최초의 대형 로켓이었다.각각의 길이는 149.16피트(45.46m), 직경은 12.17피트(3.71m)입니다.출시 당시 각 SRB의 무게는 약 1,300,000파운드(590t)였습니다.두 개의 SRB는 총 이륙 질량의 약 69%를 구성했다.1차 추진제는 과염소산암모늄(산화제)과 무화알루미늄 분말(연료)이었으며, 각 고체 로켓 모터의 총 추진제 중량은 약 1,100,000파운드(500t)였다( prope 추진제 참조).각 SRB의 불활성 무게는 약 200,000파운드(91t)였다.

각 부스터의 주요 요소는 모터(케이스, 추진제, 점화기, 노즐 포함), 구조, 분리 시스템, 운용 비행 계기, 회수 항전, 폭약, 감속 시스템, 추력 벡터 제어 시스템 및 범위 안전 파괴 시스템이었다.

고체 로켓 모터와 고체 로켓 부스터라는 용어는 종종 서로 바꿔서 사용되지만, 기술적 사용에는 특정한 의미가 있습니다.고체 로켓 모터라는 용어는 추진제, 케이스, 점화기 및 노즐에 적용된다.로켓 모터뿐만 아니라 회수 낙하산, 전자 계기, 분리 로켓, 사거리 안전 파괴 시스템, 추력 벡터 제어 등 로켓 조립체 전체에 적용된 고체 로켓 부스터.

각 부스터는 2개의 측면 흔들림 브레이스와 대각선 부착으로 SRB의 후방 프레임에 있는 외부 탱크에 부착되었다.각 SRB의 앞쪽 끝은 SRB의 앞쪽 끝의 외부 탱크에 부착되었습니다.발사대에서는 발사 시 절단된 [citation needed]깨지기 쉬운 너트 4개에 의해 각각의 부스터가 뒤쪽 스커트의 이동식 발사대 플랫폼에 부착되었다.

부스터는 개별적으로 제조된 7개의 강철 세그먼트로 구성되었습니다.이것들은 제조업체에 의해 쌍으로 조립되었고, 최종 조립을 위해 철도를 통해 케네디 우주 센터로 운송되었습니다.세그먼트는 원주 탱, 클레비스 및 클레비스 핀 체결을 사용하여 함께 고정되었으며 O-링(원래 2개, 1986년 챌린저 재해 후 3개로 변경됨)과 내열 [citation needed]퍼티로 밀봉되었다.

구성 요소들

SRB 다이어그램

홀드다운 투고

각각의 고체 로켓 부스터에는 이동식 발사대 플랫폼의 해당 지지대에 맞는 4개의 고정 기둥이 있었다.홀드다운 볼트는 SRB와 런처 플랫폼 기둥을 함께 고정했습니다.각 볼트에는 양 끝에 너트가 있으며, 상단 너트는 깨지기 쉬운 너트입니다.상단 너트에는 고체 로켓 모터 점화 명령에 따라 점화되는 두 개의 NASA 표준 기폭 장치가 들어 있었다.

홀드다운에서 두 개의 NSD가 점화되었을 때 홀드다운 볼트는 볼트(발사 전 추정), NSD 가스 압력 및 중력의 방출로 인해 아래로 이동했습니다.볼트는 모래가 들어 있는 스터드 감속 스탠드에 의해 정지되었습니다.SRB 볼트의 길이는 28인치(710mm), 직경은 3.5인치(89mm)였습니다.깨지기 쉬운 너트는 송풍 용기에 담겨 포획되었다.

고체 로켓 모터 점화 명령은 마스터 이벤트 컨트롤러를 통해 이동식 발사대 플랫폼의 고정식 폭약식 이니시에이터 컨트롤러(PIC)에 전달되었습니다.그들은 억제된 NSD에 점화 장치를 제공했다.발사 처리 시스템은 발사 전 마지막 16초 동안 SRB 홀드다운 PIC의 저전압 상태를 모니터링했습니다.PIC 저전압으로 인해 발사 보류 상태가 시작됩니다.

배전

각 SRB의 전력 배분은 A, B 및 C라는 라벨이 붙은 SRB 버스를 통해 각 SRB에 공급되는 궤도선의 주 DC 버스 전력으로 구성되었습니다.궤도선 주직류버스 A, B, C는 대응하는 SRB버스 A, B, C에 주직류버스 전원을 공급한다.또, 궤도선 주직류 버스 C는 SRB 버스 A, B에 백업 전력을 공급하고, 궤도선 버스 B는 SRB 버스 C에 백업 전력을 공급한다.이 배전 장치는 궤도선 주 버스 1대가 고장난 경우에도 모든 SRB 버스에 전원이 공급될 수 있도록 했다.

공칭 작동 전압은 28 ± 4V DC였습니다.

유압 동력 장치

각 SRB에는 2개의 독립된 유압 동력 장치(HPU)가 있었습니다.각 HPU는 보조 전원 장치(APU), 연료 공급 모듈, 유압 펌프, 유압 탱크 및 유압 오일 매니폴드 어셈블리로 구성되었습니다.APU는 히드라진에 의해 연료 공급되었고 SRB 유압 시스템을 위한 유압을 생성하는 유압 펌프를 구동하기 위해 기계적 축 동력을 생성했습니다.두 개의 개별 HPU와 두 개의 유압 시스템은 SRB 노즐과 후부 스커트 사이의 각 SRB 후부 끝에 배치되었습니다.HPU 구성 요소는 바위 액추에이터와 틸트 액추에이터 사이의 후방 스커트에 장착되었습니다.두 계통은 T - 28초부터 SRB가 궤도선과 외부 탱크에서 분리될 때까지 작동하였다.두 개의 독립적인 유압 시스템은 암석 및 틸트 서보 액튜에이터에 연결되었습니다.

HPU 컨트롤러 전자장치는 후방 외부 탱크 부착 링의 SRB 후방 통합 전자 어셈블리에 배치되었다.

HPU와 그 연료 시스템은 서로 격리되었다.각 연료 공급 모듈(탱크)에는 22파운드(10.0kg)의 히드라진이 들어 있었습니다.연료 탱크는 400psi(2.8MPa)의 질소 가스로 가압되어 연료 탱크에서 연료 분배 라인으로 연료를 배출(양적 배출)하는 힘을 제공하여 작동 내내 APU에 대한 양의 연료 공급을 유지했습니다.

APU에서는 연료 펌프가 히드라진 압력을 증가시켜 가스 발생기에 공급했다.가스 발생기는 히드라진을 고온 고압 가스로 촉매 분해했고, 2단계 터빈은 이를 기계적 동력으로 변환하여 변속 장치를 구동했습니다.이제 더 차갑고 낮은 압력의 폐가스는 배 밖으로 버리기 전에 냉각시키기 위해 가스 발생기 하우징 위로 다시 보내졌습니다.변속기는 연료 펌프, 자체 윤활 펌프 및 HPU 유압 펌프를 구동했습니다.시동 바이패스 라인은 펌프 주위를 돌며 질소 탱크 압력을 사용하여 연료 펌프 출구 압력이 바이패스 라인의 압력을 초과할 때까지 가스 발생기에 공급했으며, 이때 모든 연료가 연료 펌프에 공급되었습니다.

APU 속도가 100%에 도달하면 APU 1차 제어 밸브가 닫히고 APU 속도는 APU 컨트롤러 전자기기에 의해 제어되었습니다.1차 제어밸브 로직이 개방상태에 실패하면 2차 제어밸브는 112%의 [citation needed][9]속도로 APU의 제어를 맡았다.

SRB의 각 HPU는 필요에 따라 HPU 중 하나에서 양쪽 액추에이터로 유압 동력을 분배할 수 있는 전환 밸브에 의해 SRB의 양쪽 서보 액튜에이터에 연결되었다.각 HPU는 하나의 서보 액튜에이터의 1차 유압 전원과 다른 하나의 서보 액튜에이터의 2차 유압 전원 역할을 했습니다.각 HPU는 다른 HPU로부터의 유압이 2,050psi(14.1MPa) 미만으로 떨어질 경우 115%의 작동 한계 내에서 양쪽 서보 액튜에이터에 유압 전원을 공급할 수 있는 용량을 보유하고 있었습니다.밸브가 2차 위치에 있을 때 전환 밸브의 스위치 접점이 닫혔습니다.밸브가 닫히면 APU 컨트롤러로 신호가 전송되어 100% APU 속도 제어 로직을 금지하고 112% APU 속도 제어 로직을 활성화합니다.APU 속도가 100%이므로 APU/HPU 1대가 해당 SRB의 [citation needed]양쪽 서보 액튜에이터에 충분한 작동 유압을 공급할 수 있었습니다.

APU의 100% 속도는 72,000rpm, 110%는 79,200rpm,[citation needed] 112%는 80,640rpm에 해당합니다.

유압 펌프 속도는 3,600rpm이었고 3,050 ± 50psi(21.03 ± 0.34MPa)의 유압을 공급했습니다.고압 감압 밸브는 유압 시스템에 과압 보호를 제공하며 3,750psi(25.9MPa)[citation needed]에서 감압되었습니다.

APU/HPU와 유압 시스템은 20개의 [citation needed]임무에서 재사용할 수 있었다.

스러스트 벡터 컨트롤

상세 정보: 스러스트 벡터링

각 SRB에는 노즐을 위/아래로 좌우로 이동시키기 위한 두 개의 유압 짐벌 서보 액튜에이터가 있습니다.이 기능은 스러스트 벡터링을 제공하여 차량을 세 축(롤, 피치, 요) 모두에서 제어할 수 있도록 지원합니다.

비행 제어 시스템의 상승 추력 벡터 제어 부분은 3개의 셔틀 주 엔진과 2개의 SRB 노즐의 추력을 지시하여 이륙 및 상승 시 셔틀 자세와 궤적을 제어했다.유도 시스템의 명령은 상승 추력 벡터 제어(ATVC) 드라이버로 전송되었고, 이 드라이버는 명령에 비례하는 신호를 주 엔진 및 SRB의 각 서보 액튜에이터로 전송했습니다.4개의 독립된 비행 제어 시스템 채널과 4개의 ATVC 채널은 6개의 메인 엔진과 4개의 SRB ATVC 드라이버를 제어했으며, 각 운전자는 각 메인 및 SRB 서보 액튜에이터의 유압 포트 하나를 제어했다.

각 SRB 서보 액튜에이터는 드라이버로부터 신호를 수신하는 4개의 독립된 2단 서보 밸브로 구성되어 있습니다.각 서보밸브는 각 액추에이터에 하나의 파워 스풀을 제어하여 액추에이터 램과 노즐을 배치하여 추력 방향을 제어합니다.

각 액추에이터를 작동하는 4개의 서보 밸브는 전원 스풀을 배치하기 위한 다수결 강제 합산 방식을 제공했습니다.4개의 서보밸브에 대해 4개의 동일한 명령을 사용하여 액추에이터 force-sum 동작은 전원 램 동작에 영향을 미치는 단일 오류 입력을 즉시 방지했습니다.차압 감지가 소정 시간 동안 지속되는 잘못된 입력을 감지한 경우, 포스섬에서 완전히 제외된 격리 밸브가 선택됩니다.어느 채널이 바이패스되었는지 나타내는 장애 모니터가 각 채널에 제공되었으며 각 채널의 차단 밸브를 재설정할 수 있습니다.

각 액추에이터 램에는 스러스트 벡터 제어 시스템으로의 위치 피드백을 위한 변환기가 장착되었습니다.각 서보 액튜에이터 램 내부에는 물 튀기 시 노즐을 완충하고 노즐 플렉시블 베어링의 손상을 방지하기 위한 스플래시다운 부하 완화 어셈블리가 있습니다.

자이로 어셈블리 평가

각 SRB에는 3개의 레이트 자이로 어셈블리(RGA)가 포함되어 있으며, 각 RGA에는 1개의 피치와 1개의 요 자이로가 포함되어 있습니다.이는 SRB 분리까지 궤도선 롤 속도 자이로스와 연계하여 1단계 상승 비행 중 궤도선 컴퓨터와 유도, 항법 및 제어 시스템에 피치 및 요 축에 대한 각 속도에 비례하는 출력을 제공했다.SRB 분리에서는 SRB RGA에서 오비터 RGA로의 전환이 이루어졌습니다.

SRB RGA 속도는 궤도선 비행 후 멀티플렉서/디멀티플렉서를 통해 궤도선 GPC로 전달되었습니다.그 후 다중성 관리에서 RGA 레이트를 중간값으로 선택하여 사용자 소프트웨어에 SRB 피치 및 요 레이트를 제공합니다.RGA는 20개의 임무를 위해 설계되었다.

세그먼트 케이스

두께 2cm의 D6로 제작AC 고강도 저합금강.[10]

추진제

추진제가 충전된 SRB의 연결 부분

각 고체 로켓 모터의 로켓 추진제 혼합물은 과염소산 암모늄(산화물, 중량 69.6%)과 무화 알루미늄 분말(연료, 16%), 산화철(촉매, 0.4%), PBAN(결합물, 연료로도 작용, 12.04%), 에폭시 경화제(1.96%)[11][12]로 구성됐다.이 추진제는 일반적으로 과염소산암모늄 복합추진제(APCP)라고 불립니다.이 혼합물은 고체 로켓 모터에 해수면에서는 242초(2.37km/s) 또는 진공 상태에서는 268초(2.63km/s)의 특정한 자극을 주었습니다.점화 시 모터는 906.8psi(6.252MPa)[13]의 공칭 챔버 압력으로 연료를 연소했습니다.

주 연료인 알루미늄은 약 31.0 MJ/kg의 합리적인 비 에너지 밀도를 가지지만 부피 에너지 밀도가 높고 실수로 점화되기 어렵기 때문에 사용되었습니다.

추진제는 전방 모터 세그먼트에 11개의 뾰족한 별 모양의 천공과 각 후방 세그먼트 및 후방 클로저에 이중 절단된 원뿔 천공이 있었다.이 구성은 점화 시 높은 추력을 제공했으며 최대 동적 압력(최대 Q)[11] 동안 차량에 과도한 스트레스를 주지 않도록 이륙 후 추력을 약 3분의 1 50초 감소시켰다.

기능.

SRB 해수면 추력, STS-107 데이터

점화

SRB 점화 작업은 각 SRB 금고 및 암 장치에서 수동 잠금 핀을 제거한 경우에만 발생할 수 있습니다.지상 승무원은 발사 전 활동 중에 핀을 제거합니다.T-5:00에 SRB 안전 및 암 장치가 암 위치로 회전합니다.솔리드 로켓 모터 점화 명령은 3개의 우주 왕복선 메인 엔진(SSME)이 정격 추력의 90% 이상이고 SSME 고장 및/또는 SRB 점화 폭약식 이니시에이터 컨트롤러(PIC) 저전압이 표시되고 LPS(발사 처리 시스템)로부터 정지 상태가 없을 때 실행됩니다.

고체 로켓 모터 점화 명령은 궤도선 컴퓨터에 의해 마스터 이벤트 컨트롤러(MEC)를 통해 각 SRB의 안전 장치 및 암 장치인 NASA 표준 기폭 장치(NSD)로 전송됩니다.PIC 싱글채널 캐패시터 방전장치는 각 폭약장치의 발화를 제어한다.PIC가 파이로 점화 출력을 생성하려면 3개의 신호가 동시에 존재해야 합니다.이러한 신호(암, 파이어 1, 파이어 2)는 Orbiter General Purpose Computer(GPC; 범용 궤도 컴퓨터)에서 발신되어 MEC로 전송됩니다.MEC는 PIC의 28V DC 신호로 포맷합니다.암 신호는 PIC 캐패시터를 40V DC(최소 20V DC)로 충전합니다.

또한 GPC 출시 시퀀스는 특정 중요 주 추진 시스템 밸브를 제어하고 SSME의 엔진 준비 상태를 모니터링합니다.MPS 시동 명령은 T-6.6초(정지된 시동 엔진 3, 엔진 2, 엔진 1)에 온보드 컴퓨터에 의해 발행되며, 시퀀스는 각 엔진의 추력 증강을 모니터링합니다.3개의 SSME는 모두 3초 이내에 필요한 90%의 추력에 도달해야 한다.그렇지 않으면 정상적인 셧다운이 명령되고 안전기능이 개시된다.

필요한 90% 추력 레벨로 정상적인 추력 증강은 SSME를 T-3초에 리프트 오프 위치로 명령하는 것과 동시에 SRB를 무장하기 위해 화재 1 명령이 발행되는 결과를 초래한다.T-3초 후에 차량 베이스 굽힘 하중 모드를 초기화할 수 있습니다(외부 탱크의 선단에서 측정된 약 25.5인치(650mm)의 이동과 외부 탱크 쪽으로 이동).

fire 2 명령어를 사용하면 용장 NSD가 얇은 차단 씰을 통해 불꽃 터널 아래로 발사됩니다.그러면 파이로 부스터 전하가 점화되며, 이 전하가 구멍 난 플레이트 뒤에 있는 안전 장치 및 암 장치에 고정됩니다.부스터 충전은 점화기 이니시에이터의 추진제를 점화하며, 이 추진제의 연소 생성물은 고체 로켓 모터 이니시에이터를 점화하며, 고체 로켓 모터의 전체 수직 길이를 점화하여 전체 표면적을 따라 즉시 고체 로켓 모터 추진제를 점화합니다.

T-0에서는 2개의 SRB가 4개의 탑재 컴퓨터의 지휘 하에 점화되고, 각 SRB의 4개의 폭발 볼트의 분리가 개시되며, 2개의 T-0 탯벌(우주선의 각 측면에 1개)이 후퇴하고, 탑재 마스터 타이밍 유닛, 이벤트 타이머 및 미션 이벤트 타이머가 개시되며, 3개의 SSME가 100%에 지상 발사됩니다.h 시퀀스는 종료됩니다.

이륙 및 상승

점화 시 참조되는 타이밍 시퀀스는 성공적인 이륙과 상승 비행을 위해 매우 중요합니다.폭발물 홀드다운 볼트는 SSME 점화 및 스러스트 축적으로 인해 발생하는 비대칭 차량 동적 하중을 (발진 지지대 받침대 및 패드 구조를 통해) 완화시키고 스러스트 베어링 하중을 가합니다.홀드다운 볼트가 없으면 SSME는 비행 스택(궤도, 외부 탱크, SRB)을 외부 탱크 위로 격렬하게 넘어뜨릴 것이다.이 회전 모멘트는 처음에는 홀드 볼트로 상쇄됩니다.이륙을 위해 차량 스택을 해제하기 전에 SRB는 연소실과 배기 노즐을 동시에 점화 및 가압하여 SSME의 회전 모멘트와 정확히 동일한 추력 유도 순 역회전 모멘트를 생성해야 한다.SRB가 최대 추력에 도달하면 홀드다운 볼트가 끊어지고 차량 스택이 해제되고 순 회전 모멘트가 0이 되며, 순 차량 추력(반대 중력)이 양수이므로 궤도 스택은 SSME 및 SRB 배기 노즐의 조정된 짐벌 이동을 통해 발사 받침대에서 수직으로 들어 올릴 수 있습니다.

상승하는 동안, 비행 참조 컴퓨터가 내비게이션 명령어(공간의 특정 경유지로의 조향)를 엔진 및 모터 노즐 짐벌 명령어로 변환하여 차량의 비행 및 방향(궤도선상의 비행 갑판 참조)을 감지하고 보고합니다.질량의 중심 부근에 있는 차량.추진제 소모, 속도 증가, 공기역학 항력 변화 및 기타 요인에 의해 차량에 가해지는 힘이 변화하면 동적 제어 명령 입력에 따라 차량이 자동으로 방향을 조정합니다.

분리

SRB는 약 146,000 피트 (45 km)의 고도에서 우주 왕복선에서 분사된다.SRB 분리는 3개의 고체로켓 모터-챔버 압력변환기가 용장관리 중간값 선택으로 처리되어 양쪽 SRB의 헤드엔드 챔버 압력이 50psi(340kPa) 이하일 때 개시된다.백업 큐는 부스터 점화 후 경과된 시간입니다.분리 시퀀스가 시작되고, 스러스트 벡터 제어 액추에이터를 null 위치로 명령하고 주 추진 시스템을 2단계 구성(시퀀스 초기화로부터 0.8초)으로 전환합니다. 이 구성에서는 각 SRB의 추력이 100,000lbf(440kN) 미만이 되도록 보장합니다.궤도 요 자세는 4초간 유지되고 SRB 추력은 60,000파운드힘(270kN) 미만으로 떨어집니다.

SRB는 무기 발사 명령어로부터 30밀리초 이내에 외부 탱크로부터 분리됩니다.전방 부착점은 볼트(SRB)와 소켓(외부 탱크; ET)으로 구성되어 있습니다.볼트에는 각 끝에 NSD 압력 카트리지가 하나씩 있습니다.전방 연결 지점에는 각 SRB RSS와 ET RSS를 서로 연결하는 범위 안전 시스템 크로스스트랩 배선이 포함됩니다.후방 장착 지점은 상부, 대각선 및 하부 3개의 개별 스트럿으로 구성됩니다.각 스트럿에는 볼트 1개가 포함되어 있으며, 각 끝에는 NSD 압력 카트리지가 있습니다.상부 스트럿은 또한 SRB와 외부 탱크 사이 및 궤도선에 탯줄 인터페이스를 운반합니다.

각 SRB의 양 끝에는 4개의 부스터 분리 모터(BSM)가 있습니다.BSM은 SRB를 외부 탱크에서 분리합니다.4개씩 구성된 각 클러스터의 고체 로켓 모터는 다중 NSD 압력 카트리지를 다중 제한 기폭 퓨즈 매니폴드에 점화합니다.SRB 분리 시퀀스에 의해 오비터에서 발행된 분리 지령에 의해 각 볼트에서 용장 NSD 압력 카트리지가 시작되고 BSM이 점화되어 깨끗한 분리가 이루어집니다.

레인지 안전 시스템

범위안전시스템(RSS)은 로켓이 통제 불능일 경우 원격지휘에 의해 로켓 또는 그 일부를 파괴하여 지상에 있는 사람들의 추락, 폭발, 화재, 독성물질 등에 대한 위험을 제한한다.RSS는 우주왕복선 챌린저호 참사 때(SRB가 통제되지 않은 비행 중 차량 분해 후 37초 후) 한 번만 작동되었습니다.

셔틀 차량에는 각 SRB에 하나씩 두 개의 RSS가 있습니다.둘 다 지상국에서 전송된 두 개의 명령 메시지(팔과 사격)를 수신할 수 있었다.RSS는 셔틀 차량이 발사 궤도의 빨간 선을 위반했을 때만 사용되었습니다.

RSS는 2개의 안테나 커플러, 명령 수신기/디코더, 듀얼 디스트리뷰터, 2개의 NASA 표준 기폭장치(NSD), 2개의 제한 기폭 퓨즈 매니폴드(CDF), 7개의 CDF 어셈블리 및 1개의 선형 형상 충전(LSC)으로 구성됩니다.

안테나 커플러는 무선 주파수 및 접지 지원 장비 명령에 적절한 임피던스를 제공합니다.명령어 리시버는 RSS 명령어 주파수에 맞춰 조정되며 RSS 명령어가 전송될 때 디스트리뷰터에 입력 신호를 제공합니다.명령어 디코더는 코드 플러그를 사용하여 적절한 명령어 신호 이외의 명령어 신호가 디스트리뷰터에 들어가는 것을 방지합니다.디스트리뷰터에는 유효한 destruct 명령을 RSS 폭약 기술에 제공하는 논리가 포함되어 있습니다.

NSD는 CDF를 점화하기 위한 스파크를 제공하며, 이는 LSC를 점화하여 부스터 파괴를 수행합니다.안전 장치 및 암 장치는 출시 전 및 SRB 분리 시퀀스 중에 NSD와 CDF 사이의 기계적 분리를 제공합니다.

암이라고 불리는 첫 번째 메시지는 탑승 로직이 파괴를 가능하게 하고 지휘관과 조종사 기지의 비행 갑판 디스플레이와 제어판에 조명을 켜줍니다.두 번째로 전송되는 메시지는 화재 명령입니다.

SRB의 SRB 디스트리뷰터는 크로스 스트랩되어 있습니다.따라서 한쪽 SRB가 암 또는 파괴 신호를 수신하면 다른 쪽 SRB에도 신호가 전송됩니다.

각 SRB의 RSS 배터리로부터의 전력은 RSS 시스템A에 라우팅 됩니다.각 SRB의 복구 배터리는 SRB의 복구 시스템뿐만 아니라 RSS 시스템 B에도 전원을 공급하기 위해 사용됩니다.분리 시퀀스 중에 SRB RSS 전원이 꺼지고 SRB 복구 시스템 전원이 [14]켜집니다.

강하 및 회복

STS-124 출시 후 우측 SRB 스플래시다운

SRB는 2분, 고도 약 146,000피트(44km)에서 셔틀 시스템에서 분사된다.약 22만 피트(67 km)까지 계속 상승한 후, SRB는 지구로 다시 떨어지기 시작하고, 일단 밀도가 높은 대기권으로 돌아가면 해양 충격에 대한 손상을 방지하기 위해 낙하산 시스템에 의해 느려진다.분리 직전에 오비터에서 SRB로 배터리 전원을 복구 로직 네트워크에 인가하는 명령어가 송신됩니다.두 번째 동시 명령어는 3개의 노즈캡 스러스터(파일럿 및 드로그 낙하산 전개용), 좌절링 기폭장치(주 낙하산 전개용) 및 주 낙하산 분리 무기를 무장합니다.

복구 시퀀스는 폭약식 노즈 캡 스러스터를 트리거하는 고고도 바로스위치의 작동으로 시작됩니다.그러면 노즈캡이 배출되어 파일럿 낙하산이 전개됩니다.노즈 캡 분리는 SRB 분리 후 약 218초 후 공칭 고도 15,704ft(4,787m)에서 발생합니다.지름 3.5m의 원뿔 리본 파일럿 낙하산은 절단 칼에 부착된 랜야드를 당길 수 있는 힘을 제공하며, 이는 드로그 고정 스트랩을 고정하는 루프를 절단합니다.이를 통해 파일럿 슈트가 드로그 팩을 SRB에서 당겨 드로그 서스펜션 라인이 저장 위치에서 전개됩니다.105피트(32m)의 12개의 서스펜션 라인에서 드로그 전개 백이 캐노피에서 벗겨지고 54피트(16m) 직경의 원뿔 리본 드로그 낙하산이 초기 암초 상태로 팽창합니다.Drogue는 지정된 시간 지연 후2회(용장7초 및 12초 리프레션라인 커터 사용)를 해제하여 메인슈트 전개를 위해 SRB를 재정비/안정화합니다.드로그 낙하산의 설계 하중은 약 315,000파운드(143t)이며 무게는 약 1,200파운드(540kg)입니다.

STS-116 발사 이후 우주왕복선 디스커버리호에서 방출된 고체 로켓 부스터는 케이프 커내버럴에서 북동쪽으로 약 150마일 떨어진 대서양에 떠 있다.이 경우 부스터는 몇 마일 떨어진 곳에 착륙했지만 밤사이 바람과 조류에 휩쓸려 같은 장소로 이동했다.

드로그 슛이 테일퍼스트 자세로 SRB를 안정화시킨 후 SRB 분리 후 약 243초 후 5,500피트(1,700m)의 공칭 고도에서의 저고도 바로스위치에 의해 트리거되는 폭약식 전하에 의해 스터텀이 포워드 스커트에서 분리된다.그런 다음 드로그 슛에 의해 좌절을 SRB에서 끌어냅니다.메인 슛 서스펜션 라인은 스터툼에 남아 있는 전개 백에서 꺼냅니다.203피트(62m) 길이의 라인이 완전히 연장되면 3개의 주요 슛이 전개 봉투에서 당겨져 첫 번째 암초 상태로 팽창합니다.좌충우돌 낙하산과 드로그 낙하산은 다른 궤적을 따라 낙하한다.지정된 시간 지연(용장 10초 및 17초 리프팅 라인 커터 사용) 후 메인 슛 리프팅 라인이 절단되고 슛이 두 번째 리프팅 및 완전 개방 구성으로 팽창합니다.메인 슛 클러스터는 SRB를 단말 조건으로 감속합니다.직경 136피트(41m)의 원뿔형 리본 낙하산은 각각 설계 하중이 약 195,000파운드(88t)이며 무게는 약 2,180파운드(990kg)입니다.이 낙하산들은 배치된 크기와 [citation needed]무게 모두에서 지금까지 사용된 것 중 가장 큰 것입니다.RSRM 노즐 익스텐션은 스트러텀 분리 후 약 20초 후에 폭약식 전하에 의해 절단됩니다.

물 충격은 SRB 분리 후 약 279초 후에 초당 76피트(23m/s)의 공칭 속도에서 발생한다.물의 영향 범위는 플로리다 동부 해안에서 약 130nmi(240km) 떨어져 있다.낙하산은 노즐 첫 번째 충격을 제공하기 때문에 공기는 빈(연소) 모터 케이스에 갇혀 부스터를 물 밖으로 약 30피트(9m) 떨어진 곳에서 부유시킵니다.

STS-131 임무의 고체 로켓 부스터가 회수되어 MV 프리덤 스타에 의해 케이프 커내버럴로 이송됩니다.

이전에는 낙하산 해제 너트 무기 시스템을 사용하여 충돌 시 SRB에서 메인 슛을 풀었다(메인 슛의 잔여 하중은 각 피팅에 연결된 플로트로 낙하산 부착 피팅을 전개한다).현재의 설계는 물 충격 시(초기 충격 및 슬랩다운) 메인 슛을 부착한 상태로 유지합니다.Salt Water Activated Release(SWAR) 장치가 메인 슛 라이저 라인에 통합되어 복구 작업을 단순화하고 SRB의 [15]손상을 줄입니다.드로그 전개 봉투/조종사 낙하산, 드로그 낙하산 및 좌판, 각 주 낙하산 및 SRB는 부력이 있어 회수됩니다.

특별히 장착된 NASA 회수선인 MV Freedom Star와 MV Liberty Star는 SRB와 강하/복구 하드웨어를 회수합니다.부스터를 찾으면 다이버 작동식 플러그(DOP)가 다이버에 의해 작동되어 SRB 노즐을 꽂고 모터 케이스에서 물을 배출합니다.SRB에 공기를 주입하고 SRB에서 물을 배출하면 SRB가 노즈업 플로팅 위치에서 견인에 적합한 수평 자세로 변경됩니다.그리고 나서 회수선은 부스터와 다른 물체들을 케네디 우주 센터로 견인한다.

챌린저 참사

주요 기사: 우주왕복선 챌린저호 참사
STS-51-L이 시작되기 전 우주왕복선 챌린저호의 우측 SRB에서 회색 연기가 뿜어져 나오는 모습이 카메라에 포착됐다.

우주왕복선 챌린저호의 손실은 SRB 중 하나의 시스템 장애에서 비롯되었다.사고 원인은 로저스 위원회에 의해 [16][17]비행 당일 아침 이례적으로 추운 날씨로 인해 복합적으로 발생한 SRB 이음매의 "여러 가지 요인에 허용할 수 없을 정도로 민감한 설계 결함"으로 밝혀졌다.필드 조인트 설계에는 결함이 있었습니다. 즉, 출시 시 조인트의 굴곡성이 대형 고무 O링의 씰을 손상시키고 고온의 배기가스가 누출되면서 조인트로 더욱 돌출되어 부식될 수 있었습니다.또한 O-링은 1986년 1월 사고 아침(36°F, 2.2°C)과 같은 저온에서 복원력이 없었습니다.우측 SRB의 냉간 저하 조인트가 발사 시 실패하여 로켓 부스터 내부의 뜨거운 가스가 인접한 주 외부 연료 탱크에 구멍을 뚫을 수 있도록 하고 SRB를 외부 탱크에 고정하는 하부 스트럿을 약화시킵니다.SRB 이음매의 누출은 하부 스트럿의 치명적인 고장과 SRB의 부분적인 분리를 야기하여 SRB와 외부 탱크 간의 충돌을 초래하였다.외부 탱크가 분해되고 오른쪽 SRB에서 축을 벗어난 추력이 46,000피트(14km)에서 마하 1.92의 속도로 이동하면서, 우주왕복선 스택은 [18]분해되었습니다.SRB 제조업체를 대표하는 재난 엔지니어들이 추운 온도 때문에 발사를 청소할 것을 권고했지만 NASA [19]관리자에 의해 거부당했다.

후속 다운타임 동안 SRB의 중요한 구조 요소에 대한 상세한 구조 분석이 수행되었다.분석은 주로 회수된 하드웨어의 비행 후 검사 중 이상이 확인된 영역에 집중되었다.

그 중 하나는 SRB가 외부 탱크에 연결되는 부착 링이었다.SRB 모터 케이스에 링이 부착되는 일부 고정 장치에서 문제가 있는 부분이 발견되었습니다.이러한 상황은 물 충격 시 발생하는 높은 하중에 기인했다.상승 시 상황을 수정하고 강도 여유도를 높이기 위해 부착 링은 모터 케이스를 완전히(360°) 둘러싸도록 재설계되었습니다.이전에는 장착 링이 'C'자 모양으로 모터 케이스를 270°만 감싸고 있었습니다.

오른쪽 SRB는 T+58.788초로 비정상적인 플룸을 나타내고 있습니다.이 플룸은 14초 후에 차량의 분해를 유발합니다.

또한, 뒷부분 스커트에 대한 특수 구조 시험이 수행되었습니다.이 테스트 프로그램 동안 홀드다운 포스트와 스커트 피부 사이의 임계 용접에서 이상이 발생했습니다.스커트 뒤쪽 링에 보강 브래킷과 피팅을 추가하기 위해 재설계가 구현되었습니다.

이러한 두 가지 변경으로 각 SRB의 중량에 약 450파운드(200kg)가 추가되었다.그 결과는 재설계된 고체 로켓 모터(RSRM)[20]라고 불린다.

건설 및 배송

SRB 모터 세그먼트의 제조의 주요 계약자는 ATK Launch Systems(구 Morton Tiokol Inc.)였습니다.와사치 부서, 유타 주 매그나에 본부를 두고 있습니다.

United Technologies 산하의 United Space Boosters Inc.(USBI)는 SRB 조립, 체크아웃 및 리퍼비시 및 SRB 통합에 대한 최초의 SRB 주요 계약업체였습니다.그들은 최초 발사팀의 일부였던 우주왕복선의 가장 오랜 기간 운영된 주요 계약자였다.USBI는 1998년 솔리드 로켓 부스터 엘리먼트 사업부로 유나이티드 스페이스 얼라이언스에 흡수됐고 이듬해 프랫 앤 휘트니에서 USBI 사업부가 해체됐다.최고조에 달했을 때, USBI는 1500명 이상의 직원이 KSC, FL 및 [citation needed]앨라배마주 헌츠빌에 있는 셔틀 부스터에 근무하고 있었다.

SRB의 부품은 유타에서 플로리다의 케네디 우주 센터로 12일 동안 2,000마일(3,200km)과 8개 주에 걸쳐 운송되었다.각 세그먼트와 주문 제작 철도 차량의 무게는 약 30만 파운드(140,000 kg)였습니다.SRB를 실은 차량들은 특히 기차 [21]여행의 마지막 다리인 인도강 위에 놓인 다리들, 특히 하중을 분산시키기 위해 빈 차량들로 분리되었다.회수 후, 사용 후 폐기된 부분들은 같은 열차에 실렸으며, 정비와 [22]재급유를 위해 유타로 돌아왔다.

사고

2007년 5월 2일 앨라배마주 머틀우드에서 우주왕복선의 고체 로켓 부스터 일부를 실은 화물열차가 레일 받침대가 무너진 후 탈선했다.열차는 STS-120과 STS-122를 위한 8개의 SRB 세그먼트를 운반하였습니다.4개의 세그먼트가 약 3.0m(10피트) 떨어진 다른 세그먼트 4개와 아직 받침대에 있지 않은 후방 출구 원뿔(노즐)을 운반하는 차량은 단단한 지면에 남아 있었다.난간에서 떨어진 부분들은 검사를 위해 유타에 반환되었다.떨어지지 않은 나머지 4개의 세그먼트에 가해진 힘을 분석한 결과, 그러한 세그먼트는 플로리다로[23] 계속되었다.

업그레이드 프로젝트 - 미사용

첨단 고체 로켓 모터(ASRM) 프로젝트(1988~1993년)

1988/9년 NASA는 미시시피주 옐로우크릭(Yellow Creek 원자력 발전소)에 있는 테네시 밸리 오소리티 원자력 발전소의 위치에 하청업체인 RUST International이 설계한 새로운 시설에서 Aerojet에 의해[24] 건설될 새로운 도전기 SRB(Advanced Solid Rocket Motor)로 교체할 계획이었다.

ASRM은 약간 더 넓어지고(부스터의 직경이 146인치에서 150인치로 증가), 200,000파운드의 추가 추진체가 있을 것이며, ISS로 모듈 및 건설 부품을 운반할 수 있도록 셔틀의 적재량을 약 12,000파운드 [24]증가시키기 위해 추가 추력을 발생시켰다.그들은 챌린저 이후의 [25]SRB보다 안전할 것으로 기대되었다.초기 계약은 12개의 모터에 대한 것이었고, 또 다른 88개의 옵션도 아마도 또 다른 10억 [24]달러에 있을 것이다.모튼 티오콜이 노즐을 [24]만들었지첫 번째 시험 비행은 [24]1994년쯤으로 예상되었다.

ASRM 프로그램은 로봇 조립 시스템과 컴퓨터가 현장에 있고 설계 결함 수정 후 SRB를 계속 사용하기 위해 약 20억 달러가 투입된 후 1993년에[25] 취소되었습니다.

필라멘트 와인딩 케이스

캘리포니아 반덴버그 공군기지의 SLC-6 발사대에서 극궤도 셔틀을 발사하는 데 필요한 성능을 제공하기 위해, 필라멘트-와운드 케이스(FWC)를 사용한 SRB는 케네디 우주 센터에서 발사된 [26]SRB에 사용된 강철 케이스보다 더 가볍도록 설계되었다.1986년 챌린저 참사를 초래한 결함이 있는 필드 조인트 설계를 가진 일반 SRB와 달리, FWC 부스터는 "더블 탱" 조인트 설계(SSME가 점화될 때 "탱" 이동 중에 부스터를 적절히 정렬되도록 하기 위해 필요함)를 사용했지만, 두 개의 O-링 씰을 사용했다.SLC-6의 폐쇄로 ATK와 NASA는 FWC 부스터를 폐기했지만, 현재 3개의 O-링 씰과 조인트 히터를 통합하도록 변경되었지만, 이후 2011년 마지막 비행까지 사용된 SRB의 필드 조인트에 통합되었다(STS-51L 이후).

5 세그먼트 부스터

2003년 우주왕복선 컬럼비아호가 파괴되기 전에 NASA는 현재의 4 세그먼트 SRB를 5 세그먼트 SRB 설계로 대체하거나 Atlas V 또는 Delta IV ELV 기술을 사용하여 액체 연료의 "플라이백" 부스터로 대체하기 위해 조사했다.현재의 우주왕복선 인프라에 거의 변화가 필요하지 않았던 5 세그먼트 SRB는 우주왕복선이 국제우주정거장 경사 궤도에서 추가로 20,000파운드 (9,100 kg)의 페이로드를 운반할 수 있게 하고, 위험한 발사장 복귀(RTLS)와 해양 횡단 중단(TAL) 모드를 사용하여 제거했을 것이다.이른바 '개다리 작전'이라 불리는, 케네디 우주 센터에서 남북 극지 궤도 비행입니다.

5 세그먼트 SRB는 기존 세그먼트 케이싱의 압력 한계 이내를 유지하기 위해 보다 넓은 노즐 슬로트를 사용합니다.

컬럼비아호가 파괴된 후, NASA는 셔틀 프로그램을 [why?][27]위해 5개의 세그먼트 SRB를 보류했다.2003년 [28][29]10월 23일, 5 세그먼트엔지니어링 테스트모터 ETM-03이 발사되었습니다.

콘스텔레이션 프로그램의 일환으로, 아레스 I 로켓의 첫 번째 단계는 5 세그먼트 SRB를 사용하도록 계획되었다. 2009년 9월에 5 세그먼트 우주왕복선 SRB(DM-1)가 [30]유타에 있는 ATK의 사막 시험 지역에서 지상에서 정적으로 발사되었다.2010년 8월과 2011년 [31]9월에 추가 테스트(DM-2 및 DM-3)가 실시되었습니다.

2011년에 Constellation 프로그램이 취소된 후, 새로운 우주 발사 시스템(SLS)은 5 세그먼트 부스터를 사용하도록 지정되었다.SLS에 대한 SRB(QM-1)의 첫 번째 테스트는 2015년 초에 완료되었으며, 두 번째 테스트(QM-2)는 2016년 중반에 Orbital ATK의 유타주 프로몬토리 [32]시설에서 수행되었다.

디스플레이

우주왕복선 고체 로켓 부스터는 플로리다 케네디 우주센터 방문자 단지, 미시시피 핸콕 카운티에 있는 스테니스 우주센터, 앨라배마 헌츠빌에 있는 미국 우주 로켓 센터, [33]유타주 프로몬토리 근처에 있는 오비탈 ATK 시설에서 전시되고 있다.부분 필라멘트-와이드 부스터 케이스는 애리조나주 [34]투손에 있는 피마 항공 우주 박물관에 전시되어 있다.

미래 및 제안된 용도

아레스 I-X 시제품은 2009년 10월 28일 15:30 UTC LC-39B에서 발사되었다. 이는 2016년 현재 SRB에서 파생된 발사체의 단독 비행이다.

시간이 지남에 따라 SRB 설계를 재사용하기 위한 몇 가지 제안이 제시되었다. 그러나 2016년 현재, 이러한 제안 중 어느 것도 취소되기 전에 정기 비행으로 진행되지 않았다.2022년에 계획된 우주 발사 시스템(SLS)의 첫 비행까지, 2009년에 아레스 I-X 프로토타입의 유일한 시험 비행은 이러한 제안들 중 가장 멀리 진행된 것이었다.

아레스

NASA는 처음에 오리온 우주선을 궤도에 진입시킬 수 있는 여러 아레스 로켓에 4분할 SRB 설계와 기반시설을 재사용할 계획이었다.2005년, 나사는 오리온 탐사선을 지구 저궤도로, 그리고 나중에 달까지 운반할 예정인 우주왕복선 유래 발사체를 발표했다.SRB에서 파생된 승무원 발사체(CLV)인 아레스 I는 첫 번째 스테이지에 단일 개조된 4 세그먼트 SRB를 탑재할 계획이었다. 액체 연료로 개조된 우주 왕복선 메인 엔진은 두 번째 스테이지에 동력을 공급했을 것이다.

2006년에 갱신된 아레스 I 설계는 1단계로 5세그먼트 SRB(원래 셔틀용으로 개발되었지만 사용되지 않음)를 특징으로 하고, 2단계는 Saturn V와 Saturn IB의 상위 단계에서 사용되었던 J-2에서 파생된 업그레이드된 J-2X 엔진에 의해 구동되었다.표준 SRB 노세콘 대신 아레스 I은 2단계와 적절한 부스터를 연결하는 테이퍼 형태의 스테이지간 조립체, 레귤러스 미사일 시스템에서 파생된 자세 제어 시스템, 그리고 회복을 위해 스테이지를 대서양으로 낮추기 위한 더 크고 무거운 낙하산을 갖게 될 것이다.

2005년에 소개된 아레스 V라는 이름의 무거운 화물 발사체 (CaLV)도 있다.아레스 V의 초기 설계에는 셔틀에 제안된 것과 동일한 5개의 표준 생산 SSME와 한 쌍의 5 세그먼트 부스터를 사용했으며, 이후 델타 IV ELV 시스템에 사용되는 RS-68 로켓 엔진을 중심으로 부스터를 재설계할 계획이다.처음에 NASA는 5세그먼트 부스터와 5개의 RS-68 클러스터를 사용하는 시스템으로 전환한 후(그 결과 아레스 V 코어 유닛이 확장됨), 6개의 RS-68B 엔진으로 차량을 재구성했으며, 부스터 자체는 5.5세그먼트 부스터가 되어 발사 시 추가 추력을 제공했습니다.

그 최종 재설계는 아레스 V 부스터가 현재 퇴역한 새턴 V/INT-20, N-1, 그리고 에네르기아 로켓보다 더 크고 더 강력하도록 만들었을 것이고, 아레스 V는 지구 출발 단계와 알테어 우주선을 나중에 궤도상에 올려놓도록 했을 것이다.Ares I의 5 세그먼트 SRB와 달리, Ares V의 5.5 세그먼트 부스터는 추가 세그먼트를 제외하고 현재 SRB와 설계, 구조 및 기능이 동일해야 했습니다.우주왕복선 부스터와 마찬가지로 아레스 V 부스터는 발사부터 낙하까지 거의 같은 비행 궤적을 비행할 것이다.

아레스 I과 아레스 V를 포함한 콘스텔레이션 프로그램은 2010년 10월 NASA의 승인 법안의 통과로 취소되었다.

직접적인

아레스 I 및 아레스 V 부스터와 달리 셔틀에서 파생된 새로운 발사체에 대한 DIRECT 제안서는 셔틀에 사용되는 SSME와 함께 고전적인 4 세그먼트 SRB를 사용합니다.

아테나 3세

2008년 PlanetSpace는 COTS 프로그램에 따라 ISS 보급 비행을 위한 Athena III 발사체를 제안했다.원래의 SRB 설계로부터의 2+1⁄2 세그먼트.

우주발사시스템(SLS)

새턴 V, 우주왕복선, 아레스 I, 아레스 V, 아레스 IV, SLS 블록 I 및 SLS 블록 II의 비교
주요 기사: Space Launch System(우주발사시스템)

우주발사시스템(SLS)의 첫 번째 버전(블록 1과 1B)은 셔틀에 사용된 4 세그먼트 SRB에서 개발된 5 세그먼트 솔리드 로켓 부스터(SRB)를 사용할 계획이다.SLS에 대한 수정사항에는 중앙 부스터 세그먼트, 새로운 항전 장치 및 셔틀 SRB의 석면을 제거하고 860 kg (1,900파운드) 더 가볍다는 새로운 단열재 추가가 포함되었습니다.5 세그먼트 SRB는 셔틀 SRB보다 약 25% 더 많은 총 임펄스를 제공하며,[35][36] 사용 후에는 복구되지 않습니다.

라벨이 붙은 다이어그램

SRB 라벨 그림

「 」를 참조해 주세요.

레퍼런스

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외부 링크

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