El transbordador espacial Solid Rocket Booster ( SRB ) fue el primer cohete de propulsor sólido que se utilizó para la propulsión primaria en un vehículo utilizado para vuelos espaciales tripulados . [1] Un par de estos proporcionaron el 85% del empuje del transbordador espacial en el despegue y durante los primeros dos minutos de ascenso. Después del agotamiento, fueron desechados y lanzados en paracaídas al Océano Atlántico, donde fueron recuperados , examinados, reacondicionados y reutilizados .
Los SRB del transbordador espacial fueron los motores de cohetes sólidos más potentes que jamás hayan lanzado seres humanos. [2] Los SRB del sistema de lanzamiento espacial (SLS), adaptados del transbordador, lo superaron como los motores de cohetes sólidos más potentes jamás volados, después del lanzamiento de la misión Artemis-1 en 2022. [3] [4] Cada transbordador espacial SRB proporcionó un empuje máximo de 14,7 MN (3.300.000 lbf ), [5] aproximadamente el doble del motor de cohete de propulsor líquido de cámara de combustión única más potente jamás volado, el Rocketdyne F-1 . Con una masa combinada de aproximadamente 1.180 t (1.160 toneladas largas; 1.300 toneladas cortas), constituían más de la mitad de la masa del Shuttle en el momento del despegue. Los segmentos de motor de los SRB fueron fabricados por Thiokol de Brigham City, Utah , que luego fue comprado por ATK . El contratista principal para la mayoría de los demás componentes de los SRB, así como para la integración de todos los componentes y la recuperación de los SRB gastados, fue USBI, una filial de Pratt & Whitney . Este contrato pasó posteriormente a United Space Alliance , una empresa conjunta de sociedad de responsabilidad limitada de Boeing y Lockheed Martin .
De los 270 SRB lanzados durante el programa Shuttle, todos menos cuatro fueron recuperados: los del STS-4 (debido a un mal funcionamiento del paracaídas) y el STS-51-L ( terminado por el campo de tiro durante el desastre del Challenger ). [6] Más de 5.000 piezas fueron reacondicionadas para su reutilización después de cada vuelo. El conjunto final de SRB que lanzó la STS-135 incluía piezas que habían volado en 59 misiones anteriores, incluida la STS-1 . [7] La recuperación también permitió el examen de los propulsores después del vuelo, [8] la identificación de anomalías y mejoras incrementales en el diseño. [9]
Los dos SRB reutilizables proporcionaron el empuje principal para levantar el transbordador de la plataforma de lanzamiento y hasta una altitud de aproximadamente 150.000 pies (28 millas; 46 km). Mientras estaban en la plataforma, los dos SRB soportaron todo el peso del tanque externo y el orbitador y transmitieron la carga de peso a través de su estructura a la plataforma de lanzamiento móvil . Cada propulsor tenía un empuje de despegue de aproximadamente 2.800.000 libras de fuerza (12 MN ) al nivel del mar, aumentando poco después del despegue a aproximadamente 3.300.000 lbf (15 MN). [5] Fueron encendidos después de que se verificó el nivel de empuje de los tres motores principales RS-25 . Setenta y cinco segundos después de la separación de SRB, el apogeo de SRB se produjo a una altitud de aproximadamente 220.000 pies (42 millas; 67 km); Luego se desplegaron los paracaídas y el impacto se produjo en el océano aproximadamente a 122 millas náuticas (226 km ) hacia abajo, después de lo cual se recuperaron los dos SRB. Los SRB ayudaron a llevar el transbordador espacial a una altitud de 45 km (28 millas) y una velocidad de 4979 km/h (3094 mph) junto con los motores principales.
Los SRB comprometieron el transbordador a despegar y ascender, sin posibilidad de abortar el lanzamiento, hasta que ambos motores hubieran consumido por completo sus propulsores y simultáneamente hubieran sido desechados por pernos explosivos del resto del vehículo. Sólo entonces podría contemplarse cualquier conjunto concebible de procedimientos de aborto del lanzamiento o posterior al despegue. Además, probablemente no se pudiera sobrevivir a una falla en la producción de empuje de un SRB individual o en la capacidad de cumplir con el perfil de rendimiento diseñado. [10]
Los SRB fueron los motores de propulsor sólido más grandes jamás volados y el primero de tales cohetes grandes diseñados para su reutilización. [11] Cada uno mide 149,16 pies (45,46 m) de largo y 12,17 pies (3,71 m) de diámetro. Cada SRB pesaba aproximadamente 590 t (1.300.000 lb) en el lanzamiento. Los dos SRB constituyeron aproximadamente el 69% de la masa total de despegue. Los propulsores primarios eran perclorato de amonio ( oxidante ) y polvo de aluminio atomizado ( combustible ), y el propulsor total para cada motor de cohete sólido pesaba aproximadamente 1.100.000 lb (500 t) (ver § Propulsor). El peso inerte de cada SRB fue de aproximadamente 200.000 libras (91 t).
Los elementos principales de cada propulsor eran el motor (incluido el chasis, el propulsor, el encendedor y la boquilla ), la estructura, los sistemas de separación, la instrumentación operativa de vuelo, la aviónica de recuperación, la pirotecnia , el sistema de desaceleración, el sistema de control del vector de empuje y el sistema de destrucción de seguridad de alcance .
Si bien los términos motor de cohete sólido y propulsor de cohete sólido a menudo se usan indistintamente, en el uso técnico tienen significados específicos. El término motor de cohete sólido se aplica al propulsor, la carcasa, el encendedor y la boquilla. Propulsor de cohete sólido aplicado a todo el conjunto del cohete, que incluía el motor del cohete, así como los paracaídas de recuperación, instrumentación electrónica, cohetes de separación, sistema de destrucción de seguridad de alcance y control del vector de empuje.
Cada propulsor estaba unido al tanque externo en el marco de popa del SRB mediante dos tirantes laterales y un accesorio diagonal. El extremo delantero de cada SRB estaba unido al tanque externo en el extremo delantero del faldón delantero del SRB. En la plataforma de lanzamiento, cada propulsor también estaba unido a la plataforma de lanzamiento móvil en el faldón de popa mediante cuatro pernos de sujeción, con tuercas frágiles que se cortaban durante el despegue. [12]
Los propulsores estaban compuestos por siete segmentos de acero fabricados individualmente. El fabricante los ensambló en pares y luego los envió por ferrocarril al Centro Espacial Kennedy para su ensamblaje final. Los segmentos se fijaron entre sí mediante una espiga circunferencial, una horquilla y un pasador de horquilla , y se sellaron con juntas tóricas (originalmente dos, cambiadas a tres después del desastre del Challenger en 1986) y masilla resistente al calor. [ cita necesaria ]
Cada propulsor de cohete sólido tenía cuatro postes de sujeción que encajaban en los postes de soporte correspondientes en la plataforma de lanzamiento móvil. Los pernos de sujeción mantenían unidos los postes de la plataforma del lanzador y el SRB. Cada espárrago tenía una tuerca en cada extremo, siendo la superior una tuerca frangible . La tuerca superior contenía dos cargas explosivas iniciadas por detonadores estándar de la NASA (NSD), que se encendieron ante las órdenes de encendido del motor del cohete sólido.
Cuando los dos NSD se encendieron en cada sujeción, la tuerca frágil se fracturó y soltó el perno de sujeción. El perno descendió debido a la liberación de tensión en el perno (pretensado antes del lanzamiento), la presión del gas NSD y la gravedad. El montante fue detenido por el soporte de desaceleración del montante, que contenía arena. El perno de sujeción tenía 710 mm (28 pulgadas) de largo y 89 mm (3,5 pulgadas) de diámetro. La nuez frangible fue capturada en un contenedor de explosión montado en el faldón de popa del SRB.
Los comandos de encendido del motor del cohete sólido fueron emitidos por las computadoras del orbitador a través de los controladores de eventos maestros a los controladores de iniciador pirotécnico (PIC) de sujeción en la plataforma de lanzamiento móvil . Proporcionaron el encendido a los NSD de sujeción. El sistema de procesamiento de lanzamiento monitoreó los PIC de sujeción del SRB en busca de bajo voltaje durante los últimos 16 segundos antes del lanzamiento. El bajo voltaje del PIC iniciaría una suspensión del lanzamiento.
La distribución de energía eléctrica en cada SRB consistió en energía del bus de CC principal suministrada por el orbitador a cada SRB a través de buses SRB etiquetados A, B y C. Los buses de CC principales del Orbitador A, B y C suministraron energía del bus de CC principal a los buses de SRB correspondientes A, B y C. Además, el bus de CC principal C del orbitador suministró energía de respaldo a los buses A y B de SRB, y el bus B del orbitador suministró energía de respaldo al bus C de SRB. Este arreglo de distribución de energía eléctrica permitió que todos los buses SRB permanecieran encendidos en caso de que uno de los buses principales del orbitador el autobús falló.
El voltaje nominal de funcionamiento fue de 28 ± 4 voltios CC.
Había dos unidades de potencia hidráulica (HPU) independientes y autónomas en cada SRB, utilizadas para accionar el sistema de control del vector de empuje (TVC). Cada HPU constaba de una unidad de potencia auxiliar (APU), un módulo de suministro de combustible, una bomba hidráulica , un depósito hidráulico y un conjunto de colector de fluido hidráulico . Las APU funcionaban con hidracina y generaban potencia mecánica en el eje para impulsar una bomba hidráulica que producía presión hidráulica para el sistema hidráulico SRB. Las dos HPU separadas y los dos sistemas hidráulicos estaban ubicados en el extremo trasero de cada SRB, entre la boquilla del SRB y el faldón trasero. Los componentes de la HPU se montaron en el faldón de popa entre los actuadores de inclinación y oscilación. Los dos sistemas operaron desde T menos 28 segundos hasta la separación del SRB del orbitador y el tanque externo. Los dos sistemas hidráulicos independientes estaban conectados a los servoactuadores de inclinación y oscilación de la boquilla .
La electrónica del controlador HPU estaba ubicada en los conjuntos electrónicos integrados de popa del SRB (IEA [13] ) en los anillos de fijación externos del tanque de popa.
Las HPU y sus sistemas de combustible estaban aislados entre sí. Cada módulo de suministro de combustible (tanque) contenía 22 lb (10,0 kg) de hidracina. El tanque de combustible estaba presurizado con nitrógeno gaseoso a 400 psi (2,8 MPa ), lo que proporcionaba la fuerza para expulsar (expulsión positiva) el combustible del tanque a la línea de distribución de combustible, manteniendo un suministro positivo de combustible a la APU durante toda su operación.
En la APU, una bomba de combustible aumentaba la presión de hidracina y la alimentaba a un generador de gas. El generador de gas descompuso catalíticamente la hidracina en gas caliente a alta presión; una turbina de dos etapas la convertía en potencia mecánica, impulsando una caja de cambios. El gas residual, ahora más frío y a baja presión, pasó nuevamente sobre la carcasa del generador de gas para enfriarlo antes de ser arrojado por la borda. La caja de cambios accionaba la bomba de combustible, su propia bomba de lubricación y la bomba hidráulica HPU. Una línea de derivación de arranque rodeaba la bomba y alimentaba el generador de gas utilizando la presión del tanque de nitrógeno hasta que la velocidad de la APU era tal que la presión de salida de la bomba de combustible excedía la de la línea de derivación, momento en el que todo el combustible se suministraba a la bomba de combustible.
Cuando la velocidad de la APU alcanzó el 100%, la válvula de control primaria de la APU se cerró y la velocidad de la APU fue controlada por la electrónica del controlador de la APU. Si la lógica de la válvula de control primaria fallaba al estado abierto, la válvula de control secundaria asumía el control de la APU al 112% de velocidad. [14]
Cada HPU en un SRB estaba conectado a ambos servoactuadores en ese SRB mediante una válvula de conmutación que permitía distribuir la energía hidráulica desde cualquiera de los HPU a ambos actuadores si era necesario. Cada HPU sirvió como fuente hidráulica principal para un servoactuador y como fuente secundaria para el otro servoactuador. Cada HPU poseía la capacidad de proporcionar energía hidráulica a ambos servoactuadores dentro de los límites operativos del 115% en el caso de que la presión hidráulica de la otra HPU cayera por debajo de 2050 psi (14,1 MPa). Un contacto de interruptor en la válvula de conmutación se cerró cuando la válvula estaba en la posición secundaria. Cuando se cerró la válvula, se envió una señal al controlador de la APU, que inhibió la lógica de control de velocidad de la APU del 100 % y habilitó la lógica de control de velocidad de la APU del 112 %. La velocidad de la APU del 100 por ciento permitió que una APU/HPU suministrara suficiente presión hidráulica operativa a ambos servoactuadores de ese SRB. [ cita necesaria ]
La velocidad del 100 por ciento de la APU correspondió a 72.000 rpm, del 110% a 79.200 rpm y del 112% a 80.640 rpm. [15]
La velocidad de la bomba hidráulica era de 3600 rpm y suministraba una presión hidráulica de 3050 ± 50 psi (21,03 ± 0,34 MPa). Una válvula de alivio de alta presión proporcionó protección contra la sobrepresión al sistema hidráulico y alivió a 3750 psi (25,9 MPa). [ cita necesaria ]
Las APU/HPU y los sistemas hidráulicos fueron reutilizables para 20 misiones. [15]
Cada SRB tenía dos servoactuadores de cardán hidráulicos para mover la boquilla hacia arriba/abajo y de lado a lado. Esto proporcionó vectorización de empuje para ayudar a controlar el vehículo en los tres ejes (balanceo, cabeceo y guiñada).
La parte de control del vector de empuje de ascenso del sistema de control de vuelo dirigió el empuje de los tres motores principales del transbordador y las dos boquillas SRB para controlar la actitud y la trayectoria del transbordador durante el despegue y el ascenso. Los comandos del sistema de guía se transmitieron a los controladores Ascent Thrust Vector Control (ATVC), que transmitieron señales proporcionales a los comandos a cada servoactuador de los motores principales y SRB. Cuatro canales independientes del sistema de control de vuelo y cuatro canales ATVC controlaban seis motores principales y cuatro controladores SRB ATVC, y cada controlador controlaba un puerto hidráulico en cada servoactuador principal y SRB.
Cada servoactuador SRB constaba de cuatro servoválvulas independientes de dos etapas que recibían señales de los controladores. Cada servoválvula controlaba un carrete de potencia en cada actuador, que colocaba un ariete actuador y la boquilla para controlar la dirección del empuje.
Las cuatro servoválvulas que operaban cada actuador proporcionaban una disposición de votación mayoritaria sumada de fuerzas para posicionar el carrete de potencia. Con cuatro comandos idénticos a las cuatro servoválvulas, la acción de suma de fuerza del actuador evitó, instantáneamente, una sola entrada errónea que afectara el movimiento del ariete de potencia. Si la detección de presión diferencial detectara que la entrada errónea persiste durante un tiempo predeterminado, se seleccionaría una válvula de aislamiento, excluyéndola por completo de la suma de fuerzas. Se proporcionaron monitores de fallas para cada canal para indicar qué canal se había desviado y se podía restablecer la válvula de aislamiento en cada canal.
Cada actuador estaba equipado con transductores para retroalimentación de posición al sistema de control del vector de empuje. Dentro de cada ariete del servoactuador había un conjunto de alivio de carga de salpicaduras para amortiguar la boquilla en caso de salpicaduras de agua y evitar daños al cojinete flexible de la boquilla.
Cada SRB contenía tres conjuntos de giroscopios de velocidad (RGA), y cada RGA contenía un giroscopio de cabeceo y un giroscopio de guiñada. Estos proporcionaron una salida proporcional a las velocidades angulares sobre los ejes de cabeceo y guiñada a las computadoras del orbitador y al sistema de guía, navegación y control durante el vuelo de ascenso de la primera etapa junto con los giroscopios de velocidad de balanceo del orbitador hasta la separación del SRB. En la separación del SRB, se realizó un cambio de los RGA del SRB a los RGA del orbitador.
Las tasas SRB RGA pasaron a través del vuelo del orbitador detrás de los multiplexores/demultiplexores hasta los GPC del orbitador. Luego, las tasas de RGA se seleccionaron con un valor medio en la gestión de redundancia para proporcionar tasas de cabeceo y guiñada de SRB al software del usuario. Los RGA fueron diseñados para 20 misiones.
Fabricado en acero de baja aleación y alta resistencia D6AC de 2 cm de espesor . [dieciséis]
La mezcla de propulsor de cohete en cada motor de cohete sólido consistía en perclorato de amonio ( oxidante , 69,6% en peso), polvo de aluminio atomizado ( combustible , 16%), óxido de hierro ( catalizador , 0,4%), PBAN (aglutinante, también actúa como combustible, 12,04%) y un agente de curado epoxi (1,96%). [17] [18] Este propulsor se conoce comúnmente como propulsor compuesto de perclorato de amonio (APCP). Esta mezcla dio a los motores de cohetes sólidos un impulso específico de 242 segundos (2,37 km/s) al nivel del mar o 268 segundos (2,63 km/s) en el vacío. Al encenderse, el motor quemó el combustible a una presión nominal en la cámara de 906,8 psi (6,252 MPa). [19]
Se eligió el aluminio como propulsor debido a su alta densidad de energía volumétrica y su resistencia a la ignición accidental. El aluminio tiene una densidad de energía específica de aproximadamente 31,0 MJ/kg [ cita requerida ] .
El propulsor tenía una perforación en forma de estrella de 11 puntas en el segmento motor delantero y una perforación de doble cono truncado en cada uno de los segmentos de popa y cierre de popa. Esta configuración proporcionó un alto empuje en el momento del encendido y luego redujo el empuje en aproximadamente un tercio 50 segundos después del despegue para evitar sobrecargar el vehículo durante la presión dinámica máxima (Q máx.). [17]
El encendido del SRB sólo puede ocurrir cuando se ha retirado un pasador de bloqueo manual de cada caja fuerte y dispositivo de brazo del SRB. El personal de tierra retira el pasador durante las actividades previas al lanzamiento. A T-5:00, la caja fuerte del SRB y el dispositivo de brazo se giran a la posición de brazo. Los comandos de encendido del motor del cohete sólido se emiten cuando los tres motores principales del transbordador espacial (SSME) están al 90% o más del empuje nominal, no hay falla del SSME y/o se indica bajo voltaje del controlador del iniciador pirotécnico (PIC) del encendido SRB y no hay retenciones del Sistema de Procesamiento de Lanzamiento (LPS).
Los comandos de encendido del motor del cohete sólido son enviados por las computadoras del orbitador a través de los Controladores Maestros de Eventos (MEC) a los detonadores estándar (NSD) de la NASA (NSD) del dispositivo de seguridad y armado en cada SRB. Un dispositivo de descarga de condensador de un solo canal PIC controla el disparo de cada dispositivo pirotécnico. Deben estar presentes tres señales simultáneamente para que el PIC genere la salida de disparo pirotécnico. Estas señales, armar, disparar 1 y disparar 2, se originan en las computadoras de propósito general (GPC) del orbitador y se transmiten a los MEC. Los MEC los reformatean a señales de CC de 28 voltios para los PIC. La señal del brazo carga el condensador PIC a 40 voltios CC (mínimo de 20 voltios CC).
La secuencia de lanzamiento del GPC también controla ciertas válvulas críticas del sistema de propulsión principal y monitorea las indicaciones de motor listo de los SSME. Los comandos de arranque MPS son emitidos por las computadoras a bordo en T-6,6 segundos (arranque escalonado del motor tres, motor dos, motor uno, todos aproximadamente en 0,25 segundos), y la secuencia monitorea la acumulación de empuje de cada motor. Las tres SSME deben alcanzar el 90% de empuje requerido en tres segundos; en caso contrario, se ordena un apagado ordenado y se inician las funciones de seguridad.
La acumulación de empuje normal hasta el nivel de empuje requerido del 90% dará como resultado que los SSME reciban la orden de ir a la posición de despegue en T-3 segundos, así como que se emita el comando de disparo 1 para armar los SRB. En T-3 segundos, se permite que se inicialicen los modos de carga de flexión de la base del vehículo (lo que se conoce como "twang", movimiento de aproximadamente 25,5 pulgadas (650 mm) medido en la punta del tanque externo, con movimiento hacia el tanque externo) .
Los comandos de disparo 2 hacen que los NSD redundantes disparen a través de una barrera delgada que baja por un túnel de llamas. Esto enciende una pirotecnia. carga de refuerzo, que se retiene en la caja fuerte y el dispositivo de brazo detrás de una placa perforada. La carga de refuerzo enciende el propulsor en el iniciador del encendedor; y los productos de combustión de este propulsor encienden el iniciador del motor de cohete sólido, que dispara hacia abajo a lo largo de toda la longitud vertical del motor de cohete sólido, encendiendo instantáneamente el propulsor del motor de cohete sólido a lo largo de toda su superficie.
En T-0, los dos SRB se encienden, bajo el mando de las cuatro computadoras de a bordo; se inicia la separación de los cuatro pernos explosivos en cada SRB; los dos umbilicales T-0 (uno a cada lado de la nave) están retraídos; se inician la unidad maestra de cronometraje a bordo, el cronómetro de eventos y los cronómetros de eventos de misión; las tres MIPYMES están al 100%; y finaliza la secuencia de lanzamiento desde tierra.
La referencia a la secuencia de tiempo en el encendido es fundamental para un vuelo exitoso de despegue y ascenso. Los pernos de sujeción explosivos alivian (a través de los pedestales de soporte de lanzamiento y la estructura de la plataforma) las cargas dinámicas asimétricas del vehículo causadas por el encendido del SSME y la acumulación de empuje, y las cargas aplicadas en los cojinetes de empuje. Sin los pernos de sujeción, los SSME volcarían violentamente la pila de vuelo (orbitador, tanque externo, SRB) sobre el tanque externo. Este momento de rotación es contrarrestado inicialmente por los pernos de sujeción. Antes de liberar la pila de vehículos para el despegue, los SRB deben encender y presurizar simultáneamente sus cámaras de combustión y boquillas de escape para producir un momento contrarrotativo neto derivado del empuje exactamente igual al momento de rotación del SSME. Cuando los SRB alcanzan el máximo empuje, los pernos de sujeción se disparan, lo que libera la pila del vehículo, el momento de rotación neto es cero y el empuje neto del vehículo (en oposición a la gravedad) es positivo, lo que eleva la pila del orbitador verticalmente desde el pedestal de lanzamiento, controlable. a través de los movimientos coordinados del cardán de los SSME y las boquillas de escape SRB.
Durante el ascenso, múltiples acelerómetros de todos los ejes detectan e informan el vuelo y la orientación del vehículo (haciendo referencia a la cabina de vuelo a bordo del orbitador), mientras las computadoras de referencia de vuelo traducen los comandos de navegación (dirección a un punto de ruta particular en el espacio y en un momento particular) en Comandos del cardán del motor y de la boquilla del motor, que orientan el vehículo alrededor de su centro de masa. A medida que las fuerzas sobre el vehículo cambian debido al consumo de propulsor, el aumento de la velocidad, los cambios en la resistencia aerodinámica y otros factores, el vehículo ajusta automáticamente su orientación en respuesta a sus entradas de comando de control dinámico.
Los SRB se desechan del transbordador espacial a una altitud de aproximadamente 146.000 pies (45 km). La separación de SRB se inicia cuando los tres transductores de presión de la cámara del motor del cohete sólido se procesan en la selección de valor medio de gestión de redundancia y la presión de la cámara de cabecera de ambos SRB es menor o igual a 50 psi (340 kPa). Una señal de respaldo es el tiempo transcurrido desde el encendido del refuerzo. Se inicia la secuencia de separación, ordenando a los actuadores de control del vector de empuje a la posición nula y colocando el sistema de propulsión principal en una configuración de segunda etapa (0,8 segundos desde la inicialización de la secuencia), lo que garantiza que el empuje de cada SRB sea inferior a 100.000 lbf (440 kN). La actitud de guiñada del orbitador se mantiene durante cuatro segundos y el empuje del SRB cae a menos de 60.000 lbf (270 kN).
Los SRB se separan del tanque externo dentro de los 30 milisegundos posteriores a la orden de disparo de artillería. El punto de fijación delantero consta de una bola (SRB) y un casquillo (tanque externo; ET) unidos por un perno. El perno contiene un cartucho de presión NSD en cada extremo. El punto de conexión delantero también lleva el cableado cruzado del sistema de seguridad de la estufa que conecta cada sistema de seguridad de la estufa (RSS) SRB y el ET RSS entre sí. Los puntos de fijación de popa constan de tres puntales separados: superior, diagonal e inferior. Cada puntal contiene un perno con un cartucho de presión NSD en cada extremo. El puntal superior también lleva la interfaz umbilical entre su SRB y el tanque externo y hasta el orbitador.
Hay cuatro motores de separación de refuerzo (BSM) en cada extremo de cada SRB. Los BSM separan los SRB del tanque externo. Los motores de cohetes sólidos en cada grupo de cuatro se encienden disparando cartuchos de presión NSD redundantes en colectores de fusibles detonantes confinados y redundantes. Los comandos de separación emitidos desde el orbitador por la secuencia de separación SRB inician el cartucho de presión NSD redundante en cada perno y encienden los BSM para efectuar una separación limpia.
Un sistema de seguridad de alcance (RSS) prevé la destrucción de un cohete o parte del mismo con explosivos a bordo mediante comando remoto si el cohete está fuera de control, para limitar el peligro para las personas en tierra por piezas que se estrellan, explosiones, fuego, sustancias venenosas, etc. El RSS sólo se activó una vez: durante el desastre del transbordador espacial Challenger (37 segundos después de la avería del vehículo, cuando los SRB estaban en vuelo incontrolado).
El vehículo lanzadera tenía dos RSS, uno en cada SRB. Ambos eran capaces de recibir dos mensajes de comando (arma y fuego) transmitidos desde la estación terrestre. El RSS se utilizó sólo cuando el vehículo lanzadera viola una línea roja de trayectoria de lanzamiento.
Un RSS consta de dos acopladores de antena, receptores/decodificadores de comando, un distribuidor dual, una caja fuerte y un dispositivo de brazo con dos detonadores estándar de la NASA (NSD), dos colectores de fusibles detonantes confinados (CDF), siete conjuntos CDF y una carga de forma lineal ( LSC).
Los acopladores de antena proporcionan la impedancia adecuada para los comandos de equipos de soporte terrestre y de radiofrecuencia. Los receptores de comando están sintonizados a las frecuencias de comando RSS y proporcionan la señal de entrada a los distribuidores cuando se envía un comando RSS. Los decodificadores de comando utilizan un enchufe codificado para evitar que cualquier señal de comando que no sea la señal de comando adecuada ingrese a los distribuidores. Los distribuidores contienen la lógica para suministrar comandos de destrucción válidos a la pirotecnia RSS.
Los NSD proporcionan la chispa para encender la CDF, que a su vez enciende la LSC para la destrucción del refuerzo. El dispositivo de seguridad y brazo proporciona aislamiento mecánico entre los NSD y la CDF antes del lanzamiento y durante la secuencia de separación del SRB.
El primer mensaje, llamado armado, permite que la lógica a bordo habilite una destrucción e ilumina una luz en la pantalla de la cabina de vuelo y el panel de control en la estación del comandante y piloto. El segundo mensaje transmitido es la orden de fuego.
Los distribuidores de SRB en los SRB están unidos entre sí con correas cruzadas. Por lo tanto, si un SRB recibiera una señal de armado o destrucción, la señal también se enviaría al otro SRB.
La energía eléctrica de la batería RSS en cada SRB se dirige al sistema RSS A. La batería de recuperación en cada SRB se usa para alimentar el sistema RSS B, así como el sistema de recuperación en el SRB. El SRB RSS se apaga durante la secuencia de separación y el sistema de recuperación SRB se enciende. [20]
Los SRB se desechan del sistema de lanzadera en 2 minutos y a una altitud de aproximadamente 146.000 pies (45 km). Después de continuar ascendiendo hasta unos 220.000 pies (67 km), los SRB comienzan a caer de nuevo a la Tierra y, una vez de regreso a la atmósfera más densa, son frenados por un sistema de paracaídas para evitar daños por impacto en el océano. Se envía un comando desde el orbitador al SRB justo antes de la separación para aplicar energía de la batería a la red lógica de recuperación. Un segundo comando simultáneo arma los tres propulsores de la tapa de la nariz (para desplegar el piloto y el paracaídas ), el detonador del anillo frustum (para el despliegue del paracaídas principal) y la artillería de desconexión del paracaídas principal.
La secuencia de recuperación comienza con la operación del baroswitch de gran altitud, que activa los propulsores pirotécnicos de la tapa de la nariz. Esto expulsa la tapa de la nariz, que despliega el paracaídas del piloto . La separación de la tapa de la nariz se produce a una altitud nominal de 15.704 pies (4.787 m), aproximadamente 218 segundos después de la separación del SRB. El paracaídas piloto de cinta cónica de 11,5 pies (3,5 m) de diámetro proporciona la fuerza para tirar de las cuerdas unidas a las cuchillas de corte, que cortan el bucle que sujeta las correas de retención del embudo . Esto permite que el paracaídas piloto extraiga el paquete de embudo del SRB, lo que hace que las líneas de suspensión del embudo se desplieguen desde su posición almacenada. En la extensión completa de las doce líneas de suspensión de 105 pies (32 m), la bolsa de despliegue del embudo se retira de la cubierta y el paracaídas de embudo de cinta cónica de 54 pies (16 m) de diámetro se infla hasta su condición inicial arizada. El freno se suelta dos veces después de retrasos de tiempo específicos (usando cortadores de línea de rizo redundantes de 7 y 12 segundos) y reorienta/estabiliza el SRB para el despliegue del paracaídas principal. El paracaídas de caída tiene una carga de diseño de aproximadamente 315.000 lb (143 t) y pesa aproximadamente 1.200 lb (540 kg).
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Después de que el paracaídas de drogue ha estabilizado el SRB en una actitud de cola primero, el tronco se separa del faldón delantero mediante una carga pirotécnica activada por el baroswitch de baja altitud a una altitud nominal de 5500 pies (1700 m) aproximadamente 243 segundos después del SRB. separación. Luego, el conducto de embarque retira el tronco del SRB. Las líneas de suspensión del paracaídas principal se extraen de las bolsas de despliegue que permanecen en el tronco. Cuando las líneas están completamente extendidas, que tienen 62 m (203 pies) de largo, los tres paracaídas principales se sacan de sus bolsas de despliegue y se inflan hasta su primera condición de rizo. El paracaídas frustum y el drogue continúan en una trayectoria separada hasta el amerizaje. Después de retrasos de tiempo específicos (usando cortadores de líneas de rizo redundantes de 10 y 17 segundos), se cortan las líneas de rizada del conducto principal y los conductos se inflan a su configuración de segundo rizo y completamente abierta. El grupo de rampas principal desacelera el SRB hasta condiciones terminales. Cada uno de los paracaídas de cinta cónica de 20° y 136 pies (41 m) de diámetro tiene una carga de diseño de aproximadamente 195 000 lb (88 t) y cada uno pesa aproximadamente 2180 lb (990 kg). Estos paracaídas son los más grandes que jamás se hayan utilizado, tanto en tamaño desplegado como en peso de carga. [ cita necesaria ] La extensión de la boquilla RSRM se corta mediante una carga pirotécnica unos 20 segundos después de la separación del tronco.
El impacto del agua ocurre aproximadamente 279 segundos después de la separación del SRB a una velocidad nominal de 76 pies por segundo (23 m/s). El alcance del impacto en el agua es de aproximadamente 240 km (130 millas náuticas) frente a la costa este de Florida . Debido a que los paracaídas proporcionan un impacto con la boquilla primero, el aire queda atrapado en la carcasa del motor vacía (quemada), lo que hace que el propulsor flote con el extremo delantero aproximadamente a 30 pies (9 m) fuera del agua.
Anteriormente, los paracaídas principales se liberaban del SRB en el momento del impacto utilizando un sistema de artillería de tuerca de liberación de paracaídas (las cargas residuales en los paracaídas principales desplegarían los accesorios de fijación del paracaídas con flotadores atados a cada accesorio). El diseño actual mantiene los conductos principales sujetos durante el impacto en el agua (impacto inicial y caída). Los dispositivos de liberación activada por agua salada (SWAR) ahora están incorporados en las líneas ascendentes del conducto principal para simplificar los esfuerzos de recuperación y reducir el daño al SRB. [21] La bolsa de despliegue/paracaídas piloto, los paracaídas y frustums, cada paracaídas principal, y los SRB son flotantes y se recuperan.
Las naves de recuperación de la NASA especialmente equipadas , MV Freedom Star y MV Liberty Star , recuperan los SRB y el hardware de descenso/recuperación. Una vez ubicados los propulsores, los buzos maniobran el enchufe operado por el buzo (DOP) para colocarlo en su lugar para tapar la boquilla SRB y drenar el agua de la carcasa del motor. Bombear aire dentro y agua fuera del SRB hace que el SRB cambie de una posición flotante con el morro hacia arriba a una actitud horizontal más adecuada para remolcar. Luego, las naves de recuperación remolcan los propulsores y otros objetos recuperados de regreso al Centro Espacial Kennedy .
La pérdida del transbordador espacial Challenger se originó por una falla en el sistema de uno de sus SRB. La Comisión Rogers consideró que la causa del accidente fue "un diseño defectuoso inaceptablemente sensible a una serie de factores" de las juntas SRB, agravado por un clima inusualmente frío la mañana del vuelo. [22] [23] El diseño de las juntas de campo era defectuoso, ya que la flexión de las juntas durante el lanzamiento comprometió el sellado de las grandes juntas tóricas de goma y les permitió extruirse más dentro de la junta y erosionarse a medida que los gases de escape calientes pasaban durante lanzamientos anteriores. . Además, las juntas tóricas no eran resistentes a bajas temperaturas como las de la mañana del accidente de enero de 1986 (36 °F; 2,2 °C). Una junta comprometida por el frío en el SRB derecho falló en el lanzamiento y permitió que los gases calientes del interior de ese cohete propulsor perforaran un agujero en el tanque de combustible externo principal adyacente y también debilitaran el puntal inferior que sujeta el SRB al tanque externo. La fuga en la junta del SRB provocó el fallo catastrófico del puntal inferior y el desprendimiento parcial del SRB, lo que provocó una colisión entre el SRB y el tanque externo. Con el tanque externo destruido y la pila del transbordador, viajando a una velocidad de Mach 1,92 a 46.000 pies (14 km), empujada fuera del eje por el SRB derecho, así como el colapso del tanque, el Challenger se desintegró. Ambos SRB sobrevivieron al accidente. [24] Poco antes del desastre, los ingenieros que representaban a Thiokol recomendaron cancelar el lanzamiento debido a las bajas temperaturas, pero fueron ignorados por los gerentes de la NASA. [25]
Durante el tiempo de inactividad posterior, se realizaron análisis estructurales detallados en elementos estructurales críticos del SRB. Los análisis se centraron principalmente en áreas donde se habían observado anomalías durante la inspección posterior al vuelo del hardware recuperado.
Una de las áreas era el anillo de fijación donde se conectan los SRB al tanque externo. Se observaron áreas deterioradas en algunos de los sujetadores donde el anillo se une a la carcasa del motor SRB. Esta situación se atribuyó a las altas cargas encontradas durante el impacto del agua. Para corregir la situación y garantizar mayores márgenes de fuerza durante el ascenso, el anillo de fijación fue rediseñado para rodear completamente la carcasa del motor (360°). Anteriormente, el anillo de fijación tenía forma de "C" y rodeaba la carcasa del motor sólo 270°.
Además, se realizaron pruebas estructurales especiales en el faldón de popa. Durante este programa de prueba, se produjo una anomalía en una soldadura crítica entre el poste de sujeción y la piel del faldón. Se implementó un rediseño para agregar soportes de refuerzo y herrajes en el anillo de popa del faldón.
Estas dos modificaciones agregaron aproximadamente 450 lb (200 kg) al peso de cada SRB. El resultado se denomina motor de cohete sólido rediseñado (RSRM). [26]
El contratista principal para la fabricación de los segmentos de motor SRB fue la División Wasatch de ATK Launch Systems (anteriormente Morton Thiokol Inc.) con sede en Magna, Utah .
United Space Boosters Inc. (USBI), una división de Pratt & Whitney, bajo United Technologies, fue el contratista principal original de SRB para el ensamblaje, verificación y reacondicionamiento de SRB para todos los componentes de motores de cohetes no sólidos y para la integración de SRB. Fueron el contratista principal de mayor duración del transbordador espacial que formó parte del equipo de lanzamiento original. USBI fue absorbida por United Space Alliance como la división Solid Rocket Booster Element en 1998 y la división USBI se disolvió en Pratt & Whitney al año siguiente. En su apogeo, USBI tenía más de 1500 personas trabajando en los Shuttle Boosters en KSC, FL y Huntsville, Alabama. [ cita necesaria ]
Los componentes de los SRB se transportaron desde Utah al Centro Espacial Kennedy en Florida por ferrocarril durante doce días, cubriendo 2.000 millas (3.200 km) y ocho estados. Cada segmento y su vagón construido a medida pesaban aproximadamente 300.000 libras (140.000 kg). Los vagones que transportaban SRB estaban separados por vagones vacíos para distribuir la carga sobre puentes y caballetes, en particular el puente sobre el río Indian, el último puente del viaje del tren. [27] Después de la recuperación, los segmentos gastados se cargaron en esos mismos vagones de tren y se regresaron a Utah para su reacondicionamiento y reabastecimiento de combustible. [28]
El 2 de mayo de 2007, un tren de carga que transportaba segmentos de los propulsores de cohetes sólidos del transbordador espacial descarriló en Myrtlewood, Alabama , después de que colapsara un caballete de ferrocarril . El tren transportaba ocho segmentos SRB destinados a STS-120 y STS-122. Cuatro segmentos cayeron aproximadamente 10 pies (3,0 m). Otros cuatro segmentos, junto con un vehículo que transportaba conos de salida de popa (toberas), que aún no estaban en el caballete, permanecían en tierra firme. Los segmentos que cayeron del caballete fueron recuperados y devueltos a Utah para su inspección. Después de que los análisis de las fuerzas aplicadas sobre los cuatro segmentos restantes que no habían caído estaban dentro de las tolerancias, esos segmentos continuaron hacia Florida. [29]
En 1988-1989, la NASA planeaba reemplazar los SRB posteriores al Challenger con un nuevo motor de cohete sólido avanzado (ASRM) que construiría Aerojet [30] en unas nuevas instalaciones, diseñadas por el subcontratista RUST International, en la ubicación de un Canceló la planta de energía nuclear de la Autoridad del Valle de Tennessee , en Yellow Creek, Mississippi ( Planta Nuclear de Yellow Creek ).
El ASRM sería ligeramente más ancho (el diámetro del propulsor aumentaría de 146 pulgadas a 150 pulgadas) y tendría 200.000 libras de propulsor adicional, y habría producido empuje adicional para aumentar la carga útil del transbordador en aproximadamente 12.000 libras, [30] para que podría transportar módulos y componentes de construcción a la ISS. Se esperaba que fueran más seguros que los SRB posteriores al Challenger . [31] El contrato inicial de 1.200 millones de dólares iba a ser para 12 motores, con una opción para otros 88 por quizás otros 1.000 millones de dólares . [30] Morton Thiokol construiría las boquillas. [30] El primer vuelo de prueba se esperaba alrededor de 1994. [30]
El programa ASRM fue cancelado en 1993 [31] después de que los sistemas de ensamblaje robótico y las computadoras estuvieran en el sitio y se gastaran aproximadamente 2 mil millones de dólares, a favor del uso continuo del SRB después de las correcciones de fallas de diseño.
Para proporcionar el rendimiento necesario para lanzar lanzaderas en órbita polar desde la plataforma de lanzamiento SLC-6 en la Base de la Fuerza Aérea Vandenberg en California , los SRB que utilizan carcasas enrolladas con filamentos (FWC) se diseñaron para ser más livianos que las carcasas de acero utilizadas en el Kennedy. SRB lanzados desde el Centro Espacial. [32] A diferencia de los SRB regulares, que tenían el diseño de junta de campo defectuoso que condujo al desastre del Challenger en 1986, los propulsores FWC tenían el diseño de junta de "doble espiga" (necesario para mantener los propulsores correctamente alineados durante el movimiento de "twang"). cuando los SSME se encienden antes del despegue), pero usó los dos sellos de junta tórica. Con el cierre de SLC-6, ATK y la NASA desecharon los propulsores FWC, pero sus juntas de campo, aunque modificadas para incorporar las tres juntas tóricas y calentadores de juntas actuales, se incorporaron más tarde (después de STS-51L) al campo. articulaciones de los SRB utilizados hasta el último vuelo en 2011.
Antes de la destrucción del transbordador espacial Columbia en 2003, la NASA investigó la sustitución de los SRB de 4 segmentos actuales por un diseño de SRB de 5 segmentos o su sustitución por propulsores "flyback" de combustible líquido utilizando Atlas V o Delta IV. Tecnologías EELV. El SRB de 5 segmentos, que habría requerido pocos cambios en la infraestructura actual del transbordador, habría permitido al transbordador espacial transportar 20.000 lb (9.100 kg) adicionales de carga útil en una Estación Espacial Internacional -órbita de inclinación, eliminar el peligroso Retorno- al sitio de lanzamiento (RTLS) y a los modos de aborto transoceánico (TAL) y, mediante el uso de la llamada maniobra de pata de perro, realizar vuelos en órbita polar de sur a norte desde el Centro Espacial Kennedy.
El SRB de cinco segmentos utilizaría una garganta de boquilla más ancha para mantenerse dentro del límite de presión de las carcasas de los segmentos existentes.
Después de la destrucción del Columbia , la NASA dejó de lado el SRB de cinco segmentos para el programa Shuttle. [ ¿ por qué? ] [33] Un motor de prueba de ingeniería de cinco segmentos, ETM-03, se encendió el 23 de octubre de 2003. [34] [35]
Como parte del Programa Constellation , se planeó que la primera etapa del cohete Ares I utilizara SRB de cinco segmentos; En septiembre de 2009, un transbordador espacial SRB (DM-1) de cinco segmentos fue disparado estáticamente desde tierra en el área de pruebas desértica de ATK en Utah. [36] Se llevaron a cabo pruebas adicionales (DM-2 y DM-3) en agosto de 2010 y septiembre de 2011. [37]
Después de que se cancelara el Programa Constellation en 2011, el nuevo Sistema de Lanzamiento Espacial (SLS) fue designado para utilizar propulsores de cinco segmentos. La primera prueba de un SRB para SLS (QM-1) se completó a principios de 2015, y se realizó una segunda prueba (QM-2) a mediados de 2016 en las instalaciones de Orbital ATK en Promontory, Utah. [38]
Los propulsores de cohetes sólidos del transbordador espacial se exhiben en el Complejo de Visitantes del Centro Espacial Kennedy en Florida, el Centro Espacial Stennis en el condado de Hancock, Mississippi, el Centro Espacial y de Cohetes de los Estados Unidos en Huntsville, Alabama, el Museo del Aire March Field en March ARB en California. , [39] y en las instalaciones de Orbital ATK cerca de Promontory, Utah . [40] Una caja de refuerzo parcial con filamento enrollado se exhibe en el Museo Pima del Aire y el Espacio en Tucson, Arizona . [41]
Con el tiempo, se presentaron varias propuestas para reutilizar el diseño SRB; sin embargo, a partir de 2016, ninguna de estas propuestas avanzó a vuelos regulares antes de ser cancelada. Hasta el primer vuelo de prueba del Sistema de Lanzamiento Espacial (SLS) en 2022 , un único vuelo de prueba del prototipo Ares IX en 2009 fue lo más lejos que avanzó cualquiera de estas propuestas.
Inicialmente, la NASA planeó reutilizar el diseño y la infraestructura del SRB de cuatro segmentos en varios cohetes Ares, que habrían impulsado la nave espacial Orion a la órbita. En 2005, la NASA anunció el vehículo de lanzamiento derivado del transbordador destinado a llevar el vehículo de exploración Orion Crew a la órbita terrestre baja y más tarde a la Luna. Se planeó que el vehículo de lanzamiento de tripulación (CLV) derivado del SRB, llamado Ares I , presentara un único SRB modificado de 4 segmentos para su primera etapa; un único motor principal del transbordador espacial modificado de combustible líquido habría impulsado la segunda etapa.
El diseño del Ares I actualizado en 2006 incluía un SRB de 5 segmentos (desarrollado originalmente para el Shuttle, pero nunca utilizado) como primera etapa; la segunda etapa estaba propulsada por un motor J-2X mejorado , derivado del J-2 , que se había utilizado en la etapa superior de Saturn V y Saturn IB . En lugar de la nariz SRB estándar, el Ares I tendría un conjunto entre etapas cónico que conectaría el propulsor propiamente dicho con la segunda etapa, un sistema de control de actitud derivado del sistema de misiles Regulus y paracaídas más grandes y pesados para bajar el escenario al Océano Atlántico. para recuperar.
También se presentó en 2005 un vehículo de lanzamiento de carga pesada (CaLV) llamado Ares V. Los primeros diseños del Ares V utilizaron 5 SSME de producción estándar y un par de propulsores de 5 segmentos idénticos a los propuestos para el Shuttle, mientras que los planes posteriores rediseñaron los propulsores alrededor del motor cohete RS-68 utilizado en el sistema Delta IV EELV. Inicialmente, la NASA cambió a un sistema que utilizaba propulsores de 5 segmentos y un grupo de 5 RS-68 (lo que resultó en una ampliación de la unidad central Ares V), luego la NASA reconfiguró el vehículo con 6 motores RS-68B, con el Los propios propulsores se convierten en propulsores de 5,5 segmentos, con un medio segmento adicional para proporcionar empuje adicional en el despegue.
Ese rediseño final habría hecho que el propulsor Ares V fuera más alto y más potente que los ahora retirados cohetes Saturn V/INT-20, N-1 y Energia , y habría permitido al Ares V colocar tanto la Etapa de Salida de la Tierra como Altair. nave espacial en órbita terrestre baja para su posterior montaje en órbita. A diferencia del SRB de 5 segmentos del Ares I, los propulsores de 5,5 segmentos del Ares V debían ser idénticos en diseño, construcción y función a los SRB actuales, excepto por los segmentos adicionales. Al igual que los propulsores del transbordador, los propulsores Ares V seguirían una trayectoria de vuelo casi idéntica desde el lanzamiento hasta el aterrizaje.
El programa Constellation, incluidos Ares I y Ares V, fue cancelado en octubre de 2010 mediante la aprobación del proyecto de ley de autorización de la NASA de 2010.
La propuesta DIRECTA para un nuevo vehículo de lanzamiento derivado del transbordador, a diferencia de los propulsores Ares I y Ares V, utiliza un par de SRB clásicos de 4 segmentos con los SSME utilizados en el transbordador.
En 2008, PlanetSpace propuso el vehículo de lanzamiento Athena III para vuelos de reabastecimiento de la ISS en el marco del programa COTS ; habría presentado 2+1 ⁄ 2 segmentos del diseño SRB original.
Está previsto que las primeras versiones (Bloques 1 y 1B) del Sistema de Lanzamiento Espacial (SLS) utilicen un par de propulsores de cohetes sólidos (SRB) de cinco segmentos, que se desarrollaron a partir de los SRB de cuatro segmentos utilizados para el Shuttle. Las modificaciones para el SLS incluyeron la adición de un segmento de refuerzo central, nueva aviónica y un nuevo aislamiento que elimina el asbesto del Shuttle SRB y es 860 kg (1900 lb) más liviano. Los SRB de cinco segmentos proporcionan aproximadamente un 25 % más de impulso total que el Shuttle SRB y no se recuperan después de su uso. [42] [43]
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La GAO señaló que: (1) la necesidad del motor avanzado ha disminuido desde que se aprobó por primera vez el programa de desarrollo en 1988;
(2) La NASA no tenía experiencia real de vuelo con los motores avanzados cuando se aprobó el programa;
(3) el motor avanzado podría no usarse para lanzar las cargas útiles identificadas originalmente;
(4) La NASA lanzó el transbordador sin [más] evidencia de problemas significativos de seguridad del motor del cohete sólido;
(5) los costos de desarrollo han aumentado $575 millones debido a reducciones en los niveles de financiamiento anual del programa;
y (6) la NASA estima que costaría 212 millones de dólares rescindir los contratos existentes al 30 de septiembre de 1993. - El informe real dice que "los costos de desarrollo estimados habían aumentado en aproximadamente un 95 por ciento, a 3,25 mil millones de dólares con respecto a la estimación inicial del programa de enero de 1988". y que el primer calendario de vuelos se había retrasado más de dos años y medio.'
