El cohete propulsor sólido ( SRB ) del transbordador espacial fue el primer cohete de combustible 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 de que se quemaron, fueron desechados y lanzados en paracaídas al océano Atlántico, donde fueron recuperados , examinados, restaurados y reutilizados .
Los SRB del transbordador espacial fueron los motores de cohetes sólidos más potentes jamás utilizados para lanzar humanos. [2] Los SRB del Sistema de Lanzamiento Espacial (SLS), adaptados del transbordador, lo superaron como los motores de cohetes sólidos más potentes jamás utilizados, después del lanzamiento de la misión Artemisa 1 en 2022. [3] [4] Cada SRB del transbordador espacial proporcionó un empuje máximo de 14,7 MN (3 300 000 lbf ), [5] aproximadamente el doble del motor de cohete de propulsante líquido de cámara de combustión única más potente jamás utilizado, el Rocketdyne F-1 . Con una masa combinada de aproximadamente 1180 t (1160 toneladas largas; 1300 toneladas cortas), comprendían más de la mitad de la masa de la pila del transbordador en el despegue. Los segmentos de motor de los SRB fueron fabricados por Thiokol de Brigham City, Utah , que luego fue comprada por ATK . El contratista principal de la mayoría de los demás componentes de los SRB, así como de la integración de todos los componentes y la recuperación de los SRB gastados, fue USBI, una subsidiaria de Pratt & Whitney . Este contrato fue posteriormente transferido a United Space Alliance , una empresa conjunta de Boeing y Lockheed Martin .
De los 270 SRB lanzados durante el programa del transbordador, se recuperaron todos menos cuatro: los de la misión STS-4 (debido a un mal funcionamiento del paracaídas) y la STS-51-L ( desactivada por el campo de tiro durante el desastre del Challenger ). [6] Se restauraron más de 5000 piezas para su reutilización después de cada vuelo. El conjunto final de SRB que lanzó la misión STS-135 incluía piezas que habían volado en 59 misiones anteriores, incluida la STS-1 . [7] La recuperación también permitió el examen posterior al vuelo de los propulsores, [8] la identificación de anomalías y mejoras incrementales del diseño. [9]
Los dos SRB reutilizables proporcionaron el empuje principal para elevar el transbordador desde la plataforma de lanzamiento hasta una altitud de aproximadamente 150.000 pies (28 mi; 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-fuerza (12 MN ) a nivel del mar, aumentando poco después del despegue a aproximadamente 3.300.000 lbf (15 MN). [5] Se encendieron después de que se verificara el nivel de empuje de los tres motores principales RS-25 . Setenta y cinco segundos después de la separación del SRB, el apogeo del SRB se produjo a una altitud de aproximadamente 220.000 pies (42 mi; 67 km); Luego se desplegaron los paracaídas y el impacto se produjo en el océano aproximadamente a 122 millas náuticas (226 km ) de distancia, después de lo cual se recuperaron los dos SRB. Los SRB ayudaron a llevar al transbordador espacial a una altitud de 28 millas (45 km) y una velocidad de 3094 mph (4979 km/h) junto con los motores principales.
Los SRB hicieron que el transbordador despegara y ascendiera, sin posibilidad de abortar el lanzamiento, hasta que ambos motores hubieran consumido completamente sus propulsores y hubieran sido expulsados simultáneamente por pernos de expulsión explosivos del resto del vehículo. Solo entonces se podía contemplar cualquier conjunto concebible de procedimientos de lanzamiento o de aborto posterior al despegue. Además, la falla de la salida de empuje de un SRB individual o la capacidad de adherirse al perfil de rendimiento diseñado probablemente no era sobrevivible. [10]
Los SRB fueron los motores de combustible sólido más grandes jamás lanzados y los primeros de este tipo de cohetes grandes diseñados para su reutilización. [11] Cada uno tiene 149,16 pies (45,46 m) de largo y 12,17 pies (3,71 m) de diámetro. Cada SRB pesaba aproximadamente 1.300.000 libras (590 t) en el lanzamiento. Los dos SRB constituían 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 libras (500 t) (véase § Propulsor). El peso inerte de cada SRB era de aproximadamente 200.000 libras (91 t).
Los elementos primarios de cada propulsor eran el motor (incluyendo la carcasa, el propulsor, el encendedor y la boquilla ), la estructura, los sistemas de separación, la instrumentación de vuelo operacional, 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 se utilizan a menudo 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. El propulsor de cohete sólido se aplica a todo el conjunto del cohete, que incluye el motor del cohete, así como los paracaídas de recuperación, la instrumentación electrónica, los cohetes de separación, el sistema de destrucción de seguridad de alcance y el control del vector de empuje.
Cada propulsor estaba unido al tanque externo en el marco trasero del SRB mediante dos tirantes laterales de apoyo y una fijación 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 trasero mediante cuatro pernos de sujeción, con tuercas frangibles que se cortaban en el despegue. [12]
Los cohetes propulsores estaban compuestos por siete segmentos de acero fabricados individualmente. El fabricante los ensamblaba en pares y luego los enviaba por ferrocarril al Centro Espacial Kennedy para su ensamblaje final. Los segmentos se fijaban entre sí mediante espigas circunferenciales, horquillas y pasadores de horquilla , y se sellaban con juntas tóricas (originalmente dos, que se cambiaron a tres después del desastre del Challenger en 1986) y masilla resistente al calor. [ cita requerida ]
Cada cohete propulsor de combustible 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 del cohete propulsor de combustible sólido y de la plataforma de lanzamiento. Cada perno 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 encendían con los comandos de ignición del motor del cohete de combustible sólido.
Cuando los dos NSD se encendieron en cada posición de sujeción, la tuerca frágil se fracturó, liberando el perno de sujeción. El perno se desplazó hacia abajo debido a la liberación de tensión en el perno (pretensado antes del lanzamiento), la presión del gas NSD y la gravedad. El perno fue detenido por el soporte de desaceleración del perno, que contenía arena. El perno de sujeción tenía 28 pulgadas (710 mm) de largo y 3,5 pulgadas (89 mm) de diámetro. La tuerca frágil fue capturada en un contenedor de explosión montado en el faldón trasero 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 iniciadores pirotécnicos (PIC) de retención en la plataforma de lanzamiento móvil . Ellos proporcionaron el encendido a los NSD de retención. El sistema de procesamiento de lanzamiento monitoreó los PIC de retención del SRB para detectar bajo voltaje durante los últimos 16 segundos antes del lanzamiento. El bajo voltaje del PIC iniciaría una retención de 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 los buses SRB etiquetados A, B y C. Los buses de CC principales A, B y C del orbitador suministraron energía del bus de CC principal a los buses SRB correspondientes A, B y C. Además, el bus de CC principal C del orbitador suministró energía de respaldo a los buses SRB A y B, y el bus B del orbitador suministró energía de respaldo al bus C del SRB. Esta disposición de distribución de energía eléctrica permitió que todos los buses SRB permanecieran encendidos en caso de que fallara un bus principal del orbitador.
La tensión 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 se alimentaban con hidracina y generaban potencia mecánica del eje para accionar una bomba hidráulica que producía presión hidráulica para el sistema hidráulico del SRB. Las dos HPU separadas y los dos sistemas hidráulicos estaban ubicados en el extremo de popa de cada SRB entre la boquilla del SRB y el faldón de popa. Los componentes de la HPU estaban montados en el faldón de popa entre los actuadores de inclinación y balanceo. Los dos sistemas funcionaron 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 balanceo de la boquilla .
La electrónica del controlador HPU estaba ubicada en los conjuntos electrónicos integrados de popa del SRB (IEAs [13] ) en los anillos de sujeción del tanque externo 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 desde el tanque hasta 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 la hidracina y la suministraba a un generador de gas. El generador de gas descomponía catalíticamente la hidracina en gas caliente a alta presión; una turbina de dos etapas convertía esto en energía mecánica, impulsando una caja de cambios. El gas residual, ahora más frío y a baja presión, pasaba de nuevo por la carcasa del generador de gas para enfriarlo antes de ser arrojado al mar. La caja de cambios accionaba la bomba de combustible, su propia bomba de lubricación y la bomba hidráulica de la 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 superaba 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 principal 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 principal falló y pasó al estado abierto, la válvula de control secundaria asumió el control de la APU a una velocidad del 112 %. [14]
Cada HPU de un SRB estaba conectada a ambos servoactuadores de ese SRB mediante una válvula de conmutación que permitía distribuir la potencia hidráulica desde cualquiera de las HPU a ambos actuadores si era necesario. Cada HPU servía como fuente hidráulica principal para un servoactuador y como fuente secundaria para el otro servoactuador. Cada HPU tenía la capacidad de proporcionar potencia hidráulica a ambos servoactuadores dentro de los límites operativos del 115 % en caso de que la presión hidráulica del otro HPU cayera por debajo de 2050 psi (14,1 MPa). Un contacto de conmutación en la válvula de conmutación se cerraba cuando la válvula estaba en la posición secundaria. Cuando la válvula se cerraba, se enviaba una señal al controlador de la APU que inhibía la lógica de control de velocidad de la APU al 100 % y habilitaba la lógica de control de velocidad de la APU al 112 %. La velocidad de la APU al 100 % permitía que una APU/HPU suministrara suficiente presión hidráulica operativa a ambos servoactuadores de ese SRB. [ cita requerida ]
La velocidad del 100 por ciento de la APU correspondió a 72.000 rpm, el 110 por ciento a 79.200 rpm y el 112 por ciento 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 proporcionaba protección contra sobrepresión al sistema hidráulico y aliviaba a 3750 psi (25,9 MPa). [ cita requerida ]
Las APU/HPU y los sistemas hidráulicos fueron reutilizables durante 20 misiones. [15]
Cada SRB tenía dos servoactuadores hidráulicos de cardán para mover la tobera hacia arriba, hacia abajo y de lado a lado. Esto proporcionaba vectorización del 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 dirigía el empuje de los tres motores principales del transbordador y las dos toberas del SRB para controlar la actitud y la trayectoria del transbordador durante el despegue y el ascenso. Los comandos del sistema de guía se transmitían a los controladores del Control del Vector de Empuje de Ascenso (ATVC), que transmitían señales proporcionales a los comandos a cada servoactuador de los motores principales y los SRB. Cuatro canales independientes del sistema de control de vuelo y cuatro canales ATVC controlaban seis motores principales y cuatro controladores ATVC del SRB, y cada controlador controlaba un puerto hidráulico en cada servoactuador principal y del 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 posicionaba un ariete del actuador y la boquilla para controlar la dirección del empuje.
Las cuatro servoválvulas que operan cada actuador proporcionaron un sistema de votación por mayoría de suma de fuerzas para posicionar el carrete de potencia. Con cuatro comandos idénticos para las cuatro servoválvulas, la acción de suma de fuerzas del actuador impidió, instantáneamente, que una sola entrada errónea afectara el movimiento del ariete de potencia. Si la detección de presión diferencial detectaba que la entrada errónea persistía durante un tiempo predeterminado, se seleccionaba 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 omitido, y la válvula de aislamiento en cada canal podía reiniciarse.
Cada ariete actuador estaba equipado con transductores para la retroalimentación de posición al sistema de control del vector de empuje. Dentro de cada ariete servoactuador había un conjunto de alivio de carga para amortiguar la boquilla en el momento del ariete y evitar daños al cojinete flexible de la boquilla.
Cada SRB contenía tres conjuntos de giroscopios de velocidad (RGA), cada uno de los cuales contenía un giroscopio de cabeceo y uno de guiñada. Estos proporcionaban una señal proporcional a las velocidades angulares en torno a 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 alabeo del orbitador hasta la separación del SRB. En la separación del SRB, se realizó un cambio de los conjuntos de giroscopios de velocidad de alabeo del SRB a los del orbitador.
Las velocidades de RGA del SRB pasaron a través de los multiplexores/demultiplexores de popa del vuelo del orbitador a los GPC del orbitador. Luego, las velocidades de RGA se seleccionaron en el valor medio en la gestión de redundancia para proporcionar velocidades de cabeceo y guiñada del SRB al software del usuario. Los RGA se diseñaron para 20 misiones.
Fabricado en acero de baja aleación de alta resistencia D6AC de 2 cm de espesor . [16]
La mezcla de propulsor de cohetes 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 epóxico (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. Tras la ignición, el motor quemó el combustible a una presión nominal de 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 del motor delantero y una perforación en forma de cono truncado doble en cada uno de los segmentos traseros y el cierre trasero. Esta configuración proporcionaba un gran empuje en el encendido y luego reducía 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 solo puede ocurrir cuando se ha quitado un pasador de bloqueo manual de cada dispositivo de seguridad y armado del SRB. El personal de tierra quita el pasador durante las actividades previas al lanzamiento. A las 5:00, el dispositivo de seguridad y armado del SRB se gira a la posición de armado. 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 fallas del SSME y/o se indica un voltaje bajo del controlador del iniciador pirotécnico (PIC) de encendido del SRB y no hay bloqueos 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 de Eventos Maestros (MEC) a los detonadores estándar de la NASA (NSD) del dispositivo de seguridad y armado en cada SRB. Un dispositivo de descarga de capacitor de canal único del PIC controla el disparo de cada dispositivo pirotécnico. Tres señales deben estar presentes simultáneamente para que el PIC genere la salida de disparo pirotécnico. Estas señales, armado, fuego 1 y fuego 2, se originan en las computadoras de propósito general (GPC) del orbitador y se transmiten a los MEC. Los MEC las reformatean a señales de 28 voltios de CC para los PIC. La señal de armado carga el capacitor del PIC a 40 voltios de CC (mínimo de 20 voltios de CC).
La secuencia de lanzamiento del GPC también controla ciertas válvulas críticas del sistema principal de propulsión y monitorea las indicaciones de que el motor está listo de parte de los SSME. Los comandos de arranque del MPS son emitidos por las computadoras de a bordo a los 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. Los tres SSME deben alcanzar el 90% de empuje requerido en tres segundos; de lo contrario, se ordena un apagado ordenado y se inician las funciones de seguridad.
La acumulación normal de empuje hasta el nivel de empuje requerido del 90 % dará como resultado que se ordene a los SSMEs que se ubiquen en la posición de despegue en T−3 segundos, así como que se emita el comando de fuego 1 para armar los SRB. En T−3 segundos, se permite que los modos de carga de flexión de la base del vehículo se inicialicen (lo que se conoce como "twang", movimiento de aproximadamente 25,5 in (650 mm) medido en la punta del tanque externo, con movimiento hacia el tanque externo).
Los comandos de fuego 2 hacen que los NSD redundantes disparen a través de una fina barrera sellada hacia un túnel de llamas. Esto enciende una carga de refuerzo pirotécnica, que se encuentra retenida en el dispositivo de seguridad y armado 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 del cohete sólido, que se enciende a lo largo de toda la longitud vertical del motor del cohete sólido, encendiendo el propulsor del motor del cohete sólido a lo largo de toda su superficie instantáneamente.
En T−0, se encienden los dos SRB, bajo el mando de las cuatro computadoras de a bordo; se inicia la separación de los cuatro pernos explosivos en cada SRB; se retraen los dos umbilicales T-0 (uno en cada lado de la nave espacial); se inician la unidad de cronometraje maestro de a bordo, el temporizador de eventos y los temporizadores de eventos de la misión; los tres SSME están al 100%; y se termina la secuencia de lanzamiento terrestre.
La referencia de la secuencia de tiempo en el encendido es fundamental para un vuelo de despegue y ascenso exitoso. 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. Ese momento de rotación es contrarrestado inicialmente por los pernos de sujeción. Antes de liberar la pila del vehículo para el despegue, los SRB deben encender y presurizar simultáneamente sus cámaras de combustión y boquillas de escape para producir un momento de contrarrotación neto derivado del empuje exactamente igual al momento de rotación del SSME. Cuando los SRB alcanzan su empuje máximo, los pernos de sujeción se sueltan, liberando la pila del vehículo, el momento de rotación neto es cero y el empuje neto del vehículo (opuesto a la gravedad) es positivo, levantando 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 del SRB.
Durante el ascenso, varios acelerómetros de todos los ejes detectan e informan sobre el vuelo y la orientación del vehículo (tomando como referencia la cabina de vuelo a bordo del orbitador), mientras que las computadoras de referencia de vuelo traducen los comandos de navegación (dirección hacia un punto de referencia particular en el espacio y en un momento particular) en comandos de cardán para el motor y la tobera del motor, que orientan el vehículo respecto de su centro de masa. A medida que las fuerzas sobre el vehículo cambian debido al consumo de combustible, el aumento de la velocidad, los cambios en la resistencia aerodinámica y otros factores, el vehículo ajusta automáticamente su orientación en respuesta a las entradas de comandos de control dinámico.
Los SRB se lanzan desde el transbordador espacial a una altitud de aproximadamente 146.000 pies (45 km). La separación de los 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 del extremo delantero de ambos SRB es menor o igual a 50 psi (340 kPa). Una señal de respaldo es el tiempo transcurrido desde el encendido del propulsor. Se inicia la secuencia de separación, ordenando a los actuadores de control del vector de empuje a la posición nula y poniendo 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 en 30 milisegundos tras la orden de disparo de la munición. El punto de unión 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 unión delantero también lleva el cableado de correa cruzada del sistema de seguridad de alcance que conecta cada sistema de seguridad de alcance (RSS) de SRB y el RSS ET entre sí. Los puntos de unión traseros 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 hacia el orbitador.
Hay cuatro motores de separación de los propulsores (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 espoletas detonantes confinados redundantes. Los comandos de separación emitidos desde el orbitador por la secuencia de separación de los SRB inician el cartucho de presión NSD redundante en cada perno y encienden los BSM para efectuar una separación limpia.
El sistema de seguridad de alcance (RSS) permite destruir un cohete o parte de él con explosivos de a bordo mediante un comando remoto si el cohete está fuera de control, con el fin de limitar el peligro para las personas en tierra debido a la caída de piezas, explosiones, fuego, sustancias venenosas, etc. El RSS solo se activó una vez: durante el desastre del transbordador espacial Challenger (37 segundos después de la desintegración del vehículo, cuando los SRB estaban en vuelo sin control).
El transbordador tenía dos RSS, uno en cada SRB. Ambos podían recibir dos mensajes de comando (armado y disparo) transmitidos desde la estación terrestre. El RSS se utilizaba únicamente cuando el transbordador violaba una línea roja de la trayectoria de lanzamiento.
Un RSS consta de dos acopladores de antena, receptores/decodificadores de comandos, un distribuidor doble, un dispositivo de seguridad y de brazo con dos detonadores estándar de la NASA (NSD), dos colectores de espoletas detonantes confinadas (CDF), siete conjuntos de CDF y una carga en forma lineal (LSC).
Los acopladores de antena proporcionan la impedancia adecuada para los comandos de radiofrecuencia y de los equipos de soporte terrestre. Los receptores de comandos están sintonizados con las frecuencias de comando RSS y proporcionan la señal de entrada a los distribuidores cuando se envía un comando RSS. Los decodificadores de comandos utilizan un conector de código 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 proporcionar comandos de destrucción válidos a los equipos pirotécnicos RSS.
Los NSD proporcionan la chispa para encender el CDF, que a su vez enciende el LSC para la destrucción del cohete propulsor. El dispositivo de seguridad y armado proporciona aislamiento mecánico entre los NSD y el CDF antes del lanzamiento y durante la secuencia de separación del SRB.
El primer mensaje, llamado "arm", permite que la lógica de a bordo active una destrucción y enciende una luz en la pantalla de la cabina de vuelo y en el panel de control de la estación del comandante y del piloto. El segundo mensaje transmitido es el comando de fuego.
Los distribuidores de SRB en los SRB están interconectados entre sí. Por lo tanto, si un SRB recibe una señal de activación o destrucción, la señal también se envía al otro SRB.
La energía eléctrica de la batería RSS de cada SRB se envía al sistema RSS A. La batería de recuperación de cada SRB se utiliza para alimentar el sistema RSS B, así como el sistema de recuperación del SRB. El RSS del SRB se apaga durante la secuencia de separación y se enciende el sistema de recuperación del SRB. [20]
Los SRB se desalojan del sistema del transbordador a los 2 minutos y a una altitud de aproximadamente 146.000 pies (45 km). Después de continuar elevándose hasta aproximadamente 220.000 pies (67 km), los SRB comienzan a caer de regreso a la Tierra y, una vez que regresan a la atmósfera más densa, un sistema de paracaídas los frena para evitar daños en caso de impacto contra 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 del morro (para desplegar el paracaídas del piloto y del paracaídas de frenado ), el detonador de anillo truncado (para desplegar el paracaídas principal) y la munición 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 ocurre a una altitud nominal de 15,704 pies (4,787 m), aproximadamente 218 segundos después de la separación del SRB. El paracaídas del piloto de cinta cónica de 11,5 pies (3,5 m) de diámetro proporciona la fuerza para tirar de los cordones unidos a las cuchillas de corte, que cortan el bucle que asegura las correas de retención del drogue . Esto permite que el paracaídas del piloto tire del paquete de drogue del SRB, lo que hace que las líneas de suspensión del drogue 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 drogue se retira de la cubierta y el paracaídas de drogue de cinta cónica de 54 pies (16 m) de diámetro se infla a su condición inicial de rizo. El paracaídas de frenado se desriza dos veces después de los tiempos de espera especificados (utilizando 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 frenado tiene una carga de diseño de aproximadamente 315.000 lb (143 t) y pesa aproximadamente 1.200 lb (540 kg).
.jpg/1280px-STS-116_rocket_boosters_(NASA_KSC-06PD-2794).jpg)
Después de que el paracaídas de frenado haya estabilizado el SRB en una actitud de cola primero, el tronco de cono se separa del faldón delantero mediante una carga pirotécnica disparada por el baroswitch de baja altitud a una altitud nominal de 5.500 pies (1.700 m) aproximadamente 243 segundos después de la separación del SRB. A continuación, el tronco de cono se separa del SRB mediante el paracaídas de frenado. Las líneas de suspensión del paracaídas principal se extraen de las bolsas de despliegue que permanecen en el tronco de cono. En la extensión completa de las líneas, que tienen 203 pies (62 m) de largo, los tres paracaídas principales se extraen de sus bolsas de despliegue y se inflan a su primera condición de rizo. El tronco de cono y el paracaídas de frenado continúan en una trayectoria separada hasta el amerizaje. Después de demoras de tiempo especificadas (utilizando cortadores de líneas de rizo redundantes de 10 y 17 segundos), las líneas de rizo del paracaídas principal se cortan y los paracaídas se inflan a su segunda configuración de rizo y completamente abierto. El grupo de paracaídas principal desacelera el SRB hasta las condiciones terminales. Cada uno de los paracaídas de cinta cónica de 20° y 41 m de diámetro tiene una carga de diseño de aproximadamente 88 t y pesa aproximadamente 990 kg. Estos paracaídas son los más grandes que se han utilizado jamás, tanto en tamaño desplegado como en peso de carga. [ cita requerida ] La extensión de la boquilla del RSRM se corta mediante una carga pirotécnica unos 20 segundos después de la separación del tronco.
El impacto en el agua se produce 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 130 millas náuticas (240 km) frente a la costa este de Florida . Debido a que los paracaídas permiten un impacto con la tobera 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 mediante un sistema de munición con tuerca de liberación de paracaídas (las cargas residuales en los paracaídas principales desplegarían los accesorios de sujeción del paracaídas con flotadores atados a cada accesorio). El diseño actual mantiene los paracaídas principales unidos 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 elevadoras del paracaídas principal para simplificar los esfuerzos de recuperación y reducir el daño al SRB. [21] La bolsa de despliegue del paracaídas/paracaídas piloto, los paracaídas y troncos truncados del paracaídas, cada paracaídas principal y los SRB son flotantes y se recuperan.
Los barcos de recuperación de la NASA especialmente equipados , el MV Freedom Star y el MV Liberty Star , recuperan los SRB y el equipo de descenso/recuperación. Una vez que se encuentran los propulsores, los buzos maniobran el tapón operado por buzos (DOP) para colocarlo en su lugar y tapar la boquilla del SRB y drenar el agua de la caja del motor. Al bombear aire hacia adentro y agua hacia afuera del SRB, este cambia de una posición flotante con el morro hacia arriba a una actitud horizontal más adecuada para el remolque. Luego, los barcos de recuperación remolcan los propulsores y otros objetos recuperados hasta el Centro Espacial Kennedy .
La pérdida del transbordador espacial Challenger se originó por un fallo del sistema de uno de sus SRB. La Comisión Rogers determinó que la causa del accidente fue "un diseño defectuoso inaceptablemente sensible a una serie de factores" de las juntas del SRB, agravado por un clima inusualmente frío la mañana del vuelo. [22] [23] El diseño de la junta 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 permitió que se extruyeran más en la junta y se erosionaran a medida que los gases de escape calientes pasaban a través de ellas durante los 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 hicieran un agujero en el tanque de combustible externo principal adyacente y también debilitaran el puntal inferior que sujetaba el SRB al tanque externo. La fuga en la junta del SRB provocó la falla catastrófica del puntal inferior y el desprendimiento parcial del SRB, lo que llevó a 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 los gerentes de la NASA ignoraron su recomendación. [25]
Durante el tiempo de inactividad posterior, se realizaron análisis estructurales detallados de elementos estructurales críticos del SRB. Los análisis se centraron principalmente en áreas en las que se habían detectado anomalías durante la inspección posterior al vuelo del hardware recuperado.
Una de las áreas fue el anillo de sujeción donde los SRB se conectan al tanque externo. Se observaron áreas dañadas en algunos de los sujetadores donde el anillo se une a la caja del motor del SRB. Esta situación se atribuyó a las altas cargas encontradas durante el impacto del agua. Para corregir la situación y garantizar mayores márgenes de resistencia durante el ascenso, el anillo de sujeción se rediseñó para rodear completamente la caja del motor (360°). Anteriormente, el anillo de sujeción tenía forma de "C" y rodeaba la caja del motor solo 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 el revestimiento del faldón. Se implementó un rediseño para agregar soportes de refuerzo y accesorios en el anillo de popa del faldón.
Estas dos modificaciones añadieron aproximadamente 200 kg (450 lb) al peso de cada SRB. El resultado se denomina Motor de Cohete Sólido Rediseñado (RSRM, por sus siglas en inglés). [26]
El contratista principal para la fabricación de los segmentos del motor SRB fue ATK Launch Systems (anteriormente Morton Thiokol Inc.), División Wasatch 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 todos los componentes de los motores de cohetes que no son de combustible sólido y para la integración de SRB. Fue el contratista principal de mayor duración para el transbordador espacial que formó parte del equipo de lanzamiento original. USBI fue absorbida por United Space Alliance como la división de elementos de cohetes de combustible sólido en 1998 y la división USBI se disolvió en Pratt & Whitney el año siguiente. En su apogeo, USBI tenía más de 1500 personas trabajando en los propulsores del transbordador en KSC, Florida y Huntsville, Alabama. [ cita requerida ]
Los componentes de los SRB fueron transportados desde Utah hasta el Centro Espacial Kennedy en Florida por tren durante doce días, recorriendo 3200 kilómetros y ocho estados. Cada segmento y su vagón de tren construido a medida pesaban aproximadamente 140 000 kg. Los vagones que transportaban los SRB fueron separados por vagones vacíos para distribuir la carga sobre puentes y caballetes, en particular el puente sobre el río Indian, el último puente en el viaje del tren. [27] Después de la recuperación, los segmentos gastados fueron cargados en esos mismos vagones de tren y devueltos 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 cohetes propulsores sólidos del transbordador espacial descarriló en Myrtlewood, Alabama , después de que colapsara un caballete ferroviario . El tren transportaba ocho segmentos de SRB destinados a las misiones STS-120 y STS-122. Cuatro segmentos cayeron aproximadamente 10 pies (3,0 m). Otros cuatro segmentos junto con un vagón que transportaba conos de salida traseros (boquillas), que aún no estaban en el caballete, permanecieron 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 a los cuatro segmentos restantes que no habían caído se encontraran dentro de los límites de tolerancia, esos segmentos continuaron hacia Florida. [29]
Entre 1988 y 1989, la NASA estaba planeando reemplazar los SRB posteriores al Challenger con un nuevo motor de cohete sólido avanzado (ASRM) que sería construido por Aerojet [30] en una nueva instalación, diseñada por el subcontratista RUST International, en la ubicación de una planta de energía nuclear cancelada de Tennessee Valley Authority , en Yellow Creek, Mississippi ( Planta nuclear de Yellow Creek ).
El ASRM sería ligeramente más ancho (el diámetro del propulsor se incrementaría 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] de modo que pudiera 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 tal vez otros 1.000 millones de dólares. [30] Morton Thiokol construiría las toberas. [30] El primer vuelo de prueba estaba previsto para alrededor de 1994. [30]
El programa ASRM se canceló 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 transbordadores en órbita polar desde la plataforma de lanzamiento SLC-6 en la Base de la Fuerza Aérea Vandenberg en California , los SRB que utilizan cajas de filamento enrollado (FWC) fueron diseñados para ser más livianos que las cajas de acero utilizadas en los SRB lanzados desde el Centro Espacial Kennedy. [32] A diferencia de los SRB regulares, que tenían el diseño de junta de campo defectuoso que llevó 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 "vibración" cuando los SSME se encienden antes del despegue), pero usaban los dos sellos de junta tórica. Con el cierre del SLC-6, los propulsores FWC fueron desechados por ATK y la NASA, pero sus juntas de campo, aunque modificadas para incorporar los tres sellos de junta tórica y calentadores de junta actuales, se incorporaron más tarde (después del STS-51L) a las juntas de campo de los SRB utilizados hasta el último vuelo en 2011.
Antes de la destrucción del transbordador espacial Columbia en 2003, la NASA investigó la posibilidad de reemplazar los actuales SRB de 4 segmentos por un diseño de SRB de 5 segmentos o reemplazarlos por completo con cohetes de "retorno" alimentados con combustible líquido que utilizaran tecnologías EELV Atlas V o Delta IV . 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 órbita inclinada hacia la Estación Espacial Internacional , eliminar los peligrosos modos de retorno al sitio de lanzamiento (RTLS) y aborto transoceánico (TAL) y, mediante una maniobra denominada "dog-leg", 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 segmentos existentes.
Después de la destrucción del Columbia , la NASA archivó el SRB de cinco segmentos para el Programa del Transbordador. [ ¿Por qué? ] [33] Un motor de prueba de ingeniería de cinco segmentos, ETM-03, fue encendido el 23 de octubre de 2003. [34] [35]
Como parte del Programa Constelación , se planeó que la primera etapa del cohete Ares I utilizara SRB de cinco segmentos; en septiembre de 2009, un SRB de cinco segmentos del Transbordador Espacial (DM-1) fue lanzado estáticamente en el área de pruebas del desierto 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 el Programa Constelación se cancelara en 2011, el nuevo Sistema de Lanzamiento Espacial (SLS) fue diseñado para utilizar propulsores de cinco segmentos. La primera prueba de un SRB para SLS (QM-1) se completó a principios de 2015, y una segunda prueba (QM-2) se realizó a mediados de 2016 en las instalaciones de Orbital ATK en Promontory, Utah. [38]
Los cohetes de combustible sólido 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 Aéreo March Field en March ARB en California, [39] y en las instalaciones de Orbital ATK cerca de Promontory, Utah . [40] Una caja de refuerzo con filamento enrollado parcial se exhibe en el Museo Aéreo y Espacial Pima en Tucson, Arizona . [41]
Con el tiempo se presentaron varias propuestas para reutilizar el diseño del SRB; sin embargo, hasta 2016 ninguna de estas propuestas avanzó hasta 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 espacial, programado para llevar el vehículo de exploración tripulado Orion a la órbita terrestre baja y más tarde a la Luna. El vehículo de lanzamiento tripulado (CLV) derivado del SRB, llamado Ares I , estaba planeado para presentar un solo SRB modificado de 4 segmentos para su primera etapa; un solo motor principal del transbordador espacial modificado con 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 transbordador, 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 del Saturno V y el Saturno IB . En lugar del morro estándar del SRB, el Ares I tendría un conjunto cónico entre etapas 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 la etapa al océano Atlántico para su recuperación.
También se presentó en 2005 un vehículo de lanzamiento de carga pesada (CaLV) llamado Ares V. Los primeros diseños del Ares V utilizaron 5 SSMEs de producción estándar y un par de impulsores de 5 segmentos idénticos a los propuestos para el transbordador, mientras que los planes posteriores rediseñaron los impulsores alrededor del motor de cohete RS-68 utilizado en el sistema Delta IV EELV. Inicialmente, la NASA cambió a un sistema que utilizaba los impulsores de 5 segmentos y un grupo de 5 RS-68 (lo que resultó en una ampliación de la unidad central del Ares V), luego la NASA reconfiguró el vehículo con 6 motores RS-68B, con los impulsores convirtiéndose en impulsores de 5,5 segmentos, con medio segmento adicional para proporcionar empuje adicional en el despegue.
Ese rediseño final habría hecho que el cohete Ares V fuera más alto y más potente que los cohetes Saturno V/INT-20, N-1 y Energia , ahora retirados , y habría permitido que el Ares V colocara tanto la etapa de salida de la Tierra como la nave espacial Altair en órbita baja para su posterior ensamblaje en órbita. A diferencia del SRB de 5 segmentos para el Ares I, los cohetes de 5,5 segmentos para el Ares V debían ser idénticos en diseño, construcción y función a los SRB actuales, excepto por los segmentos adicionales. Al igual que los cohetes del transbordador, los cohetes Ares V volarían una trayectoria de vuelo casi idéntica desde el lanzamiento hasta el amerizaje.
El programa Constellation, que incluía Ares I y Ares V, fue cancelado en octubre de 2010 tras 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 cohetes 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 bajo el programa COTS ; habría contado con 2+1 ⁄ 2 segmentos del diseño original de SRB.
Las primeras versiones (bloques 1 y 1B) del sistema de lanzamiento espacial (SLS) están planeadas para utilizar un par de cohetes propulsores sólidos (SRB) de cinco segmentos, que se desarrollaron a partir de los SRB de cuatro segmentos utilizados para el transbordador. Las modificaciones para el SLS incluyeron la adición de un segmento de refuerzo central, nueva aviónica y nuevo aislamiento que elimina el amianto del SRB del transbordador y es 860 kg (1900 lb) más ligero. Los SRB de cinco segmentos proporcionan aproximadamente un 25% más de impulso total que el SRB del transbordador y no se recuperan después de su uso. [42] [43] [ ¿por qué? ]
.tif/lossy-page1-1280px-thumbnail.tif.jpg)
Este artículo incorpora material de dominio público de sitios web o documentos de la Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio .
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 de vuelo real 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 ha lanzado el transbordador sin [más] evidencia de ningún problema significativo de seguridad del motor de cohete sólido; (5) los costos de desarrollo han aumentado $ 575 millones debido a las 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 alrededor del 95 por ciento - a 3.250 millones de dólares desde la estimación inicial del programa de enero de 1988 y que el primer cronograma de vuelo se había retrasado más de dos años y medio.'
