Твердопаливний ракетний прискорювач Space Shuttle — Вікіпедія

Твердопаливний ракетний прискорювач Space Shuttle
Зображення
Маса 68 000 кг[1] і 571 000 кг[1]
Країна походження  США
Виробник Alliant Techsystems і Тіокол
Довжина або відстань 45,46 м[1]
Діаметр 3,71 м[1]
CMNS: Твердопаливний ракетний прискорювач Space Shuttle у Вікісховищі

Твердопаливний ракетний прискорювач Space Shuttle (англ. Space Shuttle Solid Rocket Booster, SRB) — був першою ракетою на твердому паливі, яка використовувалася як основний двигун на транспортному засобі, що використовувався для польотів людини в космос[2]. Їх пара забезпечувала 85 % тяги космічного шаттлу під час старту та протягом перших двох хвилин підйому. Після вигоряння їх від‘єднували та скидади на парашуті в Атлантичний океан, потім відновили, досліджували, відремонтували та використали повторно.

Космічні човники SRB були найпотужнішими твердотільними ракетними двигунами, які коли-небудь запускали людей[3]. SRB системи космічного запуску (SLS), адаптовані з шаттла, перевершили його як найпотужніші твердотільні ракетні двигуни, які коли-небудь літали, після запуску місії Артеміда-1 у 2022 році[4][5]. Кожен космічний човник SRB забезпечив максимум 14,7 N (3,30 фунт-сила) тяги[6], що приблизно вдвічі перевищує найпотужніший рідинний ракетний двигун з однокамерною камерою згоряння, який коли-небудь літав, Rocketdyne F-1. Із загальною масою близько 1,180 т, вони складали більше половини маси стеку Шаттла під час старту. Моторні сегменти SRB були виготовлені компанією Thiokol з Брігам-Сіті, штат Юта, яку пізніше придбала ATK. Головним підрядником для більшості інших компонентів SRB, а також для інтеграції всіх компонентів і вилучення відпрацьованих SRB, була USBI, дочірня компанія Pratt and Whitney. Згодом цей контракт було передано United Space Alliance, спільному підприємству з обмеженою відповідальністю Boeing і Lockheed Martin.

З 270 запущених SRB у рамках програми Шаттл, усі, крім чотирьох, були відновлені — з STS-4 (через несправність парашута) та STS-51-L (зруйнований дальністю під час катастрофи на Челленджері)[7]. Понад 5000 деталей було відновлено для повторного використання після кожного польоту. Остаточну збіку SRB, яку запустили була міссія STS-135, яка включала частини, які літали в 59 попередніх місіях, включаючи STS-1[8]. Відновлення також дозволило провести післяпольотне обстеження прискорювачів[9], виявити аномалії та поступове вдосконалення конструкції[10].

Огляд

[ред. | ред. код]
Статичні вогневі випробування, 1978 рік
Відділення твердопаливного ракетного прискорювача (SRB).

Два багаторазові SRB забезпечували основну тягу, щоб підняти човник зі стартового майданчика на висоту приблизно 150 000 футів (28 миль; 46 км). Перебуваючи на майданчику, два SRB несли всю вагу зовнішнього бака та орбітального апарату та передавали вагове навантаження через свою конструкцію на мобільну пускову платформу[en]. Кожен прискорювач мав стартову тягу приблизно 2 800 000 фунтів-сил (12 МН) на рівні моря, збільшуючись незабаром після старту приблизно до 3 300 000 фунтів-сил (15 МН)[6]. Вони загорались після перевірки рівня тяги трьох головних двигунів RS-25. Через 75 секунд після відриву SRB апогей стався на висоті приблизно 220 000 футів (42 милі; 67 км), потім розгортались парашути, і відбувався удар в океан на відстані приблизно 226 км від старту, після чого два SRB відновлювались. SRB допомогали підняти космічний шаттл на висоту 45 км зі швидкістю 3,094 миля/год (4,979 км/год) разом з головними двигунами.

Компоненти

[ред. | ред. код]
SRB діаграма
З'єднувальні секції СРБ, заповнені паливним паливом
Твердотопливний ракетний прискорювач місії STS-131 вилучається та транспортується на мис Канаверал MV Зірка Свободи.

Кожен твердопаливний ракетний прискорювач мав чотири стійки, які вставлялися у відповідні опорні стійки на платформі мобільної пускової установки. Притисні шпильки тримали SRB і стійки пускової платформи разом. Кожна шпилька мала гайку на кожному кінці, верхня була крихкою гайкою. Верхня гайка містила два заряди вибухової речовини, з ініційованими стандартними детонаторами NASA (NSD), які запалювалися за командами запалювання твердотільного ракетного двигуна.

Розподіл електроенергії в кожному SRB складався з живлення основної шини постійного струму орбітального апарату до кожного SRB через шини SRB, позначені A, B і C. Головні шини постійного струму A, B і C орбітального апарату подавали живлення від основної шини постійного струму до відповідних шин SRB A, B і C. Крім того, орбітальна головна шина постійного струму C забезпечувала резервне живлення для шин A і B SRB, а орбітальна шина B забезпечувала резервне живлення для шини SRB C. Такий розподіл електроенергії дозволяв усім шинам SRB залишатися живленими у випадку, якщо одна основна шина орбітального апарату вийшла з ладу.

На кожному SRB було два самостійних незалежних гідравлічних силових агрегати (HPU), які використовувалися для приведення в дію системи керування вектором тяги (TVC). Кожен HPU складався з допоміжної силової установки (APU), модуля подачі палива, гідравлічного насоса, гідравлічного резервуара та колектора гідравлічної рідини. ДСУ живилися гідразином і генерували механічну потужність вала для приводу гідравлічного насоса, який створював гідравлічний тиск для гідравлічної системи SRB. Дві окремі ГПУ і дві гідравлічні системи були розташовані на задньому кінці кожного SRB між соплом SRB і задньою спідницею. Компоненти HPU були встановлені на кормовій спідниці між приводами скелі та нахилу. Дві системи працювали від Т мінус 28 секунд до моменту відділення SRB від орбітального апарату та зовнішнього бака. Дві незалежні гідравлічні системи були з'єднані з сервоприводами скелі та нахилу сопла.

Пропелент

[ред. | ред. код]
Твердопаливні ракетні прискорювачі, скинуті з космічного човника «Діскавері» після запуску STS-116, плавають в Атлантичному океані приблизно в 150 милях на північний схід від мису Канаверал.

Суміш ракетного палива в кожному твердопаливному ракетному двигуні складалася з перхлорату амонію (окислювач, 69,6 % за масою), розпиленого алюмінієвого порошку (паливо, 16 %), оксиду заліза (каталізатор, 0,4 %), PBAN (зв'язуюча речовина, також виступає як паливо, 12,04 %) і епоксидний затверджувач (1,96 %)[11][12]. Суміш пропелент зазвичай називають композитним паливом перхлорату амонію (APCP). Ця суміш давала твердотільним ракетним двигунам питомий імпульс 242 секунди (2,37 км/с) на рівні моря або 268 секунд (2,63 км/с) у вакуумі. Після запалювання двигун спалював паливо при номінальному тиску в камері 906,8 фунтів на квадратний дюйм (6252 МПа)[13].

SRB відкидались від системи човника через 2 хвилини на висоті приблизно 146 000 футів (45 км). Після продовження підйому приблизно до 220 000 футів (67 км), SRB починали падати назад на землю, коли вони повертались в більш щільну атмосферу, сповільнюються за допомогою парашутної системи, щоб запобігти пошкодженню від зіткнення з океаном. Безпосередньо перед відділенням від орбітального апарату до SRB надсилається команда подати живлення від батареї до логічної мережі відновлення. Друга одночасна команда вмикає три двигуни носової кришки (для розгортання пілотного та опорного парашутів), детонатор зі зрізаним кільцем (для розгортання основного парашута) і пірогвинти для від'єднання головного парашута.

Див. також

[ред. | ред. код]

Примітки

[ред. | ред. код]
  1. ↑ а б в г https://www.esa.int/Science_Exploration/Human_and_Robotic_Exploration/Space_Shuttle/Shuttle_technical_facts
  2. ↑ Dunbar, Brian (5 березня 2006). NASA – Solid Rocket Boosters. NASA. Архів оригіналу за 6 квітня 2013. Процитовано 29 травня 2019. [Архівовано 2013-04-06 у Wayback Machine.]
  3. ↑ Wayne Hale; National Aeronautics and Space Administration; Helen Lane; Gail Chapline; Kamlesh Lulla (7 квітня 2011). Wings in Orbit: Scientific and Engineering Legacies of the Space Shuttle, 1971-2010. Government Printing Office. с. 5. ISBN 978-0-16-086847-4.
  4. ↑ Liftoff! NASA's Artemis I Mega Rocket Launches Orion to Moon. 16 листопада 2022.
  5. ↑ Space Launch System Solid Rocket Booster (PDF). NASA. Процитовано 29 грудня 2022.
  6. ↑ а б Space Launchers - Space Shuttle. www.braeunig.us. Процитовано 16 лютого 2018.
  7. ↑ One year on – Review notes superb performance of STS-135's SRBs. NASASpaceFlight.com. 8 липня 2012. Процитовано 26 лютого 2015.
  8. ↑ Booster stacking finished for final shuttle flight. Spaceflightnow.com. Процитовано 26 лютого 2015.
  9. ↑ STS-134 IFA Review: SRBs and RSRMs Perform Admirably. NASASpaceFlight.com. 27 червня 2011. Процитовано 26 лютого 2015.
  10. ↑ Reusable Solid Rocket Motor—Accomplishments, Lessons, and a Culture of Success (PDF). 27 вересня 2011. Процитовано 26 лютого 2015.
  11. ↑ Wilson, Jim (5 березня 2006). Solid Rocket Boosters. NASA. Архів оригіналу за 27 липня 2020. Процитовано 28 червня 2016. [Архівовано 2020-07-27 у Wayback Machine.]
  12. ↑ Solid Rocket Boosters. NASA. Архів оригіналу за 6 квітня 2013. Процитовано 28 червня 2016. [Архівовано 2013-04-06 у Wayback Machine.]
  13. ↑ Space Shuttle Propulsion Master's Forum Presentation (PDF). NASA. Архів оригіналу (PDF) за 19 березня 2022. Процитовано 29 вересня 2023. [Архівовано 2022-03-19 у Wayback Machine.]

Посилання

[ред. | ред. код]
ракетно-космічна техніка Це незавершена стаття про ракетну, ракетно-космічну техніку або космічний апарат.
Ви можете допомогти проєкту, виправивши або дописавши її.
Отримано з https://uk.wikipedia.org/wiki/Твердопаливний_ракетний_прискорювач_Space_Shuttle