Перейти до вмісту

Твердопаливний ракетний прискорювач «Спейс Шаттл»

Матеріал з Вікіпедії — вільної енциклопедії.
Твердопаливний ракетний прискорювач «Спейс Шаттл»
Зображення
Маса 68 000 кг[1] і 571 000 кг[1] Редагувати інформацію у Вікіданих
Країна походження  США Редагувати інформацію у Вікіданих
Виробник Alliant Techsystems і Тіокол Редагувати інформацію у Вікіданих
Довжина або відстань 45,46 м[1] Редагувати інформацію у Вікіданих
Діаметр 3,71 м[1] Редагувати інформацію у Вікіданих
CMNS: Твердопаливний ракетний прискорювач «Спейс Шаттл» у Вікісховищі Редагувати інформацію у Вікіданих

Твердопаливний ракетний прискорювач «Спейс Шаттл» (англ. Space Shuttle Solid Rocket Booster, SRB) — перша ракета на твердому паливі, яка використовувалася як основний двигун на транспортному засобі для польотів людини в космос[2]. Пара прискорювачів забезпечувала 85 % тяги космічного шатла під час старту та протягом перших двох хвилин підйому. Після вигоряння їх від'єднували та скидали на парашуті в Атлантичний океан, потім відновлювали, досліджували, ремонтували й використовували повторно.

Твердопаливні ракетні прискорювачі «Спейс Шаттл» були найпотужнішими ракетними двигунами, які коли-небудь піднімали людей у космос[3]. Прискорювачі космічної системи SLS (Space Launch System), які є вдосконаленою версією прискорювачів шатлів, перевершили його як найпотужніші твердопаливні ракетні двигуни, які коли-небудь літали, після запуску місії «Артеміда-1» у 2022 році[4][5]. Кожен твердопаливний ракетний прискорювач «Спейс Шаттл» забезпечував максимум 14,7 МН тяги[6], що приблизно вдвічі перевищує найпотужніший рідинний ракетний двигун з однокамерною камерою згоряння, який коли-небудь літав, — Rocketdyne F-1. Маючи загальну масу близько 1180 т, вони складали понад половину загальної маси зібраного шатла в момент старту.

Частини прискорювачів, яка містили двигуни, виготовляла компанія Thiokol із Брігем-Сіті, штат Юта; пізніше її придбала компанія Alliant Techsystems (ATK). Головним підрядником для виготовлення більшості інших компонентів прискорювачів, а також інтеграції всіх компонентів і вилучення відпрацьованих прискорювачів була компанія United Space Boosters Inc. (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 прискорювачів, які брали участь у програмі «Спейс Шаттл», усі, крім чотирьох, були відновлені; у місії STS-4 прискорювачі розбилися через несправність парашута, а в місії STS-51-L, яка закінчилася катастрофою шатла «Челленджер», були підірвані через відхилення від запланованої траєкторії польоту[7]. Після кожного польоту для повторного використання відновлювалися понад 5000 деталей. Комплект прискорювачів, який виводив у космос місію STS-135, останню місію програми «Спейс Шаттл», містив деталі, які вже літали в 59 попередніх місіях, зокрема в STS-1[8]. Можливість відновлення давало змогу здійснювати післяпольотне обстеження прискорювачів[9], виявляти аномалії та поступово вдосконалювати їхню конструкцію[10].

Огляд

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

Два багаторазові прискорювачі забезпечували основну частину тяги і піднімали шатл зі стартового майданчика на висоту приблизно 46 км. Коли складений шатл перебував на стартовому майданчику, два прискорювачі утримували всю вагу зовнішнього бака й орбітального апарата та передавали вагове навантаження через свою конструкцію на мобільну пускову платформу[en]. Кожен прискорювач генерував стартову тягу приблизно 12 МН на рівні моря; незабаром після старту тяга зростала приблизно до 14,7 МН[6]. Їх запалювали після перевірки рівня тяги трьох основних двигунів RS-25. Через 75 с після відділення, на висоті приблизно 67 км, прискорювачі досягали апогею своєї траєкторії, потім розгорталися парашути, і на відстані приблизно 226 км від старту прискорювачі приводнювалися в океан. Після цього їх відновлювали. Прискорювачі разом з основними двигунами піднімали шатл на висоту 45 км і розганяли його до швидкості 4979 км/год.

Прискорювачі виводили шатл у космос без можливості переривання польоту: обидва їхні двигуни мали витратити своє паливо повністю, після чого вони одночасно відділялися від орбітального корабля за допомогою піроболтів[en]. Тільки після цього були можливі процедури припинення польоту. Це означає, що усунути відмову двигуна окремого прискорювача або його невихід на проєктну потужність було неможливо[11].

Прискорювачі були найбільшими твердопаливними двигунами, які коли-небудь літали, і першими ракетами такого великого розміру, призначеними для повторного використання[12]. Кожен з них мав висоту 45,46 м і діаметр 3,71 м. Кожен прискорювач під час запуску важив приблизно 590 т. Два прискорювачі становили близько 69 % від загальної маси шатла під час злету. Основними паливними компонентами були перхлорат амонію як окисник, а також алюмінієвий порошок і PBAN як паливо. Загальна маса палива для кожного твердопаливного ракетного двигуна становила приблизно 500 т. Маса незаповненого прискорювача становила приблизно 91 т.

Основними елементами кожного прискорювача були:

Хоча терміни «твердопаливний ракетний двигун» і «твердопаливний ракетний прискорювач» часто вживаються як синоніми, у технічному вжитку вони означають різне. Терміном «твердопаливний ракетний двигун» називають корпус двигуна, його сопло, запальник і паливо. Терміном «твердопаливний ракетний прискорювач» називають усю ракетну установку, до якої входить ракетний двигун, парашути для повернення, електронні прилади, ракета (до її відокремлення), система безпеки на полігоні та система керування вектором тяги.

Кожен прискорювач прикріплювався до зовнішнього бака на задній рамі за допомогою двох бічних розпірних кронштейнів і діагонального кріплення. Передній кінець кожного прискорювача прикріплювався до зовнішнього бака на своєму передньому кінці. На стартовому майданчику кожен прискорювач також прикріплювався до мобільної пускової платформи на задній спідниці за допомогою чотирьох фіксувальних штифтів з ламкими гайками[en], які відривалися під час злету[13].

Кожен прискорювач складався із семи сталевих сегментів, які виготовлялися окремо. Виробником збирав їх парами, а потім відправляв залізницею до Космічного центру імені Кеннеді, де їх складали вже повністю[14]. Сегменти з'єднували між собою за допомогою кільцевих штифтів, скоб і штифтових кріплень, а також ущільнені защільнювальними кільцями (спочатку двома, а після катастрофи «Челленджера» в 1986 році їх кількість збільшили до трьох) і термостійкою мастикою[15].

Компоненти

[ред. | ред. код]
Конструкція твердопаливного ракетного прискорювача.

Утримувальні опорні підпірки

[ред. | ред. код]

Кожен твердопаливний ракетний прискорювач був обладнаний чотирма утримувальними опорними підпірками, які вставлялися у відповідні опорні стійки на мобільній пусковій платформі. Притискні шрифти утримували прискорювач і стійки пускової платформи разом. З обох боків кожного штифта були гайки, верхня з яких — ламка. Верхня гайка містила два вибухові заряди, що ініціювалися стандартними детонаторами НАСА[en] (NSD), які запалювалися за командою твердопаливного ракетного двигуна.

Коли запалювалися два стандартні детонатори, ламка гайка ламалася, вивільняючи утримувальний штифт. Унаслідок зменшення натягу, тиску газу від детонатора і сили тяжіння штифт зміщався вниз. Рух штифта зупиняв гальмувальний упор, який містив пісок. Штифт утримувача мав довжину 710 мм і діаметр 89 мм. Ламку гайку вловлював вибухостійкий контейнер, установлений на задній обшивці прискорювача.

Команди на запалювання твердопаливних ракетних двигунів видавалися комп'ютерами орбітального апарата через головні контролери подій на контролери піротехнічних активаторів[en] утримання (PIC) на мобільній пусковій платформі[en]. Вони забезпечували запалювання стандартних детонаторів утримання. Протягом останніх 16 секунд перед запуском система обробки запуску контролювала наявністю низької напруги PIC утримання прискорювачів. Низька напруга PIC призводила до зупинки запуску.

Розподіл електроенергії

[ред. | ред. код]

Розподіл електроенергії в кожному прискорювачі здійснювався з основної шини живлення постійного струму, що подавався з орбітального апарата на обидва прискорювачі через його шини з позначеннями A, B і C. Основні шини A, B і C орбітального апарата подавали постійний струм на відповідні шини A, B і C прискорювача. Крім того, основна шина C орбітального апарата подавала резервне живлення на шини A і B прискорювача, а шина орбітального апарата B — на шину C прискорювача. Така схема розподілу електроенергії давала всім шинам прискорювача змогу залишатися під напругою у разі виходу з ладу однієї з основних шин орбітального апарата.

Номінальна робоча напруга становила 28 ± 4 вольти постійного струму.

Гідравлічні силові агрегати

[ред. | ред. код]

Кожний прискорювач складався з двох автономних незалежних гідравлічних силових агрегатів (HPU), які використовувалися для приведення в дію системи керування вектором тяги (TVC). Кожен силовий агрегат складався з допоміжного силового агрегата (APU), модуля подавання палива, гідравлічного насоса, гідравлічного резервуара та колектора для робочої рідини. Допоміжні силові агрегати працювали на гідразині та генерували механічну потужність на валу для приводу гідравлічного насоса, який створював гідравлічний тиск для гідравлічної системи прискорювача. Два окремі гідравлічні силові агрегати та дві гідравлічні системи розташовувалися на задній частині кожного прискорювача між соплом і хвостовою частиною. Компоненти гідравлічних силових агрегатів установлювалися на хвостову частину між приводами повороту та нахилу. Дві системи працювали від часу T − 28 с до відокремлення прискорювача від орбітального апарата та зовнішнього бака. Дві незалежні гідравлічні системи підключалися до сервоприводів повороту та нахилу сопла[16].

Електронні компоненти контролерів незалежних гідравлічних силових агрегатів розташовувалися в інтегрованих електронних вузлах (IEA[17]) прискорювачів на задній частині зовнішнього бака.

Силові агрегати та їхні паливні системи були ізольовані одна від одної. Кожен модуль подавання палива (бак) містив 10,0 кг гідразину. Паливний бак перебував під тиском газоподібного азоту величиною 2,8 МПа, що забезпечувало силу для виштовхування палива з бака в лінію розподілу палива, підтримуючи позитивне подавання палива до допоміжного силового агрегата протягом усього часу його роботи.

Паливний насос допоміжного силового агрегата підвищував тиск гідразину і подавав його до газогенератора. Газогенератор каталітично розкладав гідразин на гарячий газ під високим тиском; двоступенева турбіна видобувала з нього механічну енергію, яка урухомлювала редуктор. Відпрацьований газ, який ставав холоднішим і мав низький тиск, повертався через корпус газогенератора, охолоджуючи його, а потім стравлювався за борт. Коробка передач приводила в дію паливний насос, власний мастильний насос і гідравлічний насос силового агрегата. Обхідна лінія запуску оминала насос і подавала газ до газогенератора, використовуючи тиск бака з азотом, доки швидкість допоміжного силового агрегата не досягала такого рівня, що тиск на виході паливного насоса перевищував тиск в обхідній лінії, після чого все паливо подавалося до паливного насоса.

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 %)[18][19]. 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)[20].

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 апарата 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. ↑ Wayback Machine (PDF). spaceflight.nasa.gov. Архів оригіналу (PDF) за 29 грудня 2016. Процитовано 3 червня 2025.
  12. ↑ The Space Shuttle - NASA (амер.). Процитовано 4 червня 2025.
  13. ↑ https://www.nasa.gov/wp-content/uploads/2016/08/290339main_8-388221j.pdf?emrc=b8b77b
  14. ↑ Space Launch System Solid Rocket Booster - NASA (амер.). Процитовано 10 червня 2025.
  15. ↑ Cole, K. c (29 липня 1995). Shuttle Grounded by O-Ring Problem : Space: NASA says heat-searing is minor, but puts off Endeavour launch until solution is in place. Los Angeles Times (амер.). Процитовано 10 червня 2025.
  16. ↑ Bergin, Chris (1 березня 2010). Shuttle Boosters to sport APU fuel pump safety redesign from STS-134. NASASpaceFlight.com (амер.). Процитовано 17 червня 2025.
  17. ↑ Blanche, James (20 квітня 2001). Solid Rocket Booster Integrated Electronic Assemblies Support (англ.).
  18. ↑ 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.]
  19. ↑ Solid Rocket Boosters. NASA. Архів оригіналу за 6 квітня 2013. Процитовано 28 червня 2016. [Архівовано 2013-04-06 у Wayback Machine.]
  20. ↑ 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/w/index.php?title=Твердопаливний_ракетний_прискорювач_«Спейс_Шаттл»&oldid=45519286