Rakieta dodatkowa na paliwo stałe systemu STS

Przekrój rakiety wspomagającej SRB
A – Osłona dyszy i tylnej części silnika, B, C, D, E – Sekcje wypełnione materiałami pędnymi, F – Sekcja przejściowa, G – Osłona spadochronów głównych, H – Stożek dziobowy.
1 – Tylne silniczki oddzielające, 2 – Dysza, 3 – Siłowniki hydrauliczne, 4 – Elastyczne złącze pierścieniowe, 5 – Obejma wzmacniająca, 6 – Pierścień tłumiący, 7 – Tylne połączenia ze zbiornikiem zewnętrznym, 8 – Moduł aparatury elektronicznej, 9 – Przewody elektryczne, 10 – Stałe materiały pędne, 11 – Urządzenia elektroniczne, 12 – Światło pozycyjne włączane po wodowaniu, 13 – Kamera filmowa, 14 – Przednie połączenie ze zbiornikiem zewnętrznym, 15 – Antena, 16 – Spadochrony główne, 17 – Przednie silniczki oddzielające, 18 – Spadochrony wyciągający i stabilizujący.

Dwie rakiety wspomagające na stałe materiały pędne SRB (ang. Solid Rocket Booster) przyspieszające prom kosmiczny podczas pierwszych dwóch minut misji i działające równolegle z trzema silnikami głównymi. Po odłączeniu i wodowaniu rakiety pomocnicze są odzyskiwane, remontowane i mogą być użyte w kolejnych wyprawach. Rakiety SRB są największymi urządzeniami tego typu zastosowanymi w załogowych lotach kosmicznych. Długość rakiety wynosi 45,36 m, średnica 3,708 m, a masa startowa 589 670 kg, z czego 502 125 kg przypada na materiały pędne.

Galeria

Silnik

Korpus silnika składa się z jedenastu sekcji wykonanych z obrabianej cieplnie stali niskostopowej wysokiej wytrzymałości D6AC. Cylindry i kopuły, a także komora zapalnika i adapter, były formowane walcowaniem rolkowym a łączone sworzniami. Sekcje były obrabiane skrawaniem do średnicy zewnętrznej 3,708 m z dokładnością do 0,1 mm i grubości ścianki 12,7 mm z dokładnością do 0,05 mm. Każda sekcja jest zakończona łącznikiem strzemiączkowym umożliwiającym połączenie z sekcją sąsiednią. Trwałość złącza międzysegmentowego uzyskuje się poprzez połączenie segmentów za pomocą 177 sworzni. Miejsce to jest następnie wzmacniane paskiem z włókna szklanego, na który jest naklejana gumowa nakładka. Szczelność złącza zapewniają dwa O-ringi ułożone w rowkach: podstawowy na górze, rezerwowy na dole. Przed wypełnieniem materiałami pędnymi sekcje są wstępnie składane w cztery większe segmenty. Wnętrze każdego z nich pokrywa się izolacją gumową, zmniejszającą oddziaływanie gorących produktów spalania na metalowe ścianki silnika, następnie zalewa materiałem pędnym, w którym paliwem jest pył aluminiowy (16%), a utleniaczem nadchloran amonu (69,83%). Resztę stanowi spoiwo – poli(butadien-akrylonitryl) oraz epoksyd jako utwardzacz (2%). W mieszance są też śladowe ilości (0,17%) tlenku żelaza, który służy do regulacji szybkości spalania – (katalizator). Po utwardzeniu spoiwa materiał pędny ma konsystencję i kolor brudnej gumki do ścierania. Przez materiał pędny, na jego osi jest specjalnie kształtowany kanał i od jego góry rozpoczyna się spalanie. W najwyższym segmencie powierzchnia kanału ma kształt jedenastoramiennej gwiazdy. Schodząc niżej staje się ona walcowa lub stożkowa o niewielkim stopniu rozbieżności.

Zmiany siły ciągu w czasie pracy rakiet SRB w trakcie misji STS-107

Na szczycie silnika SRB jest umieszczony zapalnik. Są to dwa niewielkie silniczki na stałe materiały pędne z zapłonem elektrycznym. Proces zapłonu jest bardzo szybki i rozpoczyna się od zainicjowania spalania ładunku azotanu boru-potasu. Płomienie ogarniają materiały pędne pierwszego, małego silniczka. Jest on umieszczony we wnętrzu zapalnika głównego. Wydobywające się z niego produkty spalania mają temperaturę 2900 °C wystarczającą do rozpoczęcia pracy silnika SRB. Najpierw zapalają się substancje w najwyższym segmencie — tam, gdzie komora spalania ma gwiaździsty przekrój — i w 0,15 s rozprzestrzeniają się na całą powierzchnię. Po 0,5 s ciśnienie we wnętrzu silnika osiąga wartość roboczą. Szybkie spalanie „gwiazdy” daje podczas startu maksymalny ciąg 13,7 MN, który zmniejsza się przez 62 s, kiedy to „gwiazda” zostaje zupełnie spalona. Później ciąg znowu wzrasta dzięki odpowiedniemu ukształtowaniu komory spalania. Gdy płomienie zaczynają dosięgać izolacji segmentów siła ciągu gwałtownie maleje do zera.

Podczas spalania materiałów pędnych tworzą się duże ilości gazów, które wydostają się przez ruchomą dyszę o długości 4,19 m, średnicy przewężenia 1,37 m i średnicy wylotowej 3,76 m. Przewężenie dyszy powoduje wzrost ciśnienia wewnątrz silnika i powstanie siły ciągu. Po przejściu przez przekrój krytyczny dyszy (przekrój o najmniejszej powierzchni) gazy gwałtownie rozprężają się i przyspieszają tak, że przy wylocie uzyskują prędkość 2,7 km/s. Dysza jest przymocowana do najniższego segmentu poprzez elastyczny pierścień umożliwiający poruszanie dyszą i sterowanie kierunkiem ciągu. Od wewnątrz dysza jest wyłożona ablatorem niedopuszczającym do spalania metalowej struktury podczas dwuminutowej pracy silnika. Przed upadkiem SRB do oceanu stożkowe zakończenie dyszy jest odstrzeliwane, by do minimum zmniejszyć obciążenia dynamiczne w chwili zetknięcia z wodą.

Elementy konstrukcyjne

Dziób rakiety wspomagającej SRB
1 – Zaczep liny holowniczej, 2 – Spadochrony główne, 3 – Pływak spadochronów głównych, 4 – Mocowanie spadochronu stabilizującego, 5 – Mocowanie spadochronu wyciągającego, 6 – Spadochron wyciągający, 7 – Pływak spadochronu stabilizującego, 8 – Spadochron stabilizujący, 9 – Przekaźnik barometryczny, 10 – Jeden z sześciu otworów wskaźnika barometrycznego, 11 – Pływak osłony spadochronów głównych, 12 – Linki spadochronów.

Pierwszym, poczynając od szczytu rakiety elementem konstrukcyjnym jest wykonany z lekkiego stopu aluminium stożek dziobowy. W jego wnętrzu są ukryte spadochrony: wyciągający zwany pomocniczym i stabilizujący. Stożek dziobowy i zakończenie dyszy są jedynymi nieodzyskiwalnymi elementami rakiety wspomagającej. Niżej znajduje się osłona spadochronów głównych wykonana w kształcie stożka ściętego. Wyposażona jest ona w pływak i urządzenia lokacyjne umożliwiające jej odzyskanie po wodowaniu. Do dolnej krawędzi osłony jest przymocowany pierścień uzbrojony w ładunki pirotechniczne. Eksplodując odłącza on osłonę od silnika SRB i uwalnia spadochrony główne. Między spadochronami a właściwym silnikiem znajduje się jeszcze sekcja przejściowa. Mieści ona awionikę, żyroskopy oraz hak umożliwiający po wodowaniu odholowanie rakiety do portu.

Dolna część silnika jest chroniona przez osłonę wykonaną z aluminium i ma kształt ściętego stożka wzmacnianego wzdłużnicami. Stanowi ona ponadto jedyną podporę dla całego systemu Space Shuttle stojącego na platformie startowej. Do zewnętrznej powierzchni osłony są przyspawane cztery stojaki z kutego aluminium. Każdy z nich ma trójkątną podstawę o wymiarach 50,8x30,5 cm. Zostały one zaprojektowane tak, aby wytrzymać naprężenia ściskające o wartości 345-415 MN/m². Jest to przedział, w którym mieszczą się obciążenia wynikające z podtrzymywania 1/8 masy całego wahadłowca. W chwili startu do szesnastu detonatorów (po dwa w każdej podporze) jest przesyłany sygnał elektryczny. Eksplodując kruszą one nakrętki na śrubach platformy startowej umożliwiając rozpoczęcie wznoszenia. Pod tą osłoną znajdują się jeszcze systemy sterowania kierunkiem siły ciągu, które zostaną omówione osobno.

Każda rakieta wspomagająca jest przymocowana do zbiornika zewnętrznego w dwóch miejscach. Górny punkt połączenia jest właściwie pojedynczym sworzniem o długości 66,98 cm i średnicy 8,76 cm przy podstawie. Został on zaprojektowany tak, aby wytrzymać siły rozciągające o wartości 899 kN powstające po wypaleniu materiałów pędnych w silniku SRB. Dolne połączenie zrealizowano z trzech sworzni pochłaniających obciążenia powstające podczas wzajemnego przemieszczania rakiet wspomagających i zbiornika zewnętrznego. Wytrzymują one siły ściskające i rozciągające o wartości około 1750 kN. Wszystkie sworznie są wykonane ze stali nierdzewnej. Wewnątrz każdego z nich umieszczono ładunki wybuchowe. Gdy czujniki zarejestrują spadek ciśnienia w komorze spalania silnika SRB urządzenia elektroniczne inicjują sekwencję rozłączenia. Eksplodują ładunki wybuchowe w górnym sworzniu. Powstające wtedy obciążenia rozciągające są znacznie większe od wartości dopuszczalnej i złącze pęka. Analogiczną metodę stosuje się do rozerwania dolnego połączenia.

Sterowanie kierunkiem siły ciągu

Przekrój podłużny przez dolną część rakiety
1 – Materiały pędne, 2 – Przegubowe zawieszenie dyszy, 3 – Pierścień tłumiący, 4 – Punkty mocowania siłowników, 5 – Liniowo ukształtowany ładunek pirotechniczny, 6 – Ścianki segmentu silnika 7 – Osłona dolnej części silnika, 8 – Pierścień oporowy, 9 – Osłona cieplna.

System sterowania kierunkiem siły ciągu został umiejscowiony pod osłoną zabezpieczającą dolną część rakiety. System ten porusza dyszą silnika i w ten sposób steruje całym wahadłowcem podczas pierwszych dwóch minut wznoszenia na orbitę. Żyroskopy bezustannie dokonują pomiarów położenia SRB i przesyłają te dane do komputerów pokładowych. Wysyłają one następnie sygnały wykonawcze do siłowników poruszających dyszami silników. Dysze mogą zostać wychylone o 4,7° w każdym kierunku od położenia neutralnego a maksymalnie, w wypadkach szczególnych o 6,65°.

W skład systemu sterowania kierunkiem siły ciągu wchodzą dwie hydrauliczne jednostki napędowe HPU (ang. Hydraulic Power Unit) oraz dwa siłowniki. Normalnie jeden siłownik przyporządkowany jest jednej jednostce napędowej, ale w przypadku awarii pojedyncza jednostka może obsługiwać obydwa siłowniki (z nieco mniejszą szybkością). Każda jednostka HPU ma pomocniczą jednostkę napędową APU (silnik napędzany hydrazyną), zbiornik paliwa, zawór dopływu paliwa, zbiornik cieczy hydraulicznej i pompę hydrauliczną.

Siłowniki są wyposażone w układ autokorekcji porównujący żądane wychylenie z aktualnym i wprowadzający ewentualne poprawki. Działają one jak tłoki przykładając odpowiednią siłę do ścianki umieszczonej na wahliwym złączu dyszy. Rozmieszczenie siłowników jest takie, że dyszę można wychylić w dowolnym kierunku.

System sterowania kierunkiem siły ciągu działa w sposób następujący. Paliwo (hydrazyna) jest rozkładane w obecności katalizatora na produkty gazowe, które napędzają turbinę. Jej wał połączony jest zarówno z pompą paliwową jak i hydrauliczną przez przekładnię. Szybkość dopływu paliwa jest kontrolowana przez urządzenie elektroniczne tak, aby prędkość obrotowa turbiny utrzymana była na stałym poziomie 72 000 obr./min. Przekładnia redukuje tę prędkość do 3600 obr./min. Z taką prędkością pracuje pompa hydrauliczna, która przetłacza ciecz roboczą ze zbiornika do siłowników.

Urządzenia systemu sterowania kierunkiem siły ciągu muszą być chronione przed silnym promieniowaniem cieplnym pochodzącym od płomienia wylotowego silnika SRB. Również hydrazyna musi być odpowiednio zimna, aby nie ulec samozapłonowi (jej temperatura zapłonu wynosi 121 °C). Dlatego też między krawędzią osłony a dyszą jest rozwieszona elastyczna osłona cieplna.

Silniczki oddzielające

Zwykle w 123 s po starcie ciąg silników wspomagających spada do zera i są one odłączane od zbiornika zewnętrznego. Aby zapobiec kolizji między tymi elementami, każda z rakiet SRB jest wyposażona w dwa zestawy silniczków oddzielających. Jeden zestaw (cztery silniczki na stałe materiały pędne) znajduje się w korpusie osłony spadochronów głównych, drugi (cztery silniczki) — na zewnętrznej powierzchni osłony dolnej części SRB. Są one tak ulokowane, że wytworzony przez nie ciąg odsuwa rakiety wspomagające od zbiornika zewnętrznego.

Dolne silniczki oddzielające są zabezpieczone przed samozapłonem od nagrzewania aerodynamicznego lub ciepła wypromieniowanego przez silniki główne za pomocą pokryw aluminiowych nakładanych na dysze. Siła zapłonu silniczków wywołuje pęknięcie pokryw w ponacinanych miejscach, a gazy wylotowe odrzucają je z dala od orbitera. Silniczki górne są przykryte osłonami stalowymi, które wprawdzie w czasie zapłonu pękają, ale pozostają na stałe przytwierdzone do dysz silniczków.

Materiał pędny w silniczku spala się w czasie średnio 0,66 s dając ciąg 97,9 kN i impuls właściwy 250 s (w próżni). W chwili zakończenia ich pracy rakieta wspomagająca powinna być odsunięta na odległość 320 cm od zbiornika.

Spadochrony

Po odłączeniu rakiety wspomagające wznoszą się jeszcze, a następnie po torze balistycznym opadają w kierunku oceanu. Ich lot swobodny trwa 4 min. Są one odzyskiwane przez system spadochronów o czaszach taśmowych, tj. wykonanych z taśmy koncentrycznie rozbiegającej się od środka. Prześwit czasz wynosi 16%.

Rakieta wspomagająca spada z wysokości 70 km pod dużym kątem natarcia i gdy jej prędkość spadnie do ok. Ma=0,5 (na wysokości 4700 m) rozpoczyna się sekwencja odzyskania. Przekaźnik barometryczny powoduje zapłon trzech ładunków pirotechnicznych, które odrzucają stożek dziobowy. Pod stożkiem dziobowym jest upakowany spadochron wyciągający o średnicy czaszy 3,5 m. Wytrzymuje on obciążenia do 6584 kg powstające przy wyciąganiu spadochronu stabilizującego. Uwolniony spadochron wyciągający rozkłada się i pociąga za sznury uruchamiając inicjowane ładunkami pirotechnicznymi noże. Przecinają one wiązania spadochronu stabilizującego. Ma on czaszę o średnicy 16,5 m i wytrzymuje maksymalne obciążenia wynoszące 122 000 kg. Spadochron ten rozkłada się w trzech etapach. Początkowo tylko w 60%, ale wkrótce przecinana jest linka (reflina) i czasza rozpina się w 80%. Na wysokości ok. 2835 m przecinana jest druga reflina otwierająca spadochron stabilizujący do pełnych rozmiarów. Głównym jego zadaniem jest wstrzymanie koziołkowania rakiety i ustawienie jej dyszą w kierunku wody.

Na wysokości ok. 2010 m przekaźnik barometryczny wysyła sygnał inicjujący eksplozję ładunków pirotechnicznych oddzielających osłonę spadochronów głównych. Opada ona na spadochronie stabilizującym i uderza o powierzchnię wody z prędkością 18,2 m/s. Tymczasem otwierają się trzy identyczne spadochrony główne o średnicy czaszy 35 m (począwszy od misji 41-D o średnicy 41 m) i łącznym obciążeniu dopuszczalnym 247 000 kg. Każda czasza jest połączona z silnikiem za pomocą 96 linek o długości 52 m. Spadochrony główne otwierają się w trzech fazach (19, 45 i 100% otwarcia) i zmniejszają prędkość opadania silnika do 26 m/s w chwili zetknięcia z wodą. W tym samym momencie ładunki wybuchowe kruszą śruby łączące silnik z linkami spadochronów, które unoszą się na wodzie samodzielnie. Woda wypełnia 75% objętości komory spalania silnika, który ustawia się dyszą w dół i pływa dzięki uwięzionemu wewnątrz powietrzu. Może się tak unosić przez 72 h.

Sekwencja odzyskiwania rakiety wspomagającej1 – Spadochron wyciągający, 2 – Stożek dziobowy, 3 – Rakieta wspomagająca SRB, 4 – Spadochron stabilizujący, 5 – Osłona spadochronów głównych, 6 – Trzy spadochrony główne.

Instalacje elektryczne i oprzyrządowanie

Rakiety wspomagające wykorzystują dwa źródła energii elektrycznej: ogniwa paliwowe orbitera i własne akumulatory. Energia jest rozdzielana do wszystkich podsystemów przez zintegrowane zespoły elektroniczne. Te same urządzenia zarządzają przepływem danych między rakietą a orbiterem. Wszystkie informacje związane z bezpieczeństwem misji (zapłon silników, działania układu sterowania kierunkiem siły ciągu, odłączanie) są przekazywane do orbitera przez łącza trwałe. Pozostałe zaś przez łącza komutowane czasowo. Osobne układy decydują o eksplodowaniu ładunków pirotechnicznych. Wysłanie sygnału inicjującego zachodzi tylko wtedy, gdy zarejestrowane zostaną trzy zakodowane sygnały o odpowiedniej długości i odstępach czasowych.

Rakiety wspomagające są wyposażone w rozliczne środki ułatwiające ich odszukanie po wodowaniu. Jest to nadajnik radiowy o zasięgu 17 km oraz białe migające światło pozycyjne widoczne z odległości 9 km. Moc lampy wynosi 500 W.

Usprawnienia

W misji STS-8 po raz pierwszy zastosowano silnik SRB o podwyższonej sprawności. W stosunku do silnika standardowego ma on cieńsze ścianki umożliwiające napełnienie większą ilością materiałów pędnych i zmodyfikowaną dyszę. Zmiany polegały głównie na zmniejszeniu jej średnicy w przekroju krytycznym o 1,45 cm, zwiększeniu średnicy wylotowej o 10 cm i wydłużeniu dyszy o 26,5 cm. Zmieniono także rozkład tlenku żelaza w mieszance paliwowej oraz wprowadzono cieńszą izolację ścianek segmentów. Modyfikacje te zwiększyły impuls właściwy silnika SRB z 265,5 s do 268 s, a udźwig promu kosmicznego o 1400 kg.

Elementy standardowych rakiet wspomagających są używane wielokrotnie: segmenty dwadzieścia razy, a spadochrony dziesięć razy.

Bibliografia

• Jacek Nowicki i Krzysztof Zięcina: Samoloty Kosmiczne.

Linki zewnętrzne

• Booster oddzielający się od promu (film w formacie mpg). NASA.

Zobacz też

• Odzyskiwanie i remont rakiet wspomagających

System Transportu Kosmicznego Główne artykuły System Transportu Kosmicznego Wahadłowiec kosmiczny Komponenty Orbiter SRB ET Systemy SSME SRM OMS RCS Canadarm OBSS ODS Orbitery STS Columbia Challenger Discovery Atlantis Endeavour STS – Od powstania do pierwszej misji Narodziny koncepcji i powstanie projektu Ostateczna koncepcja wahadłowca ALT - Próby podejścia i lądowania MVGVT – Próby drgań Próby na wyrzutni Próby wytrzymałościowe prototypu STA-099 Próby silników SSME Próby rakiet wspomagających i zbiornika zewnętrznego Próby awioniki wahadłowca Przedmioty testów Pathfinder Enterprise MPTA-ET MPTA-098 Miejsca startu Centrum Kosmiczne Johna F. Kennedy’ego (Kompleks startowy 39) Vandenberg AFB (Kompleks startowy 6 bazy Vandenberg) (anulowane w 1986) Miejsca lądowań Centrum Kosmiczne Johna F. Kennedy’ego (SLF 15 lub 33) Edwards Air Force Base (bieżnia 23) White Sands Missile Range Przyszłość programu Shuttle-Derived Launch Vehicle Shuttle-C Ares I Ares V Instalacje naziemne Vehicle Assembly Building Mobile Launcher Platform Crawler-transporter Katastrofy Challenger (1986) Columbia (2003) Operacje Odliczanie do startu wahadłowca Wzlot wahadłowca na orbitę Operacje orbitalne wahadłowca Wejście w atmosferę i lądowanie wahadłowca Różne Misje Misje anulowane Decyzja Załogi W fikcji Shuttle Carrier Aircraft Rendezvous Pitch Maneuver Spacelab SpaceHab Saturn-Shuttle Ośrodki i operacje naziemne Lądowisko Hangar Obsługi Orbitera OPF Hala montażu pojazdu VAB Centrum kontroli startu MCC Kompleks startowy 39 Budynki obsługi członów napędu orbitalnego Przygotowanie ładunków użytecznych Odzyskiwanie i remont rakiet wspomagających Centrum Kontroli Misji Edwards Air Force Base Operacje awaryjne Sposoby ewakuacji załogi Sposoby przerwania startu Awaria na orbicie lądowanie awaryjne