kosmo.cz - Pilotované lety - STS - SRB - Startovací motory kosmického raketoplánu

SRB - Startovací motory kosmického raketoplánu

SRB = Solid Rocket Booster

Dr. LUBOR LEJČEK, CSc. (L+K 7/1981)

První návrhy konstrukce raketoplánu počítaly s družicovým a startovacím stupněm. Finanční náročnost této koncepce však vedla k nahrazeni startovacího stupně raketoplánu dvěma startovacími motory na tuhé pohonné hmoty SRB (Solid Rocket Booster). Startovací motory tohoto typu nebyly voleny náhodně. Již řadu let se používá startovacích motorů typu Castor 2 a 4 na raketách Delta a také Titan IIIC má startovací stupeň v podobě dvou pětisegmentových motorů UA 1205. Zkušenosti získané právě s provozem motorů UA 1205, např. možnost řízení vektoru tahu, určeni závislosti tahu motoru na čase návrhem geometrie profitu hoření zrna, a také bezpečnost těchto motorů, značnou měrou ovlivnily rozhodnuti použít motorů na tuhé pohonné hmoty (TPH) jako startovacích motorů raketoplánu (viz L+K 52, 1976, č. 12. s. 454). Jde vlastně o první použíti raketových motorů na tuhé pohonné hmoty při pilotovaném letu.

Technické požadavky pro realizaci SRB vypsalo v roce 1973 Marshallovo výzkumné středisko NASA. Z ekonomických důvodů bylo třeba, aby motor byl několikanásobně použitelný. Proto bylo rozhodnuto jej po ukončeni funkce snášet na padácích na hladinu moře, zachraňovat a připravovat k novému použiti. Původní návrh omezoval průměr motoru na 3,66 m a poměr délky spalovací komory k průměru na 8,5. V případě nutnosti - při zvětšeni hmotnosti družicového stupně a nádrže na kapalný kyslík a vodík bylo možné zvětšit poměr délka/průměr motoru na 10. Základní části motoru tvoří spalovací komora, zrno TPH se zažehovačem a tryska, doplněné dalšími systémy- systémem řízení tahu, padákovým systémem, elektrickým systémem, systémem odděleni SRB od nádrže a systémem přerušení tahu.

Spalovací komora

je hlavni části motoru. Je složena z 11 odlévaných válcových dílů (bez svárů) z oceli D6AC. Každý díl je za horka válcován na průměr 3,66 m, a dále tepelně zpracováván pro zvýšeni pevnosti a houževnatosti (koeficient bezpečnosti je 1,4 oproti 1,25 u motorů používaných při nepilotovaných letech). Takto upravené díly se spojují ve větší sekce mechanickými spojeními třmenového typu. Nejdelší střední sekce jsou asi 4,1 m dlouhé; délka celé komory obnáší 35,3 m. Jednotlivé sekce se pak plni tuhou pohonnou hmotou. Pohonnou hmotu tvoří kopolymer polybutadienakrylové kyseliny jako palivo s přidaným práškovým hliníkem a katalyzátorem rychlosti hořeni (FeO), a dále okysličovadlo, kterým je chloristan amonný. Pohonná hmota může pracovat při vnější teplotě mezi 4-32 °C, s optimem při 15,5 °C.

První sekce má zrno profilované do tvaru jedenácticípé hvězdy, což dává zpočátku velký povrch hoření a zajistí v okamžiku startu poměr tahu všech motorů raketoplánu k celkové hmotnosti 1,5. Tři střední sekce mají zrno s válcovým kanálem, zadní sekce má kanál kuželový. Stěny komory jsou od zrna pohonné hmoty odděleny izolaci, která udržuje teplotu konstrukce na hodnotě do 36 °C. Plnění sekce pohonnou hmotou probíhá ve vakuu. Nad sekci se přistaví vakuový zvon a do středu sekce se umístí jádro určující profil zrna. Pak se sekce plní namíchanou pohonnou směsí. Vakuum je nutné k uvolnění případných vzduchových bublin ze směsi a k zajištění homogennosti zrna. Když je sekce motoru naplněná, vakuový zvon se odstraní a palivo za čtyři dny při teplotě přibližně 57 °C zpolymerizuje. Pak je zrno pokryto inhibitorem, zabraňujícím hoření zrna v nežádoucích směrech. Po skončeni polymerizace je jádro vyjmuto a homogennost zrna se kontroluje rentgenem. V přední sekci je zažehovač - vlastně menší raketový motor TPH, jehož horké zplodiny hoření jednak zajistí pracovní tlak v komoře SRB, a jednak zažehnou pohonnou hmotu. Zadní sekce je ukončena tryskou a mechanismem natáčeni trysky. Je zesílena 7 zpevňovacími prstenci a jedním prstencem upevňovacím, na němž je uchycen spoj s odhazovací nádrži a ještě je zde umístěna část elektroniky.

Profilovaná tryska o hmotnosti asi 10 t je zakončena výstupním kuželem z karbon fenolového materiálu; kužel se po dohoření motoru odhazuje. Vnitřek trysky pokrývá ablativní materiál. Poměr plochy výstupního průřezu k ploše kritického průřezu je 7:1 (průměr výstupního průřezu je 3,59 m; kritického 1,32 m). Tryska je v zadní sekci utěsněna deseti segmenty ze silikonového kaučuku, střídajícími se s deseti segmenty kovovými tak, aby bylo možné trysku natáčet o 8° do libovolného směru. Předpokládá se o nich, že vydrží devět použiti. Natáčeni trysky je mechanické. Dva pneumatické pracovní válce, upevněné pod úhlem 45° k rovinám klopení a natáčení, zabezpečují ± 8° natočení trysky. Pracovní látkou v pneumatickém systému je chladný stlačený dusík. Zásoba dusíku dovoluje během letu raketoplánu celkový odklon trysky o 140° různými rychlostmi (maximálně 5°/s). Při plném tahu je přípustná odchylka vektoru tahu ±0,5° v libovolném směru a posunutí od geometrické osy trysky maximálně 12,7 mm.

Před vnějším aerodynamickým namáháním chrání trysku kryt, konstruovaný současně tak, aby udržel celý komplex raketoplánu na startovním stole, k němuž je připevněn čtyřmi výbušnými nýty. V krytu trysky je též zabudována pneumatika řízení trysky. Na vnějším krytu jsou upevněny čtyři malé motorky na TPH, sloužící ke vzdáleni motoru od raketoplánu.

Přední kuželovitá část

obsahuje padákový systém, jehož hlavni části jsou 3 padáky o průměru 40 m. Ty zbrzdí sestupující motor natolik, že rychlost dopadu na mořskou hladinu je menší než 24 m/s, při horizontální rychlosti pod 18 m/s. Namáhání motoru při dopadu na hladinu nemá být větší než namáháni motoru za chodu. Motor plave na hladině při vlnách do výšky 4 m a je možné jej vléci po vlnách do výšky 2,4 m. Předpokládá se, že padáků lze použit 10x.

Přechodový úsek

má za úkol přenášet celý tah motoru na konstrukci palivové nádrže. V přechodovém úseku je proto uzel pevného spoje SRB s palivovou nádrži. Protože však během letu dochází ke statickému a dynamickému rozpínání jednak palivové nádrže (např. v důsledku přemisťování pohonných hmot a aerodynamického zatížení), jednak samotných SRB (v důsledku tlaku produktu hořeni uvnitř spalovací komory), dovoluje zadní upevněni motoru (přes upevňovací prstenec na zadní sekci SRB) relativní pohyb motoru a nádrže až o 240 mm. Přechodový úsek obsahuje dále řídicí elektroniku, signalizační bóje a čtyři raketové motory systému oddělováni (stejné jako na krytu trysky). Tyto motory mají tah přibližně 89 kN a dobu hoření 0,66 s. Kromě vyjmenovaných a popsaných částí motoru jsou pro zajištění jeho funkce nutné i další systémy.

Elektrický systém

slouží k rozvodu elektrického proudu a přenosu signálu od elektronického systému k ovládacím systémům. Po odděleni motoru je systém napájen vlastní baterií. Části elektrického systému je i kabeláž na vnější straně SRB; spojuje systém řízeni vektoru tahu s elektronickým systémem. Kontrolu a zapálení SRB, oddělení motoru, zažehnutí předních a zadních oddělovacích raketových motoru, obstarává třikrát jištěné programovací zařízení. Systém záchrany raketového motoru je jištěn dvojnásobně. K elektrickému systému patří i tříosý gyroskop (tvoří část řízení raketoplánu při startu), který je umístěn v krytu trysky.

Činnost SRB

Letový plán předpokládá jako první úkol asi 20 s před startem aktivaci pneumatiky systému řízení vektoru tahu. Když dosáhne tah hlavních motoru 90 % plánované hodnoty, zažehuji se motory SRB; start raketoplánu následuje po odpáleni výbušných nýtu, udržujících raketoplán na startovním stole.

Během prvních 180-440 milisekund stoupne tah startovacích motoru na hodnotu přibližně 13,68 MN, na niž setrvá prvních 20s letu. Pak začne klesat na přibližně 11,92 MN a po 50 s letu, kdy dochází k maximálnímu aerodynamickému zatrženi, tah poklesne až na 9,27 MN, aby se přetížení redukovalo na hodnotu menší než 3g. Po poklesu aerodynamického zatížení tah opět vzroste, a to tak, aby byla zachována mez 3g. Tento průběh tahu zajišťuje geometrie kanálu zrna. Motory dohoří mezi 122-123 s při rychlosti sestavy 1460 m/s, ve výšce 43 km, kdy se odděluji.

Vzdáleni motoru od raketoplánu zajišťují odhazovací motory (4 vpředu a 4 vzadu; tah každého dosahuje 89 kN). Vrcholem dráhy v 63 km proletí motory rychlosti 1260 m/s; odhazuje se zde výstupní kužel trysky. Stabilizační padák o průměru 3,5 m se otvírá ve výšce asi 5 km na povel dvou barometrických relé., po odhozeni vrcholu přední kuželovitá části. Přibližně ve 3 km se na další impuls barometrických relé odděluje zbytek kužele, který uvolňuje výtažný padák (průměr 17,5 m), za nimž následují hlavni padáky. Kuželovitý kryt a výtažný padák přistávají asi 2 km od SRB, celkem 260 km od mysu Canaveral. Motor přistává na hladinu oceánu tryskou dolu a voda naplní asi 75 % jeho délky; ve zbytku zůstává vzduchová bublina, která motor nadnáší. Takto může motor setrvat na hladině až 72 hodiny. Záchranné lodě nejprve vyzvednou hlavní padáky, výtažný padák a zbytek předního kuželovitého krytu. Z motoru je dálkově ovládaným zařízením vytlačena voda a tryska se uzavře, aby motor mohl být vlečen po hladině. Po vytaženi na břeh je motor omyt od slané vody a zbytek tepelné izolace uvnitř se odstraní proudem vody o vysokém tlaku. Potom přichází na řadu demontáž - motor je rozebrán na segmenty a odeslán k naplněni pohonnou hmotou.

Zkoušky SRB

Protože se v USA během vývoje nejrůznějších raketových motoru na TPH shromáždilo dostatek zkušenosti s jejich navrhováním, bylo rozhodnuto omezit program zkoušek SRB na minimum. Zkoušky tvořily čtyři vývojové zážehy motoru, po nichž následovaly tři kvalifikační zážehy- všechny s motory uloženými v horizontální poloze. Mimoto byly vyrobeny čtyři makety motoru, dvě naplněné a dvě prázdné (např. pro vibrační zkoušky). a jedna maketa v 75% velikosti, naplněná hydraulickým olejem a vystavovaná různým zatížením. Při prvních dvou zkouškách motoru, které proběhly v červnu 1977 a lednu 1978, se ke změně vektoru tahu používalo zařízení zbylého z programu raket Saturn. Teprve při třetí zkoušce mělo být použito ovládacího zařízení navrženého pro SRB (k testu bylo nutné použít i krytu trysky motoru). Zkouška se měla uskutečnit v květnu 1978, ale z bezpečnostních důvodů byla odložena na říjen 1978 (bylo nutné zesílit tloušťku inhibitoru). Také čtvrtá zkouška, plánovaná původně na červenec 1978, byla přesunuta až na únor 1979. Tentokrát odklad způsobily bubliny zjištěné v zrnu v jedné ze středních sekcí a poškození zrna zadní sekce, způsobené neopatrnou manipulaci. Při této zkoušce se sledovaly základní parametry, jako maximální a střední tah, doba chodu motoru a maximální tlak v komoře. Zpočátku se zdálo, že je vše v pořádku - zážeh, tryska, ovládáni vektoru tahu. Také pevnost konstrukce motoru a stálost tahu byly zhruba v povolených mezích. Důkladné vyhodnocení zkoušek však ukázalo, že během chodu motoru v časovém intervalu od 85 do 110 s dochází k oscilacím tahu s amplitudou přibližně 130 kN. Oscilace tahu byly důsledkem fluktuací tlaku v komoře s amplitudou 0,010 MPa a frekvenci 12-13 Hz (tlak v komoře dosahuje asi 6,2 MPa). Tato skutečnost byla přezkoumána z hlediska strukturní pevnosti raketoplánu, neboť oscilace se přímo přenášejí na konstrukci odhazovací nádrže. Mimo to bylo zjištěno, že profil hoření SRB vede ke značným podélným vibracím celé soustavy raketoplánu. Údajů o těchto vibracích bylo použito v simulátoru pro nácvik startu raketoplánu.

První kvalifikační zkouška motoru SRB proběhla 13. 6. 1979. Během 122 s hořeni motoru byla tryska vychylována o ±4,60°. V době od 65 do 110 s byly pozorovány oscilace tahu s amplitudou menši než 1 % nominálního tahu. Po skončeni zkoušky byla spalovací komora důkladně prohlédnuta.

Druhá kvalifikační zkouška se uskutečnila 27. 9. 1979 a třetí, poslední, 13. 2. 1980. Obě zkoušky (všechny probíhaly v poušti blízko Brigham City v Utahu), při nichž bylo dosaženo nominálního tahu 12,6 MN, byly prohlášeny za uspokojivé.

Zdá se tedy, že se startovacími motory SRB by neměly být žádné problémy. Jisté obavy vzbuzuje jen výskyt trhlin v odlitém zrnu TPH. Trhliny běžně vznikají při odlévání zrna a jejich odstranění nedělá potíže, jsou-Ii lokalizovány ještě před sestavením motoru. Není ovšem nic známo o tom, zda trhliny mohou vznikat a dále se šířit i po kompletaci celého motoru. Proto se uvažuje o možnosti kontrolovat zrna motorů SRB jak v montážní budově VAB, tak přímo na rampě, a to tak, že po demontáži přední části a zažehovače by byl do motoru spuštěn technik, který by stav zrna zkontroloval zevnitř.

Kromě statických zkoušek chodu SRB se uskutečnily rozsáhlé dynamické zkoušky kompletní sestavy raketoplánu, nádrže i startovacích raketových motorů.,při nichž se zkoumalo dynamické zatíženi konstrukce při startu a v různých fázích letu. Zjistilo se tak např., že plánovaná zážehová sekvence hlavních kyslíko-vodíkových motorů (SSME) a SRB by příliš zatížila konstrukci SRB. Kyslíko- vodíkové motory, jejichž zážeh měl proběhnout 4 s před zážehem SRB, se v důsledku asymetricky působícího tahu snaží vychýlit konstrukci SRB od vertikály. Kdyby se motory SRB zažehly v okamžiku, kdy se jejich konstrukce (která drží celý raketoplán na startovním stole) ještě vychyluje vlivem tahu SSME, celá sestava raketoplánu by se prudce vrátila zpět do vertikální polohy a zatížení konstrukce SRB by v momentě startu přesáhlo únosnou míru. Motory SSME se proto budou zažehovat 6 s před motory SRB. Během těchto 6 sekund hoření hlavních motorů dojde k ustálení výchylky konstrukce SRB a utlumení dynamických momentů. Když se pak při zážehu startovacích motorů vrací celá sestava zpět, není namáháni konstrukce SRB tak velké.

Motory SRB jsou tedy připraveny pro první let raketoplánu. Bez ohledu na to se již nyní studují možnosti, jak pomoci jejich modifikace dále zvýšit nosnou kapacitu raketoplánu. Pro lety na polární dráhu se zatížením do 14,5 t se studuje možnost přidání menšího raketového motoru na tuhé pohonné hmoty k SRB. Takový přídavný motor by měl délku 1 délky SRB; tah 4,4 MN by měl během prvních 18 s lineárně poklesnout na 2,2 MN mezi 18 a 28 s a od 35 do 70 s se má ustálit na 1,8 MN. Celková doba hoření přídavného motoru by obnášela 81 s. Na modelech se zatím studuje vliv zatržení konstrukce při startu a dále vliv vibrací a tepelná zátěž.

Technické charakteristiky Solid Rocket Booster - aproximativní

Délka motoru ............... 45m
Délka spalovací komory ..... 35,3m
Průměr ..................... 3,66m
Hmotnost TPH ............... 501,7 t
Hmotnost konstrukce ........  81,9 t
Specifický impuls .......... 248 sec
Maximální tah .............. 13,7 MN
Střední letový tah ......... 11,9 MN
Doba funkce ................ 122-123 sec
Použitelnost-záměr ......... 20x

Hmotnosti jednotlivých stavebních prvků SRB

Položka          Přední seg. 1.válcový seg. 2.válcový seg. Zadní seg. Celkem
Komora                11788          10106          10106      13807   45807
Izolace                2350            557            557       2089    5553
Inhibitor                72            242            242        123     679
Pancéřování             177            166            166        193     702
Kabeláž                  73             73             73         56     275
TPH                  133308         121309         121309     126733  502659
Segmenty celkově     147768         132453         132453     143001  555675
Tryska                                                                  9753
Konstrukce zažehovače                                                    212
Slož zažehovače                                                           88
Montážní příruby a šroubení                                              138
Snímače                                                                    1 
Rezerva                                                                 1647
Motor celkově                                                         567514
Záchranný systém, přední kryt, kryt trysky, odhoz motorů a jiné různé  16086
SRB celkově                                                           583600

Údaje jsou v metrické míře, v kg.

Tyto tabulky dnes mají platnost jen čistě orientační tedy pro všeobecný přehled, neboť tyto motory procházejí různými úpravami a modifikacemi. Poslední výrazná modifikace byla provedena v roce 1986 tedy po tragické havárii mise raketoplánu STS 51-L Challenger.

Literatura:

Anurejev l. I.: Rakety mnogokratnogo ispolzovanija, Moskva 1975
NASA SP-407 Space Shuttle, Washington 1976
Aviation Week& Space Technology, 8.11.1976, s. 84; 20.2.1978, s 54
L'Aéronautique et L'Astronautique, 1978, č. 70, s. 60

S laskavým svolením autora přepis zajistil D.Lazecký s použitím materiálů ze sbírky J.Navary.

Aktualizováno : 19.03.2003

[ Obsah | Pilotované lety | STS ]

Pokud není uvedeno jinak, jsou použité fotografie z NASA (viz. Using NASA Imagery) a dalších volně přístupných zdrojů.

(originál je na https://mek.kosmo.cz/pil_lety/usa/sts/lk3.htm)