标题：航天飞机固体助推器
概览
航天飞机固体助推器(以下简称SRB或助推器)是为航天飞机在发射升空前两分钟内提供推力的一对固体火箭助推器，安装在外储箱两侧。每台助推器能产生1.8倍于F-1发动机的推力,F-1是推力最大的单室液体燃料火箭发动机，五台F-1驱动登月火箭土星五号。而SRB是推力最大的固体助推器，也是载人航天第一次使用固体助推器。被抛弃的SRB溅落大洋上，被打捞后灌注推进剂重新使用，可重用数次。SRB的主要承包商和药柱生产商是位于犹他州百翰市的锡奥科尔公司。
两台可重用的SRB提供航天飞机离地时的主要推力，一直工作到约45公里（150000英尺）高空。在发射台上，SRB承担了外储箱和轨道器的全部重量，并将之转移给移动发射台。发射时每台助推器产生约1245吨（2800000磅力）推力，随后迅速增加到1379吨（3100000磅力）推力。三台主发动机点火推力达到预设水平后，SRB点火。SRB分离75秒后到达67公里（220000英尺）最高点，随后降落伞打开，溅落在离发射场122海里（226公里）海面上并得到回收。
SRB是最大的固体燃料火箭，也是第一次采用可重用设计的固体火箭。助推器高45米，直径3.7米。在发射台上，每台助推器重589550 kg（1300000磅），两台助推器占全部起飞质量的60%。而每台助推器中填充的推进剂重约498850 kg（1100000磅）。
SRB的基本元件有发动机（含壳体，推进剂，点火器和喷管），主结构体，分离系统，飞行控制仪器，火工设备，减速系统，推力矢量控制器，回收系统，安全自毁系统。
每台助推器都通过SRB尾部的两个横向支杆和斜向连接杆与外储箱相接，并且SRB前裙部与外储箱前端相接。每台助推器尾部还通过四颗脆性螺母与发射台相接，起飞时螺母断开。
助推器分为七部分有不同厂商制造然后在厂房中成对组装，通过铁路运到肯尼迪航天中心完成最后总装。各段通过环形夹，挂钩, 牵引钩联结销紧固，再用三个“O形环”进行密封，最后涂上耐热腻子。
组件
固定柱每台助推器都有四个固定柱与发射台上的相应的支撑柱对应，固定螺栓将助推器与发射台连接起来。螺栓两端都有螺母，而顶端螺母是脆性螺母，其中含有两个NASA标准起爆器（NSD），将在固体发动机收到点火命令后起爆。随后螺栓在NSD燃气压力和重力作用下向下滑出掉入装满沙的螺栓减速台。该螺栓长71厘米，直径8.9厘米。而脆性螺母被吹风容器捕获。如果固定失败，SRB的推力足够拉断螺栓，释放航天飞机。
SRB的点火命令是轨道器中的电脑发出的，信号经主事件控制器到移动发射台上的火工点火控制器（PIC）。发射前16秒，发射处理系统为PIC低压供电，PIC使用低压启动起爆器。电力分配轨道器的主直流总线电源通过A,B,C三条SRB总线向SRB供电，分别对应主直流总线电源的A,B,C线。主直流总线电源的C线作为SRB的A,B总线的备用电源，B线作为SRB的C总线备用电源。如此电力分配设计可使所有SRB总线在轨道器其中一个总线失效时保持电力。
公称运行电压是28±4V DC.液压系统每台SRB都含有两套自维持的独立液压动力系统（HPU），每个系统由辅助动力系统（APU），燃料供给模块，液压泵，液压储油器和液压液体管道集成组成。辅助动力系统由联氨供能，通过机械轴驱动液压泵，产生SRB液压系统的液压。两套液压动力系统和两套液压系统处于SRB尾部，位于喷管和尾裙部之间。液压动力系统的组件安置在尾裙部，处于摇摆和倾斜传动装置之间。而控制电路模块置于尾部外储箱连接环处的电子集成设备区。两套系统在T+28秒开始工作，直至SRB与外储箱和轨道器分离。
液压动力系统和其燃料系统是彼此分开的。每个燃料供给模块储有10kg联氨，压力为2757.88 kPa（400psi）的氮气挤压联氨进入燃料分配管。
辅助动力系统（APU）中，燃料泵给联氨增压并输送至燃气发生器。燃气发生器在催化剂作用下将联氨分解为高温，高压气体。二级涡轮泵将气压变为机械动力，驱动变速箱。冷却的低压废气在排出前还流经燃气发生器做冷却之用。变速箱驱动燃料泵，自身润滑泵，液压动力系统的液压泵。该系统不能自启动，因此一根旁管向燃气发生器输送氮气，直到辅助动力系统转速过高，产生的出口压力高过旁管。
APU转速达到100%，APU主控制阀关闭，此后APU的转速由控制电路控制。如果主控制阀出故障保持开放状态，副控制阀将在APU达到112%转速时起作用。APU的全速转速为72,000 rpm，110%转速为79,200 rpm，112%转速为80,640 rpm。
SRB上的液压动力系统与SRB的伺服传动机构相连，一套系统为伺服传动机构提供主动力，第二套作为副动力源。若主液压系统压力降至14100kPa，传动机构由切换阀控制开启副动力源。切换阀处于第二位置时，一个开关触头将关闭。若阀门关闭，APU控制器将收到信号，将APU设定为112%工作状态。APU的全速工作能为一套APU/HPU提供足够液压。
液压泵转速为3,600 rpm，输出液压为21000±340kPa。高压放泄阀当液压超过25855kPa时打开，以保护液压系统。
APU/HPU及液压系统可重用20次。推力矢量控制系统每台SRB有两套液压万向伺服传动机：一套用于翻滚，一套用于倾斜。伺服传动机为喷管的推力矢量控制提供动力。
航天飞机飞行控制系统中的上升推力矢量控制部分（ATVC）负责引导三台主发动机和两台SRB的推力以在发射和上升段控制飞行高度和轨迹。来自制导系统的指令送到ATVC，ATVC按一定比例分给主发动机和SRB的伺服传动机。四个独立的飞行控制系统通道和四个ATVC通道控制六个主发动机驱动器和四个SRB的ATVC驱动器，一个驱动器负责一台伺服传动机。
每个SRB伺服传动机由四个独立的二级伺服阀组成，伺服阀接受来自驱动器的信号。一个伺服阀控制一个传动机，进而控制喷管朝向，确定推力方向。传动机动力缸中传感器为推力矢量系统提供定位反馈信息。
每套传动机的四个伺服阀还提供一套控制定位的“多数表决机制”，即四个伺服阀的信号一致才启动，如果一个错误信号持续超过预定时间，压差传感器激活选择阀以隔离故障伺服阀的液压。由其余的伺服阀控制传动机运动。
每个信号通道的故障监视器可以显示哪个通道出问题，而隔离阀可以复位出故障的通道。
每套伺服传动机还有溅落减载设备，使喷管的挠性轴承的溅落至海面时免受损伤。速率陀螺仪配件每台SRB有两个速率陀螺仪集成(RGA)，每个RGA含有一个倾斜和一个偏航陀螺仪。它们与轨道器的翻转陀螺仪一同为轨道器电脑，制导导航系统和控制系统提供数据。SRB分离后，轨道器的陀螺仪集成继续工作。
陀螺仪集成信号通过尾部多路/多路分配器传到轨道器通用控制系统。陀螺仪集成数据冗余系统采用中值选择方式。陀螺仪集成可重用20次。推进剂发动机推进剂由高氯酸铵（氧化剂，占69.6% 质量），铝（燃料，16%），铁氧化物（催化剂，0.4%），聚合物（如PBAN和HTPB，作粘合剂，次级燃料，12.04%），环氧树脂（固化剂，1.96%）组成。这种推进剂亦称高氯酸铵组合推进剂（APCP）。用这种推进剂海平面比冲为242秒，真空比冲268秒。
主燃料是铝，因为铝比能为31.0MJ/kg，但是体积应变能密度也很高，难以意外引燃。
推进剂在前发动机段中是十一星形填料，在尾部和后罩部呈双截锥形。如此填装使发动机在离地时产生大推力，并在约50秒后推力渐减以避免航天飞机在最大动压（Max Q）期间过载。
工作过程
点火SRB只有在安全发火机构的锁针被移除后点火器才能工作，锁针由地面工作人员在预发射期间手工移除。助推器发动机点火指令在三台主发动机点火并达到额定推力90%时发出，而且没有主发动机故障，SRB点火器火工启动控制器（PIC）电压过低，发射处理系统（LPS）没有延迟。
轨道器电脑通过主事件控制器（MEC）向SRB上的安全发火机构，NASA标准起爆器发出点火指令。火工启动控制器的一个单通道电容放电器控制各个火工设备的点火。火工启动控制器必须同时收到三个信号才能点火，三个信号是：预备，点火1和点火2，它们源自轨道器通用计算机 (GPC)，随后送到MEC，MEC用28 伏电压将信号送到PIC。arm信号将PIC电容充电到40伏 DC。
通用计算机的发射序列也控制一部分主推进系统阀门，并监视主发动机的就绪状态。机载计算机在T+6.6秒向主推进系统发出启动指令（次第启动三台主发动机，间隔0.25秒），随后监视每台发动机的推力变化，三台主发动机必须在三秒内达到90%推力，否则会发出程序关机指令，并触发安全措施。
正常情况下（推力达到90%）在T+3秒时，主发动机接到指令调整到喷管到起飞朝向，同时SRB接到点火1信号，航天飞机基本弯曲载荷模式初始化（按外储箱顶部为标准，朝向外储箱方向移动65厘米（25.5英寸）。
点火2命令使多余的标准起爆器起爆，从薄挡片上落入火焰管，由此点燃安全发火机构中的增压火药（pyro booster charge）, 增压火药点燃点火启动器中的炸药，燃烧产物点燃固体发动机点火器，点火器瞬间点燃SRB垂直方向上全部推进剂表面。
在T时刻，两台SRB在四台机载计算机发出的指令下点火，SRB上的爆炸螺栓触发，机载主计时系统，事件计时器，任务时间计时器启动，三台主发动机推力达到100%，地面发射序列结束。
发动机推力在最大动压区域（Max Q）能调节减小，推进剂初始是星形填装，随后逐渐燃烧变成圆形外表面，表面积减小，因此推力减小。分离当固体发动机室压传感器经过冗余管理系统，中值选择后，两台SRB的首端室压低于345kPa（50psi），SRB分离过程启动。另有备份方案是比对点火至当前时刻所经历的时间。
分离过程启动后，推力矢量系统控制传动机移向零位，将主推进系统设为“第二级”模式（启动0.8秒后）以确保两台SRB推力都降至44吨以下。轨道器偏航姿态持续4秒，SRB推力降至27吨以下。分离指令由轨道器下达，SRB接到指令后在30毫秒内，起爆标准起爆器和分离发动机，与外储箱分开。每台SRB的每一端都有四台分离发动机。
前附着点有一个球，与外储箱的插口通过螺栓连接。螺栓两端含有标准起爆器。尾部附着点有三部分组成：上杆，下杆和斜杆。每个支杆两端都装有标准起爆器。安全自毁系统安全自毁系统（RSS）是当航天飞机失控后，由远程遥控自毁全机或部分，以减少爆炸碎片，有毒物质等。目前安全自毁系统只使用过一次，即在挑战者号解体37秒后。
每台SRB有一套安全自毁系统，系统可接受由地面发出的两条指令(预备和点火)。只有当航天飞机越过发射轨迹红线时，自毁系统才会使用。
自毁系统由两个天线耦合器，指令接收/解码机，双分配器，安全发火机构（含两个NASA标准起爆器），两个引爆信管总管(CDF)，七个CDF集成，一个线性火药（LSC）。
天线耦合器为无线电频率和地面支持设备指令提供适当阻抗。指令接收机调谐自毁指令频率，将输入信号送到分配器。指令解码器保证只有正确的指令进入分配器。分配器也有保证指令正确的设备。
标准起爆器产生火花点燃CDF，进而点燃LSC引爆航天飞机。安全发火机构在发射前和分离过程起到隔离标准起爆器和CDF的作用。
第一个预备信号，开启自毁程序，点亮位于指令长和成员舱显示和控制板上一盏灯。第二个信号就是点火指令。
SRB上的分配器是交叉相连的，如果一个SRB收到预备或者自毁信号，另一个SRB也将得到信号。
自毁系统电池为自毁A系统供电，回收电池为自毁B系统和回收系统供电。在SRB分离序列中，自毁系统电源关闭，回收系统得到供电。降落和回收