航天飞机固体助推器

概览

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。

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（TVC）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TVC，TVC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TVC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。

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

分离前，轨道器向SRB发出指令开启回收逻辑系统。同时发出指令开启三个端头罩推力器（以便展开引导伞和降落伞），锥体环起爆器（以便展开主降落伞），断开主降落伞连接。
回收序列从高空空压开关运行开始，触发端头罩推力器，抛除端头罩，放出引导伞。端头罩分离预定高度4786米，约在SRB分离218秒后。直径3.5米的引导伞拉动连接切割刀的系索，切断减速伞的固定环带。引导伞拉出减速伞包悬挂带，使之从原位置展开。十二根长32米的悬挂带伸开后，直径16.5米的减速伞打开。减速伞可承受约143吨重量，自重544kg。
减速伞展开后，SRB呈尾端在下状态。在预定高度1676米，SRB分离243秒后，低空空压开关打开，锥台体分离，减速伞将锥台体拉离SRB。主伞悬索从位于锥台内展开，全长62米，接着三个主伞展开，一段时间延迟后，主伞收束绳断开，主伞张开至原始尺寸。每个伞直径45米，承重88吨，自重988kg。锥台体分离20秒后，喷管延伸部分离。
SRB分离279秒后，以23m/s的速度溅落海面。溅落点约离佛罗里达州东海岸240公里（130海里）。由于SRB是喷管先入水，空气已充满内部，使得SRB漂浮，前端露出水面9米。
目前的设计是保留主伞至溅落。盐水活化释放设备(SWAR)集成到主伞总力管中，以简化回收工作，并减小对SRB的损伤。
特别打造的NASA回收船，Freedom Star和Liberty Star，前往回收SRB及相关设备。助推器被定位后，潜水员将潜水运作设备（DOP）放入喷管中，向发动机壳体内注入空气，使SRB变为水平漂浮以便拖运。随后回收船将SRB及其它组件拖回肯尼迪航天中心。

挑战者号事故

罗杰斯委员会报告指出挑战者号失事是由SRB的连接设计缺陷引起的。停飞期间，对挑战者号残骸的详细的结构分析发现，SRB与外储箱的连接环在冲击下产生过载碰撞。为了修正此缺陷，连接环被重新设计为360°环绕助推器。以前的设计只是270°环绕。
此外，专门的结构测试发现固定柱与尾裙部的连接焊接存在问题，因此尾裙部的尾环增加了加强梁。
两处改动使每台SRB增重204 kg（450磅），新助推器名为“重设计固体火箭发动机”(RSRM)。

先进固体助推器

NASA曾计划在自己的工厂制造新的先进固体助推器（ASRB）来取代“挑战者号”之后的航天飞机所用助推器。ASRB将能产生额外推力来增加航天飞机载荷，以便能运送组件到国际空间站。在花费了20亿美元之后，该项目被取消，而“超轻型外储箱”替换之前发射时挂载的“轻型外储箱”。现在ASRB的外壳和“开路者号”一起陈列在位于亨茨维尔的美国太空和火箭中心。

纤维缠绕壳体

为了在范登堡空军基地的SLC-6发射台上将航天飞机送入极轨道，SRB采用更轻的纤维缠绕壳体(FWC)代替肯尼迪航天中心发射时用的钢制壳体。与常规SRB采用了曾导致挑战者号事故的有缺陷的安装接头设计不同，纤维缠绕壳体采助推器采用双尾（"double tang"）连接设计（可在主发动机点火离地前的震动中使助推器保持相对位置不变），但仍使用两个O形密封环。

五段式助推器

在2003年“哥伦比亚号”事故之前，NASA曾考虑过将现有的四段式发动机换成五段式助推器，或者换成采用宇宙神五号或德尔塔四号技术的"flyback"液体助推器。采用五段式设计对现有航天飞机结构改动小，但能增加9,100 kg （20,000 磅 ）有效载荷到国际空间站的倾斜轨道，并且消除了执行“航天飞机异常模式”的危险，甚至可以在太平洋上空采用“双向曲折机动”飞往极轨道。哥伦比亚事件之后，NASA搁置了五段式助推器研发，而为了星座计划中的战神一号和战神五号又复兴了此计划。

未来应用

NASA计划将SRB的设计和基本结构用于战神系列火箭。2005年，NASA宣布航天飞机衍生运载器将用于运送猎户座飞船至近地轨道，随后送往月球。而SRB衍生的运载器名为战神一号。原计划采用原先的四段式发动机作为第一级，第二级使用一台液体发动机。2006年提出并改进至今的计划是采用五段式发动机做第一级，第二级采用阿波罗计划的产物J-2发动机的衍生品J-2X发动机。为安置SRB原先的端头罩部分，战神一号使用一段锥形间级来间接第一级和第二级。同时将采用更大更重的降落伞以便回收。
重型运载火箭战神五号的原设计方案是第一级采用五台SSME发动机和一对五段式发动机为助推器。当前设计是采用六台RS-68B发动机和一对5.5段式助推器（类似已退役的泰坦34-D火箭配置）。重新设计后的战神五号将比土星五号，N1火箭，能源号火箭更长，推力更大。虽然目前关于助推器的回收和重用还有没有最终方案，但很可能采用和航天飞机时代相同的过程。因为用于战神五号的助推器其飞行轨迹和航天飞机助推器几乎相同。
DIRECT计划使用的运载器与战神系列不同，将在德尔塔四号衍生火箭上采用一对原始四段式发动机配合RS-68发动机。