우주왕복선 고체 로켓 부스터

우주왕복선 고체 로켓 부스터(Space Shuttle Solid Rocket Booster, SRB)는 유인 우주 비행에 사용되는 발사체에 주 추진력으로 사용된 최초의 고체 로켓이었다.^[1] 두 개의 부스터는 우주왕복선이 이륙할 때와 상승 첫 2분 동안 추력의 85%를 제공했다. 연소 후, 부스터는 투하되어 대서양에 낙하했으며, 그곳에서 회수되어 검사, 재정비 및 재사용되었다.

우주왕복선 SRB는 인간을 발사한 고체 로켓 모터 중 가장 강력했다.^[2] 셔틀에서 개조된 우주 발사 시스템 (SLS) SRB는 2022년 아르테미스 1호 임무 발사 이후 가장 강력한 고체 로켓 모터로 기록을 갱신했다.^[3][4] 각 우주왕복선 SRB는 최대 14.7 MN (3,300,000 lbf)의 추력을 제공했는데,^[5] 이는 지금까지 비행한 가장 강력한 단일 연소실 액체 로켓 엔진인 로켓다인 F-1의 약 두 배에 달했다. 총 1,180 미터톤 (2,600,000 lb)의 질량을 가진 이 부스터는 이륙 시 셔틀 스택 질량의 절반 이상을 차지했다.

SRB의 모터 분절은 브리검시티의 티오콜에서 제조되었으며, 이후 올리언트 테크시스템즈 (ATK)에 인수되었다. 모든 구성 요소의 통합과 사용된 SRB의 회수를 위한 주 계약업체는 프랫 & 휘트니의 자회사인 United Space Boosters Inc.였다. 이 계약은 이후 보잉과 록히드 마틴의 합작 투자사인 유나이티드 스페이스 얼라이언스로 이관되었다.

셔틀 프로그램 동안 발사된 270개의 SRB 중 4개를 제외한 모든 SRB가 회수되었다. 이 4개는 STS-4 (낙하산 오작동으로 인한)와 STS-51-L (챌린저 우주왕복선 폭발 사고 중 사고 조사 및 안전 관리 책임자에 의해 파괴됨)에서 발생했다.^[6] 각 비행 후 5,000개 이상의 부품이 재사용을 위해 재정비되었다. STS-135를 발사한 마지막 SRB 세트에는 STS-1을 포함한 59개의 이전 임무에서 사용된 부품이 포함되어 있었다.^[7] 회수는 또한 부스터의 비행 후 검사,^[8] 이상 현상 식별 및 점진적인 설계 개선을 가능하게 했다.^[9]

개요

STS-117 동안의 고체 로켓 부스터(SRB) 분리.

두 개의 재사용 가능한 SRB는 셔틀을 발사대에서 약 150,000 ft (28 mi; 46 km) 고도까지 들어 올리는 주 추력을 제공했다. 발사대에서 두 SRB는 외부 탱크와 궤도선의 전체 무게를 지탱하고 그 구조를 통해 이동식 발사 플랫폼으로 무게 하중을 전달했다. 각 부스터는 해수면에서 약 12 메가뉴턴 (2,800,000 파운드힘)의 이륙 추력을 가졌으며, 이륙 직후 14.7 MN (3,300,000 lbf)까지 증가했다.^[5] 3개의 우주왕복선 메인 엔진의 추력 수준이 확인된 후에 점화되었다. SRB 분리 75초 후, SRB 원지점은 약 220,000 ft (42 mi; 36 nmi; 67 km) 고도에서 발생했으며, 이후 낙하산이 전개되었고 약 122 해리 (226 km; 140 mi) 떨어진 바다에 충돌했으며, 그 후 두 SRB는 회수되었다. SRB는 우주왕복선이 28 마일 (24 nmi; 45 km) 고도와 주 엔진과 함께 3,094 mph (4,979 km/h)의 속도에 도달하는 데 도움을 주었다.

SRB는 두 모터가 추진제를 완전히 소모하고 폭발 볼트와 스러스터에 의해 셔틀에서 밀려나 동시에 분리될 때까지 발사 중단 가능성 없이 셔틀의 이륙 및 상승을 책임졌다. 그제서야 발사 또는 이륙 후 중단 절차를 고려할 수 있었다. 또한, 개별 SRB의 추력 출력 실패 또는 설계된 성능 프로파일을 준수할 수 없는 경우 생존 가능성이 거의 없었다.^[10]

SRB는 지금까지 비행한 가장 큰 고체 로켓 모터였으며 재사용을 위해 설계된 첫 번째 대형 로켓이었다.^[11] 각 부스터는 149.16 ft (45.46 m) 길이와 12.17 ft (3.71 m) 직경을 가졌다. 각 SRB는 발사 시 약 1,300,000 lb (590 t)의 무게를 가졌다. 두 SRB는 총 이륙 질량의 약 69%를 차지했다. 주 로켓 연료는 과염소산 암모늄을 산화제로, 알루미늄 분말과 PBAN을 연료로 사용했다. 각 고체 로켓 모터의 총 추진제량은 약 1,100,000 lb (500 t)이었다 (§ 추진제 참조). 각 SRB의 불활성 무게는 약 200,000 파운드 (91 t)이었다.

각 부스터의 주요 요소는 모터(케이스, 추진제, 점화기, 노즐 포함), 구조, 분리 시스템, 작동 비행 계측, 회수 항공전자장치, 파이로테크닉스, 감속 시스템, 추력 벡터 제어 시스템, 그리고 사고 조사 및 안전 관리 파괴 시스템이었다.

고체 로켓 모터와 고체 로켓 부스터라는 용어는 종종 서로 바꿔 사용할 수 있지만, 기술적으로는 특정 의미를 가진다. 고체 로켓 모터는 추진제, 케이스, 점화기 및 노즐에 적용된다. 고체 로켓 부스터는 로켓 모터뿐만 아니라 회수 낙하산, 전자 계측, 분리 로켓, 사고 조사 및 안전 관리 파괴 시스템 및 추력 벡터 제어를 포함한 전체 로켓 어셈블리에 적용된다.

각 부스터는 SRB의 후방 프레임에서 두 개의 측면 스웨이 브레이스와 하나의 대각선 부착 장치로 외부 탱크에 부착되었다. 각 SRB의 전방 끝은 SRB의 전방 스커트 전방 끝에서 외부 탱크에 부착되었다. 발사대에서 각 부스터는 네 개의 고정 스터드(이륙 시 절단되는 파열 너트가 있는)로 후방 스커트에서 이동식 발사 플랫폼에 부착되었다.^[12]

부스터는 7개의 개별적으로 제조된 강철 분절로 구성되었다. 이들은 제조업체에 의해 쌍으로 조립된 후 최종 조립을 위해 철도를 통해 케네디 우주 센터로 운송되었다.^[13] 분절은 원주형 텅, 클레비스 및 클레비스 핀으로 고정되고 O링 (원래는 두 개였으나 1986년 챌린저 우주왕복선 폭발 사고 이후 세 개로 변경됨)과 내열 퍼티로 밀봉되었다.^[14]

구성 요소

SRB 다이어그램

고정 포스트

각 고체 로켓 부스터에는 이동식 발사대 플랫폼의 해당 지지 포스트에 맞는 4개의 고정 포스트가 있었다. 고정 스터드는 SRB와 발사대 플랫폼 포스트를 함께 고정했다. 각 스터드에는 양 끝에 너트가 있었고, 위쪽 너트는 파열 너트였다. 위쪽 너트에는 NASA 표준 기폭 장치 (NSD)에 의해 점화되는 두 개의 폭발물 장약이 포함되어 있었고, 이들은 고체 로켓 모터 점화 명령 시 점화되었다.

각 고정 장치에서 두 개의 NSD가 점화될 때, 파열 너트는 파열되어 고정 스터드를 해제했다. 스터드는 (발사 전 미리 장력을 가해 놓은) 스터드 내부 장력 해제, NSD 가스 압력 및 중력으로 인해 아래쪽으로 이동했다. 스터드는 모래가 담긴 스터드 감속 스탠드에 의해 멈췄다. 고정 스터드는 28 in (710 mm) 길이와 3.5 in (89 mm) 직경을 가졌다. 파열 너트는 SRB의 후방 스커트에 장착된 폭발물 용기에 수용되었다.

고체 로켓 모터 점화 명령은 궤도선 컴퓨터에서 마스터 이벤트 컨트롤러를 통해 이동식 발사 플랫폼의 고정 점화 장치 컨트롤러 (PIC)로 발행되었다. 이들은 고정 NSD에 점화를 제공했다. 발사 처리 시스템은 발사 전 마지막 16초 동안 SRB 고정 PIC의 저전압을 모니터링했다. PIC 저전압은 발사 중단을 시작했을 것이다.

전력 분배

각 SRB의 전력 분배는 SRB 버스 A, B, C를 통해 궤도선에서 공급되는 주 DC 버스 전력으로 구성되었다. 궤도선 주 DC 버스 A, B, C는 해당 SRB 버스 A, B, C에 주 DC 버스 전력을 공급했다. 또한, 궤도선 주 DC 버스 C는 SRB 버스 A와 B에 백업 전력을 공급했으며, 궤도선 버스 B는 SRB 버스 C에 백업 전력을 공급했다. 이러한 전력 분배 배열은 하나의 궤도선 주 버스가 실패하더라도 모든 SRB 버스가 계속 전력을 공급받을 수 있도록 했다.

공칭 작동 전압은 28 ± 4 볼트 DC였다.

유압 동력 장치

각 SRB는 추력 벡터 제어(TVC) 시스템을 작동하는 데 사용되는 두 개의 독립적인 자체 포함 유압 동력 장치(HPU)로 구성된다. 각 HPU는 보조 동력 장치 (APU), 연료 공급 모듈, 유압 펌프, 유압 저장소 및 유압 유체 매니폴드 어셈블리로 구성되었다. APU는 하이드라진으로 연료를 공급받았고, 유압 펌프를 구동하기 위한 기계적 샤프트 동력을 생성하여 SRB 유압 시스템에 유압 압력을 생성했다. 두 개의 분리된 HPU와 두 개의 유압 시스템은 각 SRB의 후방 끝, SRB 노즐과 후방 스커트 사이에 위치했다. HPU 구성 요소는 로커 및 틸트 액추에이터 사이의 후방 스커트에 장착되었다. 두 시스템은 T-28초부터 궤도선과 외부 탱크에서 SRB가 분리될 때까지 작동했다. 두 개의 독립적인 유압 시스템은 노즐 로커 및 틸트 서보 액추에이터에 연결되었다.^[15]

HPU 컨트롤러 전자 장치는 SRB 후방 통합 전자 어셈블리(IEAs^[16])에 후방 외부 탱크 부착 링에 위치했다.

HPU와 그 연료 시스템은 서로 격리되어 있었다. 각 연료 공급 모듈(탱크)에는 22 lb (10.0 kg)의 하이드라진이 포함되어 있었다. 연료 탱크는 400 psi (2.8 MPa)의 기체 질소로 가압되었으며, 이는 탱크에서 연료 공급 라인으로 연료를 배출하는 힘(양압 배출)을 제공하여 APU 작동 내내 APU에 양압 연료 공급을 유지했다.

APU에서 연료 펌프는 하이드라진 압력을 높이고 이를 가스 발생기로 공급했다. 가스 발생기는 하이드라진을 뜨거운 고압 가스로 촉매 분해했다. 2단 터빈은 이를 기계 동력으로 전환하여 기어박스를 구동했다. 이제 더 차갑고 저압인 폐가스는 외부로 배출되기 전에 가스 발생기 하우징을 식히기 위해 다시 통과했다. 기어박스는 연료 펌프, 자체 윤활 펌프, 그리고 HPU 유압 펌프를 구동했다. 시동 바이패스 라인은 펌프를 우회하여 APU 속도가 연료 펌프 출구 압력이 바이패스 라인 압력을 초과할 때까지 질소 탱크 압력을 사용하여 가스 발생기에 연료를 공급했으며, 이때 모든 연료는 연료 펌프에 공급되었다.

APU 속도가 100%에 도달하면 APU 주 제어 밸브가 닫히고 APU 속도는 APU 컨트롤러 전자 장치에 의해 제어되었다. 주 제어 밸브 논리가 열린 상태로 실패하면 보조 제어 밸브가 112% 속도로 APU를 제어했다.^[17]

SRB의 각 HPU는 스위칭 밸브에 의해 해당 SRB의 두 서보 액추에이터에 연결되어 필요에 따라 어느 HPU에서든 두 액추에이터로 유압 동력을 분배할 수 있었다. 각 HPU는 하나의 서보 액추에이터의 주 유압원 역할을 했고, 다른 서보 액추에이터의 보조원 역할을 했다. 각 HPU는 다른 HPU의 유압 압력이 2,050 psi (14.1 MPa) 아래로 떨어질 경우 115% 작동 한도 내에서 두 서보 액추에이터 모두에 유압 동력을 제공할 수 있는 용량을 가졌다. 스위칭 밸브가 보조 위치에 있을 때 스위칭 밸브의 스위치 접점이 닫혔다. 밸브가 닫히면 신호가 APU 컨트롤러로 전송되어 100% APU 속도 제어 논리를 억제하고 112% APU 속도 제어 논리를 활성화했다. 100% APU 속도는 하나의 APU/HPU가 해당 SRB의 두 서보 액추에이터에 충분한 작동 유압 압력을 공급할 수 있도록 했다.^[18]

APU 100% 속도는 72,000 rpm에 해당했으며, 110%는 79,200 rpm, 112%는 80,640 rpm에 해당했다.^[19]

유압 펌프 속도는 3,600 rpm이었고 3,050 ± 50 psi (21.03 ± 0.34 MPa)의 유압 압력을 공급했다. 고압 릴리프 밸브는 유압 시스템에 과압 보호를 제공했으며 3,750 psi (25.9 MPa)에서 해제되었다.

APU/HPU 및 유압 시스템은 20번의 임무 동안 재사용 가능했다.^[19]

추력편향

 추력편향 문서에 이 부분의 추가 정보가 있습니다.

1978년 정지 연소 시험.

각 SRB에는 노즐을 위/아래 및 좌/우로 움직이는 두 개의 유압 짐벌 서보 액추에이터가 있었다. 이는 3축(롤, 피치, 요) 모두에서 차량을 제어하는 데 도움이 되는 추력편향을 제공했다.

비행 제어 시스템의 상승 추력 벡터 제어 부분은 3개의 셔틀 주 엔진과 2개의 SRB 노즐의 추력을 지시하여 이륙 및 상승 동안 셔틀의 자세와 궤적을 제어했다. 유도 시스템의 명령은 상승 추력 벡터 제어 (ATVC) 드라이버로 전송되었고, 이 드라이버는 명령에 비례하는 신호를 주 엔진과 SRB의 각 서보 액추에이터로 전송했다. 4개의 독립적인 비행 제어 시스템 채널과 4개의 ATVC 채널은 6개의 주 엔진과 4개의 SRB ATVC 드라이버를 제어했으며, 각 드라이버는 각 주 엔진 및 SRB 서보 액추에이터의 하나의 유압 포트를 제어했다.

각 SRB 서보 액추에이터는 드라이버로부터 신호를 받는 4개의 독립적인 2단 서보 밸브로 구성되었다. 각 서보 밸브는 각 액추에이터의 하나의 동력 스풀을 제어했으며, 이는 액추에이터 램과 노즐의 위치를 조정하여 추력 방향을 제어했다.

각 액추에이터를 작동하는 4개의 서보 밸브는 동력 스풀을 위치시키기 위해 힘을 합산하는 다수결 방식을 제공했다. 4개의 서보 밸브에 동일한 4개의 명령이 주어지면, 액추에이터의 힘 합산 작용은 단일의 잘못된 입력이 동력 램의 움직임에 영향을 미치는 것을 즉각적으로 방지했다. 차동 압력 감지가 미리 정해진 시간 동안 잘못된 입력이 지속되는 것을 감지하면, 격리 밸브가 선택되어 힘 합산에서 완전히 제외되었다. 각 채널에 대한 고장 모니터가 제공되어 어떤 채널이 바이패스되었는지 나타냈으며, 각 채널의 격리 밸브는 재설정할 수 있었다.

각 액추에이터 램에는 추력 벡터 제어 시스템에 대한 위치 피드백을 위한 트랜스듀서가 장착되어 있었다. 각 서보 액추에이터 램 내에는 물 충돌 시 노즐을 완충하고 노즐 유연 베어링의 손상을 방지하기 위한 스플래시다운 하중 완화 어셈블리가 있었다.

자이로 회전 조립체

각 SRB에는 3개의 율동 자이로 조립체(RGA)가 있었으며, 각 RGA에는 1개의 피치 및 1개의 요 자이로가 포함되어 있었다. 이들은 SRB 분리까지 궤도선 롤율 자이로와 함께 1단계 상승 비행 동안 궤도선 컴퓨터와 유도, 항법 및 제어 시스템에 피치 및 요 축에 대한 각속도에 비례하는 출력을 제공했다. SRB 분리 시 SRB RGA에서 궤도선 RGA로 전환이 이루어졌다.

SRB RGA 속도는 궤도선 비행 후방 멀티플렉서/디멀티플렉서를 통해 궤도선 GPC로 전달되었다. RGA 속도는 이후 중복 관리에서 중간 값 선택되어 사용자 소프트웨어에 SRB 피치 및 요 속도를 제공했다. RGA는 20번의 임무를 위해 설계되었다.

분절 케이스

2cm 두께의 D6AC 고강도 저합금강으로 제작되었다.^[20]

추진제

STS-134 임무를 위해 추진제로 채워진 SRB의 분절이 연결되는 모습

각 고체 로켓 모터의 로켓 연료 혼합물은 과염소산 암모늄 (산화제, 무게 기준 69.6%), 분무된 알루미늄 분말 (연료, 16%), 산화 철 (촉매, 0.4%), PBAN (바인더, 또한 연료 역할, 12.04%), 그리고 에폭시 경화제 (1.96%)로 구성되었다.^[21][22] 이 추진제는 일반적으로 과염소산 암모늄 복합 추진제 (APCP)로 불린다. 이 혼합물은 고체 로켓 모터에 해수면에서 242 초 (2.37 km/s), 진공에서 268 초 (2.63 km/s)의 비추력을 제공했다. 점화 시 모터는 공칭 연소실 압력 906.8 psi (6.252 MPa)에서 연료를 연소시켰다.^[23]

알루미늄은 높은 부피 에너지 밀도와 우발적 점화에 대한 내성 때문에 추진제로 선택되었다. 알루미늄은 약 31.0 MJ/kg의 비에너지 밀도를 가진다.

추진제는 전방 모터 분절에 십일각별 모양의 천공이 있었고, 후방 분절과 후방 폐쇄부에는 이중 절두 원뿔 모양의 천공이 있었다. 이 구성은 점화 시 높은 추력을 제공하고 이륙 50초 후 추력을 약 3분의 1로 줄여 최대 동압력 (max. Q) 동안 차량에 과도한 응력이 가해지는 것을 방지했다.^[21]

기능

SRB 해수면 추력, STS-107 데이터

점화

SRB 점화는 각 SRB 안전 및 무장 장치에서 수동 잠금 핀이 제거된 경우에만 발생할 수 있다. 지상 승무원은 발사 전 활동 중에 핀을 제거한다. T-5:00에 SRB 안전 및 무장 장치가 무장 위치로 회전된다. 고체 로켓 모터 점화 명령은 3개의 우주왕복선 메인 엔진 (SSME)이 정격 추력의 90% 이상에 도달하고, SSME 고장 및 SRB 점화 파이로테크닉스 점화 장치 (PIC) 저전압이 표시되지 않으며, 발사 처리 시스템 (LPS)에서 중단이 없을 때 발행된다.

고체 로켓 모터 점화 명령은 궤도선 컴퓨터를 통해 마스터 이벤트 컨트롤러(MEC)에서 각 SRB의 안전 및 무장 장치 NASA 표준 기폭 장치(NSD)로 전송된다. PIC 단일 채널 축전기 방전 장치는 각 파이로테크닉 장치의 발사를 제어한다. PIC가 파이로 발사 출력을 생성하려면 세 가지 신호가 동시에 존재해야 한다. 이러한 신호인 무장, 발사 1 및 발사 2는 궤도선 범용 컴퓨터 (GPC)에서 발생하여 MEC로 전송된다. MEC는 이를 PIC용 28볼트 DC 신호로 재포맷한다. 무장 신호는 PIC 축전기를 40볼트 DC(최소 20볼트 DC)로 충전한다.

GPC 발사 시퀀스는 또한 특정 중요 주 추진 시스템 밸브를 제어하고 SSME의 엔진 준비 표시를 모니터링한다. MPS 시동 명령은 온보드 컴퓨터에 의해 T-6.6초에 발행되며(엔진 3, 엔진 2, 엔진 1이 모두 약 0.25초 이내에 지연 시작), 시퀀스는 각 엔진의 추력 상승을 모니터링한다. 세 SSME 모두 3초 이내에 필요한 90% 추력에 도달해야 한다. 그렇지 않으면 질서 있는 정지가 명령되고 안전 기능이 시작된다.

필요한 90% 추력 수준까지 정상적인 추력 상승은 T-3초에 SSME가 이륙 위치로 명령되는 결과와 SRB를 무장시키기 위한 발사 1 명령이 발행되는 결과를 가져올 것이다. T-3초에 차량 기저 굽힘 하중 모드가 초기화될 수 있도록 허용된다(외부 탱크 끝에서 측정된 약 25.5 in (650 mm)의 움직임으로 "트웽"이라고 불리며, 외부 탱크 쪽으로 움직인다).

발사 2 명령은 중복 NSD가 얇은 장벽 밀봉을 통해 화염 터널 아래로 발사되도록 한다. 이것은 파이로 부스터 장약을 점화시키고, 이는 천공판 뒤의 안전 및 무장 장치에 보관된다. 부스터 장약은 점화기 개시기의 추진제를 점화시키고, 이 추진제의 연소 생성물은 고체 로켓 모터 개시기를 점화시켜 고체 로켓 모터의 전체 수직 길이를 따라 고체 로켓 모터 추진제를 전체 표면적에 걸쳐 즉시 점화시킨다.

T-0에, 두 SRB가 4개의 온보드 컴퓨터의 명령에 따라 점화된다. 각 SRB의 4개 폭발 볼트의 분리가 시작되고, 두 개의 T-0 엄빌리컬(우주선의 각 측면에 하나씩)이 수축되고, 온보드 마스터 타이밍 유닛, 이벤트 타이머 및 임무 이벤트 타이머가 시작되고, 세 SSME는 100%에 도달하며, 지상 발사 시퀀스가 종료된다.

이륙 및 상승

메인 엔진과 SRB의 초기 점화 및 이륙 모습(지상 카메라 시점)

점화 시 타이밍 시퀀스는 성공적인 이륙 및 상승 비행에 매우 중요하다. 폭발식 고정 볼트는 SSME 점화 및 추력 증가로 인한 비대칭 차량 동적 하중과 적용된 추력 베어링 하중을 완화한다(발사 지지대 및 패드 구조를 통해). 고정 볼트가 없으면 SSME는 비행 스택(궤도선, 외부 탱크, SRB)을 외부 탱크 위로 격렬하게 기울게 할 것이다. 이러한 회전 모멘트는 처음에는 고정 볼트에 의해 상쇄된다. 이륙을 위해 차량 스택이 해제되기 전에 SRB는 동시에 연소실을 점화 및 가압하고 배기 노즐을 작동하여 SSME의 회전 모멘트와 정확히 동일한 추력 유도, 순수 반회전 모멘트를 생성해야 한다. SRB가 최대 추력에 도달하면 고정 볼트가 폭발하여 차량 스택을 해제하고, 순수 회전 모멘트는 0이 되고, 순수 차량 추력(중력에 대항하는)은 양수가 되어 궤도선 스택을 발사대에서 수직으로 들어 올리며, SSME 및 SRB 배기 노즐의 조화된 짐벌 움직임을 통해 제어할 수 있다.

상승 중에 다축 가속도계는 차량의 비행 및 방향(궤도선의 비행 갑판을 참조)을 감지하고 보고하며, 비행 참조 컴퓨터는 항법 명령(특정 시간 및 공간의 특정 경유지로 조종)을 엔진 및 모터 노즐 짐벌 명령으로 변환하여 차량을 질량 중심 주위로 향하게 한다. 추진제 소모, 속도 증가, 공기 역학적 항력 변화 및 기타 요인으로 인해 차량에 가해지는 힘이 변경됨에 따라 차량은 동적 제어 명령 입력에 반응하여 자동으로 방향을 조정한다.

분리

SRB 분리 시 온보드 카메라 시점.

SRB는 약 146,000 ft (45 km) 고도에서 우주왕복선에서 분리된다. SRB 분리는 3개의 고체 로켓 모터 챔버 압력 변환기가 중복 관리 중간 값 선택으로 처리되고 두 SRB의 헤드 엔드 챔버 압력이 50 psi (340 kPa) 이하일 때 시작된다. 백업 신호는 부스터 점화 후 경과 시간이다. 분리 시퀀스가 시작되어 추력 벡터 제어 액추에이터를 영점 위치로 명령하고 주 추진 시스템을 2단계 구성(시퀀스 초기화로부터 0.8초)으로 전환하여 각 SRB의 추력이 100,000 lbf (440 kN) 미만임을 보장한다. 궤도선 요 자세는 4초 동안 유지되며 SRB 추력은 60,000 lbf (270 kN) 미만으로 떨어진다.

SRB는 폭발물 발사 명령 후 30밀리초 이내에 외부 탱크에서 분리된다. 전방 부착 지점은 볼(SRB)과 소켓(외부 탱크, ET)으로 구성되며 하나의 볼트로 고정된다. 볼트의 각 끝에는 하나의 NSD 압력 카트리지가 포함되어 있다. 전방 부착 지점은 또한 각 SRB 사고 조사 및 안전 관리 시스템(RSS)과 ET RSS를 서로 연결하는 사고 조사 및 안전 관리 시스템 교차 스트랩 배선을 운반한다. 후방 부착 지점은 상부, 대각선 및 하부의 세 가지 별개의 지지대로 구성된다. 각 지지대에는 각 끝에 NSD 압력 카트리지가 있는 하나의 볼트가 포함되어 있다. 상부 지지대는 또한 SRB와 외부 탱크, 그리고 궤도선 간의 엄빌리컬 인터페이스를 운반한다.

각 SRB의 각 끝에는 4개의 부스터 분리 모터 (BSM)가 있다. BSM은 SRB를 외부 탱크에서 분리한다. 4개의 클러스터에 있는 고체 로켓 모터는 중복 NSD 압력 카트리지를 중복 제한 폭발 퓨즈 매니폴드로 발사하여 점화된다. SRB 분리 시퀀스에 의해 궤도선에서 발행되는 분리 명령은 각 볼트의 중복 NSD 압력 카트리지를 개시하고 BSM을 점화시켜 깨끗한 분리를 수행한다.

사고 조사 및 안전 관리 시스템

챌린저호의 손실과 그 이후 SRB의 RSS 무선 명령에 의한 자폭. NASA가 통제하는 유인 우주 발사에서 활성화된 최초이자 유일한 사례였다.

사고 조사 및 안전 관리 시스템 (RSS)은 로켓이 통제 불능 상태일 때, 추락하는 파편, 폭발, 화재, 유독 물질 등으로 인한 지상 사람들의 위험을 제한하기 위해 원격 명령으로 로켓 또는 그 일부를 탑재된 폭발물로 파괴하는 것을 제공한다. RSS는 챌린저 우주왕복선 폭발 사고 (차량 파괴 후 37초, SRB가 통제 불능 비행 중일 때) 동안 단 한 번만 활성화되었다.

셔틀 차량에는 두 개의 RSS가 있었는데, 각 SRB에 하나씩 있었다. 둘 다 지상국에서 전송된 두 개의 명령 메시지(무장 및 발사)를 수신할 수 있었다. RSS는 셔틀 차량이 발사 궤적 레드라인을 위반할 때만 사용되었다.

RSS는 두 개의 안테나 커플러, 명령 수신기/디코더, 이중 분배기, 두 개의 미국 항공 우주국 표준 기폭 장치 (NSD)가 있는 안전 및 무장 장치, 두 개의 제한 폭발 퓨즈 매니폴드 (CDF), 7개의 CDF 어셈블리 및 하나의 선형 성형 작약 (LSC)으로 구성된다.

안테나 커플러는 무선 주파수 및 지상 지원 장비 명령에 대한 적절한 임피던스를 제공한다. 명령 수신기는 RSS 명령 주파수에 맞춰 조정되며 RSS 명령이 전송될 때 분배기로 입력 신호를 제공한다. 명령 디코더는 코드 플러그를 사용하여 적절한 명령 신호 외의 다른 명령 신호가 분배기로 들어가는 것을 방지한다. 분배기는 유효한 파괴 명령을 RSS 파이로테크닉에 공급하는 논리를 포함한다.

NSD는 CDF를 점화시키는 불꽃을 제공하며, CDF는 다시 LSC를 점화시켜 부스터를 파괴한다. 안전 및 무장 장치는 발사 전과 SRB 분리 시퀀스 동안 NSD와 CDF 사이에 기계적 격리를 제공한다.

무장이라고 불리는 첫 번째 메시지는 온보드 논리가 파괴를 활성화하도록 허용하고 사령관 및 조종사 스테이션의 비행 갑판 디스플레이 및 제어판에 불을 밝힌다. 전송되는 두 번째 메시지는 발사 명령이다.

SRB의 SRB 분배기는 서로 교차 연결되어 있다. 따라서 하나의 SRB가 무장 또는 파괴 신호를 받으면 해당 신호는 다른 SRB에도 전송된다.

각 SRB의 RSS 배터리에서 나오는 전력은 RSS 시스템 A로 전달된다. 각 SRB의 회수 배터리는 RSS 시스템 B와 SRB의 회수 시스템에 전력을 공급하는 데 사용된다. SRB RSS는 분리 시퀀스 동안 전력이 차단되고, SRB 회수 시스템은 전력이 공급된다.^[24]

하강 및 회수

STS-124 발사에서 오른쪽 SRB의 해상 착수.

SRB는 2분 및 약 146,000 피트 (45 km) 고도에서 셔틀 시스템에서 분리된다. 약 220,000 피트 (67 km)까지 계속 상승한 후, SRB는 지구로 다시 떨어지기 시작하고 더 밀도 높은 대기권에 다시 들어서면 낙하산 시스템에 의해 속도가 줄어들어 해상 충격으로 인한 손상을 방지한다. 분리 직전 궤도선에서 SRB로 명령이 전송되어 회수 논리 네트워크에 배터리 전력을 공급한다. 동시에 두 번째 명령은 3개의 노즈 캡 스러스터(파일럿 및 드로그 낙하산 전개용), 절두체 링 기폭 장치(주 낙하산 전개용), 및 주 낙하산 분리 폭발물을 무장시킨다.

회수 시퀀스는 고고도 기압계 작동으로 시작되며, 이는 파이로테크닉 노즈 캡 스러스터를 작동시킨다. 이는 노즈 캡을 배출하여 파일럿 낙하산을 전개한다. 노즈 캡 분리는 SRB 분리 후 약 218초에 공칭 고도 15,704 ft (4,787 m)에서 발생한다. 11.5 ft (3.5 m) 직경의 원추형 리본 파일럿 낙하산은 절단 칼에 부착된 끈을 당기는 힘을 제공하여 드로그 낙하산 고정 스트랩을 고정하는 루프를 절단한다. 이는 파일럿 낙하산이 SRB에서 드로그 팩을 당겨내도록 하여 드로그 서스펜션 라인이 보관된 위치에서 전개되도록 한다. 12개의 105 ft (32 m) 서스펜션 라인이 완전히 확장되면 드로그 전개 가방이 캐노피에서 벗겨지고 54 ft (16 m) 직경의 원추형 리본 드로그 낙하산이 초기 리프 상태로 팽창한다. 드로그는 지정된 시간 지연(중복 7초 및 12초 리프 라인 절단기 사용) 후 두 번 리프 해제되며, 주 낙하산 전개를 위해 SRB를 재정렬/안정화한다. 드로그 낙하산은 약 315,000 lb (143 t)의 설계 하중을 가지며 약 1,200 lb (540 kg)의 무게를 가진다.

디스커버리 우주왕복선의 STS-116 발사 후 분리된 고체 로켓 부스터가 케이프 커내버럴 북동쪽 약 150마일 떨어진 대서양에 떠 있다. 이 때 부스터는 몇 마일 떨어져 착수했지만, 밤새 바람과 조류로 인해 같은 위치로 표류했다.

드로그 낙하산이 SRB를 꼬리부터 먼저 오는 자세로 안정화시킨 후, 저고도 기압계에 의해 작동되는 폭발물 장약에 의해 SRB 분리 후 약 243초에 공칭 고도 5,500 ft (1,700 m)에서 절두체가 전방 스커트에서 분리된다. 절두체는 이후 드로그 낙하산에 의해 SRB에서 멀리 당겨진다. 주 낙하산 서스펜션 라인은 절두체에 남아있는 전개 가방에서 당겨져 나온다. 203 ft (62 m) 길이의 라인이 완전히 확장되면 3개의 주 낙하산이 전개 가방에서 당겨져 나와 첫 번째 리프 상태로 팽창한다. 절두체와 드로그 낙하산은 별도의 궤적으로 해상 착수된다. 지정된 시간 지연(중복 10초 및 17초 리프 라인 절단기 사용) 후, 주 낙하산 리프 라인이 절단되고 낙하산은 두 번째 리프 및 완전 개방 구성으로 팽창한다. 주 낙하산 클러스터는 SRB를 종단 조건으로 감속시킨다. 직경 136 ft (41 m), 20° 원추형 리본 낙하산 각각은 약 195,000 lb (88 t)의 설계 하중을 가지며 각 낙하산은 약 2,180 lb (990 kg)의 무게를 가진다. 이 낙하산들은 전개된 크기와 하중 무게 모두에서 지금까지 사용된 것 중 가장 크다.^[25] RSRM 노즐 연장부는 절두체 분리 약 20초 후 폭발물 장약에 의해 절단된다.

물 충돌은 SRB 분리 약 279초 후 공칭 속도 76 피트 매 초 (23 m/s)로 발생한다. 물 충돌 지점은 플로리다주 동부 해안에서 약 130 nmi (240 km) 떨어져 있다. 낙하산은 노즐이 먼저 충돌하도록 제공하기 때문에, 비어 있는(연소된) 모터 케이스 내부에 공기가 갇혀 부스터가 물 위로 약 30 피트 (9 m) 정도 떠오르게 된다.

STS-131 임무의 고체 로켓 부스터가 MV 프리덤 스타에 의해 회수되어 케이프 커내버럴로 운송되고 있다.

이전에는 주 낙하산이 충돌 시 낙하산 해제 너트 폭발물 시스템을 사용하여 SRB에서 해제되었다(주 낙하산에 남아있는 잔류 하중이 각 부착 장치에 묶인 부유물이 있는 낙하산 부착 장치를 전개했다). 현재 설계는 물 충돌(초기 충돌 및 슬랩다운) 동안 주 낙하산이 부착된 상태를 유지한다. 이제 염수 활성화 방출 (SWAR) 장치가 주 낙하산 라이저 라인에 통합되어 회수 노력을 간소화하고 SRB 손상을 줄인다.^[26] 드로그 전개 백/파일럿 낙하산, 드로그 낙하산 및 절두체, 각 주 낙하산, 그리고 SRB는 부유하며 회수된다.

특별히 장착된 NASA 회수선인 MV 프리덤 스타와 MV 리버티 스타는 SRB와 하강/회수 하드웨어를 회수한다. 부스터가 발견되면 다이버가 조작하는 플러그(DOP)를 다이버가 SRB 노즐을 막고 모터 케이스에서 물을 빼내기 위해 제자리로 조작한다. SRB에 공기를 주입하고 물을 빼내면 SRB가 코를 위로 한 부유 자세에서 견인에 더 적합한 수평 자세로 바뀐다. 그런 다음 회수 선박은 부스터와 회수된 다른 물체들을 케네디 우주 센터로 다시 견인한다.

챌린저 재앙

 이 부분의 본문은 챌린저 우주왕복선 폭발 사고입니다.

불운한 STS-51-L 발사 시작 직후, 부스터 점화 후 챌린저 우주왕복선의 오른쪽 SRB에서 회색 연기가 방출되는 것을 카메라가 포착했다.

우주왕복선 챌린저호의 손실은 SRB 중 하나의 시스템 고장에서 비롯되었다. 사고의 원인은 로저스 위원회에 의해 "여러 요인에 비정상적으로 민감한 결함 있는 설계"와 비행 당일 아침의 이례적인 추운 날씨가 복합적으로 작용한 것으로 밝혀졌다.^[27][28] 현장 조인트 설계에 결함이 있었는데, 발사 중 조인트의 굴곡으로 인해 대형 고무 O링의 밀봉이 손상되어 과거 발사 시 뜨거운 배기가스가 통과하면서 조인트 안으로 더 밀려들어가 침식되었다. 또한, O링은 1986년 1월 사고 당일 아침의 낮은 온도(2.2˚C)에서는 탄력이 없었다. 오른쪽 SRB의 차가운 온도에 약해진 조인트가 발사 시 고장 나면서 로켓 부스터 내부의 뜨거운 가스가 인접한 주 외부 연료 탱크에 구멍을 내고 SRB를 외부 탱크에 고정하는 아래쪽 지지대도 약화시켰다. SRB 조인트의 누출은 결국 아래쪽 지지대의 치명적인 고장과 SRB의 부분 분리를 초래했고, 이는 SRB와 외부 탱크의 충돌로 이어졌다. 외부 탱크가 파괴되고 마하 1.92의 속도로 46,000 피트 (14 km) 고도에서 비행하던 셔틀 스택이 오른쪽 SRB와 탱크의 붕괴로 인해 축에서 벗어나면서 챌린저호는 공중분해되었다. 두 SRB는 처음에는 사고에서 살아남았지만, 사고 조사 및 안전 관리 책임자에 의해 파괴되었다.^[29] 참사 이전에, 마셜 우주 비행 센터, 케네디 우주 센터, 모턴 티오콜 간의 전화 회의가 예정된 발사를 논의하기 위해 열렸다. 원래 모턴 티오콜은 발사 온도가 발사하기에는 너무 낮다는 입장을 고수했다. 그러나 휴회 기간 후에 모턴 티오콜은 입장을 바꾸었고, 더 이상 발사에 반대하지 않았다.^[10]

오른쪽 SRB는 NASA 추적 카메라 E-207에 의해 T+58.788초에 이상한 연기 기둥을 보여준다. O-링 밀봉 실패로 인해 가시적인 SRB 추력 가스가 ET의 LH2 저장고에 충돌, 관통한 다음 폭발했다.

이후 다운타임 동안, SRB의 중요한 구조적 요소에 대한 상세한 구조 분석이 수행되었다. 분석은 주로 회수된 하드웨어의 비행 후 검사에서 이상이 발견된 영역에 중점을 두었다.

그 중 하나는 SRB가 외부 탱크에 연결되는 부착 링이었다. 링이 SRB 모터 케이스에 부착되는 패스너 중 일부에서 손상 흔적이 발견되었다. 이 상황은 수면 충격 시 발생하는 높은 하중 때문인 것으로 밝혀졌다. 상황을 해결하고 상승 중 더 높은 강도 마진을 보장하기 위해 부착 링은 모터 케이스를 완전히(360°) 둘러싸도록 재설계되었다. 이전에는 부착 링이 'C'자 형태를 이루고 모터 케이스를 270°만 둘러싸고 있었다. 또한, 후방 스커트에 대한 특별 구조 테스트가 수행되었다. 이 테스트 프로그램 동안, 고정 포스트와 스커트 스킨 사이의 중요한 용접부에서 이상이 발생했다. 보강 브래킷과 피팅을 스커트의 후방 링에 추가하는 재설계가 구현되었다.

이 두 가지 수정으로 각 SRB의 무게가 약 450 lb (200 kg) 증가했다. 그 결과는 재설계된 고체 로켓 모터(RSRM)라고 불린다.^[30]

건설 및 납품

SRB 모터 분절 제조의 주 계약업체는 ATK 런치 시스템즈 (이전 Morton Thiokol Inc.) Wasatch 사업부였으며, 마그나에 본사를 두고 있었다.

프랫 & 휘트니의 자회사인 United Space Boosters Inc. (USBI)는 모든 비고체 로켓 모터 구성 요소의 SRB 조립, 점검 및 개조, 그리고 SRB 통합을 위한 원래 SRB 주 계약업체였다. 그들은 원래 발사 팀의 일원으로서 우주왕복선을 위해 가장 오랫동안 주 계약업체로 활동했다. USBI는 1998년 United Space Alliance에 고체 로켓 부스터 엘리먼트 사업부로 흡수되었고, USBI 사업부는 다음 해 프랫 & 휘트니에서 해체되었다. 전성기에는 USBI가 플로리다주 케네디 우주 센터와 앨라배마주 헌츠빌에서 1500명 이상의 직원을 셔틀 부스터 작업에 고용했다.

SRB 구성 요소는 12일에 걸쳐 2,000 마일 (3,200 km)를 이동하며 8개 주를 거쳐 유타에서 플로리다주 케네디 우주 센터로 철도를 통해 운송되었다. 각 분절과 맞춤 제작된 철도 차량은 약 300,000 파운드 (140,000 kg)의 무게를 가졌다. SRB를 운반하는 차량은 교량과 고가교, 특히 기차 여정의 마지막 교량인 인디언 강 위의 교량에 하중을 분산하기 위해 빈 차량으로 분리되었다.^[31] 회수 후, 사용된 분절은 동일한 기차 차량에 실려 재정비 및 재급유를 위해 유타로 반환되었다.^[32]

사고

2007년 5월 2일, 우주왕복선 고체 로켓 부스터 분절을 싣고 가던 화물 열차가 미르틀우드에서 철도 고가교가 붕괴된 후 탈선했다. 이 열차는 STS-120 및 STS-122에 사용될 예정이던 8개의 SRB 분절을 싣고 있었다. 4개의 분절은 약 10 피트 (3.0 m) 아래로 떨어졌다. 고가교에 아직 오르지 않은 다른 4개의 분절과 후방 출구 콘(노즐)을 싣고 있던 차량은 지상에 남아 있었다. 고가교에서 떨어진 분절들은 회수되어 검사를 위해 유타로 반환되었다. 떨어지지 않은 나머지 4개의 분절에 가해진 힘에 대한 분석 결과 허용 오차 내에 있는 것으로 확인된 후, 이 분절들은 플로리다로 계속 운송되었다.^[33]

운영되지 않은 업그레이드 프로젝트

고급 고체 로켓 모터 (ASRM) 프로젝트 (1988–1993)

1988년-1989년, NASA는 챌린저호 이후 SRB를 테네시강 유역 개발 공사의 핵발전소 취소 부지인 미시시피주 옐로우 크릭 (옐로우 크릭 핵발전소)에 새로운 시설에서 에어로젯이 건설할 새로운 고급 고체 로켓 모터(ASRM)로 교체할 계획이었다.^[34] 이 시설은 하청업체 RUST International이 설계했다.

ASRM은 약간 더 넓고(부스터 직경이 146인치에서 150인치로 증가), 200,000파운드의 추가 추진제를 가질 것이며, 셔틀 탑재량을 약 12,000 lb 늘리기 위해 추가 추력을 생산할 것으로 예상되었다.^[34] 이를 통해 ISS에 모듈 및 건설 부품을 운반할 수 있었다. 이들은 챌린저호 이후의 SRB보다 더 안전할 것으로 예상되었다.^[35] 초기 12억 달러 계약은 12개의 모터용이었고, 추가로 88개 모터에 대해 10억 달러 옵션이 있을 수도 있었다.^[34] 모턴 티오콜은 노즐을 건설할 예정이었다.^[34] 첫 시험 비행은 1994년경으로 예상되었다.^[34]

ASRM 프로그램은 1993년에^[35] 로봇 조립 시스템과 컴퓨터가 현장에 설치되고 약 20억 달러가 지출된 후 취소되었으며, 설계 결함 수정 후 SRB의 계속 사용이 선호되었다.

필라멘트 와인딩 케이스

캘리포니아주 밴덴버그 공군기지의 SLC-6 발사대에서 극궤도 셔틀을 발사하는 데 필요한 성능을 제공하기 위해, 필라멘트 와인딩 케이스(FWC)를 사용하는 SRB는 케네디 우주 센터에서 발사되는 SRB에 사용된 강철 케이스보다 더 가볍도록 설계되었다.^[36] 일반 SRB와 달리, 1986년 챌린저 재앙으로 이어진 결함 있는 현장 조인트 설계를 가졌던 FWC 부스터는 "이중 텅" 조인트 설계를 가졌다(SSME가 이륙 전에 점화될 때 "트웽" 움직임 동안 부스터를 적절히 정렬 상태로 유지하는 데 필요함). 그러나 두 개의 O링 밀봉을 사용했다. SLC-6의 폐쇄로 인해 FWC 부스터는 ATK와 NASA에 의해 폐기되었지만, 그들의 현장 조인트는 현재의 세 개의 O링 밀봉과 조인트 히터를 통합하도록 수정되었음에도 불구하고 나중에(STS-51L 이후) 2011년 마지막 비행까지 사용된 SRB의 현장 조인트에 통합되었다.

5분절 부스터

2003년 컬럼비아 우주왕복선이 파괴되기 전, NASA는 현재의 4분절 SRB를 5분절 SRB 설계로 교체하거나, 아틀라스 V 또는 델타 IV EELV 기술을 사용하는 액체 연료 "플라이백" 부스터로 완전히 교체하는 방안을 조사했다. 현재 셔틀 인프라에 거의 변경이 필요 없는 5분절 SRB는 우주왕복선이 국제우주정거장 경사 궤도에 추가로 20,000 lb (9,100 kg)의 탑재량을 운반할 수 있게 하고, 위험한 이륙장 복귀 (RTLS) 및 대양 횡단 비상 (TAL) 모드를 제거하며, 이른바 도그레그 기동을 사용하여 케네디 우주 센터에서 남쪽에서 북쪽으로 극궤도 비행을 할 수 있게 했을 것이다.

5분절 SRB는 기존 분절 케이싱의 압력 한계 내에서 유지하기 위해 더 넓은 노즐 목을 사용할 것이다.

컬럼비아호 파괴 이후, NASA는 안전상의 이유로 셔틀 프로그램에서 5분절 SRB를 보류했다.^[왜?][37] 5분절 공학 시험 모터인 ETM-03은 2003년 10월 23일에 발사되었다.^[38][39]

컨스텔레이션 계획의 일환으로, 아레스 I 로켓의 1단계는 5분절 SRB를 사용할 계획이었다. 2009년 9월, 5분절 우주왕복선 SRB(DM-1)가 유타의 ATK 사막 시험장에서 지상 정지 연소 시험을 실시했다.^[40] 추가 시험(DM-2 및 DM-3)은 2010년 8월과 2011년 9월에 수행되었다.^[41]

컨스텔레이션 계획이 2011년 취소된 후, 새로운 우주 발사 시스템 (SLS)은 5분절 부스터를 사용하도록 지정되었다. SLS용 SRB의 첫 번째 시험(QM-1)은 2015년 초에 완료되었으며, 두 번째 시험(QM-2)은 2016년 중반에 오비탈 ATK의 유타 프라몽토리 시설에서 수행되었다.^[42]

전시

우주왕복선 고체 로켓 부스터는 플로리다의 케네디 우주 센터 방문객 단지, 미시시피주 핸콕 카운티의 스테니스 우주 센터, 앨라배마주 헌츠빌의 미국 우주 및 로켓 센터, 캘리포니아주 마크 공군기지의 마크 필드 항공 박물관,^[43] 그리고 유타주 프라몽토리 근처의 오비탈 ATK 시설에 전시되어 있다.^[44] 부분 필라멘트 와인딩 부스터 케이스는 투손의 피마 항공 우주 박물관에 전시되어 있다.^[45]

현재, 미래 및 제안된 사용

아레스 I-X 프로토타입이 LC-39B에서 2009년 10월 28일 UTC 15:30에 발사 – 이는 2022년 10월 현재 SRB에서 파생된 발사체의 유일한 비행이었다.

시간이 지남에 따라 SRB 설계를 재사용하려는 여러 제안이 제시되었지만, 2016년 현재까지 이러한 제안 중 어느 것도 취소되기 전에 정기 비행으로 진행되지 않았다. 2022년 첫 시험 비행인 우주 발사 시스템 (SLS) 이전에는 2009년 아레스 I-X 프로토타입의 단독 시험 비행이 이러한 제안 중 가장 멀리 진행된 것이었다.

아레스

 이 부분의 본문은 아레스 I 및 아레스 V입니다.

NASA는 처음에 오리온 우주선을 궤도로, 나중에는 달로 추진할 여러 아레스 로켓에서 4분절 SRB 설계 및 인프라를 재사용할 계획이었다. 2005년 NASA는 오리온 승무원 탐사선(Orion Crew Exploration Vehicle)을 저궤도로, 나중에는 달로 운반할 예정인 셔틀 파생 발사체를 발표했다. SRB에서 파생된 승무원 발사체(CLV)인 아레스 I은 1단계에 단일 수정된 4분절 SRB를 사용할 계획이었다. 2단계는 단일 액체 연료 수정된 우주왕복선 메인 엔진으로 동력을 공급받을 예정이었다.

2006년에 업데이트된 아레스 I 설계는 1단계로 5분절 SRB(원래 셔틀용으로 개발되었으나 사용되지 않음)를 특징으로 했다. 2단계는 새턴 V와 새턴 IB의 상단 단계에 사용되었던 J-2에서 파생된 업그레이드된 J-2X 엔진으로 동력을 공급받았다. 표준 SRB 노즈콘 대신 아레스 I은 부스터 자체를 2단계와 연결하는 테이퍼형 인터스테이지 어셈블리, 레굴루스 미사일 시스템에서 파생된 자세 제어 시스템, 그리고 단계를 대서양으로 내려 회수하기 위한 더 크고 무거운 낙하산을 가질 예정이었다.

2005년에는 초중량 운반 로켓인 아레스 V (CaLV)도 도입되었다. 아레스 V의 초기 설계는 5개의 표준 생산 SSME와 셔틀용으로 제안된 것과 동일한 5분절 부스터 한 쌍을 사용했지만, 이후 계획은 델타 IV EELV 시스템에 사용되는 RS-68 로켓 엔진을 중심으로 부스터를 재설계했다. 처음에는 NASA가 5분절 부스터와 5개의 RS-68 클러스터(이로 인해 아레스 V 코어 유닛이 넓어짐)를 사용하는 시스템으로 전환했다가, 이후 NASA는 6개의 RS-68B 엔진으로 차량을 재구성했으며, 부스터 자체는 5.5분절 부스터가 되어 이륙 시 추가 추력을 제공하기 위해 추가 반분절이 추가되었다.

이 최종 재설계는 아레스 V 부스터를 현재 퇴역한 새턴 V/INT-20, N-1, 그리고 에네르기아 로켓보다 더 높고 강력하게 만들었을 것이며, 아레스 V가 지구 이탈 단계와 알테어 우주선을 저궤도로 보내 나중에 궤도에서 조립할 수 있도록 허용했을 것이다. 아레스 I의 5분절 SRB와 달리, 아레스 V의 5.5분절 부스터는 추가 분절을 제외하고는 현재 SRB와 설계, 건설 및 기능이 동일했을 것이다. 셔틀 부스터와 마찬가지로, 아레스 V 부스터는 발사부터 해상 착수까지 거의 동일한 비행 궤적을 비행했을 것이다.

아레스 I과 아레스 V를 포함한 컨스텔레이션 계획은 2010년 NASA 인가 법안 통과로 2010년 10월에 취소되었다.^[46]

DIRECT

새로운 셔틀 파생 발사체에 대한 DIRECT 제안은 아레스 I 및 아레스 V 부스터와 달리 셔틀에 사용된 SSME와 함께 한 쌍의 고전적인 4분절 SRB를 사용했다.

아테나 III

2008년, 플래닛스페이스는 COTS 프로그램에 따라 ISS 재보급 비행을 위해 아테나 III 발사체를 제안했다. 이 발사체는 원래 SRB 설계의 2+1⁄2 분절을 특징으로 했을 것이다.^[47]

우주 발사 시스템 (SLS)

새턴 V, 우주왕복선, 아레스 I, 아레스 V, 아레스 IV, SLS 블록 I 및 SLS 블록 II 비교

 이 부분의 본문은 우주 발사 시스템입니다.

우주 발사 시스템 (SLS)의 첫 번째 버전(블록 1 및 1B)은 셔틀에 사용된 4분절 SRB에서 개발된 한 쌍의 5분절 고체 로켓 부스터 (SRB)를 사용한다. SLS를 위한 수정 사항에는 중앙 부스터 분절 추가, 새로운 항공전자 장치, 그리고 셔틀 SRB의 석면을 제거하고 860 kg (1,900 lb) 더 가벼운 새로운 단열재가 포함되었다. 5분절 SRB는 셔틀 SRB보다 약 25% 더 많은 총 충격을 제공하며, 사용 후에는 회수되지 않는다.^{[48][49][왜?]}

SRB의 라벨링된 다이어그램

같이 보기

• 고체 로켓 부스터
• PEPCON 재앙
• 연구된 우주왕복선 변형 및 파생형