El Space Shuttle Solid Rocket Booster ( Space Shuttle SRB ) fue el primer cohete de propulsor sólido que se utilizó para la propulsión primaria en un vehículo utilizado para vuelos espaciales tripulados [1] y proporcionó la mayor parte del empuje del transbordador espacial durante los primeros dos minutos luz apagada. Después del agotamiento, fueron arrojados y lanzados en paracaídas al Océano Atlántico donde fueron recuperados , examinados, reacondicionados y reutilizados .
Fabricante | Thiokol , más tarde ATK United Space Boosters Inc., Pratt y Whitney |
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País de origen | Estados Unidos |
Usado en | Transbordador espacial |
Características generales | |
Altura | 149,16 pies (45,46 m) |
Diámetro | 3,71 m (12,17 pies) |
Masa bruta | 1.300.000 libras (590 toneladas) |
Masa propulsora | 1,100,000 libras (500 t) |
Masa vacía | 200.000 libras (91 t) |
SRB de 4 segmentos | |
Motor | 1 |
Empuje | 2.800.000 lbf (12.000 kN) a nivel del mar |
Impulso específico | 242 segundos (2,37 km / s) |
Quemar tiempo | 127 s |
Propulsor | PBAN - APCP |
El Space Shuttle SRB fue el motor de cohete sólido más potente jamás volado. [2] Cada uno proporcionó un empuje máximo de 14,7 MN (3.300.000 lbf ), [3] aproximadamente el doble del motor cohete propulsor líquido de cámara de combustión única más potente jamás volado, el Rocketdyne F-1 . Con una masa combinada de aproximadamente 1.180 t (1.160 toneladas largas; 1.300 toneladas cortas), comprendían más de la mitad de la masa de la pila Shuttle en el momento del despegue. Los segmentos de motor de los SRB fueron fabricados por Thiokol de Brigham City, Utah , que luego fue comprada por ATK . El contratista principal para la mayoría de los demás componentes de los SRB, así como para la integración de todos los componentes y la recuperación de los SRB gastados, fue USBI, una subsidiaria de Pratt and Whitney . Este contrato fue posteriormente transferido a United Space Alliance , una empresa conjunta de responsabilidad limitada de Boeing y Lockheed Martin .
De los 270 SRB lanzados durante el programa Shuttle, todos menos cuatro fueron recuperados: los de STS-4 (debido a un mal funcionamiento del paracaídas) y STS-51-L ( desastre del Challenger ). [4] Más de 5.000 piezas se reacondicionaron para su reutilización después de cada vuelo. El conjunto final de SRB que lanzó STS-135 incluía piezas que volaron en 59 misiones anteriores, incluida la STS-1 . [5] La recuperación también permitió el examen posterior al vuelo de los propulsores, [6] la identificación de anomalías y mejoras incrementales de diseño. [7]
Descripción general
Los dos SRB reutilizables proporcionaron el empuje principal para levantar el transbordador de la plataforma de lanzamiento y hasta una altitud de aproximadamente 150.000 pies (28 millas; 46 km). Mientras estaban en la plataforma, los dos SRB llevaron todo el peso del tanque externo y el orbitador y transmitieron la carga de peso a través de su estructura a la plataforma del lanzador móvil . Cada propulsor tenía un empuje de despegue de aproximadamente 2,800,000 libras-fuerza (12 MN ) al nivel del mar, aumentando poco después del despegue a alrededor de 3,300,000 lbf (15 MN). [3] Se encendieron después de que se verificara el nivel de empuje de los tres motores principales RS-25 . Setenta y cinco segundos después de la separación del SRB, el apogeo del SRB se produjo a una altitud de aproximadamente 220.000 pies (42 millas; 67 km); Luego se desplegaron los paracaídas y el impacto ocurrió en el océano aproximadamente a 122 millas náuticas (226 km ) hacia abajo, después de lo cual se recuperaron los dos SRB. Los SRB ayudaron a llevar el transbordador espacial a una altitud de 28 millas (45 km) y una velocidad de 3,094 mph (4,979 km / h) junto con los motores principales.
Los SRB comprometieron el transbordador en vuelo de despegue y ascenso (a órbita), sin la posibilidad de despegue o aborto de despegue / ascenso, hasta que ambos motores hubieran cumplido completa y simultáneamente sus funciones, consumido sus propulsores, produciendo un empuje de reacción neto cero y había sido arrojado (de nuevo simultáneamente) por pernos explosivos lanzadores del resto de la "pila" de lanzamiento del vehículo (lanzadera con motores; tanque de combustible / oxidante). Sólo entonces podría contemplarse cualquier conjunto concebible de procedimientos de aborto de lanzamiento o post-despegue. Además, la falla de la potencia de empuje de un SRB individual o la capacidad de adherirse al perfil de desempeño diseñado probablemente no se pudo sobrevivir. [8]
Los SRB fueron los motores de propulsor sólido más grandes jamás volados y el primero de estos grandes cohetes diseñados para su reutilización. [ cita requerida ] Cada uno mide 149,16 pies (45,46 m) de largo y 12,17 pies (3,71 m) de diámetro. Cada SRB pesaba aproximadamente 590 t (1.300.000 lb) en el momento del lanzamiento. Los dos SRB constituyeron aproximadamente el 69% de la masa total de despegue. Los propulsores primarios eran perclorato de amonio ( oxidante ) y polvo de aluminio atomizado ( combustible ), y el propulsor total para cada motor de cohete sólido pesaba aproximadamente 1,100,000 lb (500 t) (ver § Propelente ). El peso inerte de cada SRB fue de aproximadamente 200.000 libras (91 t).
Los elementos primarios de cada propulsor eran el motor (incluida la carcasa, el propulsor, el encendedor y la boquilla ), la estructura, los sistemas de separación, la instrumentación de vuelo operativa, la aviónica de recuperación, la pirotecnia , el sistema de desaceleración, el sistema de control del vector de empuje y el sistema de destrucción de seguridad de alcance .
Si bien los términos motor de cohete sólido y propulsor de cohete sólido a menudo se usan indistintamente, en el uso técnico tienen significados específicos. El término motor de cohete sólido se aplica al propulsor, la carcasa, el encendedor y la boquilla. Un cohete reforzador sólido aplicado a todo el conjunto del cohete, que incluía el motor del cohete, así como los paracaídas de recuperación, la instrumentación electrónica, los cohetes de separación, el sistema de destrucción de seguridad de alcance y el control del vector de empuje.
Cada refuerzo se adjuntó al tanque externo en el marco de popa del SRB por dos tirantes de balanceo lateral y un accesorio diagonal. El extremo delantero de cada SRB se adjuntó al tanque externo en el extremo delantero del faldón delantero del SRB. En la plataforma de lanzamiento, cada propulsor también estaba sujeto a la plataforma del lanzador móvil en el faldón de popa por cuatro tuercas frangibles que se cortaron en el despegue. [ cita requerida ]
Los propulsores estaban compuestos por siete segmentos de acero fabricados individualmente. Estos fueron ensamblados por pares por el fabricante y luego enviados al Centro Espacial Kennedy por ferrocarril para su ensamblaje final. Los segmentos se fijaron entre sí utilizando una espiga circunferencial, una horquilla y un pasador de horquilla , y se sellaron con juntas tóricas (originalmente dos, que se cambiaron a tres después del desastre del Challenger en 1986) y masilla resistente al calor. [ cita requerida ]
Componentes
Postes de sujeción
Cada propulsor de cohete sólido tenía cuatro postes de sujeción que encajaban en los postes de soporte correspondientes en la plataforma del lanzador móvil. Los pernos de sujeción mantenían unidos el SRB y los postes de la plataforma del lanzador. Cada perno tenía una tuerca en cada extremo, siendo la superior una tuerca frangible . La tuerca superior contenía dos detonadores estándar de la NASA (NSD), que se encendían con los comandos de encendido del motor del cohete sólido.
Cuando los dos NSD se encendieron en cada sujeción, el perno de sujeción viajó hacia abajo debido a la liberación de tensión en el perno (pretensado antes del lanzamiento), la presión del gas NSD y la gravedad. El perno fue detenido por el soporte de desaceleración del perno, que contenía arena. El perno SRB tenía 28 pulgadas (710 mm) de largo y 3,5 pulgadas (89 mm) de diámetro. La nuez frágil fue capturada en un recipiente de explosión.
Los comandos de encendido del motor del cohete sólido fueron emitidos por las computadoras del orbitador a través de los controladores de eventos maestros a los controladores iniciadores pirotécnicos (PIC) en la plataforma del lanzador móvil . Ellos proporcionaron el encendido a los NSD de sujeción. El sistema de procesamiento de lanzamiento monitoreó los PIC de retención del SRB para detectar bajo voltaje durante los últimos 16 segundos antes del lanzamiento. El bajo voltaje del PIC iniciaría una suspensión de lanzamiento.
Distribución de energía eléctrica
La distribución de energía eléctrica en cada SRB consistió en alimentación del bus de CC principal suministrada por el orbitador a cada SRB a través de los buses del SRB etiquetados como A, B y C.Los buses de CC principales del orbitador A, B y C suministraron alimentación del bus de CC principal a los buses A, B y del SRB correspondientes. C.Además, el bus de CC principal del orbitador C suministró energía de respaldo a los buses A y B de SRB, y el bus del orbitador B suministró energía de respaldo al bus de SRB C. Esta disposición de distribución de energía eléctrica permitió que todos los buses de SRB permanecieran alimentados en caso de que un orbitador principal bus falló.
El voltaje operativo nominal fue de 28 ± 4 voltios CC.
Unidades de energía hidráulica
Había dos unidades de potencia hidráulica (HPU) independientes y autónomas en cada SRB. Cada HPU constaba de una unidad de potencia auxiliar (APU), un módulo de suministro de combustible, una bomba hidráulica, un depósito hidráulico y un conjunto de colector de fluido hidráulico . Las APU se alimentaban con hidracina y generaban potencia de eje mecánico para impulsar una bomba hidráulica que producía presión hidráulica para el sistema hidráulico SRB. Las dos HPU separadas y los dos sistemas hidráulicos se ubicaron en el extremo de popa de cada SRB entre la boquilla del SRB y el faldón de popa. Los componentes de la HPU se montaron en el faldón de popa entre los actuadores de inclinación y balanceo. Los dos sistemas operaron desde T menos 28 segundos hasta la separación del SRB del orbitador y el tanque externo. Los dos sistemas hidráulicos independientes estaban conectados a los servoactuadores de inclinación y oscilación .
La electrónica del controlador de la HPU estaba ubicada en los conjuntos electrónicos integrados de popa del SRB en los anillos de sujeción del tanque externo de popa.
Las HPU y sus sistemas de combustible se aislaron entre sí. Cada módulo de suministro de combustible (tanque) contenía 10 kg (22 lb) de hidracina. El tanque de combustible se presurizó con nitrógeno gaseoso a 400 psi (2.8 MPa ), que proporcionó la fuerza para expulsar (expulsión positiva) el combustible del tanque a la línea de distribución de combustible, manteniendo un suministro positivo de combustible a la APU durante toda su operación.
En la APU, una bomba de combustible aumentó la presión de hidracina y la alimentó a un generador de gas. El generador de gas descompuso catalíticamente la hidracina en gas caliente a alta presión; una turbina de dos etapas convirtió esto en energía mecánica, impulsando una caja de cambios. El gas residual, ahora más frío y a baja presión, se devolvió a la carcasa del generador de gas para enfriarlo antes de arrojarlo por la borda. La caja de cambios accionaba la bomba de combustible, su propia bomba de lubricación y la bomba hidráulica de la HPU. Como se ha descrito hasta ahora, el sistema no podía arrancar automáticamente, ya que la bomba de combustible era impulsada por la turbina a la que suministraba combustible. En consecuencia, una línea de derivación rodeó la bomba y alimentó el generador de gas utilizando la presión del tanque de nitrógeno hasta que la velocidad de la APU fue tal que la presión de salida de la bomba de combustible excedió la de la línea de derivación, en cuyo punto todo el combustible se suministró a la bomba de combustible. .
Cuando la velocidad de la APU alcanzó el 100%, la válvula de control primaria de la APU se cerró y la velocidad de la APU fue controlada por la electrónica del controlador de la APU. Si la lógica de la válvula de control primaria fallaba en el estado abierto, la válvula de control secundaria asumía el control de la APU al 112% de velocidad. [ cita requerida ]
Cada HPU en un SRB se conectó a ambos servoactuadores en ese SRB mediante una válvula de conmutación que permitía distribuir la potencia hidráulica desde cualquiera de los HPU a ambos actuadores si era necesario. Cada HPU sirvió como fuente hidráulica primaria para un servoaccionador y fuente secundaria para el otro servoaccionador. Cada HPU poseía la capacidad de proporcionar potencia hidráulica a ambos servoactuadores dentro de los límites operativos del 115% en caso de que la presión hidráulica de la otra HPU cayera por debajo de 2050 psi (14,1 MPa). Un contacto de conmutación en la válvula de conmutación se cerró cuando la válvula estaba en la posición secundaria. Cuando se cerró la válvula, se envió una señal al controlador de APU, que inhibió la lógica de control de velocidad de APU al 100% y habilitó la lógica de control de velocidad de APU al 112%. La velocidad de la APU del 100 por ciento permitió que una APU / HPU suministrara suficiente presión hidráulica operativa a ambos servoactuadores de esa SRB. [ cita requerida ]
La velocidad del APU al 100 por ciento correspondió a 72.000 rpm, 110% a 79.200 rpm y 112% a 80.640 rpm. [ cita requerida ]
La velocidad de la bomba hidráulica era de 3600 rpm y la presión hidráulica suministrada de 3050 ± 50 psi (21,03 ± 0,34 MPa). Una válvula de alivio de alta presión proporcionó protección contra sobrepresión al sistema hidráulico y alivió a 3750 psi (25,9 MPa). [ cita requerida ]
Las APU / HPU y los sistemas hidráulicos fueron reutilizables para 20 misiones. [ cita requerida ]
Control de vector de empuje
Cada SRB tenía dos servoactuadores de cardán hidráulico , para mover la boquilla hacia arriba / abajo y de lado a lado. Esto proporcionó vectorización de empuje para ayudar a controlar el vehículo en los tres ejes (balanceo, cabeceo y guiñada).
La parte de control del vector de empuje de ascenso del sistema de control de vuelo dirigió el empuje de los tres motores principales del transbordador y las dos boquillas del SRB para controlar la actitud y la trayectoria del transbordador durante el despegue y el ascenso. Los comandos del sistema de guía se transmitieron a los controladores de control de vector de empuje de ascenso (ATVC), que transmitían señales proporcionales a los comandos a cada servoaccionador de los motores principales y SRB. Cuatro canales independientes del sistema de control de vuelo y cuatro canales ATVC controlaban seis motores principales y cuatro controladores ATVC SRB, y cada conductor controlaba un puerto hidráulico en cada servoaccionador principal y SRB.
Cada servoaccionador SRB constaba de cuatro servoválvulas independientes de dos etapas que recibían señales de los controladores. Cada servoválvula controlaba un carrete de potencia en cada actuador, que colocaba un pistón del actuador y la boquilla para controlar la dirección del empuje.
Las cuatro servoválvulas que accionaban cada actuador proporcionaban una disposición de votación por mayoría sumada a la fuerza para colocar el carrete de potencia. Con cuatro comandos idénticos a las cuatro servoválvulas, la acción de suma de fuerzas del actuador previno, instantáneamente, una sola entrada errónea que afecta el movimiento del pistón de potencia. Si la detección de presión diferencial detecta que la entrada errónea persiste durante un tiempo predeterminado, se seleccionaría una válvula de aislamiento, excluyéndola por completo de la suma de fuerzas. Se proporcionaron monitores de falla para cada canal para indicar qué canal se había anulado y la válvula de aislamiento en cada canal se podía restablecer.
Cada ariete del actuador estaba equipado con transductores para retroalimentación de posición al sistema de control del vector de empuje. Dentro de cada ariete del servoaccionador había un conjunto de alivio de carga de salpicadura para amortiguar la boquilla en la salpicadura de agua y evitar daños al cojinete flexible de la boquilla.
Calificar conjuntos de giroscopio
Cada SRB contenía tres conjuntos de giroscopio de velocidad (RGA), y cada RGA contenía un giro y un giro. Estos proporcionaron una salida proporcional a las velocidades angulares sobre los ejes de cabeceo y guiñada a las computadoras del orbitador y al sistema de guía, navegación y control durante el vuelo de ascenso en la primera etapa junto con los giroscopios de velocidad de balanceo del orbitador hasta la separación del SRB. En la separación de SRB, se realizó un cambio de los SRB RGA a los RGA del orbitador.
Las tasas de SRB RGA pasaron a través de los multiplexores / demultiplexores de popa de vuelo del orbitador a los GPC del orbitador. A continuación, se seleccionaron las tasas de RGA en un valor medio en la gestión de redundancia para proporcionar tasas de inclinación y guiñada de SRB al software del usuario. Los RGA fueron diseñados para 20 misiones.
Casos de segmento
Fabricado en acero de baja aleación de alta resistencia D6AC de 2 cm de espesor . [9]
Propulsor
La mezcla de propulsor de cohete en cada motor de cohete sólido consistía en perclorato de amonio ( oxidante , 69,6% en peso), polvo de aluminio atomizado ( combustible , 16%), óxido de hierro ( catalizador , 0,4%), PBAN (aglutinante, también actúa como combustible, 12,04%) y un agente de curado epoxi (1,96%). [10] [11] Este propulsor se conoce comúnmente como propulsor compuesto de perclorato de amonio (APCP). Esta mezcla dio a los motores de cohetes sólidos un impulso específico de 242 segundos (2,37 km / s) al nivel del mar o 268 segundos (2,63 km / s) en el vacío. Al encenderse, el motor quemó el combustible a una presión nominal de la cámara de 906,8 psi (6,252 MPa). [12]
El combustible principal, el aluminio, se utilizó porque tiene una densidad de energía específica razonable de aproximadamente 31,0 MJ / kg, pero una alta densidad de energía volumétrica y es difícil de encender accidentalmente.
El propulsor tenía una perforación en forma de estrella de 11 puntas en el segmento del motor delantero y una perforación de doble cono truncado en cada uno de los segmentos de popa y cierre de popa. Esta configuración proporcionó un alto empuje en el encendido y luego redujo el empuje en aproximadamente un tercio 50 segundos después del despegue para evitar sobrecargar el vehículo durante la presión dinámica máxima (Q máx.). [10]
Función
Encendido
El encendido del SRB puede ocurrir solo cuando se ha quitado un pasador de bloqueo manual de cada dispositivo de brazo y caja fuerte del SRB. El personal de tierra quita el pasador durante las actividades previas al lanzamiento. A las T − 5: 00, el dispositivo de seguridad y brazo SRB se gira a la posición de brazo. Los comandos de encendido del motor del cohete sólido se emiten cuando los tres motores principales del transbordador espacial (SSMEs) están en o por encima del 90% del empuje nominal, no hay falla SSME y / o el controlador de iniciador pirotécnico (PIC) de encendido SRB se indica bajo voltaje y no hay retiene del Sistema de procesamiento de lanzamiento (LPS).
Los comandos de encendido del motor del cohete sólido son enviados por las computadoras del orbitador a través de los Controladores Maestros de Eventos (MEC) a la caja fuerte y el dispositivo de armado de los detonadores estándar (NSD) de la NASA en cada SRB. Un dispositivo de descarga de condensador de un solo canal PIC controla el disparo de cada dispositivo pirotécnico. Deben estar presentes tres señales simultáneamente para que el PIC genere la salida de encendido pirotécnico. Estas señales, armar, disparar 1 y disparar 2, se originan en las computadoras de propósito general (GPC) del orbitador y se transmiten a los MEC. Los MEC los reformatean a señales de CC de 28 voltios para los PIC. La señal del brazo carga el condensador PIC a 40 voltios CC (mínimo de 20 voltios CC).
La secuencia de lanzamiento del GPC también controla ciertas válvulas críticas del sistema de propulsión principal y monitorea las indicaciones de motor listo de los SSMEs. Los comandos de arranque del MPS son emitidos por las computadoras a bordo en T − 6.6 segundos (arranque escalonado del motor tres, motor dos, motor uno, todos aproximadamente dentro de 0.25 de segundo), y la secuencia monitorea la acumulación de empuje de cada motor. Los tres SSMEs deben alcanzar el 90% de empuje requerido en tres segundos; de lo contrario, se ordena un apagado ordenado y se inician las funciones de seguridad.
La acumulación de empuje normal al 90% del nivel de empuje requerido dará como resultado que los SSMEs sean comandados a la posición de despegue en T − 3 segundos, así como también se emitirá el comando de fuego 1 para armar los SRB. En T − 3 segundos, se permite que se inicialicen los modos de carga de flexión de la base del vehículo (denominado "vibración", movimiento de aproximadamente 25,5 pulgadas (650 mm) medido en la punta del tanque externo, con movimiento hacia el tanque externo) .
Los comandos de fuego 2 hacen que los NSD redundantes disparen a través de una delgada barrera sellada en un túnel de llamas. Esto enciende una pirotecnia. carga de refuerzo, que se retiene en la caja fuerte y el dispositivo de brazo detrás de una placa perforada. La carga de refuerzo enciende el propulsor en el iniciador del encendedor; y los productos de combustión de este propulsor encienden el iniciador del motor de cohete sólido, que se dispara a lo largo de toda la longitud vertical del motor de cohete sólido y enciende el propulsor del motor de cohete sólido a lo largo de toda su superficie de forma instantánea.
En T − 0, los dos SRB se encienden, bajo el mando de las cuatro computadoras a bordo; se inicia la separación de los cuatro pernos explosivos en cada SRB; los dos umbilicales T-0 (uno a cada lado de la nave espacial) están retraídos; se inician la unidad de temporización principal a bordo, el temporizador de eventos y los temporizadores de eventos de la misión; las tres MIPYE están al 100%; y finaliza la secuencia de lanzamiento desde tierra.
Despegue y ascenso
La referencia de la secuencia de tiempo en el encendido es fundamental para un despegue y un vuelo de ascenso exitosos. Los pernos de sujeción explosivos alivian (a través de los pedestales de soporte de lanzamiento y la estructura de la plataforma) las cargas dinámicas asimétricas del vehículo causadas por el encendido SSME y la acumulación de empuje, y las cargas de los cojinetes de empuje aplicados. Sin los pernos de sujeción, los SSMEs volcarían violentamente la pila de vuelo (orbitador, tanque externo, SRB) sobre el tanque externo. Ese momento de rotación es inicialmente contrarrestado por los pernos de sujeción. Antes de liberar la pila de vehículos para el despegue, los SRB deben encender y presurizar simultáneamente sus cámaras de combustión y boquillas de escape para producir un momento de contrarrotación neto derivado del empuje exactamente igual al momento de rotación del SSME. Con los SRB alcanzando el empuje completo, los pernos de sujeción se soplan, liberando la pila del vehículo, el momento de rotación neto es cero y el empuje neto del vehículo (gravedad opuesta) es positivo, levantando la pila del orbitador verticalmente desde el pedestal de lanzamiento, controlable a través de los movimientos de cardán coordinados de los SSMEs y las boquillas de escape SRB.
Durante el ascenso, varios acelerómetros de todos los ejes detectan e informan el vuelo y la orientación del vehículo (haciendo referencia a la cabina de vuelo a bordo del orbitador), ya que las computadoras de referencia de vuelo traducen los comandos de navegación (dirección a un punto de ruta particular en el espacio y en un momento particular) a comandos del motor y del cardán de la tobera del motor, que orientan el vehículo sobre su centro de masa. A medida que las fuerzas sobre el vehículo cambian debido al consumo de propulsor, el aumento de la velocidad, los cambios en la resistencia aerodinámica y otros factores, el vehículo ajusta automáticamente su orientación en respuesta a sus entradas de comando de control dinámico.
El resultado neto es una atracción gravitacional relativamente suave y constante (que luego disminuye gradualmente) debido a la aceleración, junto con una fricción aerodinámica decreciente a medida que se alcanza y supera la atmósfera superior.
Separación
Los SRB son arrojados desde el transbordador espacial a una gran altitud, aproximadamente a 146.000 pies (45 km). La separación de SRB se inicia cuando los tres transductores de presión de la cámara del motor de cohete sólido se procesan en la selección de valor medio de gestión de redundancia y la presión de la cámara de cabecera de ambos SRB es menor o igual a 50 psi (340 kPa). Una señal de respaldo es el tiempo transcurrido desde el encendido del amplificador.
Se inicia la secuencia de separación, ordenando los actuadores de control del vector de empuje a la posición nula y poniendo el sistema de propulsión principal en una configuración de segunda etapa (0,8 segundos desde la inicialización de la secuencia), lo que garantiza que el empuje de cada SRB sea inferior a 100.000 lbf (440 kN). La posición de guiñada del orbitador se mantiene durante cuatro segundos y el empuje del SRB desciende a menos de 60.000 lbf (270 kN).
Los SRB se separan del tanque externo dentro de los 30 milisegundos posteriores al comando de disparo de artillería.
El punto de enganche delantero consta de una bola (SRB) y un casquillo (tanque externo; ET) unidos por un perno. El perno contiene un cartucho de presión NSD en cada extremo. El punto de enganche delantero también lleva el cableado de correa cruzada del sistema de seguridad de alcance que conecta cada SRB RSS y el ET RSS entre sí.
Los puntos de enganche de popa constan de tres puntales separados: superior, diagonal e inferior. Cada puntal contiene un perno con un cartucho de presión NSD en cada extremo. El puntal superior también lleva la interfaz umbilical entre su SRB y el tanque externo y al orbitador.
Hay cuatro motores de separación reforzadores (BSM) en cada extremo de cada SRB. Los BSM separan los SRB del tanque externo. Los motores de cohetes sólidos en cada grupo de cuatro se encienden disparando cartuchos de presión NSD redundantes en colectores de fusibles detonantes confinados redundantes.
Los comandos de separación emitidos desde el orbitador por la secuencia de separación SRB inician el cartucho de presión NSD redundante en cada perno y encienden los BSM para efectuar una separación limpia.
Sistema de seguridad de rango
Un sistema de seguridad de alcance (RSS) prevé la destrucción de un cohete o parte de él con explosivos a bordo mediante un comando remoto si el cohete está fuera de control, con el fin de limitar el peligro para las personas en el suelo de piezas que se estrellan, explosiones, etc. fuego, sustancias venenosas, etc. El RSS solo se activó una vez: durante el desastre del transbordador espacial Challenger (37 segundos después de la ruptura del vehículo, cuando los SRB estaban en vuelo descontrolado).
El vehículo lanzadera tenía dos RSS, uno en cada SRB. Ambos fueron capaces de recibir dos mensajes de comando (arma y fuego) transmitidos desde la estación terrestre. El RSS se utilizó solo cuando el vehículo lanzadera viola una línea roja de trayectoria de lanzamiento.
Un RSS consta de dos acopladores de antena, receptores / decodificadores de comando, un distribuidor doble, una caja fuerte y un dispositivo de brazo con dos detonadores estándar de la NASA (NSD), dos colectores de fusibles detonantes confinados (CDF), siete conjuntos de CDF y una carga de forma lineal ( LSC).
Los acopladores de antena proporcionan la impedancia adecuada para los comandos del equipo de soporte de tierra y de radiofrecuencia. Los receptores de comando están sintonizados a las frecuencias de comando RSS y proporcionan la señal de entrada a los distribuidores cuando se envía un comando RSS. Los decodificadores de comando utilizan un conector de código para evitar que cualquier señal de comando que no sea la señal de comando adecuada ingrese a los distribuidores. Los distribuidores contienen la lógica para suministrar comandos de destrucción válidos a la pirotecnia RSS.
Los NSD proporcionan la chispa para encender el CDF, que a su vez enciende el LSC para la destrucción del propulsor. El dispositivo de caja fuerte y brazo proporciona aislamiento mecánico entre los NSD y el CDF antes del lanzamiento y durante la secuencia de separación del SRB.
El primer mensaje, llamado armado, permite que la lógica a bordo habilite una destrucción e ilumina una luz en la pantalla de la cabina de vuelo y el panel de control en la estación de comandante y piloto. El segundo mensaje transmitido es el comando de fuego.
Los distribuidores de SRB en los SRB están unidos entre sí. Por lo tanto, si un SRB recibe una señal de armado o destrucción, la señal también se enviará al otro SRB.
La energía eléctrica de la batería RSS en cada SRB se enruta al sistema RSS A. La batería de recuperación en cada SRB se utiliza para alimentar el sistema RSS B, así como el sistema de recuperación en el SRB. El SRB RSS se apaga durante la secuencia de separación y el sistema de recuperación del SRB se enciende. [13]
Descenso y recuperación
Los SRB se eliminan del sistema de lanzadera a los 2 minutos y a una altitud de aproximadamente 146.000 pies (44 km). Después de continuar elevándose a unos 220.000 pies (67 km), los SRB comienzan a caer de nuevo a la tierra y, una vez de regreso en la atmósfera más densa, son desacelerados por un sistema de paracaídas para evitar daños en el impacto del océano. Se envía un comando desde el orbitador al SRB justo antes de la separación para aplicar energía de la batería a la red lógica de recuperación. Un segundo comando simultáneo arma los tres propulsores de la tapa de la nariz (para desplegar el piloto y el paracaídas de caída ), el detonador del anillo frustum (para el despliegue del paracaídas principal) y la artillería de desconexión del paracaídas principal.
La secuencia de recuperación comienza con la operación del baroswitch de gran altitud , que activa los propulsores pirotécnicos de la tapa del morro. Esto expulsa la tapa de la nariz, que despliega el paracaídas del piloto . La separación de la tapa de la nariz ocurre a una altitud nominal de 15,704 pies (4,787 m), aproximadamente 218 segundos después de la separación del SRB. Los 11,5 pies (3,5 m) de diámetro cónico paracaídas piloto cinta proporciona la fuerza para cordones de tracción unidos a los cuchillos de corte, que cortan el bucle de fijación de los drogue correas de retención. Esto permite que la rampa piloto extraiga el paquete de embudo del SRB, lo que hace que las líneas de suspensión del embudo se desplieguen desde su posición almacenada. En la extensión completa de las doce líneas de suspensión de 105 pies (32 m), la bolsa de despliegue de la tolva se quita del dosel y el paracaídas de cinta cónica de 54 pies (16 m) de diámetro se infla a su condición inicial de rizo. El drogue se desacopla dos veces después de retrasos de tiempo especificados (utilizando cortadores de línea rizados redundantes de 7 y 12 segundos), y reorienta / estabiliza el SRB para el despliegue de la tolva principal. El paracaídas abatible tiene una carga de diseño de aproximadamente 315,000 lb (143 t) y pesa aproximadamente 1,200 lb (540 kg).
Después de que la rampa estabilizadora ha estabilizado el SRB en una posición de cola primero, el frustum se separa del faldón delantero por una carga pirotécnica activada por el baroswitch de baja altitud a una altitud nominal de 5.500 pies (1.700 m) unos 243 segundos después del SRB. separación. A continuación, el tronco de árbol se separa del SRB mediante el conducto de descarga. Las líneas de suspensión de la tolva principal se extraen de las bolsas de despliegue que quedan en el tronco. En la extensión completa de las líneas, que tienen 203 pies (62 m) de largo, los tres conductos principales se extraen de sus bolsas de despliegue y se inflan hasta su primera condición de rizo. El paracaídas frustum y drogue continúan en una trayectoria separada hasta el amerizaje. Después de retrasos de tiempo especificados (utilizando cortadores de línea de rizo redundantes de 10 y 17 segundos), se cortan las líneas de rizo del conducto principal y los conductos se inflan a su segunda configuración rizada y completamente abierta. El grupo de tolvas principal desacelera el SRB a condiciones terminales. Cada uno de los paracaídas de cinta cónica de 20 ° de 136 pies (41 m) de diámetro tiene una carga de diseño de aproximadamente 195,000 lb (88 t) y cada uno pesa aproximadamente 2,180 lb (990 kg). Estos paracaídas son los más grandes que se hayan utilizado, tanto en tamaño desplegado como en peso de carga. [ cita requerida ] La extensión de la boquilla RSRM es cortada por una carga pirotécnica aproximadamente 20 segundos después de la separación del tronco.
El impacto del agua ocurre aproximadamente 279 segundos después de la separación del SRB a una velocidad nominal de 76 pies por segundo (23 m / s). El rango de impacto del agua es de aproximadamente 130 millas náuticas (240 km) frente a la costa este de Florida . Debido a que los paracaídas brindan un impacto de boquilla primero, el aire queda atrapado en la carcasa del motor vacía (quemada), lo que hace que el propulsor flote con el extremo delantero aproximadamente a 30 pies (9.1 m) fuera del agua.
Anteriormente, los conductos principales se soltaban del SRB en el momento del impacto utilizando un sistema de munición de tuerca de liberación de paracaídas (las cargas residuales en los conductos principales desplegarían los accesorios de sujeción del paracaídas con flotadores atados a cada accesorio). El diseño actual mantiene los conductos principales conectados durante el impacto del agua (impacto inicial y abofeteo). Los dispositivos de liberación activada por agua salada (SWAR) ahora están incorporados en las líneas principales del conducto vertical para simplificar los esfuerzos de recuperación y reducir el daño al SRB. [14] La bolsa de despliegue del drogue / los paracaídas del piloto, los paracaídas y los frustums del drogue, cada tolva principal y los SRB son flotantes y se recuperan.
Los barcos de recuperación de la NASA especialmente equipados , el MV Freedom Star y el MV Liberty Star , recuperan los SRB y el hardware de descenso / recuperación. Una vez que se ubican los impulsores, los buzos colocan el tapón operado por el buceador (DOP) en su lugar para tapar la boquilla SRB y drenar el agua de la caja del motor. El bombeo de aire hacia adentro y de agua del SRB hace que el SRB cambie de una posición flotante con el morro hacia arriba a una posición horizontal más adecuada para remolcar. Las naves de recuperación luego remolcan los propulsores y otros objetos recuperados al Centro Espacial Kennedy .
Desastre Challenger
La pérdida del transbordador espacial Challenger se originó por una falla del sistema de uno de sus SRB. La Comisión Rogers determinó que la causa del accidente era "un diseño defectuoso inaceptablemente sensible a una serie de factores" de las juntas del SRB agravado por un clima inusualmente frío la mañana del vuelo. [15] [16] La comisión encontró que las grandes "juntas tóricas" de goma en las juntas SRB no eran efectivas a bajas temperaturas como las de la mañana de enero de 1986 del accidente (36 ° F, 2.2 ° C). Una articulación comprometida en frío en el SRB derecho falló en el lanzamiento y finalmente permitió que los gases calientes del interior de ese propulsor de cohete abrieran un agujero en el tanque de combustible externo principal adyacente y también debilitaran el puntal inferior que sujeta el SRB al tanque externo. La fuga en la junta del SRB provocó una falla catastrófica del puntal inferior y el desprendimiento parcial del SRB, lo que provocó una colisión entre el SRB y el tanque externo. Con un tanque externo que se desintegra y un empuje severamente fuera del eje del SRB derecho, viajando a una velocidad de Mach 1,92 a 46,000 pies (14 km), la pila del Transbordador Espacial se desintegró y quedó envuelta en una "quemadura explosiva" (es decir, una deflagración rápida ). de los propulsores líquidos del tanque externo. [17] Las preocupaciones fueron informadas por el fabricante del SRB debido a las bajas temperaturas, pero fueron anuladas debido a la resistencia de los gerentes de la NASA a cambiar los criterios de lanzamiento en una etapa tan tardía en la preparación del lanzamiento.
Durante el tiempo de inactividad posterior, se realizaron análisis estructurales detallados en elementos estructurales críticos de la SRB. Los análisis se centraron principalmente en áreas donde se habían observado anomalías durante la inspección posterior al vuelo del hardware recuperado.
Una de las áreas fue el anillo de fijación donde los SRB están conectados al tanque externo. Se observaron áreas de desgaste en algunos de los sujetadores donde el anillo se adhiere a la caja del motor SRB. Esta situación se atribuyó a las altas cargas encontradas durante el impacto del agua. Para corregir la situación y garantizar márgenes de resistencia más altos durante el ascenso, se rediseñó el anillo de sujeción para rodear la carcasa del motor por completo (360 °). Anteriormente, el anillo de fijación tenía forma de 'C' y rodeaba la carcasa del motor solo 270 °.
Además, se realizaron pruebas estructurales especiales en el faldón de popa. Durante este programa de prueba, ocurrió una anomalía en una soldadura crítica entre el poste de sujeción y la piel del faldón. Se implementó un rediseño para agregar soportes de refuerzo y accesorios en el anillo de popa del faldón.
Estas dos modificaciones agregaron aproximadamente 450 lb (200 kg) al peso de cada SRB. El resultado se llama motor cohete sólido rediseñado (RSRM). [18]
Construcción
El contratista principal para la fabricación de los segmentos de motores SRB fue ATK Launch Systems (anteriormente Morton Thiokol Inc.) Wasatch Division con sede en Magna, Utah .
United Space Boosters Inc. (USBI), una división de Pratt and Whitney, bajo United Technologies, fue el contratista principal original de SRB para el ensamblaje, verificación y reacondicionamiento de SRB para todos los componentes de motores de cohetes no sólidos y para la integración de SRB. Fueron el contratista principal más antiguo del transbordador espacial que formaba parte del equipo de lanzamiento original. USBI fue absorbida por United Space Alliance como la división Solid Rocket Booster Element en 1998 y la división USBI se disolvió en Pratt & Whitney al año siguiente. En su apogeo, USBI tenía más de 1500 empleados trabajando en los Shuttle Boosters en KSC, FL y Huntsville, Alabama. [ cita requerida ]
Actualizar proyectos: no poner en servicio
Proyecto de motor de cohete sólido avanzado (ASRM) (1988-1993)
En 1988/9, la NASA planeaba reemplazar los SRB posteriores al Challenger con un nuevo motor de cohete sólido avanzado (ASRM) que construiría Aerojet [19] en una nueva instalación, diseñada por el subcontratista, RUST International, en la ubicación de una cancela. Planta de energía nuclear de la Autoridad del Valle de Tennessee , en Yellow Creek, Mississippi ( Planta Nuclear de Yellow Creek ).
El ASRM sería un poco más ancho (el diámetro del propulsor aumentaría de 146 pulgadas a 150 pulgadas) y tendría 200,000 libras de propulsor adicional, y habría producido un empuje adicional para aumentar la carga útil del transbordador en aproximadamente 12,000 lb, [19] de modo que podría transportar módulos y componentes de construcción a la ISS. Se esperaba que fueran más seguros que los SRB posteriores al Challenger . [20] El contrato inicial de 1.200 millones de dólares debía ser por 12 motores, con una opción por otros 88 a tal vez otros 1.000 millones de dólares. [19] Morton Thiokol construiría las boquillas. [19] El primer vuelo de prueba se esperaba alrededor de 1994. [19]
El programa ASRM fue cancelado en 1993 [20] después de que los sistemas de ensamblaje robóticos y las computadoras se encontraran en el sitio y se gastaran aproximadamente 2 mil millones de dólares, a favor del uso continuo, después de correcciones de fallas de diseño, de la SRB.
Cajas de filamento enrollado
Con el fin de proporcionar el rendimiento necesario para lanzar lanzaderas en órbita polar desde la plataforma de lanzamiento SLC-6 en la Base de la Fuerza Aérea Vandenberg en California , los SRB que usaban estuches enrollados con filamentos (FWC) fueron diseñados para ser más livianos que los estuches de acero usados en Kennedy. SRB lanzados por el Centro Espacial. [21] A diferencia de los SRB regulares, que tenían el diseño defectuoso de la junta de campo que condujo al desastre del Challenger en 1986, los impulsores de FWC tenían el diseño de junta de "doble espiga" (necesario para mantener los impulsores correctamente alineados durante el movimiento de "vibración" cuando los SSME se encienden antes del despegue), pero se utilizan las dos juntas tóricas. Con el cierre de SLC-6, los propulsores FWC fueron descartados por ATK y la NASA, pero sus juntas de campo, aunque modificadas para incorporar las tres juntas tóricas actuales y los calentadores de juntas, se incorporaron más tarde (después de STS-51L) en el campo. juntas en los SRB utilizados hasta el último vuelo en 2011.
Amplificador de cinco segmentos
Antes de la destrucción del transbordador espacial Columbia en 2003, la NASA investigó el reemplazo de los SRB de 4 segmentos actuales con un diseño de SRB de 5 segmentos o reemplazarlos por completo con impulsores líquidos de "retorno" utilizando tecnologías Atlas V o Delta IV EELV. . El SRB de 5 segmentos, que habría requerido pocos cambios en la infraestructura actual del transbordador, habría permitido que el transbordador espacial transportara 20.000 libras (9.100 kg) adicionales de carga útil en una Estación Espacial Internacional ( órbita de inclinación, eliminar el peligroso retorno) to-Launch Site (RTLS) y Trans-Oceanic Abort (TAL) y, mediante el uso de la llamada maniobra dog-leg, vuela vuelos orbitales polares de sur a norte desde el Centro Espacial Kennedy.
El SRB de cinco segmentos utilizaría una garganta de boquilla más ancha para mantenerse dentro del límite de presión de las carcasas de los segmentos existentes.
Después de la destrucción de Columbia , la NASA archivó el SRB de cinco segmentos para el Programa de Transbordadores. [ ¿por qué? ] [22] Un motor de prueba de ingeniería de cinco segmentos, ETM-03, fue encendido el 23 de octubre de 2003. [23] [24]
Como parte del Programa Constellation , se planeó que la primera etapa del cohete Ares I utilizara SRB de cinco segmentos; en septiembre de 2009, un transbordador espacial SRB de cinco segmentos (DM-1) fue disparado estático en el suelo en el área de pruebas del desierto de ATK en Utah. [25] Se llevaron a cabo pruebas adicionales (DM-2 y DM-3) en agosto de 2010 y septiembre de 2011. [26]
Después de que se cancelara el Programa Constellation en 2011, el nuevo Sistema de Lanzamiento Espacial (SLS) fue designado para usar impulsores de cinco segmentos. La primera prueba de un SRB para SLS (QM-1) se completó a principios de 2015, una segunda prueba (QM-2) se realizó a mediados de 2016 en las instalaciones de Orbital ATK's Promontory, Utah. [27]
Muestra
Los impulsores de cohetes sólidos del transbordador espacial están en exhibición en el Complejo de Visitantes del Centro Espacial Kennedy en Florida, el Centro Espacial Stennis en el condado de Hancock, Mississippi, el Centro Espacial y de Cohetes de los Estados Unidos en Huntsville, Alabama, y en las instalaciones de Orbital ATK cerca de Promontory. Utah . [28] En el Museo Pima Air & Space de Tucson, Arizona, se exhibe una caja de refuerzo con bobinado parcial de filamento . [29]
Usos futuros y propuestos
Con el tiempo, se presentaron varias propuestas para reutilizar el diseño de la SRB; sin embargo, a partir de 2016 ninguna de estas propuestas avanzó a vuelos regulares antes de ser cancelada. Hasta el primer vuelo planeado para 2021 del Space Launch System (SLS), un único vuelo de prueba del prototipo Ares IX en 2009 fue lo que más avanzó en estas propuestas.
Ares
La NASA inicialmente planeó reutilizar el diseño y la infraestructura SRB de cuatro segmentos en varios cohetes Ares, lo que habría impulsado la nave espacial Orion a la órbita. En 2005, la NASA anunció el vehículo de lanzamiento derivado de un transbordador programado para llevar al vehículo de exploración de la tripulación Orion a la órbita terrestre baja y más tarde a la Luna. Se planeó que el vehículo de lanzamiento de tripulación (CLV) derivado de SRB, llamado Ares I , presentara un solo SRB de 4 segmentos modificado para su primera etapa; un solo motor principal del transbordador espacial modificado de combustible líquido habría impulsado la segunda etapa.
El diseño del Ares I actualizado en 2006 incluía un SRB de 5 segmentos (desarrollado originalmente para el Shuttle, pero nunca utilizado) como primera etapa; la segunda etapa estaba propulsada por un motor J-2X mejorado , derivado del J-2 , que se había utilizado en la etapa superior de Saturn V y Saturn IB . En lugar del cono de morro SRB estándar, el Ares I tendría un ensamblaje entre etapas cónico que conecta el propulsor propiamente dicho con la segunda etapa, un sistema de control de actitud derivado del sistema de misiles Regulus y paracaídas más grandes y pesados para bajar la etapa al Océano Atlántico. para recuperar.
También se presentó en 2005, era una carga pesada por carretera vehículo de lanzamiento (CALV) llamado Ares V . Los primeros diseños del Ares V utilizaron 5 SSMEs de producción estándar y un par de impulsores de 5 segmentos idénticos a los propuestos para el Shuttle, mientras que los planes posteriores rediseñaron los impulsores alrededor del motor cohete RS-68 utilizado en el sistema Delta IV EELV. Inicialmente, la NASA cambió a un sistema que usaba los impulsores de 5 segmentos y un grupo de 5 RS-68 (que resultó en una ampliación de la unidad central Ares V), luego la NASA reconfiguró el vehículo con 6 motores RS-68B, con el propulsores en sí mismos convirtiéndose en propulsores de 5,5 segmentos, con un medio segmento adicional para proporcionar un empuje adicional en el despegue.
Ese rediseño final habría hecho que el propulsor Ares V fuera más alto y más poderoso que los ahora retirados cohetes Saturno V / INT-20, N-1 y Energia , y habría permitido que el Ares V colocara tanto la Etapa de Salida de la Tierra como el Altair. nave espacial en órbita terrestre baja para su posterior ensamblaje en órbita. A diferencia del SRB de 5 segmentos para el Ares I, los impulsores de 5,5 segmentos para el Ares V debían ser idénticos en diseño, construcción y función a los SRB actuales, excepto por los segmentos adicionales. Al igual que los propulsores del transbordador, los propulsores Ares V volarían una trayectoria de vuelo casi idéntica desde el lanzamiento hasta el aterrizaje.
El programa Constellation, incluidos Ares I y Ares V, fue cancelado en octubre de 2010 por la aprobación del proyecto de ley de autorización de la NASA de 2010.
DIRECTO
La propuesta DIRECT para un nuevo vehículo de lanzamiento derivado del transbordador, a diferencia de los propulsores Ares I y Ares V, utiliza un par de SRB clásicos de 4 segmentos con los SSMEs utilizados en el transbordador.
Atenea III
En 2008, PlanetSpace propuso el vehículo de lanzamiento Athena III para vuelos de reabastecimiento de la ISS en el marco del programa COTS ; habría presentado 2+1 ⁄ 2 segmentos del diseño SRB original.
Sistema de lanzamiento espacial (SLS)
Las primeras versiones (Bloques 1 y 1B) del Space Launch System (SLS) están planeadas para usar un par de Solid Rocket Boosters (SRB) de cinco segmentos , que se desarrollaron a partir de los SRB de cuatro segmentos utilizados para el Shuttle. Las modificaciones para el SLS incluyeron la adición de un segmento de refuerzo central, nueva aviónica y nuevo aislamiento que elimina el asbesto del Shuttle SRB y es 860 kg (1,900 lb) más liviano. Los SRB de cinco segmentos proporcionan aproximadamente un 25% más de impulso total que el Shuttle SRB y no se recuperarán después de su uso. [30] [31]
Diagrama etiquetado
Ver también
- Amplificador de cohete sólido
- Desastre de PEPCON
- Variaciones y derivadas estudiadas del transbordador espacial
Referencias
Este artículo incorpora material de dominio público de sitios web o documentos de la Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio .
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La GAO señaló que: (1) la necesidad del motor avanzado ha disminuido desde que el programa de desarrollo se aprobó por primera vez en 1988; (2) la NASA no tenía experiencia real de vuelo con los motores avanzados cuando se aprobó el programa; (3) es posible que el motor avanzado no se utilice para lanzar las cargas útiles identificadas originalmente; (4) La NASA ha lanzado el transbordador sin [más] evidencia de ningún problema significativo de seguridad del motor del cohete sólido; (5) los costos de desarrollo han aumentado $ 575 millones debido a las reducciones en los niveles de financiamiento anual del programa; y (6) la NASA estima que costaría $ 212 millones rescindir los contratos existentes al 30 de septiembre de 1993. - El informe real dice que 'los costos de desarrollo estimados habían aumentado en aproximadamente un 95 por ciento - a $ 3.250 millones de la estimación inicial del programa de enero de 1988 y que el primer horario de vuelo se había retrasado más de dos años y medio ».
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enlaces externos
- Informe técnico de la NASA 19720007149 Orígenes del transbordador SRB, estudio de ingeniería para la NASA 1971, volumen 1, resumen
- Informe técnico de la NASA 19720015135 Orígenes del transbordador SRB, estudio de ingeniería para la NASA 1971, volumen 2, informe técnico
- "Impulsores de cohetes sólidos" . NASA.
- Video de separación de cohetes sólidos
- Página de biografía de Liberty Star y Freedom Star
- Colección Cary Rutland, Archivos de la Universidad de Alabama en Huntsville y Colecciones Especiales Archivos de Cary Rutland, adjunto del programa SRB después del desastre del Challenger
- Registro Histórico de Ingeniería Estadounidense (HAER) No. TX-116-K, " Sistema de Transporte Espacial, Impulsores de Cohetes Sólidos, Centro Espacial Lyndon B. Johnson, 2101 NASA Parkway, Houston, Condado de Harris, TX ", 32 fotos, 3 dibujos medidos, 8 páginas de pie de foto