Cohete propulsor de combustible sólido del transbordador espacial

Cada propulsor de cohete sólido tenía cuatro postes de sujeción que encajaban en los postes de soporte correspondientes de la plataforma de lanzamiento móvil. Unos pernos de sujeción mantenían unidos el propulsor y los postes de la plataforma de lanzamiento. Cada perno tenía una tuerca en cada extremo, siendo la superior una tuerca frangible . La tuerca superior contenía dos cargas explosivas activadas por detonadores estándar de la NASA (NSD), que se encendían al recibir las órdenes de ignición del motor del cohete sólido.

Cuando se encendieron los dos detonadores NSD en cada punto de sujeción, la tuerca frangible se fracturó, liberando el perno de sujeción. El perno se desplazó hacia abajo debido a la liberación de la tensión en el perno (pretensado antes del lanzamiento), la presión del gas del NSD y la gravedad. El perno fue detenido por el soporte de desaceleración, que contenía arena. El perno de sujeción tenía 710 mm (28 pulgadas) de largo y 89 mm (3,5 pulgadas ) de diámetro. La tuerca frangible quedó atrapada en un contenedor de explosión montado en la falda posterior del cohete propulsor de combustible sólido (SRB).    

Las órdenes de ignición del motor del cohete sólido fueron emitidas por las computadoras del orbitador a través de los controladores maestros de eventos a los controladores iniciadores pirotécnicos (PIC) de sujeción en la plataforma móvil de lanzamiento . Estos proporcionaron la ignición a los NSD de sujeción. El sistema de procesamiento de lanzamiento monitoreó los PIC de sujeción del SRB para detectar bajo voltaje durante los últimos 16 segundos antes del lanzamiento. Un bajo voltaje en el PIC activaría una suspensión del lanzamiento.

La distribución de energía eléctrica en cada cohete propulsor de combustible sólido (SRB) consistía en la alimentación del bus principal de CC suministrada por el orbitador a cada SRB a través de los buses A, B y C. Los buses principales de CC del orbitador (A, B y C) suministraban energía a los buses correspondientes de los SRB (A, B y C). Además, el bus principal de CC del orbitador (C) proporcionaba energía de respaldo a los buses A y B de los SRB, y el bus B del orbitador proporcionaba energía de respaldo al bus C de los SRB. Esta disposición de distribución de energía eléctrica permitía que todos los buses de los SRB permanecieran alimentados en caso de que fallara un bus principal del orbitador.

La tensión nominal de funcionamiento era de 28 ± 4 voltios CC.

Cada cohete propulsor sólido (SRB) consta de dos unidades de potencia hidráulica (HPU) autónomas e independientes, utilizadas para accionar el sistema de control de vector de empuje (TVC). Cada HPU constaba de una unidad de potencia auxiliar (APU), un módulo de suministro de combustible, una bomba hidráulica , un depósito hidráulico y un colector de fluido hidráulico . Las APU se alimentaban con hidracina y generaban potencia mecánica en el eje para accionar una bomba hidráulica que producía presión hidráulica para el sistema hidráulico del SRB. Las dos HPU y los dos sistemas hidráulicos separados estaban ubicados en la parte posterior de cada SRB, entre la tobera del SRB y la falda posterior. Los componentes de la HPU estaban montados en la falda posterior, entre los actuadores de balanceo e inclinación. Los dos sistemas funcionaban desde T menos 28 segundos hasta la separación del SRB del orbitador y del tanque externo. Los dos sistemas hidráulicos independientes estaban conectados a los servoactuadores de balanceo e inclinación de la tobera . ^{[ 16 ]}

La electrónica del controlador HPU estaba ubicada en los conjuntos electrónicos integrados de popa del SRB (IEA ^{[ 17 ]} ) en los anillos de fijación del tanque externo de popa.

Las unidades de potencia hidráulica (HPU) y sus sistemas de combustible estaban aislados entre sí. Cada módulo de suministro de combustible (tanque) contenía 10 kg (22 lb) de hidracina. El tanque de combustible estaba presurizado con nitrógeno gaseoso a 2,8 MPa (400 psi ) , lo que proporcionaba la fuerza necesaria para expulsar el combustible del tanque a la línea de distribución, manteniendo así un suministro constante de combustible a la unidad de potencia auxiliar (APU) durante todo su funcionamiento.    

En la APU, una bomba de combustible aumentaba la presión de la hidracina y la alimentaba a un generador de gas. El generador descomponía catalíticamente la hidracina en gas caliente a alta presión; una turbina de dos etapas convertía este gas en energía mecánica, que accionaba una caja de engranajes. El gas residual, ahora más frío y a baja presión, volvía a pasar por la carcasa del generador de gas para enfriarlo antes de ser descargado al mar. La caja de engranajes accionaba la bomba de combustible, su propia bomba de lubricación y la bomba hidráulica de la HPU. Una línea de derivación de arranque rodeaba la bomba y alimentaba el generador de gas utilizando la presión del tanque de nitrógeno hasta que la velocidad de la APU era tal que la presión de salida de la bomba de combustible superaba la de la línea de derivación, momento en el que se suministraba todo el combustible a la bomba.

Cuando la velocidad de la APU alcanzaba el 100%, la válvula de control primaria de la APU se cerraba y la velocidad de la APU era controlada por la electrónica del controlador de la APU. Si la lógica de la válvula de control primaria fallaba y volvía al estado abierto, la válvula de control secundaria asumía el control de la APU a una velocidad del 112%. ^{[ 18 ]}

Cada HPU de un SRB estaba conectada a ambos servoactuadores de dicho SRB mediante una válvula de conmutación que permitía distribuir la potencia hidráulica desde cualquiera de las HPU a ambos actuadores, si fuera necesario. Cada HPU servía como fuente hidráulica principal para un servoactuador y como fuente secundaria para el otro. Cada HPU tenía 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 la válvula de conmutación se cerraba cuando la válvula estaba en la posición secundaria. Al cerrarse la válvula, se enviaba una señal al controlador de la APU, que inhibía la lógica de control de velocidad de la APU al 100 % y habilitaba la lógica de control de velocidad de la APU al 112 %. La velocidad de la APU al 100 % permitía que una APU/HPU suministrara suficiente presión hidráulica operativa a ambos servoactuadores de ese SRB. ^{[ 19 ]}  

La velocidad del 100% de la APU correspondía a 72.000 rpm, el 110% a 79.200 rpm y el 112% a 80.640 rpm. ^{[ 20 ]}

La velocidad de la bomba hidráulica era de 3600 rpm y suministraba una presión hidráulica de 3050 ± 50 psi (21,03 ± 0,34 MPa) . Una válvula de alivio de alta presión proporcionaba protección contra sobrepresión al sistema hidráulico y se activaba a 3750 psi (25,9 MPa) .        

Las APU/HPU y los sistemas hidráulicos fueron reutilizables durante 20 misiones. ^{[ 20 ]}

Cada cohete propulsor sólido (SRB) contaba con dos servoactuadores hidráulicos de cardán para mover la tobera hacia arriba/abajo y de lado a lado. Esto proporcionaba vectorización de empuje para ayudar a controlar el vehículo en los tres ejes (balanceo, cabeceo y guiñada).

La sección de control vectorial de empuje de ascenso del sistema de control de vuelo dirigía el empuje de los tres motores principales del transbordador y las dos toberas de los cohetes propulsores sólidos (SRB) para controlar la actitud y la trayectoria del transbordador durante el despegue y el ascenso. Las órdenes del sistema de guiado se transmitían a los controladores del control vectorial de empuje de ascenso (ATVC), que a su vez transmitían señales proporcionales a las órdenes a cada servoactuador de los motores principales y los SRB. Cuatro canales independientes del sistema de control de vuelo y cuatro canales del ATVC controlaban seis controladores ATVC de los motores principales y cuatro de los SRB, y cada controlador controlaba un puerto hidráulico en cada servoactuador principal y de los SRB.

Cada servoactuador 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 posicionaba un vástago del actuador y la tobera para controlar la dirección del empuje.

Las cuatro servoválvulas que controlaban cada actuador proporcionaban un sistema de votación mayoritaria por suma de fuerzas para posicionar el carrete de potencia. Con cuatro comandos idénticos a las cuatro servoválvulas, la acción de suma de fuerzas del actuador impedía, instantáneamente, que una sola entrada errónea afectara el movimiento del cilindro hidráulico. Si el sensor de presión diferencial detectaba que la entrada errónea persistía durante un tiempo predeterminado, se seleccionaba una válvula de aislamiento, excluyéndola por completo de la suma de fuerzas. Se proporcionaron monitores de fallos para cada canal para indicar qué canal había sido desactivado, y la válvula de aislamiento de cada canal podía reiniciarse.

Cada actuador estaba equipado con transductores para la retroalimentación de posición al sistema de control del vector de empuje. Dentro de cada actuador había un conjunto de alivio de carga para amortiguar la boquilla al impactar con el agua y evitar daños al cojinete flexible de la boquilla.

Cada cohete propulsor de combustible sólido (SRB) contenía tres conjuntos de giroscopios de velocidad angular (RGA), cada uno con un giroscopio de cabeceo y otro de guiñada. Estos proporcionaban una señal de salida proporcional a las velocidades angulares alrededor de los ejes de cabeceo y guiñada a las computadoras del orbitador y al sistema de guía, navegación y control durante el vuelo de ascenso de la primera etapa, en conjunto con los giroscopios de velocidad angular de alabeo del orbitador, hasta la separación del SRB. En el momento de la separación, se realizaba una conmutación de los RGA del SRB a los RGA del orbitador.

Las tasas de RGA del SRB se transmitieron a través de los multiplexores/demultiplexores de la parte posterior del orbitador hasta los GPC del orbitador. Posteriormente, en la gestión de redundancia, se seleccionó el valor medio de las tasas de RGA para proporcionar las tasas de cabeceo y guiñada del SRB al software del usuario. Los RGA se diseñaron para 20 misiones.

Fabricado con acero de baja aleación y alta resistencia D6AC de 2 cm de espesor . ^{[ 21 ]}

La mezcla propulsora de 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, que también actúa como combustible, 12,04 %) y un agente de curado epoxi (1,96 %). ^{[ 22 ] [ 23 ]} Este propulsor se conoce comúnmente como propulsor compuesto de perclorato de amonio (APCP). Esta mezcla proporcionaba a los motores de cohete sólido un impulso específico de 242 segundos (2,37 km/s) a nivel del mar o de 268 segundos (2,63 km/s) en el vacío. Tras la ignición, el motor quemaba el combustible a una presión nominal en la cámara de 906,8 psi (6,252 MPa) . ^{[ 24 ]}    

El aluminio fue elegido como propulsor debido a su alta densidad de energía volumétrica y su resistencia a la ignición accidental. El aluminio tiene una densidad de energía específica de aproximadamente 31,0  MJ/kg .

El propulsor tenía una perforación en forma de estrella de 11 puntas en el segmento motor delantero y una perforación de cono doblemente truncado en cada uno de los segmentos traseros y en el cierre trasero. Esta configuración proporcionaba un alto empuje en el momento del encendido y luego reducía el empuje en aproximadamente un tercio 50 segundos después del despegue para evitar sobrecargar el vehículo durante la presión dinámica máxima (Q máx.). ^{[ 22 ]}

El encendido de los cohetes propulsores sólidos (SRB) solo puede ocurrir cuando se haya retirado un pasador de bloqueo manual de cada dispositivo de seguridad y activación de los SRB. El personal de tierra retira el pasador durante las actividades previas al lanzamiento. A las 5:00 T−1, el dispositivo de seguridad y activación de los SRB se gira a la posición de activación. Las órdenes de encendido de los motores de cohetes sólidos se emiten cuando los tres motores principales del transbordador espacial (SSME) alcanzan o superan el 90 % de su empuje nominal, no hay fallos en los SSME ni se indica bajo voltaje en el controlador del iniciador pirotécnico (PIC) de encendido de los SRB, y no hay interrupciones en el Sistema de Procesamiento de Lanzamiento (LPS).

Las órdenes de ignición del motor de cohete sólido son enviadas por las computadoras del orbitador a través de los Controladores Maestros de Eventos (MEC) a los detonadores estándar de la NASA (NSD) de seguridad y activación en cada SRB. Un dispositivo de descarga de condensador de un solo canal PIC controla el disparo de cada dispositivo pirotécnico. Se requieren tres señales simultáneas para que el PIC genere la salida de disparo pirotécnico. Estas señales, activación, disparo 1 y disparo 2, se originan en las computadoras de propósito general (GPC) del orbitador y se transmiten a los MEC. Los MEC las reformatean a señales de 28 voltios CC para los PIC. La señal de activación carga el condensador del 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 supervisa las indicaciones de preparación de los motores SSME. Los ordenadores de a bordo emiten las órdenes de arranque del MPS a T−6,6 segundos (arranque escalonado del motor tres, el motor dos y el motor uno, todos con una diferencia aproximada de 0,25 segundos), y la secuencia supervisa el aumento de empuje de cada motor. Los tres SSME deben alcanzar el 90 % de empuje requerido en tres segundos; de lo contrario, se ordena una parada ordenada y se activan las funciones de seguridad.

El aumento normal del empuje hasta el nivel requerido del 90 % dará como resultado que los SSME sean ordenados a la posición de despegue en T−3 segundos, así como que se emita la orden 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 (conocido como "twang", movimiento de aproximadamente 25,5 pulgadas (650 mm) medido en la punta del tanque externo, con movimiento hacia el tanque externo).  

Las órdenes de disparo 2 hacen que los NSD redundantes disparen a través de un sello de barrera delgada por un túnel de llamas. Esto enciende una carga pirotécnica de refuerzo, que se encuentra en el dispositivo de seguridad y activación detrás de una placa perforada. La carga de refuerzo enciende el propelente en el iniciador de encendido; y los productos de combustión de este propelente encienden el iniciador del motor de cohete sólido, que dispara a lo largo de toda la longitud vertical del motor de cohete sólido, encendiendo instantáneamente el propelente del motor de cohete sólido en toda su superficie.

En T−0, se encienden los dos cohetes propulsores sólidos (SRB) bajo el control de las cuatro computadoras de a bordo; se inicia la separación de los cuatro pernos explosivos de cada SRB; se retraen los dos umbilicales T-0 (uno a cada lado de la nave espacial); se ponen en marcha la unidad maestra de temporización de a bordo, el temporizador de eventos y los temporizadores de eventos de la misión; los tres motores principales de la misión (SSME) alcanzan el 100%; y se finaliza la secuencia de lanzamiento desde tierra.

La sincronización precisa del encendido es fundamental para un despegue y un 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 y el aumento del empuje del SSME, así como las cargas aplicadas a los cojinetes de empuje. Sin los pernos de sujeción, los SSME volcarían violentamente el conjunto de vuelo (orbitador, tanque externo, SRB) sobre el tanque externo. Este momento de rotación es contrarrestado inicialmente por los pernos de sujeción. Antes de la liberación del conjunto del vehículo para el despegue, los SRB deben encender y presurizar simultáneamente sus cámaras de combustión y toberas de escape para producir un momento de rotación neto, derivado del empuje, exactamente igual al momento de rotación del SSME. Cuando los cohetes propulsores de combustible sólido (SRB) alcanzan su máxima propulsión, los pernos de sujeción se sueltan, liberando el conjunto del vehículo. El momento de rotación neto es cero y el empuje neto del vehículo (que se opone a la gravedad) es positivo, elevando el conjunto del orbitador verticalmente desde el pedestal de lanzamiento, controlable mediante los movimientos cardán coordinados de los motores principales de combustible sólido (SSME) y las toberas de escape de los SRB.

Durante el ascenso, múltiples acelerómetros multieje detectan e informan sobre el vuelo y la orientación del vehículo (tomando como referencia la cabina de vuelo del orbitador). A medida que las computadoras de referencia de vuelo traducen las órdenes de navegación (dirección a un punto de referencia específico en el espacio y en un momento determinado) en órdenes para el cardán de los motores y las toberas, que orientan el vehículo alrededor de su centro de masa. A medida que las fuerzas que actúan sobre el vehículo cambian debido al consumo de propulsor, el aumento de la velocidad, las variaciones en la resistencia aerodinámica y otros factores, el vehículo ajusta automáticamente su orientación en respuesta a las órdenes de control dinámico.

Los SRB se desprenden del transbordador espacial a una altitud de aproximadamente 146 000 pies (45 km) . La separación de los SRB se inicia cuando los tres transductores de presión de la cámara del motor del cohete sólido se procesan en la selección de valor medio de gestión de redundancia y la presión de la cámara del extremo de cabeza de ambos SRB es menor o igual a 50 psi (340 kPa) . Una señal de respaldo es el tiempo transcurrido desde el encendido del propulsor. Se inicia la secuencia de separación, ordenando a 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 menor a 100 000 lbf (440 kN) . La actitud de guiñada del orbitador se mantiene durante cuatro segundos y el empuje de los SRB cae a menos de 60 000 lbf (270 kN) .        

Los propulsores de combustible sólido (SRB) se separan del tanque externo en 30 milisegundos tras la orden de disparo. El punto de fijación delantero consta de una rótula (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 fijación delantero también lleva el cableado transversal del sistema de seguridad de alcance que conecta cada sistema de seguridad de alcance (RSS) del SRB con el RSS del ET entre sí. Los puntos de fijación traseros 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 de ahí al orbitador.

Cada cohete propulsor de combustible sólido (SRB) cuenta con cuatro motores de separación de propulsores (BSM) en cada extremo. Los BSM separan los SRB del tanque externo. Los motores de combustible sólido de cada grupo de cuatro se encienden mediante el disparo de cartuchos de presión NSD redundantes en colectores de espoletas detonantes confinadas redundantes. Las órdenes de separación emitidas desde el orbitador por la secuencia de separación de los SRB activan el cartucho de presión NSD redundante en cada perno y encienden los BSM para efectuar una separación limpia.

Un sistema de seguridad de alcance (RSS, por sus siglas en inglés) prevé la destrucción de un cohete o parte de él mediante explosivos a bordo por comando remoto si el cohete pierde el control, con el fin de limitar el peligro para las personas en tierra por fragmentos que se estrellan, explosiones, incendios, sustancias tóxicas, etc. El RSS solo se activó una vez: durante el desastre del transbordador espacial Challenger (37 segundos después de la desintegración del vehículo, cuando los cohetes propulsores sólidos estaban en vuelo descontrolado).

El transbordador espacial contaba con dos sistemas RSS, uno en cada cohete propulsor de combustible sólido (SRB). Ambos eran capaces de recibir dos mensajes de comando (activar y disparar) transmitidos desde la estación terrestre. El sistema RSS se activaba únicamente cuando el transbordador infringía la línea roja de la trayectoria de lanzamiento.

Un RSS consta de dos acopladores de antena, receptores/decodificadores de comandos, un distribuidor doble, un dispositivo de seguridad y activación con dos detonadores estándar de la NASA (NSD), dos colectores de espoletas detonantes confinadas (CDF), siete conjuntos de CDF y una carga lineal hueca (LSC).

Los acopladores de antena proporcionan la impedancia adecuada para las órdenes de radiofrecuencia y de equipos de apoyo en tierra. Los receptores de órdenes están sintonizados a las frecuencias de las órdenes RSS y proporcionan la señal de entrada a los distribuidores cuando se envía una orden RSS. Los decodificadores de órdenes utilizan un conector de código para evitar que cualquier señal de orden que no sea la correcta llegue a los distribuidores. Los distribuidores contienen la lógica necesaria para suministrar órdenes de destrucción válidas a los dispositivos pirotécnicos 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 seguridad y activación proporciona aislamiento mecánico entre los NSD y el CDF antes del lanzamiento y durante la secuencia de separación de los cohetes propulsores sólidos.

El primer mensaje, denominado "arm", permite que la lógica de a bordo active la autodestrucción e ilumina una luz en la pantalla y el panel de control de la cabina de vuelo, en el puesto del comandante y del piloto. El segundo mensaje transmitido es la orden de fuego.

Los distribuidores de los cohetes propulsores de combustible sólido (SRB) están interconectados. Por lo tanto, si un SRB recibe una señal de activación o de autodestrucción, dicha señal también se enviará al otro SRB.

La energía eléctrica de la batería RSS en cada SRB se dirige 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 RSS del SRB se apaga durante la secuencia de separación y el sistema de recuperación del SRB se enciende. ^{[ 25 ]}

Los cohetes propulsores sólidos (SRB) se desprenden del sistema del transbordador a los 2 minutos y a una altitud de aproximadamente 45 km (146 000 pies) . Tras ascender hasta unos 67 km (220 000 pies) , los SRB comienzan a caer de nuevo a la Tierra y, una vez de vuelta en la atmósfera más densa, un sistema de paracaídas los frena para evitar daños al impactar contra el océano. Justo antes de la separación, se envía una orden desde el orbitador al SRB para que active la red lógica de recuperación. Una segunda orden simultánea activa los tres propulsores de la ojiva (para desplegar el paracaídas piloto y el de frenado ), el detonador del anillo troncocónico (para el despliegue del paracaídas principal) y el mecanismo de desconexión del paracaídas principal.  

La secuencia de recuperación comienza con la operación del barosimetría de gran altitud , que activa los propulsores pirotécnicos de la ojiva. Esto expulsa la ojiva, que despliega el paracaídas piloto . La separación de la ojiva ocurre a una altitud nominal de 4787 m (15 704 pies ) , aproximadamente 218 segundos después de la separación del cohete propulsor de combustible sólido (SRB). El paracaídas piloto de cinta cónica de 3,5 m (11,5 pies ) de diámetro proporciona la fuerza para tirar de los cordones unidos a cuchillas de corte, que cortan el lazo que asegura las correas de retención del paracaídas de frenado . Esto permite que el paracaídas piloto tire del paquete del paracaídas de frenado del SRB, lo que provoca que las líneas de suspensión del paracaídas de frenado se desplieguen desde su posición almacenada. Con la extensión completa de las doce líneas de suspensión de 32 m (105 pies) , la bolsa de despliegue del paracaídas de frenado se separa de la campana, y el paracaídas de frenado de cinta cónica de 16 m (54 pies ) de diámetro se infla hasta su condición inicial de rizo. El paracaídas de frenado se desenrolla dos veces después de retardos de tiempo específicos (utilizando cortadores de línea de rizo redundantes de 7 y 12 segundos), y reorienta/estabiliza el SRB para el despliegue del paracaídas principal. El paracaídas de frenado tiene una carga de diseño de aproximadamente 315 000 lb (143 t) y pesa aproximadamente 1200 lb (540 kg) .            

After the drogue chute has stabilized the SRB in a tail-first attitude, the frustum is separated from the forward skirt by a pyrotechnic charge triggered by the low-altitude baroswitch at a nominal altitude of 5,500 ft (1,700 m) about 243 seconds after SRB separation. The frustum is then pulled away from the SRB by the drogue chute. The main chute suspension lines are pulled out from deployment bags that remain in the frustum. At full extension of the lines, which are 203 ft (62 m) long, the three main chutes are pulled from their deployment bags and inflate to their first reefed condition. The frustum and drogue parachute continue on a separate trajectory to splashdown. After specified time delays (using redundant 10- and 17-second reefing line cutters), the main chute reefing lines are cut and the chutes inflate to their second reefed and full open configurations. The main chute cluster decelerates the SRB to terminal conditions. Each of the 136 ft (41 m) diameter, 20° conical ribbon parachutes have a design load of approximately 195,000 lb (88 t) and each weighs approximately 2,180 lb (990 kg). These parachutes are the largest that have ever been used, in both deployed size and load weight.^[26] The RSRM nozzle extension is severed by a pyrotechnic charge about 20 seconds after frustum separation.

Water impact occurs about 279 seconds after SRB separation at a nominal velocity of 76 feet per second (23 m/s). The water impact range is approximately 130 nmi (240 km) off the eastern coast of Florida. Because the parachutes provide for a nozzle-first impact, air is trapped in the empty (burned out) motor casing, causing the booster to float with the forward end approximately 30 feet (9 m) out of the water.

Anteriormente, los paracaídas principales se liberaban del SRB al impactar mediante un sistema de liberación de paracaídas con tuerca (las cargas residuales en los paracaídas principales desplegaban los accesorios de fijación del paracaídas con flotadores atados a cada accesorio). El diseño actual mantiene los paracaídas principales unidos durante el impacto en el agua (impacto inicial y golpe de fondo). Los dispositivos de liberación activada por agua salada (SWAR) ahora se incorporan a las líneas ascendentes del paracaídas principal para simplificar las labores de recuperación y reducir los daños al SRB. ^{[ 27 ]} La bolsa de despliegue del paracaídas de frenado/paracaídas piloto, los paracaídas de frenado y los troncos de cono, cada paracaídas principal y los SRB son flotantes y se recuperan.

Los buques de recuperación de la NASA especialmente equipados , el MV Freedom Star  y el MV Liberty Star  , recuperan los cohetes propulsores sólidos (SRB) y el equipo de descenso/recuperación. Una vez localizados los propulsores, los buzos maniobran el tapón operado por buzos (DOP) para sellar la boquilla del SRB y drenar el agua de la carcasa del motor. Al bombear aire hacia dentro y agua hacia fuera del SRB, este cambia de una posición flotante con la punta hacia arriba a una posición horizontal más adecuada para el remolque. Posteriormente, los buques de recuperación remolcan los propulsores y otros objetos recuperados de vuelta al Centro Espacial Kennedy .

El 2 de mayo de 2007, un tren de carga que transportaba segmentos de los cohetes propulsores sólidos del transbordador espacial descarriló en Myrtlewood, Alabama , tras el colapso de un puente ferroviario . El tren transportaba ocho segmentos de cohetes propulsores sólidos destinados a las misiones STS-120 y STS-122. Cuatro segmentos cayeron aproximadamente 3 metros (10 pies ) . Otros cuatro segmentos, junto con un vagón que transportaba los conos de salida traseros (toberas), que aún no se encontraban sobre el puente, permanecieron en tierra firme. Los segmentos que cayeron del puente fueron recuperados y enviados a Utah para su inspección. Tras analizar las fuerzas ejercidas sobre los cuatro segmentos restantes que no habían caído y comprobar que se encontraban dentro de los límites de tolerancia, estos segmentos continuaron su viaje hacia Florida. ^{[ 34 ]} 

En 1988-1989, la NASA planeaba reemplazar los SRB posteriores al Challenger con un nuevo motor de cohete sólido avanzado (ASRM) que sería construido por Aerojet ^{[ 35 ]} en una nueva instalación, diseñada por el subcontratista RUST International, en la ubicación de una planta de energía nuclear cancelada de la Autoridad del Valle de Tennessee , en Yellow Creek, Mississippi ( Planta Nuclear de Yellow Creek ).

El ASRM sería ligeramente más ancho (el diámetro del propulsor aumentaría de 146 pulgadas a 150 pulgadas) y tendría 200 000 libras de propelente adicional, y habría producido empuje adicional para aumentar la carga útil del transbordador en aproximadamente 12 000  libras, ^{[ 35 ]} de modo que pudiera transportar módulos y componentes de construcción a la ISS. Se esperaba que fueran más seguros que los SRB posteriores al Challenger . ^{[ 36 ]} El contrato inicial de 1200  millones de dólares era para 12 motores, con una opción para otros 88 por quizás otros 1000  millones de dólares. ^{[ 35 ]} Morton Thiokol construiría las toberas. ^{[ 35 ]} Se esperaba que el primer vuelo de prueba fuera alrededor de 1994. ^{[ 35 ]}

El programa ASRM fue cancelado en 1993 ^{[ 36 ]} después de que los sistemas de ensamblaje robótico y las computadoras estuvieran en el sitio y se gastaran aproximadamente 2 mil millones de dólares, a favor del uso continuado del SRB después de correcciones de fallas de diseño.

Para proporcionar el rendimiento necesario para lanzar transbordadores en órbita polar desde la plataforma de lanzamiento SLC-6 en la Base de la Fuerza Aérea Vandenberg en California , los SRB que utilizan carcasas enrolladas con filamentos (FWC) se diseñaron para ser más ligeros que las carcasas de acero utilizadas en los SRB lanzados desde el Centro Espacial Kennedy. ^{[ 37 ]} 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 propulsores FWC tenían el diseño de junta de "doble lengüeta" (necesario para mantener los propulsores correctamente alineados durante el movimiento de "golpe" cuando se encienden los SSME antes del despegue), pero utilizaban los dos sellos de junta tórica. Tras el cierre de la plataforma de lanzamiento SLC-6, los propulsores FWC fueron desechados por ATK y la NASA, pero sus juntas de campo, aunque modificadas para incorporar los tres sellos de junta tórica y los calentadores de junta actuales, fueron incorporadas posteriormente (después de la misión STS-51L) a las juntas de campo de los cohetes propulsores sólidos (SRB) utilizados hasta el último vuelo en 2011.

Antes de la destrucción del transbordador espacial Columbia en 2003, la NASA investigó la posibilidad de reemplazar los propulsores de combustible sólido (SRB) de 4 segmentos por un diseño de 5 segmentos o sustituirlos por completo por propulsores de combustible líquido de tipo "flyback" que utilizaran las 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 transportar una carga útil adicional de 9100 kg (20 000 lb) en una órbita inclinada similar a la de la Estación Espacial Internacional , eliminar los peligrosos modos de retorno al sitio de lanzamiento (RTLS) y aborto transoceánico (TAL) y, mediante una maniobra denominada "dog-leg", realizar vuelos orbitales polares de sur a norte desde el Centro Espacial Kennedy.  

El propulsor balístico 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 del Columbia , la NASA archivó el cohete propulsor de combustible sólido de cinco segmentos para el Programa del Transbordador, por razones de seguridad. ^{[ 38 ]} Un motor de prueba de ingeniería de cinco segmentos, ETM-03, fue encendido el 23 de octubre de 2003. ^{[ 39 ] [ 40 ]}

Como parte del Programa Constellation , se planeó que la primera etapa del cohete Ares I utilizara cohetes propulsores sólidos de cinco segmentos; en septiembre de 2009, un cohete propulsor sólido del transbordador espacial de cinco segmentos (DM-1) fue encendido estáticamente en tierra en el área de pruebas desérticas de ATK en Utah. ^{[ 41 ]} Se llevaron a cabo pruebas adicionales (DM-2 y DM-3) en agosto de 2010 y septiembre de 2011. ^{[ 42 ]}

Tras la cancelación del Programa Constellation en 2011, el nuevo Sistema de Lanzamiento Espacial (SLS) fue diseñado para utilizar propulsores de cinco segmentos. La primera prueba de un SRB para el SLS (QM-1) se completó a principios de 2015, y una segunda prueba (QM-2) se realizó a mediados de 2016 en las instalaciones de Orbital ATK en Promontory, Utah. ^{[ 43 ]}

Inicialmente, la NASA planeó reutilizar el diseño y la infraestructura del cohete propulsor de combustible sólido (SRB) de cuatro segmentos en varios cohetes Ares, que habrían impulsado la nave espacial Orion a la órbita. En 2005, la NASA anunció el Vehículo de Lanzamiento Derivado del Transbordador (CLV), destinado a transportar el Vehículo de Exploración Tripulada Orion a la órbita terrestre baja y posteriormente a la Luna. El Vehículo de Lanzamiento Tripulado (CLV) derivado del SRB, denominado Ares I , estaba diseñado para contar con un único SRB modificado de cuatro segmentos para su primera etapa; un único motor principal modificado del Transbordador Espacial, alimentado con combustible líquido , habría impulsado la segunda etapa.

El diseño del Ares I, actualizado en 2006, presentaba un cohete propulsor sólido de 5 segmentos (desarrollado originalmente para el transbordador espacial, 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 del Saturno V y el Saturno IB . En lugar del cono de nariz estándar del cohete propulsor sólido, el Ares I tendría un conjunto intermedio cónico que conectaría 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 su recuperación.

También se presentó en 2005 un vehículo de lanzamiento de carga pesada (CaLV) llamado Ares V. Los primeros diseños del Ares V utilizaban 5 motores SSME de producción estándar y un par de propulsores de 5 segmentos idénticos a los propuestos para el transbordador, mientras que los planes posteriores rediseñaron los propulsores en torno al motor de cohete RS-68 utilizado en el sistema Delta IV EELV. Inicialmente, la NASA cambió a un sistema que utilizaba los propulsores de 5 segmentos y un grupo de 5 RS-68 (lo que resultó en un ensanchamiento de la unidad central del Ares V), luego la NASA reconfiguró el vehículo con 6 motores RS-68B, y los propulsores se convirtieron en propulsores de 5,5 segmentos, con medio segmento adicional para proporcionar empuje adicional en el despegue.

Ese rediseño final habría hecho que el propulsor Ares V fuera más alto y potente que los cohetes Saturno V/INT-20, N-1 y Energía , ahora retirados , y habría permitido que el Ares V colocara tanto la etapa de salida de la Tierra como la nave espacial Altair en órbita baja para su posterior ensamblaje en órbita. A diferencia del propulsor de combustible sólido de 5 segmentos del Ares I, los propulsores de 5,5 segmentos del Ares V serían idénticos en diseño, construcción y función a los propulsores de combustible sólido actuales, excepto por los segmentos adicionales. Al igual que los propulsores del transbordador, los propulsores del Ares V seguirían una trayectoria de vuelo casi idéntica desde el lanzamiento hasta el amerizaje.

El programa Constellation, que incluía Ares I y Ares V, fue cancelado en octubre de 2010 con la aprobación del proyecto de ley de autorización de la NASA de 2010. ^{[ 49 ]}

La propuesta DIRECT para un nuevo vehículo de lanzamiento derivado del transbordador, a diferencia de los propulsores Ares I y Ares V, utilizaba un par de cohetes propulsores sólidos clásicos de 4 segmentos con los motores SSME utilizados en el transbordador.

En 2008, PlanetSpace propuso el vehículo de lanzamiento Athena III para vuelos de reabastecimiento de la ISS bajo el programa COTS ; habría presentado 2 + 1 1/2 segmentos del diseño original del SRB. ^{[ 50 ]}

Las primeras versiones (Bloques 1 y 1B) del Sistema de Lanzamiento Espacial (SLS) utilizan un par de cohetes propulsores sólidos (SRB) de cinco segmentos, desarrollados a partir de los SRB de cuatro segmentos empleados en el transbordador espacial. Las modificaciones del SLS incluyeron la adición de un segmento propulsor central, nueva aviónica y un nuevo aislamiento que elimina el amianto de los SRB del transbordador y resulta 860 kg (1900 lb) más ligero. Los SRB de cinco segmentos proporcionan aproximadamente un 25 % más de impulso total que los SRB del transbordador y no se recuperan tras su uso. ^{[ 51 ] [ 52 ]}  

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  El misil balístico SLS SRB se someterá a pruebas en 2021.
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  Varios segmentos del cohete propulsor de combustible sólido SLS en el Centro Espacial Kennedy en 2020, a la espera de su ensamblaje final.
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  Sección transversal de un segmento del cohete propulsor Artemis II .
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  Segmentos de los propulsores traseros del cohete Artemis I apilándose en el Edificio de Ensamblaje de Vehículos , tal como se ve en 2020.
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  Los propulsores completamente ensamblados que impulsarían la nave Artemis I , tal como se vieron en 2021 en el Edificio de Ensamblaje de Vehículos .
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  Los dos propulsores se encienden, enviando a Artemis II al espacio.
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  Los dos propulsores se separaron de Artemis II minutos después del lanzamiento.