スペースシャトル固体燃料補助ロケット

スペースシャトル固体燃料補助ロケット（SRB）

スペースシャトル固体燃料補助ロケット（SRB）は、スペースシャトルの打ち上げ時に、離床から2分間、その推力を生み出す固体ロケットブースターです。2基1組で使用され、発射時には赤茶色の外部燃料タンクの両側に装着されます。スペースシャトル全体の推力の85%をSRBが担っており、アポロ計画で使用されたサターンVロケットの第一段の推力の40%に相当します。SRBは史上最大の固体燃料ロケットであり、人間が搭乗するロケットに固体燃料が使用された初の事例でもあります。使用済みの機体はパラシュートで海に着水後、回収・点検され、燃料を再充填して再利用されます。

概要

2機のSRBは、スペースシャトルを地上から高度約46kmまで打ち上げる際の主要な推力源です。1機あたりの推力は海面レベルで約12.5MN、上昇とともに増加し、最大で約13.8MNに達します。発射台に設置されている間は、オービタと外部燃料タンクを含む機体全体の重量を支えています。3基のメインエンジン（SSME）の推力が規定水準に達したことを確認後、SRBが点火されます。その後、上空で切り離され、切り離し後75秒で最高高度67kmに達し、発射地点から226km離れた大西洋上にパラシュートで着水、回収されます。SRBの外殻は再利用されます。
本体および固体燃料の開発・製造は、サイオコール社（現ATKランチ・システムズ・グループ）が担当しました。

サイズと重量

SRBの直径は3.71m、全長は45.46mです。直径が3.71mに決定されたのは、鉄道での輸送時の車両限界によるものです。1機の重量は590トン（うち燃料500トン）で、2機合計で発射時の機体全重量の約60%を占めます。

基本構造

機体の基本構造は、エンジン部（外殻、燃料、点火装置、ノズルを含む）、支持構造、分離システム、操縦装置、回収用電波発信機、火工品、減速装置、推力偏向装置、周辺地域安全確保のための自爆装置などで構成されています。
外殻は、それぞれ別個に製作された7つの鋼鉄製の部分で構成されています。各部分は工場内で接続され、最終組立のために列車でケネディ宇宙センターに搬送されます。接続部分は、円周型のリングをU字ピンで締め付けて固定し、3つのOリング（チャレンジャー号爆発事故以前は2つ）を用いて密閉されます。Oリングの間には耐熱パテが埋め込まれています。

スペースシャトルの他の部分や発射台との接続・接合

SRBは、後方部のフレーム上にある2本のちょうつがいとその対角線上にある接合部、および前方スカートの先端部分にある接合部によって外部燃料タンクに接続されています。発射台にある時は、各ブースターは4本の爆発ボルトで移動式発射台に固定されており、発射時に切り離されます。

構成

外殻と推進剤

SRBの推進剤は、過塩素酸アンモニウム（酸化剤、69.6%）、アルミニウム（燃料、16%）、酸化鉄（触媒、0.4%）、ポリブタジエン・アクリロニトリルや末端水酸基ポリブタジエンなど（結合材、12.04%）、エポキシ（硬化剤、1.96%）で構成されています。これは一般にコンポジット推進薬と呼ばれ、APCP（Ammonium Perchlorate Composite Propellant）とも略称されます。海面レベルでの比推力は242秒、真空状態では268秒です。
主燃料にアルミニウムが選ばれたのは、高いエネルギー密度を持ちながら、燃焼圧力が急激に変化して爆発する危険性が低いからです。上部2つのセグメントは内部の空洞が11光芒の星形で、下部2つのセグメントは円錐型になっています。これにより、点火直後の離陸時には最大推力を発揮させ、その後推力を減少させます。これは、最大動圧点 (Max Q) における最大動圧を過大にしないためです。

配電

SRBの電力は、オービタの主電源装置からA、B、Cと区別された母線を通して送られます。CはAおよびBの、BはCのバックアップとなっており、いずれかの母線が切断してもバックアップされるようになっています。公称電圧は28±4ボルトです。

油圧系統

SRBは、2機の独立した油圧系統 (Hydraulic Power Units, HPUs) を搭載しています。HPUはヒドラジンで起動され、油圧系統に圧力を供給するためのポンプを駆動します。HPUは機体後部のノズルとスカートの間に設置されていて、2つの系統はノズル偏向およびロック用のアクチュエータ上でのみ連結しています。作動時間は発射の28秒前から、SRBが外部燃料タンクから切り離されるまでの間です。

推力偏向装置

SRBには2機の油圧式ジンバル制御装置が搭載されており、エンジンのノズルの傾きを変えることによって飛行を制御します。シャトルの飛行制御装置の一部である上昇推力ベクトル制御装置 (Ascent Thrust Vector Control, ATVC) は、オービタの3機のメインエンジンとSRBの2機のノズルと直結しており、機体が離陸・上昇する間の姿勢や軌道をコントロールします。

角速度検出ジャイロ装置

各SRBにはそれぞれ2機の角速度検出ジャイロ装置（レートジャイロ）が搭載されており、座標軸に対する角速度の変化を検出し、オービタの誘導・航法制御装置に信号を送り続けます。SRBが切り離されると、角速度の検出はオービタに搭載されているレートジャイロが引き継ぎます。

支持支柱

各SRBは、4本のボルトで移動式発射台の支持支柱に固定されています。ボルトの両端はナットで締められており、上端のものは爆発ボルトを内包していて、ロケットの点火指令が発せられた瞬間に起爆して切断されます。爆発ボルトが起動しない場合は、ロケットエンジンの推力でボルトを引きちぎり安全に発射できるように設計されています。

機能

点火

SRBは、安全ピンが抜かれ安全装置が解除されなければ点火しません。発射5分前に安全装置と点火装置が交代し、6.6秒前にオービタの3機のメインエンジン (SSME) が点火され、推力が90%に達すると、点火指令が発せられます。点火指令には「安全装置解除」「ファイア1」「ファイア2」の3種類があり、同時に発生されなければなりません。

分離

シャトルが高度43.8kmに到達し、SRBの燃焼室内の圧力が低下すると、分離が開始されます。SRBの推力が低下したことが確認されると、分離開始の司令が発せられます。SRBと外部燃料タンク (ET) の接続部分は、ボルトで結合されており、両端には爆発ボルトが装備されています。またSRB用とET用の自爆装置が設置されています。SRBの上端と下端には、機体をETから引き離すための分離用小型ロケットモーターが内蔵されています。

自爆装置

SRBには、周辺安全確保のための自爆装置 (Range Safety System, RSS) が搭載されています。これは機体が制御不能になった際に、発射場の周辺地域を危険から遠ざけるため、遠隔操作により爆薬に点火し、ロケット本体を爆破するものです。

降下および回収

発射から2分後、高度43.8kmでSRBは外部燃料タンクから切り離され、慣性でしばらく上昇を続け、最高高度66kmに達してから落下を始めます。切り離しと同時に自動回収装置が作動し、先端部のキャップが吹き飛ばされてブレーキ用の小型パラシュートが展開します。次にメインパラシュートが展開し、着水した瞬間に切り離されます。着水後、特別な改造を受けた2隻の船が現場に向かい、SRB本体やその他の部品をケネディ宇宙センターまで運びます。

チャレンジャー号爆発事故

1986年1月28日、チャレンジャー号の爆発事故が発生し、7名の飛行士が犠牲になりました。事故の原因は、SRBの構造的な欠陥によるものでした。Oリングが低温により劣化し、そこから燃焼ガスが漏れ出したことが直接の原因とされています。

製造

SRB製造の主契約企業は、ATKランチ・システムズ・グループのワサッチ部です。その他、多くの企業がSRB製造に関わっています。

発展型SRB

NASAは、SRB製造用の工場を新たに建設し、発展型固体燃料補助ロケット (Advanced Solid Rocket Booster, ASRB) を製造することを計画していました。ASRBは国際宇宙ステーションにより多くの区画や建設資材を搬送できるよう、推力を増強させる予定でしたが、予算の増大により中止されました。

5セグメント型ブースター

コロンビア号空中分解事故が発生する以前、NASAはSRBを従来の4セグメント型から5セグメント型のものに増強することを検討していました。5セグメント型SRBは、国際宇宙ステーションに多くの物資を搬送することができましたが、コロンビア号事故により計画は棚上げとなりました。

SRBの将来および提案されている使用法

NASAはSRBの設計や基本構造を、アレス・ロケットに応用する計画でした。シャトル派生型運搬ロケットであるアレスIは、SRB派生型の有人ロケットとして、オリオン宇宙船を軌道に乗せる予定でしたが、コンステレーション計画の中止により白紙状態となりました。2011年に発表されたスペース・ローンチ・システム (SLS) では、初期バージョンであるブロックIにおいて5セグメントSRBが使用されることが計画されています。

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