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スペースシャトル固体ロケットブースター（SRB ）は、有人宇宙飛行に使用される乗り物の主推進装置として使用された最初の固体燃料ロケットでした。[ 1 ] 2基のSRBは、打ち上げ時と上昇開始後最初の2分間、スペースシャトルの推力の85%を提供しました。燃焼終了後、それらは切り離され、パラシュートで大西洋に落下し、そこで回収、検査、改修され、再利用されました。
スペースシャトルの固体ロケットブースター（SRB）は、デビュー当時、飛行した固体ロケットモーターの中で最も強力でした。[ 2 ]スペースシャトルから改良されたスペースローンチシステム（SLS）のSRBは、2022年のアルテミス1ミッションの打ち上げ後、飛行した固体ロケットモーターの中で最も強力になりました。[ 3 ] [ 4 ]スペースシャトルの各SRBは、最大14.7 MN （3,300,000 lbf ）の推力を提供し、[ 5 ]飛行した中で最も強力な単一燃焼室液体燃料ロケットエンジンであるロケットダインF-1の約2倍でした。合計質量は約1,180メートルトン（2,600,000 lb）で、打ち上げ時のシャトルスタックの質量の半分以上を占めていました。
固体ロケットブースター（SRB）のモーター部分は、ユタ州ブリガムシティのThiokol社によって製造され、同社は後にAlliant Techsystems（ATK）社に買収された。全コンポーネントの統合と使用済みSRBの回収の主契約者は、Pratt & Whitneyの子会社であるUnited Space Boosters Inc.であった。その後、この契約はボーイングとロッキード・マーティンの合弁会社であるUnited Space Allianceに移管された。
シャトル計画で打ち上げられた 270 基の固体ロケットブースターのうち、4 基を除くすべてが回収されました。回収されなかったのは、 STS-4 (パラシュートの不具合のため) とSTS-51-L (チャレンジャー号事故の際に射場安全担当官によって破壊された) のものです。[ 6 ] 5,000 個以上の部品が、各飛行後に再利用のために改修されました。STS -135を打ち上げた最後の SRB セットには、 STS-1を含む 59 回のミッションで飛行した部品が含まれていました。[ 7 ]回収により、ブースターの飛行後の検査、[ 8 ]異常の特定、および段階的な設計改善も可能になりました。[ 9 ]改修されたセグメントは、スペース・ローンチ・システムの固体ロケットブースターに使用されています。
2基の再利用可能な固体ロケットブースター（SRB）は、シャトルを発射台から離陸させ、高度約150,000フィート（28マイル、46km ）まで上昇させるための主推力を提供した。発射台上では、2基のSRBが外部燃料タンクとオービターの全重量を支え、その重量負荷を構造を通して移動式発射台に伝達した。各ブースターの離陸推力は海面で約12メガニュートン（2,800,000ポンド重）であり、離陸直後に14.7メガニュートン（3,300,000ポンド重）まで増加した。[ 5 ] 3基のRS - 25メインエンジンの推力レベルが確認された後、点火された。SRB分離から75秒後、SRBの最高高度は約220,000フィート（42マイル、36海里、67km ）に達した。その後、パラシュートが展開され、約122海里（226km 、140マイル）先の海上に着水し、2基の固体燃料ロケットブースター（SRB）は回収された。SRBはメインエンジンと共に、スペースシャトルを高度28マイル（24海里、45km）、速度3,094mph （4,979km /h）まで上昇させるのに貢献した。
SRBは、両方のモーターが推進剤を完全に消費し、爆発ボルトとスラスタによってシャトルから同時に分離されるまで、打ち上げ中止の可能性なしにシャトルの離陸と上昇を決定づけた。その後で初めて、考えられるあらゆる打ち上げ中止手順や離陸後の中止手順を検討することが可能になった。さらに、個々のSRBの推力出力の失敗や、設計された性能プロファイルへの適合能力の喪失は、おそらく生存不可能であった。[ 10 ]
SRBは、2022年まで飛行した固体燃料ロケットモーターとしては最大であり[ 11 ]、再利用用に設計された最初の固体燃料ロケットでもあった[ 12 ] 。それぞれ全長は149.16フィート（45.46メートル） 、直径は12.17フィート（3.71メートル）である。各SRBの打ち上げ時の重量は約1,300,000ポンド（590トン）であった。2基のSRBは、打ち上げ時の総質量の約69%を占めていた。主推進剤は、酸化剤として過塩素酸アンモニウム、燃料としてアルミニウム粉末とPBANであった。各固体ロケットモーターの推進剤総量は約1,100,000ポンド（500トン）であった（ §推進剤を参照）。各SRBの不活性重量は約200,000ポンド（91トン）であった。
各ブースターの主要構成要素は、モーター（ケーシング、推進剤、点火装置、ノズルを含む）、構造体、分離システム、運用飛行計器、回収用アビオニクス、火工品、減速システム、推力ベクトル制御システム、および射場安全破壊システムであった。
固体ロケットモーターと固体ロケットブースターという用語はしばしば同義語として使われますが、技術的にはそれぞれ明確な意味を持ちます。固体ロケットモーターとは、推進剤、ケーシング、点火装置、ノズルを指します。一方、固体ロケットブースターとは、ロケットモーターだけでなく、回収用パラシュート、電子計測機器、分離ロケット、射程安全破壊システム、推力偏向制御などを含むロケット全体を指します。
各ブースターは、2本の横揺れ防止ブレースと斜めの取り付け部によって、SRBの後部フレームにある外部タンクに取り付けられていた。各SRBの前端は、SRBの前部スカートの前端にある外部タンクに取り付けられていた。発射台では、各ブースターは、後部スカートにある4本の固定スタッドと、離陸時に切断される破断ナットによって、移動式発射台にも取り付けられていた。 [ 13 ]
ブースターは、個別に製造された7つの鋼鉄セグメントで構成されていました。これらは製造業者によってペアで組み立てられ、最終組み立てのために鉄道でケネディ宇宙センターに輸送されました。[ 14 ]セグメントは、円周タング、クレビス、クレビスピン留め具を使用して互いに固定され、 Oリング（当初は2つでしたが、1986年のチャレンジャー号事故後に3つに変更されました）と耐熱パテで密閉されました。 [ 15 ]
各固体ロケットブースターには、移動式発射台の対応する支持柱に嵌合する4本の固定柱が備えられていた。固定スタッドは固体ロケットブースターと発射台の支持柱を固定していた。各スタッドの両端にはナットがあり、上側のナットは破断ナットであった。上側のナットには、 NASA標準起爆装置（NSD）によって起爆される2つの爆薬が内蔵されており、固体ロケットモーターの点火指令によって点火された。
2基のNSDがそれぞれの固定箇所で点火されると、破砕ナットが破損し、固定スタッドが解放された。スタッドは、打ち上げ前に張力がかけられていたスタッドの張力、NSDのガス圧、および重力によって下方へ移動した。スタッドは、砂が入ったスタッド減速スタンドによって停止した。固定スタッドの長さは28インチ（710 mm） 、直径は3.5インチ（89 mm）であった。破砕ナットは、SRBの後部スカートに取り付けられた爆発容器に回収された。
固体ロケットモーターの点火指令は、オービターのコンピュータからマスターイベントコントローラを介して、移動式発射台プラットフォーム上のホールドダウン火工品点火コントローラ（PIC）に送られた。PICはホールドダウンNSDに点火を行った。発射処理システムは、発射前の最後の16秒間、固体ロケットブースター（SRB）ホールドダウンPICの低電圧を監視した。PICの低電圧は、発射保留のトリガーとなる。
各SRBへの電力供給は、オービターから供給される主DCバス電力を、A、B、Cとラベル付けされたSRBバスを介して各SRBに供給する方式で行われていた。オービターの主DCバスA、B、Cは、対応するSRBバスA、B、Cに主DCバス電力を供給した。さらに、オービターの主DCバスCはSRBバスAとBにバックアップ電力を供給し、オービターバスBはSRBバスCにバックアップ電力を供給した。この電力供給方式により、オービターの主バスのいずれかが故障した場合でも、すべてのSRBバスへの電力供給が維持された。
公称動作電圧は28±4ボルトDCでした。
各SRBは、推力ベクトル制御（TVC）システムを作動させるために使用される、2つの独立した自己完結型油圧動力ユニット（HPU）で構成されています。各HPUは、補助動力ユニット（APU）、燃料供給モジュール、油圧ポンプ、油圧リザーバー、および油圧流体マニホールドアセンブリで構成されています。APUはヒドラジンを燃料とし、機械軸動力を生成して油圧ポンプを駆動し、SRB油圧システムに油圧を供給します。2つの独立したHPUと2つの油圧システムは、各SRBの後端、SRBノズルと後部スカートの間に配置されています。HPUコンポーネントは、後部スカートのロッキングアクチュエータとチルトアクチュエータの間に取り付けられています。2つのシステムは、Tマイナス28秒からSRBがオービターと外部タンクから分離されるまで作動します。2つの独立した油圧システムは、ノズルロッキングサーボアクチュエータとチルトサーボアクチュエータに接続されています。[ 16 ]
HPUコントローラの電子機器は、後部外部タンク取り付けリング上のSRB後部統合電子機器アセンブリ（IEA [ 17 ] ）に配置されていた。
HPUとその燃料システムは互いに隔離されていた。各燃料供給モジュール（タンク）には、10.0 kgのヒドラジンが充填されていた。燃料タンクは400 psi（2.8 MPa）の窒素ガスで加圧されており、これによりタンクから燃料分配ラインへ燃料を排出する（正の排出）力が供給され、APUの運転中を通して燃料が安定的に供給されるようになっていた。
APUでは、燃料ポンプがヒドラジンの圧力を上昇させ、ガス発生器に供給した。ガス発生器は触媒作用によってヒドラジンを高温高圧ガスに分解し、2段タービンがこれを機械動力に変換してギアボックスを駆動した。冷却され低圧になった廃ガスは、ガス発生器のハウジングを冷却するために再び通過させられ、その後船外に排出された。ギアボックスは燃料ポンプ、自身の潤滑ポンプ、およびHPU油圧ポンプを駆動した。始動バイパスラインはポンプを迂回し、窒素タンクの圧力を利用してガス発生器に燃料を供給した。APUの回転速度が燃料ポンプの出口圧力がバイパスラインの圧力を超えるまでこの状態が続き、その時点で全ての燃料が燃料ポンプに供給された。
APU速度が100%に達すると、APUプライマリ制御弁が閉じ、APU速度はAPUコントローラ電子回路によって制御される。プライマリ制御弁のロジックが開状態に失敗した場合、セカンダリ制御弁が112%の速度でAPUの制御を引き継ぐ。[ 18 ]
SRB上の各HPUは、必要に応じて油圧動力をいずれかのHPUから両方のアクチュエータに分配できる切替弁を介して、そのSRB上の両方のサーボアクチュエータに接続されていました。各HPUは、一方のサーボアクチュエータの主油圧源として、もう一方のサーボアクチュエータの副油圧源として機能しました。各HPUは、もう一方のHPUからの油圧が2,050 psi (14.1 MPa)を下回った場合に、両方のサーボアクチュエータに115%の動作限界内で油圧動力を供給する能力を備えていました。切替弁のスイッチ接点は、弁が副位置にあるときに閉じました。弁が閉じると、APUコントローラに信号が送信され、100% APU速度制御ロジックが抑制され、112% APU速度制御ロジックが有効になりました。100% APU速度により、1つのAPU/HPUがそのSRBの両方のサーボアクチュエータに十分な作動油圧を供給できるようになりました。[ 19 ]
APUの100%の速度は72,000rpm、110%は79,200rpm、112%は80,640rpmに相当する。[ 20 ]
油圧ポンプの回転速度は3,600rpmで、3,050 ± 50psi （21.03 ± 0.34MPa ）の油圧を供給した。高圧リリーフバルブは油圧システムの過圧保護を行い、3,750psi （25.9MPa ）で作動した。
APU/HPUと油圧システムは20回のミッションで再利用可能だった。[ 20 ]
各固体ロケットブースター（SRB）には、ノズルを上下左右に動かすための油圧式ジンバルサーボアクチュエータが2基搭載されていた。これにより推力偏向が可能となり、機体の3軸（ロール、ピッチ、ヨー）すべてにおいて機体制御を補助した。
飛行制御システムの推力ベクトル制御部分は、離陸および上昇中にシャトルの姿勢と軌道を制御するために、3基のシャトル主エンジンと2基の固体ロケットブースター（SRB）ノズルの推力を制御した。誘導システムからの指令は、推力ベクトル制御（ATVC）ドライバに送信され、ATVCドライバは指令に比例した信号を主エンジンとSRBの各サーボアクチュエータに送信した。4つの独立した飛行制御システムチャネルと4つのATVCチャネルが、6基の主エンジンATVCドライバと4基のSRB ATVCドライバを制御し、各ドライバは主エンジンとSRBの各サーボアクチュエータの1つの油圧ポートを制御した。
各SRBサーボアクチュエータは、駆動装置から信号を受け取る4つの独立した2段式サーボバルブで構成されていた。各サーボバルブは各アクチュエータ内の1つのパワースプールを制御し、それによってアクチュエータラムとノズルの位置を調整して推力の方向を制御した。
各アクチュエータを駆動する4つのサーボバルブは、パワースプールを位置決めするための力加算多数決方式を採用していた。4つのサーボバルブに同一のコマンドを4つ送信することで、アクチュエータの力加算動作により、単一の誤った入力がパワーラムの動きに影響を与えることを瞬時に防止した。差圧センシングによって誤った入力が所定の時間以上継続していることが検出された場合、遮断弁が選択され、その入力は力加算から完全に除外された。各チャンネルには、どのチャンネルがバイパスされたかを示す故障モニタが設けられており、各チャンネルの遮断弁はリセット可能であった。
各アクチュエータラムには、推力ベクトル制御システムへの位置フィードバック用のトランスデューサが装備されていた。各サーボアクチュエータラム内部には、水しぶきによるノズルへの衝撃を緩和し、ノズルフレキシブルベアリングの損傷を防ぐためのスプラッシュダウン荷重軽減機構が設けられていた。
各固体ロケットブースター（SRB）には3つのレートジャイロアセンブリ（RGA）が搭載されており、各RGAにはピッチジャイロとヨージャイロがそれぞれ1つずつ含まれていた。これらのRGAは、第1段上昇飛行中、オービターのロールレートジャイロと連携して、ピッチ軸とヨー軸の角速度に比例した出力をオービターのコンピュータおよび誘導・航法・制御システムに供給し、SRB分離までその役割を果たした。SRB分離時には、SRBのRGAからオービターのRGAへの切り替えが行われた。
SRB RGAレートは、オービター後方のマルチプレクサ／デマルチプレクサを経由してオービターGPCに送られました。その後、冗長性管理においてRGAレートの中間値が選択され、SRBのピッチおよびヨーレートがユーザーソフトウェアに提供されました。RGAは20ミッション分の設計となっています。
各固体ロケットモーターのロケット推進剤混合物は、過塩素酸アンモニウム（酸化剤、重量比69.6%）、噴霧アルミニウム粉末（燃料、16%）、酸化鉄（触媒、0.4%）、PBAN（結合剤、燃料としても機能、12.04%）、およびエポキシ硬化剤（1.96%）から構成されていた。[ 22 ] [ 23 ]この推進剤は一般に過塩素酸アンモニウム複合推進剤（APCP）と呼ばれている。この混合物により、固体ロケットモーターは海面で242秒（2.37 km/s）、真空中で268秒（2.63 km/s）の比推力を得た。点火すると、モーターは公称燃焼室圧力906.8 psi（6.252 MPa）で燃料を燃焼させた。[ 24 ]
アルミニウムは、体積エネルギー密度が高く、偶発的な発火に対する耐性が高いことから、推進剤として選ばれた。アルミニウムの比エネルギー密度は約31.0 MJ/kgである。
推進剤には、前方モーターセグメントに11角星形の穴があり、後方セグメントと後方閉鎖部にはそれぞれ二重切頭円錐形の穴があった。この構成により、点火時に高い推力が得られ、離陸後50秒で推力が約3分の1に減少し、最大動圧（最大Q）時に機体に過度のストレスがかかるのを防いだ。[ 22 ]
SRBの点火は、各SRB安全装置およびアーム装置から手動ロックピンが取り外された場合にのみ可能です。地上クルーは、打ち上げ前の作業中にピンを取り外します。T-5:00に、SRB安全装置およびアーム装置がアーム位置に回転されます。固体ロケットモーター点火コマンドは、3基のスペースシャトルメインエンジン（SSME）が定格推力の90%以上であり、SSMEの故障やSRB点火用火工品点火制御装置（PIC）の低電圧が示されておらず、打ち上げ処理システム（LPS）からの保留がないときに発行されます。
固体ロケットモーターの点火コマンドは、オービターコンピュータからマスターイベントコントローラ（MEC）を経由して、各SRB内の安全装置およびアーム装置NASA標準起爆装置（NSD）に送信されます。PICシングルチャンネルコンデンサ放電装置が各火工品の点火を制御します。PICが火工品の点火出力を生成するには、3つの信号が同時に存在する必要があります。これらの信号、アーム、ファイア1、ファイア2は、オービター汎用コンピュータ（GPC）で生成され、MECに送信されます。MECは、これらの信号をPIC用に28ボルトDC信号に再フォーマットします。アーム信号は、PICコンデンサを40ボルトDC（最低20ボルトDC）まで充電します。
GPCの発射シーケンスは、特定の重要な主推進システムバルブも制御し、SSMEからのエンジン準備完了表示を監視します。MPSの始動コマンドは、T-6.6秒に搭載コンピュータから発行され（エンジン3、エンジン2、エンジン1が約0.25秒以内のずれで順次始動）、シーケンスは各エンジンの推力上昇を監視します。3基のSSMEすべてが3秒以内に必要な90%の推力に達する必要があります。そうでない場合は、秩序だった停止が指示され、安全機能が作動します。
通常の推力増加により、必要な推力レベル90%に達すると、T-3秒でSSMEが離陸位置に移動するよう指令され、同時にSRBを武装させるための発射1指令が発行されます。T-3秒では、機体基部の曲げ荷重モードが初期化されます（「トゥワング」と呼ばれ、外部タンク先端で測定された約25.5インチ（650mm ）の動きで、外部タンクに向かって移動します）。
発射コマンド2により、冗長NSDが薄いバリアシールを貫通して炎のトンネルを発射します。これにより、穴あきプレートの後ろにある安全装置およびアーム装置内に保持されているパイロブースターチャージが点火されます。ブースターチャージは点火装置内の推進剤に点火し、この推進剤の燃焼生成物が固体ロケットモーター点火装置に点火します。点火装置は固体ロケットモーターの垂直方向全長に沿って発射され、固体ロケットモーターの表面全体に沿って固体ロケットモーターの推進剤に瞬時に点火します。
T-0では、搭載されている4台のコンピュータの制御下で2基の固体ロケットブースター（SRB）が点火され、各SRBの4本の爆発ボルトの分離が開始され、2本のT-0アンビリカルケーブル（宇宙船の両側に1本ずつ）が引き込まれ、搭載されているマスタータイミングユニット、イベントタイマー、ミッションイベントタイマーが起動され、3基のSSMEが100%になり、地上からの打ち上げシーケンスが終了します。
点火時のタイミングシーケンスの参照は、離陸と上昇飛行の成功に不可欠です。爆発式固定ボルトは、（発射支持台とパッド構造を介して）SSMEの点火と推力増加、および推力荷重によって生じる非対称な機体動的負荷を緩和します。固定ボルトがないと、SSMEは飛行スタック（オービター、外部燃料タンク、固体ロケットブースター）を激しく傾け、外部燃料タンクの上に倒してしまいます。この回転モーメントは、最初は固定ボルトによって相殺されます。離陸のために機体スタックを解放する前に、固体ロケットブースターは、SSMEの回転モーメントと正確に等しい推力由来の正味の逆回転モーメントを生成するために、燃焼室と排気ノズルを同時に点火して加圧する必要があります。 SRBが最大推力に達すると、固定ボルトが吹き飛ばされ、機体スタックが解放されます。正味の回転モーメントはゼロになり、機体の正味推力（重力に逆らう力）は正となり、SSMEとSRB排気ノズルの協調したジンバル運動によって制御され、オービタースタックは発射台から垂直に持ち上げられます。
上昇中、複数の全軸加速度計が機体の飛行状態と姿勢（オービターのフライトデッキを基準とする）を検知して報告する。飛行基準コンピュータは、航法コマンド（宇宙空間の特定のウェイポイントへ、特定の時間に操縦する）をエンジンおよびモーターノズルのジンバルコマンドに変換し、機体の重心を中心とした姿勢制御を行う。推進剤の消費、速度の増加、空気抵抗の変化、その他の要因により機体にかかる力が変化すると、機体は動的制御コマンドの入力に応じて自動的に姿勢を調整する。
SRBは、高度約146,000フィート（45 km）でスペースシャトルから切り離されます。SRBの分離は、3つの固体ロケットモーターチャンバー圧力トランスデューサが冗長性管理の中間値選択で処理され、両方のSRBのヘッドエンドチャンバー圧力が50 psi（340 kPa）以下になったときに開始されます。バックアップキューは、ブースター点火からの経過時間です。分離シーケンスが開始され、推力ベクトル制御アクチュエータをヌル位置にコマンドし、メイン推進システムを第2段構成（シーケンス開始から0.8秒）にします。これにより、各SRBの推力が100,000 lbf（440 kN）未満になります。オービターのヨー姿勢は4秒間保持され、SRBの推力は60,000 lbf（270 kN）未満に低下します。
SRBは、兵器発射指令から30ミリ秒以内に外部タンクから分離します。前方の取り付けポイントは、ボール（SRB）とソケット（外部タンク；ET）が1本のボルトで固定された構造になっています。ボルトの両端には、NSD圧力カートリッジが1つずつ内蔵されています。前方の取り付けポイントには、各SRBレンジセーフティシステム（RSS）とET RSSを相互に接続するレンジセーフティシステムのクロスストラップ配線も取り付けられています。後方の取り付けポイントは、上部、斜め、下部の3つの独立した支柱で構成されています。各支柱には、両端にNSD圧力カートリッジが付いたボルトが1つずつ取り付けられています。上部の支柱には、SRBと外部タンクを結び、オービターへと繋がるアンビリカルインターフェースも取り付けられています。
各固体ロケットブースター（SRB）の両端には、ブースター分離モーター（BSM）が4基ずつ搭載されている。BSMはSRBを外部燃料タンクから分離する役割を担う。4基ずつクラスター化された固体ロケットモーターは、冗長構成のNSD圧力カートリッジを冗長構成の密閉型起爆マニホールドに発射することで点火される。オービターからSRB分離シーケンスによって発せられる分離指令は、各ボルト内の冗長構成NSD圧力カートリッジを起動させ、BSMに点火することで、スムーズな分離を実現する。
射場安全システム（RSS）は、ロケットが制御不能になった場合に、搭載された爆薬を用いて遠隔操作でロケットまたはその一部を破壊することで、地上にいる人々への落下物、爆発、火災、有毒物質などによる危険を軽減するシステムです。RSSが作動したのは、スペースシャトル・チャレンジャー号の事故（機体分解から37秒後、固体燃料ロケットブースター（SRB）が制御不能な状態で飛行していた時）の1回のみです。
スペースシャトルには、固体ロケットブースター（SRB）ごとに1基ずつ、計2基のRSS（無線監視システム）が搭載されていた。どちらのRSSも、地上局から送信される2つのコマンドメッセージ（発射準備と発射）を受信することができた。RSSは、シャトルが発射軌道のレッドラインを逸脱した場合にのみ使用された。
RSSは、2つのアンテナカプラ、コマンド受信機/デコーダ、デュアルディストリビュータ、2つのNASA標準起爆装置（NSD）、2つの密閉型起爆信管マニホールド（CDF）、7つのCDFアセンブリ、および1つの線状成形炸薬（LSC）を備えた安全装置および作動装置で構成されています。
アンテナカプラは、無線周波数および地上支援機器のコマンドに対して適切なインピーダンスを提供する。コマンド受信機はRSSコマンド周波数に同調されており、RSSコマンドが送信されると、その入力信号を分配器に供給する。コマンドデコーダはコードプラグを使用して、適切なコマンド信号以外のコマンド信号が分配器に入力されるのを防ぐ。分配器には、RSS火工品に有効な破壊コマンドを供給するロジックが内蔵されている。
NSDはCDFに点火するための火花を供給し、CDFはLSCに点火してブースターを破壊します。安全装置および作動装置は、打ち上げ前および固体ロケットブースター（SRB）分離シーケンス中に、NSDとCDF間の機械的な隔離を提供します。
最初のメッセージである「アーム」は、機体搭載ロジックが自爆操作を有効にし、操縦席のディスプレイと操縦士席のコントロールパネルのランプを点灯させる。2番目に送信されるメッセージは発射命令である。
SRB（固体ロケットブースター）内のSRB分配器は相互に連結されている。そのため、一方のSRBが作動信号または破壊信号を受信すると、その信号はもう一方のSRBにも送信される。
各SRBのRSSバッテリーからの電力はRSSシステムAに送られます。各SRBの回収バッテリーは、RSSシステムBとSRB内の回収システムに電力を供給するために使用されます。分離シーケンス中はSRB RSSの電源がオフになり、SRB回収システムに電源がオンになります。[ 25 ]
SRBは、2分後、高度約146,000フィート（45km ）でシャトルシステムから切り離されます。約220,000フィート（67km ）まで上昇した後、SRBは地球に落下し始め、より密度の高い大気圏に戻ると、海面への衝突による損傷を防ぐためにパラシュートシステムによって減速されます。分離直前に、オービターからSRBに、回収ロジックネットワークにバッテリー電源を供給するコマンドが送信されます。2番目の同時コマンドは、3つのノーズキャップスラスタ（パイロットパラシュートとドラッグパラシュートを展開するため）、フラスタムリング起爆装置（メインパラシュートを展開するため）、およびメインパラシュート切断装置を起動します。
回収シーケンスは、高高度気圧スイッチの作動から始まり、これにより火工品式のノーズキャップスラスタが作動します。ノーズキャップが射出され、パイロットパラシュートが展開します。ノーズキャップの分離は、SRB分離後約218秒後の公称高度15,704フィート（4,787メートル）で発生します。直径11.5フィート（3.5メートル）の円錐形リボンのパイロットパラシュートは、切断ナイフに取り付けられたランヤードを引っ張る力を発生させ、これによりドラッグ保持ストラップを固定しているループが切断されます。パイロットパラシュートはドラッグパックをSRBから引き離し、ドラッグサスペンションラインが格納位置から展開します。 12本の105フィート（32メートル）のサスペンションラインが完全に伸びると、ドローグ展開バッグがキャノピーから引き剥がされ、直径54フィート（16メートル）の円錐形リボンドローグパラシュートが膨らんで、初期の縮絨状態になります。ドローグは、指定された時間遅延の後（冗長な7秒と12秒の縮絨ラインカッターを使用）、2回縮絨を解除し、メインシュート展開のためにSRBの向きを変え、安定させます。ドローグパラシュートの設計荷重は約315,000ポンド（143トン）で、重量は約1,200ポンド（540キログラム）です。
ドローグシュートがSRBを尾部を前にした姿勢で安定させた後、SRB分離から約243秒後、公称高度5,500フィート（1,700メートル）で低高度気圧スイッチによって作動する火工品によって、フラスタムが前方スカートから分離されます。その後、ドローグシュートによってフラスタムがSRBから引き離されます。フラスタム内に残っている展開バッグからメインシュートのサスペンションラインが引き出されます。全長203フィート（62メートル）のラインが完全に伸びると、3つのメインシュートが展開バッグから引き出され、最初の縮絨状態まで膨張します。フラスタムとドローグパラシュートは、それぞれ別の軌道で着水します。指定された時間遅延（冗長な 10 秒および 17 秒のリーフィング ライン カッターを使用）の後、メイン シュートのリーフィング ラインが切断され、シュートは 2 回目のリーフィングと完全なオープン構成に膨張します。メイン シュート クラスターは SRB を終端状態まで減速します。直径136フィート (41 m)、20° の円錐形リボン パラシュートはそれぞれ設計荷重が約195,000ポンド (88 t)で、重量は約2,180ポンド (990 kg)です。これらのパラシュートは、展開サイズと荷重重量の両方で、これまで使用された中で最大です。[ 26 ] RSRM ノズル延長部は、円錐台分離後約 20 秒後に火工品によって切断されます。
SRB分離後約279秒で、公称速度76フィート/秒（23メートル/秒）で水面に衝突する。水面衝突範囲は、フロリダ東海岸沖約130海里（240キロメートル）である。パラシュートはノズル側から着水するように設計されているため、空になった（燃焼し尽くされた）モーターケーシング内に空気が閉じ込められ、ブースターは先端部が水面から約30フィート（9メートル）浮上する。
以前は、メインシュートはパラシュートリリースナット兵器システムを使用して、着水時にSRBから解放されていました（メインシュート内の残留荷重により、各フィッティングにテザーで繋がれたフロートを備えたパラシュート取り付けフィッティングが展開されます）。現在の設計では、水面への着水時（初期着水と落下時）にメインシュートが接続されたままになります。回収作業を簡素化し、SRBへの損傷を軽減するために、塩水作動式リリース（SWAR）装置がメインシュートライザーラインに組み込まれています。[ 27 ]ドラッグ展開バッグ/パイロットパラシュート、ドラッグパラシュートとフラスタム、各メインシュート、およびSRBは浮力があり、回収されます。
特別装備を備えたNASAの回収船、MVフリーダムスター号 とMVリバティスター号 が、固体燃料ロケットブースター（SRB）と降下・回収用ハードウェアを回収します。ブースターの位置が特定されると、ダイバー操作式プラグ（DOP）がダイバーによって操作され、SRBのノズルを塞ぎ、モーターケースから水を排出します。SRBに空気を送り込み、水を排出することで、SRBは機首を上げた浮遊姿勢から、曳航に適した水平姿勢へと変化します。その後、回収船は回収したブースターやその他の物体をケネディ宇宙センターまで曳航します。
スペースシャトル・チャレンジャー号の喪失は、SRB（固体ロケットブースター）の1つのシステム障害に端を発している。ロジャース委員会は、事故の原因を、SRBジョイントの「多くの要因に対して許容できないほど敏感な欠陥設計」と、飛行当日の朝の異常な寒さが重なったことによるものと結論付けた。[ 28 ] [ 29 ]フィールドジョイントの設計に欠陥があり、打ち上げ時のジョイントの屈曲により、大きなゴム製Oリングのシールが損なわれ、過去の打ち上げ時に高温の排気ガスが通過する際にジョイント内にさらに押し出されて侵食された。さらに、Oリングは、事故当日の1986年1月の朝のような低温（36 °F、2.2 °C）では弾力性がなかった。右側のSRBの低温で損傷したジョイントが打ち上げ時に破損し、そのロケットブースター内部の高温ガスが隣接するメイン外部燃料タンクに穴を開け、SRBを外部タンクに固定している下部ストラットも弱めた。 SRBジョイントの漏れが最終的に下部ストラットの壊滅的な破損とSRBの部分的な分離を引き起こし、SRBと外部タンクの衝突につながった。外部タンクが破壊され、マッハ1.92の速度で46,000フィート（14 km）を飛行していたシャトルスタックは、右側のSRBとタンクの崩壊によって軸から外れて推力を受け、チャレンジャーは分解した。両方のSRBは当初は事故を免れたが、射場安全担当官によって破壊された。[ 30 ]災害の前に、マーシャル宇宙飛行センター、ケネディ宇宙センター、およびモートン・チオコールの間で、今後の打ち上げについて話し合うための電話会議が行われた。当初、モートン・チオコールは、打ち上げ温度が低すぎて打ち上げには適さないという立場をとっていた。しかし、休憩期間の後、モートン・チオコールは立場を変え、打ち上げに反対しなくなった。[ 10 ]
その後の稼働停止期間中に、固体燃料ロケットブースター（SRB）の重要な構造要素について詳細な構造解析が実施された。解析は主に、回収された機器の飛行後検査で異常が確認された箇所に重点が置かれた。
対象となった箇所の1つは、SRBが外部タンクに接続されるアタッチメントリングでした。リングがSRBモーターケースに取り付けられる部分のファスナーの一部に損傷が見られました。これは、水面衝突時に発生する高負荷が原因と考えられました。この状況を改善し、上昇時の強度マージンを高めるため、アタッチメントリングはモーターケースを完全に囲むように再設計されました（360°）。以前は、アタッチメントリングは「C」字型で、モーターケースを270°しか囲んでいませんでした。さらに、後部スカートに対して特別な構造試験が実施されました。この試験プログラム中に、固定ポストとスカートのスキン間の重要な溶接部に異常が発生しました。スカートの後部リングに補強ブラケットと継手を追加する再設計が実施されました。
これらの2つの変更により、各SRBの重量は約450ポンド（200kg）増加した。その結果、再設計された固体ロケットモーター（RSRM）と呼ばれるようになった。 [ 31 ]
SRBモーターセグメントの製造における主契約者は、ユタ州マグナに拠点を置くATK Launch Systems（旧Morton Thiokol Inc.）Wasatch Divisionであった。
ユナイテッド・スペース・ブースターズ社（USBI）は、ユナイテッド・テクノロジーズ傘下のプラット・アンド・ホイットニー社の一部門であり、固体ロケットブースター（SRB）の組み立て、点検、改修、およびSRBの統合を当初から請け負っていた主要契約企業でした。同社はスペースシャトルの主要契約企業として最も長く事業を継続し、最初の打ち上げチームの一員でもありました。USBIは1998年にユナイテッド・スペース・アライアンスに固体ロケットブースター・エレメント部門として吸収され、翌年プラット・アンド・ホイットニー社内でUSBI部門は解散しました。最盛期には、USBIはフロリダ州ケネディ宇宙センターとアラバマ州ハンツビルで1500人以上の従業員を擁し、シャトルブースターの開発に携わっていました。
SRBの部品は、ユタ州からフロリダ州のケネディ宇宙センターまで、12日間かけて鉄道で輸送され、2,000マイル（3,200 km）の距離を8つの州を横断しました。各セグメントとその専用貨車は、約300,000ポンド（140,000 kg）の重量がありました。SRBを積んだ貨車は、橋や高架橋、特に列車の旅の最後の橋であるインディアン川にかかる橋で荷重を分散させるために、空の貨車によって区切られました。[ 32 ] 回収後、使用済みのセグメントは同じ貨車に積み込まれ、改修と燃料補給のためにユタ州に戻されました。[ 33 ]
2007年5月2日、アラバマ州マートルウッドで、スペースシャトルの固体ロケットブースターのセグメントを積んだ貨物列車が、鉄道橋脚の崩落により脱線した。この列車は、STS-120とSTS-122で使用される予定の8つのSRBセグメントを積んでいた。4つのセグメントは約10フィート（3.0メートル）落下した。残りの4つのセグメントと、まだ橋脚に載っていなかった後部出口コーン（ノズル）を積んだ車両は、地面に残った。橋脚から落下したセグメントは回収され、検査のためにユタ州に戻された。落下しなかった残りの4つのセグメントにかかった力の分析結果が許容範囲内であることが判明した後、これらのセグメントはフロリダに向けて輸送された。[ 34 ]
1988年から1989年にかけて、NASAはチャレンジャー号事故後の固体ロケットブースター（SRB）を、エアロジェット社[35]がミシシッピ州イエロークリークにある、テネシー渓谷開発公社が計画を中止した原子力発電所の跡地（イエロークリーク原子力発電所）に建設される新しい施設で製造される新型の先進固体ロケットモーター（ ASRM ）に置き換える計画を立てていた。
ASRMはわずかに幅が広くなり（ブースターの直径は146インチから150インチに拡大）、20万ポンドの追加推進剤を搭載し、シャトルのペイロードを約1万2000ポンド増加させるために追加の推力を発生させ、 ISSにモジュールや建設部品を運ぶことができるようになる予定だった。[ 35 ]これらはチャレンジャー号事故後のSRBよりも安全になると予想されていた。[ 36 ]当初の12億ドル の契約は12基のモーター用で、さらに88基を追加で10億ドル程度でオプション契約を結ぶ予定だった 。[ 35 ]ノズルはモートン・チオコール社が製造する予定だった。[ 35 ]最初の試験飛行は1994年頃に予定されていた。[ 35 ]
ASRMプログラムは、ロボット組立システムとコンピュータが現場に設置され、約20億ドルが費やされた後、設計上の欠陥が修正された後のSRBの継続使用を優先して、1993年に中止されました[36]。
カリフォルニア州ヴァンデンバーグ空軍基地のSLC-6発射台から極軌道シャトルを打ち上げるのに必要な性能を提供するため、フィラメント巻きケース（FWC）を使用したSRBは、ケネディ宇宙センターから打ち上げられるSRBで使用される鋼鉄ケースよりも軽量になるように設計された。[ 37 ] 1986年のチャレンジャー号事故の原因となった欠陥のあるフィールドジョイント設計を持つ通常のSRBとは異なり、FWCブースターは「ダブルタング」ジョイント設計（打ち上げ前にSSMEが点火される「トゥワング」動作中にブースターを適切に位置合わせするために必要なもの）を採用していたが、2つのOリングシールを使用していた。 SLC-6の閉鎖に伴い、FWCブースターはATKとNASAによって廃棄されたが、そのフィールドジョイントは、現在の3つのOリングシールとジョイントヒーターを組み込むように改良された後、（STS-51L以降）2011年の最後の飛行まで使用されたSRBのフィールドジョイントに組み込まれた。
2003年のスペースシャトル・コロンビアの事故以前、NASAは、現在の4セグメントSRBを5セグメントSRB設計に置き換えるか、アトラスVまたはデルタIV EELV技術を使用した液体燃料の「フライバック」ブースターに完全に置き換えることを検討していた。現在のシャトルのインフラにほとんど変更を必要としない5セグメントSRBは、スペースシャトルが国際宇宙ステーションの傾斜軌道でさらに20,000ポンド（9,100kg ）のペイロードを運ぶことを可能にし、危険な帰還発射地点（RTLS）モードと大洋横断アボート（TAL）モードをなくし、いわゆるドッグレッグマニューバを使用してケネディ宇宙センターから南極から北極への極軌道飛行を行うことを可能にするはずだった。
5セグメント構成のSRBは、既存のセグメントケーシングの圧力制限内に収まるように、より広いノズル径を採用する予定である。
コロンビア号の破壊後、NASAは安全上の理由から、シャトル計画用の5セグメントSRBを棚上げした。[ 38 ] 5セグメントのエンジニアリングテストモーターETM-03は、2003年10月23日に点火された。[ 39 ] [ 40 ]
コンステレーション計画の一環として、アレスIロケットの第1段には5セグメントSRBを使用する計画でした。2009年9月、5セグメントのスペースシャトルSRB（DM-1）がユタ州のATKの砂漠試験場で地上静止燃焼されました。[ 41 ]追加の試験（DM-2とDM-3）は2010年8月と2011年9月に実施されました。[ 42 ]
2011年にコンステレーション計画が中止された後、新しいスペース・ローンチ・システム（SLS）は5セグメントブースターを使用するように指定されました。SLS用SRBの最初のテスト（QM-1）は2015年初頭に完了し、2回目のテスト（QM-2）は2016年半ばにオービタルATKのユタ州プロモントリー施設で実施されました。[ 43 ]
スペースシャトルの固体ロケットブースターは、フロリダ州のケネディ宇宙センタービジターコンプレックス、ミシシッピ州ハンコック郡のステニス宇宙センター、アラバマ州ハンツビルの米国宇宙ロケットセンター、カリフォルニア州マーチ空軍基地のマーチフィールド航空博物館[ 44 ] 、ユタ州プロモントリー近郊のオービタルATKの施設[ 45 ]に展示されている。フィラメント巻きブースターケースの一部は、アリゾナ州ツーソンのピマ航空宇宙博物館 に展示されている[ 46 ]。81の異なるスペースシャトルミッションで使用された部品を含む2つの飛行可能な固体ロケットブースターは、カリフォルニア州ロサンゼルスのカリフォルニア科学センターで、最後に残った飛行可能な外部タンク（ET-94）とスペースシャトルエンデバーに取り付けられた垂直スタック構成になっている。この展示は、2026年か2027年に新しいサミュエル・オシン航空宇宙センターで一般公開される予定です。[ 47 ] [ 48 ]
時を経て、固体燃料ロケットブースター（SRB）の設計を再利用するためのいくつかの提案がなされたが、2016年時点では、これらの提案はいずれも定期飛行に至らずに中止された。2022年のスペース・ローンチ・システム（SLS）の初飛行まで、これらの提案の中で最も進展したのは、2009年のアレスIXプロトタイプの唯一の試験飛行であった。
NASAは当初、4セグメントSRBの設計とインフラを複数のアレスロケットに再利用し、オリオン宇宙船を軌道に乗せる計画だった。2005年、NASAはオリオン有人探査機を低軌道、そして後に月へと運ぶ予定のシャトル派生型打ち上げロケットを発表した。アレスIと名付けられたSRB派生型有人打ち上げロケット（CLV）は、第1段に改良型4セグメントSRBを1基搭載し、第2段には液体燃料式の改良型スペースシャトルメインエンジンを1基搭載する計画だった。
2006年に改訂されたアレスIの設計では、第1段として5セグメントの固体燃料ロケットブースター（元々はスペースシャトル用に開発されたが、実際には使用されなかった）が1基搭載され、第2段はサターンVおよびサターンIBの上段で使用されていたJ-2エンジンを改良したJ-2Xエンジンで駆動された。標準的な固体燃料ロケットブースターのノーズコーンの代わりに、アレスIではブースター本体と第2段を接続するテーパー状の中間段アセンブリ、レギュラスミサイルシステムをベースとした姿勢制御システム、そして回収のために大西洋に降下させるためのより大型で重いパラシュートが採用された。
2005年には、アレスVという名の大型貨物打ち上げロケット（CaLV）も発表された。アレスVの初期設計では、5基の標準生産型SSMEと、スペースシャトル用に提案されたものと同じ5セグメントブースター2基が使用されていたが、後の計画では、デルタIV EELVシステムで使用されているRS-68ロケットエンジンを中心にブースターを再設計した。当初、NASAは5セグメントブースターと5基のRS-68エンジンのクラスターを使用するシステムに切り替えた（これによりアレスVコアユニットが広くなった）。その後、NASAは6基のRS-68Bエンジンで機体を再構成し、ブースター自体を5.5セグメントブースターにし、打ち上げ時に追加の推力を得るためにハーフセグメントを追加した。
その最終的な再設計案では、アレスVブースターは、現在退役しているサターンV/INT-20、N-1、およびエネルギアロケットよりも背が高く強力になり、アレスVは地球離脱ステージとアルタイル宇宙船の両方を低地球軌道に投入して、後で軌道上で組み立てることができるようになるはずだった。アレスIの5セグメントSRBとは異なり、アレスVの5.5セグメントブースターは、追加のセグメントを除いて、現在のSRBと設計、構造、および機能において同一になるはずだった。スペースシャトルのブースターと同様に、アレスVブースターは、打ち上げから着水までほぼ同じ飛行軌道をたどるはずだった。
アレスIとアレスVを含むコンステレーション計画は、2010年のNASA承認法案の可決により、2010年10月に中止された。[ 49 ]
DIRECT計画で提案された新型シャトル派生型ロケットは、アレスIやアレスVのブースターとは異なり、シャトルで使用されているSSME（固体燃料ロケットエンジン）を備えた、従来型の4セグメント固体燃料ロケットブースターを2基採用していた。
2008年、PlanetSpaceはCOTSプログラムの下でISSへの補給飛行用のアテナIIIロケットを提案した。これは、元のSRB設計の2 + 1 / 2セグメントを特徴とするものであった。 [ 50 ]
スペース・ローンチ・システム（SLS） の最初のバージョン（ブロック1と1B）は、スペースシャトルで使用されていた4セグメントの固体ロケットブースター（SRB）から開発された5セグメントの固体ロケットブースター（SRB）を2基使用しています。SLSの改良点には、中央ブースターセグメントの追加、新しいアビオニクス、スペースシャトルSRBのアスベストを排除し860kg （1,900ポンド）軽量化された新しい断熱材が含まれています。5セグメントのSRBは、スペースシャトルSRBよりも約25%大きな総推力を提供し、使用後に回収されません。[ 51 ] [ 52 ]
この記事には、米国航空宇宙局のウェブサイトや文書からのパブリックドメインの資料が含まれています。
は次のように指摘した。(1) 先進モーターの必要性は、開発プログラムが 1988 年に最初に承認されて以来減少している。(2) プログラムが承認された時点で、NASA は先進モーターの実際の飛行経験を持っていなかった。(3) 先進モーターは、当初特定されたペイロードの打ち上げには使用されない可能性がある。(4) NASA は、固体ロケットモーターの重大な安全上の問題を示す [さらなる] 証拠がないままスペースシャトルを打ち上げた。(5) プログラムの年間資金レベルの削減により、開発コストが 5 億 7500 万ドル増加した。 （６）NASAは、1993年9月30日時点で既存の契約を解除するには2億1200万ドルかかると見積もっている。―実際の報告書には、「開発費の見積もりは、1988年1月のプログラムの初期見積もりから約95％増加し、32億5000万ドルに達し、最初の飛行スケジュールは2年半以上遅れた」とある。