Nehmen wir hypothetisch an, die Booster hätten sich irgendwie bei T+74s lösen können und keinen Einfluss auf das Shuttle gehabt. Nehmen wir auch an, dass irgendwie kein Kraftstoff austritt.

Die Beschleunigung bei T+74s beträgt bei den SRBs etwa 23 m/s^2. Die Masse mit SRBs beträgt zu diesem Zeitpunkt etwa 1.200.000 kg (2.640.000 Pfund) , der Schub der Haupttriebwerke beträgt etwa 500.000 Pfund für jedes Triebwerk. Ein Teil dieser Masse stammte von den SRBs, aber die Beschleunigung war immer noch zu gering, um an Geschwindigkeit zu gewinnen, wenn der Tank noch so voll war, wie er war, daher würde das Space Shuttle langsamer werden. Erst bei T+140 oder so konnte das Space Shuttle tatsächlich schneller beschleunigen als die Schwerkraft. Die Haupttriebwerke wären zwar etwas gedrosselt worden, hätten aber trotzdem nicht mithalten können.

Ich habe nicht die vollständige Analyse durchgeführt, die erforderlich ist, um dies festzustellen, aber ich bin mir ziemlich sicher, dass selbst wenn die SRBs in der Lage gewesen wären, das Space Shuttle bei T + 74s sicher zu verlassen, es trotzdem abgestürzt wäre. Ozeanlandungen galten als nicht sicher. Unterm Strich wäre es immer noch abgestürzt, obwohl ich glaube, dass ein RTLS versucht worden wäre.

TL;DR: Nein

Ein erfolgreicher SRB Sep wäre vor Pc<50 unmöglich gewesen

Die SRB-zu-ET-Vorwärtsbefestigung war ein Kugelgelenk, das 100 % der SRB-Schublasten zu einem Schubbalken im ET-Zwischentank trug. Die hinteren Befestigungsbeschläge dienten nur dazu, auf die relativ kleinen Querlasten zu reagieren, die die SRBs und ET in die gleiche Richtung zeigten.

Das Abfeuern der SRB-Sep-Bolzen hätte das hintere Befestigungsglied sowie die einzelne Schraube, die im Kugelgelenk im vorderen Befestigungsbeschlag vorhanden war, durchtrennt, aber der positive Nettoschub der SRBs hätte verhindert, dass sich dieser Beschlag trennte.

Das Endergebnis ist, dass die SRBs jeweils nur an einem einzigen Punkt am ET befestigt worden wären und wild herumgeschwungen hätten. Genau das tat übrigens der rechte SRB, als die Fahne das hintere Befestigungsglied durchtrennte. Das überaus wahrscheinliche Ergebnis ist, dass die SRBs den Orbiter oder ET getroffen und zur sofortigen Zerstörung des Fahrzeugs geführt hätten.

Wenn sich die SRBs vor Pc < 50 getrennt hätten, hätte dies zu einem sofortigen LOCV geführt

Wenn es den SRBs wie durch ein Wunder gelungen wäre, sich unter der vorderen Befestigung zu lösen, wären sie vor dem Fahrzeug herausgeschossen und hätten Orbiter und ET in ihren Abgasschwaden gebadet. Auch dies hätte zur sofortigen Trennung geführt.

Wenn es den SRBs gelang, sich vor Pc < 50 zu trennen, ohne den Rest des Stapels erneut zu kontaktieren oder zu fluten, war der ET möglicherweise nicht in der Lage, seine neuen Lastpfade zu unterstützen.

Während der ersten Flugphase wird der Großteil des Schubs von den SRBs erzeugt. Diese Schublast wird durch eine Verbindung zu einem sehr dicken Schubbalken, der sich im ET-Zwischentank befindet, auf den Rest des Stapels übertragen. Die Schublasten des Orbiters hingegen wurden durch die hinteren Befestigungsbeschläge getragen. Dies bedeutet, dass die ET LOx-Tanklasten (mehr als 1 Million Pfund) fast vollständig von der oberen Hälfte der Zwischentankstruktur bis hinunter zum Schubbalken und den SRBs getragen wurden. Die ET LH2-Tanklasten waren dann nur noch dem Drucklastbeitrag der Shuttle-Hauptmotoren ausgesetzt.

Die normale Trennung beinhaltet ein Abklingen des SRB-Schubs, was eine allmähliche Übertragung der Last vom Schubbalken zwischen den Tanks zu den hinteren Befestigungsbeschlägen ermöglicht. Hätten sich die SRBs getrennt, während sie unter Schub standen, hätte die Übergangsreaktion durch die plötzliche Änderung des Lastpfads ausreichen können, um die ET LH2-Tankstruktur zu zerquetschen.

Wenn es den SRBs gelang, sich vor Pc < 50 ohne LOCV zu trennen, wog der ET zu viel für die SSMEs, um eine brauchbare Flugbahn aufrechtzuerhalten

Bei oder um T+60 Sekunden hätte die kombinierte Masse von Orbiter, ET und Treibmitteln etwa 1,6 Millionen Pfund betragen. Die drei SSMEs erzeugen jeweils etwas weniger als 400.000 Pfund Schub und belassen das Fahrzeug mit einem TWR von etwa 0,75, bis genügend Treibmittel abgebrannt sind, um dieses Verhältnis wieder auf 1 zu erhöhen. Bis dahin wäre das Fahrzeug in einem langsamen Fall gewesen und hätte verloren Energie, die für die Wende und den Rückflug benötigt wird. Höchstwahrscheinlich bedeutet dies, dass das Fahrzeug nicht in der Lage gewesen wäre, zum Startplatz zurückzukehren.

Andere Gedanken

Es wurden andere Szenarien in Betracht gezogen, wie eine schnelle Abschaltung der SSMEs und die Trennung des Orbiters vom ET/SRB-Stack, was zwar technisch möglich gewesen wäre, aber auch zu einem sofortigen LOCV geführt hätte. Selbst wenn dies gelingen sollte (wir wären jetzt vier Wunder tief), wäre der Orbiter auf einer gleitenden Flugbahn ins Nirgendwo, wobei das Notwassern im Ozean die einzige verbleibende Option wäre, da die Flucht der Besatzung erst nach der Challenge entwickelt wurde.

Nein, es war unmöglich.

Dieses Diagramm zeigt, dass drei ausgefallene Triebwerke vor dem SRB-Sep immer zu einer schwarzen Zone führen (definiert als „Kontrollverlust und/oder strukturelles Versagen oder Notwasserung“).

Beachten Sie auch, dass ein RTLS mit drei Triebwerken, das am ET Sep ausgewählt wurde, zu einer schwarzen Zone führt.

Angesichts der in anderen Antworten erörterten Probleme mit dem Aufprall der Wolke, dem ET-Rekontakt und den T / W-Problemen hätte die Auswahl von RTLS bei 73 Sekunden nur noch schlechter sein können als das, was in dieser Grafik gezeigt wird.

Diese schwarzen Zonen wurden nach dem Ausfall des STS-51L stark reduziert, aber diese Verbesserungen gelten natürlich nicht für den Fall, nach dem Sie fragen.

Quelle

Der Schlüssel zu jedem erfolgreichen RTLS ist das Energiemanagement. Der Grund für das gefährliche PPA-Manöver in einem nominalen RTLS ist das Ablassen der übermäßigen Geschwindigkeit vor dem ET-Sep und dem Gleiten. Dies muss innerhalb der richtigen Randbedingungen erfolgen, um erfolgreich zu sein. Einfach ausgedrückt müssen sie den SSME verwenden, um langsamer zu werden. Das Problem, mit dem die Challenger-Piloten konfrontiert waren, war ähnlich, aber wenn sie nichts unternahmen, würde der STS-Stack ohne die SRBs natürlich an Geschwindigkeit verlieren. Die Situation bei 74 Sekunden erfordert, dass der verbleibende 51L-Stapel überschüssige Geschwindigkeit ablässt und in die richtige Konfiguration für Post-MECO-Küste und ET-Sep kommt, ohne sich zu weit von KSC zu entfernen.

Die Antwort auf die erste Frage ist also, dass die Wahl von MECO nach SRB sep bei 72 Sekunden nicht kritisch ist, solange sie nicht zu lange verzögert wird. Das Fahrzeug in der Post-SRB-Sep-Konfiguration tut, was Sie wollen, verliert an Geschwindigkeit. Ohne den SRB-Schub verliert der Stapel an Geschwindigkeit mit einer Rate von 10 Fuß pro Sekunde, selbst wenn alle drei Triebwerke laufen. Meine sehr grobe Berechnung mit einer Startgeschwindigkeit von 2900 Fuß pro Sekunde zeigt, dass das Shuttle immer noch 3800 Fuß/Sekunde an Höhe gewinnt und sich jede Sekunde 1962 Fuß nach unten bewegt.

Geben Sie Dick und Mike also nach erfolgreichem SRB-Sep 15 Sekunden Zeit, um das Situationsbewusstsein wiederzuerlangen. Das bringt sie auf 90.000 Fuß und 15 Meilen unterhalb der Reichweite. Die Geschwindigkeit ist auf 2618 Fuß pro Sekunde gesunken.

Genau an diesem Punkt kommen die Fähigkeiten des Pilotensitzes ins Spiel. Dick Scobee war ein Fluglehrer für Shuttle Carrier Aircraft und war mit den Bedingungen außerhalb der Nennfreigabe für das Shuttle und den SCA vertraut. Er wäre der beste Astronaut im Programm gewesen, um diese Entscheidung vom nominellen ET-September zu treffen.

Die beste Bewegung besteht darin, den Geschwindigkeitsverlust schnell zu erhöhen, damit Sie den ET-Sep ausführen und den Gleitflug zurück in Richtung KSC beginnen können. Der naheliegendste Weg, um Geschwindigkeit abzubauen, ist ein MECO. Ohne Schub von der SSME und einem 1,6 Millionen Pfund schweren Fahrzeug verliert der Stapel schnell an Energie. Der erste Schritt wäre, das Shuttle in eine „Shuttle-Up-Position“ zu rollen. MECO würde bei 95 Sekunden auftreten, bei 2240 Fuß pro Sekunde, Höhe 111.000 Fuß, 18 Meilen Reichweite. Der RTLS FSW würde den ET-Sep-Prozess übernehmen und steuern. Bei 1300 Fuß pro Sekunde würde der ET-Sep auftreten. Meine Berechnung zeigt, dass dies 18 Sekunden nach MECO oder MET 113 Sekunden auftreten würde. Die Höhe wäre 138.000 Fuß und 26 Meilen unterhalb der Reichweite.

An diesem Punkt ist der Challenger hoch und zeigt von der KSC-Landebahn weg. Ich glaube, dass der Gliding RTLS FSW die Situation ab MECO bewältigen kann. Das Gliding RTLS TAEM-Programm (Terminal Area Energy Management) würde die Kurven ausführen, die erforderlich sind, um sich mit dem HAC (Heading Alignment Cone) auszurichten.

*TAEM-Anleitung ist in vier Abschnitte oder Phasen unterteilt. Die vier Phasen sind:

• Akquisitionsphase •
Kursausrichtungsphase
• Prefinal-Phase

Der Schlüssel zum Verständnis der Funktionsweise von TAEM ist das Konzept „range-to-go“. Damit die TAEM-Führung funktioniert, muss sie die genaue Entfernung kennen, die das Shuttle fliegen muss, bevor es landen kann. Es reicht nicht aus, die geradlinige Entfernung vom Shuttle zur Landebahn zu kennen. Dies ist offensichtlich, wenn man bedenkt, dass sich das Shuttle mit der richtigen Geschwindigkeit und Richtung der Landebahn nähern muss. Daher muss die Kurve berücksichtigt werden, die erforderlich ist, um das Shuttle für die Landung auszurichten.

Um diese Wendungen zu modellieren, projizieren die Shuttle-Computer einen sogenannten Heading Alignment Cone oder HAC. Dieser HAC ist ein imaginärer Kegel im Raum, der sich bei 7 n befindet. mi. vom Ende der Landebahn. Die Projektion dieses Kegels in jeder Höhe ist ein Kreis, der eine Kurve beschreibt, die das Shuttle machen muss, um mit der Landebahn ausgerichtet zu werden. Indem der Shuttle den HAC auf einer Tangente anfährt und dann auf dem HAC dreht, wird der Shuttle die Kurve in einer Linie mit der Mittellinie der Landebahn abschließen. Für jede Landebahn gibt es zwei HACs, einen auf jeder Seite der Landebahn. Der Shuttle ist normalerweise auf den weiter entfernten HAC ausgerichtet, der als Overhead-HAC bezeichnet wird, da der Shuttle eine lange Overhead-Kurve machen muss, um auf der Landebahn aufgereiht zu werden. Der nähere HAC ist der direkte HAC, und der Shuttle macht eine kürzere Kurve, um sich aufzustellen. Es ist auch ersichtlich, dass der Overhead-HAC mehr Energie benötigt.

https://www.aerospacearchives.tk/rtls-abort/grtls-guidance.html