固体火箭助推器（Solid rocket boosters，SRB，简称“固体助推器”）是一种捆绑在航天运载器上提供附加推力（有时是主要推力）的火箭。阿丽亚娜五号、宇宙神五号以及的美国的航天飞机都使用固体助推器。其中航天飞机使用的固体助推器是这类助推器中推力最大的。
相比液体助推器，固体助推器的优势就是推力更大，且不需要制冷隔热设备。将固体助推器用于液体火箭芯级能减少液体燃料的使用，减轻火箭整体重量。固体助推器设计成本更低，生产和测试也更容易，但造价却比相同推力的液体助推器高。固体助推器点燃之后就很难在燃料耗尽前停车，这对于载人航天器发射来说是个风险因素。固体助推器的事故率大约是1%，且事故往往是灾难性的。固体助推器还有一种潜在风险，就是在推进剂的制作过程中，混合起来的推进剂遇火就会发生爆炸。2003年8月22日，发生在巴西阿尔坎塔拉航天中心发射台的火箭爆炸事故就造成了21名技术人员丧生。无人和载人航天飞机衍生运载器都计划使用航天飞机固体助推器的改进型，其中载人运载器将使用一枚增大型固体助推器作为其第一级。 两台可重用的SRB提供航天飞机离地时的主要推力，一直工作到约45公里（150000英尺）高空。在发射台上SRB承担了外储箱和轨道器的全部重量，并将之转移给移动发射台。发射时每台助推器产生约1245吨（2800000磅力）推力，随后迅速增加到1379吨（3100000磅力）推力。三台主发动机点火推力达到预设水平后，SRB点火SRB分离75秒后到达67公里（220000英尺）最高点，随后降落伞打开，溅落在离发射场122海里（226公里）海面上并得到回收。
SRB是最大的固体燃料火箭，也是第一次采用可重用设计的固体火箭。助推器高45米，直径3.7米。在发射台上每台助推器重589550 kg（1300000磅），两台助推器占全部起飞质量的60%。而每台助推器中填充的推进剂重约498850 kg（1100000磅，
SRB的基本元件有发动机（含壳体，推进剂，点火器和喷管），主结构体，分离系统，飞行控制仪器，火工设备减速系统推力矢量控制器，回收系统，安全自毁系统。
每台助推器都通过SRB尾部的两个横向支杆和斜向连接杆与外储箱相接，并且SRB前裙部与外储箱前端相接每台助推器尾部还通过四颗脆性螺母与发射台相接，起飞时螺母断开。
助推器分为七部分有不同厂商制造然后在厂房中成对组装，通过铁路运到肯尼迪航天中心完成最后总装。各段通过环形夹挂钩、牵引钩联结销紧固，再用三个“O形环”进行密封，最后涂上耐热腻子 每台助推器都有四个固定柱与发射台上的相应的支撑柱对应，固定螺栓将助推器与发射台连接起来。螺栓两端都有螺母而顶端螺母是脆性螺母，其中含有两个NASA标准起爆器（NSD），将在固体发动机收到点火命令后起爆随后螺栓在NSD燃气压力和重力作用下向下滑出掉入装满沙的螺栓减速台。该螺栓长71厘米，直径8.9厘米而脆性螺母被吹风容器捕获。如果固定失败，SRB的推力足够拉断螺栓，释放航天飞机。
SRB的点火命令是轨道器中的电脑发出的，信号经主事件控制器到移动发射台上的火工点火控制器（PIC）发射前16秒，发射处理系统为PIC低压供电，PIC使用低压启动起爆器 轨道器的主直流总线电源通过A、B、C三条SRB总线向SRB供电，分别对应主直流总线电源的A,B,C线。主直流总线电源的C线作为SRB的A、B总线的备用电源，B线作为SRB的C总线备用电源。如此电力分配设计可使所有SRB总线在轨道器其中一个总线失效时保持电力。
公称运行电压是28±4VDC. 每台SRB都含有两套自维持的独立液压动力系统（HPU），每个系统由辅助动力系统（APU），燃料供给模块液压泵，液压储油器和液压液体管道集成组成。辅助动力系统由联氨供能，通过机械轴驱动液压泵，产生SRB液压系统的液压。两套液压动力系统和两套液压系统处于SRB尾部，位于喷管和尾裙部之间。液压动力系统的组件安置在尾裙部，处于摇摆和倾斜传动装置之间。而控制电路模块置于尾部外储箱连接环处的电子集成设备区。两套系统在T+28秒开始工作，直至SRB与外储箱和轨道器分离。
液压动力系统和其燃料系统是彼此分开的。每个燃料供给模块储有10kg联氨，压力为2757.88 kPa（400psi）的氮气挤压联氨进入燃料分配管。
辅助动力系统（APU）中，燃料泵给联氨增压并输送至燃气发生器。燃气发生器在催化剂作用下将联氨分解为高温，高压气体。二级涡轮泵将气压变为机械动力，驱动变速箱。冷却的低压废气在排出前还流经燃气发生器做冷却之用变速箱驱动燃料泵，自身润滑泵，液压动力系统的液压泵。该系统不能自启动，因此一根旁管向燃气发生器输送氮气直到辅助动力系统转速过高产生的出口压力高过旁管。
APU转速达到100%，APU主控制阀关闭，此后APU的转速由控制电路控制。如果主控制阀出故障保持开放状态副控制阀将在APU达到112%转速时起作用。APU的全速转速为72,000 rpm，110%转速为79,200 rpm112%转速为80,640 rpm。
SRB上的液压动力系统与SRB的伺服传动机构相连，一套系统为伺服传动机构提供主动力，第二套作为副动力源若主液压系统压力降至14100kPa，传动机构由切换阀控制开启副动力源。切换阀处于第二位置时，一个开关触头将关闭。若阀门关闭，APU控制器将收到信号，将APU设定为112%工作状态。APU的全速工作能为一套APU/HPU提供足够液压。
液压泵转速为3,600 rpm，输出液压为21000±340kPa。高压放泄阀当液压超过25855kPa时打开，以保护液压系统。
APU/HPU及液压系统可重用20次。 每台SRB有两套液压万向伺服传动机：一套用于翻滚，一套用于倾斜。伺服传动机为喷管的推力矢量控制提供动力，
航天飞机飞行控制系统中的上升推力矢量控制部分（ATVC）负责引导三台主发动机和两台SRB的推力以在发射和上升段控制飞行高度和轨迹。来自制导系统的指令送到ATVC，ATVC按一定比例分给主发动机和SRB的伺服传动机四个独立的飞行控制系统通道和四个ATVC通道控制六个主发动机驱动器和四个SRB的ATVC驱动器，一个驱动器负责一台伺服传动机。
每个SRB伺服传动机由四个独立的二级伺服阀组成，伺服阀接受来自驱动器的信号。一个伺服阀控制一个传动机进而控制喷管朝向，确定推力方向。传动机动力缸中传感器为推力矢量系统提供定位反馈信息。
每套传动机的四个伺服阀还提供一套控制定位的“多数表决机制”，即四个伺服阀的信号一致才启动，如果一个错误信号持续超过预定时间，压差传感器激活选择阀以隔离故障伺服阀的液压。由其余的伺服阀控制传动机运动
每个信号通道的故障监视器可以显示哪个通道出问题，而隔离阀可以复位出故障的通道，
每套伺服传动机还有溅落减载设备，使喷管的挠性轴承的溅落至海面时免受损伤， 每台SRB有两个速率陀螺仪集成(RGA)，每个RGA含有一个倾斜和一个偏航陀螺仪。它们与轨道器的翻转陀螺仪一同为轨道器电脑，制导导航系统和控制系统提供数据。SRB分离后，轨道器的陀螺仪集成继续工作。
陀螺仪集成信号通过尾部多路/多路分配器传到轨道器通用控制系统。陀螺仪集成数据冗余系统采用中值选择方式陀螺仪集成可重用20次。 发动机推进剂由高氯酸铵（氧化剂，占69.6% 质量）铝（燃料，16%）铁氧化物（催化剂，0.4%）聚合物（如PBAN和HTPB，作粘合剂次级燃料，12.04%）环氧树脂（固化剂，1.96%）组成这种推进剂亦称高氯酸铵组合推进剂（APCP）用这种推进剂海平面比冲为242秒，真空比冲268秒，
主燃料是铝，因为铝比能为31.0MJ/kg，但是体积应变能密度也很高，难以意外引燃。
推进剂在前发动机段中是十一星形填料，在尾部和后罩部呈双截锥形如此填装使发动机在离地时产生大推力并在约50秒后推力渐减以避免航天飞机在最大动压（Max Q）期间过载，
