Rymdfärjan extern tank -Space Shuttle external tank

Rymdfärjans yttre tank
	Extern stridsvagn nr 124 sänks ner i high bay 1 i Vehicle Assembly Building där den kommer att paras med de solida raketboosters för uppdraget STS-117 .
Tillverkare	NASA Michoud Assembly Facility , entreprenör: Martin Marietta , senare Lockheed Martin
Ursprungsland	Förenta staterna
Använd på	Rymdfärja
Generella egenskaper
Höjd	46,9 m (153,8 fot)
Diameter	8,4 m (27,6 fot)
Bruttomassa	760 000 kg (1 680 000 lb)
Rymdfärjan ET
Drivs av	3 RS-25 monterade på orbitern
Maximal dragkraft	1 254 000 lbf (5 580 kN)
Brinntid	510 s
Drivmedel	LH 2 / LOX

ET från STS-115 efter separation från orbiter. Brännmärket nära tankens främre ände är från SRB-separeringsmotorerna.

Rymdfärjans externa tank ( ET ) var komponenten i rymdfärjans bärraket som innehöll flytande vätebränsle och flytande syreoxidationsmedel . Under lyft och uppstigning tillförde den bränsle och oxidationsmedel under tryck till de tre RS-25 huvudmotorerna i orbitern . ET kastades ut drygt 10 sekunder efter huvudmotorns avstängning (MECO) och den kom in i jordens atmosfär igen. Till skillnad från Solid Rocket Boosters återanvändes inte externa tankar. De bröts upp före nedslaget i Indiska oceanen (eller Stilla havet i fallet med uppskjutningsbanor med direktinsättning), bort från farleder och återfanns inte.

Översikt

Den yttre tanken målades vit för de två första rymdfärjornas uppskjutningar.

Från och med STS-3 lämnades den omålad.

ET var det största elementet i rymdfärjan, och när den var lastad var den också den tyngsta. Den bestod av tre huvudkomponenter:

den främre tanken för flytande syre (LOX).
en trycklös mellantank som innehåller de flesta av de elektriska komponenterna
den bakre tanken för flytande väte (LH2 ₎ ; detta var den största delen, men den var relativt lätt, på grund av flytande vätes mycket låga densitet.

ET var "ryggraden" i skytteln under uppskjutningen, vilket gav strukturellt stöd för fastsättning med rymdfärjan Solid Rocket Boosters (SRB) och orbiter. Tanken var ansluten till varje SRB vid en främre fästpunkt (med hjälp av en tvärbalk genom mellantanken) och en bakre konsol, och den var ansluten till orbitern vid en främre fäste bipod och två akter bipod. I det bakre fästområdet fanns det också navelsträngar som transporterade vätskor , gaser , elektriska signaler och elektrisk kraft mellan tanken och orbitern. Elektriska signaler och kontroller mellan orbitern och de två solida raketförstärkarna leddes också genom dessa navelsträngar.

Även om de externa tankarna alltid kasserades, kan det ha varit möjligt att återanvända dem i omloppsbana. Planerna för återanvändning sträckte sig från inkorporering i en rymdstation som extra bostads- eller forskningsutrymme, som raketbränsletankar för interplanetära uppdrag (t.ex. Mars), till råmaterial för kretsande fabriker.

Ett annat koncept var att använda ET som lastbärare för skrymmande nyttolaster. Ett förslag var att den primära spegeln till ett 7-meters öppningsteleskop skulle bäras med tanken. Ett annat koncept var Aft Cargo Carrier (ACC).

Versioner

Under åren har NASA arbetat för att minska vikten av ET för att öka den totala effektiviteten. Vikten reducerad från ET resulterade i en nästan lika stor ökning av rymdfärjans lastbärande förmåga.

orange färg

Den externa tankens orange färg är färgen på spray-on skumisoleringen. De två första stridsvagnarna, som användes för STS-1 och STS-2 , målades vita för att skydda stridsvagnarna från ultraviolett ljus under den långa tid som skytteln tillbringade på uppskjutningsrampen före lanseringen. Eftersom detta inte visade sig vara ett problem, minskade Martin Marietta (nu en del av Lockheed Martin ) vikten genom att lämna den rostfärgade spray-on isoleringen omålad med början med STS-3 , vilket sparade cirka 272 kg (600 lb ).

Standard vikttank

Den ursprungliga ET är informellt känd som Standard Weight Tank (SWT) och tillverkades av 2219 aluminiumlegering , en höghållfast aluminium-kopparlegering som används för många flygtillämpningar.

Efter STS-4 eliminerades flera hundra pund genom att radera anti-gejserlinjen. Denna linje gick parallellt med syrgasmatningsledningen, vilket gav en cirkulationsväg för flytande syre. Detta minskar ackumuleringen av gasformigt syre i matningsledningen under tankning före start (lastning av LOX). Efter att data om laddning av drivmedel från marktester och de första rymdfärjornas uppdrag utvärderades togs antigejserlinjen bort för efterföljande uppdrag. Den totala längden och diametern för ET förblir oförändrad. Den sista SWT, som flögs på STS-7 , vägde cirka 77 000 pund (35 000 kg) inert.

Lättviktstank

En extern tank från rymdfärjan på väg till fordonsbyggnaden

Från och med STS-6- uppdraget introducerades en lätt ET (LWT). Denna stridsvagn användes för majoriteten av Shuttle-flygningarna och användes senast under lanseringen av det olyckliga STS-107- uppdraget. Även om tankar varierar något i vikt, vägde var och en cirka 66 000 pund (30 000 kg) inert.

Viktminskningen från SWT åstadkoms genom att eliminera delar av stringers (strukturella förstyvningar som löper längs med vätgastanken), använda färre förstyvningsringar och genom att modifiera större ramar i vätgastanken. Betydande delar av tanken frästes också på olika sätt för att minska tjockleken, och vikten av ET:s bakre solida raketförstärkare reducerades genom att använda en starkare, men ändå lättare och billigare titanlegering .

Superlätt tank

Super Lightweight Tank (SLWT) flögs första gången 1998 på STS-91 och användes för alla efterföljande uppdrag med två undantag ( STS-99 och STS-107 ). SLWT hade i princip samma design som LWT förutom att den använde en aluminium-litiumlegering ( Al 2195 ) för en stor del av tankstrukturen. Denna legering gav en betydande minskning av tankvikten (cirka 7 000 pund eller 3 175 kg) jämfört med LWT. Tillverkningen inkluderade även friction stir welding -teknik. Även om alla ET:er som producerades efter introduktionen av SLWT var av denna konfiguration, fanns en LWT kvar i inventeringen för att användas om så begärdes till slutet av skytteltiden. SLWT gav 50 % av den prestandaökning som krävdes för att skytteln skulle nå den internationella rymdstationen . Minskningen i vikt gjorde att Orbiter kunde bära mer nyttolast till ISS:s mycket lutande omloppsbana .

Pegasus-pråmen som bär ET-119 bogseras till Port Canaveral.

Tekniska specifikationer

SLWT-specifikationer

Längd: 153,8 fot (46,9 m)
Diameter: 27,6 fot (8,4 m)
Tomvikt: 58 500 lb (26 500 kg)
Bruttolyftvikt: 1 680 000 lb (760 000 kg)

LOX tank

Längd: 54,6 fot (16,6 m)
Diameter: 27,6 fot (8,4 m)
Volym (vid 22 psig ): 19 541,66 cu ft (146 181,8 US gal ; 553 358 l )
LOX-massa (vid 22 psig): 1 387 457 lb (629 340 kg)
Drifttryck: 34,7–36,7 psi (239–253 kPa) (absolut)

Intertank

Längd: 22,6 fot (6,9 m)
Diameter: 27,6 fot (8,4 m)

LH ₂ tank

Längd: 97,0 fot (29,6 m)
Diameter: 27,6 fot (8,4 m)
Volym (vid 29,3 psig): 52 881,61 cu ft (395 581,9 US gal; 1 497 440 l)
LH2 - _massa (vid 29,3 psig): 234 265 lb (106 261 kg)
Drifttryck: 32–34 psi (220–230 kPa) (absolut)
Drifttemperatur: −423 °F (−253 °C)

Entreprenör

Entreprenören för den externa tanken var Lockheed Martin (tidigare Martin Marietta ), New Orleans, Louisiana. Tanken tillverkades vid Michoud Assembly Facility , New Orleans , och transporterades till Kennedy Space Center med pråm .

Komponenter

ET har tre primära strukturer: en LOX-tank, en mellantank och en LH ₂ -tank. Båda tankarna är konstruerade av skinn av aluminiumlegering med stöd- eller stabilitetsramar efter behov. Intertank-aluminiumstrukturen använder skinnsträngar med stabiliserande ramar. De primära aluminiummaterial som används för alla tre strukturerna är 2195 och 2090 legeringar. AL 2195 är en Al-Li-legering designad av Lockheed Martin och Reynolds för lagring av kryogenik (och användes för SLW-versionen av ET - tidigare versioner använde Al 2219). Al 2090 är en kommersiellt tillgänglig Al-Li-legering.

Den externa tankens anatomi

Tank för flytande syre

LOX-tanken är placerad på toppen av ET och har en ogiv form för att minska aerodynamiskt motstånd och aerodynamisk uppvärmning. Den ogiva nossektionen är täckt av en platt avtagbar täckplatta och en noskon . Noskonen består av en löstagbar konisk enhet som fungerar som en aerodynamisk kåpa för framdrivnings- och elsystemets komponenter. Noskonens främsta element fungerar som en blixtledare i gjuten aluminium. LOX-tankvolymen är 19 744 cu ft (559,1 m ³ ) vid 22 psi (150 kPa) och -297 °F (90,4 K; -182,8 °C) ( kryogen ).

Tanken matas in i en matningsledning med en diameter på 17 tum (430 mm) som leder det flytande syret genom mellantanken och sedan utanför ET till den bakre högra ET/orbiter-frånkopplingsnavelkabeln. Matarledningen med en diameter på 17 tum (430 mm) tillåter flytande syre att flöda med cirka 2 787 lb/s (75 800 kg/min) med RS-25s i drift på 104 % eller tillåter ett maximalt flöde på 17 592 US gal/min (1,1099 m) ³ /s).

Alla laster utom aerodynamiska laster överförs från LOX-tanken vid ett bultat, flänsförbandsgränssnitt med mellantanken.

LOX-tanken inkluderar även en intern slashbaffel och en virvelbaffel för att dämpa vätskeslosh. Virvelbaffeln är monterad över LOX-matningsutloppet för att minska vätskevirvling till följd av slask och för att förhindra att gaser fastnar i den levererade LOX.

Intertank

Intertanken är den strukturella ET-förbindelsen mellan LOX- och LH ₂ - tankarna. Dess primära funktioner är att ta emot och fördela alla axiallaster från SRB och överföra laster mellan tankarna.

De två främre SRB-beslagen är placerade 180° från varandra på mellantankstrukturen. En balk förlängs över intertankstrukturen och är mekaniskt fäst vid fästbeslagen. När SRB:erna avfyrar kommer strålen att böjas på grund av höga spänningsbelastningar. Dessa laster kommer att överföras till beslagen.

I anslutning till SRB-fästet finns en stor ringram. Lasterna överförs från beslagen till huvudringramen som sedan fördelar tangentiella laster till mellantankens skal. Två paneler av mellantankskåpet, kallade tryckpaneler, fördelar de koncentrerade axiella SRB-trycklasterna till LOX- och LH ₂ -tankarna och till angränsande mellantanksskalpaneler. Dessa intilliggande paneler består av sex stringer-förstyvade paneler.

Intertanken fungerar också som ett skyddsfack för att inrymma den operativa instrumenteringen.

Tank för flytande väte

Den 70 fot långa (21 m), 17 tum i diameter (430 mm) matarledningen för flytande syre löper externt längs höger sida av vätsketanken upp och in i mellantanken. Två 5-tums (130 mm) diameter återtrycksledningar löper bredvid den. Den ena tillför vätgas till tanken med flytande väte och den andra tillför syrgas till tanken med flytande syre. De används för att upprätthålla ullagetrycket i varje tank under sjösättningen.

LH ₂ -tanken är den nedre delen av ET. Tanken är konstruerad av fyra cylindriska fatsektioner, en främre kupol och en bakre kupol. Tunnsektionerna är sammanfogade av fem stora ringramar. Dessa ringramar tar emot och fördelar laster. Den främre kupol-till-fat-ramen fördelar de belastningar som appliceras genom mellantankstrukturen och är också flänsen för att fästa LH ₂ -tanken till mellantanken. Den bakre större ringen tar emot orbiter-inducerade belastningar från de bakre orbiter-stödstagen och SRB-inducerade laster från de bakre SRB-stödstagen. De återstående tre ringramarna fördelar orbitertrycklaster och LOX-matarledningsstödlaster. Laster från ramarna fördelas sedan genom tunnhudspanelerna. LH ₂ -tanken har en volym på 53 488 kubikfot (1 514,6 m ³ ) vid 29,3 psi (202 kPa) och -423 °F (-252,8 °C) (kryogen).

Interiör av en tank för flytande väte under montering på NASAs raketfabrik, med människor för skala

De främre och bakre kupolerna har samma modifierade ellipsoidform. För den främre kupolen finns monteringsanordningar för LH ₂ avluftningsventilen, LH ₂ trycksättningsledningskopplingen och den elektriska genomföringskopplingen. Den bakre kupolen har en manhålskoppling för åtkomst till LH ₂ -matarledningsskärmen och en stödkoppling för LH ₂ -matarledningen.

LH ₂ -tanken har också en virvelbaffel för att minska virvling till följd av slask och för att förhindra att gaser fastnar i den levererade LH ₂ . Baffeln är placerad vid sifonutloppet strax ovanför den bakre kupolen på LH ₂ -tanken. Detta utlopp överför flytande väte från tanken genom en 17 tum (430 mm) linje till vänster bakre navelsträngen. Flödeshastigheten för matningsledningen för flytande väte är 465 lb/s (12 700 kg/min) med huvudmotorerna på 104 % eller ett maximalt flöde på 47 365 US gal/min (2,9883 m ³ /s).

Termiskt skyddssystem

Orbiter-fästet, navelledningsanslutningen för flytande väte (vänster) och navelsträngsanslutningen för flytande syre (höger) är synliga i botten av tanken.

Det termiska skyddssystemet ET består främst av spray-on skumisolering ( SOFI ), plus förformade skumbitar och förgjutna ablatormaterial . Systemet inkluderar också användningen av fenoliska värmeisolatorer för att förhindra att luft kondenserar. Termiska isolatorer krävs för vätsketillbehör för att förhindra flytande av luft på exponerad metall och för att minska värmeflödet in i det flytande vätet. Medan det varmare flytande syret resulterar i färre termiska krav, kräver aluminiumet i tankens främre ytor skydd mot luftuppvärmning . Samtidigt förhindrar isolering på akterytorna att flytande luft samlas i mellantanken. Syrgastankens mellersta cylinder och drivmedelsledningarna kunde motstå de förväntade djupen av frostackumulering kondenserad från fukt, men orbitern kunde inte ta skadan från att isen bröts loss. Det termiska skyddssystemet väger 4 823 lb (2 188 kg).

Utvecklingen av ET:s värmeskyddssystem var problematisk. Anomalier vid applicering av skum var så frekventa att de behandlades som avvikelser, inte som säkerhetsincidenter. NASA hade svårt att förhindra fragment av skum från att lossna under flygningen under hela programmets historia:

STS-1 Columbia , 1981: Besättningen rapporterar vitt material som strömmar förbi fönstren under orbiter-extern-tankflygning. Besättningens uppskattade storlekar från 1 ⁄ 4 tum (6 mm) till knytnävestora. Rapporten efter landning beskriver trolig skumförlust av okänd plats och 300 plattor som behöver bytas ut på grund av olika orsaker.
STS-4 Columbia , 1982: PAL-rampförlust; 40 brickor kräver direkt utbyte.
STS-5 Columbia , 1982: Fortsatt hög frekvens av kakelförluster.
STS-7 Challenger , 1983: 50 x 30 cm (20 x 12 tum) Förlust av bipodramp fotograferad, dussintals punktförluster.
STS-27 Atlantis , 1988: En stor förlust av osäkert ursprung, vilket orsakar en total förlust av plattor. Hundratals små förluster.
STS-32 Columbia , 1990: Förlust av bipodramp fotograferad; fem fläckförluster upp till 70 cm i diameter, plus kakelskador.
STS-50 Columbia , 1992: Förlust av bipodramp. 20×10×1 cm kakelskada.
STS-52 Columbia , 1992: Del av bipod-ramp, jackpad förlorad. Totalt 290 brickmarkeringar, 16 större än en tum.
STS-62 Columbia , 1994: Del av tvåfotsrampen förlorad.

1995 började klorfluorkolväte-11 (CFC-11) tas bort från maskinbesprutade skum med stor yta i enlighet med ett förbud från Environmental Protection Agency mot CFC enligt avsnitt 610 i Clean Air Act . I dess ställe certifierades ett klorfluorkolväte känt som HCFC-141b för användning och fasades in i skyttelprogrammet. Återstående skum, särskilt detaljer som sprutats för hand, fortsatte att använda CFC-11 till slutet av programmet. Dessa områden inkluderar de problematiska bipod- och PAL-ramperna, samt vissa kopplingar och gränssnitt. Speciellt för bipodrampen "hade processen att applicera skum på den delen av tanken inte förändrats sedan 1993." Det "nya" skummet innehållande HCFC 141b användes först på den bakre kupoldelen av ET-82 under flygningen av STS-79 1996. Användningen av HCFC 141b utökades till ETs området, eller större delar av tanken, med början med ET-88, som flög på STS-86 1997.

Under lyftet av STS-107 den 16 januari 2003 lossnade en bit skumisolering från en av tankens tvåbensramper och träffade framkanten av rymdfärjan Columbias vinge med några hundra miles per timme. Nedslaget tros ha skadat en jämförelsevis stor förstärkt kol-kolpanel på framkanten av vänster vinge, som tros vara ungefär lika stor som en basketboll som sedan lät överhettad gas komma in i vingöverbyggnaden flera dagar senare under återuppbyggnaden. -inträde. Detta resulterade i förstörelsen av Columbia och förlusten av dess besättning. Rapporten fastställde att den externa bränsletanken, ET-93, "hade konstruerats med BX-250", ett avstängningsskum vars blåsmedel var CFC-11 och inte den nyare HCFC 141b.

År 2005 var problemet med skumavfall inte helt löst; på STS-114 registrerade ytterligare kameror monterade på tanken en bit skum separerad från en av dess Protuberance Air Load (PAL) ramper, som är utformade för att förhindra ostadigt luftflöde under tankens kabelrännor och tryckledningar under uppstigning. PAL-ramperna består av manuellt sprutade lager av skum och är mer benägna att bli en källa till skräp. Den biten av skum påverkade inte orbitern.

Rapporter publicerade samtidigt med STS-114- uppdraget tyder på att överdriven hantering av ET under modifiering och uppgradering kan ha bidragit till skumförlusten på Discoverys Return to Flight-uppdrag. Tre skytteluppdrag ( STS-121 , STS-115 och STS-116 ) genomfördes dock senare, alla med "acceptabla" nivåer av skumförlust. Men på STS-118, en bit skum (och/eller is) med en diameter på cirka 3,9 tum (100 mm) skild från en matarledningsfäste på tanken, rikoscherade av en av de akterstag och träffade undersidan av vingen, skada två plattor. Skadan ansågs inte vara farlig.

Hårdvara

Rymdfärjan Discovery före uppskjutningen av STS-116 i december 2006. Under Discoverys vingar finns stjärtmasterna, som ger flera navelsträngsanslutningar till orbitern, inklusive en flytande-syre-ledning genom en och en flytande-väte-ledning genom en annan. Ovanför den gyllene yttre tanken syns ventilationshuven (känd som " beanie cap ") i änden av den gasformiga syrgasventileringsarmen, som sträcker sig från den fasta servicestrukturen. Ånga kokar bort det flytande syret i den externa tanken. Huven ventilerar syreångan bort från rymdfärjans fordon.

Den externa hårdvaran, ET–orbiter-fästet, navelsträngskopplingarna och det elektriska och räckviddssäkerhetssystemet väger 9 100 pund (4 100 kg).

Ventiler och avlastningsventiler

Varje drivmedelstank har en avluftnings- och avlastningsventil vid sin främre ände. Denna dubbelfunktionsventil kan öppnas av markstödsutrustning för ventilationsfunktionen under förlansering och kan öppnas under flygning när ullagetrycket (tomt utrymme) i tanken med flytande väte når 38 psi (260 kPa) eller ullagetrycket för vätskan syretanken når 25 psi (170 kPa).

Vid tidiga flygningar innehöll tanken med flytande syre en separat, pyrotekniskt manövrerad, framdrivande tumlingsventil i dess främre ände. Vid separation öppnades tumlingsventilen för flytande syrgas, vilket gav impuls för att hjälpa till i separationsmanövern och mer positiv kontroll av ET:s ingångsaerodynamik. Den sista flygningen med tumlingsventilen aktiv var STS-36.

Var och en av de två bakre yttre tanknavelsträngarna passar ihop med en motsvarande platta på orbitern. Plattorna hjälper till att upprätthålla inriktningen mellan navelsträngarna. Fysisk styrka vid navelsträngsplattorna tillhandahålls genom att bulta ihop motsvarande navelsträngsplattor. När orbiter-GPC:erna beordrar extern tankseparering, avskiljs bultarna av pyrotekniska anordningar.

ET har fem navelsträngsventiler för drivmedel som samverkar med orbiter-navelsträngar: två för tanken för flytande syre och tre för tanken med flytande väte. En av navelventilerna i tanken med flytande syre är för flytande syre, den andra för gasformigt syre. Tanken för flytande väte har två ventiler för vätska och en för gas. Navelsträngen för flytande väte med mellandiameter är en recirkulationsnabel som endast används under avkylningssekvensen för flytande väte under förlansering.

Tekniker inspekterar GUCP efter en skrubbning av STS-127 på grund av förhöjda vätenivåer vid denna kontakt.

När ET fylls, ventileras överskott av gasformigt väte genom navelsträngsanslutningar över ett rör med stor diameter på en arm som sträcker sig från den fasta servicestrukturen. Anslutningen för detta rör mellan ET och servicestrukturen görs vid marknavelsträngsbärarplattan (GUCP). Sensorer är också installerade vid GUCP för att mäta vätenivåer. Nedräkningarna av STS-80 , STS-119 , STS-127 och STS-133 har stoppats och resulterat i flera veckors förseningar i de senare fallen på grund av vätgasläckor vid denna anslutning. Detta kräver fullständig tömning av tankarna och avlägsnande av allt väte via heliumgasrening, en 20-timmars process, innan tekniker kan inspektera och reparera problem.

En kåpa monterad på svängarmen på den fasta servicestrukturen täcker syrgastankens ventil ovanpå ET under nedräkningen och dras in cirka två minuter före lyftet. Locket suger bort syreånga som hotar att bilda stora isansamlingar på ET och skyddar på så sätt orbiterns termiska skyddssystem under uppskjutning.

Sensorer

Placeringen av ECO-sensorer i LH ₂ -tanken

Det finns åtta sensorer för utarmning av drivmedel, fyra vardera för bränsle och oxidationsmedel. Bränsleutarmningssensorerna är placerade i botten av bränsletanken. Oxidationssensorerna är monterade i omloppsrörets grenrör för flytande syrematningsledning nedströms matningsledningens frånkoppling. Under RS-25 framdrivning beräknar orbiter-datorerna ständigt fordonets momentana massa på grund av användningen av drivmedel. Normalt baseras huvudmotorns avstängning på en förutbestämd hastighet; Men om två av bränsle- eller oxidationssensorerna känner av ett torrt tillstånd, kommer motorerna att stängas av.

Placeringen av sensorerna för flytande syrgas tillåter att den maximala mängden oxidationsmedel förbrukas i motorerna, samtidigt som det ger tillräckligt med tid för att stänga av motorerna innan oxidationspumparna kaviterar (körs torra). Dessutom laddas 1 100 lb (500 kg) flytande väte utöver vad som krävs av blandningsförhållandet 6:1 oxidationsmedel-bränslemotor. Detta säkerställer att cutoff från utarmningssensorerna är bränslerikt; Motoravstängningar rika på oxidationsmedel kan orsaka brännskador och allvarlig erosion av motorkomponenter, vilket kan leda till förlust av fordon och besättning.

Oförklarliga, felaktiga avläsningar från sensorer för bränsleförbrukning har försenat flera skytteluppskjutningsförsök, framför allt STS-122 . Den 18 december 2007 fastställde ett tanktest att orsaken till felen var ett fel i en ledningskontakt, snarare än ett fel på själva sensorerna.

Fyra tryckgivare placerade på toppen av tankarna för flytande syre och flytande väte övervakar ullagetrycken.

ET har också två elektriska umbilicals som transporterar elektrisk kraft från orbiter till tanken och de två SRBs och ger information från SRBs och ET till orbiter.

ET har externa kameror monterade i fästena fästa på skytteln tillsammans med sändare som kan fortsätta att skicka videodata långt efter att skytteln och ET har separerats.

Räckviddssäkerhetssystem

Tidigare tankar inkorporerade ett säkerhetssystem för att sprida tankdrivmedel vid behov. Den inkluderade en batteriströmkälla , en mottagare/dekoder, antenner och ammunition . Från och med STS-79 inaktiverades detta system och togs bort helt för STS-88 och alla efterföljande flygningar.

Anteckningar

Framtida användning

1990 föreslogs att den yttre tanken skulle användas som månhabitat eller som en omloppsstation. Dessa förslag kom inte att förverkligas.

Som grund för Ares i Constellation

Med rymdfärjans pensionering 2011, skulle NASA, med sitt inställda Constellation-program , som innehöll rymdfarkosten Orion , också ha presenterat debuten av två skyttelhärledda uppskjutningsfarkoster, det människoklassade Ares I -besättningsuppskjutningsfordonet och tunglyftare Ares V lastutskjutningsfordon.

Medan både Ares I och Ares V skulle ha använt en modifierad femsegments Solid Rocket Booster för sitt första steg, skulle ET ha fungerat som en baslinjeteknologi för det första steget av Ares V och det andra steget av Ares I; som en jämförelse skulle det andra steget i Ares I ha rymt cirka 26 000 US gal (98 000 L) LOX, jämfört med ET som innehöll 146 000 US gal (550 000 L), mer än 5 gånger den mängden.

Ares V första steg, som skulle ha utrustats med fem RS-68 raketmotorer (samma motor som användes på Delta IV-raketen ), skulle vara 33 fot (10 m) i diameter, lika bred som S-IC och S -II etapper på Saturn V -raketen. Den skulle ha använt samma interna ET-konfiguration (separata LH _2- och LOX-tankar separerade med en intertankstruktur), men skulle ha konfigurerats för att direkt acceptera LH _2- och LOX-påfyllning och dränering, tillsammans med LOX-ventilation på en infällbar arm som den som används på skytteln för LH ₂ .

Jämförelse av Saturnus V , rymdfärjan , Ares I , Ares IV och Ares V

Det andra steget i Ares I skulle å andra sidan bara ha använt det spray-on isoleringsskum som för närvarande används på den nuvarande ET. Ursprungligen konfigurerad som den för Ares V och Shuttle ET, beslutade NASA, efter att ha avslutat sin designgranskning 2006, för att spara vikt och kostnader, att omkonfigurera den interna strukturen för det andra steget genom att använda en kombinerad LH ₂ /LOX tank med drivmedlen åtskilda av ett gemensamt skott, en konfiguration som framgångsrikt användes på Saturn V-raketens S-II- och S-IVB- steg. Till skillnad från Ares V, som skulle ha använt samma påfyllnings-/avlopps-/avluftningskonfiguration som användes på skytteln, skulle Ares I-systemet ha använt ett traditionellt påfyllnings-/avlopps-/ventilsystem som används på Saturn IB- och Saturn V-raketerna, men med snabb -indragande armar på grund av "leap frog"-hastigheten på Ares jag skulle förvänta mig vid SRB-tändning.

Som ursprungligen tänkt sig skulle både Ares I och Ares V ha använt en modifierad "kasta bort" version av RS-25- motorn, men i sinom tid, på grund av behovet av att hålla nere FoU-kostnaderna och för att upprätthålla ett schema som fastställts av NASA Administration Michael D. Griffin för att lansera Ares och Orion senast 2011, beslutade NASA (efter granskningen 2006) att byta till den billigare RS-68- motorn för Ares V och till en uppgraderad J-2- motor för Ares I. P.g.a. bytet till den mindre effektiva RS-68, Ares V breddades från 28,6 till 33 fot (8,72 till 10,06 m) för att rymma de extra drivmedlen, medan Ares I omkonfigurerades för att inkludera ett femte solid raketsegment med J- 2X övre steg, eftersom den nya motorn har mindre dragkraft än den ursprungliga RS-25. På grund av avvägningen skulle NASA spara uppskattningsvis 35 miljoner USD genom att använda förenklade RS-68-motorer med högre dragkraft (omkonfigurerade för att avfyra och fungera som SSME), samtidigt som de skulle eliminera de kostsamma testerna som behövs för en luft. -startbar RS-25 för Ares I.

Föreslagen för DIREKT

DIRECT - projektet, ett föreslaget alternativt fordon som härrör från skyttel, skulle ha använt en modifierad, standarddiameter, extern tank med tre RS-25-motorer, med två standard-SRBM, som ett Crew Launch Vehicle. Samma fordon, med en extra RS-25, och ett EDS-översteg, skulle ha fungerat som Cargo Launch Vehicle. Det var planerat att spara 16 miljarder dollar, eliminera förluster av arbetstillfällen i NASA och minska klyftan efter skytteln, bemannad rymdfärd från fem plus år till två eller mindre.

Kärnan i Space Launch System

Space Launch System (SLS) är ett amerikanskt förbrukningsfarkost för supertunglyft , som först flög på Artemis 1 i november 2022.

Raketens kärnsteg är 8,4 meter (28 fot) i diameter och monterar ett Main Propulsion System (MPS) som innehåller fyra RS-25- motorer. Kärnsteget är strukturellt likt rymdfärjans externa tank, och de första flygningarna kommer att använda modifierade RS-25D-motorer som blivit över från rymdfärjans programmet. Senare flyg kommer att byta till en billigare version av motorn som inte är avsedd för återanvändning.

Oflygen hårdvara

MPTA-ET inkluderar ytterligare interna strukturella stöd för att hålla vikten av rymdfärjan Pathfinder vid US Space & Rocket Center .

MPTA-ET visas med rymdfärjan Pathfinder på US Space & Rocket Center i Huntsville, Alabama .

ET-94 (äldre version LWT) finns i Los Angeles och kommer 2019 att visas med Space Shuttle Endeavour på California Science Center när Samuel Oschin Air and Space Center öppnar.

Tre andra externa tankar var under förberedelse när tillverkningen stoppades. ET-139 är i framskridet tillverkningsstadium; ET-140 och ET-141 är i tidiga tillverkningsstadier.

Se även

Space Launch System (ett supertunglyftande bärraket under konstruktion)
DIRECT (ett föreslaget system för tung uppskjutning)
MPTA-ET (extern tanktest för STS)
Lista över rymdskräp som återkommer
Lista över de tyngsta rymdfarkosterna

Referenser

Vidare läsning

"External Tank Thermal Protection System" NASA-fakta Återgå till Flight Focus Area , National Aeronautics and Space Administration, Marshall Space Flight Center, Huntsville, Alabama (Pub 8-40392, FS2005-4-10-MSFC, april 2005)
National Aeronautics and Space Administration. Booster Systems Shorts . Basic, Rev F, PCN 1. 27 april 2005.
National Aeronautics and Space Administration. Designkriterier för Shuttle Systems. Volym I: Databok för skyttelprestandabedömning . NSTS 08209, Volym I, Revision B. 16 mars 1999.

Languages

In other projects