Космический челнок Внешний бак

«Внешний топливный бак» и «Внешний бак» перенаправляют здесь. Расходные баки, переносимые самолетами, см. Drop Tank . Для холдинговой компании, принадлежащей YouTuber Tom Скотту , см. Exmenture Tank Limited .

«SSET» перенаправляет здесь. Для категории SSET см. Категорию простых наборов .

Космический челнок Внешний бак

Внешний бак № 124 опускается в высокий залив 1 здания сборочного автомобиля перед наложением твердых ракетных бустеров для Mission STS-117 .
Производитель	Сборка Ассамблеи НАСА МИШОД , подрядчик: Мартин Мариетта , позже Локхид Мартин
Страна происхождения	Соединенные Штаты
Используется на	Космический челнок
Общие характеристики
Высота	46,9 м (153,8 фута)
Диаметр	8,4 м (27,6 фута)
Валовая масса	760 000 кг (1 680 000 фунтов)
Космический челнок et
Питаться от	3 RS-25 установлен на орбита
Максимальная тяга	1 254 000 фунтов (5580 кН)
Время сжигания	510 с
Пропеллент	Lh 2 / lox

ET от STS-115 после отделения от орбитального отверстия. Отряд ожога возле передней части резервуара находится от двигателей разделения SRB.

Внешний резервуар Space Thfttle ( ET ) представлял собой компонент космического челнока пускового транспортного средства , который содержал жидкое водородное топливо и кислорода окисление . Во время подъема и подъема он поставлял топливо и окислитель под давлением на три основных двигателя RS-25 в орбитальном аппарате . ET был отброшен чуть более 10 секунд после отсечения основного двигателя (MECO), и он повторно вошел в атмосферу Земли. В отличие от твердых ракетных бустеров , внешние танки не использовались повторно. Они расстались перед воздействием в Индийский океан (или Тихоокеанский океан в случае траекторий запуска прямого введения), вдали от судоходных полос и не были восстановлены.

Обзор

Внешний бак был окрашен в белый цвет для первых двух запуска космического челнока.

Из STS-3 он остался неокрашенным.

ET был самым большим элементом космического челнока, и при загрузке он также был самым тяжелым. Он состоял из трех основных компонентов:

• резервуар для жидкого кислорода (LOX)
• беспрепятственный интертанк, который содержит большинство электрических компонентов
• КОМКА ЖИДКОГО водорода (LH ₂ ); Это была самая большая часть, но она была относительно легкой из -за очень низкой плотности жидкого водорода.

ET был «магистраль» трансфера во время запуска, обеспечивая структурную поддержку для крепления с помощью Space Thfttle Solid Rocket Boosters (SRBS) и орбитаж. Танк был подключен к каждому SRB в одной точке прямого прикрепления (с использованием сшивки через интертанк) и один кормовой кронштейн, и он был подключен к орбитальному отверстию на одном переднем биподе и двух кормовых биподах. В зоне прикрепления кормовой части была также пупок , которые переносили жидкости , газы , электрические сигналы и электрическую мощность между резервуаром и орбиталью. Электрические сигналы и контроль между орбиталью и двумя твердыми ракетными усилителями также были направлены через эти пупок.

Хотя внешние резервуары всегда были отброшены, возможно, было возможно повторно использовать их на орбите. Планы повторного использования варьировались от включения в космическую станцию ​​в качестве дополнительного живого или исследовательского пространства, в качестве ракетных топливных баков для межпланетных миссий (например, Марс), до сырья для орбит-фабрик.

Другая концепция состояла в том, чтобы использовать ET в качестве грузового перевозчика для громоздких полезных нагрузок. Одно предложение было для первичного зеркала 7-метрового телескопа апертуры, который должен быть переносится с помощью резервуара. Другой концепцией был кормовой грузовой перевозчик (ACC).

Версии

На протяжении многих лет НАСА работало над снижением веса ET, чтобы повысить общую эффективность. Вес, уменьшенный от ET, привел к почти равному увеличению способности к грузам космического челнока.

Оранжевый цвет

Оранжевый цвет внешнего резервуара-это цвет изоляции пеной. Первые два танка, используемые для STS-1 и STS-2 , были окрашены в белый цвет, чтобы защитить резервуары от ультрафиолетового света в течение длительного времени, когда шаттл потратил на стартовую площадку перед запуском. Инженер НАСА Фарук Хуниди сказал агентству, что краска на самом деле не защищает пену. Мартин Мариетта (ныне часть Lockheed Martin ) снизил вес, оставив аэрозольную изоляцию в цвете ржавчины, начиная с STS-3 , экономив приблизительно 272 кг (600 фунтов ).

Стандартный весовой бак

Оригинальный ET неофициально известен как стандартный весовой резервуар (SWT) и был изготовлен из 2219 алюминиевого сплава , высокопрочного сплава алюминиевого коппера, используемого для многих аэрокосмических применений.

После STS-4 несколько сотен фунтов были устранены путем удаления линии антигезера. Эта линия параллельно линии подачи кислорода, обеспечивая путь кровообращения для жидкого кислорода. Это уменьшает накопление газообразного кислорода в линии подачи во время предварительного запуска (нагрузка LOX). После того, как данные о загрузке топлива из наземных испытаний и первые несколько миссий космического челнока были оценены, линия антигезера была удалена для последующих миссий. Общая длина и диаметр ET остаются неизменными. Последний SWT, пролетавший на STS-7 , весил около 77 000 фунтов (35 000 кг) инертных.

Легкий бак

Внешний танк космического челнока для STS-114 на пути к сборочному зданию автомобиля

Начиная с миссии STS-6 , был введен легкий ET (LWT). Этот танк использовался для большинства рейсов шаттла и в последний раз использовался во время запуска злополучной миссии STS-107 . Хотя резервуары немного различаются по весу, каждый весил приблизительно 66 000 фунтов (30 000 кг) инертных.

Снижение веса от SWT было достигнуто путем устранения частей стрингеров (структурные жесткости, работающие по длине водородного бака), с использованием меньшего количества кольца жесткости и путем модификации основных рам в резервуаре для водорода. Кроме того, значительные части резервуара были вырублены по -разному, чтобы уменьшить толщину, а вес сплошной ракетной ракету ET был уменьшен с использованием более сильного, но более легкого и менее дорогого титанового сплава.

Супер легкий бак

Супер легкий бак (SLWT) был впервые пролечен в 1998 году на STS-91 и использовался для всех последующих миссий за двумя исключениями ( STS-99 и STS-107 ). SLWT имел в основном тот же дизайн, что и LWT, за исключением того, что он использовал алюминиевый сплав ( AL 2195 ) для большей части структуры резервуара. Этот сплав обеспечил значительное снижение веса резервуара (около 7000 фунтов или 3175 кг) по сравнению с LWT. Производство также включало сварки трению технологию . Хотя все ETS, произведенные после введения SLWT, были из этой конфигурации, один LWT остался в инвентаре, который будет использоваться, если его запрошен до конца эры челнока. SLWT обеспечил 50% увеличения производительности, необходимого для трансфера, чтобы добраться до международной космической станции . Уменьшение веса позволило орбитальному отверстию переносить большую полезную нагрузку на сильно наклонную орбиту МКС .

Пегас -баржа Перенос ET-119 (который будет использоваться на STS-121 ) буксируется в порт Канаверал.

Технические спецификации

Спецификации SLWT

• Длина: 153,8 фута (46,9 м)
• Диаметр: 27,6 фута (8,4 м)
• Пустой вес: 58 500 фунтов (26 500 кг)
• Валовый вес -вес: 1 680 000 фунтов (760 000 кг)

Лакс Танк

• Длина: 54,6 фута (16,6 м)
• Диаметр: 27,6 фута (8,4 м)
• Том (при 22 фунтов на квадратный 19 куб 541,66 ) . дюйм :
• Масса Lox (при 22 фунтов на квадратный дюйм): 1 387 457 фунтов (629 340 кг)
• Работа давление: 34,7–36,7 фунтов на квадратный дюйм (239–253 кПа) (абсолют)

Межтант

• Длина: 22,6 фута (6,9 м)
• Диаметр: 27,6 фута (8,4 м)

LH ₂ Танк

• Длина: 97,0 футов (29,6 м)
• Диаметр: 27,6 фута (8,4 м)
• Том (при 29,3 фунтов на квадратный дюйм): 52 881,61 куб.
• LH ₂ MASS (при 29,3 фунтов на квадратный дюйм): 234 265 фунтов (106 261 кг)
• Рабочая давление: 32–34 фунтов на квадратный дюйм (220–230 кПа) (абсолют)
• Температура работы: -423 ° F (-253 ° C)

Подрядчик

Подрядчиком внешнего танка был Lockheed Martin (ранее Мартин Мариетта ), Новый Орлеан, Луизиана. Танк был изготовлен на сборочном заводе Michoud , Новом Орлеане , и был доставлен в космический центр Кеннеди Баржей в .

Компоненты

ET имеет три первичные структуры: бак Lox, интертанк и бак LH _​​2 . Оба резервуара построены из алюминиевых сплавных сплавов с кадрами поддержки или стабильности по мере необходимости. Межтаньская алюминиевая структура использует стрингеры кожи со стабилизирующими рамами. Основные алюминиевые материалы, используемые для всех трех структур, составляют 2195 и 2090 сплавов. AL 2195 - это сплав Al -Li, разработанный Lockheed Martin и Reynolds для хранения криогеники (и используется для версии ET -SLW - более ранние версии, используемые AL 2219 ) AL 2090 -это коммерчески доступный сплав Al-Li.

Анатомия внешнего танка

Жидкий кислородный бак

Бак Lox расположен наверху ET и имеет форму OGIVE , чтобы уменьшить аэродинамическое сопротивление и аэротермодинамическое нагревание. Секция огивного носа покрыта плоской съемной крышкой и носовым конусом . Носовой конус состоит из съемной конической сборки, которая служит аэродинамическим обтеканием для компонентов движения и электрической системы. В первую очередь элемент носового конуса функционирует как литая алюминиевая молниеносная стержень. Объем бака Lox составляет 19 744 куб. ³ ) при 22 фунтов на квадратный дюйм (150 кПа) и -297 ° F (90,4 К; -182,8 ° C) ( криогенный ).

Танк питается в линию подачи диаметром 17 дюймов (430 мм), которая передает жидкий кислород через интертанк, затем за пределами ET к кормовой правой руке ET/Orbiter разъедините пупочный. Линия подачи диаметром 17 дюймов (430 мм) позволяет жидкому кислороду течь при приблизительно 2787 фунт/с (75 800 кг/мин), при этом RS-25, работающие на 104% или позволяет максимально поток 17 592 гал-мин США/мин (1,1099 м. ³ /с).

Все нагрузки, кроме аэродинамических нагрузок, переносятся из резервуара LOX на границе разлавления с фланцевым соединением с интерфейсом.

Танк Lox также включает в себя внутреннюю шлеповую перегородку и вихревую перегородку, чтобы ослабить жидкость. Перегородка вихря установлена ​​над выходом подачи LOX, чтобы уменьшить вихрь жидкости, в результате чего от SLOSH и для предотвращения захвата газов в доставленном LOX.

Межтант

Интертанк - это структурная связь между банками Lox и LH ₂ . Его основные функции - принимать и распределять все нагрузки на тягу от SRB и переносить нагрузки между резервуарами.

Две прикрепления SRB Borthd Patchting расположены на 180 ° друг от друга на межтанковой конструкции. Луч расширяется через межтанку и механически прикреплен к прикреплению. Когда SRB стреляют, луч будет сгибаться из -за высоких напряжений. Эти нагрузки будут переданы на фитинги.

Примыкание к прикреплению SRB -прикрепления является основной кольцевой рамой. Нагрузки переносятся из фитингов в основную кольцевую раму, которая затем распределяет тангенциальные нагрузки на межтанку. Две панели межточной кожи, называемые упорными панелями, распределяют концентрированные осевые нагрузки SRB в резервуары Lox и LH ₂ и прилегающие межтованные кожные панели. Эти соседние панели состоит из шести панелей, укоренившихся в стрингере.

Интертанк также функционирует как защитное отделение для размещения эксплуатационных инструментов.

Жидкий водород

70-футовая (21 м), 17-дюймовая жидкая линия кислорода диаметра (430 мм), проходит внешне вдоль правой стороны жидкого водородного резервуара вверх и в межтант. Две 5-дюймовые (130 мм) линии повторного давления проводятся рядом с ним. Один поставляет газ водорода в жидкий водород, а другой поставляет газ кислорода в жидкий кислородный бак. Они используются для поддержания давления Ullage в каждом баке во время запуска.

Бак LH _​​2 - дно часть et. Танк построен из четырех цилиндрических стволов, переднего купола и кормового купола. Секции ствола соединены пятью основными кольцевыми кадрами. Эти кольцевые рамы получают и распределяют нагрузки. Передняя кадра с куполом до борьбы распределяет нагрузки, применяемые через межтанку-структуру, а также является фланцем для прикрепления бака LH ₂ к интертанку. Кормовое основное кольцо получает нагрузки с орбитальными операциями от стопорных стопорных опорных орбитальных стойков и нагрузок, вызванных SRB от AFT SRB-стопор. Оставшиеся три кольцевых рамки распределяют нагрузки на орбитальные операции и нагрузки Lox Feedline. Нагрузки из кадров затем распределяются через панели кожи ствола. Танк LH ₂ имеет объем 53 488 кубических футов (1514,6 м. ³ ) при 29,3 фунтов на квадратный дюйм (202 кПа) и -423 ° F (-252,8 ° C) (криогенный).

Интерьер жидкого водородного резервуара во время сборки на ракетной фабрике НАСА, с людьми для масштаба

Вперед и кормовых купола имеют одинаковую модифицированную эллипсоидальную форму. Для прямого купола приготовления монтажных положений включены для вентиляционного клапана LH ₂ , подгонки линии давления LH ₂ и фитинга с электрическим питанием. Корта купола имеет подгону люка для доступа к экрану Feedline LH ₂ и подгонки для поддержки для LH ₂ .

В баке LH ₂ также есть вихревая перегородка, чтобы уменьшить Swirl, в результате чего от SLOSH и предотвращения захвата газов в доставленном LH ₂ . Перегородка расположена в розетке сифона чуть выше кормового купола бака LH ₂ . Эта выпускная точка передает жидкий водород из резервуара через линию 17 дюймов (430 мм) в левую кормовую пупочную. Скорость потока подачи водорода жидкости составляет 465 фунтов/с (12 700 кг/мин) с основными двигателями при 104% или максимальном потоке 47 365 гал/мин США (2,9883 м. ³ /с).

Система тепловой защиты

Аппаратное оборудование для прикрепления орбитеров, жидкое водородное соединение (слева) и жидкое кислородное пупочное соединение (справа) видны в нижней части резервуара.

Система тепловой защиты ET состоит в основном из пенопластовой изоляции ( SOFI), а также предварительно сформированных кусочков пены и представленных аборторов . Система также включает в себя использование фенольных теплоизоляторов для исключения воздушного разжижения. Тепловые изоляторы необходимы для прикрепления жидкого водорода, чтобы исключить разжижение воздуха на открытости металла и для уменьшения теплового потока в жидкий водород. В то время как более теплый жидкий кислород приводит к меньшему тепловым требованиям, алюминий жидкого кислородного резервуара требует защиты от аээрогиата . Между тем, изоляция на кормовых поверхностях предотвращает объединение жилифицированного воздуха в интертанке. Средний цилиндр кислородного резервуара и линий топлива может противостоять ожидаемым глубине накопления мороза, конденсируемых от влажности, но орбитаж не мог получить ущерб от свободы льда. Система тепловой защиты весит 4823 фунта (2188 кг).

Разработка системы тепловой защиты ETS была проблематичной. Аномалии в применении пены были настолько частыми, что они рассматривались как отклонения, а не инциденты безопасности. НАСА испытывали трудности с предотвращением отсоединения фрагментов пены во время полета для всей истории программы:

• STS-1 Columbia , 1981: экипаж сообщает, что белые материалы, транслируемые мимо Windows во время перелета Orbiter-External Tank. Экипаж оценил размеры от 1 ~ 4 дюйма (6 мм) до размера кулака. В отчете после посадки описывается вероятность потери в пенис, и 300 плиток, нуждающихся в прямой замене из-за различных причин.
• STS-4 Columbia , 1982: Потеря рампы PAL; 40 плиток требуют прямой замены.
• STS-5 Columbia , 1982: продолжение высокого уровня потери плитки.
• STS-7 Challenger , 1983: 50 на 30 см (20 на 12 дюймов) Потеря рампы бипода, десятки пятен.
• STS-27 Atlantis , 1988: одна большая потеря неопределенного происхождения, вызывая одну полную потерю плитки. Сотни небольших потерь.
• STS-32 Columbia , 1990: Потеря рампы бипода сфотографирована; Пять позиционных потерь до 70 см в диаметре, плюс повреждение плитки.
• STS-50 Columbia , 1992: Потеря рампы Bipod. 20 × 10 × 1 см. Повреждение плитки.
• STS-52 Columbia , 1992: часть рампы бипод, джекпад потерян. 290 Total Plain Tile, на 16 лет больше дюйма.
• STS-62 Columbia , 1994: часть биподной рампы потеряна.

В 1995 году хлорофторуглерод-11 (CFC-11) стал отозвать из крупной области пены с опрыскиванием для машины в соответствии с запретом Агентства по охране окружающей среды на CFCS в соответствии с разделом 610 Закона о чистом воздухе . Вместо этого, гидрохлорофлуоруглерод, известный как HCFC-141b, был сертифицирован для использования и поэтапно в программу шаттла. Оставшиеся пены, особенно детальные кусочки, распыленные вручную, продолжали использовать CFC-11 до конца программы. Эти области включают в себя проблемные рампы бипода и приятеля, а также некоторые фитинги и интерфейсы. В частности, для рампы бипода «процесс применения пены к этой части резервуара не изменился с 1993 года». «Новая» пена, содержащая HCFC 141B, была впервые использована в AFT купольной части ET-82 во время полета STS-79 в 1996 году. Использование HCFC 141B было расширено до области ETS или более крупных частей резервуара, начиная с ET-88, который летал на STS-86 в 1997 году.

Во время снятия STS-107 16 января 2003 года кусок пенопластовой изоляции, отделенного от одной из рампов бипод танка, и поразил передний край космического челнока Колумбия на несколько сотен миль в час. Считается, что воздействие повредило одну сравнительно большую армированную углеродную панель на переднем крае левого крыла, которая, как считается, размером с баскетбол, который затем позволил супер нагретым газу войти в надстройку крыла несколько дней спустя во время повторения -вход. Это привело к разрушению Колумбии и потерь его команды. В отчете определилось, что внешний топливный бак, ET-93, «был построен с BX-250», пеной закрытия, чей выдувший агент был CFC-11, а не более новым HCFC 141B.

В 2005 году проблема пенопласта не была полностью вылечена; На STS-114 дополнительные камеры, установленные на баке, записали кусок пены, отделенную от одной из его рампов воздушной нагрузки (PAL), которые предназначены для предотвращения неустойчивого воздушного потока под кабельным лотками и линиями кабеля резервуара во время восхождения. Планицы приятеля состоят из ручного распыляемых слоев пены и, скорее всего, становятся источником мусора. Этот кусок пены не повлиял на орбитаж.

Отчеты, опубликованные одновременно с миссией STS-114, показывают, что чрезмерная обработка ET во время модификации и обновления могло способствовать потерь пены при Discovery возвращении в полевую миссию. Тем не менее, впоследствии были проведены три миссии шаттла ( STS-121 , STS-115 и STS-116 ), все с «приемлемыми» уровнями потери пены. Однако на STS-118 кусок пены (и/или льда) около 3,9 дюйма (100 мм) в диаметре, отделенном от кронштейна для прикрепления линии кормления на баке, рикошетом от одной из кормовых стойков и ударил нижнюю часть крыла, повреждая две плитки. Ущерб не считался опасным.

Аппаратное обеспечение

космического челнока Обнаружение перед запуском STS-116 в декабре 2006 года. Под крыльями Discovery находятся хвостовая мачта, которые обеспечивают несколько пупочных соединений с орбиталью, включая линию жидко-кислорода через одну и жидкость-гидроген через другой. Над золотым внешним аквариумом виден вентиляционный капюшон (известный как « шапочка шапочки ») в конце газообразного вентиляционного рычага кислорода, простирающейся от фиксированной структуры обслуживания. Пары кипят жидкий кислород во внешнем резервуаре. Капюшон вентиляется на кислородный пара вдали от космического транспортного средства.

Внешнее аппаратное обеспечение и орбитационные прикрепления, пупочная фитинга, и система безопасности электрической и диапазона весит 9100 фунтов (4100 кг).

Вентиляционные и рельефные клапаны

Каждый танк пропеллента имеет вентиляционный и рельефный клапан на его переднем конце. Этот двойной клапан может быть открыт оборудованием для опорного опорного опор для вентиляционного отверстия во время предварительного запуска и может открываться во время полета, когда давление Ullage (пустое пространство) резервуара из жидкого водорода достигает 38 фунтов на кв. Дюйм (260 кПа) или давление Ullage жидкости Кислородный бак достигает 25 фунтов на квадратный дюйм (170 кПа).

На ранних рейсах жидкий кислородный бак содержал отдельный, пиротехнически управляемый, двигательный клапан, на его переднем конце. При разделении был открыт жидкий вентиляционный клапан с кислородом, обеспечивавший импульс, чтобы помочь в маневре разделения и более позитивного контроля аэродинамики входа в ET. Последним рейсом с Active Active Tumble Valve был STS-36.

Каждая из двух AFT внешних бак -пластин спасает с соответствующей пластиной на орбитальном аппарате. Пластины помогают поддерживать выравнивание среди пупок. Физическая прочность на пупочных пластинах обеспечивается путем защелки, соответствующих пупочным пластинам вместе. Когда Orbiter GPCS командует отделением внешнего резервуара, болты разорваны пиротехническими устройствами.

ET имеет пять пропеллентных пупочных клапанов, которые взаимодействуют с пупок Orbiler: два для жидкого кислородного резервуара и три для жидкого водородного резервуара. Один из пупочных клапанов жидкого кислорода для жидкого кислорода, другой для газообразного кислорода. Жидкий водородный резервуар имеет два клапана для жидкости и один для газа. Жидкий водород промежуточного диаметра пупок является рециркуляционным пупочом, используемым только во время последовательности охлаждения жидкого водорода во время предварительного запуска.

Технические специалисты осматривают GUCP после скраба STS-127 из-за повышенных уровней водорода в этом разъеме.

Когда ET заполняется, избыток газообразного водорода вентилируется через пупочные соединения по трубе большого диаметра на руке, вытянутой от фиксированной сервисной структуры. Соединение для этой трубы между ET и сервисной структурой производится на земной пластине пупочной носители (GUCP). Датчики также установлены в GUCP для измерения уровней водорода. Обратные отсчеты STS-80 , STS-119 , STS-127 и STS-133 были остановлены и привели к нескольким недельным задержкам в более поздних случаях из-за утечек водорода в этом соединении. Это требует полного истощения резервуаров и удаления всего водорода с помощью чистки гелиевого газа, 20-часового процесса, прежде чем техники смогут проверять и восстанавливать проблемы.

Крышка, установленная на свинг-руку на фиксированной сервисной структуре, покрывает кислородный вентиляционный вентилятор в верхней части ET во время обратного отсчета и отображается примерно за две минуты до отрыва. Крышка отключает кислородное пары, которая угрожает сформировать большие накопления льда на ET, тем самым защищая систему тепловой защиты орбитального оператора во время запуска.

Датчики

Расположение эко -датчиков в _{LH 2} баке

Существует восемь датчиков пропеллета, по четыре для топлива и окисления. Датчики топлива расположены в нижней части топливного бака. Датчики окислителя монтируются в линии линии кормления жидкого кислорода орбитального оператора вниз по течению от разъединения линии подачи. Во время тяги RS-25 компьютеры общего назначения орбитального аппарата постоянно вычисляют мгновенную массу транспортного средства из-за использования пропеллентов. Обычно отсечение основного двигателя основано на заранее определенной скорости; Однако, если какие -либо два датчика топлива или окисления окисляют сухое состояние, двигатели будут закрыты.

Места жидких датчиков кислорода позволяют употреблять максимальное количество окислителя в двигателях, при этом предоставляя достаточное время для отключения двигателей, прежде чем окисляторные насосы кавитяются (запустите сухой). Кроме того, 1100 фунтов (500 кг) жидкого водорода загружаются над и выше, который требуется для соотношения смеси окислителя и монтажа 6: 1. Это гарантирует, что отсечение от датчиков истощения богато топливом; Окислительные отключения двигателя могут вызвать сжигание и сильную эрозию компонентов двигателя, что может привести к потере транспортного средства и экипажа.

Необъяснимые, ошибочные показания от датчиков истощения топлива задержали несколько попыток запуска шаттла, особенно STS-122 . 18 декабря 2007 года тест танкования определил, что причина ошибок является ошибкой в ​​разъеме проводки, а не сбоем самих датчиков.

Четыре датчика давления, расположенные в верхней части жидкого кислорода и жидкого водородного водорода, следят за давлением Ullage.

ET также имеет два электрических пупок, которые переносят электрическую мощность от орбитального отверстия к резервуару и двум SRB и предоставляют информацию от SRB и ET на орбитаж.

ET имеет внешние камеры, установленные в кронштейнах, прикрепленных к шаттлу вместе с передатчиками, которые могут продолжать отправлять видеоданные долго после того, как трансфер и ET разделились.

Система безопасности диапазона

Более ранние резервуары включали систему безопасности диапазона для рассеивания топливных пропеллентов, если это необходимо. Он включал источник питания аккумулятора , приемник/декодер, антенны и боеприпасы . Начиная с STS-79 , эта система была отключена и была полностью удалена для STS-88 и всех последующих рейсов.

Будущее использование

В 1990 году было высказано предположение, что внешний бак будет использоваться в качестве лунной среды обитания или как орбитальная станция. Эти предложения не осуществились.

В качестве основы для Ares в созвездии

С уходом на пенсию космического челнока в 2011 году, НАСА, с его отмененной программой «Созвездия» , в которой была представлена ​​« Космический корабль» Orion , также предназначалась бы дебют двух пусковых автомобилей, полученных из шаттла, с рейтингом человека автомобиля Ares I -Launch и автомобиля с грузом, выпущенным в тяжелом подтяжке .

В то время как и ARES I, и Ares V использовали бы модифицированный пятисегенный твердый ракету для своего первого этапа, ET послужил бы базовой технологией для первой стадии Ares V и второй стадии Ares I; Для сравнения, на втором этапе Ares I было бы примерно 26 000 галлонов США (98 000 л) LOX, по сравнению с ET, в которой есть 146 000 американских гал (550 000 л), что более чем в 5 раз больше.

Первая стадия Ares V, которая была бы оснащена пятью ракетными двигателями RS-68 (тот же двигатель, который использовался на ракете Delta IV ), будет диаметром 33 фута (10 м), как S-IC и S S-IC и S -Ii стадии на Saturn V. ракете Он использовал бы ту же самую внутреннюю конфигурацию ET (отдельные резервуары LH ₂ и LOX, разделенные межтантной структурой), но были бы настроены напрямую принять заполнение и слив LH ₂ и LOX, а также вентиляция LOX на выдвижении, подобном использованным На шаттле для LH ₂ .

Сравнение Saturn V , Space Thfttle , Ares I , Ares IV и Ares V

Вторая этап Ares I, с другой стороны, использовала бы только опрыскивающую изоляционную пену, используемую в настоящее время на токе ET. Первоначально настроенный, как и у Ares V и Thettle ET, NASA, после завершения своего дизайнерского обзора в 2006 году решил сэкономить вес и затраты, чтобы реконфигурировать внутреннюю структуру второго этапа с помощью комбинированного LH ₂ /LOX Танк с пропеллентами, разделенными общей переборкой, конфигурация, успешно используемая на стадиях S-II и S-IVB ракета Saturn V. В отличие от Ares V, которая использовала бы ту же конфигурацию заполнения/слив/вентиляционного отверстия, используемой на трансфете, система Ares I использовала бы традиционную систему заполнения/дренаж/вентиляционного отверстия, используемой на Saturn IB и Saturn V Rockets, но с быстрым -Поджание рук из -за «прыжковой лягушки» ускоряет ARES, который я ожидал бы от зажигания SRB.

Как первоначально предполагалось, как ARES I, так и Ares V использовали бы модифицированную версию «выбрасывания» двигателя RS-25 , но, по существу, из-за необходимости снизить расходы на НИОКР и поддерживать график, установленное НАСА Администрация Майкл Д. Гриффин для запуска Ares и Orion к 2011 году, НАСА решило (после обзора 2006 года) переключиться на более дешевый двигатель RS-68 для Ares V и на подъездной двигатель J-2 для Ares I. Переход на менее эффективный RS-68, ARES V был расширен с 28,6 до 33 футов (от 8,72 до 10,06 м) для размещения дополнительных пропеллентов, в то время как Ares I был перенастроен, чтобы включить пятый сегмент с твердым ракетом с J- 2x верхняя ступень, поскольку новый двигатель имеет меньше тяги, чем оригинальный RS-25. Из-за компромисса НАСА сэкономит примерно 35 миллионов долларов США , используя упрощенные, более высокие двигатели RS-68 RS-68 (перенаправленные для стрельбы и выполнения, как SSME), в то время как в то же время устраняют дорогостоящие тесты, необходимые для воздуха. -Лаутный RS-25 для Ares I.

Предложен для прямых

Прямой . проект, предлагаемый альтернативный транспортный транспортный трансфер, использовал бы модифицированный стандартный диаметр, внешний бак с тремя двигателями RS-25, с двумя стандартными SRBM в качестве стартового автомобиля экипажа Тот же автомобиль, с одним дополнительным RS-25 и верхней ступенькой EDS, послужил бы пусковым носителем груза. Он должен был сэкономить на 16 миллиардов долларов, устранить потери рабочих мест НАСА и сократить пробел в космическом полете после Шоттла с пяти с лишним лет до двух или менее.

Основная этап системы запуска космоса

Space Launch System США (SLS) представляет собой супер-тяжелый подъемник , который впервые пролетел на Artemis 1 в ноябре 2022 года.

Основная стадия ракеты составляет 8,4 метра (28 футов) в диаметре и устанавливает основную двигательную систему (MPS), включающую четыре двигателя RS-25 . Стадия ядра структурно похожа на внешний бак Space Shuttle, и в начальных рейсах будут использоваться модифицированные двигатели RS-25D, оставшиеся от программы космического челнока. Более поздние рейсы переключатся на более дешевую версию двигателя, не предназначенную для повторного использования.

ОБОСЛОВНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

MPTA-ET включает в себя дополнительные внутренние структурные опоры Чтобы удерживать вес космического трансфера в США в центре космоса и ракета .

MPTA-ET демонстрируется с Space Thfttle Pathfinder в Космосе и ракетном центре США в Хантсвилле, штат Алабама .

ET-94 (более старая версия LWT) находится в Лос-Анджелесе , и в 2019 году планировалось отображаться с шаттлом космическим в Калифорнийском научном центре, когда открылись воздушный и космический центр Сэмюэля Осшина. 15 января 2024 года в пресс-релизе было объявлено, что ET-94, 2 твердых ракет-бустере космический шаттл и был связан вместе и ожидал, что они будут перемещены к концу месяца в их новое местоположение выставки.

Три других внешних танка были в производстве, когда НАСА закончило программу шаттла. ET-139 был на передовой стадии производства; ET-140 и ET-141 были на ранних стадиях производства.

Смотрите также

• Space Launch System (супер тяжелый подъемник, один полет на сегодняшний день с более запланированным)
• Прямой (предлагаемая система тяжелой запуска)
• MPTA-ET (тест на внешний бак для STS)
• Список приземления космического мусора
• Список самых тяжелых космических кораблей

Дальнейшее чтение

• «Внешняя система тепловой защиты». Факты НАСА возвращаются в зону Flight Focus , Национальное управление по аэронавтике и космическому пространству, Центр космических полетов Marshall, Хантсвилл, Алабама (Pub 8-40392, FS2005-4-10-MSFC, апрель 2005 г.)
• Национальная авиационная и космическая администрация. Бруки Booster Systems . Basic, Rev F, PCN 1. 27 апреля 2005 г.
• Национальная авиационная и космическая администрация. Критерии проектирования систем трансфер. Том I: База оценки производительности шаттла . NSTS 08209, том I, пересмотр B. 16 марта 1999 г.

Внешние ссылки

• Проблема космического челнока и внешняя фотогалерея танка
• «Запуск STS-115, как видно из ET Camera» на YouTube
• Отчет Совета по расследованию аварий в Колумбии , том 1, глава 3, «Анализ несчастных случаев», август 2003 г.
• "STS-125 Вид на внешний танк сброшен и на разлагающейся орбите, как просмотрено с трансфер atlantis " на YouTube
• «Внешний танк космического челнока, используемый в качестве космической станции - учебный проект Perun», отмеченная наградами студенческая газета 1979 года о строительстве космической станции от внешнего танка
• «Внешний танк» . Калифорнийский научный центр.
• Историческая американская инженерная запись (Haer) № TX-116-J, « Система космического транспорта, внешний танк, Космический центр Линдона Б. Джонсона, 2101 НАСА Паркуэй, Хьюстон, округ Харрис, Техас », 3 измеренные рисунки