Tanque externo do ônibus espacial -Space Shuttle external tank

Tanque externo do ônibus espacial
	O tanque externo nº 124 é baixado para o compartimento alto 1 do Edifício de Montagem de Veículos, onde será acoplado aos propulsores de foguetes sólidos para a missão STS-117 .
Fabricante	NASA Michoud Assembly Facility , contratante: Martin Marietta , mais tarde Lockheed Martin
País de origem	Estados Unidos
Usado em	Nave espacial
Características gerais
Altura	46,9 metros (153,8 pés)
Diâmetro	8,4 metros (27,6 pés)
massa bruta	760.000 kg (1.680.000 lb)
Ônibus Espacial ET
Distribuído por	3 RS-25 montados no orbitador
Empuxo máximo	1.254.000 lbf (5.580 kN)
Tempo de queima	510 segundos
Propulsor	LH 2 / LOX

O ET de STS-115 após a separação do orbitador. A marca de queima perto da extremidade frontal do tanque é dos motores de separação SRB.

O tanque externo do ônibus espacial ( ET ) era o componente do veículo de lançamento do ônibus espacial que continha o combustível de hidrogênio líquido e o oxidante de oxigênio líquido . Durante a decolagem e a subida, ele fornecia o combustível e o oxidante sob pressão aos três motores principais RS-25 do orbitador . O ET foi alijado pouco mais de 10 segundos após o corte do motor principal (MECO) e reentrou na atmosfera terrestre. Ao contrário dos Solid Rocket Boosters , os tanques externos não foram reutilizados. Eles se separaram antes do impacto no Oceano Índico (ou Oceano Pacífico no caso de trajetórias de lançamento de inserção direta), longe das rotas marítimas e não foram recuperados.

Visão geral

O tanque externo foi pintado de branco para os dois primeiros lançamentos do Ônibus Espacial.

A partir do STS-3 , ficou sem pintura.

O ET era o maior elemento do ônibus espacial e, quando carregado, também era o mais pesado. Consistia em três componentes principais:

o tanque dianteiro de oxigênio líquido (LOX)
um intertanque não pressurizado que contém a maioria dos componentes elétricos
o tanque traseiro de hidrogênio líquido (LH ₂ ); esta era a maior parte, mas era relativamente leve, devido à baixíssima densidade do hidrogênio líquido.

O ET foi a "espinha dorsal" do ônibus espacial durante o lançamento, fornecendo suporte estrutural para conexão com o Ônibus Espacial Solid Rocket Boosters (SRBs) e orbitador. O tanque foi conectado a cada SRB em um ponto de fixação dianteiro (usando uma viga cruzada através do intertank) e um suporte traseiro, e foi conectado ao orbitador em um bipé dianteiro e dois bipés traseiros. Na área de fixação da popa, havia também umbilicais que transportavam fluidos , gases , sinais elétricos e energia elétrica entre o tanque e o orbitador. Sinais elétricos e controles entre o orbitador e os dois propulsores de foguetes sólidos também foram roteados por esses umbilicais.

Embora os tanques externos sempre tenham sido descartados, pode ter sido possível reutilizá-los em órbita. Os planos de reutilização variavam desde a incorporação em uma estação espacial como espaço extra de vida ou pesquisa, como tanques de combustível de foguetes para missões interplanetárias (por exemplo, Marte), até matérias-primas para fábricas em órbita.

Outro conceito era usar o ET como transportador de carga para cargas volumosas. Uma proposta era que o espelho primário de um telescópio de 7 metros de abertura fosse carregado com o tanque. Outro conceito foi o Aft Cargo Carrier (ACC).

Versões

Ao longo dos anos, a NASA trabalhou para reduzir o peso do ET para aumentar a eficiência geral. O peso reduzido do ET resultou em um aumento quase igual da capacidade de transporte de carga do Ônibus Espacial.

cor laranja

A cor laranja do tanque externo é a cor do isolamento de espuma spray. Os dois primeiros tanques, usados para STS-1 e STS-2 , foram pintados de branco para protegê-los da luz ultravioleta durante o tempo prolongado que o ônibus espacial passou na plataforma de lançamento antes do lançamento. Como isso não se tornou um problema, Martin Marietta (agora parte da Lockheed Martin ) reduziu o peso deixando o isolamento spray cor de ferrugem sem pintura começando com STS-3 , economizando aproximadamente 272 kg (600 lb ).

Tanque de peso padrão

O ET original é informalmente conhecido como tanque de peso padrão (SWT) e foi fabricado com liga de alumínio 2219 , uma liga de alumínio-cobre de alta resistência usada para muitas aplicações aeroespaciais.

Depois do STS-4 , várias centenas de quilos foram eliminados ao deletar a linha anti-gêiser. Esta linha era paralela à linha de alimentação de oxigênio, fornecendo um caminho de circulação para o oxigênio líquido. Isso reduz o acúmulo de oxigênio gasoso na linha de alimentação durante o tanque de pré-lançamento (carregamento do LOX). Depois que os dados de carregamento do propelente dos testes de solo e as primeiras missões do Ônibus Espacial foram avaliadas, a linha anti-gêiser foi removida para as missões subsequentes. O comprimento total e o diâmetro do ET permanecem inalterados. O último SWT, voado no STS-7 , pesava aproximadamente 77.000 libras (35.000 kg) inerte.

Tanque leve

Um tanque externo do Ônibus Espacial a caminho do Edifício de Montagem de Veículos

Começando com a missão STS-6 , um ET leve (LWT) foi introduzido. Este tanque foi usado para a maioria dos voos do Shuttle, e foi usado pela última vez durante o lançamento da malfadada missão STS-107 . Embora os tanques variem ligeiramente em peso, cada um pesava aproximadamente 66.000 libras (30.000 kg) inerte.

A redução de peso do SWT foi conseguida eliminando partes de longarinas (enrijecedores estruturais ao longo do tanque de hidrogênio), usando menos anéis de reforço e modificando as estruturas principais no tanque de hidrogênio. Além disso, partes significativas do tanque foram fresadas de forma diferente para reduzir a espessura, e o peso dos acessórios do foguete sólido traseiro do ET foi reduzido usando uma liga de titânio mais forte, porém mais leve e menos cara .

Tanque Super Leve

O Super Lightweight Tank (SLWT) voou pela primeira vez em 1998 no STS-91 e foi usado para todas as missões subsequentes com duas exceções ( STS-99 e STS-107 ). O SLWT tinha basicamente o mesmo design do LWT, exceto que usava uma liga de alumínio-lítio ( Al 2195 ) em grande parte da estrutura do tanque. Esta liga proporcionou uma redução significativa no peso do tanque (cerca de 7.000 libras ou 3.175 kg) em relação ao LWT. A fabricação também incluiu a tecnologia de soldagem por fricção . Embora todos os ETs produzidos após a introdução do SLWT fossem desta configuração, um LWT permaneceu em estoque para ser usado se solicitado até o final da era do ônibus espacial. O SLWT forneceu 50% do aumento de desempenho necessário para o ônibus chegar à Estação Espacial Internacional . A redução de peso permitiu que o Orbiter transportasse mais carga útil para a órbita altamente inclinada da ISS .

A barcaça Pegasus transportando ET-119 é rebocada para Port Canaveral.

Especificações técnicas

especificações SLWT

Comprimento: 153,8 pés (46,9 metros)
Diâmetro: 27,6 pés (8,4 m)
Peso vazio: 58.500 lb (26.500 kg)
Peso bruto de decolagem: 1.680.000 lb (760.000 kg)

tanque LOX

Comprimento: 54,6 pés (16,6 m)
Diâmetro: 27,6 pés (8,4 m)
Volume (a 22 psig ): 19.541,66 pés cúbicos (146.181,8 galões americanos ; 553.358 l )
Massa LOX (a 22 psig): 1.387.457 lb (629.340 kg)
Pressão de operação: 34,7–36,7 psi (239–253 kPa) (absoluto)

Intertanque

Comprimento: 22,6 pés (6,9 m)
Diâmetro: 27,6 pés (8,4 m)

tanque LH ₂

Comprimento: 97,0 pés (29,6 m)
Diâmetro: 27,6 pés (8,4 m)
Volume (a 29,3 psig): 52.881,61 pés cúbicos (395.581,9 galões americanos; 1.497.440 l)
LH ₂ massa (a 29,3 psig): 234.265 lb (106.261 kg)
Pressão de operação: 32–34 psi (220–230 kPa) (absoluto)
Temperatura de operação: -423 °F (-253 °C)

Contratante

O empreiteiro do tanque externo foi a Lockheed Martin (anteriormente Martin Marietta ), Nova Orleans, Louisiana. O tanque foi fabricado na Michoud Assembly Facility , em Nova Orleans , e foi transportado para o Centro Espacial Kennedy em uma barcaça .

Componentes

O ET tem três estruturas primárias: um tanque LOX, um intertanque e um tanque LH ₂ . Ambos os tanques são construídos com revestimento de liga de alumínio com estruturas de suporte ou estabilidade conforme necessário. A estrutura de alumínio entre tanques utiliza longarinas de pele com estruturas estabilizadoras. Os materiais primários de alumínio usados para todas as três estruturas são as ligas 2195 e 2090. AL 2195 é uma liga Al-Li projetada pela Lockheed Martin e Reynolds para armazenamento de criogenia (e usada para a versão SLW do ET - versões anteriores usavam Al 2219). Al 2090 é uma liga Al-Li comercialmente disponível.

Anatomia do tanque externo

Tanque de oxigênio líquido

O tanque LOX está localizado na parte superior do ET e tem formato ogival para reduzir o arrasto aerodinâmico e o aquecimento aerotermodinâmico. A seção do nariz em forma de ogiva é coberta por uma placa de cobertura plana removível e um cone de nariz . O cone do nariz consiste em um conjunto cônico removível que serve como carenagem aerodinâmica para os componentes do sistema elétrico e de propulsão. O elemento principal do cone do nariz funciona como um pára-raios de alumínio fundido. O volume do tanque LOX é de 19.744 pés cúbicos (559,1 m ³ ) a 22 psi (150 kPa) e −297 °F (90,4 K; −182,8 °C) ( criogênico ).

O tanque alimenta uma linha de alimentação de 17 pol. (430 mm) de diâmetro que transporta o oxigênio líquido através do intertanque e, em seguida, para fora do ET para o umbilical de desconexão do ET/órbita à direita à popa. A linha de alimentação de 17 pol. (430 mm) permite que o oxigênio líquido flua a aproximadamente 2.787 lb/s (75.800 kg/min) com o RS-25s operando a 104% ou permite um fluxo máximo de 17.592 US gal/min (1,1099 m ³ /s).

Todas as cargas, exceto as cargas aerodinâmicas, são transferidas do tanque LOX em uma interface de junta de flange aparafusada com o intertanque.

O tanque LOX também inclui um defletor interno e um defletor de vórtice para amortecer o respingo do fluido. O defletor de vórtice é montado sobre a saída de alimentação de LOX para reduzir o redemoinho de fluido resultante do derramamento e evitar o aprisionamento de gases no LOX fornecido.

Intertanque

O intertanque é a conexão estrutural ET entre os tanques LOX e LH _{2 .}Suas principais funções são receber e distribuir todas as cargas axiais dos SRBs e transferir cargas entre os tanques.

Os dois encaixes de fixação frontal SRB estão localizados a 180° de distância na estrutura entre tanques. Uma viga é estendida através da estrutura entre tanques e é fixada mecanicamente aos acessórios de fixação. Quando os SRBs estão disparando, a viga se flexionará devido às altas cargas de tensão. Essas cargas serão transferidas para os acessórios.

Adjacente aos acessórios de fixação do SRB está uma estrutura de anel principal. As cargas são transferidas das conexões para a estrutura do anel principal, que então distribui as cargas tangenciais para a pele entre tanques. Dois painéis da pele entre tanques, chamados de painéis de empuxo, distribuem as cargas axiais SRB concentradas para os tanques LOX e LH ₂ e para os painéis de pele adjacentes entre tanques. Esses painéis adjacentes são compostos por seis painéis reforçados com longarinas.

O intertanque também funciona como um compartimento de proteção para abrigar a instrumentação operacional.

Tanque de hidrogênio líquido

A linha de alimentação de oxigênio líquido de 70 pés de comprimento (21 m) e 17 polegadas de diâmetro (430 mm) corre externamente ao longo do lado direito do tanque de hidrogênio líquido para cima e para dentro do intertanque. Duas linhas de repressurização de 5 polegadas (130 mm) de diâmetro correm ao lado dele. Um fornece gás hidrogênio para o tanque de hidrogênio líquido e o outro fornece gás oxigênio para o tanque de oxigênio líquido. Eles são usados para manter a pressão de expansão em cada tanque durante o lançamento.

O tanque LH ₂ é a parte inferior do ET. O tanque é construído em quatro seções cilíndricas, uma cúpula frontal e uma cúpula traseira. As seções do barril são unidas por cinco estruturas de anel principais. Esses quadros de anel recebem e distribuem cargas. A estrutura do domo ao barril dianteiro distribui as cargas aplicadas através da estrutura intertanque e também é o flange para conectar o tanque LH ₂ ao intertanque. O anel principal traseiro recebe cargas induzidas pelo orbitador dos suportes de suporte do orbitador traseiro e cargas induzidas pelo SRB dos suportes de suporte do SRB traseiro. As três estruturas de anel restantes distribuem as cargas axiais do orbitador e as cargas de suporte da linha de alimentação LOX. As cargas dos quadros são então distribuídas através dos painéis de revestimento do barril. O tanque LH ₂ tem um volume de 53.488 pés cúbicos (1.514,6 m ³ ) a 29,3 psi (202 kPa) e -423 °F (-252,8 °C) (criogênico).

Interior de um tanque de hidrogênio líquido durante a montagem na fábrica de foguetes da NASA, com seres humanos em escala

As cúpulas dianteira e traseira têm a mesma forma elipsoidal modificada. Para a cúpula frontal, as provisões de montagem são incorporadas para a válvula de ventilação LH _{2 , o encaixe da linha de pressurização LH}₂ e o encaixe de passagem elétrica. A cúpula traseira possui um encaixe de bueiro para acesso à tela da linha de alimentação LH ₂ e um encaixe de suporte para a linha de alimentação LH ₂ .

O tanque LH ₂ também possui um defletor de vórtice para reduzir o redemoinho resultante do respingo e evitar o aprisionamento de gases no LH ₂ fornecido . O defletor está localizado na saída do sifão logo acima da cúpula traseira do tanque LH _{2 .}Esta saída transmite o hidrogênio líquido do tanque através de uma linha de 17 polegadas (430 mm) para o umbilical traseiro esquerdo. A vazão da linha de alimentação de hidrogênio líquido é de 465 lb/s (12.700 kg/min) com os motores principais a 104% ou uma vazão máxima de 47.365 US gal/min (2,9883 m ³ /s).

Sistema de proteção térmica

O hardware de fixação do Orbiter, a conexão umbilical de hidrogênio líquido (esquerda) e a conexão umbilical de oxigênio líquido (direita) são visíveis na parte inferior do tanque.

O sistema de proteção térmica ET consiste principalmente em isolamento de espuma spray-on (SOFI), além de peças de espuma pré-formadas e materiais ablatores pré-moldados . O sistema também inclui o uso de isolantes térmicos fenólicos para impedir a liquefação do ar. Isoladores térmicos são necessários para anexos de tanques de hidrogênio líquido para impedir a liquefação do ar no metal exposto e reduzir o fluxo de calor para o hidrogênio líquido. Enquanto o oxigênio líquido mais quente resulta em menos requisitos térmicos, o alumínio das áreas dianteiras do tanque de oxigênio líquido requer proteção contra aeroaquecimento . Enquanto isso, o isolamento nas superfícies traseiras evita que o ar liquefeito se acumule no intertanque. O cilindro do meio do tanque de oxigênio e as linhas de propelente poderiam suportar as profundidades esperadas de acúmulo de gelo condensado da umidade, mas o orbitador não poderia suportar o dano causado pela quebra do gelo. O sistema de proteção térmica pesa 4.823 lb (2.188 kg).

O desenvolvimento do sistema de proteção térmica dos ETs foi problemático. Anomalias na aplicação de espuma eram tão frequentes que eram tratadas como variações, não como incidentes de segurança. A NASA teve dificuldade em impedir que fragmentos de espuma se soltassem durante o voo durante toda a história do programa:

STS-1 Columbia , 1981: A tripulação relata material branco passando pelas janelas durante o vôo do tanque externo do orbitador. Tamanhos estimados da tripulação de 1 ⁄ 4 polegadas (6 mm) ao tamanho de um punho. O relatório pós-pouso descreve a provável perda de espuma de localização desconhecida e 300 ladrilhos que precisam ser substituídos devido a várias causas.
STS-4 Columbia , 1982: perda de rampa PAL; 40 ladrilhos requerem substituição total.
STS-5 Columbia , 1982: Alta taxa contínua de perda de ladrilhos.
STS-7 Challenger , 1983: 50 por 30 cm (20 por 12 pol.) Perda de rampa bipé fotografada, dezenas de perdas pontuais.
STS-27 Atlantis , 1988: Uma grande perda de origem incerta, causando a perda total de um ladrilho. Centenas de pequenas perdas.
STS-32 Columbia , 1990: Perda da rampa do bipé fotografada; cinco perdas pontuais de até 70 cm de diâmetro, além de danos em ladrilhos.
STS-50 Columbia , 1992: Perda da rampa do bipé. 20 × 10 × 1 cm de dano no ladrilho.
STS-52 Columbia , 1992: Parte da rampa do bipé, jackpad perdido. 290 marcas de azulejo no total, 16 maiores que uma polegada.
STS-62 Columbia , 1994: Parte da rampa do bipé perdida.

Em 1995, o clorofluorcarbono-11 (CFC-11) começou a ser retirado de grandes áreas, espumas pulverizadas por máquina em conformidade com uma proibição da Agência de Proteção Ambiental de CFCs sob a seção 610 da Lei do Ar Limpo . Em seu lugar, um hidroclorofluorcarbono conhecido como HCFC-141b foi certificado para uso e entrou gradualmente no programa de ônibus espaciais. As espumas restantes, principalmente peças de detalhes pulverizadas à mão, continuaram a usar CFC-11 até o final do programa. Essas áreas incluem o bipé problemático e as rampas PAL, bem como alguns acessórios e interfaces. Para a rampa do bipé em particular, "o processo de aplicação de espuma naquela parte do tanque não mudou desde 1993". A "nova" espuma contendo HCFC 141b foi usada pela primeira vez na parte traseira do domo do ET-82 durante o vôo do STS-79 em 1996. O uso do HCFC 141b foi expandido para a área dos ETs, ou partes maiores do tanque, começando com ET-88, que voou no STS-86 em 1997.

Durante a decolagem do STS-107 em 16 de janeiro de 2003, um pedaço de isolamento de espuma se desprendeu de uma das rampas do bipé do tanque e atingiu a ponta da asa do ônibus espacial Columbia a algumas centenas de quilômetros por hora. Acredita-se que o impacto danificou um painel de carbono-carbono reforçado comparativamente grande na ponta da asa esquerda, que se acredita ter o tamanho de uma bola de basquete, o que permitiu que o gás superaquecido entrasse na superestrutura da asa vários dias depois, durante a recuperação. -entrada. Isso resultou na destruição do Columbia e na perda de sua tripulação. O relatório determinou que o tanque de combustível externo, ET-93, "tinha sido construído com BX-250", uma espuma de fechamento cujo agente de expansão era CFC-11 e não o mais novo HCFC 141b.

Em 2005, o problema de derramamento de espuma não havia sido totalmente resolvido; no STS-114 , câmeras adicionais montadas no tanque registraram um pedaço de espuma separado de uma de suas rampas Protuberance Air Load (PAL), projetadas para evitar o fluxo de ar instável sob as bandejas de cabos do tanque e as linhas de pressurização durante a subida. As rampas PAL consistem em camadas de espuma pulverizadas manualmente e são mais propensas a se tornar uma fonte de detritos. Aquele pedaço de espuma não impactou o orbitador.

Relatórios publicados simultaneamente com a missão STS-114 sugerem que o manuseio excessivo do ET durante a modificação e atualização pode ter contribuído para a perda de espuma na missão Return to Flight do Discovery . No entanto, três missões de ônibus espaciais ( STS-121 , STS-115 e STS-116 ) foram realizadas posteriormente, todas com níveis "aceitáveis" de perda de espuma. No entanto, no STS-118, um pedaço de espuma (e/ou gelo) com cerca de 3,9 pol. (100 mm) de diâmetro, separado de um suporte de fixação da linha de alimentação no tanque, ricocheteou em um dos suportes traseiros e atingiu a parte inferior da asa, danificando duas telhas. O dano não foi considerado perigoso.

hardware

Ônibus espacial Discovery antes do lançamento do STS-116 em dezembro de 2006. Abaixo das asas do Discovery estão os mastros da cauda, que fornecem várias conexões umbilicais ao orbitador, incluindo uma linha de oxigênio líquido através de uma e uma linha de hidrogênio líquido através de outra. Acima do tanque externo dourado está a tampa de ventilação (conhecida como " gorro ") no final do braço de ventilação de oxigênio gasoso, estendendo-se a partir da estrutura fixa de serviço. O vapor evapora do oxigênio líquido no tanque externo. O capô libera o vapor de oxigênio para longe do veículo do Ônibus Espacial.

O hardware externo, os acessórios de fixação do orbitador ET, os acessórios umbilicais e o sistema elétrico e de segurança de alcance pesam 9.100 libras (4.100 kg).

Aberturas e válvulas de alívio

Cada tanque de propelente tem uma válvula de ventilação e alívio em sua extremidade dianteira. Esta válvula de função dupla pode ser aberta pelo equipamento de suporte de solo para a função de ventilação durante o pré-lançamento e pode abrir durante o voo quando a pressão de expansão (espaço vazio) do tanque de hidrogênio líquido atinge 38 psi (260 kPa) ou a pressão de expansão do líquido tanque de oxigênio atingir 25 psi (170 kPa).

Nos primeiros voos, o tanque de oxigênio líquido continha uma válvula de ventilação propulsiva separada, operada pirotecnicamente , em sua extremidade dianteira. Na separação, a válvula de ventilação do tumble de oxigênio líquido foi aberta, fornecendo impulso para auxiliar na manobra de separação e controle mais positivo da aerodinâmica de entrada do ET. O último voo com a válvula de queda ativa foi o STS-36.

Cada uma das duas placas umbilicais do tanque externo traseiro se acopla a uma placa correspondente no orbitador. As placas ajudam a manter o alinhamento entre os umbilicais. A resistência física nas placas umbilicais é fornecida pelo aparafusamento das placas umbilicais correspondentes. Quando os GPCs do orbitador comandam a separação externa do tanque, os parafusos são cortados por dispositivos pirotécnicos.

O ET possui cinco válvulas umbilicais de propelente que fazem interface com os umbilicais do orbitador: duas para o tanque de oxigênio líquido e três para o tanque de hidrogênio líquido. Uma das válvulas umbilicais do tanque de oxigênio líquido é para oxigênio líquido, a outra para oxigênio gasoso. O umbilical do tanque de hidrogênio líquido possui duas válvulas para líquido e uma para gás. O umbilical de hidrogênio líquido de diâmetro intermediário é um umbilical de recirculação usado apenas durante a sequência de resfriamento do hidrogênio líquido durante o pré-lançamento.

Os técnicos inspecionam o GUCP após uma limpeza do STS-127 devido aos níveis elevados de hidrogênio neste conector.

À medida que o ET é preenchido, o excesso de hidrogênio gasoso é liberado através de conexões umbilicais sobre um tubo de grande diâmetro em um braço estendido da estrutura de serviço fixa. A ligação desta tubulação entre a ET e a estrutura de serviço é feita na placa portadora umbilical de terra (GUCP). Sensores também são instalados no GUCP para medir os níveis de hidrogênio. As contagens regressivas de STS-80 , STS-119 , STS-127 e STS-133 foram interrompidas e resultaram em atrasos de várias semanas nos últimos casos devido a vazamentos de hidrogênio nesta conexão. Isso requer a drenagem completa dos tanques e a remoção de todo o hidrogênio por meio da purga de gás hélio, um processo de 20 horas, antes que os técnicos possam inspecionar e reparar os problemas.

Uma tampa montada no braço oscilante na estrutura fixa de serviço cobre a ventilação do tanque de oxigênio no topo do ET durante a contagem regressiva e é retraída cerca de dois minutos antes da decolagem. A tampa desvia o vapor de oxigênio que ameaça formar grandes acumulações de gelo no ET, protegendo assim o sistema de proteção térmica do orbitador durante o lançamento.

Sensores

A localização dos sensores ECO no tanque LH ₂

Existem oito sensores de esgotamento de propelente, quatro para combustível e quatro para oxidante. Os sensores de esgotamento de combustível estão localizados na parte inferior do tanque de combustível. Os sensores do oxidador são montados no coletor da linha de alimentação de oxigênio líquido do orbitador a jusante da desconexão da linha de alimentação. Durante o impulso do RS-25, os computadores de uso geral do orbitador calculam constantemente a massa instantânea do veículo devido ao uso dos propulsores. Normalmente, o corte do motor principal é baseado em uma velocidade predeterminada; no entanto, se quaisquer dois dos sensores de combustível ou oxidante detectarem uma condição seca, os motores serão desligados.

As localizações dos sensores de oxigênio líquido permitem que a quantidade máxima de oxidante seja consumida nos motores, ao mesmo tempo em que permite tempo suficiente para desligar os motores antes que as bombas do oxidante cavitam (funcionem a seco). Além disso, 1.100 lb (500 kg) de hidrogênio líquido são carregados além do exigido pela proporção de mistura do motor de 6:1 oxidante-combustível. Isso garante que o corte dos sensores de esgotamento seja rico em combustível; desligamentos de motores ricos em oxidantes podem causar queimaduras e erosão severa dos componentes do motor, levando potencialmente à perda do veículo e da tripulação.

Leituras inexplicáveis e errôneas dos sensores de esgotamento de combustível atrasaram várias tentativas de lançamento do ônibus espacial, principalmente o STS-122 . Em 18 de dezembro de 2007, um teste de tanque determinou que a causa dos erros era uma falha em um conector de fiação, e não uma falha dos próprios sensores.

Quatro transdutores de pressão localizados na parte superior dos tanques de oxigênio líquido e hidrogênio líquido monitoram as pressões de expansão.

O ET também possui dois umbilicais elétricos que transportam energia elétrica do orbitador para o tanque e os dois SRBs e fornecem informações dos SRBs e do ET para o orbitador.

O ET tem câmeras externas montadas nos suportes presos ao ônibus espacial junto com transmissores que podem continuar a enviar dados de vídeo muito tempo depois que o ônibus espacial e o ET se separaram.

Sistema de segurança de alcance

Os tanques anteriores incorporavam um sistema de segurança de alcance para dispersar os propelentes do tanque, se necessário. Incluía uma fonte de energia da bateria , um receptor/decodificador, antenas e material bélico . Começando com o STS-79 , este sistema foi desativado e foi completamente removido para o STS-88 e todos os voos subsequentes.

Notas

Uso futuro

Em 1990, foi sugerido que o tanque externo fosse usado como habitat lunar ou como estação orbital. Essas propostas não se concretizaram.

Como base para Ares em Constelação

Com a aposentadoria do Ônibus Espacial em 2011, a NASA, com seu programa Constellation cancelado , que contava com a espaçonave Orion , também teria apresentado a estreia de dois veículos de lançamento derivados do Ônibus Espacial, o veículo de lançamento tripulado Ares I de classificação humana e o veículo de lançamento de carga pesado Ares V.

Enquanto o Ares I e o Ares V teriam utilizado um Solid Rocket Booster modificado de cinco segmentos para seu primeiro estágio, o ET teria servido como uma tecnologia de linha de base para o primeiro estágio do Ares V e o segundo estágio do Ares I; como comparação, o segundo estágio do Ares I teria armazenado aproximadamente 26.000 galões americanos (98.000 L) de LOX, contra o ET contendo 146.000 galões americanos (550.000 L), mais de 5 vezes essa quantidade.

O primeiro estágio do Ares V, que teria sido equipado com cinco motores de foguete RS-68 (o mesmo motor usado no foguete Delta IV ), teria 33 pés (10 m) de diâmetro, tão largo quanto o S-IC e S -II no foguete Saturno V. Teria utilizado a mesma configuração ET interna (tanques LH ₂ e LOX separados separados por uma estrutura entre tanques), mas teria sido configurado para aceitar diretamente enchimento e drenagem de LH ₂ e LOX, juntamente com ventilação LOX em um braço retrátil como o usado no Shuttle para LH ₂ .

Comparação do Saturn V , Space Shuttle , Ares I , Ares IV e Ares V

O segundo estágio do Ares I, por outro lado, teria usado apenas a espuma de isolamento spray atualmente usada no ET atual. Originalmente configurado como o Ares V e o Shuttle ET, a NASA, ao concluir sua revisão de projeto em 2006, decidiu, para economizar peso e custos, reconfigurar a estrutura interna do segundo estágio usando um LH ₂ /LOX combinado tanque com os propulsores separados por um anteparo comum, configuração utilizada com sucesso nos estágios S-II e S-IVB do foguete Saturno V. Ao contrário do Ares V, que teria usado a mesma configuração de preenchimento/drenagem/ventilação usada no ônibus espacial, o sistema Ares I teria utilizado um sistema tradicional de preenchimento/drenagem/ventilação usado nos foguetes Saturno IB e Saturno V, mas com rápida - braços retráteis devido ao "salto do sapo" aceleram o Ares que eu esperaria na ignição do SRB.

Como originalmente previsto, tanto o Ares I quanto o Ares V teriam usado uma versão modificada "descartável" do motor RS-25 , mas no devido tempo, devido à necessidade de manter os custos de P&D baixos e manter um cronograma definido pela NASA Administração Michael D. Griffin para lançar o Ares e o Orion em 2011, a NASA decidiu (após a revisão de 2006) mudar para o motor RS-68 mais barato para o Ares V e para um motor J-2 aprimorado para o Ares I. Por causa de Após a mudança para o menos eficiente RS-68, o Ares V foi ampliado de 28,6 para 33 pés (8,72 para 10,06 m) para acomodar os propulsores extras, enquanto o Ares I foi reconfigurado para incorporar um quinto segmento de foguete sólido com o J- Estágio superior 2X, pois o novo motor tem menos empuxo que o RS-25 original. Por causa da compensação, a NASA economizaria cerca de US $ 35 milhões usando motores RS-68 simplificados e de maior empuxo (reconfigurados para disparar e funcionar como o SSME), ao mesmo tempo em que eliminaria os testes dispendiosos necessários para um voo aéreo. -RS-25 inicializável para o Ares I.

Proposta para DIRECT

O projeto DIRECT , um veículo alternativo derivado do ônibus espacial proposto, teria usado um tanque externo modificado de diâmetro padrão com três motores RS-25, com dois SRBM padrão, como um veículo de lançamento da tripulação. O mesmo veículo, com um RS-25 extra e um estágio superior EDS, teria servido como veículo de lançamento de carga. Ele foi planejado para economizar US$ 16 bilhões, eliminar a perda de empregos na NASA e reduzir a lacuna de voos espaciais tripulados pós-ônibus de mais cinco anos para dois ou menos.

Estágio central do Sistema de Lançamento Espacial

O Sistema de Lançamento Espacial (SLS) é um veículo de lançamento superpesado descartável dos EUA , que voou pela primeira vez no Artemis 1 em novembro de 2022.

O estágio central do foguete tem 8,4 metros (28 pés) de diâmetro e monta um Sistema de Propulsão Principal (MPS) incorporando quatro motores RS-25 . O estágio principal é estruturalmente semelhante ao tanque externo do Ônibus Espacial, e os voos iniciais usarão motores RS-25D modificados que sobraram do programa do Ônibus Espacial. Os voos posteriores mudarão para uma versão mais barata do motor, não destinada a reutilização.

Hardware não voado

O MPTA-ET inclui suportes estruturais internos adicionais para suportar o peso do ônibus espacial Pathfinder no US Space & Rocket Center .

O MPTA-ET está em exibição com o Space Shuttle Pathfinder no US Space & Rocket Center em Huntsville, Alabama .

O ET-94 (versão mais antiga LWT) está em Los Angeles e em 2019 será exibido com o Ônibus Espacial Endeavour no California Science Center quando o Samuel Oschin Air and Space Center abrir.

Três outros tanques externos estavam em preparação quando a fabricação parou. ET-139 está em estágio avançado de fabricação; ET-140 e ET-141 estão em estágios iniciais de fabricação.

Veja também

Sistema de Lançamento Espacial (um veículo de lançamento superpesado em construção)
DIRECT (um sistema de lançamento pesado proposto)
MPTA-ET (teste de tanque externo para STS)
Lista de reentrada de detritos espaciais
Lista das naves espaciais mais pesadas

Referências

Leitura adicional

"External Tank Thermal Protection System" NASA Facts Return to Flight Focus Area , National Aeronautics and Space Administration, Marshall Space Flight Center, Huntsville, Alabama (Pub 8-40392, FS2005-4-10-MSFC, abril de 2005)
Administração Nacional Aeronáutica e Espacial. Resumos dos sistemas de reforço . Básico, Rev F, PCN 1. 27 de abril de 2005.
Administração Nacional Aeronáutica e Espacial. Critérios de projeto de sistemas de transporte. Volume I: Caderno de Dados de Avaliação de Desempenho do Ônibus Espacial . NSTS 08209, Volume I, Revisão B. 16 de março de 1999.

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