Из Википедии, бесплатной энциклопедии
Перейти к навигации Перейти к поиску
«Внешний топливный бак» перенаправляется сюда. Информацию о расходных баках, перевозимых самолетами, см. В разделе « Сбрасываемый бак» .
Внешний бак космического челнока
Внешний бак №124.jpg
Внешний бак №124 опускается в высокий отсек №1 ММК, где он будет стыковаться с твердотопливными ракетными ускорителями для задания СТС-117 .
Производитель Сборочный цех НАСА Мишуд
Страна происхожденияСоединенные Штаты
Используется наКосмический шатл
Общие характеристики
Высота46,9 м (153,8 футов)
Диаметр8,4 м (27,6 футов)
Масса брутто760,000 кг (1,680,000 фунтов)
Спейс Шаттл ET
Двигатели3 РС-25 установлены на орбитальном аппарате
Толкать1 254 000 фунтов силы (5 580 кН) [1]
Время горения510 с
ТопливоLH 2 / LOX
Инопланетянин с STS-115 после отделения от орбитального корабля. Подгоревшая метка возле передней части бака - от двигателей сепарации SRB.

Шаттл внешний бак ( ET ) был компонентом Space Shuttle ракеты - носителя , который содержал жидкий водород топлива и жидкого кислорода окислителя . Во время старта и подъема он под давлением подавал топливо и окислитель к трем основным двигателям РС-25 на орбитальном корабле . Инопланетянин был сброшен через 10 секунд после выключения главного двигателя (MECO) и снова вошел в атмосферу Земли. В отличие от твердотопливных ракетных ускорителей , внешние баки повторно не использовались. Они распались перед столкновением в Индийском океане (или Тихом океане).в случае траекторий пуска с прямым выводом), вдали от морских путей и не восстанавливались. [2]

Обзор [ править ]

Со времен СТС-3 он оставался неокрашенным.

Инопланетянин был самым большим элементом космического челнока, а в загруженном состоянии он был также самым тяжелым. Он состоял из трех основных компонентов:

  • передний баллон с жидким кислородом (LOX)
  • негерметичный промежуточный бак, содержащий большинство электрических компонентов
  • кормовой бак с жидким водородом (LH 2 ); это была самая большая часть, но она была относительно легкой из-за очень низкой плотности жидкого водорода.

Инопланетянин был "хребтом" шаттла во время запуска, обеспечивая структурную поддержку для соединения с твердотопливными ракетными ускорителями (SRB) и орбитальным кораблем Space Shuttle . Танк был соединен с каждым SRB в одной передней точке крепления (с помощью поперечины через межбаковый бак) и одной задней скобе, и он был соединен с орбитальным кораблем одной передней сошкой крепления и двумя задними сошками. В кормовой зоне крепления были также шлангокабели, по которым передавались жидкости , газы , электрические сигналы и электроэнергия между танком и орбитальным кораблем. Электрические сигналы и средства управления между орбитальным аппаратом и двумя твердотопливными ракетными ускорителями также проходили через эти шлангокабели.

Хотя внешние резервуары всегда выбрасывались, их можно было повторно использовать на орбите. [3] Планы по повторному использованию варьировались от включения в космическую станцию ​​в качестве дополнительного жилого или исследовательского пространства, в качестве топливных баков ракет для межпланетных миссий (например, на Марс) до сырья для орбитальных заводов. [3]

Другая концепция заключалась в использовании ET в качестве грузовика для крупногабаритных грузов. [4] Одно из предложений заключалось в том, чтобы главное зеркало телескопа с 7-метровой апертурой несло вместе с резервуаром. [4] Другой концепцией был кормовой грузовой перевозчик (ACC). [5]

Версии [ править ]

На протяжении многих лет НАСА работало над уменьшением веса инопланетянина для повышения общей эффективности. На каждый фунт уменьшения веса (0,45 кг) грузоподъемность космического корабля-шаттла увеличивалась почти на фунт. [6]

Стандартный весовой танк [ править ]

Оригинальный ET неофициально известен как Standard Weight Tank (SWT) и был изготовлен из высокопрочного алюминиево-медного сплава 2219, используемого во многих аэрокосмических приложениях. Первые два, которые использовались для STS-1 и STS-2 , были окрашены в белый цвет, чтобы защитить танки от ультрафиолета в течение длительного времени, которое шаттл проводит на стартовой площадке перед запуском. [7] Поскольку это не оказалось проблемой, Lockheed Martin (в то время Martin Marietta) снизила вес, оставив неокрашенную напыляемую изоляцию цвета ржавчины, начиная с STS-3 , что позволило сэкономить примерно 272  кг (600  фунтов). ). [8]

После STS-4 несколько сотен фунтов были устранены путем удаления линии антигейзера. Эта линия проходила параллельно с линией подачи кислорода, обеспечивая путь циркуляции жидкого кислорода. Это снижает накопление газообразного кислорода в линии подачи во время предстартовой заправки (загрузка LOX). После оценки данных о загрузке топлива из наземных испытаний и первых нескольких полетов космических шаттлов линия защиты от гейзеров была удалена для последующих миссий. Общая длина и диаметр ЭП остаются неизменными. Последний SWT, пилотируемый на STS-7 , весил около 77 000 фунтов (35 000 кг) в инертном состоянии.

Легкий танк [ править ]

Шаттл внешний бак на своем пути к сборкам летательных аппаратов

Начиная с миссии STS-6 , был представлен легкий ET (LWT). Этот танк использовался для большинства полетов шаттлов, а в последний раз его использовали во время злополучной катастрофы космического корабля " Колумбия" ( STS-107 ). Хотя резервуары немного различаются по весу, каждый из них весил около 66 000 фунтов (30 000 кг) в инертном состоянии.

Снижение веса от SWT было достигнуто за счет устранения частей стрингеров (структурные ребра жесткости, проходящие по длине водородного бака), использования меньшего количества колец жесткости и модификации основных рам в водородном баке. Кроме того, значительная часть танка была фрезерована по- другому, чтобы уменьшить толщину, а вес задних креплений твердотопливного ракетного ускорителя ET был уменьшен за счет использования более прочного, но более легкого и менее дорогого титанового сплава.

Сверхлегкий танк [ править ]

Сверхлегкий танк (SLWT) впервые был запущен в 1998 году на STS-91 и использовался для всех последующих миссий за двумя исключениями ( STS-99 и STS-107 ). [9] SLWT имел в основном ту же конструкцию, что и LWT, за исключением того, что в нем использовался алюминиево-литиевый сплав ( Al 2195 ) для большей части конструкции резервуара. Этот сплав обеспечил значительное снижение веса резервуара (около 7000 фунтов или 3175 кг) по сравнению с LWT. Производство также включало сварку трением с перемешиваниемтехнологии. Хотя все инопланетяне, выпущенные после внедрения SLWT, имели эту конфигурацию, один LWT оставался в инвентаре, который можно было использовать по запросу до конца эры шаттлов. SLWT обеспечил 50% прироста характеристик, необходимого для полета шаттла на Международную космическую станцию . [10] Уменьшение веса позволило орбитальному аппарату доставлять больше полезной нагрузки на сильно наклоненную орбиту МКС .

Pegasus баржа [ править ] проведения ET-119 буксируют в порт Канаверал.

Технические характеристики [ править ]

Технические характеристики SLWT [9]

  • Длина: 153,8 футов (46,9 м)
  • Диаметр: 27,6 футов (8,4 м)
  • Пустой вес: 58500 фунтов (26500 кг)
  • Полная взлетная масса: 1 680 000 фунтов (760 000 кг)

LOX танк

  • Длина: 54,6 футов (16,6 м)
  • Диаметр: 27,6 футов (8,4 м)
  • Объем (при 22 фунтах на квадратный дюйм ): 19 541,66  куб. Футов (146 181,8 галлона  США ; 553 358  л )
  • Масса LOX (при 22 фунтах на кв. Дюйм): 1387457 фунтов (629340 кг)
  • Рабочее давление: 34,7–36,7 фунтов на кв. Дюйм (239–253 кПа) (абсолютное)

Межбаковый

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

Бак LH 2

  • Длина: 97,0 футов (29,6 м)
  • Диаметр: 27,6 футов (8,4 м)
  • Объем (при 29,3 фунта на кв. Дюйм): 52 881,61 куб. Футов (395 581,9 галлона США; 1 497 440 л)
  • Масса LH 2 (при 29,3 фунта на кв. Дюйм): 234 265 фунтов (106 261 кг)
  • Рабочее давление: 32–34 фунтов на кв. Дюйм (220–230 кПа) (абсолютное)
  • Рабочая температура: -423 ° F (-253 ° C) [10]

Подрядчик [ править ]

Подрядчиком внешнего резервуара была компания Lockheed Martin (ранее Martin Marietta ), Новый Орлеан, Луизиана. Танк был изготовлен на Мишу сборочное , Новый Орлеан , и был доставлен в Космический центр Кеннеди на барже .

Компоненты [ править ]

ET имеет три основных конструкции: бак LOX, промежуточный бак и бак LH 2 . Оба резервуара изготовлены из обшивки из алюминиевого сплава с опорными или стабилизирующими каркасами по мере необходимости. В межбаковой алюминиевой конструкции используются обшивки со стабилизирующими шпангоутами. Основными алюминиевыми материалами, используемыми для всех трех конструкций, являются сплавы 2195 и 2090. AL 2195 - это сплав Al-Li, разработанный Lockheed Martin и Reynolds для хранения криогенных материалов (и используемый для SLW версии ET - в более ранних версиях использовался Al 2219 [11] ). Al 2090 - это коммерчески доступный сплав Al-Li.

Анатомия внешнего резервуара

Баллон с жидким кислородом [ править ]

Бак LOX расположен в верхней части [a] ET и имеет оживленную форму для уменьшения аэродинамического сопротивления и аэротермодинамического нагрева. Носовая часть оживляющего аппарата закрывается съемной плоской накладкой и носовым обтекателем . Носовой обтекатель состоит из съемного конического узла, который служит аэродинамическим обтекателем для компонентов силовой установки и электрической системы. Самый передний элемент носового конуса функционирует как литой алюминиевый молниеотвод. Объем резервуара LOX составляет 19 744 куб. Футов (559,1 м 3 ) при давлении 22 фунта на кв. Дюйм (150 кПа) и температуре -297 ° F (90,4 K; -182,8 ° C) ( криогенный режим ).

Резервуар подается в питающую линию диаметром 17 дюймов (430 мм), которая передает жидкий кислород через промежуточный бак, а затем за пределы ET в задний правый шлангокабель отключения ET / орбитального аппарата. Подающая линия диаметром 17 дюймов (430 мм) позволяет жидкому кислороду течь со скоростью примерно 2787 фунтов / с (75 800 кг / мин) при работе RS-25 на 104% или обеспечивает максимальный поток 17 592 галлонов США / мин (1,1099 м 3). 3 / с).

Все нагрузки, за исключением аэродинамических нагрузок, передаются от бака LOX на болтовом соединении с фланцевым соединением с промежуточным баком.

Бак LOX также включает в себя внутреннюю перегородку и вихревую перегородку для смягчения выплескивания жидкости. Вихревая перегородка устанавливается над выходным отверстием для подачи LOX для уменьшения завихрения жидкости, возникающей из-за выплескивания, и предотвращения захвата газов в подаваемом LOX.

Intertank [ править ]

Промежуточный бак является структурным соединением ET между баками LOX и LH 2 . Его основные функции - принимать и распределять все осевые нагрузки от SRB и передавать нагрузки между резервуарами.

Два передних крепления SRB расположены на межбаковой конструкции на 180 ° друг от друга. Балка проходит поперек межбаковой конструкции и механически крепится к крепежной арматуре. Когда SRB стреляют, балка изгибается из-за высоких нагрузок. Эти нагрузки будут переданы на арматуру.

К крепежным деталям SRB примыкает большая кольцевая рамка. Нагрузки передаются от арматуры на основную кольцевую раму, которая затем распределяет тангенциальные нагрузки на межбаквальную обшивку. Две панели межбаквальной обшивки, называемые упорными панелями, распределяют концентрированные осевые осевые нагрузки SRB на резервуары LOX и LH 2 и на соседние межбаковые панели обшивки. Эти смежные панели состоят из шести панелей, усиленных стрингерами.

Промежуточный бак также функционирует как защитный отсек для размещения оперативного оборудования.

Резервуар с жидким водородом [ править ]

Линия подачи жидкого кислорода длиной 70 футов (21 м) и диаметром 17 дюймов (430 мм) проходит снаружи вдоль правой стороны бака с жидким водородом вверх и внутрь промежуточного бака. Рядом проходят две линии повышения давления диаметром 5 дюймов (130 мм). Один подает газообразный водород в резервуар с жидким водородом, а другой подает газообразный кислород в резервуар с жидким кислородом. Они используются для поддержания незаполненного давления в каждом резервуаре во время запуска.

Бак LH 2 - это нижняя [а] часть ET. Танк состоит из четырех цилиндрических ствольных секций, носового купола и кормового купола. Секции ствола соединены между собой пятью основными кольцевыми шпангоутами. Эти кольцевые рамы принимают и распределяют нагрузки. Передняя рама от купола к стволу распределяет нагрузки, прикладываемые к межбаковой конструкции, а также является фланцем для крепления бака LH 2 к межбаковому резервуару. Основное заднее кольцо принимает нагрузки, вызванные орбитальным аппаратом, от задних опорных стоек орбитального аппарата и нагрузки, вызванные SRB, от задних опорных стоек SRB. Остальные три кольцевые рамы распределяют тяговые нагрузки орбитального аппарата и опорные нагрузки LOX-фидера. Затем нагрузки от рам распределяются через панели обшивки ствола. LH 2Резервуар имеет объем 53 488 кубических футов (1514,6 м 3 ) при давлении 29,3 фунта на кв. дюйм (202 кПа) и температуре −423 ° F (−252,8 ° C) (криогенный режим).

Интерьер бака с жидким водородом во время сборки на ракетном заводе НАСА, люди для масштаба

Носовой и кормовой купола имеют одинаковую измененную эллипсоидальную форму. Для прямого купола, монтажные положения , включены для LH 2 выпускного клапана, на LH 2 накачивания линии фитинг, и электрический проходной штуцер. Кормовой купол имеет штуцер люка для доступа к сетке питающего трубопровода LH 2 и опорный штуцер для питающего трубопровода LH 2 .

Резервуар для LH 2 также имеет вихревую перегородку для уменьшения завихрения, возникающего из-за выплескивания, и предотвращения захвата газов подаваемым LH 2 . Перегородка расположена на выходе из сифона прямо над кормовым куполом резервуара LH 2 . Через этот выпускной патрубок жидкий водород из бака по трубопроводу 17 дюймов (430 мм) подается в левый кормовой шлангокабель. Скорость потока в линии подачи жидкого водорода составляет 465 фунтов / с (12700 кг / мин) с основными двигателями при 104% или максимальном расходе 47 365 галлонов США / мин (2,9883 м 3 / с).

Система тепловой защиты [ править ]

Крепежное оборудование орбитального аппарата, шлангокабель для жидкого водорода (слева) и шлангокабель для жидкого кислорода (справа) видны в нижней части резервуара.

Система тепловой защиты ЕТ состоит главным образом из распылительных на пенной изоляции (СОФИ), а также предварительно сформированных куски пены и premolded абл ционного материала. Система также включает в себя использование фенольных тепловых изоляторов , чтобы исключить воздух сжижение. Термоизоляторы требуются для приставок к резервуару с жидким водородом, чтобы предотвратить сжижение воздуха на открытом металле и уменьшить тепловой поток в жидкий водород. В то время как более теплый жидкий кислород приводит к меньшим тепловым требованиям, алюминий передней части резервуара с жидким кислородом требует защиты от перегрева.. Между тем, изоляция на кормовых поверхностях предотвращает скопление сжиженного воздуха в межбаковом резервуаре. Средний баллон кислородного баллона и топливопроводы могли выдержать ожидаемую глубину скопления инея, сконденсированного из-за влажности, но орбитальный аппарат не мог получить повреждения от разрушения льда. Система тепловой защиты весит 4 823 фунта (2 188 кг).

Разработка системы тепловой защиты ЭТ была проблематичной. Аномалии при нанесении пены были настолько частыми, что их рассматривали как отклонения, а не нарушения безопасности. НАСА испытывало трудности с предотвращением отделения фрагментов пены во время полета за всю историю программы:

  • STS-1 Columbia , 1981: экипаж сообщает, что белый материал течет мимо окон во время полета орбитального корабля с внешним резервуаром. Экипаж оценивается размерами от 1 / 4 дюйма (6,4 мм) до размера кулака. Отчет после посадки описывает вероятную потерю пены в неизвестном месте и 300 плиток, нуждающихся в полной замене по разным причинам.
  • STS-4 Columbia , 1982: потеря рампы PAL; 40 плиток требуют немедленной замены.
  • STS-5 Columbia , 1982: Постоянно высокий уровень потери плитки.
  • STS-7 Challenger , 1983: сфотографированы потери на рампе сошек размером 50 на 30 см (20 на 12 дюймов), десятки точечных потерь. [12]
  • STS-27 Atlantis , 1988: Одна большая потеря неизвестного происхождения, вызвавшая полную потерю плитки. Сотни мелких потерь.
  • STS-32 Columbia , 1990: сфотографировано потеря аппарели сошек; пять точечных потерь диаметром до 70 см плюс повреждения плитки. [13]
  • STS-50 Columbia , 1992: потеря рампы сошек. Повреждения плитки 20 × 10 × 1 см. [13]
  • STS-52 Columbia , 1992: Часть рампы сошек, опорная площадка потеряна. Всего 290 плиток, 16 больше дюйма.
  • STS-62 Columbia , 1994: Утрачена часть рампы сошек.

В 1995 году хлорфторуглерод-11 (CFC-11) начал исключаться из пеноматериалов, наносимых машинным напылением на большие площади, в соответствии с запретом Агентства по охране окружающей среды на ХФУ в соответствии с разделом 610 Закона о чистом воздухе . Вместо этого гидрохлорфторуглерод, известный как ГХФУ-141b, был сертифицирован для использования и был включен в программу шаттлов. Оставшиеся пены, особенно детали, напыленные вручную, продолжали использовать CFC-11 до конца программы. К этим областям относятся проблемные сошки и пандусы PAL, а также некоторые детали и интерфейсы. В частности, что касается аппарели сошек, «процесс нанесения пены на эту часть бака не изменился с 1993 года». [14] «Новая» пена, содержащая ГХФУ 141b, была впервые использована на задней части купола ET-82 во время полета STS-79 в 1996 году. Использование HCFC 141b было распространено на зону ET или большие части резервуара, начиная с ЕТ-88, который летал на STS-86 в 1997 году.

Во время взлета STS-107 16 января 2003 года кусок пенопласта оторвался от одной из аппарелей сошки танка и ударился о переднюю кромку крыла космического корабля " Колумбия " со скоростью несколько сотен миль в час. Предполагается, что удар повредил одну сравнительно большую армированную углерод-углеродную панель на передней кромке левого крыла, которая, как полагают, была размером с баскетбольный мяч, что затем позволило перегретому газу проникнуть в надстройку крыла через несколько дней во время ремонта. -Вход. Это привело к разрушению Колумбии и потере экипажа. В отчете определено, что внешний топливный бак, ЕТ-93, «был сконструирован из BX-250», закрывающей пены, вспенивающей агентом которой был CFC-11, а не более новый HCFC 141b.[15]

В 2005 году проблема образования пенопласта не была решена полностью; На STS-114 дополнительные камеры, установленные на резервуаре, зафиксировали кусок пены, отделившийся от одной из аппарелей для выпуклой воздушной нагрузки (PAL), которые предназначены для предотвращения неустойчивого потока воздуха под кабельными лотками и линиями нагнетания резервуара во время всплытия. Пандусы PAL состоят из слоев пены, напыленных вручную, и с большей вероятностью могут стать источником мусора. Этот кусок пены не попал в орбитальный аппарат.

Отчеты, опубликованные одновременно с миссией STS-114, предполагают, что чрезмерное обращение с ET во время модификации и обновления, возможно, способствовало потере пены во время миссии Discovery « Возвращение в полет». Однако с тех пор было выполнено три полета шаттла ( STS-121 , STS-115 и STS-116 ), все с «приемлемыми» уровнями потерь пены. Однако на STS-118 кусок пены (и / или льда) диаметром около 3,9 дюйма (100 мм), отделенный от кронштейна крепления питающей линии на баке, рикошетом отскочил от одной из кормовых стоек и ударился о нижнюю часть крыла, повредить две плитки. Ущерб не был признан опасным.

Оборудование [ править ]

Space Shuttle Discovery перед запуском STS-116 в декабре 2006 года. Подкрыльями Discovery находятся хвостовые мачты, которые обеспечивают несколько шлангокабелей с орбитальным аппаратом, включая линию жидкого кислорода через одну и линию жидкого водорода через другую. Над золотым внешним резервуаром виден вентиляционный колпак (известный как « шапочка ») на конце вентиляционного рукава для газообразного кислорода, выходящий из стационарной служебной конструкции. Пар испаряет жидкий кислород во внешнем резервуаре. Капот отводит пары кислорода от космического корабля "Шаттл".

Внешнее оборудование, фитинги для крепления ET-орбитального аппарата, шлангокабели, электрическая система и система безопасности дальности действия весят 9 100 фунтов (4 100 кг).

Вентиляционные и предохранительные клапаны [ править ]

Каждый топливный бак имеет выпускной и предохранительный клапан на переднем конце. Этот двухфункциональный клапан может открываться наземным вспомогательным оборудованием для вентиляции во время предстартовой подготовки и может открываться во время полета, когда давление незаполненного объема (пустого пространства) в баке с жидким водородом достигает 38 фунтов на квадратный дюйм (260 кПа) или давления незаполненного объема жидкости. кислородный баллон достигает 25 фунтов на квадратный дюйм (170 кПа).

На ранних этапах полетов баллон с жидким кислородом содержал отдельный пропульсивный выпускной клапан с пиротехническим управлением на его переднем конце. При разделении открывался переключающий вентиляционный клапан жидкого кислорода, давая импульс для помощи в маневре разделения и более точного управления аэродинамикой входа ET. Последним полетом с включенным переключающим клапаном был STS-36.

Каждая из двух кормовых пластин шлангокабеля внешнего бака сопрягается с соответствующей пластиной на орбитальном аппарате. Пластины помогают поддерживать выравнивание шлангокабелей. Физическая прочность шлангокабелей обеспечивается соединением болтами соответствующих шлангокабелей. Когда GPC орбитального корабля дают команду на отделение внешнего резервуара, пиротехнические устройства разрывают болты.

ET имеет пять шлангокабелей для пропеллента, которые соединяются с шлангокабелями орбитального аппарата: два для бака с жидким кислородом и три для бака с жидким водородом. Один из шланговых клапанов баллона с жидким кислородом предназначен для жидкого кислорода, а другой - для газообразного кислорода. Шланг бака с жидким водородом имеет два клапана для жидкости и один для газа. Шлангопровод жидкого водорода промежуточного диаметра представляет собой шлангокабель рециркуляции, который используется только во время цикла охлаждения жидким водородом во время предпускового запуска.

Техники осматривают GUCP после очистки от STS-127 из-за повышенного уровня водорода в этом разъеме.

По мере заполнения ET избыточный газообразный водород отводится через шлангокабели по трубе большого диаметра на рукаве, выходящем из стационарной служебной конструкции. Соединение для этой трубы между ET и сервисной структурой производятся на первом пупочной несущей пластине (GUCP). Датчики также установлены на GUCP для измерения уровня водорода. Обратный отсчет STS-80 , STS-119 , STS-127 и STS-133 был остановлен, что привело к задержкам на несколько недель в более поздних случаях из-за утечки водорода в этом соединении. Для этого требуется полностью опорожнить резервуары и удалить весь водород с помощью продувки газообразным гелием, что занимает 20 часов, прежде чем технические специалисты смогут проверить и устранить проблемы. [16]

Колпачок, установленный на поворотном рычаге на неподвижной сервисной конструкции, закрывает вентиляционное отверстие кислородного баллона наверху ET во время обратного отсчета и убирается примерно за две минуты до взлета. Колпачок откачивает пары кислорода, которые угрожают образовывать большие скопления льда на ET, тем самым защищая систему тепловой защиты орбитального корабля во время запуска.

Датчики [ править ]

Расположение датчиков ECO в баке LH 2

Есть восемь датчиков истощения пороха, по четыре для топлива и окислителя. Датчики истощения топлива расположены в нижней части топливного бака. Датчики окислителя установлены в коллекторе линии подачи жидкого кислорода орбитального аппарата после разъединителя линии подачи. Во время тяги РС-25 универсальные компьютеры орбитального аппарата постоянно вычисляют мгновенную массу корабля за счет использования топлива. Обычно отключение главного двигателя основано на заданной скорости; однако, если какие-либо два датчика топлива или окислителя обнаруживают сухое состояние, двигатели будут остановлены.

Расположение датчиков жидкого кислорода позволяет максимально использовать окислитель в двигателях, обеспечивая при этом достаточное время для остановки двигателей до того, как насосы окислителя начнут кавитацию (работу всухую). Кроме того, 1100 фунтов (500 кг) жидкого водорода загружены сверх того, что требуется по соотношению смеси окислитель-топливо 6: 1. Это гарантирует, что отключение от датчиков истощения богатого топлива; Выключение двигателя с высоким содержанием окислителя может вызвать возгорание и серьезную эрозию компонентов двигателя, что может привести к потере транспортного средства и экипажа.

Необъяснимые, ошибочные показания датчиков истощения топлива задержали несколько попыток запуска шаттла, в первую очередь STS-122 . 18 декабря 2007 года тест на герметичность установил, что причиной ошибок является неисправность в разъеме проводки, а не неисправность самих датчиков. [17]

Четыре датчика давления, расположенные в верхней части резервуаров с жидким кислородом и жидким водородом, контролируют незаполненное давление.

У ET также есть два электрических шлангокабеля, которые передают электроэнергию от орбитального аппарата к танку, и два SRB и передают информацию от SRB и ET к орбитальному аппарату.

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

Система безопасности стрельбища [ править ]

Раньше танки включали систему безопасности дальности для рассеивания топлива танка в случае необходимости. В его состав входили аккумуляторный источник питания, приемник-декодер, антенны и боеприпасы . Начиная с STS-79 эта система была отключена и полностью удалена для STS-88 и всех последующих полетов.

Заметки [ править ]

  1. ^ a b Официально они называются «вперед / назад», поскольку положения на шаттле обозначаются по отношению к орбитальному аппарату в горизонтальном / планирующем полете, но при вертикальной установке на стартовой платформе он рассматривается как «верхний». /Нижний."

Будущее использование [ править ]

В 1990 г. было предложено использовать внешний резервуар в качестве лунной среды обитания [18] или орбитальной станции. [19] Эти предложения не были реализованы.

Как основа для Ареса в Созвездии [ править ]

После вывода на пенсию космического корабля "Шаттл" в 2011 году [20] НАСА с его отмененной программой "Созвездие" , в которой был показан космический корабль Орион , также представило бы дебют двух ракет-носителей, созданных на основе " Шаттла", - запуск экипажа Ареса I. ракета-носитель и тяжелая ракета-носитель " Арес V" .

В то время как и Ares I, и Ares V использовали бы модифицированный пятисегментный твердотопливный ракетный ускоритель для своей первой ступени, ET послужил бы базовой технологией для первой ступени Ares V и второй ступени Ares I. для сравнения, вторая ступень Ares I вмещала бы приблизительно 26 000 галлонов США (98 000 л) LOX, по сравнению с ET, содержащим 146 000 галлонов США (550 000 л), что более чем в 5 раз больше. [ необходима цитата ]

Первая ступень Ares V, которая была бы оснащена пятью ракетными двигателями RS-68 (тот же двигатель, что и на ракете Delta IV ), имела бы диаметр 33 фута (10 м) и ширину S-IC и S. -II ступени на ракете Сатурн V. Он мог бы использовать ту же внутреннюю конфигурацию ET (отдельные баки LH 2 и LOX, разделенные межбаковой структурой), но был бы сконфигурирован для прямого приема наполнения и слива LH 2 и LOX, а также вентиляции LOX на выдвижном рычаге, подобном используемому. на шаттле для LH 2 .

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

На второй ступени Ares I, с другой стороны, использовалась бы только напыляемая изоляционная пена, которая в настоящее время используется на нынешних ET. Первоначально сконфигурированный как Ares V и Shuttle ET, НАСА после завершения обзора конструкции в 2006 году решило, в целях экономии веса и затрат, перенастроить внутреннюю структуру второй ступени с помощью комбинированного LH 2 / LOX. бак с топливом, разделенным общей переборкой, такая конфигурация успешно использовалась на S-II и S-IVBступени ракеты Сатурн V. В отличие от Ares V, который использовал бы ту же конфигурацию заполнения / слива / вентиляции, что и на Shuttle, в системе Ares I использовалась бы традиционная система заполнения / слива / вентиляции, используемая на ракетах Saturn IB и Saturn V, но с быстрым -втягивание рычагов из-за "прыжковой лягушки" скорости, которую я ожидал от Ареса при зажигании SRB. [ необходима цитата ]

Как первоначально предполагалось, и Ares I, и Ares V использовали бы модифицированную версию двигателя RS-25 , которую можно выбросить , но со временем из-за необходимости снизить затраты на НИОКР и придерживаться графика, установленного НАСА. Администрация Майкла Д. Гриффина для запуска Ares и Orion к 2011 году, НАСА решило (после обзора 2006 года) перейти на более дешевый двигатель RS-68 для Ares V и на более мощный J-2.двигатель для Ares I. Из-за перехода на менее эффективный RS-68, Ares V был расширен с 28,6 до 33 футов (8,72 до 10,06 м) для размещения дополнительных ракетных двигателей, в то время как Ares I был перенастроен, чтобы включить пятый сегмент твердотопливных ракет с разгонным блоком J-2X, так как новый двигатель имеет меньшую тягу, чем оригинальный RS-25. Из-за компромиссом, НАСА позволит сэкономить , по оценкам , USD $ 35 млн с помощью упрощенной, более высокие тяговые RS-68 двигателей (перенастроить огня и выполнять как SSME), в то же время, устранить дорогостоящие испытания , необходимые для воздуха -стартер РС-25 для Ares I.

Предлагается для ПРЯМОГО [ править ]

В проекте DIRECT , предлагаемой альтернативной ракеты-носителя на основе шаттла, в качестве ракеты-носителя для экипажа использовался внешний бак измененного стандартного диаметра с тремя двигателями RS-25 и двумя стандартными SRBM. Та же машина, с одним дополнительным РС-25 и разгонным блоком EDS, могла бы служить грузовой ракетой-носителем. Планировалось сэкономить 16 миллиардов долларов, устранить потерю рабочих мест в НАСА и сократить разрыв в пилотируемых космических полетах после шаттла с пяти с лишним лет до двух или меньше. [ необходима цитата ]

Ядро системы космического запуска [ править ]

System Space Launch (SLS) является американской супер большой грузоподъемности запуск расходный автомобиль , который находится в стадии строительства для Артемиды 1 в 2020.

Основная ступень ракеты имеет диаметр 8,4 метра (28 футов) и на ней установлена ​​главная силовая установка (MPS), включающая четыре двигателя RS-25 . [21] [22] Основная ступень конструктивно похожа на внешний бак космического корабля "Шаттл" [23] [24], а в начальных полетах будут использоваться модифицированные двигатели RS-25D, оставшиеся от программы "Спейс шаттл". [25] В более поздних полетах будет использоваться более дешевая версия двигателя, не предназначенная для повторного использования. [26]

Неработающее оборудование [ править ]

MPTA-ET включает в себя дополнительные внутренние структурные опоры [27] для удержания веса космического челнока Pathfinder в ракетно-космическом центре США .

MPTA-ET демонстрируется вместе с космическим шаттлом Pathfinder в Космическом и ракетном центре США в Хантсвилле, штат Алабама .

ET-94 (более старая версия LWT) находится в Лос-Анджелесе и в 2019 году будет отображаться вместе с Space Shuttle Endeavour в Калифорнийском научном центре, когда откроется Центр авиации и космонавтики Самуэля Ошина. [28] [29]

Три других внешних резервуара находились в стадии подготовки, когда производство остановилось. ЭТ-139 находится на стадии изготовления; ET-140 и ET-141 находятся на ранних стадиях производства. [30] [31]

См. Также [ править ]

  • Space Launch System (строящаяся сверхтяжелая ракета-носитель)
  • ПРЯМОЙ (предлагаемая система тяжелого пуска)
  • MPTA-ET (испытание внешнего бака для STS)
  • Список возвращающегося космического мусора
  • Список самых тяжелых космических кораблей

Ссылки [ править ]

  1. ↑ Aerojet Rocketdyne, Двигатель RS-25 (по состоянию на 22 июля 2014 г.)
  2. ^ «Внешний бак» . Справочное руководство по новостям NSTS 1988 . НАСА. Сентябрь 1988 . Проверено 19 января 2014 .
  3. ^ a b «Архивная копия» . Архивировано из оригинала на 2015-04-07 . Проверено 7 января 2015 .CS1 maint: заархивированная копия как заголовок ( ссылка )Astronautix.com (Отчет НАСА, Использование внешних резервуаров космической транспортной системы https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19940004970_1994004970.pdf [ постоянная мертвая ссылка ] )
  4. ^ a b "Очень большой космический телескоп (VLST)" . SOMTC - Исследования передовых концепций . НАСА. Архивировано из оригинального 12 мая 2013 года .
  5. ^ Д. Портри - Космический шаттл с кормовой грузовой платформой - За пределами Аполлона (wired.com)
  6. ^ «Внешний бак» . Science.ksc.nasa.gov . Проверено 25 ноября 2010 .
  7. ^ "Белые внешние топливные баки Колумбии" . Space.com.
  8. ↑ Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства «НАСА принимает поставку сотого внешнего бака космического шаттла». Архивировано 2007-03-11 в Вайбак машины Прессрелиз 99-193. 16 августа 1999 г.
  9. ^ a b http://www.lockheedmartin.com/data/assets/12742.pdf [ постоянная мертвая ссылка ] "ИНФОРМАЦИОННЫЙ ЛИСТ ВНЕШНИЙ БАК КОСМИЧЕСКОГО УСТАНОВКИ" апрель 2007
  10. ^ a b «Внешний топливный бак в цифрах» . Локхид Мартин. Архивировано из оригинала на 3 января 2008 года.
  11. ↑ Super Lightweight External Tank , НАСА, получено 12 декабря 2013 г.
  12. ^ "СТС-7" . Astronautix.com. Архивировано из оригинала на 2010-11-29 . Проверено 25 ноября 2010 .
  13. ^ a b Проблемы с изоляцией, замеченные до. Архивировано 15 июля 2007 г., на Wayback Machine.
  14. ^ Бридис, Тед. «Пена вызвала озабоченность по поводу полета перед Колумбией», Deseret News (Солт-Лейк-Сити), 22 марта 2003 г., стр. 1: http://findarticles.com/p/articles/mi_qn4188/is_20030322/ai_n11384413
  15. ^ Отчет Совета по расследованию авиационных происшествий Колумбии, том 2, приложение D , раздел 11.3 и рисунок 11-1, стр. 222, Совет по расследованию авиационных происшествий Колумбии,
  16. ^ "Наземная несущая пластина пуповины" . НАСА. Архивировано из оригинала на 2010-11-24.
  17. ^ «НАСА считает неисправные провода датчика источником проблем с шаттлом» . AFP. 2007-12-18. Архивировано из оригинала на 2008-02-18.
  18. ^ King CB, Баттерфилд AJ, обманы WD, Nealy JE, Симонсена LC (1990). «Концепция лунной среды обитания с использованием внешнего резервуара космического челнока». Журнал космических аппаратов и ракет . 27 (3): 225–6. Bibcode : 1990JSpRo..27..225K . DOI : 10.2514 / 3.26128 . PMID 11539123 . 
  19. ^ «ВНЕШНИЙ БАК ШАТТЛА - ВМЕСТО, СБОР И ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ИХ НА ОРБИТЕ» .
  20. ↑ Расписание запусков НАСА , по состоянию на 23 сентября 2009 г.
  21. ^ "Космическая система запуска" (PDF) . НАСАфакты . 2012. Архивировано из оригинального (PDF) 13 августа 2012 года .
  22. ↑ Крис Бергин (4 октября 2011 г.). «Сделки SLS склоняются к открытию с четырьмя RS-25 на основной стадии» . NASASpaceFlight.com . Проверено 26 января 2012 .
  23. ↑ Стивен Кларк (31 марта 2011 г.). «НАСА этим летом установит исследовательскую архитектуру» . Космический полет сейчас . Проверено 26 мая 2011 года .
  24. ↑ Крис Бергин (14 сентября 2011 г.). «SLS, наконец, объявлено НАСА - Формируется дальнейший путь» . NASASpaceFlight.com . Проверено 26 января 2012 года .
  25. ^ Слосс, Филипп. «НАСА готово запустить двигатели RS-25 для SLS» . NASASpaceFlight.com . Проверено 10 марта 2015 .
  26. ↑ Кэмпбелл, Ллойд (25 марта 2017 г.). «НАСА проводит 13-е испытание двигателя космической ракеты-носителя РС-25» . SpaceflightInsider.com . Проверено 29 апреля 2017 года .
  27. ^ Филлипс, Скотт (2014). Удалить перед полетом: воспоминания члена команды космического челнока . Мустанг, Оклахома: Издательство Тейт и Энтерпрайзис. ISBN 9781633675001. OCLC  894541100 .
  28. ^ "Внешний резервуар Калифорнийского научного центра" . californiasciencecenter.org . Проверено 29 мая 2015 .
  29. ^ "Внешний бак космического шаттла завершает поездку в научный центр Калифорнии" . space.com . Проверено 9 декабря 2016 .
  30. ^ «Завершенная оценка SD HLV подчеркивает недорогое решение после челночного полета» . Nasaspaceflight.com. 2010-06-18 . Проверено 25 ноября 2010 .
  31. ^ «Планирование шаттла вниз по течению: CLF, отмечает AMS, MAF работает над дополнительными инопланетянами» . Nasaspaceflight.com. 2009-02-11 . Проверено 25 ноября 2010 .

Дальнейшее чтение [ править ]

  • «Внешняя система термозащиты бака » Факты НАСА возвращаются в зону внимания к полетам , Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства, Центр космических полетов им. Маршалла, Хантсвилл, Алабама (Pub 8-40392, FS2005-4-10-MSFC, апрель 2005 г.)
  • Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства. Краткие сведения о системах Booster . Basic, Rev F, PCN 1. 27 апреля 2005 г.
  • Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства. Критерии проектирования челночных систем. Том I: Справочник по оценке работы челнока . NSTS 08209, том I, редакция B. 16 марта 1999 г.

Внешние ссылки [ править ]

  • Фотогалерея силовой установки космического челнока и внешнего бака
  • Запуск STS-115, как видно из видео с камеры ET
  • Отчет Колумбийского совета по расследованию авиационных происшествий Vol. 1, гл. 3, «Анализ несчастных случаев», август 2003 г.
  • STS-125, вид сбитого за борт внешнего резервуара на убывающей орбите, вид с космического корабля Shuttle Atlantis Video
  • Сферическая панорама днища ET-122 в строительных лесах на сборочном предприятии Michoud
  • Сферическая панорама верха ET-122 в строительных лесах на сборочном предприятии Michoud
  • Сферическая панорама верха ET-138 в строительных лесах на сборочном предприятии Michoud. Это последний планируемый к полету танк.
  • Сферическая панорама по центральной линии нижней части ET-138 возле подводящих трубопроводов строительных лесов на сборочном предприятии Michoud. Это последний планируемый к полету танк.
  • "Внешний резервуар космического челнока, используемый в качестве космической станции - исследовательский проект Перун" отмеченный наградами студенческий доклад 1979 года о строительстве космической станции из внешнего резервуара.
  • [1]