De Wikipedia, la enciclopedia libre
Saltar a navegación Saltar a búsqueda
"Depósito de combustible externo" vuelve a dirigir aquí. Para los tanques desechables transportados por aviones, consulte Tanque de descarga .
Tanque externo del transbordador espacial
Tanque externo No. 124.jpg
El tanque externo No. 124 se baja a la bahía alta 1 del edificio de ensamblaje de vehículos, donde se acoplará con los propulsores de cohetes sólidos para la misión STS-117 .
Fabricante Instalación de ensamblaje de la NASA Michoud
País de origenEstados Unidos
Usado enTransbordador espacial
Características generales
Altura46,9 m (153,8 pies)
Diámetro8,4 m (27,6 pies)
Masa bruta760.000 kg (1.680.000 libras)
Transbordador espacial ET
Motores3 RS-25 montados en el orbitador
Empuje1.254.000 lbf (5.580 kN) [1]
Quemar tiempo510 segundos
CombustibleLH 2 / LOX
El ET de STS-115 después de la separación del orbitador. La marca de quemaduras cerca del extremo delantero del tanque proviene de los motores de separación SRB.

El tanque externo ( ET ) del transbordador espacial era el componente del vehículo de lanzamiento del transbordador espacial que contenía el combustible de hidrógeno líquido y el oxidante de oxígeno líquido . Durante el despegue y el ascenso, suministró combustible y oxidante a presión a los tres motores principales RS-25 en el orbitador . El ET fue descartado poco más de 10 segundos después del corte del motor principal (MECO) y volvió a entrar en la atmósfera de la Tierra. A diferencia de los Solid Rocket Boosters , los tanques externos no se reutilizaron. Se rompieron antes del impacto en el Océano Índico (o Océano Pacífico en el caso de trayectorias de lanzamiento de inserción directa), lejos de las rutas de navegación y no se recuperaron. [2]

Resumen [ editar ]

A partir de STS-3 , se dejó sin pintar.

El ET era el elemento más grande del transbordador espacial, y cuando estaba cargado, también era el más pesado. Constaba de tres componentes principales:

  • el tanque de oxígeno líquido delantero (LOX)
  • un tanque intermedio sin presión que contiene la mayoría de los componentes eléctricos
  • el tanque de popa de hidrógeno líquido (LH 2 ); esta era la parte más grande, pero era relativamente ligera, debido a la muy baja densidad del hidrógeno líquido.

El ET fue la "columna vertebral" del transbordador durante el lanzamiento, proporcionando soporte estructural para la conexión con los impulsores de cohetes sólidos del transbordador espacial (SRB) y el orbitador. El tanque se conectó a cada SRB en un punto de enganche delantero (usando una viga transversal a través del tanque intermedio) y un soporte de popa, y se conectó al orbitador en un bípode de enganche delantero y dos bípodes de popa. En la zona de fijación de popa, también había umbilicales que llevaron a los fluidos , los gases , eléctricos señales y energía eléctrica entre el tanque y el orbitador. Las señales eléctricas y los controles entre el orbitador y los dos propulsores de cohetes sólidos también se enrutaron a través de esos umbilicales.

Aunque los tanques externos siempre se descartaron, pudo haber sido posible reutilizarlos en órbita. [3] Los planes para la reutilización iban desde la incorporación a una estación espacial como espacio extra de vida o de investigación, como tanques de combustible para cohetes para misiones interplanetarias (por ejemplo, Marte), hasta materias primas para fábricas en órbita. [3]

Otro concepto fue utilizar el ET como transportador de carga para cargas útiles voluminosas. [4] Una propuesta fue que el espejo principal de un telescopio de apertura de 7 metros fuera transportado con el tanque. [4] Otro concepto fue el Portador de carga en popa (ACC). [5]

Versiones [ editar ]

A lo largo de los años, la NASA trabajó para reducir el peso del ET para aumentar la eficiencia general. Por cada libra de reducción de peso (0,45 kg), la capacidad de transporte de carga de la nave espacial del transbordador se incrementó en casi una libra. [6]

Tanque de peso estándar [ editar ]

El ET original se conoce informalmente como el tanque de peso estándar (SWT) y se fabricó a partir de 2219 , una aleación de aluminio y cobre de alta resistencia que se utiliza para muchas aplicaciones aeroespaciales. Los dos primeros, utilizados para STS-1 y STS-2 , se pintaron de blanco para proteger los tanques de la luz ultravioleta durante el tiempo prolongado que el transbordador pasa en la plataforma de lanzamiento antes del lanzamiento. [7] Debido a que esto no resultó ser un problema, Lockheed Martin (en ese momento, Martin Marietta) redujo el peso dejando el aislamiento en aerosol de color óxido sin pintar comenzando con STS-3 , ahorrando aproximadamente 272  kg (600  lb ). [8]

Después de STS-4 , se eliminaron varios cientos de libras al eliminar la línea anti-géiser. Esta línea era paralela a la línea de alimentación de oxígeno, proporcionando una ruta de circulación para el oxígeno líquido. Esto reduce la acumulación de oxígeno gaseoso en la línea de alimentación durante el tanque previo al lanzamiento (carga del LOX). Después de evaluar los datos de carga de propulsores de las pruebas en tierra y las primeras misiones del transbordador espacial, se eliminó la línea anti-géiser para misiones posteriores. La longitud total y el diámetro de la ET permanecen sin cambios. El último SWT, volado en STS-7 , pesaba aproximadamente 77,000 libras (35,000 kg) inerte.

Tanque ligero [ editar ]

Un tanque externo del transbordador espacial en camino al edificio de ensamblaje de vehículos

Comenzando con la misión STS-6 , se introdujo un ET ligero (LWT). Este tanque se usó para la mayoría de los vuelos del Transbordador y se usó por última vez en el desafortunado desastre del Transbordador Espacial Columbia ( STS-107 ). Aunque los tanques varían ligeramente en peso, cada uno pesa aproximadamente 66,000 libras (30,000 kg) inertes.

La reducción de peso del SWT se logró eliminando porciones de largueros (refuerzos estructurales que se extienden a lo largo del tanque de hidrógeno), usando menos anillos de refuerzo y modificando los marcos principales en el tanque de hidrógeno. Además, partes importantes del tanque se molieron de manera diferente para reducir el grosor, y el peso de los accesorios de refuerzo de cohetes sólidos de popa del ET se redujo mediante el uso de una aleación de titanio más fuerte, pero más liviana y menos costosa .

Tanque superligero [ editar ]

El tanque superligero (SLWT) se voló por primera vez en 1998 en STS-91 y se utilizó para todas las misiones posteriores con dos excepciones ( STS-99 y STS-107 ). [9] El SLWT tenía básicamente el mismo diseño que el LWT excepto que usaba una aleación de aluminio-litio ( Al 2195 ) para una gran parte de la estructura del tanque. Esta aleación proporcionó una reducción significativa en el peso del tanque (alrededor de 7,000 libras o 3,175 kg) sobre el LWT. La fabricación también incluyó soldadura por fricción y agitación.tecnología. Aunque todos los extraterrestres producidos después de la introducción del SLWT eran de esta configuración, un LWT permaneció en el inventario para ser utilizado si se solicitaba hasta el final de la era del transbordador. El SLWT proporcionó el 50% del aumento de rendimiento requerido para que el transbordador llegue a la Estación Espacial Internacional . [10] La reducción de peso permitió al Orbiter llevar más carga útil a la órbita altamente inclinada de la ISS .

La barcaza Pegasus [ cita requerida ] que transporta ET-119 es remolcada a Puerto Cañaveral.

Especificaciones técnicas [ editar ]

Especificaciones SLWT [9]

  • Longitud: 153,8 pies (46,9 m)
  • Diámetro: 27,6 pies (8,4 m)
  • Peso vacío: 58,500 lb (26,500 kg)
  • Peso bruto de despegue: 1,680,000 lb (760,000 kg)

Tanque LOX

  • Longitud: 54,6 pies (16,6 m)
  • Diámetro: 27,6 pies (8,4 m)
  • Volumen (a 22 psig ): 19,541.66  pies cúbicos (146,181.8  galones estadounidenses ; 553,358  l )
  • Masa LOX (a 22 psig): 1,387,457 lb (629,340 kg)
  • Presión de funcionamiento: 34,7–36,7 psi (239–253 kPa) (absoluta)

Intertank

  • Longitud: 22,6 pies (6,9 m)
  • Diámetro: 27,6 pies (8,4 m)

Depósito LH 2

  • Longitud: 97,0 pies (29,6 m)
  • Diámetro: 27,6 pies (8,4 m)
  • Volumen (a 29,3 psig): 52.881,61 pies cúbicos (395.581,9 galones estadounidenses; 1.497.440 l)
  • Masa LH 2 (a 29,3 psig): 234,265 lb (106,261 kg)
  • Presión de funcionamiento: 32 a 34 psi (220 a 230 kPa) (absoluta)
  • Temperatura de funcionamiento: −423 ° F (−253 ° C) [10]

Contratista [ editar ]

El contratista del tanque externo fue Lockheed Martin (anteriormente Martin Marietta ), Nueva Orleans, Luisiana. El tanque fue fabricado en Michoud Assembly Facility , Nueva Orleans , y fue transportado al Centro Espacial Kennedy en barcaza .

Componentes [ editar ]

El ET tiene tres estructuras principales: un tanque LOX, un tanque intermedio y un tanque LH 2 . Ambos tanques están construidos con revestimientos de aleación de aluminio con marcos de soporte o estabilidad según sea necesario. La estructura de aluminio entre tanques utiliza largueros de piel con marcos estabilizadores. Los materiales de aluminio primarios utilizados para las tres estructuras son las aleaciones 2195 y 2090. AL 2195 es una aleación de Al-Li diseñada por Lockheed Martin y Reynolds para el almacenamiento de criogénicos (y utilizada para la versión SLW de ET; las versiones anteriores usaban Al 2219 [11] ). Al 2090 es una aleación de Al-Li disponible comercialmente.

Anatomía del tanque externo

Tanque de oxígeno líquido [ editar ]

El tanque de LOX está ubicado en la parte superior [a] del ET y tiene una forma ojival para reducir la resistencia aerodinámica y el calentamiento aerotermodinámico. La sección de la nariz ojiva está cubierta por una placa de cubierta plana extraíble y un cono de nariz . El cono de morro consta de un conjunto cónico extraíble que sirve como carenado aerodinámico para los componentes del sistema eléctrico y de propulsión. El elemento más adelantado del cono de la nariz funciona como un pararrayos de aluminio fundido. El volumen del tanque de LOX es de 19,744 pies cúbicos (559,1 m 3 ) a 22 psi (150 kPa) y −297 ° F (90,4 K; −182,8 ° C) ( criogénico ).

El tanque se alimenta a una línea de alimentación de 17 pulgadas (430 mm) de diámetro que transporta el oxígeno líquido a través del tanque intermedio, luego fuera del ET al umbilical de desconexión del orbitador / ET de popa derecho. La línea de alimentación de 17 pulgadas (430 mm) de diámetro permite que el oxígeno líquido fluya a aproximadamente 2,787 lb / s (75,800 kg / min) con los RS-25 operando al 104% o permite un flujo máximo de 17,592 US gal / min (1.1099 m 3 / s).

Todas las cargas, excepto las cargas aerodinámicas, se transfieren desde el tanque LOX a una interfaz de unión de brida atornillada con el tanque intermedio.

El tanque LOX también incluye un deflector de chapoteo interno y un deflector de vórtice para amortiguar el chapoteo del fluido. El deflector de vórtice está montado sobre la salida de alimentación de LOX para reducir el remolino de fluido resultante del chapoteo y para evitar que los gases queden atrapados en la LOX suministrada.

Intertank [ editar ]

El tanque intermedio es la conexión estructural ET entre los tanques LOX y LH 2 . Sus funciones principales son recibir y distribuir todas las cargas de empuje de los SRB y transferir cargas entre los tanques.

Los dos accesorios de enganche delantero SRB están ubicados 180 ° separados en la estructura entre tanques. Se extiende una viga a través de la estructura entre tanques y se sujeta mecánicamente a los accesorios de fijación. Cuando los SRB están disparando, la viga se flexionará debido a las altas cargas de tensión. Estas cargas se transferirán a los accesorios.

Junto a los accesorios de fijación SRB se encuentra un marco de anillo principal. Las cargas se transfieren desde los accesorios al marco del anillo principal que luego distribuye las cargas tangenciales a la piel entre tanques. Dos paneles del revestimiento entre tanques, llamados paneles de empuje, distribuyen las cargas de empuje SRB axiales concentradas a los tanques LOX y LH 2 y a los paneles de revestimiento entre tanques adyacentes. Estos paneles adyacentes se componen de seis paneles reforzados con largueros.

El depósito intermedio también funciona como un compartimento protector para albergar la instrumentación operativa.

Tanque de hidrógeno líquido [ editar ]

La línea de alimentación de oxígeno líquido de 70 pies de largo (21 m) y 17 pulgadas de diámetro (430 mm) corre externamente a lo largo del lado derecho del tanque de hidrógeno líquido hacia arriba y hacia el tanque intermedio. Dos líneas de represurización de 5 pulgadas (130 mm) de diámetro corren a su lado. Uno suministra gas hidrógeno al tanque de hidrógeno líquido y el otro suministra gas oxígeno al tanque de oxígeno líquido. Se utilizan para mantener la presión de vacío en cada tanque durante el lanzamiento.

El tanque de LH 2 es la parte inferior [a] del ET. El tanque está construido con cuatro secciones de cañón cilíndrico, una cúpula delantera y una cúpula trasera. Las secciones del cañón están unidas por cinco marcos de anillo principales. Estos marcos de anillo reciben y distribuyen cargas. El marco delantero de cúpula a barril distribuye las cargas aplicadas a través de la estructura del tanque intermedio y también es la brida para unir el tanque LH 2 al tanque intermedio. El anillo principal de popa recibe cargas inducidas por el orbitador de los puntales de soporte del orbitador de popa y cargas inducidas por SRB de los puntales de soporte de popa SRB. Los tres marcos de anillo restantes distribuyen las cargas de empuje del orbitador y las cargas de soporte de la línea de alimentación LOX. Las cargas de los marcos se distribuyen luego a través de los paneles de revestimiento del cañón. El LH 2El tanque tiene un volumen de 53,488 pies cúbicos (1,514.6 m 3 ) a 29.3 psi (202 kPa) y −423 ° F (−252.8 ° C) (criogénico).

Interior de un tanque de hidrógeno líquido durante el montaje en la fábrica de cohetes de la NASA, con humanos para escala

Las cúpulas de proa y popa tienen la misma forma elipsoidal modificada. Para el domo delantero, se incorporan disposiciones de montaje para la válvula de ventilación LH 2 , el accesorio de la línea de presurización LH 2 y el accesorio de alimentación eléctrica. La cúpula de popa tiene un accesorio de boca de acceso para acceder a la pantalla de la línea de alimentación LH 2 y un accesorio de soporte para la línea de alimentación LH 2 .

El tanque de LH 2 también tiene un deflector de vórtice para reducir el remolino resultante del chapoteo y evitar el atrapamiento de gases en la LH 2 suministrada . El deflector está ubicado en la salida del sifón, justo encima de la cúpula de popa del tanque LH 2 . Esta salida transmite el hidrógeno líquido desde el tanque a través de una línea de 17 pulgadas (430 mm) hasta el umbilical de popa izquierdo. El caudal de la línea de alimentación de hidrógeno líquido es de 465 lb / s (12,700 kg / min) con los motores principales al 104% o un flujo máximo de 47,365 US gal / min (2,9883 m 3 / s).

Sistema de protección térmica [ editar ]

El hardware del accesorio Orbiter, la conexión umbilical de hidrógeno líquido (izquierda) y la conexión umbilical de oxígeno líquido (derecha) son visibles en la parte inferior del tanque.

El sistema de protección térmica ET consta principalmente de aislamiento de espuma en aerosol (SOFI), además de piezas de espuma preformadas y materiales de ablación premoldeados . El sistema también incluye el uso de aislantes térmicos fenólicos para evitar la licuefacción del aire. Se requieren aisladores térmicos para que los accesorios de los tanques de hidrógeno líquido impidan la licuefacción del aire en el metal expuesto y reduzcan el flujo de calor hacia el hidrógeno líquido. Mientras que el oxígeno líquido más cálido da como resultado menos requisitos térmicos, el aluminio de las áreas delanteras del tanque de oxígeno líquido requiere protección contra el calentamiento aerodinámico.. Mientras tanto, el aislamiento en las superficies de popa evita que el aire licuado se acumule en el tanque intermedio. El cilindro central del tanque de oxígeno y las líneas de propulsor podrían soportar las profundidades esperadas de acumulación de escarcha condensada por la humedad, pero el orbitador no pudo soportar el daño de la ruptura del hielo. El sistema de protección térmica pesa 4.823 lb (2.188 kg).

El desarrollo del sistema de protección térmica ETs fue problemático. Las anomalías en la aplicación de la espuma fueron tan frecuentes que se trataron como variaciones, no como incidentes de seguridad. La NASA tuvo dificultades para evitar que los fragmentos de espuma se desprendan durante el vuelo durante toda la historia del programa:

  • STS-1 Columbia , 1981: La tripulación informa que el material blanco pasa por las ventanas durante el vuelo del tanque externo orbitador. Tamaños estimados de la tripulación desde 1 ⁄ 4 de pulgada (6,4 mm) hasta el tamaño de un puño. El informe posterior al aterrizaje describe la probable pérdida de espuma en una ubicación desconocida y 300 baldosas que necesitan un reemplazo total debido a diversas causas.
  • STS-4 Columbia , 1982: pérdida de rampa PAL; 40 baldosas requieren un reemplazo total.
  • STS-5 Columbia , 1982: Continúa la alta tasa de pérdida de baldosas.
  • STS-7 Challenger , 1983: Pérdida de rampa de bípode de 50 por 30 cm fotografiada, docenas de pérdidas puntuales. [12]
  • STS-27 Atlantis , 1988: Una gran pérdida de origen incierto, provocando una pérdida total de baldosas. Cientos de pequeñas pérdidas.
  • STS-32 Columbia , 1990: pérdida de la rampa del bípode fotografiada; cinco pérdidas puntuales de hasta 70 cm de diámetro, más daños en losas. [13]
  • STS-50 Columbia , 1992: Pérdida de rampa de bípode. Daños en baldosas de 20 × 10 × 1 cm. [13]
  • STS-52 Columbia , 1992: Parte de la rampa del bípode, jackpad perdido. 290 marcas de baldosas en total, 16 más de una pulgada.
  • STS-62 Columbia , 1994: Parte de la rampa del bípode perdida.

En 1995, el clorofluorocarbono-11 (CFC-11) comenzó a retirarse de las espumas rociadas a máquina en áreas grandes de conformidad con la prohibición de CFC de la Agencia de Protección Ambiental según la sección 610 de la Ley de Aire Limpio . En su lugar, se certificó el uso de un hidroclorofluorocarbono conocido como HCFC-141b y se incorporó gradualmente al programa de transporte. Las espumas restantes, particularmente las piezas de detalles rociadas a mano, continuaron usando CFC-11 hasta el final del programa. Estas áreas incluyen el bípode problemático y las rampas PAL, así como algunos accesorios e interfaces. Para la rampa bípode en particular, "el proceso de aplicación de espuma a esa parte del tanque no había cambiado desde 1993". [14] La "nueva" espuma que contiene HCFC 141b se utilizó por primera vez en la parte de popa de la cúpula de ET-82 durante el vuelo de STS-79 en 1996. El uso de HCFC 141b se expandió al área de ETs, o porciones más grandes del tanque, comenzando con ET-88, que voló en STS-86 en 1997.

Durante el despegue del STS-107 el 16 de enero de 2003, un trozo de espuma aislante se desprendió de una de las rampas del bípode del tanque y golpeó el borde de ataque del ala del transbordador espacial Columbia a unos cientos de millas por hora. Se cree que el impacto dañó un panel de carbono-carbono reforzado comparativamente grande en el borde delantero del ala izquierda, que se cree que es del tamaño de una pelota de baloncesto que luego permitió que el gas sobrecalentado entrara en la superestructura del ala varios días después durante la re -entrada. Esto resultó en la destrucción de Columbia y la pérdida de su tripulación. El informe determinó que el tanque de combustible externo, ET-93, "se había construido con BX-250", una espuma de cierre cuyo agente espumante era CFC-11 y no el HCFC 141b más nuevo.[15]

En 2005, el problema del desprendimiento de espuma no se había resuelto por completo; En STS-114 , cámaras adicionales montadas en el tanque registraron un trozo de espuma separada de una de sus rampas Protuberance Air Load (PAL), que están diseñadas para evitar un flujo de aire inestable debajo de las bandejas de cables del tanque y las líneas de presurización durante el ascenso. Las rampas PAL consisten en capas de espuma rociadas manualmente y es más probable que se conviertan en una fuente de escombros. Ese trozo de espuma no impactó al orbitador.

Los informes publicados simultáneamente con la STS-114 misión sugieren que la manipulación excesiva de la ET durante la modificación y actualización puede haber contribuido a la pérdida de espuma de Descubrimiento 's Volver a la misión de vuelo. Sin embargo, desde entonces se han llevado a cabo tres misiones de lanzadera ( STS-121 , STS-115 y STS-116 ), todas con niveles "aceptables" de pérdida de espuma. Sin embargo, en STS-118, un trozo de espuma (y / o hielo) de aproximadamente 3,9 pulgadas (100 mm) de diámetro separado de un soporte de conexión de la línea de alimentación en el tanque, rebotó en uno de los puntales de popa y golpeó la parte inferior del ala, Dañando dos baldosas. El daño no se consideró peligroso.

Hardware [ editar ]

Space Shuttle Discovery antes del lanzamiento del STS-116 en diciembre de 2006. Debajo de las alas del Discovery están los mástiles de cola, que proporcionan varias conexiones umbilicales al orbitador, incluida una línea de oxígeno líquido a través de una y una línea de hidrógeno líquido a través de otra. Sobre el tanque externo dorado se ve la campana de ventilación (conocida como " gorro de lana ") al final del brazo de ventilación de oxígeno gaseoso, que se extiende desde la estructura de servicio fija. El vapor hierve del oxígeno líquido en el tanque externo. El capó ventila el vapor de oxígeno lejos del vehículo del transbordador espacial.

El hardware externo, los accesorios de conexión del orbitador ET, los accesorios umbilicales y el sistema de seguridad eléctrico y de rango pesan 9.100 libras (4.100 kg).

Ventilaciones y válvulas de alivio [ editar ]

Cada tanque de propulsor tiene una válvula de alivio y ventilación en su extremo delantero. Esta válvula de doble función se puede abrir mediante un equipo de apoyo en tierra para la función de ventilación durante prelanzamiento y puede abrir durante el vuelo cuando el espacio vacío (espacio vacío) de presión del tanque de hidrógeno líquido alcanza 38 psi (260 kPa) o la presión de merma del líquido El tanque de oxígeno alcanza los 25 psi (170 kPa).

En los primeros vuelos, el tanque de oxígeno líquido contenía una válvula de ventilación de tambor propulsora operada pirotécnicamente separada en su extremo delantero. En la separación, se abrió la válvula de ventilación de caída de oxígeno líquido, proporcionando impulso para ayudar en la maniobra de separación y un control más positivo de la aerodinámica de entrada del ET. El último vuelo con la válvula de caída activa fue STS-36.

Cada una de las dos placas umbilicales del tanque externo de popa se acopla con una placa correspondiente en el orbitador. Las placas ayudan a mantener la alineación entre los umbilicales. La resistencia física en las placas umbilicales se proporciona atornillando las placas umbilicales correspondientes entre sí. Cuando los GPC del orbitador ordenan la separación del tanque externo, los pernos son cortados por dispositivos pirotécnicos.

El ET tiene cinco válvulas umbilicales propulsoras que interactúan con los umbilicales del orbitador: dos para el tanque de oxígeno líquido y tres para el tanque de hidrógeno líquido. Una de las válvulas umbilicales del tanque de oxígeno líquido es para oxígeno líquido y la otra para oxígeno gaseoso. El umbilical del tanque de hidrógeno líquido tiene dos válvulas para líquido y una para gas. El umbilical de hidrógeno líquido de diámetro intermedio es un umbilical de recirculación que se usa solo durante la secuencia de enfriamiento de hidrógeno líquido durante el prelanzamiento.

Los técnicos inspeccionan el GUCP después de un lavado de STS-127 debido a los niveles elevados de hidrógeno en este conector.

A medida que se llena el ET, el exceso de hidrógeno gaseoso se ventila a través de conexiones umbilicales sobre un tubo de gran diámetro en un brazo extendido desde la estructura de servicio fijo. La conexión de esta tubería entre el ET y la estructura de servicio se realiza en la placa portadora umbilical de tierra (GUCP). También se instalan sensores en el GUCP para medir los niveles de hidrógeno. Las cuentas regresivas de STS-80 , STS-119 , STS-127 y STS-133 se han detenido y han provocado retrasos de varias semanas en los casos posteriores debido a fugas de hidrógeno en esta conexión. Esto requiere el vaciado completo de los tanques y la eliminación de todo el hidrógeno mediante una purga de gas helio, un proceso de 20 horas, antes de que los técnicos puedan inspeccionar y reparar los problemas. [dieciséis]

Una tapa montada en el brazo oscilante en la estructura de servicio fija cubre la ventilación del tanque de oxígeno en la parte superior del ET durante la cuenta regresiva y se retrae unos dos minutos antes del despegue. La tapa extrae vapor de oxígeno que amenaza con formar grandes acumulaciones de hielo en el ET, protegiendo así el sistema de protección térmica del orbitador durante el lanzamiento.

Sensores [ editar ]

La ubicación de los sensores ECO en el tanque LH 2

Hay ocho sensores de agotamiento de propulsante, cuatro cada uno para combustible y oxidante. Los sensores de agotamiento de combustible están ubicados en la parte inferior del tanque de combustible. Los sensores de oxidante están montados en el colector de la línea de alimentación de oxígeno líquido del orbitador aguas abajo de la desconexión de la línea de alimentación. Durante el empuje del RS-25, las computadoras de propósito general del orbitador calculan constantemente la masa instantánea del vehículo debido al uso de los propulsores. Normalmente, el corte del motor principal se basa en una velocidad predeterminada; sin embargo, si dos de los sensores de combustible u oxidante detectan una condición seca, los motores se apagarán.

Las ubicaciones de los sensores de oxígeno líquido permiten que se consuma la máxima cantidad de oxidante en los motores, al tiempo que permiten el tiempo suficiente para apagar los motores antes de que las bombas de oxidante caviten (se sequen). Además, se cargan 1,100 lb (500 kg) de hidrógeno líquido por encima de lo requerido por la relación de mezcla de oxidante-motor de 6: 1. Esto asegura que el corte de los sensores de agotamiento sea rico en combustible; Las paradas de motores ricos en oxidantes pueden causar quemaduras y una erosión severa de los componentes del motor, lo que puede provocar la pérdida del vehículo y la tripulación.

Las lecturas inexplicables y erróneas de los sensores de agotamiento de combustible han retrasado varios intentos de lanzamiento del transbordador, especialmente el STS-122 . El 18 de diciembre de 2007, una prueba de tanque determinó que la causa de los errores era una falla en un conector de cableado, en lugar de una falla de los propios sensores. [17]

Cuatro transductores de presión ubicados en la parte superior de los tanques de oxígeno líquido e hidrógeno líquido controlan las presiones de vacío.

El ET también tiene dos umbilicales eléctricos que llevan energía eléctrica desde el orbitador al tanque y los dos SRB y proporcionan información de los SRB y ET al orbitador.

El ET tiene cámaras externas montadas en los soportes adjuntos al transbordador junto con transmisores que pueden continuar enviando datos de video mucho después de que el transbordador y el ET se hayan separado.

Sistema de seguridad de alcance [ editar ]

Los tanques anteriores incorporaron un sistema de seguridad de rango para dispersar los propulsores del tanque si fuera necesario. Incluía una fuente de energía de batería , un receptor / decodificador, antenas y artillería . A partir de STS-79, este sistema se desactivó y se eliminó por completo para STS-88 y todos los vuelos posteriores.

Notas [ editar ]

  1. ^ a b Oficialmente, estos se denominan "adelante / atrás", ya que las posiciones en el transbordador se denominan con respecto al orbitador en vuelo horizontal / deslizante, pero cuando se monta verticalmente en la plataforma de lanzamiento se ve como la "parte superior /fondo."

Uso futuro [ editar ]

En 1990, se sugirió que el tanque externo se utilizara como hábitat lunar [18] o como estación orbital. [19] Estas propuestas no se materializaron.

Como base para Ares en Constellation [ editar ]

Con la retirada del transbordador espacial en 2011, [20] de la NASA, con su cancelado programa Constellation , que contó con la nave espacial Orion , también habría aparecido el debut de dos vehículos de lanzamiento de transporte derivados, el para personas, Ares I tripulación de lanzamiento vehículo y la carga pesada Ares V vehículo de carga-lanzamiento.

Si bien tanto el Ares I como el Ares V habrían utilizado un Solid Rocket Booster modificado de cinco segmentos para su primera etapa, el ET habría servido como tecnología de base para la primera etapa del Ares V y la segunda etapa del Ares I; a modo de comparación, la segunda etapa del Ares I habría tenido aproximadamente 26.000 galones estadounidenses (98.000 l) de LOX, en comparación con el ET con 146.000 galones estadounidenses (550.000 l), más de 5 veces esa cantidad. [ cita requerida ]

La primera etapa del Ares V, que habría estado equipada con cinco motores de cohete RS-68 (el mismo motor utilizado en el cohete Delta IV ), tendría 33 pies (10 m) de diámetro, tan ancho como el S-IC y el S -II etapas en el cohete Saturno V. Habría utilizado la misma configuración ET interna ( tanques LH 2 y LOX separados separados con una estructura entre tanques), pero se habría configurado para aceptar directamente el llenado y drenaje de LH 2 y LOX, junto con ventilación LOX en un brazo retráctil como el que se usó en el Shuttle para LH 2 .

Comparación de Saturno V , Transbordador espacial , Ares I , Ares IV y Ares V

La segunda etapa de Ares I, por otro lado, solo habría utilizado la espuma aislante en aerosol que se usa actualmente en el ET actual. Configurado originalmente como el del Ares V y el Shuttle ET, la NASA, al completar su revisión de diseño en 2006, decidió, para ahorrar peso y costos, reconfigurar la estructura interna de la segunda etapa mediante el uso de un LH 2 / LOX combinado . tanque con los propulsores separados por un mamparo común, una configuración utilizada con éxito en el S-II y S-IVBetapas del cohete Saturno V. A diferencia del Ares V, que habría utilizado la misma configuración de llenado / drenaje / ventilación utilizada en el Shuttle, el sistema Ares I habría utilizado un sistema tradicional de llenado / drenaje / ventilación utilizado en los cohetes Saturn IB y Saturn V, pero con rapidez -retraer los brazos debido a la velocidad de "salto de rana" que esperaría del Ares al encender el SRB. [ cita requerida ]

Como se previó originalmente, tanto el Ares I como el Ares V habrían usado una versión modificada "desechable" del motor RS-25 , pero a su debido tiempo, debido a la necesidad de mantener bajos los costos de I + D y mantener un cronograma establecido por la NASA. La administración Michael D. Griffin para lanzar el Ares y el Orion en 2011, la NASA decidió (después de la revisión de 2006) cambiar al motor RS-68 más barato para el Ares V y a un J-2 mejorado.motor para el Ares I. Debido al cambio al RS-68 menos eficiente, el Ares V se amplió de 28,6 a 33 pies (8,72 a 10,06 m) para acomodar los propulsores adicionales, mientras que el Ares I se reconfiguró para incorporar un quinto segmento de cohete sólido con la etapa superior J-2X, ya que el nuevo motor tiene menos empuje que el RS-25 original. Debido a la compensación, la NASA ahorraría un estimado de USD $ 35 millones mediante el uso de motores RS-68 simplificados y de mayor empuje (reconfigurados para disparar y funcionar como el SSME), mientras que al mismo tiempo, eliminaría las costosas pruebas necesarias para un aire. - RS-25 de arranque para el Ares I.

Propuesto para DIRECT [ editar ]

El proyecto DIRECT , un vehículo derivado de lanzadera alternativo propuesto, habría utilizado un tanque externo modificado de diámetro estándar con tres motores RS-25, con dos SRBM estándar, como vehículo de lanzamiento de tripulación. El mismo vehículo, con un RS-25 adicional y una etapa superior EDS, habría servido como vehículo de lanzamiento de carga. Se planeó ahorrar $ 16 mil millones, eliminar la pérdida de puestos de trabajo de la NASA y reducir la brecha de los vuelos espaciales tripulados posteriores al transbordador de más de cinco años a dos o menos. [ cita requerida ]

Etapa central del sistema de lanzamiento espacial [ editar ]

El Space Launch System (SLS) es un vehículo de lanzamiento desechable de carga súper pesada de EE. UU. , Que está en construcción para Artemis 1 a partir de 2020.

La etapa central del cohete tiene 8,4 metros (28 pies) de diámetro y monta un sistema de propulsión principal (MPS) que incorpora cuatro motores RS-25 . [21] [22] La etapa central es estructuralmente similar al tanque externo del Transbordador Espacial, [23] [24] y los vuelos iniciales utilizarán motores RS-25D modificados que quedaron del programa del Transbordador Espacial. [25] Los vuelos posteriores cambiarán a una versión más barata del motor que no está destinado a ser reutilizado. [26]

Hardware sin volar [ editar ]

MPTA-ET incluye soportes estructurales internos adicionales [27] para sostener el peso del Space Shuttle Pathfinder en el Space & Rocket Center de EE. UU .

MPTA-ET se exhibe con el Space Shuttle Pathfinder en el US Space & Rocket Center en Huntsville, Alabama .

ET-94 (versión anterior LWT) se encuentra en Los Ángeles y en 2019 se mostrará con el transbordador espacial Endeavour en el California Science Center cuando se abra el Samuel Oschin Air and Space Center. [28] [29]

Otros tres tanques externos estaban en preparación cuando se detuvo la fabricación. ET-139 se encuentra en una etapa avanzada de fabricación; ET-140 y ET-141 se encuentran en las primeras etapas de fabricación. [30] [31]

Ver también [ editar ]

  • Space Launch System (un vehículo de lanzamiento súper pesado en construcción)
  • DIRECTO (un sistema de lanzamiento pesado propuesto)
  • MPTA-ET (prueba de tanque externo para STS)
  • Lista de desechos espaciales que vuelven a entrar
  • Lista de las naves espaciales más pesadas

Referencias [ editar ]

  1. ^ Aerojet Rocketdyne, RS-25 Engine (consultado el 22 de julio de 2014)
  2. ^ "Tanque externo" . NSTS 1988 Manual de referencia de noticias . NASA. Septiembre de 1988 . Consultado el 19 de enero de 2014 .
  3. ^ a b "Copia archivada" . Archivado desde el original el 7 de abril de 2015 . Consultado el 7 de enero de 2015 .Mantenimiento de CS1: copia archivada como título ( enlace )astronautix.com (Informe de la NASA, Utilización de los tanques externos del sistema de transporte espacial https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19940004970_1994004970.pdf [ enlace muerto permanente ] )
  4. ^ a b "El telescopio espacial muy grande (VLST)" . SOMTC - Estudios de conceptos avanzados . NASA. Archivado desde el original el 12 de mayo de 2013.
  5. ^ D. Portree - Transbordador espacial con portador de carga en popa - Más allá de Apollo (wired.com)
  6. ^ "Tanque externo" . Science.ksc.nasa.gov . Consultado el 25 de noviembre de 2010 .
  7. ^ "Tanques de combustible externos blancos de Columbia" . Space.com.
  8. ^ Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio "La NASA recibe el tanque externo número 100 del transbordador espacial". Archivado el11 de marzo de 2007 en el comunicado de prensa 99-193 de Wayback Machine . 16 de agosto de 1999.
  9. ^ a b http://www.lockheedmartin.com/data/assets/12742.pdf [ enlace muerto permanente ] "FACT SHEET SPACE SHUTTLE EXTERNAL TANK" Abril de 2007
  10. ^ a b "Tanque de combustible externo según los números" . Lockheed Martin. Archivado desde el original el 3 de enero de 2008.
  11. ^ Super Lightweight External Tank , NASA, consultado el 12 de diciembre de 2013.
  12. ^ "STS-7" . Astronautix.com. Archivado desde el original el 29 de noviembre de 2010 . Consultado el 25 de noviembre de 2010 .
  13. ^ a b Problemas de aislamiento vistos antes Archivado el 15 de julio de 2007 en Wayback Machine
  14. ^ Bridis, Ted. "Foam llamó una preocupación en el vuelo antes de Columbia", Deseret News (Salt Lake City), 22 de marzo de 2003, págs. 1: http://findarticles.com/p/articles/mi_qn4188/is_20030322/ai_n11384413
  15. ^ Informe de la Junta de Investigación de Accidentes de Columbia, Volumen 2, Apéndice D , Sección 11.3 y figura 11-1, p222, Junta de Investigación de Accidentes de Columbia,
  16. ^ "La placa portadora umbilical de tierra" . NASA. Archivado desde el original el 24 de noviembre de 2010.
  17. ^ "NASA observa cables de calibre defectuosos como fuente de problemas de lanzadera" . AFP. 2007-12-18. Archivado desde el original el 18 de febrero de 2008.
  18. ^ King CB, Butterfield AJ, Hypes WD, Nealy JE, Simonsen LC (1990). "Concepto de hábitat lunar que emplea el tanque externo del transbordador espacial". Revista de naves espaciales y cohetes . 27 (3): 225–6. Código Bibliográfico : 1990JSpRo..27..225K . doi : 10,2514 / 3,26128 . PMID 11539123 . 
  19. ^ "TANQUE EXTERNO DE LANZAMIENTO DE SHUTTLE - EN LUGAR, RECOGIENDO Y UTILIZANDO EN ÓRBITA" .
  20. ^ Programa de lanzamiento de la NASA , consultado el 23 de septiembre de 2009
  21. ^ "sistema de lanzamiento espacial" (PDF) . NASAfacts . 2012. Archivado desde el original (PDF) el 13 de agosto de 2012.
  22. ^ Chris Bergin (4 de octubre de 2011). "Las operaciones de SLS se inclinan hacia la apertura con cuatro RS-25 en la etapa central" . NASASpaceFlight.com . Consultado el 26 de enero de 2012 .
  23. ^ Stephen Clark (31 de marzo de 2011). "La NASA establecerá la arquitectura de exploración este verano" . Vuelo espacial ahora . Consultado el 26 de mayo de 2011 .
  24. ^ Chris Bergin (14 de septiembre de 2011). "SLS finalmente anunciado por la NASA - El camino hacia adelante está tomando forma" . NASASpaceFlight.com . Consultado el 26 de enero de 2012 .
  25. ^ Sloss, Philip. "NASA lista para encender los motores RS-25 para SLS" . NASASpaceFlight.com . Consultado el 10 de marzo de 2015 .
  26. ^ Campbell, Lloyd (25 de marzo de 2017). "La NASA realiza la 13ª prueba del motor RS-25 del sistema de lanzamiento espacial" . SpaceflightInsider.com . Consultado el 29 de abril de 2017 .
  27. ^ Phillips, Scott (2014). Quitar antes del vuelo: memorias de un miembro del equipo del transbordador espacial . Mustang, Oklahoma .: Tate Publishing & Enterprises. ISBN 9781633675001. OCLC  894541100 .
  28. ^ "Tanque externo del Centro de Ciencias de California" . californiasciencecenter.org . Consultado el 29 de mayo de 2015 .
  29. ^ "Tanque externo del transbordador espacial completa viaje por carretera al centro de ciencia de CA" . space.com . Consultado el 9 de diciembre de 2016 .
  30. ^ "La evaluación de SD HLV completada destaca la solución post-lanzadera de bajo costo" . Nasaspaceflight.com. 2010-06-18 . Consultado el 25 de noviembre de 2010 .
  31. ^ "Planificación del transbordador aguas abajo: CLF, señaló AMS, MAF trabajando en extraterrestres" . Nasaspaceflight.com. 2009-02-11 . Consultado el 25 de noviembre de 2010 .

Lectura adicional [ editar ]

  • "Sistema de protección térmica de tanques externos" Datos de la NASA Regreso al área de enfoque del vuelo , Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio, Centro Marshall de Vuelos Espaciales, Huntsville, Alabama (Pub 8-40392, FS2005-4-10-MSFC, abril de 2005)
  • Administración Nacional de Aeronáutica y Espacio. Booster Systems Briefs . Basic, Rev F, PCN 1. 27 de abril de 2005.
  • Administración Nacional de Aeronáutica y Espacio. Criterios de diseño de sistemas de lanzadera. Volumen I: Libro de datos de evaluación del rendimiento del transbordador . NSTS 08209, Volumen I, Revisión B. 16 de marzo de 1999.

Enlaces externos [ editar ]

  • Propulsión del transbordador espacial y galería de fotos de tanques externos
  • "Lanzamiento de STS-115 visto desde la cámara ET" en YouTube
  • Informe de la Junta de Investigación de Accidentes de Columbia , Volumen 1, Capítulo 3, "Análisis de accidentes", agosto de 2003
  • "Vista del STS-125 del tanque externo Jettisoned y en órbita en descomposición como se ve desde el Shuttle Atlantis " en YouTube
  • Panorama esférico de la parte inferior de ET-122 en su andamio en Michoud Assembly Facility
  • Panorama esférico de la parte superior de ET-122 en su andamio en Michoud Assembly Facility
  • Panorama esférico de la parte superior de ET-138 en su andamio en Michoud Assembly Facility; este es el último tanque programado para volar
  • Panorama esférico a lo largo de la línea central de la parte inferior de ET-138 cerca de las líneas de alimentación en su andamio en Michoud Assembly Facility; este es el último tanque programado para volar
  • "Tanque externo del transbordador espacial utilizado como estación espacial - Proyecto de estudio Perun" Documento de estudiante premiado de 1979 sobre la construcción de una estación espacial a partir del tanque externo
  • "Tanque externo" . Centro de Ciencias de California.
  • Registro Histórico de Ingeniería Estadounidense (HAER) No. TX-116-J, " Sistema de Transporte Espacial, Tanque Externo, Centro Espacial Lyndon B. Johnson, 2101 NASA Parkway, Houston, Condado de Harris, TX ", 3 dibujos medidos