우주왕복선 외부 탱크

Space Shuttle external tank
"외부 연료 탱크"가 여기로 리디렉션됩니다.항공기로 운반하는 소모품 탱크는 드롭 탱크를 참조한다.
우주왕복선 외부 탱크
External tank No. 124.jpg
외부 탱크 124호는 차량 조립 건물의 높은 베이 1로 내려가며, STS-117 임무를 위해 고체 로켓 부스터와 결합됩니다.
제조원NASA Michoud 조립 시설, 계약자: 마틴 마리에타, 이후 록히드 마틴
원산지미국
사용일우주왕복선
일반적인 특징
높이46.9 m (162.8 피트)
직경8.4 m (27.6 피트)
총질량760,000 kg (1,680,000파운드)
우주왕복선 ET
전원 공급자3 RS-25를 궤도선에 장착
최대 추력1,254,000 lbf (5,580 kN)[1]
굽는 시간510초
추진제좌측2/LOX
STS-115로부터의 ET는, 궤도선으로부터 분리된 후의 것입니다.탱크의 전면 끝 부근에 있는 그을린 자국은 SRB 분리 모터에서 나온 것입니다.

우주왕복선 외부탱크(ET)는 액체수소연료와 액체산소산화제가 들어 있는 우주왕복선 발사체의 부품이었다.이륙과 상승 중에, 그것은 연료와 산화제를 압력으로 궤도선의 3개의 RS-25 주 엔진에 공급했다.ET는 메인 엔진 차단(MECO) 후 불과 10초 만에 방출돼 지구 대기권으로 재진입했다.솔리드 로켓 부스터와 달리 외부 탱크는 재사용되지 않았다.그들은 인도양(또는 직접 삽입 발사 궤적의 경우 태평양)에서 충돌하기 전에 선박 항로에서 떨어져 나갔고 [2]회수되지 않았습니다.

개요

외부 탱크는 처음 두 번의 우주왕복선 발사를 위해 흰색으로 칠해졌다.
STS-3 이후로는 페인트칠을 하지 않은 채 방치되었습니다.

ET는 우주왕복선의 가장 큰 요소였고 적재 시 가장 무거웠다.이는 다음 3가지 주요 구성요소로 구성되어 있습니다.

  • 순방향 액체 산소(LOX) 탱크
  • 대부분의 전기 부품을 포함하는 무압축 인터탱크
  • 액체 수소의 밀도가 매우 낮기 때문에 이것은 가장 큰 부분이었지만 상대적으로 가벼웠다.2

ET는 발사 당시 우주왕복선의 "등뼈"로 우주왕복선 고체 로켓 부스터(SRB)와 궤도선에 부착할 수 있는 구조적인 지지를 제공했다.탱크는 1개의 전방 부착 지점(탱크 사이를 통과하는 크로스빔 사용)과 1개의 후방 브래킷에서 각 SRB에 연결되었고, 1개의 전방 부착 2중대 및 2개의 후방 2중대에서 궤도선에 연결되었다.선미 부착 영역에는 탱크와 궤도선 사이에 유체, 가스, 전기 신호 및 전력을 운반하는 배꼽도 있었다.궤도선과 두 개의 고체 로켓 부스터 사이의 전기 신호와 제어 장치도 이 배꼽을 통해 전달되었다.

외부 탱크는 항상 폐기되었지만,[3] 궤도에서 재사용할 수 있었을지도 모른다.재사용 계획은 행성간 임무(예: 화성)를 위한 로켓 연료 탱크로서 여분의 거주 공간 또는 연구 공간으로 우주 정거장에 통합되는 것에서부터 궤도를 도는 [3]공장의 원료에 이르기까지 다양했다.

또 다른 개념은 ET를 부피가 큰 [4]화물의 운반선으로 사용하는 것이었다.한 가지 제안은 7미터 구경 망원경의 1차 거울을 [4]탱크와 함께 운반하는 것이었다.또 다른 개념은 Aft Cargo Carrier(ACC;[5] 화물 운송 회사)였다.

버전

수년간 NASA는 전체적인 효율을 높이기 위해 ET의 무게를 줄이기 위해 노력했다.ET로부터의 중량은 우주왕복선의 [6]화물 수송 능력을 거의 똑같이 증가시켰다.

표준 중량 탱크

원래 ET는 비공식적으로 표준 중량 탱크(SWT)로 알려져 있으며, 많은 항공 우주 분야에서 사용되는 고강도 알루미늄 구리 합금인 2219 알루미늄 합금으로 제작되었습니다.STS-1과 STS-2에 사용된 첫 번째 두 개는 우주왕복선이 [7]발사대에서 보내는 긴 시간 동안 탱크를 자외선으로부터 보호하기 위해 흰색으로 도색되었다.이것이 문제가 되지 않았기 때문에 Martin Marietta(현재의 Lockheed Martin의 일부)는 STS-3에서 시작하는 녹슨 색상의 스프레이 온 단열재를 도장하지 않고 그대로 유지함으로써 중량을 줄였고 약 272kg(600lb)[8]을 줄였습니다.

STS-4 이후 간헐천 방지 라인을 삭제함으로써 수백 파운드를 줄일 수 있었습니다.이 라인은 산소 공급 라인과 평행하여 액체 산소의 순환 경로를 제공합니다.이는 발사 전 탱크 작업(LOX 로딩) 중에 공급 라인에 산소가 축적되는 것을 줄여줍니다.지상 시험과 몇 개의 우주왕복선 임무에서 나온 추진제 적재 데이터를 평가한 후, 이후 임무를 위해 간헐천 방지 라인을 제거했다.ET의 총 길이와 직경은 변경되지 않습니다.STS-7로 비행한 마지막 SWT는 약 77,000파운드(35,000kg)의 비활성 중량이었습니다.

경량 탱크

Space Shuttle 외부 탱크가 차량 조립 건물로 이동 중

STS-6 미션을 시작으로 경량 ET(LWT)가 도입되었습니다.이 탱크는 대부분의 셔틀 비행에 사용되었고, 마지막으로 불운한 우주왕복선 컬럼비아호(STS-107)에서 사용되었다.탱크의 무게는 약간 다르지만, 각각의 무게는 약 66,000파운드(30,000kg)의 비활성 상태입니다.

SWT의 무게 감소는 스트링거(수소 탱크의 길이를 달리는 구조 보강재)의 일부를 제거하고, 보강재 링을 적게 사용하며, 수소 탱크의 주요 프레임을 수정함으로써 달성되었다.또한 탱크의 상당 부분을 두께를 줄이기 위해 다른 방식으로 밀링 가공하였으며, ET의 후방 고체 로켓 부스터 장치의 중량은 더 강하면서도 가볍고 저렴한 티타늄 합금을 사용하여 감소하였다.

초경량 전차

Super Lightweight Tank(SLWT; 초경량탱크)는 1998년 STS-91로 처음 비행했으며 이후 두 가지 예외(STS-99와 STS-107)[9]를 제외하고 모든 임무에 사용되었다.SLWT는 탱크 구조의 대부분에 알루미늄-리튬 합금(Al 2195)을 사용했다는 점을 제외하고는 기본적으로 LWT와 동일한 설계를 가지고 있었습니다.이 합금은 LWT에 비해 탱크 중량(약 7,000파운드 또는 3,175kg)을 크게 줄였습니다.제조에는 마찰 교반 용접 기술도 포함되어 있습니다.SLWT 도입 후 생성된 모든 ET는 이 구성이었지만, 요청 시 셔틀 기간이 끝날 때까지 사용할 수 있도록 1개의 LWT가 인벤토리에 남아 있었다.SLWT는 우주왕복선이 국제우주정거장에 [10]도착하는 데 필요한 성능의 50%를 제공했다.무게의 감소로 궤도선은 ISS의 고경사 궤도까지 더 많은 탑재물을 운반할 수 있게 되었다.

ET-119를 실은 페가수스[citation needed] 바지선은 포트캐너버럴로 견인된다.

기술사양

SLWT 사양[9]

  • 길이: 153.8피트(46.9m)
  • 직경: 27.6피트(8.4m)
  • 공차중량: 58,500파운드 (26,500kg)
  • 총 발사 중량: 1,680,000파운드(760,000kg)

LOX 탱크

  • 길이: 54.6피트(16.6m)
  • 직경: 27.6피트(8.4m)
  • 볼륨 (22 psig에서): 19,541.66 cuft (146,181.8 US gal, 553,358 l)
  • LOX 질량(22psig시): 1,387,457파운드(629,340kg)
  • 동작압력: 34.7~36.7psi (239~253kPa) (절대)

인터탱크

  • 길이: 22.6피트(6.9m)
  • 직경: 27.6피트(8.4m)

좌측2 탱크

  • 길이: 97.0피트(29.6m)
  • 직경: 27.6피트(8.4m)
  • 볼륨 (29.3psig): 52,881.61 cuft (395,581.9 US gal, 1,497,440 l)
  • LH2 질량(29.3psig시): 234,265파운드(106,261kg)
  • 동작 압력: 32 ~34 psi (220 ~230 kPa) (절대)
  • 동작시 온도: -423°F(-253°[10]C)

청부업자

외부 탱크의 계약자는 루이지애나 주 뉴올리언스의 록히드 마틴(이전에는 마틴 마리에타)이었다.이 탱크는 뉴올리언스의 미후드 조립 시설에서 제작되어 바지선을 통해 케네디 우주 센터로 운반되었다.

구성 요소들

ET에는 LOX 탱크, 인터 탱크 및 LH 탱크의2 세 가지 주요 구조가 있습니다.두 탱크 모두 필요에 따라 지지대 또는 안정성 프레임이 있는 알루미늄 합금 표면으로 구성됩니다.인터탱크 알루미늄 구조에는 안정화 프레임이 있는 스킨 스트링어가 사용됩니다.세 가지 구조 모두에 사용되는 1차 알루미늄 재료는 2195 및 2090 합금입니다.AL 2195는 Lockheed Martin과 레이놀즈가 저온 발생학을 저장하기 위해 설계한 Al-Li 합금입니다(그리고 Al 2219를[11] 사용한 ET - 이전 버전의 SLW 버전에 사용됨).Al 2090은 상업적으로 이용 가능한 Al-Li 합금입니다.

외부 탱크의 구조

액체 산소 탱크

LOX 탱크는 ET의 상부에[a] 위치하며, 공기역학적 항력 및 공기 열역학적 발열을 줄이기 위한 오브 형상을 갖추고 있습니다.오브 노즈 섹션은 평평한 탈착식 커버 플레이트와 노즈 콘으로 캡을 씌웁니다.노즈 콘은 추진 및 전기 시스템 구성 요소의 공기역학 페어링 역할을 하는 탈착식 원추형 어셈블리로 구성됩니다.노즈 콘의 가장 앞쪽 요소는 주조 알루미늄 피뢰침 역할을 합니다.LOX 탱크 부피는 22psi(150kPa) 및 -297°F(90.4K; -182.8°C)에서 19,744cuft(559.1m3)입니다.

탱크는 17인치(430mm) 직경의 공급 라인으로 공급되며, 이 공급 라인은 인터탱크를 통해 액체 산소를 전달한 다음 ET 외부로 후방 우측 ET/궤도 분리 탯줄을 통해 공급됩니다.직경 17인치(430mm)의 공급 라인은 RS-25가 104%에서 작동할 때 약 2,787lb/s(75,800kg/min)의 속도로 액체 산소를 흐르게 하거나 최대 17,592US gal/min(1.1099m3/s)의 흐름을 허용합니다.

공기역학적 하중을 제외한 모든 하중은 LOX 탱크에서 인터탱크와의 볼트로 체결된 플랜지 조인트 인터페이스로 전달됩니다.

또한 LOX 탱크에는 오일 슬러시를 흡수하기 위한 내부 슬러시 배플과 소용돌이 배플이 포함되어 있습니다.보텍스 배플은 슬러시로 인한 오일 스월을 줄이고 공급된 LOX에 가스가 끼는 것을 방지하기 위해 LOX 공급 출구 위에 장착됩니다.

인터탱크

인터탱크는 LOX와 좌측2 탱크 사이의 ET 구조 연결부입니다.주요 기능은 SRB로부터 모든 추력 하중을 수신 및 분배하고 탱크 간에 하중을 전달하는 것이다.

2개의 SRB 전방 부착 피팅은 탱크 간 구조에서 180° 간격으로 배치됩니다.빔은 탱크 간 구조 전체에 걸쳐 연장되어 설치 금구에 기계적으로 고정됩니다.SRB가 작동 중일 때는 높은 응력 부하로 인해 빔이 휘어집니다.이러한 하중은 피팅으로 전송됩니다.

SRB 부착 부속품에 인접한 것은 주 링 프레임입니다.하중은 피팅에서 주 링 프레임으로 전달되며, 주 링 프레임은 접선 하중을 탱크 간 표면에 분산시킵니다.스러스트 패널이라고 불리는 탱크 간 표면의 두 패널은 집중된 축방향 SRB 스러스트 하중을 LOX 및2 LH 탱크와 인접한 탱크 간 스킨 패널로 분산합니다.인접한 패널은 6개의 스트링거 보강 패널로 구성됩니다.

인터탱크는 운용 계측기를 수용하기 위한 보호 컴파트먼트로서도 기능한다.

액체 수소 탱크

길이 21m, 직경 17인치(430mm)의 액체 산소 공급선은 액체 수소 탱크의 우측을 따라 외부로 연결되어 인터탱크로 들어갑니다.2개의 5인치(130mm) 직경의 재압력 라인이 옆에 있습니다.하나는 액체 수소 탱크에 수소가스를 공급하고 다른 하나는 액체 산소 탱크에 산소가스를 공급한다.발사 중 각 탱크의 ULLAGE 압력을 유지하기 위해 사용됩니다.

좌측2 탱크는 ET의 하단부입니다[a].탱크는 4개의 원통형 배럴 섹션, 전방 돔 및 후방 돔으로 구성됩니다.배럴 섹션은 5개의 주요 링 프레임으로 결합됩니다.이러한 링 프레임은 부하를 수신 및 분산합니다.전방 돔-배럴 프레임은 인터탱크 구조를 통해 가해지는 하중을 분산하며, LH 탱크를2 인터탱크에 부착하기 위한 플랜지이기도 합니다.선미 메이저 링은 선미 궤도 지지 스트럿으로부터 궤도선 유도 하중을, 선미 SRB 지지 스트럿으로부터 SRB 유도 하중을 받습니다.나머지 3개의 링 프레임은 궤도선 스러스트 하중과 LOX 피드라인 지지 하중을 분산합니다.프레임으로부터의 하중은 배럴 스킨 패널을 통해 분산됩니다.LH2 탱크의 부피는 29.3psi(202kPa) 및 -423°F(-252.8°C)(저온 발생)에서 53,488입방피트(1,514.6m3)입니다.

NASA 로켓 공장 조립 중 액체 수소 탱크 내부, 규모에 맞게 사람 포함

앞쪽 돔과 뒤쪽 돔의 변형된 타원체 모양은 동일합니다.전방 돔의 경우 좌측 환기 밸브, 좌측2 가압2 라인 피팅 및 전기 피드 스루 피팅에 대한 장착 조항이 포함되어 있습니다.후방 돔에는 좌측2 피드라인 스크린에 접근할 수 있는 맨홀 피팅과 좌측 피드라인용2 서포트 피팅이 있습니다.

또한 LH 탱크에는2 슬로시로 인한 스월을 줄이고 공급된2 LH에 가스가 끼는 것을 방지하기 위한 보텍스 배플이 있습니다.배플은 좌측 탱크의2 후부 돔 바로 위에 있는 사이펀 출구에 있습니다.이 콘센트는 탱크에서 나온 액체 수소를 17인치(430mm) 라인을 통해 좌측 후방의 탯줄로 전달합니다.액체 수소 공급 라인 유량은 주 엔진이 104%일 때 465 lb/s(12,700 kg/min) 또는 최대 유량은 47,365 US gal/min(23.9883 m/s)입니다.

열보호시스템

Orbiter 부착 하드웨어, 액체 수소 탯줄 연결부(왼쪽) 및 액체 산소 탯줄 연결부(오른쪽)가 탱크 하단에 표시됩니다.

ET 열 보호 시스템은 주로 스프레이 온 폼 단열재(SOFI)와 미리 성형된 폼 조각 및 애블레이터 재료로 구성됩니다.이 시스템에는 공기 액상화를 방지하기 위해 페놀성 단열재를 사용하는 것도 포함됩니다.액체 수소 탱크 부착 장치는 노출된 금속에서 공기의 액상화를 방지하고 액체 수소로의 열 흐름을 줄이기 위해 필요합니다.액체 산소가 따뜻해지면 열 요구량이 줄어들지만 액체 산소 탱크 전방 영역의 알루미늄은 공기 가열로부터 보호해야 합니다.한편, 후면의 단열재는 액화공기가 탱크간에 고이는 것을 방지한다.산소탱크의 중간 실린더와 추진제 라인은 습기로 응축된 서리의 예상 깊이를 견딜 수 있었지만, 궤도선은 얼음이 깨지는 피해를 입지 않았다.열 보호 시스템의 무게는 4,823파운드(2,188kg)입니다.

ETs 열 보호 시스템의 개발은 문제가 있었습니다.폼 적용의 이상 징후는 매우 빈번하여 안전 사고가 아닌 분산으로 처리되었다.NASA는 프로그램의 전체 역사 동안 비행 중 거품 파편이 분리되는 것을 막는 데 어려움을 겪었다.

  • STS-1Columbia, 1981년: 승무원은 궤도선-외부 탱크 비행 중 흰 물질이 창문을 통해 흐른다고 보고한다.승무원의 추정 규모:1⁄4 인치 (6 mm)에서 주먹 크기까지.착륙 후 보고서에는 알려지지 않은 위치에서 폼이 손실될 수 있으며 다양한 원인으로 인해 300개의 타일을 완전히 교체해야 한다고 기술되어 있습니다.
  • STS-4 Columbia, 1982년: PAL 램프 손실; 40개의 타일을 완전히 교체해야 합니다.
  • STS-5 Columbia, 1982년: 높은 타일 손실률 지속.
  • STS-7 Challenger, 1983년: 50×30cm(20×12인치) 바이포드 램프 손실 사진, 수십 개의 스폿 손실.[12]
  • STS-27 Atlantis, 1988년 : 기원이 불분명한 큰 손실, 전체 타일 손실 1건 발생.수백 개의 작은 손실들.
  • STS-32 Columbia, 1990년: Bipod 램프 손실, 최대 직경 70cm의 5개 지점 손실 및 타일 손상.[13]
  • STS-50 Columbia, 1992: Bipod 램프 손실.20×10×1cm 타일 손상.[13]
  • STS-52 Columbia, 1992년: 바이포드 램프 일부, 잭패드 분실.총 290개의 타일 자국이 있고 16개가 1인치보다 큽니다
  • STS-62 Columbia, 1994: 2족 진입로의 일부가 손실되었습니다.

1995년, 클로로플루오로카본-11(CFC-11)은 청정대기법 제610조에 의거한 환경보호청의 CFC 금지법에 따라 대규모 기계 살포 거품에서 철수하기 시작했다.대신, HCFC-141b로 알려진 염화염화불화탄소(HCFC-141b)가 사용 인증을 받았고 셔틀 프로그램에 단계적으로 참여했습니다.남은 거품, 특히 손으로 뿌린 세부 조각은 프로그램이 끝날 때까지 CFC-11을 계속 사용했습니다.이러한 영역에는 문제가 있는 바이포드 및 PAL 램프와 일부 피팅 및 인터페이스가 포함됩니다.특히 바이포드 램프의 경우,[14] "탱크의 그 부분에 폼을 적용하는 프로세스는 1993년 이후 변경되지 않았다.HCFC 141b를 포함하는 "새로운" 폼은 1996년 STS-79 비행 중 ET-82의 후미 돔 부분에 처음 사용되었다.HCFC 141b의 사용은 1997년 STS-86으로 비행한 ET-88을 시작으로 ETs 지역 또는 탱크의 더 큰 부분으로 확대되었다.

2003년 1월 16일 STS-107이 발사되는 동안, 탱크의 2족 진입로 중 하나에서 떨어져 나온 발포 단열재 조각이 시속 수백 마일의 속도로 우주왕복선 컬럼비아의 날개 앞쪽 가장자리를 강타했다.이 충격으로 왼쪽 날개의 앞쪽 가장자리에 있는 비교적 큰 강화 탄소-탄소 패널 하나가 파손된 것으로 추정되는데, 이는 농구공만한 크기로 추정되며, 며칠 후 재진입하는 동안 과열된 가스가 날개 상부 구조물에 들어갈 수 있게 했다.이로 인해 컬럼비아호는 파괴되었고 승무원들은 목숨을 잃었다.보고서는 외부 연료 탱크 ET-93이 "BX-250으로 제조되었다"는 것을 확인했는데, 이 발포제는 신형 HCFC 141b가 [15]아닌 CFC-11이었다.

2005년에는 폼 셰이트 문제가 완전히 해결되지 않았습니다. STS-114에서는 탱크에 장착된 추가 카메라가 탱크의 케이블 트레이 및 가압 라인 아래에서 불안정한 공기 흐름을 방지하도록 설계된 프로튜버언스 에어 로드(PAL) 램프 중 하나에서 분리된 폼 조각을 촬영했습니다.PAL 램프는 수동으로 분사된 폼 층으로 구성되며, 이물질의 원인이 될 가능성이 높습니다.그 거품 조각은 궤도선에 영향을 주지 않았다.

STS-114 임무와 동시에 발표된 보고서는 수정 및 업그레이드 중에 ET를 과도하게 취급하는 것이 디스커버리 비행 복귀 임무의 폼 손실의 원인이 될 수 있음을 시사한다.그러나 이후 3개의 셔틀 미션(STS-121, STS-115, STS-116)이 수행되었으며, 모두 "허용 가능한" 수준의 폼 손실이 발생했다.그러나 STS-118에서는 탱크의 피드라인 부착 브래킷에서 떨어진 직경 약 3.9인치(100mm)의 거품(및/또는 얼음) 조각이 후미 스트럿 중 하나를 튕겨나가 날개 밑면에 부딪혀 타일 2개가 손상되었습니다.그 손상은 위험하다고 여겨지지 않았다.

하드웨어

2006년 12월 STS-116 발사 전 우주왕복선 발견.디스커버리호의 날개 밑에는 꼬리 돛대가 있는데, 꼬리 돛대는 궤도선에 액체-산소선과 액체-수소선을 포함한 여러 개의 탯줄을 제공한다.금색 외부 탱크 위에는 가스 산소 벤트 암의 끝에 있는 벤트 후드("비니 캡"이라고 함)가 있으며, 고정 서비스 구조에서 연장되어 있습니다.증기는 외부 탱크에 있는 액체 산소를 비등시킨다.후드는 우주 왕복선 차량에서 산소 증기를 배출합니다.

외부 하드웨어, ET 궤도 부착 부속품, 탯줄 부속품 및 전기 및 범위 안전 시스템의 무게는 9,100파운드(4,100kg)입니다.

환기구 및 방출 밸브

각 추진제 탱크의 전방 단부에는 환기 및 방출 밸브가 있습니다.이 이중기능 밸브는 발사 전 통풍구 기능을 위한 지상지원장비로 열 수 있으며, 액체수소탱크의 ULLage(빈 공간) 압력이 38psi(260kPa)에 도달하거나 액체산소탱크의 ULLage 압력이 25psi(170kPa)에 도달했을 때 열 수 있다.

초기 비행에서 액체 산소 탱크의 전방 끝에는 별도의 폭약식 추진식 텀블 벤트 밸브가 있었습니다.분리 시 액체 산소 텀블 벤트 밸브가 열리면서 분리 기동을 지원하고 ET의 진입 공기역학을 보다 적극적으로 제어할 수 있게 되었습니다.추락 밸브가 작동한 마지막 비행은 STS-36이었다.

2개의 후방 외부 탱크 탯줄 플레이트 각각은 궤도선상의 대응하는 플레이트와 짝을 이룬다.판은 배꼽 사이의 정렬을 유지하는데 도움을 준다.탯줄판에서의 물리적인 힘은 대응하는 탯줄판을 함께 묶음으로써 얻을 수 있다.궤도선 GPC가 외부 탱크 분리를 명령하면 볼트는 폭약식 장치에 의해 절단됩니다.

ET에는 5개의 추진제 탯벌 밸브가 있어 궤도선 탯벌과 연결된다: 액체 산소 탱크용 2개, 액체 수소 탱크용 3개.액체 산소 탱크 탯줄 밸브 중 하나는 액체 산소용이고 다른 하나는 기체 산소용입니다.액체 수소 탱크 탯줄에는 액체용 밸브 2개와 가스용 밸브 1개가 있다.중간 직경의 액체 수소 탯줄은 출시 전 액체 수소 냉각 시퀀스 동안만 사용되는 재순환 탯줄입니다.

기술자가 STS-127을 스크럽한 후 이 커넥터에서 수소 레벨이 상승하여 GUCP를 검사합니다.

ET가 충전되면 고정 서비스 구조에서 늘어나는 암의 대경 파이프에 걸쳐 탯줄 접속을 통해 잉여 수소가 배출된다.ET와 서비스 구조 사이의 이 파이프는 접지 탯줄 반송판(GUCP)에서 연결됩니다.GUCP에는 수소 수치를 측정하기 위한 센서도 설치되어 있습니다.STS-80, STS-119, STS-127 및 STS-133의 카운트다운이 중단되어 이 접속에서의 수소 누출로 인해 이후 케이스에서는 몇 주간의 지연이 발생합니다.이를 위해서는 탱크를 완전히 배출하고 20시간 동안 헬륨 가스 퍼지를 통해 모든 수소를 제거한 후 정비사가 [16]문제를 검사 및 수리해야 합니다.

고정 서비스 구조의 스윙 암에 장착된 캡은 카운트다운 중에 ET 상단의 산소 탱크 벤트를 덮고 이륙 약 2분 전에 수축됩니다.이 뚜껑은 ET에 대규모 얼음 축적을 일으킬 수 있는 산소 증기를 흡수하여 발사 시 궤도선의 열 보호 시스템을 보호합니다.

있는 센서

좌측2 탱크 내 ECO 센서의 위치

연료와 산화제 각각 4개씩 8개의 추진제 고갈 센서가 있습니다.연료 고갈 센서는 연료 탱크 하단에 있습니다.산화제 센서는 공급 라인 분리 다운스트림의 오비터 액체 산소 공급 라인 매니폴드에 장착됩니다.RS-25 추력 동안, 궤도선 범용 컴퓨터는 추진제의 사용으로 인해 지속적으로 차량의 순간 질량을 계산한다.일반적으로 주 엔진 차단은 미리 정해진 속도를 기준으로 하지만 연료 또는 산화제 센서 중 2개라도 건조한 상태를 감지하면 엔진이 셧다운됩니다.

액체 산소 센서의 위치는 엔진에서 최대량의 산화제를 소비하는 동시에 산화제 펌프가 캐비티(건조)되기 전에 엔진을 정지할 수 있는 충분한 시간을 허용합니다.또한 1,100파운드(500kg)의 액체 수소가 6:1 산화제-연료 엔진 혼합비에서 요구하는 것보다 더 많이 적재됩니다.이를 통해 고갈 센서로부터의 차단은 연료가 풍부하게 공급됩니다. 산화제가 풍부한 엔진 셧다운은 엔진 구성 요소의 연소 및 심각한 침식을 유발하여 차량과 승무원의 손실로 이어질 수 있습니다.

설명되지 않은 연료 고갈 센서의 잘못된 측정으로 인해 STS-122를 비롯한 여러 셔틀 발사 시도가 지연되고 있습니다.2007년 12월 18일 탱킹테스트에서 에러의 원인이 센서 [17]자체의 고장이 아니라 배선 커넥터의 결함으로 판명되었습니다.

액체 산소 및 액체 수소 탱크의 상단에 위치한 4개의 압력 변환기가 Ulage 압력을 모니터링합니다.

ET는 또한 궤도선에서 탱크 및 2개의 SRB로 전력을 운반하고 SRB와 ET에서 궤도선으로 정보를 제공하는 두 개의 전기 배꼽을 가지고 있습니다.

ET는 셔틀과 ET가 분리된 후에도 비디오 데이터를 계속 전송할 수 있는 송신기와 함께 브래킷에 장착된 외부 카메라를 가지고 있습니다.

레인지 안전 시스템

이전의 탱크는 필요에 따라 탱크 추진제를 분산시키기 위해 항속 안전 시스템을 통합했다.여기에는 배터리 전원, 수신기/디코더, 안테나 및 무기 등이 포함되어 있습니다.STS-79 이후 이 시스템은 비활성화되었으며 STS-88과 그 이후의 모든 비행에서 완전히 제거되었습니다.

메모들

  1. ^ a b 수평/활공 비행에서는 왕복선의 위치를 궤도선으로 나타내므로 공식적으로는 "전방/후방"이라고 하지만, 발사 플랫폼에 수직으로 장착하면 "상방/하방"으로 보인다."

장래의 사용

1990년에는 외부 탱크를 달[18] 서식지나 궤도 [19]관측소로 사용할 것을 제안했다.이 제안들은 결실을 맺지 못했다.

Constellation의 Ares에 대한 기초로서

2011년 [20]우주왕복선이 퇴역함에 따라, 오리온 우주선을 특집으로 한 콘스텔레이션 프로그램이 취소되면서, NASA는 또한 두 개의 우주왕복선 유래 발사체, 즉 인간 등급의 아레스 I 승무원-발사체와 무거운 리프트의 아레스 V 화물-발사체의 첫 선을 보일 것이다.

아레스 I과 아레스 V는 모두 첫 번째 스테이지에 수정된 5 세그먼트 고체 로켓 부스터를 사용했지만, ET는 아레스 V의 첫 번째 스테이지와 아레스 I의 두 번째 스테이지의 베이스라인 기술로서 기능했을 것이다.비교적으로 아레스 I의 두 번째 스테이지에는 약 26,000 LO (98,000 GAL)의 용량이 있을 것이다.146,000 US gal(550,000 l)을 보유한 ET는 그 [citation needed]5배가 넘는 양입니다.

5개의 RS-68 로켓 엔진 (Delta IV 로켓에 사용된 것과 같은 엔진)을 장착했을 아레스 V 1단은 직경이 Saturn V 로켓의 S-IC와 S-II 단계만큼 넓을 것이다.동일한 내부 ET 구성(탱크 간 구조로 분리된 별도의2 LH 및 LOX 탱크)을 사용했지만 LH 및 LOX 주입 및 배출을 직접 수용하도록2 구성되었을 수 있으며, LH 셔틀에서2 사용되는 것과 같은 접이식 암의 LOX 환기도 가능합니다.

토성 V, 우주왕복선, 아레스 I, 아레스 IV, 아레스 V의 비교

반면 아레스 I 2단계는 현재 ET에 사용되는 분무식 단열재만 사용했을 것이다.당초 아레스 V와 셔틀 ET와 같은 구성을 한 NASA는 2006년 설계 검토를 마치고 무게와 비용을 절감하기 위해 S-II에서 성공적으로 사용된 추진체와 LH/LOX2 복합 탱크를 사용하여 2단 내부 구조를 재구성하기로 결정했다.새턴 V 로켓의 S-IVB 단계입니다.아레스 V와 달리 아레스 I 시스템은 새턴 IB와 새턴 V 로켓에 사용되는 전통적인 충전/배수/배기 시스템을 사용했을 것이지만,[citation needed] "도약 개구리" 속도 때문에 SRB 점화 시 아레스 I가 예상하는 빠른 추출 암과 함께 사용될 것입니다.

당초 예상했던 대로 아레스 I과 아레스 V는 모두 RS-25 엔진의 개량된 "폐기" 버전을 사용했지만, 적절한 시기에 연구개발 비용을 절감하고 NASA 관리국 Michael D에 의해 정해진 일정을 유지할 필요가 있기 때문입니다. 그리핀은 2011년까지 아레스와 오리온을 발사할 예정이며, NASA는 2006년 검토 후 아레스 V의 경우 저렴한 RS-68 엔진으로, 아레스 I의 경우 성능이 향상된 J-2 엔진으로 교체하기로 결정했다.효율성이 낮은 RS-68로 전환했기 때문에, 아레스 V는 여분의 추진제를 수용하기 위해 28.6에서 33피트(8.72에서 10.06m)로 넓어졌고, 아레스 I은 원래의 RS-25보다 추진력이 덜한 J-2X 상단의 5번째 고체 로켓 세그먼트를 포함하도록 재구성되었다.이러한 균형 때문에 NASA는 단순하고 높은 추력을 가진 RS-68 엔진(SSME와 같이 발사 및 작동하도록 재구성됨)을 사용함으로써 약 3,500만 달러를 절감하는 동시에 에어 스타트 가능한 Ares I용 RS-25에 필요한 비용이 드는 테스트를 없앨 수 있었습니다.

DIRECT용으로 제안

제안된 대체 셔틀 파생 차량인 DIRECT 프로젝트는 3개의 RS-25 엔진과 2개의 표준 SRBM을 갖춘 개조된 표준 직경의 외부 탱크를 승무원 발사체로 사용했을 것이다.RS-25가 하나 더 추가되고 EDS 상단이 장착된 동일한 차량이 화물 발사체 역할을 했을 것입니다.그것은 160억 달러를 절약하고, NASA의 실직을 없애고, 우주왕복선 이후의 유인 우주 비행 간격을 5년 이상에서 2년 [citation needed]이하로 줄일 계획이었다.

우주발사시스템의 핵심단계

SLS(Space Launch System)는 2020년 현재 Artemis 1호가 제작 중인 미국의 초중형 소모성 발사체이다.

로켓의 핵심 단은 직경 8.4미터(28피트)이며 4개의 RS-25 [21][22]엔진을 포함하는 메인 추진 시스템(MPs)을 장착한다.핵심 기지는 구조적으로 우주왕복선 외부 [23][24]탱크와 유사하며, 초기 비행에서는 우주왕복선 프로그램에서 [25]남겨진 변형된 RS-25D 엔진을 사용할 것이다.이후 항공편은 재사용이 [26]의도되지 않은 더 저렴한 버전의 엔진으로 전환될 것이다.

풀리지 않은 하드웨어

MPTA-ET에는 우주왕복선 패스파인더의 중량을 미국 우주로켓센터에서 지탱하기 위한 추가적인 내부 구조[27] 지지대가 포함되어 있습니다.

MPTA-ET는 우주왕복선 패스파인더와 함께 앨라배마주 헌츠빌에 있는 미국 우주 로켓 센터에 전시되어 있다.

ET-94(구형 LWT)는 로스앤젤레스에 있으며 2019년 새뮤얼 오스친 항공우주센터가 문을 [28][29]열면 캘리포니아 과학센터에 우주왕복선 엔데버와 함께 전시될 예정이다.

제조가 중단되었을 때 다른 세 개의 외부 탱크는 준비 중이었다.ET-139는 제조의 고도 단계에 있으며 ET-140과 ET-141은 [30][31]제조의 초기 단계에 있습니다.

「 」를 참조해 주세요.

레퍼런스

  1. ^ Aerojet Rocketdyne, RS-25 엔진 (2014년 7월 22일 입수)
  2. ^ "External Tank". NSTS 1988 News Reference Manual. NASA. September 1988. Retrieved 2014-01-19.
  3. ^ a b "Archived copy". Archived from the original on 2015-04-07. Retrieved 2015-01-07.{{cite web}}: CS1 maint : 제목으로 아카이브 복사 (링크) astronautix.com (NASA 보고서, 우주 수송 시스템의 외부 탱크 활용 [1])
  4. ^ a b "The Very Large Space Telescope (VLST)". SOMTC - Advanced Concepts Studies. NASA. Archived from the original on May 12, 2013.
  5. ^ D. Portree - 우주왕복선 (후부 화물 수송선 포함) - 아폴로 너머 (wired.com)
  6. ^ "External Tank". NASA. Retrieved 2010-11-25.
  7. ^ "Columbia's White External Fuel Tanks". Space.com.
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  9. ^ a b http://www.lockheedmartin.com/data/assets/12742.pdf "FACT SHEAT SHEET SHERTLE 외부 탱크" 2007년[permanent dead link] 4월
  10. ^ a b "External Fuel Tank by the Numbers". Lockheed Martin. Archived from the original on January 3, 2008.
  11. ^ 2013년 12월 12일, NASA의 초경량 외부 탱크가 회수되었다.
  12. ^ "STS-7". Astronautix.com. Archived from the original on 2010-11-29. Retrieved 2010-11-25.
  13. ^ a b 2007년 7월 15일 이전 Wayback Machine에서 발생한 절연 문제
  14. ^ Bridis, Ted. "폼이 콜롬비아에 앞서 비행에 대한 우려를 표명했다", Deseret News (Salt Lake City), 2003년 3월 22일, 페이지 1: http://findarticles.com/p/articles/mi_qn4188/is_20030322/ai_n11384413
  15. ^ 콜롬비아 사고 조사 위원회 보고서, 제2권, 부록 D, 섹션 11.3 및 그림 11-1, p222, 콜롬비아 사고 조사 위원회,
  16. ^ "The Ground Umbilical Carrier Plate". NASA. Archived from the original on 2010-11-24.
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  18. ^ King CB, Butterfield AJ, Hypes WD, Nealy JE, Simonsen LC (1990). "Lunar habitat concept employing the space shuttle external tank". Journal of Spacecraft and Rockets. 27 (3): 225–6. Bibcode:1990JSpRo..27..225K. doi:10.2514/3.26128. PMID 11539123.
  19. ^ "SHUTTLE'S THROWAWAY EXTERNAL TANK -- INSTEAD, COLLECTING AND USING THEM IN ORBIT". Archived from the original on 2014-03-29. Retrieved 2014-02-27.
  20. ^ NASA의 발사 일정, 2009/09/23에 액세스
  21. ^ "space launch system" (PDF). NASAfacts. 2012. Archived from the original (PDF) on 2012-08-13.
  22. ^ Chris Bergin (October 4, 2011). "SLS trades lean towards opening with four RS-25s on the core stage". NASASpaceFlight.com. Retrieved 2012-01-26.
  23. ^ Stephen Clark (March 31, 2011). "NASA to set exploration architecture this summer". Spaceflight Now. Retrieved 26 May 2011.
  24. ^ Chris Bergin (14 September 2011). "SLS finally announced by NASA – Forward path taking shape". NASASpaceFlight.com. Retrieved 26 January 2012.
  25. ^ Sloss, Philip. "NASA ready to power up the RS-25 engines for SLS". NASASpaceFlight.com. Retrieved 2015-03-10.
  26. ^ Campbell, Lloyd (25 March 2017). "NASA conducts 13th test of Space Launch System RS-25 engine". SpaceflightInsider.com. Retrieved 29 April 2017.
  27. ^ Phillips, Scott (2014). Remove before flight : memoir of a space shuttle team member. Mustang, Okla.: Tate Publishing & Enterprises. ISBN 9781633675001. OCLC 894541100.
  28. ^ "The California Science Center's External Tank". californiasciencecenter.org. Retrieved 2015-05-29.
  29. ^ "Space Shuttle External Tank Completes Road Trip to CA Science Center". space.com. Retrieved 2016-12-09.
  30. ^ "Completed SD HLV assessment highlights low-cost post-shuttle solution". Nasaspaceflight.com. 2010-06-18. Retrieved 2010-11-25.
  31. ^ "Downstream shuttle planning: CLFs, AMS noted, MAF working on extra ETs". Nasaspaceflight.com. 2009-02-11. Retrieved 2010-11-25.

추가 정보

  • "외부 탱크 열 보호 시스템" NASA 사실 비행 포커스 지역, 미국항공우주국, 앨라배마주 헌츠빌 마셜 우주 비행 센터 (Pub 8-40392, FS2005-4-10-MSFC, 2005년 4월)
  • 미국 항공 우주국부스터 시스템 개요Basic, Rev F, PCN 1, 2005년4월 27일
  • 미국 항공 우주국셔틀 시스템 설계 기준. 제1권: 셔틀 퍼포먼스 평가 데이터북.NST 08209, Volume I, 리비전 B.1999년 3월 16일

외부 링크

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