Введение

Компонент ракеты-носителя космического челнока

Внешний бак (ET) космического челнока являлся компонентом ракеты-носителя космического челнока, содержавшим жидкий водород в качестве топлива и жидкий кислород в качестве окислителя. Во время взлета и набора высоты он подавал топливо и окислитель под давлением к трем основным двигателям RS 25, расположенным на орбитальном аппарате. Внешний бак сбрасывался примерно через 10 секунд после выключения главных двигателей (MECO) и повторно входил в атмосферу Земли. В отличие от твердотопливных ускорителей, внешние баки не использовались повторно. Они разрушались до столкновения с поверхностью в Индийском (или Тихом океане в случае траекторий запуска прямого выведения), вдали от судоходных путей и не подлежали восстановлению.

Версии

На протяжении многих лет NASA работала над снижением веса разгонного блока (ET) для повышения общей эффективности. Снижение веса разгонного блока привело к почти равному увеличению грузоподъемности космического корабля «Спейс Шаттл».

Оранжевый цвет

Оранжевый цвет внешнего бака соответствует цвету наносимой пеной изоляции. Первые два бака, использованные в миссиях STS-1 и STS-2, были окрашены в белый цвет для защиты баков от ультрафиолетового излучения в течение длительного времени, пока шаттл находился на стартовой площадке перед запуском. Инженер NASA Фарук Хунейди сообщил агентству, что краска фактически не защищала пену. Компания Martin Marietta (ныне часть Lockheed Martin) снизила вес, оставив изоляцию с ржавым напылением неокрашенной, начиная с миссии STS-3, что позволило сэкономить приблизительно.

Стандартный вес резервуара

Оригинальный ET неофициально известен как Standard Weight Tank (SWT) и был изготовлен из алюминиевого сплава 2219, высокопрочного алюминиево-медного сплава, используемого во многих аэрокосмических применениях. После STS-4 вес был уменьшен на несколько сотен фунтов за счет удаления анти-гейзерной линии. Эта линия шла параллельно линии подачи кислорода, обеспечивая циркуляцию жидкого кислорода. Это снижало накопление газообразного кислорода в линии подачи во время предстартовой заправки (загрузки LOX). После анализа данных о заправке топливом, полученных в ходе наземных испытаний и первых нескольких миссий космического шаттла, анти-гейзерная линия была исключена из конструкции для последующих миссий. Общая длина и диаметр ET остались без изменений. Последний SWT, использованный в миссии STS-7, имел вес, близкий к пустому.

Легкий танк

Начиная с миссии STS-6, был введен облегченный ET (LWT). Этот бак использовался для большинства полетов шаттлов и последний раз был применен при запуске трагической миссии STS-107. Хотя баки незначительно различались по весу, каждый из них весил приблизительно столько-то инертной массы. Снижение веса по сравнению с SWT было достигнуто за счет исключения части стрингеров (продольных силовых элементов, идущих вдоль длины водородного бака), уменьшения количества обручей жесткости и модификации основных шпангоутов водородного бака. Кроме того, значительные участки обшивки бака были обработаны фрезерованием для уменьшения толщины, а вес задних креплений твердотопливных ускорителей был снижен за счет использования более прочного, легкого и экономичного титанового сплава.

Сверхлегкий танк

Сверхлегкий бак (SLWT) впервые был испытан в полете в 1998 году на STS-91 и использовался во всех последующих миссиях, за исключением двух (STS-99 и STS-107). SLWT имел в основном ту же конструкцию, что и LWT, за исключением того, что для большей части конструкции бака использовался сплав алюминия и лития (Al 2195). Этот сплав обеспечивал значительное снижение веса бака (примерно на [значение опущено] ) по сравнению с LWT. В производстве также применялась технология сварки трением перемешиванием. Хотя все баки ET, произведенные после внедрения SLWT, имели такую конфигурацию, один LWT оставался на складе для использования по запросу до конца эры шаттлов. SLWT обеспечил 50% прироста характеристик, необходимых для достижения шаттлом Международной космической станции. Снижение веса позволило орбитальному аппарату доставлять на высоконаклонную орбиту МКС больше полезной нагрузки.

Технические спецификации

Спецификации SLWT). Al 2090 – коммерчески доступный алюминиево-литиевый сплав.

Резервуар с жидким кислородом

Танк LOX расположен в верхней части ET и имеет огивальную форму для снижения аэродинамического сопротивления и аэротермодинамического нагрева. Огивальная носовая часть закрыта плоской съемной крышкой и носовым конусом. Носовой конус состоит из съемного конического узла, который служит аэродинамическим обтекателем для компонентов силовой установки и электрической системы. Самый передний элемент носового конуса выполняет функцию молниеотвода из литого алюминия. Объем танка LOX составляет и (криогенный). Танк подключается к подающей линии диаметром, которая транспортирует жидкий кислород через межрезервуар, а затем за пределы ET к разъединительному шлангу ET/орбитального аппарата с правой стороны в кормовой части. Подающая линия диаметром позволяет жидкому кислороду течь со скоростью приблизительно при работе двигателей RS 25s на 104% или обеспечивает максимальный расход . Все нагрузки, за исключением аэродинамических, передаются от танка LOX через болтовое фланцевое соединение к межрезервуарному отсеку. Танк LOX также включает внутренний успокоитель колебаний и вихревой успокоитель для гашения колебаний жидкости. Вихревой успокоитель установлен над выходным отверстием подачи LOX для уменьшения завихрений жидкости, вызванных колебаниями, и предотвращения захвата газов в подаваемом LOX.

Межтанковые

Межтанковый блок является структурной связью между баками LOX и LH2. Его основными функциями являются прием и распределение всех тяговых нагрузок от твердотопливных ускорителей (SRB) и передача нагрузок между баками. Два передних узла крепления SRB расположены на расстоянии 180° друг от друга на конструкции межтанкового блока. Балка протянута через конструкцию межтанкового блока и механически закреплена к узлам крепления. Во время работы SRB балка будет изгибаться из-за высоких нагрузок. Эти нагрузки будут передаваться на узлы крепления. Рядом с узлами крепления SRB расположена основная кольцевая рама. Нагрузки передаются от узлов крепления на основную кольцевую раму, которая затем распределяет тангенциальные нагрузки на обшивку межтанкового блока. Две панели обшивки межтанкового блока, называемые тяговыми панелями, распределяют концентрированные осевые тяговые нагрузки SRB на баки LOX и LH2, а также на соседние панели обшивки межтанкового блока. Эти соседние панели состоят из шести панелей, усиленных стрингерными элементами. Межтанковый блок также выполняет функцию защитного отсека для размещения бортового оборудования.

Резервуар для жидкого водорода

Резервуар LH2 – это нижняя часть разгонного блока (ЭТ). Резервуар состоит из четырех цилиндрических секций корпуса, переднего купола и кормового купола. Секции корпуса соединены пятью основными кольцевыми рамами. Эти кольцевые рамы воспринимают и распределяют нагрузки. Передний купол, соединенный с рамой корпуса, распределяет нагрузки, передаваемые через межблочную конструкцию, и служит фланцем для крепления резервуара LH2 к межблочному отсеку. Задняя главная кольцевая рама воспринимает нагрузки, создаваемые орбитальным аппаратом, от задних опор орбитального аппарата, а также нагрузки, создаваемые твердотопливными ускорителями (SRB) от задних опор SRB. Оставшиеся три кольцевые рамы распределяют тяговые нагрузки орбитального аппарата и нагрузки от линии подачи LOX. Нагрузки от рам затем распределяются по панелям обшивки корпуса. Объем резервуара LH2 составляет at и (криогенный). Передний и кормовой купола имеют одинаковую модифицированную эллипсоидальную форму. На переднем куполе предусмотрены монтажные элементы для вентиляционного клапана LH2, фитинга линии наддува LH2 и фитинга для электрических соединений. Кормовой купол имеет люк для доступа к сетчатому фильтру линии подачи LH2 и опорный фитинг для линии подачи LH2. Резервуар LH2 также оснащен вихревым дефлектором для уменьшения завихрений, вызванных колебаниями жидкости, и предотвращения захвата газов в подаваемом LH2. Дефлектор расположен на выходном патрубке сифона непосредственно над кормовым куполом резервуара LH2. Этот патрубок передает жидкий водород из резервуара по линии к левому кормовому шлангу. Расход жидкого водорода в линии составляет при работе основных двигателей на 104% или максимальный расход .

Система тепловой защиты

Система тепловой защиты ET состоит в основном из напыляемой пеноизоляции (SOFI), а также из формованных пенопластовых деталей и предварительно отлитых абляционных материалов. Система также включает в себя использование фенольных теплоизоляторов для предотвращения сжижения воздуха. Для крепления бака с жидким водородом требуются теплоизоляторы, чтобы исключить сжижение воздуха на открытом металле и снизить тепловой поток в жидкий водород. Несмотря на то, что более тёплый жидкий кислород предъявляет меньшие требования к теплозащите, алюминиевые передние части бака с жидким кислородом нуждаются в защите от аэродинамического нагрева. Изоляция на кормовых поверхностях предотвращает скопление сжиженного воздуха в межбаковой полости. Средний цилиндр кислородного бака и трубопроводы могли выдержать ожидаемую глубину образования инея, конденсированного из влаги, но повреждения от отрыва льда орбитальный аппарат перенести не мог. Вес системы тепловой защиты составляет… Разработка системы тепловой защиты ET была проблемной. Аномалии при нанесении пены возникали настолько часто, что рассматривались как отклонения от нормы, а не как инциденты, угрожающие безопасности. На протяжении всей истории программы NASA испытывало трудности с предотвращением отрыва фрагментов пены во время полёта:

STS-1 Columbia, 1981: Экипаж доложил о потоке белого материала мимо иллюминаторов во время полёта внешнего бака орбитального аппарата. Экипаж оценил размеры фрагментов от небольших до размеров кулака. В отчёте после посадки описывается вероятная потеря пены неизвестного местоположения и необходимость замены 300 плиток по различным причинам. STS-4 Columbia, 1982: Потеря рампы PAL; требуется полная замена 40 плиток. STS-5 Columbia, 1982: Продолжающаяся высокая скорость потери плиток. STS-7 Challenger, 1983: Зафиксирована потеря рампы бипода, десятки точечных потерь. STS-27 Atlantis, 1988: Одна крупная потеря неопределённого происхождения, повлекшая за собой потерю одной плитки целиком. Сотни небольших потерь. STS-32 Columbia, 1990: Зафиксирована потеря рампы бипода; пять точечных потерь диаметром до 70 см, а также повреждения плиток. STS-50 Columbia, 1992: Потеря рампы бипода. Повреждение плитки размером 20×10×1 см. "Новая" пена, содержащая HCFC 141b, впервые была использована на кормовом куполе ET 82 во время полёта STS-79 в 1996 году. Использование HCFC 141b было расширено на область ET или более крупные части бака, начиная с ET 88, который совершил полёт на STS-86 в 1997 году. Во время старта STS-107 16 января 2003 года кусок пеноизоляции отделился от одной из рамп бипода бака и ударил по передней кромке крыла со скоростью в несколько сотен миль в час. Считается, что удар повредил одну относительно большую панель из углерод-углеродного композита с усилением на передней кромке левого крыла, размером примерно с баскетбольный мяч, что впоследствии привело к проникновению перегретых газов в конструкцию крыла через несколько дней во время схода с орбиты. Это привело к разрушению "Колумбии" и гибели экипажа. В отчёте было установлено, что внешний топливный бак ET 93 "был изготовлен с использованием BX 250" – закрывающей пены, в качестве вспенивающего агента которой использовался CFC 11, а не более новый HCFC 141b. В 2005 году проблема отрыва пены не была полностью решена; во время STS-114 дополнительные камеры, установленные на баке, зафиксировали отделение куска пены от одной из рамп Protuberance Air Load (PAL), предназначенных для предотвращения неустойчивого обтекания воздухом нижней части кабельных трасс и линий нагнетания бака во время подъёма. Рампы PAL состоят из слоёв пены, нанесённых вручную, и с большей вероятностью могут стать источником обломков. Этот кусок пены не задел орбитальный аппарат. В отчётах, опубликованных одновременно с миссией STS-114, предполагается, что чрезмерное обращение с ET во время модификации и модернизации могло способствовать потере пены во время миссии Discovery Return to Flight. Однако впоследствии было выполнено три миссии шаттлов (STS-121, STS-115 и STS-116), все с "приемлемым" уровнем потери пены. Однако во время STS-118 кусок пены (и/или льда) диаметром около 50 см отделился от кронштейна крепления трубопровода на баке, отскочил от одной из кормовых опор и ударил по нижней поверхности крыла, повредив две плитки. Повреждения не были признаны опасными.

Оборудование

Внешнее оборудование, крепления для орбитального аппарата, соединения пуповинных линий, а также электрическая система и система обеспечения безопасности полётов по дальности весят.

Вентиляционные и отпускные клапаны

Каждый топливный бак имеет вентиль и предохранительный клапан на переднем конце. Этот клапан двойного назначения может быть открыт наземным оборудованием для вентиляции во время предподготовительных работ к запуску и может открываться в полете, когда давление в свободном пространстве (пустоте) бака жидкого водорода достигает или давление в свободном пространстве бака жидкого кислорода достигает. На ранних полетах бак жидкого кислорода содержал отдельный, пиротехнически управляемый, импульсный вентиляционный клапан на переднем конце. При отделении вентиляционный клапан жидкого кислорода открывался, создавая импульс для помощи в маневре отделения и обеспечивая более надежный контроль аэродинамики ET на этапе входа в атмосферу. Последний полет с активным импульсным клапаном был STS-36. Каждая из двух кормовых пуповинных панелей внешнего бака соединяется с соответствующей панелью на орбитальном аппарате. Панели помогают поддерживать выравнивание пуповин. Прочность пуповинных панелей обеспечивается соединением соответствующих панелей болтами. Когда бортовые компьютеры орбитального аппарата (GPC) дают команду на отделение внешнего бака, болты перерезаются пиротехническими устройствами. ET имеет пять пуповинных клапанов, которые взаимодействуют с пуповинными клапанами орбитального аппарата: два для бака жидкого кислорода и три для бака жидкого водорода. Один из пуповинных клапанов бака жидкого кислорода предназначен для жидкого кислорода, другой – для газообразного кислорода. Пуповина бака жидкого водорода имеет два клапана для жидкости и один для газа. Промежуточного диаметра пуповина жидкого водорода является рециркуляционной и используется только во время процедуры охлаждения жидким водородом во время предподготовительных работ к запуску. По мере заполнения ET избыток газообразного водорода отводится через пуповинные соединения по трубе большого диаметра, расположенной на плече, выдвигающемся из фиксированной обслуживающей конструкции. Соединение этой трубы между ET и обслуживающей конструкцией осуществляется на наземной пуповинной платформе (GUCP). На GUCP также установлены датчики для измерения уровня водорода. Отсчеты STS-80, STS-119, STS-127 и STS-133 были приостановлены и привели к задержкам в несколько недель в некоторых случаях из-за утечек водорода в этом соединении. Это требует полного слива баков и удаления всего водорода с помощью продувки гелием, что занимает 20 часов, прежде чем техники смогут осмотреть и устранить неисправности. Колпак, установленный на поворотном рычаге фиксированной обслуживающей конструкции, закрывает вентиль кислородного бака на вершине ET во время обратного отсчета и втягивается примерно за две минуты до старта. Колпак отводит пары кислорода, которые могут привести к образованию больших наледей на ET, тем самым защищая систему тепловой защиты орбитального аппарата во время запуска.

Датчики

Есть восемь датчиков расхода топлива, по четыре для топлива и окислителя. Датчики расхода топлива расположены в нижней части топливного бака. Датчики окислителя установлены во входном коллекторе подачи жидкого кислорода орбитального аппарата ниже точки отключения линии подачи. Во время работы двигателей RS 25 бортовые компьютеры общего назначения постоянно вычисляют мгновенную массу аппарата, учитывая расход топлива и окислителя. Обычно отключение основного двигателя происходит по достижении заданной скорости, однако, если любые два датчика топлива или окислителя зафиксируют отсутствие топлива, двигатели будут выключены. Расположение датчиков жидкого кислорода обеспечивает максимальное потребление окислителя в двигателях, при этом сохраняется достаточно времени для их остановки до начала кавитации (работы всухую) насосов окислителя. Кроме того, жидкий водород загружается в количестве, превышающем необходимое для обеспечения соотношения окислитель/топливо 6:1 в двигателе. Это гарантирует, что отключение по сигналу датчиков расхода будет происходить при избытке топлива; отключения двигателя при избытке окислителя могут привести к горению и серьезной эрозии компонентов двигателя, что потенциально может привести к потере аппарата и экипажа. Необъяснимые, ошибочные показания датчиков расхода топлива приводили к задержкам нескольких попыток запуска шаттлов, в частности STS-122. 18 декабря 2007 года испытание на заправку выявило, что причиной ошибок является неисправность в электрическом разъеме, а не поломка самих датчиков. Четыре датчика давления, расположенные в верхней части баков с жидким кислородом и жидким водородом, контролируют давление в газовом пространстве. Разгонный блок также оснащен двумя электрическими кабельными соединениями, которые передают электроэнергию от орбитального аппарата к баку и двум твердотопливным ускорителям, а также передают информацию от ускорителей и разгонного блока на орбитальный аппарат. На разгонном блоке установлены внешние камеры в кронштейнах, прикрепленных к шаттлу, вместе с передатчиками, которые могут продолжать передавать видеоданные даже после разделения шаттла и разгонного блока.

Система безопасности дальности

Более ранние версии танков оснащались системой обеспечения безопасности, предназначенной для рассеивания топлива в случае необходимости. Она включала в себя источник питания от аккумуляторов, приемник/декодер, антенны и взрывчатые вещества. Начиная с миссии STS-79 эта система была деактивирована, а к миссии STS-88 и всем последующим полетам она была полностью удалена.

Будущее использование

В 1990 году было предложено использовать внешний топливный бак в качестве лунного жилища или орбитальной станции. Эти предложения не получили развития.

В качестве основы для Ареса в созвездии

С выходом на пенсию космического челнока в 2011 году, NASA, с её отменённой программой Constellation, в рамках которой планировалось использование космического корабля Orion, также должна была представить дебют двух ракет-носителей, созданных на базе технологий челнока: пилотируемую ракету-носитель Ares I и тяжёлую ракету-носитель Ares V. Обе ракеты, Ares I и Ares V, должны были использовать модифицированный пятисегментный твердотопливный ускоритель для первой ступени, а внешний топливный бак (ET) должен был служить базовой технологией для первой ступени Ares V и второй ступени Ares I. Для сравнения, вторая ступень Ares I должна была вмещать приблизительно LOX, в то время как ET – более чем в 5 раз больше. Первая ступень Ares V, оснащённая пятью ракетными двигателями RS-68 (такими же, как на ракете Delta IV), имела бы диаметр 33 фута (10 м), равный ширине ступеней S-IC и S-II ракеты Saturn V. Она должна была использовать ту же внутреннюю конфигурацию, что и ET (отдельные баки для LH2 и LOX, разделённые межступенчатой конструкцией), но была бы сконфигурирована для непосредственной заправки и слива LH2 и LOX, а также для отвода LOX через выдвижной рычаг, аналогичный используемому на шаттле для LH2. Вторая ступень Ares I, напротив, должна была использовать только напыляемую теплоизоляционную пену, применяемую на текущем ET. Изначально конструкция соответствовала бы конструкции Ares V и ET шаттла, но после завершения обзора проекта в 2006 году NASA, чтобы снизить вес и затраты, приняла решение переконфигурировать внутреннюю структуру второй ступени, используя объединённый бак для LH2/LOX с разделением топлива общей перегородкой – конфигурацию, успешно применённую на ступенях S-II и S-IVB ракеты Saturn V. В отличие от Ares V, которая должна была использовать ту же систему заправки/слива/отвода газов, что и на шаттле, система Ares I должна была использовать традиционную систему заправки/слива/отвода газов, применяемую на ракетах Saturn IB и Saturn V, но с быстродействующими отводящими рычагами из-за высокой скорости, которую ожидалось достичь Ares I при запуске твердотопливных ускорителей. Изначально предполагалось, что и Ares I, и Ares V будут использовать модифицированную "одноразовую" версию двигателя RS-25, но в дальнейшем, из-за необходимости снизить затраты на исследования и разработки и соблюсти график, установленный администратором NASA Майклом Д. Гриффином для запуска Ares и Orion к 2011 году, NASA приняла решение (после обзора 2006 года) перейти на более дешёвый двигатель RS-68 для Ares V и на модернизированный двигатель J-2 для Ares I. В связи с переходом на менее эффективный RS-68, Ares V была расширена для размещения дополнительного топлива, а Ares I была переконфигурирована для включения пятого сегмента твердотопливного ускорителя с верхней ступенью J-2X, поскольку новый двигатель имеет меньшую тягу, чем оригинальный RS-25. В результате этого компромисса NASA планировала сэкономить около 35 миллионов долларов США за счёт использования упрощённых двигателей RS-68 с повышенной тягой (переконфигурированных для работы, аналогичной SSME), одновременно устранив дорогостоящие испытания, необходимые для запуска RS-25 в воздухе для Ares I.

Предлагается для DIRECT

Проект DIRECT, предлагаемый альтернативный транспортный аппарат, созданный на базе шаттла, должен был использовать модифицированный внешний бак стандартного диаметра с тремя двигателями RS-25 и двумя стандартными твердотопливными ускорителями в качестве пилотируемого ракетного носителя. Тот же аппарат, с одним дополнительным двигателем RS-25 и верхней ступенью EDS, должен был использоваться в качестве грузового ракетного носителя. Планировалось сэкономить 16 миллиардов долларов, избежать сокращений рабочих мест в NASA и сократить перерыв в пилотируемых космических полетах после завершения программы Space Shuttle с более чем пяти лет до двух или менее.

Основная стадия системы космических запусков

Space Launch System (SLS) — это американская сверхтяжелая одноразовая ракета-носитель, которая впервые совершила полет в рамках миссии Artemis 1 в ноябре 2022 года. Основная ступень ракеты имеет диаметр и оснащена главной двигательной установкой (MPS), включающей четыре двигателя RS 25. Конструкция основной ступени аналогична конструкции внешнего бака космического челнока, а в первых полетах будут использоваться модернизированные двигатели RS 25D, оставшиеся от программы «Космический челнок». В последующих полетах планируется переход на более дешевую версию двигателя, не предназначенную для повторного использования.

Нелетущая техника

MPTA ET экспонируется вместе с космическим шаттлом Pathfinder в Космическом и ракетном центре США в Хантсвилле, штат Алабама. ET 94 (более ранняя версия LWT) находится в Лос-Анджелесе, и в 2019 году планировалось представить его вместе с космическим шаттлом Endeavour в Калифорнийском научном центре после открытия центра воздушно-космической техники имени Самуэля Ощина. 15 января 2024 года в пресс-релизе было объявлено, что ET 94, два твердотопливных ускорителя и космический шаттл Endeavour были соединены вместе, и ожидается, что к концу месяца их переместят в новое место экспозиции. Три других внешних бака находились в стадии подготовки, когда производство было остановлено. ET 139 находится на продвинутой стадии изготовления, ET 140 и ET 141 – на начальной стадии изготовления.