Tanque externo do ônibus espacial
O tanque externo do ônibus espacial (em inglês Space Shuttle External Tank , abreviatura no seguinte: ET) continha os propelentes de foguete criogênico hidrogênio líquido (combustível) e oxigênio líquido (agente oxidante). O tanque externo foi construído pela Lockheed Martin nas instalações de montagem de Michoud . O ET também fazia parte da família de foguetes Ares desenvolvida como parte do programa Constelações e é a base do palco principal do futuro sistema de lançamento espacial americano tripulado .
Use durante uma missão
O próprio orbitador carregava apenas pequenas quantidades de propelentes de manobra e propelentes para as células de combustível para o fornecimento de energia a bordo. Os três motores principais SSME localizados na popa do orbitador foram fornecidos a partir do tanque externo durante a decolagem e a subida. Depois que os motores principais queimaram, o tanque foi separado do orbitador, reentrou na atmosfera da Terra depois de cerca de meia circunferência ao redor da Terra, a maior parte dela queimou e o resto caiu cerca de 18.500 km de distância do local de lançamento no oceano - geralmente dependendo da inclinação da órbita no Oceano Índico ou no Oceano Pacífico , longe de rotas de navegação conhecidas. Como resultado, o tanque externo era o único grande componente - em contraste com os impulsionadores de combustível sólido reutilizáveis e o orbitador - que se perdia em todas as missões e precisava ser adquirido novamente a cada vez.
O tanque perdeu a órbita por pouco; faltava uma velocidade de cerca de 100 m / s para permanecer em órbita. O orbitador, agora separado do tanque externo, supria a falta de velocidade para atingir uma órbita estável por meio dos motores auxiliares do sistema de manobra orbital com combustível transportado a bordo, enquanto o apogeu da órbita era elevado em fase de queima logo após separação do tanque Quando este ponto mais distante da terra foi alcançado, a órbita foi circularizada por uma segunda fase de queima.
Visão geral
O tanque externo era o maior e (se cheio) componente individual mais pesado do ônibus espacial. Tinha 46,88 m de comprimento, 8,4 m de diâmetro e consistia em três componentes principais:
- Tanque de oxigênio líquido na área superior
- Área sem pressão onde a maioria dos componentes elétricos estavam localizados
- Tanque para o hidrogênio líquido na parte inferior - esta é a parte maior, mas seu conteúdo era mais leve que o do tanque de oxigênio.
A frente do tanque externo foi conectada de forma destacável à parte inferior do orbitador com uma haste dupla chamada bipé e em dois pontos na parte traseira. Nas duas escoras traseiras também estavam os acoplamentos de tubos das linhas principais de combustível aos três motores do orbitador, para as linhas de gás comprimido para manutenção da pressão interna do tanque e cabos para sinais de controle e alimentação entre o tanque e o orbitador. Sinais elétricos e comandos de controle entre o orbitador e os dois foguetes de combustível sólido, que foram dispostos ao lado do ET, também foram transmitidos por essas linhas.
Coloração
Os tanques usados nos dois primeiros lançamentos do ônibus espacial - STS-1 e STS-2 - foram pintados de branco com dióxido de titânio . A NASA temia que a radiação solar também aquecesse o tanque. Durante os preparativos para o vôo inaugural em abril de 1981, entretanto, tornou-se aparente que a camada de isolamento marrom ferrugem era uma proteção completamente adequada. É por isso que a tinta branca foi dispensada desde o STS-3 (o tanque do STS-2 já estava pintado quando a decisão foi tomada). Isso economizou uma etapa de trabalho e 270 kg de massa.
Desenvolvimentos com peso otimizado
Começando com a missão STS-6 , um ET mais leve ( chamado Lightweight Tank (LWT) pela NASA ) foi introduzido. Este tanque foi usado para a maioria dos voos do ônibus espacial até o voo fracassado do STS-107 . Em 1998, a NASA começou a usar o chamado Super Lightweight Tank (SLWT) para voos para a Estação Espacial Internacional (ISS) , o que reduziu ainda mais o peso por meio de um design diferente. Mesmo que os novos tanques pudessem ser ligeiramente diferentes, eles tinham um peso bruto aproximado de 30 t (SLWT: 26,5 t). O último tanque da primeira série tinha um peso bruto aproximado de 35 t. Cada redução no peso do tanque aumenta o peso da carga útil em aproximadamente o mesmo número. A redução de peso foi conseguida removendo partes das escoras (escoras estruturais que são fixadas longitudinalmente ao tanque). Além disso, menos anéis de reforço foram usados e a estrutura do tanque de hidrogênio foi alterada. Algumas áreas do tanque foram estreitadas e o peso da suspensão traseira dos foguetes de foguete sólidos foi reduzido usando uma liga de titânio mais forte, porém mais leve e mais barata .
A linha anti-gêiser foi removida da construção um pouco antes , o que novamente economizou algumas centenas de quilos. A linha anti-gêiser se conectou à linha de oxigênio líquido e forneceu um circuito de oxigênio líquido para reduzir o acúmulo de oxigênio gasoso durante o pré-enchimento de pré-lançamento. Depois que os dados sobre a carga de combustível foram avaliados durante os testes em terra e as primeiras missões do ônibus espacial, a linha anti-gêiser não foi mais usada na missão STS-5 e nas missões subsequentes. No entanto, o comprimento total e o diâmetro do tanque externo não mudaram.
Componentes
Tanque de oxigênio líquido
O tanque de oxigênio líquido era uma construção de alumínio autossustentável feita de chapas de metal laminadas pré-formadas e soldadas a laser, que eram reforçadas por dentro com aros de anel e longarinas longitudinais. Ele trabalhou na faixa de pressão de 240 a 250 kPa (pressão absoluta). O tanque foi aparafusado à seção intermediária do tanque com seu flange na extremidade traseira. O tanque incluía defletores para minimizar respingos e redemoinhos . Eles se certificaram de que o líquido se movia o mínimo possível e garantiram que apenas o oxigênio na fase líquida chegasse à linha de abastecimento das turbo bombas das três SSMEs .
O tanque passava na linha de abastecimento com um diâmetro de 43 cm, que conduzia o oxigênio líquido através do tanque intermediário e por uma curva de tubulação do mesmo, depois ao longo da parede externa do tanque externo do lado direito à conexão ponto entre o tanque externo e orbitador. O diâmetro da tubulação permitia que o oxigênio fluísse a uma vazão mássica de 1264 kg / s, enquanto os SSMEs funcionavam a 104% de seu empuxo nominal e tinham uma vazão máxima de 1,1099 m³ / s. A forma pontiaguda e elíptica do tanque de oxigênio líquido reduziu a resistência do ar e o aumento de calor devido ao atrito do ar ao voar através das camadas inferiores da atmosfera. O cone do nariz continha o sistema de dados do ar de subida em nove espécimes e servia como um pára-raios.
Uma tampa montada em um braço giratório no prédio de serviço cobria a abertura de ventilação na ponta do ET e, portanto, o tanque de oxigênio durante a fase de contagem regressiva e só foi girada cerca de dois minutos antes do início. Esta tampa sugava o vapor de oxigênio que escapava, o que poderia ter levado a depósitos de gelo no topo do tanque e, portanto, representava um perigo para a espaçonave durante a decolagem.
O tanque de oxigênio líquido continha uma válvula de ventilação separada operada por pirotecnia em sua extremidade dianteira. Quando o orbitador foi separado do tanque externo pouco antes de atingir a órbita, esta válvula foi aberta a fim de inclinar o tanque para longe do orbitador pelo recuo do gás residual que escapava e, assim, apoiar a manobra de separação e permitir um melhor controle do retorno aerodinâmica de entrada do tanque externo.
O volume do tanque de oxigênio líquido era de 554 m³. Tinha um diâmetro de 8,41 m, tinha 15 m de altura e pesava 5,4 t quando vazio.
Seção intermediária do tanque
A seção intermediária do tanque ( "Intertank" ) era a conexão em forma de cilindro feita de aço e alumínio em uma construção de meia concha com flanges de conexão em forma de anel em cada extremidade, que conectava os dois contêineres individuais entre si. Ao mesmo tempo, os propulsores de combustível sólido SRB foram introduzidos no empuxo por meio de seu anexo dianteiro nesta parte estrutural. Esses acessórios de conexão foram dispostos em lados opostos da parede externa da seção. O impulso foi distribuído para o resto da estrutura por meio de uma moldura de anel central, e as conexões foram diretamente conectadas a uma haste de aço que atravessa a seção para absorver as forças de compressão radiais do SRB. O tabuado consistia em painéis de metal leve reforçados com longarina.
O tanque intermediário continha os instrumentos e aviônicos do tanque externo e uma unidade de conexão. Antes do início, um braço localizado na estrutura de lançamento foi acoplado a ele, que inundou a sala com gás nitrogênio inerte e gases de hidrogênio extraídos para evitar explosões de oxidrogênio . A seção intermediária do tanque foi conectada à atmosfera externa durante o vôo.
A seção intermediária do tanque tinha um comprimento de 6,9 m, um diâmetro de 8,4 me pesava 5,5 t.
Tanque de hidrogênio líquido
O tanque de hidrogênio líquido era um componente de alumínio formado por quatro segmentos em forma de barril soldados a laser, cinco armações de anéis internos e dois fundos arqueados na parte dianteira e traseira .
A pressão de trabalho estava entre 220 e 230 kPa. O tanque de hidrogênio líquido também continha um sistema para evitar a formação de vórtices e um encaixe de sucção que conduzia o hidrogênio líquido através de uma linha de alimentação de 43 cm de largura para o acoplamento da linha na haste de conexão externa esquerda ao orbitador. O fluxo de massa de LH 2 foi de 211 kg / s durante o desempenho dos SSMEs de 104% ou uma taxa de fluxo máxima de 2.988 m³ / s. Na extremidade dianteira do tanque estava o suporte de conexão da órbita ET dianteira, na extremidade traseira as duas suspensões da órbita ET traseira e os suportes estabilizadores SRB-ET traseiros. O tanque de hidrogênio líquido tinha diâmetro de 8,4 m, comprimento de 29,46 m, volume de 1515,5 m³ e peso vazio de 13 t.
Proteção contra o calor
A proteção contra o calor ET consistia em materiais de dissipação de calor e um isolamento de espuma pulverizada . O sistema também utilizou isoladores térmicos fenólicos para evitar a condensação do ar nas partes metálicas do tanque de hidrogênio. Os isoladores de calor também devem reduzir o aquecimento do hidrogênio líquido. A proteção contra o calor pesa 2,2 t.
No entanto, a proteção contra o calor era problemática e acabou sendo um ponto fraco fatal das missões do ônibus espacial. Até 1997, o isolamento de espuma era feito com freon , um produto químico conhecido por seu efeito prejudicial na camada de ozônio . Embora a NASA isentasse de uma lei que exigia que o uso de freon fosse reduzido e a quantidade de freon usada no tanque fosse pequena, a composição da espuma foi alterada como resultado. No entanto, a nova espuma caiu muito mais facilmente na decolagem e aumentou o número de impactos nas placas de aquecimento do ônibus espacial em dez vezes. Além disso, após o enchimento com os líquidos criogênicos , o gelo geralmente se forma na parte externa do tanque, o que representa uma ameaça para o ônibus espacial durante o vôo.
Durante o lançamento do STS-107 , um pedaço de espuma de isolamento se soltou e atingiu a ponta da asa do ônibus espacial Columbia em alta velocidade. O impacto destruiu várias telhas de carbono reforçado na frente da asa, de modo que quando ele reentrou na atmosfera terrestre, o plasma superaquecido foi capaz de penetrar no interior da asa. Isso levou à destruição da estrutura da asa e, conseqüentemente, ao rompimento do Columbia e à morte dos tripulantes. O problema da queda dos pedaços de espuma não pôde ser completamente resolvido no início. Câmeras acopladas ao ônibus espacial registraram um pedaço de espuma voando para longe do ET no STS-114 . No entanto, esta parte não atingiu o ônibus espacial.
Como resultado, a NASA suspendeu todos os novos lançamentos de ônibus espaciais até que o problema fosse compreendido e resolvido. Os chamados limiares PAL (Protuberance Air Loads) foram identificados como uma possível causa dos problemas com o isolamento. Esses limites cobrem as linhas de combustível para o orbitador que funcionam do lado de fora do tanque com espuma para protegê-los contra a turbulência do ar. Testes no túnel de vento mostraram que a espuma também se desprende dos limites de congelamento IFR (Ice / Frost Ramps). Para o próximo vôo ( STS-121 ) em julho de 2006, os limites PAL foram dispensados; os IFRs permaneceram inalterados.
Medição de pressão e nível
Havia oito sensores ( Engine Cutoff Sensors, ECO ) para detectar o esgotamento do combustível e do oxidante pouco antes de atingir a altitude final e para desligar os motores principais do ônibus espacial (SSME) de maneira ordenada; o corte do motor ( MECO - Main Engine Cut Off ) deveria ocorrer com excesso de combustível; Um desligamento por falta de combustível e, portanto, uma mistura rica em oxidante pode ter causado queimaduras e corrosão severa dos componentes do motor. As bombas turbo SSME também foram permitidas apenas para sugar o meio na fase líquida, caso contrário, teriam acelerado em excesso sem carga e poderiam explodir. Havia quatro sensores cada para combustível e quatro oxidantes. Os sensores para o fim do hidrogênio estavam no fundo do tanque de combustível, os do oxidante na linha de combustível que sai do tanque. Enquanto os motores principais (SSME) estavam em operação, os computadores do orbitador calculavam continuamente a massa atual do veículo como resultado do consumo de combustível. Normalmente, os motores eram desligados em uma determinada velocidade alvo. No entanto, se dois dos sensores de combustível ou oxidante detectassem secura, os motores teriam sido desligados antecipadamente.
Os sensores de nível para o oxigênio líquido foram dispostos de forma que um tempo máximo de operação do acionamento principal fosse possível com as menores quantidades residuais não utilizáveis possíveis nos tanques, sem que as bombas de oxigênio funcionassem a seco. Além disso, o tanque de hidrogênio líquido foi reabastecido com uma reserva de 320 kg além da proporção de mistura de 6: 1 (oxidante para combustível) necessária para a combustão.
Quatro sensores de pressão, cada um no topo dos tanques de oxigênio líquido e hidrogênio líquido, monitoravam a pressão do gás no respectivo tanque.
Tecnologia do tanque externo
O hardware externo, conectores ET Orbiter, conexões de serviços públicos, sistemas elétricos e de segurança pesam juntos 4,1 t (9100 libras). Cada tanque de combustível tem um respiradouro e uma válvula de alívio de pressão na extremidade dianteira. Esta válvula de dupla função pode ser aberta do solo como ventilação na fase de pré-partida e durante o vôo quando a sobrepressão no tanque de hidrogênio líquido atinge 360 kPa ou no tanque de oxigênio líquido 270 kPa.
Cada um dos dois pontos de conexão traseiros do ET é conectado a uma unidade correspondente no orbitador, que também é usada para o alinhamento entre as duas unidades. Uma conexão fisicamente forte é garantida por parafusos. Se o GPC iniciar a separação do tanque externo, os parafusos são soprados por meio de unidades pirotécnicas.
O ET possui cinco válvulas de combustível que permitem a conexão ao sistema de combustível do orbitador, duas para o tanque de oxigênio líquido, três para o tanque de hidrogênio líquido. Uma das válvulas de oxigênio é instalada para oxigênio líquido e outra para oxigênio gasoso. A linha de abastecimento do tanque de hidrogênio possui duas válvulas para hidrogênio líquido e uma para hidrogênio gasoso. Outra linha de combustível para hidrogênio é usada apenas para recircular o hidrogênio líquido durante a fase de relaxamento, pouco antes da decolagem.
Dois links eletrônicos fornecem energia para o ET do orbitador e roteiam os dados do ET e dos dois SRBs para o orbitador.
Use após o ônibus espacial
Programa Constelação
Como o ET, após o desastre de Columbia em 2003, deve os impulsionadores de foguetes sólidos, o presidente Bush proclamou o programa Constelação na próxima geração de aeronaves de transporte que Ares V (anteriormente Cargo Launch Vehicle (Calvados)) para carga e o Ares I (anteriormente Crew Launch Vehicle (CLV)) para a espaçonave tripulada Orion (anteriormente Crew Exploration Vehicle (CEV)).
Em contraste com o ônibus espacial, o Ares V foi originalmente planejado para ter cinco motores SSME conectados diretamente ao ET, mas o número e o modelo dos motores variaram durante o processo de planejamento em andamento, com o tanque de oxigênio localizado no foguete Saturno V deve estar na parte inferior. O foguete sólido, composto de cinco segmentos, deve ser fixado lateralmente como antes. O estágio superior ( Estágio de Partida da Terra ) para deixar a órbita da Terra e a carga útil (para voos lunares, deve ser o módulo lunar Altair ) deve ter sido instalado acima do tanque .
O segundo estágio do Ares I, que deveria funcionar com combustível líquido, também deveria consistir em um tanque de transporte reduzido no qual a nave Orion teria sido montada. O próprio palco deve ser montado em um propulsor de combustível sólido adaptado do programa do ônibus espacial. Este segundo estágio deveria ter um único SSME, mas possíveis problemas com um SSME que teve que ser iniciado apenas durante o vôo levaram a NASA a reduzir o tamanho do Orion e mudar para uma versão adaptada do motor J-2 . No entanto, devido ao relatório negativo da Comissão Agostinho após apenas um voo de teste suborbital do Ares I em 2009, no qual nenhum componente do ET estava envolvido, o programa foi interrompido na primavera de 2010 pelo presidente Barack Obama , que sucedeu George W Bush .
Sistema de lançamento espacial
Em 2010, no entanto, o Congresso dos Estados Unidos decidiu incorporar partes dos conceitos do programa Constellation em futuras missões tripuladas além da órbita terrestre baixa, de modo que o estágio principal do novo sistema de lançamento espacial tripulado (SLS) será derivado do ET e têm o mesmo diâmetro, têm dois impulsionadores de estado sólido montados na lateral do ônibus espacial por enquanto e carregam a espaçonave Orion-MPCV assumida do Constellation acima de um estágio superior, que é dimensionado dependendo da carga útil e do perfil da missão . Entre o nível superior e o Orion ou em vez do Orion, há espaço para a carga útil apropriada, por ex. B. quanto ao LEM durante os pousos na lua do programa Apollo . O estágio principal é equipado com três, quatro ou cinco motores RS-25D / E (derivados do SSME), dependendo do perfil da missão. O projeto básico do SLS é baseado nos conceitos da Ares IV e da Ares V do programa Constellation.
Links da web
- Lockheed Martin: tanque externo (inglês)
inchar
- ↑ NASA: O tanque externo (inglês)
- ↑ NASA: ECO Sensor PowerPoint Slide (apresentação em PowerPoint, inglês; 485 kB)
- ↑ vaivém espacial ECO Sonsors: uma visão em profundidade ( Memento do originais de 12 de Dezembro de 2007, na Internet Archive ) Info: O arquivo de ligação foi inserido automaticamente e ainda não foi marcada. Verifique o link original e o arquivo de acordo com as instruções e, em seguida, remova este aviso. (Inglês)
- ↑ Relatório de consulta técnica de anomalia do sensor de corte do motor STS-114 , NASA, 3 de novembro de 2005 , arquivo PDF, em inglês, acessado em 19 de dezembro de 2015
