スペースシャトルの外部燃料タンク

スペースシャトルの外部燃料タンク
外部タンク124号は、ミッションSTS-117の固体ロケットブースターを取り付ける前に、ロケット組立棟の高ベイ1に降ろされます。
メーカーNASAミショー組立施設、請負業者：マーティン・マリエッタ、後のロッキード・マーティン
原産国アメリカ合衆国
使用対象スペースシャトル
一般的な特徴
身長46.9メートル（153.8フィート）
直径8.4メートル（27.6フィート）
総質量760,000 kg (1,680,000 ポンド)
スペースシャトルET
搭載3 RS-25をオービターに搭載
最大推力1,254,000 lbf (5,580 kN) [ 1 ]
燃焼時間510秒
推進剤LH 2 / LOX
STS-115のET（軌道船分離後）。タンク前端付近の焦げ跡はSRB分離モーターによるものです。

スペースシャトル外部燃料タンク（ET ）は、スペースシャトル打ち上げ機の液体水素燃料と液体酸素酸化剤を収容する部品であった。打ち上げから上昇中、ETはオービタ内の3基のRS-25メインエンジンに燃料と酸化剤を加圧供給した。ETはメインエンジン停止（MECO）からわずか10秒後に切り離され、大気圏に再突入した。固体ロケットブースターとは異なり、外部燃料タンクは再利用されなかった。インド洋（直接投入打ち上げの場合は太平洋）に着水前に分解され、航路から外れたため回収されなかった。[ 2 ]

概要

スペースシャトルの最初の 2 回の打ち上げでは、外部燃料タンクは白く塗装されました。
STS-3以降は塗装されていない状態となった。

ETはスペースシャトルの中で最大の要素であり、積載時には最も重かった。ETは以下の3つの主要コンポーネントで構成されていた。

  • 前方液体酸素（LOX）タンク
  • 電気部品のほとんどを収容する非加圧インタータンク
  • 後部液体水素（LH 2）タンク。これが最大の部品でしたが、液体水素の密度が非常に低いため、比較的軽量でした。

ETは打ち上げ時のシャトルの「背骨」であり、スペースシャトル固体ロケットブースター（SRB）およびオービターへの接続を支える構造的支持を提供しました。燃料タンクは、各SRBに前方接続点（インタータンクを貫通するクロスビームを使用）1点と後方ブラケット1点を介して接続され、オービターには前方接続バイポッド1点と後方バイポッド2点を介して接続されました。後方接続部には、燃料タンクとオービターの間で液体、ガス、電気信号、電力を伝送するアンビリカルケーブルも設置されていました。オービターと2つの固体ロケットブースター間の電気信号と制御も、これらのアンビリカルケーブルを介して行われました。

外部燃料タンクは常に廃棄されていたが、軌道上で再利用できた可能性もあった。[ 3 ]再利用の計画は、宇宙ステーションに追加の居住空間や研究空間として組み込むものから、惑星間ミッション（火星など）用のロケット燃料タンク、軌道上工場の原材料まで多岐にわたる。[ 3 ]

もう一つの構想は、ETを大型貨物の貨物運搬船として使うというものだった。[ 4 ] 7メートル口径望遠鏡の主鏡をタンクに積載するという提案もあった。[ 4 ]もうひとつの構想は、後方貨物運搬船（ACC）だった。[ 5 ]

バージョン

NASAは長年にわたり、ETの軽量化に取り組み、全体的な効率性の向上を図ってきました。ETの軽量化により、スペースシャトルの貨物積載能力はほぼ同等に向上しました。[ 6 ]

オレンジ色

外部タンクのオレンジ色は、吹き付け断熱材の色です。STS -1とSTS-2で使用された最初の2つのタンクは、打ち上げ前にシャトルが発射台に長時間滞在していた際にタンクを紫外線から保護するために白く塗装されました。 [ 7 ] NASAのエンジニアであるファルーク・フネイディは、この塗装は実際には断熱材を保護していなかったとNASAに語りました。[ 8 ]マーティン・マリエッタ（現在はロッキード・マーティン傘下）は、 STS-3以降、錆色の吹き付け断熱材を塗装しないことで重量を削減し、約272kg（600ポンド）の軽量化 を実現 しました。[ 9 ]

標準重量タンク

オリジナルの ET は非公式には標準重量タンク (SWT) として知られており、多くの航空宇宙用途で使用されている高強度アルミニウム銅合金 である2219 アルミニウム合金から製造されました。

STS-4の後、アンチガイザーラインを削除することで数百ポンドの重量を削減しました。このラインは酸素供給ラインと並行しており、液体酸素の循環経路を提供していました。これにより、打ち上げ前のタンキング（LOXの充填）中に供給ラインに気体酸素が蓄積することが減少しました。地上試験と最初の数回のスペースシャトルミッションで得られた推進剤充填データが評価された後、アンチガイザーラインはその後のミッションでは削除されました。ETの全長と直径は変更されていません。STS -7で打ち上げられた最後のSWTは、不活性状態で約77,000ポンド（35,000 kg）でした。

軽量タンク

STS-114用のスペースシャトル外部燃料タンクが、宇宙船組立棟へ向かっている。

STS-6ミッション以降、軽量燃料タンク（LWT）が導入されました。この燃料タンクはシャトルの飛行の大部分で使用され、最後に使用されたのは不運なSTS-107ミッションの打ち上げでした。燃料タンクの重量はタンクごとに若干異なりますが、1タンクあたり約66,000ポンド（30,000kg）の不活性重量でした。

SWTからの軽量化は、ストリンガー（水素タンクの全長にわたって走る構造補強材）の一部を廃止し、補強リングの数を減らし、水素タンクの主要フレームを改造することで実現しました。また、タンクの主要部分の切削方法を変更することで厚みを減らし、ETの後部固体ロケットブースター接続部には、より強度が高く、軽量で安価なチタン合金を使用することで軽量化を実現しました。

超軽量タンク

超軽量タンク（SLWT）は1998年のSTS-91で初めて打ち上げられ、2つの例外（STS-99とSTS-107）を除くその後のすべてのミッションで使用された。[ 10 ] SLWTは、タンク構造の大部分にアルミニウム-リチウム合金（Al 2195）を使用していることを除いて、基本的にLWTと同じ設計であった。この合金により、LWTに比べてタンクの重量が大幅に軽減された（約7,000ポンドまたは3,175kg）。製造には摩擦撹拌接合技術も含まれていた。SLWT導入後に製造されたすべてのETはこの構成であったが、シャトル時代の終わりまで、要求があれば使用できるように1つのLWTが在庫として残っていた。SLWTにより、シャトルが国際宇宙ステーションに到達するために必要な性能向上の50％が もたらされた。[ 11 ]

ET-119（ STS-121で使用される）を積んだペガサス船[ 12 ]がポートカナベラルまで曳航される。

技術仕様

SLWTの仕様[ 10 ]

  • 長さ: 153.8フィート (46.9 m)
  • 直径: 27.6 フィート (8.4 メートル)
  • 空車重量: 58,500ポンド (26,500 kg)
  • 総離陸重量: 1,680,000ポンド (760,000 kg)

LOXタンク

  • 長さ: 54.6フィート (16.6 m)
  • 直径: 27.6 フィート (8.4 メートル)
  • 容積（22 psig時）：19,541.66  cu ft（146,181.8  US gal ; 553,358  L）
  • LOX質量（22 psig時）：1,387,457ポンド（629,340 kg）
  • 動作圧力: 34.7～36.7 psi (239～253 kPa) (絶対)

インタータンク

  • 長さ: 22.6フィート (6.9 m)
  • 直径: 27.6 フィート (8.4 メートル)

LH 2タンク

  • 長さ: 97.0 フィート (29.6 メートル)
  • 直径: 27.6 フィート (8.4 メートル)
  • 容積（29.3 psig時）：52,881.61 cu ft（395,581.9 US gal; 1,497,440 L）
  • LH 2質量（29.3 psig 時）：234,265 ポンド（106,261 kg）
  • 動作圧力: 32～34 psi (220～230 kPa) (絶対)
  • 動作温度：−423°F（−253°C）[ 11 ]

請負業者

外部燃料タンクの請負業者は、ルイジアナ州ニューオーリンズのロッキード・マーティン社（旧マーティン・マリエッタ社）でした。燃料タンクはニューオーリンズのミシュー組立工場で製造され、はしけでケネディ宇宙センターに輸送されました。

コンポーネント

ETは、液体酸素タンク、タンク間タンク、液体水素タンクの3つの主要構造から構成されています。両タンクはアルミニウム合金の外板で構成され、必要に応じて支持フレームまたは安定フレームが備えられています。タンク間アルミニウム構造には、安定フレームを備えた外板ストリンガーが使用されています。これら3つの構造すべてに使用されている主なアルミニウム材料は、2195合金と2090合金です。AL2195は、ロッキード・マーティン社とレイノルズ社が極低温貯蔵用に開発したAl-Li合金です（ETのSLWバージョンにも使用されています。以前のバージョンではAl2219が使用されていました[ 13 ]）。Al2090は市販のAl-Li合金です。

外部タンクの解剖

液体酸素タンク

LOXタンクはETの上部[ a ]に位置し、オジーブ形状をしており、空気抵抗と空気熱加熱を低減している。オジーブ形状のノーズセクションは、取り外し可能な平らなカバープレートとノーズコーンで覆われている。ノーズコーンは、推進システムと電気システムのコンポーネントの空気力学的フェアリングとして機能する、取り外し可能な円錐形のアセンブリで構成される。ノーズコーンの最前部は、鋳造アルミニウム製の避雷針として機能する。LOXタンクの容積は、22 psi（150 kPa）、-297 °F（90.4 K、-182.8 °C）（極低温） で19,744 cu ft（559.1 m 3 ）である。

タンクは直径17インチ（430 mm）の供給ラインに供給され、液体酸素はインタータンクを経由してETの外側の後方右側にあるET/オービタ分離アンビリカルに送られます。直径17インチ（430 mm）の供給ラインは、RS-25が104%で稼働している状態で約2,787ポンド/秒（75,800 kg/分）の流量を許容し、最大流量は17,592米ガロン/分（1.1099 m 3 /秒）です。

空力荷重を除くすべての荷重は、タンク間とのボルト締めフランジジョイントインターフェースを通じて LOX タンクから伝達されます。

LOXタンクには、液体のスロッシュを抑制するための内部スロッシュバッフルとボルテックスバッフルも設置されています。ボルテックスバッフルはLOX供給口の上に設置されており、スロッシュによる液体の渦流を低減し、供給されたLOXへのガスの閉じ込めを防ぎます。

インタータンク

インタータンクは、液体酸素タンクと液体水素タンクをET構造で接続する部分です。その主な機能は、SRBからのすべての推力荷重を受電・分配し、タンク間で荷重を伝達することです。

2つのSRB前方接続金具は、タンク間構造物上に180°間隔で配置されています。梁がタンク間構造物を横切って延長され、接続金具に機械的に固定されています。SRBが発射されると、高い応力負荷により梁がたわみます。この荷重は接続金具に伝達されます。

SRB接続金具に隣接して、主リングフレームが設けられています。荷重は金具から主リングフレームに伝達され、主リングフレームは接線方向の荷重をインタータンク外板に分散させます。インタータンク外板の2枚のパネル（スラストパネル）は、SRBの軸方向のスラスト荷重をLOXタンクとLH2タンク、そして隣接するインタータンク外板パネルに分散させます。これらの隣接するパネルは、ストリンガー補強された6枚のパネルで構成されています。

インタータンクは、運用機器を収容する保護コンパートメントとしても機能します。

液体水素タンク

長さ70フィート（21メートル）、直径17インチ（430ミリメートル）の液体酸素供給ラインは、液体水素タンクの右側面に沿って外側を通り、タンク間へと伸びています。その横には、直径5インチ（130ミリメートル）の再加圧ラインが2本あります。1本は液体水素タンクに水素ガスを供給し、もう1本は液体酸素タンクに酸素ガスを供給します。これらのラインは、打ち上げ中に各タンクのアレージ圧力を維持するために使用されます。

LH 2タンクは ET の底部[ a ]部分です。タンクは 4 つの円筒形のバレル セクション、前方ドーム、および後方ドームで構成されています。バレル セクションは 5 つの主要リング フレームで結合されています。これらのリング フレームは荷重を受けて分散します。前方ドームとバレル間のフレームは、タンク間構造を通じて加えられる荷重を分散し、LH 2タンクをタンク間構造に取り付けるためのフランジとしても機能します。後方主要リングは、オービター後部支持ストラットからのオービター誘導荷重と、SRB 後部支持ストラットからの SRB 誘導荷重を受けます。残りの 3 つのリング フレームは、オービターの推力荷重と LOX 供給ラインの支持荷重を分散します。フレームからの荷重は、バレルの外板を通じて分散されます。 LH 2タンクの容積は、29.3 psi (202 kPa)、-423 °F (-252.8 °C) (極低温) で 53,488 立方フィート (1,514.6 m 3 ) です。

NASAのロケット工場で組み立て中の液体水素タンクの内部。スケールとして人間も写っている。

前方ドームと後方ドームは、同じ修正楕円体形状をしています。前方ドームには、LH2ベントバルブ、LH2加圧ラインフィッティング、および電気フィードスルーフィッティング用の取り付け部が設けられています。後方ドームには、LH2フィードラインスクリーンにアクセスするためのマンホールフィッティングと、 LH2フィードライン用の支持フィッティングが設けられています。

LH 2タンクには、スロッシュによる渦流を低減し、供給されたLH 2へのガスの閉じ込めを防ぐためのボルテックスバッフルも設置されています。バッフルは、LH 2タンク後部ドームのすぐ上にあるサイフォン出口に設置されています。この出口から、タンク内の液体水素が17インチ（430 mm）のラインを通って左後方のアンビリカル配管に送られます。液体水素供給ラインの流量は、主機関が104%運転時の465ポンド/秒（12,700 kg/分）、最大流量は47,365米ガロン/分（2.9883 m 3 /秒）です。

熱保護システム

タンクの底部には、オービター接続ハードウェア、液体水素の臍帯接続 (左)、および液体酸素の臍帯接続 (右) が見えます。

ET の熱防護システムは、主に吹付発泡断熱材(SOFI) と、予め形成された発泡片および予め成形されたアブレータ材料から構成されます。また、このシステムには、空気の液化を防ぐためのフェノール系断熱材も使用されています。液体水素タンクの取り付け部には、露出した金属上での空気の液化を防ぎ、液体水素への熱流入を減らすために、断熱材が必要です。液体酸素の温度が上昇すると熱要件は減りますが、液体酸素タンクの前部領域のアルミニウムは空力加熱から保護する必要があります。一方、後部表面の断熱材は、液化した空気がタンク間に溜まるのを防ぎます。酸素タンクの中央のシリンダーと推進剤ラインは、湿気から凝縮した霜の蓄積の予想される深さには耐えることができますが、オービタは氷の崩壊による損傷には耐えられません。熱防護シ​​ステムの重量は 4,823 ポンド (2,188 kg) です。

ETの耐熱システムの開発は困難を極めました。断熱材の適用における異常があまりにも頻繁に発生したため、安全インシデントではなく、例外として扱われました。NASAは、プログラム開始以来ずっと、飛行中の断熱材の破片の剥離を防ぐのに苦労しました。

  • STS-1コロンビア号、1981年：オービタと外部燃料タンクの飛行中に、乗組員が窓から白い物質が流れ落ちるのを報告。乗組員は、その大きさを6mmから拳大までと推定した。着陸後の報告書では、断熱材が不明な場所で脱落した可能性があり、様々な原因により300枚の断熱材タイルの交換が必要であると報告されている。
  • STS-4コロンビア、1982 年: PAL ランプが失われ、40 枚のタイルを完全に交換する必要が生じました。
  • STS-5コロンビア、1982年: タイル損失率が引き続き高かった。
  • STS-7チャレンジャー、1983年: 50 x 30 cm (20 x 12インチ)のバイポッドランプの損失の写真が撮影され、数十箇所の損失が確認された。[ 14 ]
  • STS-27アトランティス、1988年：原因不明の大規模な損失が1件発生し、タイル1枚が完全に消失。また、数百件の小規模な損失も発生。
  • STS-32コロンビア号、1990年：バイポッドランプの損失が撮影された。直径70cmまでの5箇所の損失とタイルの損傷。[ 15 ]
  • STS-50コロンビア号、1992年：バイポッドランプの喪失。20×10×1cmのタイルの損傷。[ 15 ]
  • STS-52コロンビア、1992年: バイポッド ランプの一部、ジャックパッドが失われました。タイルの跡は合計 290 個、うち 16 個が 1 インチを超えています。
  • STS-62コロンビア、1994年: バイポッドランプの一部が失われました。

1995年、大気浄化法第610条に基づく環境保護庁（EPA）によるCFC（クロロフルオロカーボン）禁止措置に従い、クロロフルオロカーボン11（CFC-11）は、大面積の機械噴霧式発泡剤から廃止され始めました。その代わりに、HCFC-141bとして知られるハイドロクロロフルオロカーボンの使用が承認され、シャトル計画に段階的に導入されました。残りの発泡剤、特に手作業で噴霧されるディテールパーツには、計画終了までCFC-11が使用され続けました。これらの部位には、問題となっていたバイポッドとPALランプ、そして一部のフィッティングとインターフェースが含まれます。特にバイポッドランプに関しては、「タンクのその部分に発泡剤を塗布するプロセスは1993年以来変わっていませんでした。」[ 16 ] HCFC 141bを含む「新しい」発泡体は、1996年のSTS-79飛行中にET-82の後部ドーム部分に初めて使用されました。HCFC 141bの使用は、1997年のSTS- 86で飛行したET-88から始まり、ET領域、つまりタンクのより広い部分に拡大されました。

2003年1月16日のSTS-107打ち上げ時、タンクのバイポッドランプの一つから発泡断熱材が剥がれ落ち、時速数百マイルの速度でスペースシャトル・コロンビアの翼前縁に衝突しました。この衝突により、左翼前縁にある比較的大型の強化カーボンパネル（バスケットボール大と推定）が損傷し、数日後の再突入時に過熱ガスが翼上部構造に流入しました。この結果、コロンビアは破壊され、乗組員が死亡しました。報告書では、外部燃料タンクET-93は「BX-250」という密閉発泡材で製造されていたとされています。この発泡剤はCFC-11であり、新しいHCFC-141bではありませんでした。[ 17 ]

2005年当時、発泡スチロールの剥離問題は完全には解決されていませんでした。STS -114では、タンクに設置された追加カメラが、上昇中にタンクのケーブルトレイと加圧ラインの下の空気の流れが不安定になるのを防ぐために設計された突起空気負荷（PAL）ランプの1つから剥離した発泡スチロール片を記録しました。PALランプは手作業で吹き付けられた発泡スチロール層で構成されており、破片の発生源となる可能性が高くなります。この発泡スチロール片はオービターには影響を与えませんでした。

STS-114ミッションと同時期に発表された報告書によると、ETの改修およびアップグレード中に過剰な取り扱いが行われたことが、ディスカバリー号の飛行再開ミッションにおける断熱材の損失の一因となった可能性があると示唆されている。しかしながら、その後実施された3回のシャトルミッション（STS-121、STS-115、STS-116）では、いずれも断熱材の損失は「許容範囲内」であった。しかしながら、STS-118では、直径約3.9インチ（100 mm）の断熱材（および/または氷）が燃料タンクのフィードライン接続ブラケットから分離し、後部支柱の1つに当たって跳ね返り、主翼下面に衝突して2枚のタイルを損傷した。この損傷は危険とはみなされなかった。

ハードウェア

2006年12月、 STS-116打ち上げ前のスペースシャトル・ディスカバリー号。ディスカバリー号の翼の下にはテールマストがあり、オービターへの複数の接続部が設けられています。液体酸素ラインと液体水素ラインがそれぞれ1本ずつ接続されています。金色の外部タンクの上には、固定式整備構造物から伸びるガス酸素ベントアームの先端に、通気フード（「ビーニーキャップ」と呼ばれる）が取り付けられています。外部タンク内の液体酸素は蒸発し、このフードによって蒸気がスペースシャトルの機体から排出されます。

外部ハードウェア、ET-オービター接続フィッティング、アンビリカルフィッティング、電気および範囲安全システムの重量は 9,100 ポンド (4,100 kg) です。

通気口と安全弁

各推進剤タンクの前端には、ベントバルブとリリーフバルブが備えられています。この二重機能バルブは、打ち上げ前に地上支援装置によってベント機能のために開かれ、飛行中には液体水素タンクのアレージ（空隙）圧力が38 psi（260 kPa）に達したとき、または液体酸素タンクのアレージ圧力が25 psi（170 kPa）に達したときに開きます。

初期の飛行では、液体酸素タンクの前端に、火工品で作動する独立した推進タンブルベントバルブが備えられていました。分離時にこの液体酸素タンブルベントバルブが開き、分離操作を補助する推進力と、ETの突入時の空力特性をより確実に制御する力が供給されました。このタンブルバルブが作動した最後の飛行はSTS-36でした。

後方の2枚の外部燃料タンクアンビリカルプレートは、それぞれオービター側の対応するプレートと噛み合います。これらのプレートは、アンビリカルプレート間の位置合わせを維持するのに役立ちます。アンビリカルプレートの物理的強度は、対応するアンビリカルプレートをボルトで固定することで確保されています。オービターのGPCが外部燃料タンクの分離を指示すると、ボルトは点火装置によって切断されます。

ETには、オービターのアンビリカルケーブルと接続する5つの推進剤アンビリカルバルブが搭載されています。液体酸素タンク用が2つ、液体水素タンク用が3つです。液体酸素タンク用アンビリカルバルブのうち1つは液体酸素用、もう1つは気体酸素用です。液体水素タンク用アンビリカルには、液体用バルブが2つ、気体用バルブが1つあります。中径の液体水素用アンビリカルは、打ち上げ前の液体水素冷却シーケンスでのみ使用される再循環用アンビリカルです。

このコネクタの水素レベルが上昇したため、STS-127の洗浄後に技術者が GUCP を検査しました。

ETが充填されると、余分な水素ガスは固定された整備構造物から伸びたアーム上の大口径パイプを介してアンビリカル接続部から排出されます。ETと整備構造物間のこのパイプの接続は、地上アンビリカルキャリアプレート（GUCP）で行われます。水素レベルを測定するためのセンサーもGUCPに設置されています。STS -80、STS-119、STS-127、STS-133のカウントダウンは、この接続部からの水素漏れのために中断され、後者のケースでは数週間の遅延が発生しました。技術者が問題を検査して修理する前に、タンクを完全に空にし、ヘリウムガスパージによってすべての水素を除去する必要があり、これは20時間のプロセスです。[ 18 ]

固定式整備構造のスイングアームに取り付けられたキャップは、カウントダウン中はET上部の酸素タンク通気口を覆い、打ち上げの約2分前に引き込まれます。このキャップは、ETに大きな氷の堆積を引き起こす恐れのある酸素蒸気を吸い上げ、打ち上げ中のオービターの熱保護システムを保護します。

センサー

LH 2タンク内のECOセンサーの位置

推進剤枯渇センサーは8つあり、燃料と酸化剤にそれぞれ4つずつあります。燃料枯渇センサーは燃料タンクの底部に設置されています。酸化剤センサーは、オービター液体酸素供給ラインマニホールド内の供給ライン切断部下流に設置されています。RS-25推進中、オービター汎用コンピュータは、推進剤の使用に伴う機体の瞬間質量を常に計算しています。通常、主エンジンの停止は所定の速度に基づいて行われますが、燃料センサーまたは酸化剤センサーのいずれか2つが乾燥状態を検知すると、エンジンは停止されます。

液体酸素センサーの配置は、エンジン内で最大量の酸化剤が消費されるよう設​​計されており、同時に酸化剤ポンプがキ​​ャビテーション（空転）を起こす前にエンジンを停止させるのに十分な時間を確保しています。さらに、6:1の酸化剤対燃料エンジン混合比に必要な量に加えて、1,100ポンド（500kg）の液体水素が装填されています。これにより、空乏センサーからの遮断は燃料過多の状態となります。酸化剤過多状態でのエンジン停止は、燃焼やエンジン部品の深刻な腐食を引き起こし、機体と乗組員の損失につながる可能性があります。

燃料枯渇センサーからの説明のつかない誤検知により、シャトルの打ち上げが何度か遅延しました。特にSTS-122が顕著でした。2007年12月18日のタンキングテストで、エラーの原因はセンサー自体の故障ではなく、配線コネクタの故障であることが判明しました。[ 19 ]

液体酸素タンクと液体水素タンクの上部にある 4 つの圧力トランスデューサーがアレージ圧力を監視します。

ET には、オービターからタンクと 2 つの SRB に電力を送り、SRB と ET からの情報をオービターに提供する 2 本の電気コードもあります。

ET には、シャトルに取り付けられたブラケットに外部カメラが取り付けられており、送信機も搭載されているため、シャトルと ET が分離した後も長時間ビデオ データを送信し続けることができます。

射撃場安全システム

初期の戦車には、必要に応じて戦車の燃料を散布するための射程安全システムが組み込まれていました。このシステムは、バッテリー電源、受信機／デコーダー、アンテナ、そして兵器で構成されていました。STS -79以降、このシステムは無効化され、STS-88以降のすべての飛行では完全に撤去されました。

将来の使用

1990年には、外部タンクを月面居住地[ 20 ]または軌道ステーション[ 21 ]として使用することが提案されました。これらの提案は実現しませんでした。

星座のアレスの基盤として

2011年にスペースシャトルが退役したことにより、[ 22 ] NASAはオリオン宇宙船を主力とする中止されたコンステレーション計画とともに、シャトルをベースとした2つの打ち上げ機、有人対応のアレスI有人打ち上げ機と大型貨物打ち上げ機のアレスVを打ち上げる予定だった。

アレス I とアレス V はどちらも第 1 段に改良された 5 セグメントの固体ロケットブースターを使用する予定でしたが、ET はアレス V 第 1 段とアレス I 第 2 段のベースライン技術として機能する予定でした。比較すると、アレス I 第 2 段は約 26,000 米ガロン (98,000 リットル) の液体酸素を保持していたのに対し、ET は 146,000 米ガロン (550,000 リットル) を保持しており、その 5 倍以上の量です。

アレスVの第一段は、5基のRS-68ロケットエンジン（デルタIVロケットと同じエンジン）を搭載し、直径は33フィート（10メートル）で、サターンVロケットのS-IC段およびS-II段と同じ幅になる予定だった。内部ET構成（液化水素タンクと液体酸素タンクをインタータンク構造で分離）はそのまま採用される予定だったが、液化水素と液体酸素の充填・排出を直接行うように設計され、液体酸素の排出は、シャトルの液化水素タンクに使用されているのと同様の格納式アームで行われる予定だった。

サターン V、スペースシャトル、アレス I、アレス IV、アレス Vの比較

一方、アレスIの第二段は、現在のETで使用されている吹付式断熱材のみを使用する予定でした。当初はアレスVとシャトルETと同様の構成でしたが、NASAは2006年の設計審査を完了した際に、重量とコストを削減するため、第二段の内部構造を、推進剤を共通の隔壁で分離した液体水素/液体酸素複合タンクへと再構成することを決定しました。この構成は、サターンVロケットのS-II段とS-IVB段で成功を収めています。シャトルと同じ充填・排出・通気構成を採用するアレスVとは異なり、アレスIシステムはサターンIBロケットとサターンVロケットで使用されている従来の充填・排出・通気システムを採用していましたが、SRB点火時にアレスIが想定する「リープフロッグ」速度に対応するため、アームは素早く引き込まれる設計となっていました。

当初の構想では、アレス I とアレス V はどちらもRS-25エンジンの改良型「使い捨て」バージョンを使用する予定だったが、やがて、研究開発費を抑え、NASA 長官マイケル・D・グリフィンが設定した 2011 年までにアレスとオリオンを打ち上げるというスケジュールを守る必要から、NASA は (2006 年のレビュー後に)アレス V ではより安価なRS-68エンジンに、アレス I では改良型のJ-2エンジンに切り替えることを決定した。効率の低い RS-68 への切り替えにより、アレス V は追加の推進剤を収容するために 28.6 フィートから 33 フィート (8.72 メートルから 10.06 メートル) に拡大された。一方、アレス I は、新しいエンジンの推力が元の RS-25 より低いため、J-2X 上段ステージを備えた 5 番目の固体ロケット セグメントを組み込むように再構成された。このトレードオフにより、NASA は簡素化され、より推力の高い RS-68 エンジン (SSME のように点火して動作するように再構成) を使用することで推定3,500 万ドルを節約できると同時に、Ares I 用の空気始動可能な RS-25 に必要なコストのかかるテストが不要になります。

DIRECTに提案

シャトル由来の代替機として提案されたDIRECT計画では、標準直径の外部燃料タンクを改造し、RS-25エンジン3基と標準SRBM2基を搭載した有人打ち上げ機として運用する計画だった。同じ機体にRS-25エンジン1基とEDS上段ロケット1基を追加し、貨物打ち上げ機として運用する計画だった。この計画は、160億ドルの費用削減、NASAの雇用喪失の回避、そしてシャトル打ち上げ後の有人宇宙飛行の期間を5年以上から2年以下に短縮することを目指していた。

スペース・ローンチ・システムのコアステージ

スペース・ローンチ・システム（SLS）は、アメリカの超大型使い捨て打ち上げロケットで、2022年11月にアルテミス1号で初飛行しました。

ロケットのコアステージは直径8.4メートル（28フィート）で、4基のRS-25エンジンを搭載した主推進システム（MPS）を搭載しています。[ 23 ] [ 24 ]コアステージはスペースシャトルの外部燃料タンクと構造的に似ており、[ 25 ] [ 26 ]最初の飛行では、スペースシャトルプログラムから残った改造されたRS-25Dエンジンが使用されます。[ 27 ]後の飛行では、再利用を目的としないより安価なバージョンのエンジンに切り替えられます。[ 28 ]

飛行していないハードウェア

MPTA-ETには、米国宇宙ロケットセンターにあるスペースシャトルパスファインダーの重量を支えるための追加の内部構造サポート[ 29 ]が含まれています。

MPTA-ETは、アラバマ州ハンツビルにある米国宇宙ロケットセンターでスペースシャトル・パスファインダーとともに展示されている。

ET-94（旧バージョンのLWT）はロサンゼルスにあり、2019年にサミュエル・オシン航空宇宙センターが開館した際に、カリフォルニア科学センターでスペースシャトル・エンデバーとともに展示される予定だった。 [ 30 ] [ 31 ] 2024年1月15日、ET-94、固体ロケットブースター2基、そしてスペースシャトル・エンデバーが連結され、月末までに新しい展示場所に移動されることがプレスリリースで発表された。 [ 32 ]

製造中止時点では、他の3つの外部燃料タンクが準備中であった。ET-139は製造の最終段階にあり、ET-140とET-141は製造の初期段階にある。[ 33 ] [ 34 ]

参照

注記

  1. ^ a b公式には、シャトル上の位置は水平/滑空飛行中のオービタを基準にしているため、これらは「前方/後方」と呼ばれますが、発射プラットフォームに垂直に取り付けられている場合は「上面/底面」と見なされます。

参考文献

  1. ^ Aerojet Rocketdyne、 RS-25エンジン（2014年7月22日アクセス）
  2. ^ 「外部タンク」 NSTS 1988ニュースリファレンスマニュアルNASA 1988年9月。2019年8月19日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2014年1月19日閲覧。
  3. ^ a b “STS外部タンクステーション” . 2015年4月7日時点のオリジナルよりアーカイブ。2015年1月7日閲覧。astronautix.com（NASA報告書、宇宙輸送システムの外部燃料タンクの利用[1]）
  4. ^ a b「超大型宇宙望遠鏡（VLST）」。SOMTC - 先進概念研究。NASA。2013年5月12日時点のオリジナルよりアーカイブ。
  5. ^ D. ポートリー - 後部貨物キャリアを備えたスペースシャトル - アポロを超えて (wired.com)
  6. ^ 「外部タンク」 NASA。2019年8月19日時点のオリジナルよりアーカイブ。2010年11月25日閲覧。
  7. ^ 「コロンビアの白い外部燃料タンク」 Space.com、2006年4月12日。
  8. ^ Vogt, Tom (2024年4月4日). 「地元男性が宇宙計画に誇りを持つ」 . The Columbian . 2024年4月8日閲覧。
  9. ^アメリカ航空宇宙局「NASA​​、スペースシャトルの外部燃料タンク100基目を受領」Wayback Machineのプレスリリース99-193、2007年3月11日アーカイブ。1999年8月16日。
  10. ^ a b * 「ファクトシート スペースシャトル 外部燃料タンク」 2007年4月ロッキード・マーティン
  11. ^ a b「External Fuel Tank by the Numbers」 . Lockheed Martin. 2008年1月3日時点のオリジナルよりアーカイブ。
  12. ^ Harbaugh, Jennifer (2020年2月4日). 「NASA​​のバージ・ペガサス – スペース・ローンチ・システム・コア・ステージの輸送手段」 NASA . 2022年10月25日閲覧。
  13. ^超軽量外部燃料タンク、NASA、2013年12月12日閲覧。
  14. ^ "STS-7" . Astronautix.com. 2010年11月29日時点のオリジナルよりアーカイブ。2010年11月25日閲覧。
  15. ^ a b断熱材の問題は以前にも見られました。 2007年7月15日アーカイブ、Wayback Machineにて
  16. ^ブリディス、テッド、「コロンビア号の前の飛行で泡が懸念される」デゼレト・ニュース（ソルトレイクシティ）、2003年3月22日、1ページ： http://findarticles.com/p/articles/mi_qn4188/is_20030322/ai_n11384413
  17. ^コロンビア事故調査委員会報告書、第2巻、付録D、2023年1月22日アーカイブ、 Wayback Machine、セクション11.3および図11-1、p222、コロンビア事故調査委員会、
  18. ^ 「地上アンビリカルキャリアプレート」 NASA。 2010年11月24日時点のオリジナルよりアーカイブ。
  19. ^ 「NASA​​、シャトル問題の原因としてゲージワイヤーの欠陥を調査」 AFP、2007年12月18日。2008年2月18日時点のオリジナルよりアーカイブ。
  20. ^ King CB, Butterfield AJ, Hypes WD, Nealy JE, Simonsen LC (1990). 「スペースシャトル外部燃料タンクを用いた月面居住コンセプト」. Journal of Spacecraft and Rockets . 27 (3): 225–6 . Bibcode : 1990JSpRo..27..225K . doi : 10.2514/3.26128 . PMID 11539123 . 
  21. ^ 「シャトルの使い捨て外部タンク ― 代わりに軌道上で回収・使用する」 2014年3月29日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2014年2月27日閲覧。
  22. ^ NASAの打ち上げスケジュール、2009年9月23日アクセス
  23. ^ 「スペース・ローンチ・システム」(PDF) . NASAfacts . 2012年.オリジナル(PDF)から2012年8月13日時点のアーカイブ。
  24. ^クリス・バーギン (2011年10月4日). 「SLSはコアステージに4基のRS-25を搭載し、打ち上げに向けて順調に進んでいる」 NASASpaceFlight.com . 2012年1月26日閲覧。
  25. ^ Stephen Clark (2011年3月31日). 「NASA​​、今夏に探査アーキテクチャを設定」 . Spaceflight Now . 2011年5月26日閲覧。
  26. ^クリス・バーギン (2011年9月14日). 「NASA​​がSLSをついに発表 – 今後の軌道が形になりつつある」 NASASpaceFlight.com . 2012年1月26日閲覧。
  27. ^ Sloss, Philip (2015年1月2日). 「NASA​​、SLS向けRS-25エンジンの稼働準備完了」 NASASpaceFlight.com . 2015年3月10日閲覧。
  28. ^ Campbell, Lloyd (2017年3月25日). 「NASA​​、スペース・ローンチ・システムRS-25エンジンの13回目のテストを実施」 . SpaceflightInsider.com. 2019年4月26日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2017年4月29日閲覧。
  29. ^フィリップス、スコット (2014). 『飛行前に外す：スペースシャトルチームメンバーの回想録』ムスタング、オクラホマ州: テイト・パブリッシング＆エンタープライズ. ISBN 9781633675001. OCLC  894541100 .
  30. ^ 「カリフォルニア科学センターの外部タンク」 californiasciencecenter.org . 2015年5月29日閲覧。
  31. ^パールマン、ロバート・Z. (2016年5月22日). 「スペースシャトル外部燃料タンク、カリフォルニア・サイエンスセンターへのロードトリップを完了」 . Space.com . 2024年3月31日閲覧。
  32. ^ 「カリフォルニア科学センタープレスリリース」カリフォルニア科学センター2024年1月15日2024年2月22日閲覧。
  33. ^ 「完了したSD HLV評価で低コストのシャトル後ソリューションが明らかに」 Nasaspaceflight.com 2010年6月18日. 2010年11月25日閲覧。
  34. ^ 「ダウンストリーム・シャトル計画：CLFとAMSが指摘、MAFは追加ETに取り組んでいる」 Nasaspaceflight.com、2009年2月11日。 2010年11月25日閲覧。

さらに読む

  • 「外部燃料タンク熱保護システム」 は2021年2月9日にWayback Machineにアーカイブされています。NASA Facts Return to Flight Focus Area、アメリカ航空宇宙局、マーシャル宇宙飛行センター、アラバマ州ハンツビル（Pub 8-40392、FS2005-4-10-MSFC、2005年4月）
  • アメリカ航空宇宙局（NASA）ブースターシステム概要、Basic、Rev F、PCN 1、2005年4月27日。
  • アメリカ航空宇宙局（NASA）「シャトルシステム設計基準」第1巻：シャトル性能評価データブック。NSTS 08209、第1巻、改訂B。1999年3月16日。
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