Внешний бак космического корабля "Шаттл" ( ET ) был компонентом ракеты-носителя космического корабля "Шаттл", который содержал жидкое водородное топливо и жидкий окислитель кислорода . Во время старта и подъема он подавал топливо и окислитель под давлением в три главных двигателя РС-25 орбитального корабля . Инопланетянин был сброшен чуть более чем через 10 секунд после отключения главного двигателя (MECO) и снова вошел в атмосферу Земли. В отличие от Solid Rocket Boosters , внешние баки повторно не использовались. Они распались перед столкновением в Индийском океане (или Тихом океане в случае траекторий запуска с прямым вводом), вдали от морских путей , и не были восстановлены. [2]
Инопланетянин был самым большим элементом космического корабля «Шаттл», а в загруженном состоянии он был и самым тяжелым. Он состоял из трех основных компонентов:
ET был «хребтом» шаттла во время запуска, обеспечивая структурную поддержку для крепления к твердотопливным ракетным ускорителям (SRB) космического корабля «Шаттл» и орбитальному аппарату. Танк соединялся с каждым SRB через одну переднюю точку крепления (с помощью перекладины через межбак) и один кормовой кронштейн, а с орбитальным аппаратом - через одну переднюю сошку крепления и две кормовые сошки. В зоне кормового крепления также находились шлангокабели , по которым передавались жидкости , газы , электрические сигналы и электроэнергия между танком и орбитальным аппаратом. Электрические сигналы и средства управления между орбитальным аппаратом и двумя твердотопливными ракетными ускорителями также проходили через эти шлангокабели.
Хотя внешние резервуары всегда выбрасывались, возможно, их можно было повторно использовать на орбите. [3] Планы повторного использования варьировались от включения в космическую станцию в качестве дополнительного жилого или исследовательского пространства, в качестве топливных баков для ракет для межпланетных миссий (например, на Марс) до сырья для орбитальных заводов. [3]
Другая концепция заключалась в использовании ET в качестве грузового носителя для крупногабаритных грузов. [4] Одно из предложений заключалось в том, чтобы главное зеркало 7-метрового телескопа перевозилось вместе с танком. [4] Другой концепцией был кормовой грузовой авиаперевозчик (ACC). [5]
На протяжении многих лет НАСА работало над уменьшением веса инопланетянина для повышения общей эффективности. Уменьшение веса инопланетянина привело к почти такому же увеличению грузоподъемности космического корабля "Шаттл". [6]
Оранжевый цвет внешнего резервуара соответствует цвету изоляционного пенопласта. Первые два бака, использовавшиеся для STS-1 и STS-2 , были окрашены в белый цвет, чтобы защитить баки от ультрафиолета в течение длительного времени, которое шаттл провел на стартовой площадке перед запуском. [7] Поскольку это не оказалось проблемой, компания Martin Marietta (теперь часть Lockheed Martin ) снизила вес, оставив неокрашенной напыляемую изоляцию ржавого цвета, начиная с STS-3 , сэкономив примерно 272 кг (600 фунтов ). . [8]
Оригинальный ET неофициально известен как бак стандартного веса (SWT) и был изготовлен из алюминиевого сплава 2219 , высокопрочного алюминиево-медного сплава, используемого во многих аэрокосмических приложениях.
После СТС-4 несколько сотен фунтов удалось устранить за счет удаления противогейзерной линии. Эта линия проходила параллельно линии подачи кислорода, обеспечивая путь циркуляции жидкого кислорода. Это снижает накопление газообразного кислорода в питающей магистрали при предстартовой заправке (загрузке LOX). После оценки данных о загрузке топлива в ходе наземных испытаний и первых нескольких полетов космического корабля "Шаттл" противогейзерная линия была снята для последующих миссий. Общая длина и диаметр ЭТ остаются неизменными. Последний SWT, летавший на STS-7 , в инертном состоянии весил примерно 77 000 фунтов (35 000 кг).
Начиная с миссии STS-6 , был представлен легкий инопланетянин (LWT). Этот танк использовался для большинства полетов Шаттла и последний раз использовался во время запуска злополучной миссии STS-107 . Хотя танки немного различаются по весу, каждый в инертном состоянии весил примерно 66 000 фунтов (30 000 кг).
Снижение веса SWT было достигнуто за счет исключения частей стрингеров (структурных ребер жесткости, проходящих по всей длине водородного бака), использования меньшего количества колец жесткости и модификации основных шпангоутов водородного бака. Кроме того, значительные части бака были фрезерованы по-другому, чтобы уменьшить толщину, а вес кормовых твердотопливных ускорителей ET был уменьшен за счет использования более прочного, но более легкого и менее дорогого титанового сплава.
Сверхлегкий танк (SLWT) впервые поднялся в воздух в 1998 году на STS-91 и использовался во всех последующих миссиях за двумя исключениями ( STS-99 и STS-107 ). [9] SLWT имел в основном ту же конструкцию, что и LWT, за исключением того, что для большей части конструкции резервуара использовался алюминиево-литиевый сплав ( Al 2195 ). Этот сплав обеспечил значительное снижение веса танка (около 7000 фунтов или 3175 кг) по сравнению с LWT. Производство также включало технологию сварки трением с перемешиванием . Хотя все инопланетяне, произведенные после появления SLWT, имели эту конфигурацию, один LWT оставался на складе и мог использоваться по запросу до конца эры шаттлов. SLWT обеспечил 50% прироста производительности, необходимого для достижения шаттлом Международной космической станции . [10] Уменьшение веса позволило орбитальному аппарату переносить больше полезной нагрузки на сильно наклоненную орбиту МКС .
Технические характеристики SLWT [9]
LOX-танк
Интертанк
бак ЛХ 2
Подрядчиком внешнего бака была компания Lockheed Martin (ранее Martin Marietta ), Новый Орлеан, штат Луизиана. Танк был изготовлен на сборочном заводе Мишуда в Новом Орлеане и доставлен в Космический центр Кеннеди на барже .
ET имеет три основные конструкции: резервуар LOX, промежуточный резервуар и резервуар LH 2 . Оба резервуара изготовлены из обшивки из алюминиевого сплава с опорными или стабилизирующими рамами по мере необходимости. В межбаковой алюминиевой конструкции использованы обшивочные стрингеры со стабилизирующими шпангоутами. Основными алюминиевыми материалами, используемыми для всех трех конструкций, являются сплавы 2195 и 2090. AL 2195 — это сплав Al-Li, разработанный Lockheed Martin и Reynolds для хранения криогенных веществ (и используемый для версии SLW ET — в более ранних версиях использовался Al 2219 [12] ). Al 2090 — это коммерчески доступный сплав Al-Li.
Бак LOX расположен в верхней части [a] ET и имеет оживальную форму для уменьшения аэродинамического сопротивления и аэротермодинамического нагрева. Оживальная носовая часть закрыта плоской съемной крышкой и носовым обтекателем . Носовой обтекатель состоит из съемного конического узла, служащего аэродинамическим обтекателем для компонентов двигательной установки и электрической системы. Передний элемент носового обтекателя представляет собой литой алюминиевый громоотвод. Объем резервуара LOX составляет 19 744 куб. футов (559,1 м 3 ) при давлении 22 фунтов на квадратный дюйм (150 кПа) и -297 ° F (90,4 К; -182,8 ° C) ( криогенный ).
Резервуар подключается к питающей линии диаметром 17 дюймов (430 мм), по которой жидкий кислород подается через промежуточный резервуар, а затем за пределы ET к кормовому правому шлангокабелю разъединения ET/орбитального корабля. Линия подачи диаметром 17 дюймов (430 мм) позволяет жидкому кислороду течь со скоростью примерно 2787 фунтов / с (75 800 кг / мин) при работе RS-25 на 104% или обеспечивает максимальный поток 17 592 галлонов США в минуту (1,1099 м). 3 /с).
Все нагрузки, за исключением аэродинамических, передаются от бака LOX через болтовое фланцевое соединение с промежуточным баком.
Резервуар LOX также включает в себя внутреннюю перегородку для выплескивания жидкости и вихревую перегородку для гашения выплескивания жидкости. Вихревая перегородка установлена над выпускным отверстием для подачи LOX, чтобы уменьшить завихрение жидкости, возникающее в результате выплескивания, и предотвратить захват газов в подаваемом LOX.
Межбак представляет собой структурное соединение ET между резервуарами LOX и LH 2 . Его основные функции — прием и распределение всех тяговых нагрузок от СБР и передача нагрузок между танками.
Два передних соединительных штуцера SRB расположены на межбаковой конструкции под углом 180° друг от друга. Балка проходит через межрезервуарную конструкцию и механически крепится к крепежным элементам. При срабатывании SRB балка изгибается из-за высоких напряжений. Эти нагрузки будут передаваться на арматуру.
К крепежным элементам SRB примыкает основная кольцевая рама. Нагрузки передаются от фитингов на основную кольцевую раму, которая затем распределяет касательные нагрузки на межбаковую обшивку. Две панели межрезервуарной обшивки, называемые упорными панелями, распределяют сосредоточенные осевые нагрузки SRB на резервуары LOX и LH 2 , а также на соседние панели межрезервуарной обшивки. Эти смежные панели состоят из шести панелей, усиленных стрингерами.
Межбак также выполняет функцию защитного отсека для размещения эксплуатационных приборов.
Резервуар LH 2 — это нижняя часть ET. Танк состоит из четырех цилиндрических секций, переднего и кормового куполов. Секции ствола соединены между собой пятью крупными кольцевыми шпангоутами. Эти кольцевые рамы принимают и распределяют нагрузки. Передняя куполообразная рама распределяет нагрузки, прикладываемые через межбаковую конструкцию, а также является фланцем для крепления бака LH 2 к межбаку. Заднее главное кольцо воспринимает нагрузки, создаваемые орбитальным аппаратом, от задних опорных стоек орбитального аппарата, а также нагрузки, создаваемые SRB, от задних опорных стоек SRB. Остальные три кольцевых каркаса распределяют тяговые нагрузки орбитального аппарата и нагрузки на опоры питающей линии LOX. Нагрузки от шпангоутов затем распределяются через панели обшивки ствола. Резервуар LH 2 имеет объем 53 488 кубических футов (1 514,6 м 3 ) при давлении 29,3 фунтов на квадратный дюйм (202 кПа) и -423 ° F (-252,8 ° C) (криогенный).
Передний и кормовой купола имеют одинаковую измененную эллипсоидную форму. Для переднего купола предусмотрены монтажные приспособления для вентиляционного клапана LH 2 , фитинга линии нагнетания LH 2 и электрического проходного фитинга. В кормовом куполе имеется люк для доступа к сетке линии подачи LH 2 и опорная арматура для линии подачи LH 2 .
Резервуар LH 2 также оснащен вихревой перегородкой для уменьшения завихрений, возникающих в результате выплескивания, и предотвращения захвата газов подаваемым LH 2 . Перегородка расположена на выходе из сифона чуть выше кормового купола бака LH 2 . Через этот выход жидкий водород из бака подается по линии длиной 17 дюймов (430 мм) к левому кормовому шлангокабелю. Расход жидкого водорода в линии подачи жидкого водорода составляет 465 фунтов/с (12 700 кг/мин) при мощности главных двигателей 104 % или максимальном расходе 47 365 галлонов США/мин (2,9883 м 3 /с).
Система теплозащиты ET состоит в основном из напыляемой пенопластовой изоляции ( SOFI), а также предварительно отформованных кусков пенопласта и предварительно отформованных абляционных материалов. Система также включает использование фенольных теплоизоляторов для предотвращения сжижения воздуха. Для крепления резервуаров с жидким водородом необходимы теплоизоляторы, чтобы предотвратить сжижение воздуха на открытом металле и уменьшить тепловой поток в жидкий водород. В то время как более теплый жидкий кислород приводит к меньшим тепловым требованиям, алюминий передних частей бака с жидким кислородом требует защиты от воздушного нагрева . Между тем, изоляция кормовых поверхностей предотвращает скопление сжиженного воздуха в межбаке. Средний цилиндр кислородного бака и топливопроводы могли выдержать ожидаемую глубину скопления инея, конденсирующегося из-за влажности, но орбитальный аппарат не смог выдержать ущерб от раскола льда. Система тепловой защиты весит 4823 фунта (2188 кг).
Разработка системы тепловой защиты ЭЦ была проблематичной. Аномалии в применении пены были настолько частыми, что их рассматривали как отклонения, а не как инциденты, связанные с безопасностью. НАСА с трудом предотвращало отрыв фрагментов пены во время полета за всю историю программы:
В 1995 году хлорфторуглерод-11 (CFC-11) начал удаляться из пенопластов большой площади, напыляемых машинным способом, в соответствии с запретом Агентства по охране окружающей среды на использование CFC в соответствии с разделом 610 Закона о чистом воздухе . Вместо него гидрохлорфторуглерод, известный как ГХФУ-141b, был сертифицирован для использования и постепенно включен в программу шаттлов. Оставшийся пенопласт, особенно детали, распыляемые вручную, продолжал использовать CFC-11 до конца программы. К этим областям относятся проблемные сошки и пандусы PAL, а также некоторые фитинги и интерфейсы. В частности, что касается аппарели сошек, «процесс нанесения пены на эту часть танка не менялся с 1993 года». [15] «Новая» пена, содержащая ГХФУ 141b, была впервые использована в кормовой части купола ET-82 во время полета STS-79 в 1996 году. Использование ГХФУ 141b было распространено на зону ET или более крупные части резервуара. , начиная с ЭТ-88, летавшего на СТС-86 в 1997 году.
Во время старта STS-107 16 января 2003 года кусок пенопласта оторвался от одной из аппарелей сошки танка и ударился о переднюю кромку крыла космического корабля "Колумбия " на скорости несколько сотен миль в час. Предполагается, что в результате удара была повреждена одна сравнительно большая армированная углеродно-углеродная панель на передней кромке левого крыла, размером примерно с баскетбольный мяч, что затем позволило перегретому газу проникнуть в надстройку крыла несколько дней спустя во время ремонта. -вход. Это привело к разрушению «Колумбии» и гибели ее экипажа. В отчете установлено, что внешний топливный бак ET-93 «был построен с использованием BX-250», пенопласта, пенообразователем которого был CFC-11, а не более новый HCFC 141b. [16]
В 2005 году проблема пенообразования не была полностью решена; На STS-114 дополнительные камеры, установленные на танке, зафиксировали кусок пенопласта, отделившийся от одной из его аппарелей Protuberance Air Load (PAL), которые предназначены для предотвращения нестационарного потока воздуха под кабельными лотками танка и линиями наддува во время всплытия. Пандусы PAL состоят из слоев пены, напыляемых вручную, и с большей вероятностью станут источником мусора. Этот кусок пены не затронул орбитальный аппарат.
Отчеты, опубликованные одновременно с миссией STS-114, предполагают, что чрезмерное обращение с инопланетянином во время модификации и модернизации могло способствовать потере пены во время миссии Discovery по возвращению в полет. Однако позже были проведены три полета шаттла ( STS-121 , STS-115 и STS-116 ), все с «приемлемым» уровнем потери пены. Однако на STS-118 кусок пены (и/или льда) диаметром около 3,9 дюйма (100 мм) отделился от кронштейна крепления питающей магистрали на баке, отрикошетил от одной из кормовых стоек и ударился о нижнюю часть крыла. повреждение двух плиток. Повреждение не было признано опасным.
.jpg/1280px-STS-116_PreLaunch_(NASA_KSC-06PD-2670).jpg)
Внешнее оборудование, крепления ET-орбитального корабля, шлангокабели, а также электрическая система и система безопасности дальности весят 9 100 фунтов (4 100 кг).
Каждый топливный бак имеет на переднем конце вентиляционный и предохранительный клапан . Этот двухфункциональный клапан может открываться с помощью наземного вспомогательного оборудования для выполнения функции вентиляции во время подготовки к запуску и может открываться во время полета, когда давление незаполненного пространства (пустое пространство) бака с жидким водородом достигает 38 фунтов на квадратный дюйм (260 кПа) или незаполненного давления жидкости. кислородный баллон достигает давления 25 фунтов на квадратный дюйм (170 кПа).
В первых полетах баллон с жидким кислородом содержал отдельный реактивный клапан с пиротехническим управлением на переднем конце. При отделении клапан сброса жидкого кислорода открывался, создавая импульс, способствующий маневру отделения и более точному контролю входной аэродинамики инопланетянина. Последним полетом с активным перекидным клапаном был СТС-36.
Каждая из двух задних шлангокабелей внешнего бака сопрягается с соответствующей пластиной на орбитальном аппарате. Пластины помогают поддерживать выравнивание шлангокабелей. Физическая прочность пластин шлангокабеля обеспечивается за счет соединения соответствующих пластин шлангокабеля болтами. Когда ГЦП орбитального корабля дают команду на отделение внешнего бака, болты разрываются пиротехническими устройствами.
У ET есть пять топливных шлангокабелей, которые соединяются со шлангокабелями орбитального корабля: два для бака с жидким кислородом и три для бака с жидким водородом. Один из шлангокабелей баллона с жидким кислородом предназначен для жидкого кислорода, другой — для газообразного кислорода. Шланг резервуара с жидким водородом имеет два клапана для жидкости и один для газа. Шланг жидкого водорода промежуточного диаметра представляет собой рециркуляционный шлангокабель, используемый только во время охлаждения жидким водородом во время подготовки к запуску.
По мере заполнения ЭТ избыток газообразного водорода выбрасывается через шлангокабели по трубе большого диаметра на рукаве, выступающем от стационарной служебной конструкции. Соединение этой трубы между ET и обслуживающей конструкцией осуществляется на несущей пластине наземного шлангокабеля (GUCP). На ГУКП также установлены датчики для измерения уровня водорода. Обратный отсчет на STS-80 , STS-119 , STS-127 и STS-133 был остановлен, что в более поздних случаях привело к задержкам на несколько недель из-за утечек водорода на этом соединении. Для этого необходимо полностью опорожнить резервуары и удалить весь водород посредством продувки газообразным гелием — 20-часовой процесс, прежде чем технические специалисты смогут проверить и устранить проблемы. [17]
Крышка, прикрепленная к поворотному рычагу стационарной сервисной конструкции, закрывает вентиляционное отверстие кислородного баллона в верхней части ET во время обратного отсчета и убирается примерно за две минуты до взлета. Крышка откачивает пары кислорода, которые грозят образованием больших скоплений льда на инопланетянине, тем самым защищая систему тепловой защиты орбитального корабля во время запуска.
Имеется восемь датчиков выработки топлива, по четыре на топливо и окислитель. Датчики расхода топлива расположены в нижней части топливного бака. Датчики окислителя установлены в коллекторе линии подачи жидкого кислорода орбитального аппарата после разъединителя линии подачи. Во время запуска РС-25 универсальные компьютеры орбитального корабля постоянно вычисляют мгновенную массу корабля за счет использования топлива. Обычно отключение главного двигателя происходит на основе заранее заданной скорости; однако, если любые два датчика топлива или окислителя зафиксируют сухое состояние, двигатели будут остановлены.
Расположение датчиков жидкого кислорода позволяет потреблять в двигателях максимальное количество окислителя, оставляя при этом достаточно времени для остановки двигателей до того, как насосы окислителя войдут в кавитацию (работают всухую). Кроме того, загружается 1100 фунтов (500 кг) жидкого водорода сверх того, что требуется для соотношения окислителя и топлива в двигателе 6:1. Это гарантирует, что отсечка от датчиков истощения топлива будет обогащена; Остановка двигателя, обогащенного окислителем, может вызвать возгорание и серьезную эрозию компонентов двигателя, что потенциально может привести к гибели машины и экипажа.
Необъяснимые ошибочные показания датчиков истощения топлива задержали несколько попыток запуска шаттла, в первую очередь STS-122 . 18 декабря 2007 г. проверка на заправку показала, что причиной ошибок является неисправность разъема проводки, а не неисправность самих датчиков. [18]
Четыре датчика давления , расположенные в верхней части резервуаров с жидким кислородом и жидким водородом, контролируют незаполненное давление.
У ET также есть два электрических шлангокабеля, которые передают электроэнергию от орбитального корабля к резервуару, а также два SRB и передают информацию от SRB и ET на орбитальный аппарат.
Инопланетянин имеет внешние камеры, установленные в кронштейнах, прикрепленных к шаттлу, а также передатчики, которые могут продолжать отправлять видеоданные еще долго после того, как шаттл и инопланетянин разошлись.
Более ранние танки имели систему безопасности дальности для рассеивания топлива из бака в случае необходимости. Он включал в себя аккумуляторный источник питания, приемник/декодер, антенны и боеприпасы . Начиная с СТС-79 эта система была отключена, а на СТС-88 и всех последующих полетах полностью удалена .
В 1990 г. было предложено использовать внешний резервуар в качестве лунной среды обитания [19] или в качестве орбитальной станции. [20] Эти предложения не были реализованы.
После вывода из эксплуатации космического корабля "Шаттл" в 2011 году [21] НАСА с его отмененной программой "Созвездие" , в которой участвовал космический корабль "Орион" , также должно было представить дебют двух ракет-носителей на базе "Шаттла" - ракеты-носителя " Арес I" , предназначенной для запуска экипажа с человеческим рейтингом. ракета-носитель и тяжелая грузовая ракета-носитель Ares V.
В то время как и Ares I, и Ares V использовали бы модифицированный пятисегментный твердотопливный ракетный ускоритель для своей первой ступени, ET служил бы базовой технологией для первой ступени Ares V и второй ступени Ares I; для сравнения: вторая ступень Ares I вмещала бы примерно 26 000 галлонов США (98 000 л) LOX, тогда как ET вмещала 146 000 галлонов США (550 000 л), что более чем в 5 раз больше. [ нужна цитата ]
Первая ступень Ares V, которая должна была быть оснащена пятью ракетными двигателями RS-68 (тот же двигатель, который использовался на ракете Delta IV ), будет иметь диаметр 33 фута (10 м) и такую же ширину, как у S-IC и S. -II ступени ракеты Сатурн V. В нем использовалась бы та же внутренняя конфигурация ET (отдельные баки LH 2 и LOX, разделенные межбаковой конструкцией), но он был бы сконфигурирован для непосредственного приема и слива LH 2 и LOX, а также для вентиляции LOX на выдвижном рычаге, подобном используемому. на шаттле для LH 2 .
С другой стороны, на второй ступени Ares I использовалась бы только напыляемая изоляционная пена, которая в настоящее время используется на нынешнем ET. Первоначально сконфигурированная так же, как у Ares V и Shuttle ET, НАСА после завершения проверки конструкции в 2006 году решило, в целях экономии веса и затрат, реконфигурировать внутреннюю структуру второй ступени, используя комбинированную LH 2 / LOX . бак с топливом, разделенным общей перегородкой, конфигурация, успешно используемая на ступенях S-II и S-IVB ракеты Saturn V. В отличие от Ares V, в котором использовалась бы та же конфигурация заполнения/слива/вентиляции, что и на «Шаттле», в системе Ares I использовалась бы традиционная система заполнения/слива/вентиляции, используемая на ракетах Saturn IB и Saturn V, но с быстрой - убирание рук из-за скорости «чехарды», которую я ожидал от Ареса при запуске SRB. [ нужна цитата ]
Как первоначально предполагалось, и Ares I, и Ares V должны были использовать модифицированную «одноразовую» версию двигателя RS-25 , но со временем, из-за необходимости снизить затраты на НИОКР и соблюдать график, установленный НАСА. Администрация Майкла Д. Гриффина по запуску «Ареса» и «Ориона» к 2011 году НАСА решила (после обзора 2006 года) перейти на более дешевый двигатель RS-68 для «Ареса V» и на модернизированный двигатель J-2 для «Ареса I». После перехода на менее эффективный RS-68 длина Ares V была увеличена с 28,6 до 33 футов (от 8,72 до 10,06 м) для размещения дополнительных топлив, а Ares I был переконфигурирован для включения пятого сегмента твердотопливной ракеты с J- 2X разгонный блок, так как новый двигатель имеет меньшую тягу, чем исходный РС-25. Благодаря этому компромиссу НАСА сэкономит примерно 35 миллионов долларов США за счет использования упрощенных двигателей RS-68 с большей тягой (переконфигурированных для запуска и работы, как у SSME), и в то же время устранит дорогостоящие испытания, необходимые для воздушного полета. -запускаемый RS-25 для Ares I.
В проекте DIRECT , предлагаемой альтернативной машине на базе шаттла, в качестве ракеты-носителя для экипажа будет использоваться модифицированный внешний бак стандартного диаметра с тремя двигателями RS-25 и двумя стандартными SRBM. Эта же машина с одной дополнительной РС-25 и разгонным блоком EDS должна была служить грузовой ракетой-носителем. Планировалось сэкономить 16 миллиардов долларов, устранить потери рабочих мест в НАСА и сократить разрыв в космических полетах с экипажем после шаттла с пяти с лишним лет до двух или меньше. [ нужна цитата ]
Система космического запуска (SLS) — американская сверхтяжелая ракета-носитель одноразового использования , которая впервые совершила полет на корабле «Артемида-1» в ноябре 2022 года.
Основная ступень ракеты имеет диаметр 8,4 метра (28 футов) и оснащена главной двигательной установкой (MPS), включающей четыре двигателя RS-25 . [22] [23] Основная ступень конструктивно аналогична внешнему баку космического корабля «Шаттл», [24] [25] и в первоначальных полетах будут использоваться модифицированные двигатели RS-25D, оставшиеся от программы «Спейс шаттл». [26] В дальнейшем полеты перейдут на более дешевую версию двигателя, не предназначенную для повторного использования. [27]
MPTA-ET демонстрируется вместе с космическим кораблем Pathfinder в Космическом и ракетном центре США в Хантсвилле, штат Алабама .
ET-94 (более старая версия LWT) находится в Лос-Анджелесе и в 2019 году будет показан вместе со космическим кораблем Endeavour в Калифорнийском научном центре , когда откроется Авиационно-космический центр Сэмюэля Осчина. [29] [30]
Три других внешних резервуара находились в стадии подготовки, когда производство было остановлено. ET-139 находится на продвинутой стадии производства; ET-140 и ET-141 находятся на ранних стадиях производства. [31] [32]
