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太空梭外燃料箱

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穿梭機外燃料箱從 STS-124任務中與發現號穿梭機分離。

穿梭機外燃料箱（Space Shuttle External Tank，簡稱ET）是穿梭機的組件之一，用於儲存液氫（燃料）和液氧（氧化劑）。穿梭機發射升空期間，由外燃料箱為軌道器中的三台穿梭機主引擎提供加壓氧化劑和燃料。外燃料箱在主引擎關閉後10秒後分離，再入大氣層。與穿梭機固體推進器不同，外燃料箱是一次性的，在落入印度洋（按照當前使用的直接入軌發射彈道，將落入太平洋）前就已碎裂以防止影響已知航線。

外燃料箱由洛歇·馬丁公司承包，在米丘德裝配廠製造，並由拖船運到甘迺迪太空中心。

概覽

STS-1起飛，前兩次穿梭機發射時外燃料箱被刷成白色，從STS-3起，不再上色

外燃料箱是穿梭機最大的組件，裝載推進燃料後也是最重的組件，它有以下三個主要部分組成：

  • 前端的液氧箱
  • 不加壓中間層，放置大部分電子組件
  • 尾部液氫箱，尺寸最大，但由於液氫的密度很低，因此相對較輕

外燃料箱在穿梭機發射時充當固體推進器和軌道器的支撐和連接結構。外燃料箱與每個推進器通過前端的一個附着點（即貫穿中間層的橫樑） 和一個尾部支架連接。它與軌道器通過一個前端雙腳連接點和兩個尾端雙腳連接點相連。在尾部區域，還有供外燃料箱和軌道器進行液體、氣體、電信號和電力流通的臍帶管。軌道器與推進器之間的電信號和控制信號也通過這條管線傳輸。

外燃料箱演變

標準重外燃料箱

最初的外燃料箱也就是標準重外燃料箱（SWT）。STS-1和STS-2使用的頭兩個外燃料箱被刷成了白色。為了減輕重量，從STS-3起，洛克馬丁不再對其進行油漆處理，只保留了鐵鏽色隔熱層上的商標和透明底漆，由此減少了約272 kg（600 磅）重量。[1]

STS-4之後，靠移除anti-geyser管又減輕了數百公斤。這條管道平行於液氧輸送管，提供液氧迴路，可以減少在灌注液氧時氧氣在輸送管中的積累。在參考了地面推進燃料裝載測試數據和前幾次穿梭機發射任務後，這條管道被移除，而外燃料箱的長度和直徑保持不變。最後一次使用SWT的STS-7上的外燃料箱重約35,000 kg（77,000磅） 。

輕型外燃料箱

外燃料箱在運往太空船組裝廠房的途中

從STS-6任務開始，一種輕型外燃料箱（LWT）被引入，這種型號的外燃料箱用於穿梭機的大部分飛行任務，直到STS-107。LWT在重量上的變化不大，重約30,000 kg（66,000 磅）。

從SWT上減輕的部分來自儲氫箱的縱梁，通過去掉部分結構，減少加強環的數量和修改主框架實現。外燃料箱一些重要部分被磨的更薄，尾部的推進器支架被更強更輕更廉價的鈦合金替換。

超輕外燃料箱

1998年，超輕外燃料箱（SLWT）在STS-91任務中首次使用，直到現在只有兩次例外（STS-99和STS-107）。SLWT和LWT的設計基本相同，只是SLWT使用鋁鋰合金（Al 2195）做大部分結構體材料。這個替換使SLWT比LWT減輕了約3,175 kg（7,000 磅），卻也使SLWT成本上升了500萬美元，生產周期延長了4個月。目前外燃料箱的生產主要是SLWT型，但如果有需要，也可以製造LWT型。

駁船將ET-119拖往卡納維拉爾港口

技術參數

SLWT 參數

  • 長度：153.8 英尺 (46.9 m)
  • 直徑： 27.6 英尺 (8.4 m)
  • 空重：58,500 磅 (26,560 kg)
  • 起飛總重：1.680 百萬磅 (762,100 kg)

液氧箱

  • 長度：54.6 英尺 (16.6 m)
  • 直徑：27.6 英尺 (8.4 m)
  • 容量（22 psig下）：19,541.66 立方英尺； 146,181.8 加侖 (553,358.2 升)
  • 液氧質量（22 psig下）： 1,387,457 磅 (629,340 kg)
  • 工作壓力：20-22 psig (138-152 kPa（標準）)

中間層

  • 長度：22.6 英尺 (6.9 m)
  • 直徑：27.6 英尺 (8.4 m)

液氫箱

  • 長度：97.0 英尺 (29.5 m)
  • 直徑：27.6 英尺 (8.4 m)
  • 容量（29.3 psig下）： 52,881.61 立方英尺; 395,581.9 加侖 (1,497,440升)
  • 液氫質量 (29.3 psig下）： 234,265 磅(106,261 kg)
  • 工作壓力：32-34 psia (221-235 kPa （絕對）)

組件

外燃料箱由三個主要結構組成：液氧箱，中間層和液氫箱。推進燃料箱都由鋁合金製成，附有必須的支撐或穩定框架。中間層採用鋁結構以附加穩定框架。所有鋁材都選用2195和2090合金，其中鋁2195是由洛歇·馬丁和雷諾茲設計用於低溫儲存的鋁鋰合金；鋁2090則是一種商用鋁鋰合金。

外燃料箱剖面圖

液氧箱

液氧箱位於外燃料箱頂部，成卵形，這可以降低氣動阻力和氣體熱力學受熱。卵形箱的上部有一個可活動的平底蓋和一個頭錐體組成。頭錐體由一個可活動圓錐組裝而成，用於推進和電氣系統的氣動減阻。頭錐體前端很大一部分還充作避雷針。在22 psig （250 kPa 絕對壓力）和-297 °F （90 K, 熱力學溫度）環境下，液氧箱的容量是19,744 立方英尺（559.1 立方米）。

液氧箱通過一根直徑17 英寸（430 mm）的輸送管，穿過中間層和尾部臍帶管，向按104%效率工作的主引擎以2,787 磅每秒 (1264 kg/s)的流量輸送液氧。其最大流量可達17,592 加侖每分鐘（1.1099 立方米每秒）。

除了空氣動力載荷外的所有負荷都通過螺栓凸綠接合口轉移到中間層。

液氧箱內還有濺液擋板和渦流擋板以防止液體飛濺，渦流擋板安置在液氧出口以減少液氧輸出產生的漩渦並截留輸送過程中揮發的氧氣。

中間層

中間層是連接液氫箱和液氧箱的結構，其主要功能是分配從推進器傳來的推力負荷，並在箱間轉移負荷。

兩個推進器連接點對應分佈在中間層兩側，一條橫樑貫穿中間層，與連接部件緊緊相連。當推進器工作時，橫樑在高應力負荷下會發生彎曲，並將負荷傳導給連接配件。推進器連接點旁邊是一個主環形框架，連接配件的負荷轉移到環形框上，再通過的切向負荷形式轉移到中間層壁。兩塊位於中間層的推力板將集中起來的推進器軸向推力傳導到液氧液氫箱和旁近的中間層內壁板，內壁板則是由六塊縱梁加勁板組成。

中間層也充作運行儀器的保護間。

液氫箱

70-英尺（21-米）長，直徑17英寸的液氧輸送管穿過中間層並從液氫箱右側通過，兩條直徑5-英寸（130-毫米）的重加壓管在其兩側，一條向液氫箱輸送氫氣，一條向液氧箱輸送氧氣，提供余液壓力

液氫箱位於外燃料箱底部，由四個圓柱曲面，一個前端圓頭和一個底端圓頭組成，圓柱曲面由五個主環形框架連接為整體。環形框架起到接受和分散負荷的作用。前端圓頭承受來自中間層的負荷並連接液氫箱與中間層。底端圓頭承受軌道器以及尾端推進器連接點輸出的負荷。偏下方的三個環形框架承受軌道器推力負荷以及液氧輸送管支撐負荷。主環形框架的負荷都由圓柱壁板分散。在29.3 psig （3.02 bar絕對壓力）和-423 °F （20.3 K 熱力學溫度）環境下，液氫箱容量為53,488立方英尺（1,514.6立方米）。

前端底端圓頭是相同的橢圓體。在前端，液氫放泄閥，液氫加壓管配件，電力饋通配件被組合在一起。底端留有進入液氫輸送管網，輸送管支撐結構的檢修孔。

液氫箱也有防止由濺液產生的渦流和阻擋氫氣回流的渦流擋板，位於底部偏上的虹吸出口上。出口通過一根直徑17 英寸（430 mm）的輸送管，穿過尾部左臍帶管，向按104%效率工作的主引擎以465磅每秒 (211kg/s)的流量輸送液氫。其最大流量可達 47,365加侖每分鐘（2.988 立方米每秒）。

外燃料箱熱防護系統

液氫箱背部有與軌道器的連接設備，液氫臍帶管（左）和液氧臍帶管（右）

外燃料箱熱防護系統主要由噴塗泡沫隔熱層、預成型泡沫片和預成型燒蝕材料組成。系統還採用酚隔熱材料來防止液氫箱附件暴露金屬部分周圍空氣液化，並減少進入液氫箱的熱流。而溫度相對較高的液氧雖然產生的熱學問題較少，但鋁質液氧箱頂部仍需要抵抗空氣動力加熱，底部也不要隔離層防止液化空氣進入中間層。液氧箱的中間筒，推進燃料管可以在設計範圍內承受因周圍水汽凝結導致的結冰，但軌道器無法承受脫落冰塊的損傷。熱防護系統共重4,823 磅（2,188 kg）。

熱防護系統的研發困難重重，由隔熱泡沫引發的異常問題頻發，因此它一直被當作潛在危險因素。在整個穿梭機應用史上，NASA一直為如何防止泡沫在飛行時脫落的問題困擾：

  • STS-1, 1981年：機組人員報告說在升空過程中不斷看到窗外有尺寸1/4英寸到拳頭大小的白色物體飛落，着陸後的報告稱那很可能是未知位置的泡沫脫落，由於各種原因，共有300片泡沫需要徹底更換。
  • STS-4, 1984年: PAL斜體脫落；40片隔熱瓦被徹底更換。
  • STS-5, 1982年：隔熱瓦脫落率依然很高。
  • STS-7, 1983年：照片顯示一塊 50x30 cm 的二腳斜體脫落，另有許多碎片脫落。[2]
  • STS-27, 1988年：未知區域的一大塊泡沫脫落，導致一整片泡沫和幾百片小泡沫脫落。
  • STS-32, 1990年：照片顯示二腳斜體脫落；加上五塊碎片和損壞區域，直徑達70cm。[3]
  • STS-50, 1992年：二腳斜體脫落，造成20x10x1 cm泡沫片損壞。[3]
  • STS-52, 1992:：部分二腳斜體，起重器墊脫落。共290片泡沫脫落，其中16片超過一英寸。
  • STS-62, 1994年：部分二腳斜體脫落。

1995年，由於美國環境保護局頒佈的空氣潔淨法令中第610條，禁止使用CFC，噴塗泡沫不再繼續選用氯氟碳-11 (CFC-11)，取而代之的是一種叫HCFC 141b的氫氯氟碳化合物。而原有的噴塗泡沫，尤其是部分手工噴塗的CFC-11使用至今，這部分包括常出問題的二腳斜體和PAL斜體，管道配件和接口。特別是bipod ramp，從1993年起，向這個部分噴塗泡沫從未中斷。[4]而新的HCFC 141b第一次用於隔熱泡沫是在1996年的STS-79飛行中用的ET-82。從1997年的STS-86上用的ET-88起，這種泡沫在外燃料箱上的使用範圍逐漸擴大開來。

STS-107升空時，從二腳斜體脫落的一片隔熱泡沫以872千米每小時的速度撞向哥倫比亞號的左翼邊緣，導致左翼的強化碳-碳隔熱瓦損壞。幾天後穿梭機返回時，高熱氣體通過損壞部分進入機翼上層結構，導致穿梭機最終失事。

2005年，隔熱瓦脫落的問題還未能得到解決。STS-114時，安裝在外燃料箱的攝像頭拍攝到一片隔熱泡沫從凸起氣動負荷斜面（PAL）上脫落，但未命中軌道器。PAL是用來防止外燃料箱下方的電纜盤和承壓管在升空時發生氣動振動，是一層手工噴塗的隔熱泡沫。

與STS-114任務同時發表的報告稱，對外燃料箱進行的過多的改進和升級可能導致發現號返航時隔熱瓦脫落。隨後的三次發射（STS-121、STS-115和STS-116）的隔熱泡沫脫落量都在可接受範圍內。然而STS-118時，一片直徑10cm的泡沫（或者是冰）從外燃料箱輸送管附加托架上脫落，擊中了機翼的下側，損壞了兩片隔熱瓦。這處損傷無關緊要。

外燃料箱附件

外部硬件，外燃料箱/軌道器連接配件，臍帶管配件，電力和靶場安全系統共重9,100 磅（4.1 t）。

兩個推進燃料箱前端都有一個放泄閥（安全閥）。這個雙重職能的閥門可受地面支持設備控制在發射前實現放泄功能；亦可在升空時，當液氫箱真空區壓力達到38 psig（360 kPa 絕對壓力）或液氧箱真空區壓力達到25 psig （270 kPa 絕對壓力）時自動打開。

液氧箱前端有一個獨立的火工控制的推進翻滾放泄閥。這個放泄閥可以為分離機動和整個外燃料箱的空氣動力校正提供衝量。

ECO傳感器在液氫箱中的位置

外燃料箱中共有八個推進燃料餘量傳感器，其中每個推進燃料箱中有四個。燃料餘量傳感器安裝在液氫箱底部，氧化劑餘量傳感器安裝在軌道器輸送管歧管下游。在主引擎工作時，軌道器上的通用計算機不斷地根據推進燃料的用量計算整個運載工具的瞬時質量。正常情況下，要在穿梭機達到預定速度後，主引擎才會停車。而如果某個餘量傳感器探測到余液乾涸，引擎也會停車。

氧化劑傳感器被放置在一個能保證被消耗的液氧達到最大量的位置，保證引擎停車前，液氧泵不至於空轉。然而燃料傳感器被放置在能產生1,100 磅 (500 kg)液氫剩餘的位置，以此確保6:1的推進燃料混合比，並且保證引擎停車時，推進燃料都是富燃料型的。富氧化劑型的混合會導致嚴重燒損引擎部件，是運載器失事的潛在風險因素。

傳感器的錯誤讀數已使幾次發射計劃取消，如STS-122。2007年12月18日，外燃料箱測試表明，引起誤差的原因來自連接線，而非傳感器本身。[5]

兩個推進燃料箱頂部還有四個壓強傳感器監視真空區壓強。

2006年12月，發現號在預備進行STS-116任務，機翼下方是兩個支柱，內含與軌道器的臍帶連接管線，一個含有液氧管，一個含有液氫管。金色外燃料箱頂部是放泄罩，兩側是氧氣排泄臂。液氧在液氧箱中蒸發，通過放泄罩排出

外燃料箱尾部的兩個臍帶管盤都有與之對應的軌道器連接盤。連接盤有助於維持臍帶管的相對位置。相應的連接盤通過螺栓連接，當通用計算機發出軌道器與外燃料箱分離的指令後，螺栓在火工設備作用下脫離。

外燃料箱共有5個推進燃料臍帶管閥：兩個液氧閥，三個液氫閥。其中一個液氧閥用於控制液氫，另一個控制氧氣。而相應的液氫閥則有兩個控制液氫，一個控制氫氣。尺寸中等的液氫管是一個循環管，僅用於發射前液氫的循環預冷。

外燃料箱還有兩條電力臍帶管，使軌道器為外燃料箱和推進器提供電力和必要資訊。

發射塔架上還有遮住液氧箱頂部的閥口部位的搖臂座帽，用於在發射倒計時階段排除液氧箱中產生的氧氣，以防止該部位結冰，損傷熱防護系統。搖臂在發射前兩分鐘收回。

外燃料箱與軌道器的連接架上還裝有相機與信號發射器，可在軌道器與外燃料箱分離後持續向地面傳回視頻數據。

外燃料箱靶場安全系統

早期的外燃料箱都自帶一套靶場安全系統，包括一個電池電源，一個接收機/解碼器，天線和一個火工設備。可在必要時排除外燃料箱中的推進燃料。從STS-79開始，這套設備就不再使用，而從STS-88起，這套設備就徹底從外燃料箱中移除了，迄今不再使用。因為後來，穿梭機在二級升空過程中不會遇到危險。

變體

1984年，有一項研究是在液氫箱下方加裝一個附加運貨工具，以便於那些直徑超過穿梭機載荷艙直徑15英尺（4.6米）的貨物運輸，但未能實現。

在挑戰者號災難之前，亦有提議由軍方在美國西海岸將穿梭機發射至極軌道，相比其低傾斜軌道發射，極軌道發射的起飛載荷較低。因此又有提議用一種由泰坦二號的第一級衍生而來的助推模組來增大起飛推力，然而該推進器的尾焰可能影響到液氫箱的底部，這個方案也沒有付諸實施。

未來應用

由於穿梭機要在2010年全部退役，NASA開始考慮新的星座計劃，研發一種從太陽神飛船衍生而來的奧賴恩太空船。同時研發的還有兩種從穿梭機衍生而來的載人運載器戰神一號和重型貨物運載器戰神五號。

戰神一號和五號都要在第一級利用改進的穿梭機固體推進器，而外燃料箱則會作為戰神五號第一級和戰神一號第二級的研製基礎。（戰神一號第二級會攜帶約26,000加侖液氧，而外燃料箱裝有146,000加侖，超過前者的五倍）

戰神五號第一級將使用5台RS-68引擎（現用於三角洲四號），直徑33英尺（10米），和農神五號的S-IC和S-II級一樣。 其內部結構和外燃料箱相同（液氫液氧箱由中間層隔開），但會設計成液氫液氧直接灌注排排出。穿梭機上使用的排出氧氣的可伸縮式放泄臂也會用在戰神五號的液氫放泄上。

農神五號，穿梭機，戰神一號，戰神四號，戰神五號的比較

只有戰神一號的第二級會使用外燃料箱的噴塗隔熱泡沫技術。2006年，NASA在進行項目評審時，出於減輕重量和節約成本的考慮，決定將戰神一號第二級的內部結構改成農神五號S-II和S-IVB級的那種只用一個推進燃料箱，中間用隔板隔開的設計方案。與戰神五號完全使用外燃料箱的推進燃料灌注、輸出、放泄系統不同， 戰神一號會使用農神一號B和農神五號的傳統系統。

在另一個備選的穿梭機衍生運載工具DIRECT方案中，將使用一個標準直徑的外燃料箱配兩台RS-68引擎和兩個SRBM作載人運載器；另加一台RS-68，並用地球出發級上層級的版本做貨物運載器。這個方案可將美國無載人太空飛行器時間從5年縮短至2年以內。

參見

參考來源

  1. ^ National Aeronautics and Space Administration "NASA Takes Delivery of 100th Space Shuttle External Tank." 互聯網檔案館的存檔，存檔日期2007-03-11. Press Release 99-193. 16 Aug 1999.
  2. ^ STS-7 互聯網檔案館的存檔，存檔日期2010-11-29.
  3. ^ 3.0 3.1 Insulation problems seen before. [2008-08-10]. （原始內容存檔於2007-09-30）. 
  4. ^ Bridis, Ted. "Foam called a concern on flight before Columbia," Deseret News (Salt Lake City), Mar. 22, 2003, pp. 1: http://findarticles.com/p/articles/mi_qn4188/is_20030322/ai_n11384413 （頁面存檔備份，存於互聯網檔案館）
  5. ^ NASA eyes faulty gauge wires as source of shuttle problems. AFP. 2007-12-18. （原始內容存檔於2008-02-18）. 
  • "External Tank Thermal Protection System" （頁面存檔備份，存於互聯網檔案館） NASA Facts "Return to Flight Focus Area," National Aeronautics and Space Administration, Marshall Space Flight Center, Huntsville, Alabama (Pub 8-40392, FS2005-4-10-MSFC, April 2005)
  • National Aeronautics and Space Administration. Booster Systems Briefs. Basic, Rev F, PCN 1. April 27, 2005.
  • National Aeronautics and Space Administration. Shuttle Systems Design Criteria. Volume I: Shuttle Performance Assessment Databook. NSTS 08209, Volume I, Revision B. March 16, 1999.

外部連結


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