El tanque externo del transbordador espacial ( ET ) era el componente del vehículo de lanzamiento del transbordador espacial que contenía el combustible de hidrógeno líquido y el oxidante de oxígeno líquido . Durante el despegue y el ascenso, suministraba el combustible y el oxidante bajo presión a los tres motores principales RS-25 en el orbitador . El ET fue desechado poco más de 10 segundos después del corte del motor principal (MECO) y reingresó a la atmósfera terrestre. A diferencia de los cohetes propulsores sólidos , los tanques externos no se reutilizaron. Se rompieron antes del impacto en el océano Índico (o el océano Pacífico en el caso de trayectorias de lanzamiento de inserción directa), lejos de las rutas de navegación y no se recuperaron. [2]
El ET era el elemento más grande del transbordador espacial y, cuando estaba cargado, también era el más pesado. Estaba formado por tres componentes principales:
El ET era la "columna vertebral" del transbordador durante el lanzamiento, proporcionando soporte estructural para la conexión con los cohetes propulsores sólidos (SRB) del transbordador espacial y el orbitador. El tanque estaba conectado a cada SRB en un punto de conexión delantero (usando una viga transversal a través del tanque intermedio) y un soporte trasero, y estaba conectado al orbitador en un bípode de conexión delantero y dos bípodes traseros. En el área de conexión trasera, también había umbilicales que transportaban fluidos , gases , señales eléctricas y energía eléctrica entre el tanque y el orbitador. Las señales eléctricas y los controles entre el orbitador y los dos cohetes propulsores sólidos también se enrutaban a través de esos umbilicales.
Aunque los tanques externos siempre fueron descartados, puede haber sido posible reutilizarlos en órbita. [3] Los planes para su reutilización iban desde su incorporación a una estación espacial como espacio adicional para vivir o investigar, como tanques de combustible para cohetes en misiones interplanetarias (por ejemplo, Marte), hasta materias primas para fábricas en órbita. [3]
Otro concepto fue utilizar el ET como un transportador de carga para cargas útiles voluminosas. [4] Una propuesta fue que el espejo primario de un telescopio de 7 metros de apertura se transportara con el tanque. [4] Otro concepto fue el Transportador de Carga de Popa (ACC). [5]
A lo largo de los años, la NASA ha trabajado para reducir el peso del ET y aumentar su eficiencia general. La reducción de peso del ET se tradujo en un aumento casi equivalente de la capacidad de transporte de carga del transbordador espacial. [6]
El color naranja del tanque externo, que se convertiría en un icono del programa del transbordador espacial, es el color del aislamiento de espuma en aerosol. Los dos primeros tanques, utilizados para STS-1 y STS-2 , se pintaron de blanco para protegerlos de la luz ultravioleta durante el tiempo prolongado que el transbordador pasó en la plataforma de lanzamiento antes del despegue. [7] El ingeniero de la NASA Farouk Huneidi le dijo a la agencia que la pintura en realidad no protegía la espuma. [8] Martin Marietta (ahora parte de Lockheed Martin ) redujo el peso al dejar el aislamiento en aerosol de color óxido sin pintar a partir de STS-3 , ahorrando aproximadamente 272 kg (600 lb ). [9]
El ET original se conoce informalmente como Tanque de Peso Estándar (SWT) y fue fabricado con aleación de aluminio 2219 , una aleación de aluminio y cobre de alta resistencia utilizada para muchas aplicaciones aeroespaciales.
Después de la STS-4 , se eliminaron varios cientos de libras al quitar la línea antigéiser. Esta línea iba paralela a la línea de alimentación de oxígeno, proporcionando una ruta de circulación para el oxígeno líquido. Esto reduce la acumulación de oxígeno gaseoso en la línea de alimentación durante el llenado de tanque previo al lanzamiento (carga del LOX). Después de evaluar los datos de carga de propulsor de las pruebas en tierra y las primeras misiones del transbordador espacial, se quitó la línea antigéiser para las misiones posteriores. La longitud y el diámetro totales del ET permanecen sin cambios. El último SWT, que voló en la STS-7 , pesaba aproximadamente 77.000 libras (35.000 kg) inerte.
A partir de la misión STS-6 , se introdujo un tanque de expansión ligero (LWT). Este tanque se utilizó en la mayoría de los vuelos del transbordador y se utilizó por última vez durante el lanzamiento de la desafortunada misión STS-107 . Aunque los tanques varían ligeramente en peso, cada uno pesaba aproximadamente 66.000 libras (30.000 kg) inertes.
La reducción de peso del SWT se logró eliminando partes de los largueros (refuerzos estructurales que recorren la longitud del tanque de hidrógeno), utilizando menos anillos de refuerzo y modificando los marcos principales del tanque de hidrógeno. Además, se fresaron partes significativas del tanque de manera diferente para reducir el grosor, y se redujo el peso de los accesorios del cohete propulsor de combustible sólido trasero del ET utilizando una aleación de titanio más fuerte, pero más liviana y menos costosa .
El tanque superligero (SLWT) voló por primera vez en 1998 en la misión STS-91 y se utilizó en todas las misiones posteriores con dos excepciones ( STS-99 y STS-107 ). [10] El SLWT tenía básicamente el mismo diseño que el LWT excepto que utilizaba una aleación de aluminio y litio ( Al 2195 ) para gran parte de la estructura del tanque. Esta aleación proporcionó una reducción significativa en el peso del tanque (alrededor de 7000 libras o 3175 kg) sobre el LWT. La fabricación también incluyó tecnología de soldadura por fricción y agitación . Aunque todos los ET producidos después de la introducción del SLWT eran de esta configuración, un LWT permaneció en inventario para ser utilizado si se solicitaba hasta el final de la era del transbordador. El SLWT proporcionó el 50% del aumento de rendimiento requerido para que el transbordador llegara a la Estación Espacial Internacional . [11] La reducción de peso permitió al Orbiter llevar más carga útil a la órbita altamente inclinada de la ISS .
Especificaciones SLWT [10]
Tanque de LOX
Intertanque
Tanque LH 2
El contratista del tanque externo fue Lockheed Martin (anteriormente Martin Marietta ), de Nueva Orleans, Luisiana. El tanque se fabricó en las instalaciones de ensamblaje de Michoud , en Nueva Orleans , y se transportó al Centro Espacial Kennedy en barcaza .
El ET tiene tres estructuras principales: un tanque LOX, un tanque intermedio y un tanque LH 2. Ambos tanques están construidos con revestimientos de aleación de aluminio con marcos de soporte o estabilidad según sea necesario. La estructura de aluminio del tanque intermedio utiliza largueros de revestimiento con marcos estabilizadores. Los materiales de aluminio primarios utilizados para las tres estructuras son aleaciones 2195 y 2090. AL 2195 es una aleación de Al-Li diseñada por Lockheed Martin y Reynolds para el almacenamiento de criogenia (y utilizada para la versión SLW del ET; las versiones anteriores usaban Al 2219 [13] ). Al 2090 es una aleación de Al-Li disponible comercialmente.
El tanque LOX está ubicado en la parte superior [a] del ET y tiene forma de ojiva para reducir la resistencia aerodinámica y el calentamiento aerotermodinámico. La sección de la nariz en forma de ojiva está cubierta por una placa de cubierta plana removible y un cono de nariz . El cono de nariz consiste en un conjunto cónico removible que sirve como carenado aerodinámico para los componentes del sistema eléctrico y de propulsión. El elemento más delantero del cono de nariz funciona como un pararrayos de aluminio fundido. El volumen del tanque LOX es de 19,744 pies cúbicos (559,1 m 3 ) a 22 psi (150 kPa) y −297 °F (90,4 K; −182,8 °C) ( criogénico ).
El tanque se alimenta a una línea de alimentación de 17 pulgadas (430 mm) de diámetro que transporta el oxígeno líquido a través del tanque intermedio, luego fuera del ET hasta el umbilical de desconexión del ET/orbitador de popa derecha. La línea de alimentación de 17 pulgadas (430 mm) de diámetro permite que el oxígeno líquido fluya a aproximadamente 2787 lb/s (75 800 kg/min) con los RS-25 funcionando al 104 % o permite un flujo máximo de 17 592 galones estadounidenses/min (1,1099 m 3 /s).
Todas las cargas, excepto las cargas aerodinámicas, se transfieren desde el tanque LOX a través de una interfaz atornillada con unión de brida con el tanque intermedio.
El tanque de LOX también incluye un deflector interno contra salpicaduras y un deflector de vórtice para amortiguar las salpicaduras de fluido. El deflector de vórtice está montado sobre la salida de alimentación de LOX para reducir el remolino de fluido resultante de las salpicaduras y para evitar que los gases queden atrapados en el LOX suministrado.
El intertanque es la conexión estructural ET entre los tanques LOX y LH 2. Sus funciones principales son recibir y distribuir todas las cargas de empuje de los SRB y transferir cargas entre los tanques.
Los dos accesorios de sujeción delanteros de los SRB están ubicados a 180° de distancia en la estructura entre tanques. Una viga se extiende a través de la estructura entre tanques y está sujeta mecánicamente a los accesorios de sujeción. Cuando los SRB están en funcionamiento, la viga se flexiona debido a las altas cargas de tensión. Estas cargas se transferirán a los accesorios.
Junto a los accesorios de sujeción del SRB hay un marco de anillo principal. Las cargas se transfieren desde los accesorios al marco de anillo principal, que luego distribuye las cargas tangenciales al revestimiento entre tanques. Dos paneles del revestimiento entre tanques, llamados paneles de empuje, distribuyen las cargas axiales de empuje concentradas del SRB a los tanques LOX y LH 2 y a los paneles adyacentes del revestimiento entre tanques. Estos paneles adyacentes están compuestos por seis paneles reforzados con largueros.
El tanque intermedio también funciona como compartimento protector para albergar la instrumentación operativa.
El tanque LH 2 es la parte inferior [a] del ET. El tanque está construido con cuatro secciones cilíndricas de barril, una cúpula delantera y una cúpula trasera. Las secciones de barril están unidas entre sí por cinco marcos de anillo principales. Estos marcos de anillo reciben y distribuyen cargas. El marco delantero que une el domo y el barril distribuye las cargas aplicadas a través de la estructura entre tanques y también es la brida para unir el tanque LH 2 al tanque. El anillo principal trasero recibe cargas inducidas por el orbitador de los puntales de soporte traseros del orbitador y cargas inducidas por el SRB de los puntales de soporte traseros del SRB. Los tres marcos de anillo restantes distribuyen las cargas de empuje del orbitador y las cargas de soporte de la línea de alimentación LOX. Las cargas de los marcos se distribuyen luego a través de los paneles de revestimiento del barril. El tanque LH 2 tiene un volumen de 53.488 pies cúbicos (1.514,6 m 3 ) a 29,3 psi (202 kPa) y −423 °F (−252,8 °C) (criogénico).
Las cúpulas delantera y trasera tienen la misma forma elipsoidal modificada. En la cúpula delantera se incorporan disposiciones de montaje para la válvula de ventilación LH 2 , el accesorio de la línea de presurización LH 2 y el accesorio de alimentación eléctrica. La cúpula trasera tiene un accesorio de boca de acceso para la rejilla de la línea de alimentación LH 2 y un accesorio de soporte para la línea de alimentación LH 2 .
El tanque LH 2 también tiene un deflector de vórtice para reducir el remolino resultante del chapoteo y evitar que los gases queden atrapados en el LH 2 suministrado . El deflector está ubicado en la salida del sifón, justo encima de la cúpula de popa del tanque LH 2. Esta salida transmite el hidrógeno líquido desde el tanque a través de una línea de 17 pulgadas (430 mm) hasta el umbilical de popa izquierdo. El caudal de la línea de alimentación de hidrógeno líquido es de 465 lb/s (12 700 kg/min) con los motores principales al 104 % o un flujo máximo de 47 365 galones estadounidenses/min (2,9883 m 3 /s).
El sistema de protección térmica del ET consiste principalmente en un aislamiento de espuma en aerosol (SOFI), además de piezas de espuma preformadas y materiales ablativos premoldeados . El sistema también incluye el uso de aislantes térmicos fenólicos para evitar la licuefacción del aire. Se requieren aisladores térmicos para los accesorios del tanque de hidrógeno líquido para evitar la licuefacción del aire en el metal expuesto y para reducir el flujo de calor hacia el hidrógeno líquido. Si bien el oxígeno líquido más cálido da como resultado menos requisitos térmicos, el aluminio de las áreas delanteras del tanque de oxígeno líquido requiere protección contra el calentamiento por aire . Mientras tanto, el aislamiento en las superficies traseras evita que el aire licuado se acumule en el tanque intermedio. El cilindro central del tanque de oxígeno y las líneas de propulsión podrían soportar las profundidades esperadas de acumulación de escarcha condensada por la humedad, pero el orbitador no podría soportar el daño causado por la liberación del hielo. El sistema de protección térmica pesa 4,823 lb (2,188 kg).
El desarrollo del sistema de protección térmica de los ET fue problemático. Las anomalías en la aplicación de la espuma eran tan frecuentes que se las trataba como variaciones, no como incidentes de seguridad. La NASA tuvo dificultades para evitar que los fragmentos de espuma se desprendieran durante el vuelo durante toda la historia del programa:
En 1995, el clorofluorocarbono-11 (CFC-11) comenzó a retirarse de las espumas rociadas a máquina para áreas grandes, en cumplimiento con una prohibición de la Agencia de Protección Ambiental sobre los CFC según la sección 610 de la Ley de Aire Limpio . En su lugar, se certificó el uso de un hidroclorofluorocarbono conocido como HCFC-141b y se lo incorporó gradualmente al programa de transbordadores. Las espumas restantes, en particular las piezas de detalle rociadas a mano, continuaron utilizando CFC-11 hasta el final del programa. Estas áreas incluyen las problemáticas rampas del bípode y del PAL, así como algunos accesorios e interfaces. En el caso de la rampa del bípode en particular, "el proceso de aplicación de espuma a esa parte del tanque no había cambiado desde 1993". [16] La "nueva" espuma que contiene HCFC 141b se utilizó por primera vez en la parte de la cúpula de popa del ET-82 durante el vuelo STS-79 en 1996. El uso de HCFC 141b se expandió al área de los ET, o partes más grandes del tanque, comenzando con el ET-88, que voló en el STS-86 en 1997.
Durante el despegue de la misión STS-107 el 16 de enero de 2003, un trozo de espuma aislante se desprendió de una de las rampas del bípode del tanque y golpeó el borde de ataque del ala del transbordador espacial Columbia a unos cientos de millas por hora. Se cree que el impacto dañó un panel de carbono-carbono reforzado comparativamente grande en el borde de ataque del ala izquierda, que se cree que era del tamaño de una pelota de baloncesto, lo que luego permitió que el gas sobrecalentado entrara en la superestructura del ala varios días después durante el reingreso. Esto resultó en la destrucción del Columbia y la pérdida de su tripulación. El informe determinó que el tanque de combustible externo, ET-93, "había sido construido con BX-250", una espuma de cierre cuyo agente de expansión era CFC-11 y no el más nuevo HCFC 141b. [17]
En 2005, el problema de la espuma desprendida no se había solucionado por completo; en la misión STS-114 , cámaras adicionales montadas en el tanque registraron un trozo de espuma desprendido de una de sus rampas de carga de aire de protuberancia (PAL), que están diseñadas para evitar un flujo de aire inestable debajo de las bandejas de cables y las líneas de presurización del tanque durante el ascenso. Las rampas PAL consisten en capas de espuma rociadas manualmente y es más probable que se conviertan en una fuente de escombros. Ese trozo de espuma no impactó al orbitador.
Los informes publicados simultáneamente con la misión STS-114 sugieren que la manipulación excesiva del ET durante la modificación y actualización puede haber contribuido a la pérdida de espuma en la misión de regreso al vuelo del Discovery . Sin embargo, se llevaron a cabo tres misiones de transbordador ( STS-121 , STS-115 y STS-116 ) más tarde, todas con niveles "aceptables" de pérdida de espuma. Sin embargo, en la STS-118, un trozo de espuma (y/o hielo) de aproximadamente 3,9 pulgadas (100 mm) de diámetro se separó de un soporte de sujeción de la línea de alimentación en el tanque, rebotó en uno de los puntales traseros y golpeó la parte inferior del ala, dañando dos tejas. El daño no se consideró peligroso.
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El hardware externo, los accesorios de fijación del orbitador ET, los accesorios umbilicales y el sistema de seguridad eléctrico y de alcance pesan 9100 libras (4100 kg).
Cada tanque de combustible tiene una válvula de ventilación y alivio en su extremo delantero. Esta válvula de doble función puede abrirse mediante equipos de apoyo en tierra para la función de ventilación durante el prelanzamiento y puede abrirse durante el vuelo cuando la presión de espacio vacío del tanque de hidrógeno líquido alcanza 38 psi (260 kPa) o la presión de espacio vacío del tanque de oxígeno líquido alcanza 25 psi (170 kPa).
En los primeros vuelos, el tanque de oxígeno líquido contenía una válvula de ventilación de propulsión independiente, operada pirotécnicamente , en su extremo delantero. En la separación, la válvula de ventilación de oxígeno líquido se abría, proporcionando impulso para ayudar en la maniobra de separación y un control más positivo de la aerodinámica de entrada del ET. El último vuelo con la válvula de ventilación activa fue el STS-36.
Cada una de las dos placas umbilicales del tanque externo de popa se acopla con una placa correspondiente en el orbitador. Las placas ayudan a mantener la alineación entre las placas umbilicales. La resistencia física en las placas umbilicales se proporciona atornillando las placas umbilicales correspondientes entre sí. Cuando los GPC del orbitador ordenan la separación del tanque externo, los pernos se cortan mediante dispositivos pirotécnicos.
El ET tiene cinco válvulas umbilicales de propulsión que interactúan con los umbilicales del orbitador: dos para el tanque de oxígeno líquido y tres para el tanque de hidrógeno líquido. Una de las válvulas umbilicales del tanque de oxígeno líquido es para oxígeno líquido, la otra para oxígeno gaseoso. El umbilical del tanque de hidrógeno líquido tiene dos válvulas para líquido y una para gas. El umbilical de hidrógeno líquido de diámetro intermedio es un umbilical de recirculación que se usa solo durante la secuencia de enfriamiento del hidrógeno líquido durante el prelanzamiento.
A medida que se llena el ET, el exceso de hidrógeno gaseoso se ventila a través de conexiones umbilicales sobre una tubería de gran diámetro en un brazo que se extiende desde la estructura de servicio fija. La conexión de esta tubería entre el ET y la estructura de servicio se realiza en la placa portadora umbilical de tierra (GUCP). También se instalan sensores en la GUCP para medir los niveles de hidrógeno. Los recuentos regresivos de STS-80 , STS-119 , STS-127 y STS-133 se han detenido y dieron lugar a retrasos de varias semanas en los últimos casos debido a fugas de hidrógeno en esta conexión. Esto requiere el vaciado completo de los tanques y la eliminación de todo el hidrógeno mediante una purga de gas helio, un proceso de 20 horas, antes de que los técnicos puedan inspeccionar y reparar los problemas. [18]
Una tapa montada en el brazo oscilante de la estructura de servicio fija cubre el respiradero del tanque de oxígeno en la parte superior del ET durante la cuenta regresiva y se retrae unos dos minutos antes del despegue. La tapa absorbe el vapor de oxígeno que amenaza con formar grandes acumulaciones de hielo en el ET, protegiendo así el sistema de protección térmica del orbitador durante el lanzamiento.
Hay ocho sensores de agotamiento de propulsante, cuatro para combustible y cuatro para oxidante. Los sensores de agotamiento de combustible están ubicados en la parte inferior del tanque de combustible. Los sensores de oxidante están montados en el colector de la línea de alimentación de oxígeno líquido del orbitador, aguas abajo de la desconexión de la línea de alimentación. Durante el empuje RS-25, las computadoras de propósito general del orbitador calculan constantemente la masa instantánea del vehículo debido al uso de propulsantes. Normalmente, el apagado del motor principal se basa en una velocidad predeterminada; sin embargo, si dos de los sensores de combustible o de oxidante detectan una condición seca, los motores se apagarán.
La ubicación de los sensores de oxígeno líquido permite que se consuma la máxima cantidad de oxidante en los motores, al mismo tiempo que se deja tiempo suficiente para apagar los motores antes de que las bombas de oxidante caviten (se sequen). Además, se cargan 1100 lb (500 kg) de hidrógeno líquido además de lo requerido por la relación de mezcla de oxidante-combustible del motor de 6:1. Esto asegura que el corte de los sensores de agotamiento sea rico en combustible; los apagados del motor ricos en oxidante pueden causar quemaduras y erosión grave de los componentes del motor, lo que puede provocar la pérdida del vehículo y la tripulación.
Lecturas erróneas e inexplicables de los sensores de agotamiento de combustible han retrasado varios intentos de lanzamiento de transbordadores, en particular el STS-122 . El 18 de diciembre de 2007, una prueba de llenado de combustible determinó que la causa de los errores era un fallo en un conector de cableado, en lugar de un fallo de los sensores en sí. [19]
Cuatro transductores de presión ubicados en la parte superior de los tanques de oxígeno líquido e hidrógeno líquido monitorean las presiones de vacío.
El ET también tiene dos umbilicales eléctricos que transportan energía eléctrica desde el orbitador al tanque y a los dos SRB y proporcionan información desde los SRB y el ET al orbitador.
El ET tiene cámaras externas montadas en los soportes adjuntos al transbordador junto con transmisores que pueden continuar enviando datos de video mucho después de que el transbordador y el ET se hayan separado.
Los tanques anteriores incorporaban un sistema de seguridad de alcance para dispersar los propulsores del tanque en caso de ser necesario. Incluía una fuente de energía de batería , un receptor/decodificador, antenas y municiones . A partir del STS-79, este sistema se desactivó y se eliminó por completo para el STS-88 y todos los vuelos posteriores.
En 1990, se sugirió que el tanque externo se utilizaría como hábitat lunar [20] o como estación orbital. [21] Estas propuestas no se materializaron.
Con el retiro del transbordador espacial en 2011, [22] la NASA, con su programa Constellation cancelado , que incluía la nave espacial Orion , también habría presentado el debut de dos vehículos de lanzamiento derivados del transbordador, el vehículo de lanzamiento de tripulación con clasificación humana Ares I y el vehículo de lanzamiento de carga pesada Ares V.
Si bien tanto el Ares I como el Ares V habrían utilizado un cohete propulsor sólido de cinco segmentos modificado para su primera etapa, el ET habría servido como tecnología de base para la primera etapa del Ares V y la segunda etapa del Ares I; a modo de comparación, la segunda etapa del Ares I habría contenido aproximadamente 26.000 galones estadounidenses (98.000 L) de LOX, frente a los 146.000 galones estadounidenses (550.000 L) del ET, más de 5 veces esa cantidad. [ cita requerida ]
La primera etapa del Ares V, que habría estado equipada con cinco motores de cohete RS-68 (el mismo motor utilizado en el cohete Delta IV ), tendría 33 pies (10 m) de diámetro, tan ancho como las etapas S-IC y S-II en el cohete Saturno V. Habría utilizado la misma configuración interna de ET (tanques separados de LH 2 y LOX separados con una estructura entre tanques), pero habría sido configurada para aceptar directamente el llenado y drenaje de LH 2 y LOX, junto con la ventilación de LOX en un brazo retráctil como el utilizado en el transbordador para LH 2 .
Por otra parte, la segunda etapa del Ares I sólo habría utilizado la espuma aislante en aerosol que se utiliza actualmente en el actual ET. Originalmente configurada como la del Ares V y el Shuttle ET, la NASA, al completar su revisión de diseño en 2006, decidió, para ahorrar peso y costos, reconfigurar la estructura interna de la segunda etapa utilizando un tanque combinado LH2 / LOX con los propulsores separados por un mamparo común, una configuración utilizada con éxito en las etapas S-II y S-IVB del cohete Saturno V. A diferencia del Ares V, que habría utilizado la misma configuración de llenado/drenaje/ventilación utilizada en el Shuttle, el sistema del Ares I habría utilizado un sistema tradicional de llenado/drenaje/ventilación utilizado en los cohetes Saturno IB y Saturno V, pero con brazos de retracción rápida debido a la velocidad de "salto de rana" que el Ares I esperaría al encenderse el SRB. [ cita requerida ]
Como se había previsto originalmente, tanto el Ares I como el Ares V habrían utilizado una versión modificada "desechable" del motor RS-25 , pero a su debido tiempo, debido a la necesidad de mantener bajos los costos de I+D y de cumplir con el cronograma establecido por el administrador de la NASA Michael D. Griffin para lanzar el Ares y el Orion en 2011, la NASA decidió (después de la revisión de 2006) cambiar al motor RS-68 más económico para el Ares V y a un motor J-2 mejorado para el Ares I. Debido al cambio al RS-68 menos eficiente, el Ares V se ensanchó de 28,6 a 33 pies (8,72 a 10,06 m) para acomodar los propulsores adicionales, mientras que el Ares I se reconfiguró para incorporar un quinto segmento de cohete sólido con la etapa superior J-2X, ya que el nuevo motor tiene menos empuje que el RS-25 original. Debido a esta compensación, la NASA ahorraría aproximadamente 35 millones de dólares al utilizar motores RS-68 simplificados y de mayor empuje (reconfigurados para disparar y funcionar como el SSME), mientras que, al mismo tiempo, eliminaría las costosas pruebas necesarias para un RS-25 de arranque por aire para el Ares I.
El proyecto DIRECT , una alternativa propuesta para un vehículo derivado del transbordador, habría utilizado un tanque externo modificado de diámetro estándar con tres motores RS-25, con dos SRBM estándar, como vehículo de lanzamiento tripulado. El mismo vehículo, con un RS-25 adicional y una etapa superior EDS, habría servido como vehículo de lanzamiento de carga. Se planeó que ahorrara 16 mil millones de dólares, eliminara las pérdidas de empleos de la NASA y redujera la brecha de vuelos espaciales tripulados posteriores al transbordador de más de cinco años a dos o menos. [ cita requerida ]
El Sistema de Lanzamiento Espacial (SLS) es un vehículo de lanzamiento descartable de carga superpesada estadounidense , que voló por primera vez en Artemisa 1 en noviembre de 2022.
La etapa central del cohete tiene 8,4 metros (28 pies) de diámetro y monta un sistema de propulsión principal (MPS) que incorpora cuatro motores RS-25 . [23] [24] La etapa central es estructuralmente similar al tanque externo del transbordador espacial, [25] [26] y los vuelos iniciales utilizarán motores RS-25D modificados que quedaron del programa del transbordador espacial. [27] Los vuelos posteriores cambiarán a una versión más barata del motor que no está destinada a ser reutilizada. [28]
MPTA-ET está en exhibición con el transbordador espacial Pathfinder en el Centro Espacial y de Cohetes de Estados Unidos en Huntsville, Alabama .
ET-94 (una versión anterior de LWT) se encuentra en Los Ángeles y en 2019 estaba previsto que se exhibiera con el transbordador espacial Endeavour en el Centro Científico de California cuando se abriera el Centro Aéreo y Espacial Samuel Oschin. [30] [31] El 15 de enero de 2024 se anunció en un comunicado de prensa que ET-94, 2 cohetes propulsores sólidos y el transbordador espacial Endeavour se habían unido y se esperaba que se trasladaran a finales de mes a su nueva ubicación de exhibición. [32]
Cuando la NASA puso fin al programa del transbordador, se estaban produciendo otros tres tanques externos. El ET-139 se encontraba en una etapa avanzada de fabricación, mientras que el ET-140 y el ET-141 se encontraban en las primeras etapas de fabricación. [33] [34]
