El tanque externo ( ET ) del transbordador espacial 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 suministró combustible y oxidante bajo presión a los tres motores principales RS-25 del orbitador . El ET fue desechado poco más de 10 segundos después de que se apagara el motor principal (MECO) y volvió a entrar en la atmósfera de la Tierra. A diferencia de los Solid Rocket Boosters , 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 marítimas y no fueron recuperados. [2]
El ET era el elemento más grande del transbordador espacial y, cuando estaba cargado, también era el más pesado. Constaba de tres componentes principales:
El ET fue la "columna vertebral" del transbordador durante el lanzamiento, proporcionando soporte estructural para su conexión con los propulsores de cohetes sólidos (SRB) del transbordador espacial y el orbitador. El tanque estaba conectado a cada SRB en un punto de fijación delantero (usando una viga transversal a través del intertanque) y un soporte de popa, y estaba conectado al orbitador en un bípode de fijación delantero y dos bípodes de popa. En la zona de fijación de popa 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 propulsores de cohetes sólidos también se enrutaron a través de esos umbilicales.
Aunque los tanques externos siempre fueron descartados, es posible que hubiera sido posible reutilizarlos en órbita. [3] Los planes de reutilización abarcaban desde la incorporación a una estación espacial como espacio adicional para vivir o de investigación, como tanques de combustible para cohetes para misiones interplanetarias (por ejemplo, Marte), hasta materias primas para fábricas en órbita. [3]
Otro concepto era utilizar el ET como transportador de carga para cargas útiles voluminosas. [4] Una propuesta fue llevar el espejo primario de un telescopio de 7 metros de apertura con el tanque. [4] Otro concepto fue el Aft Cargo Carrier (ACC). [5]
A lo largo de los años, la NASA trabajó para reducir el peso del ET y aumentar la eficiencia general. La reducción de peso del ET resultó en un aumento casi igual de la capacidad de transporte de carga del transbordador espacial. [6]
El color naranja del tanque externo es el color del aislamiento de espuma pulverizada. Los dos primeros tanques, utilizados para STS-1 y STS-2 , fueron pintados de blanco para protegerlos de la luz ultravioleta durante el tiempo prolongado que el transbordador pasó en la plataforma de lanzamiento antes del lanzamiento. [7] Debido a que esto no resultó ser un problema, Martin Marietta (ahora parte de Lockheed Martin ) redujo el peso dejando el aislamiento en aerosol de color óxido sin pintar comenzando con STS-3 , ahorrando aproximadamente 272 kg (600 lb ). . [8]
El ET original se conoce informalmente como tanque de peso estándar (SWT) y fue fabricado con una aleación de aluminio 2219 , una aleación de aluminio y cobre de alta resistencia utilizada para muchas aplicaciones aeroespaciales.
Después de STS-4 , se eliminaron varios cientos de libras eliminando la línea anti-géiser. Esta línea era paralela a la línea de alimentación de oxígeno, proporcionando una vía de circulación para el oxígeno líquido. Esto reduce la acumulación de oxígeno gaseoso en la línea de alimentación durante el tanqueo previo al lanzamiento (carga del LOX). Después de que se evaluaron los datos de carga de propulsor de las pruebas en tierra y de las primeras misiones del transbordador espacial, se eliminó la línea anti-géiser para misiones posteriores. La longitud total y el diámetro del ET permanecen sin cambios. El último SWT, volado en STS-7 , pesaba aproximadamente 77.000 libras (35.000 kg) inertes.
A partir de la misión STS-6 , se introdujo un ET ligero (LWT). Este tanque se utilizó para la mayoría de los vuelos del Shuttle 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 se extienden a lo largo del tanque de hidrógeno), usando menos anillos de refuerzo y modificando los marcos principales en el tanque de hidrógeno. Además, porciones importantes del tanque se fresaron de manera diferente para reducir el espesor, y el peso de los accesorios del propulsor sólido de popa del ET se redujo mediante el uso de una aleación de titanio más fuerte, pero más liviana y menos costosa .
El tanque superligero (SLWT) voló por primera vez en 1998 en el STS-91 y se utilizó para todas las misiones posteriores con dos excepciones ( STS-99 y STS-107 ). [9] El SLWT tenía básicamente el mismo diseño que el LWT excepto que usaba una aleación de aluminio-litio ( Al 2195 ) para una 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) con respecto al LWT. La fabricación también incluyó tecnología de soldadura por fricción y agitación . Aunque todos los ET producidos después de la introducción del SLWT tenían esta configuración, un LWT permaneció en el inventario para ser utilizado si se solicitaba hasta el final de la era del transbordador. El SLWT proporcionó el 50% del aumento de rendimiento necesario para que el transbordador llegara a la Estación Espacial Internacional . [10] La reducción de peso permitió al Orbiter transportar más carga útil a la órbita altamente inclinada de la ISS .
Especificaciones SLWT [9]
tanque LOX
entre tanques
tanque LH 2
El contratista del tanque externo fue Lockheed Martin (anteriormente Martin Marietta ), Nueva Orleans, Luisiana. El tanque fue fabricado en las instalaciones de ensamblaje Michoud , Nueva Orleans , y fue transportado 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 entre tanques utiliza largueros de revestimiento con marcos estabilizadores. Los principales materiales de aluminio utilizados para las tres estructuras son las aleaciones 2195 y 2090. AL 2195 es una aleación de Al-Li diseñada por Lockheed Martin y Reynolds para el almacenamiento de productos criogénicos (y utilizada para la versión SLW del ET; las versiones anteriores usaban Al 2219 [12] ). 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 punta ojival está cubierta por una placa de cubierta plana removible y una punta cónica . El cono de nariz consta de un conjunto cónico extraíble que sirve como carenado aerodinámico para los componentes del sistema eléctrico y de propulsión. El elemento más destacado 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 alimenta una línea de alimentación de 17 pulgadas (430 mm) de diámetro que transporta el oxígeno líquido a través del intertanque, 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 gal EE.UU./min (1,1099 m). 3 /s).
Todas las cargas, excepto las aerodinámicas, se transfieren desde el tanque LOX en una interfaz atornillada y de brida con el intertanque.
El tanque LOX también incluye un deflector de chapoteo interno y un deflector de vórtice para amortiguar el chapoteo del fluido. El deflector de vórtice está montado sobre la salida de alimentación de LOX para reducir el remolino de fluido resultante del chapoteo y evitar que los gases queden atrapados en el LOX entregado.
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 fijación delantera del SRB están ubicados a 180° de distancia en la estructura entre tanques. Se extiende una viga a lo largo de la estructura entre tanques y se fija mecánicamente a los accesorios de fijación. Cuando los SRB están disparando, la viga se flexionará debido a cargas de tensión elevadas. Estas cargas se transferirán a los accesorios.
Junto a los accesorios de fijación del SRB hay un marco de anillo importante. 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 de empuje axiales concentradas del SRB a los tanques LOX y LH 2 y a los paneles de revestimiento entre tanques adyacentes. Estos paneles adyacentes se componen de seis paneles reforzados con largueros.
El intertanque también funciona como un 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 de cañón cilíndricos, una cúpula delantera y una cúpula trasera. Las secciones del cañón están unidas por cinco marcos anulares principales. Estos marcos anulares reciben y distribuyen cargas. El marco delantero de cúpula a barril distribuye las cargas aplicadas a través de la estructura entre tanques y también es la brida para sujetar el tanque LH 2 al intertanque. El anillo principal de popa recibe cargas inducidas por el orbitador desde los puntales de soporte del orbitador de popa y cargas inducidas por el SRB desde los puntales de soporte del SRB de popa. Los tres marcos de anillos restantes distribuyen las cargas de empuje del orbitador y las cargas de soporte de la línea de alimentación LOX. Luego, las cargas de los marcos se distribuyen a través de los paneles de revestimiento del cañón. 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. Para el domo delantero, se incorporan provisiones de montaje para la válvula de ventilación LH 2 , el conector de la línea de presurización LH 2 y el conector de paso eléctrico. La cúpula de popa tiene un accesorio de boca de acceso para acceder a la pantalla 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 entregado . El deflector está ubicado en la salida del sifón, justo encima de la cúpula trasera del tanque LH 2 . Esta salida transmite el hidrógeno líquido desde el tanque a través de una línea de 17 pulgadas (430 mm) hacia 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 gal EE.UU./min (2,9883 m 3 /s).
El sistema de protección térmica ET consta principalmente de aislamiento de espuma en aerosol (SOFI), además de piezas de espuma preformadas y materiales abladores premoldeados. El sistema también incluye el uso de aislantes térmicos fenólicos para evitar la licuefacción del aire. Se requieren aisladores térmicos para los accesorios de los tanques de hidrógeno líquido para evitar la licuefacción del aire sobre el metal expuesto y reducir el flujo de calor hacia el hidrógeno líquido. Mientras que el oxígeno líquido más caliente genera menos requisitos térmicos, el aluminio de las áreas delanteras del tanque de oxígeno líquido requiere protección contra el aerocalentamiento . Mientras tanto, el aislamiento en las superficies de popa evita que el aire licuado se acumule en el intertanque. El cilindro central del tanque de oxígeno y las líneas de propulsor podrían soportar las profundidades esperadas de acumulación de escarcha condensada por la humedad, pero el orbitador no pudo 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 espuma eran tan frecuentes que se trataban como variaciones, no como incidentes de seguridad. La NASA tuvo dificultades para evitar que se desprendieran fragmentos de espuma durante el vuelo durante toda la historia del programa:
En 1995, el clorofluorocarbono-11 (CFC-11) comenzó a retirarse de las espumas pulverizadas con máquinas para superficies grandes, en cumplimiento de una prohibición de los CFC de la Agencia de Protección Ambiental en virtud de 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 incorporó gradualmente al programa del transbordador. Las espumas restantes, particularmente las piezas detalladas rociadas a mano, continuaron usando CFC-11 hasta el final del programa. Estas áreas incluyen los problemáticos bípodes y rampas PAL, así como algunos accesorios e interfaces. Para la rampa del bípode en particular, "el proceso de aplicación de espuma a esa parte del tanque no había cambiado desde 1993". [15] La "nueva" espuma que contiene HCFC 141b se utilizó por primera vez en la parte trasera del domo del ET-82 durante el vuelo de la STS-79 en 1996. El uso de HCFC 141b se amplió al área de los ET, o a porciones más grandes del tanque. , comenzando con ET-88, que voló en STS-86 en 1997.
Durante el despegue de la 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 es aproximadamente del tamaño de una pelota de baloncesto, lo que luego permitió que el gas sobrecalentado ingresara a la superestructura del ala varios días después durante la re -entrada. 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 espumante era CFC-11 y no el nuevo HCFC 141b. [dieciséis]
En 2005, el problema de la espuma no se había solucionado por completo; en STS-114 , cámaras adicionales montadas en el tanque registraron un trozo de espuma separado de una de sus rampas de carga de aire protuberancia (PAL), que están diseñadas para evitar el flujo de aire inestable debajo de las bandejas de cables y 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 contra el orbitador.
Los informes publicados simultáneamente con la misión STS-114 sugieren que el manejo excesivo 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, posteriormente se llevaron a cabo tres misiones del transbordador ( STS-121 , STS-115 y STS-116 ), todas con niveles "aceptables" de pérdida de espuma. Sin embargo, en STS-118 un trozo de espuma (y/o hielo) de aproximadamente 3,9 pulgadas (100 mm) de diámetro se separó de un soporte de conexión de la línea de alimentación en el tanque, rebotó en uno de los puntales de popa 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 9,100 libras (4,100 kg).
Cada tanque de propulsor tiene una válvula de ventilación y alivio en su extremo delantero. Esta válvula de doble función puede abrirse mediante equipo de apoyo en tierra para la función de ventilación durante el prelanzamiento y puede abrirse durante el vuelo cuando la presión de vacío (espacio vacío) del tanque de hidrógeno líquido alcanza 38 psi (260 kPa) o la presión de vacío del líquido. El tanque de oxígeno alcanza 25 psi (170 kPa).
En los primeros vuelos, el tanque de oxígeno líquido contenía una válvula de ventilación de propulsión separada, operada pirotécnicamente , en su extremo delantero. En el momento de la separación, se abrió la válvula de ventilación de oxígeno líquido, 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 caída 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 los umbilicales. La fuerza física en las placas umbilicales se proporciona atornillando entre sí las placas umbilicales correspondientes. Cuando los GPC del orbitador ordenan la separación del tanque externo, los pernos son cortados mediante dispositivos pirotécnicos.
El ET tiene cinco válvulas umbilicales de propulsor 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 y 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 utiliza únicamente 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 extendido 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 el GUCP para medir los niveles de hidrógeno. Las cuentas regresivas de STS-80 , STS-119 , STS-127 y STS-133 se detuvieron y provocaron retrasos de varias semanas en los últimos casos debido a fugas de hidrógeno en esta conexión. Esto requiere un drenaje 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. [17]
Una tapa montada en el brazo oscilante de la estructura de servicio fija cubre la ventilación del tanque de oxígeno en la parte superior del ET durante la cuenta atrás y se retrae unos dos minutos antes del despegue. La tapa extrae 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 propulsor, 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 del 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 propulsor del RS-25, las computadoras de uso general del orbitador calculan constantemente la masa instantánea del vehículo debido al uso de los propulsores. Normalmente, el corte del motor principal se basa en una velocidad predeterminada; sin embargo, si dos de los sensores de combustible u oxidante detectan una condición seca, los motores se apagarán.
Las ubicaciones de los sensores de oxígeno líquido permiten que se consuma la máxima cantidad de oxidante en los motores, al tiempo que permiten suficiente tiempo para apagar los motores antes de que las bombas de oxidante cavitan (funcionen en seco). Además, se cargan 500 kg (1100 lb) de hidrógeno líquido por encima de lo requerido por la relación de mezcla de oxidante-combustible de 6:1 del motor. Esto asegura que el corte de los sensores de agotamiento sea rico en combustible; Las paradas de motores ricas en oxidantes pueden provocar quemaduras y erosión grave de los componentes del motor, lo que podría provocar la pérdida del vehículo y de la tripulación.
Lecturas erróneas e inexplicables de los sensores de agotamiento de combustible han retrasado varios intentos de lanzamiento del transbordador, en particular el STS-122 . El 18 de diciembre de 2007, una prueba de tanque determinó que la causa de los errores era una falla en un conector de cableado, en lugar de una falla de los propios sensores. [18]
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 los dos SRB y proporcionan información desde los SRB y 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 si era necesario. Incluía una fuente de energía de batería , un receptor/decodificador, antenas y artillería . A partir de STS-79 , este sistema se deshabilitó y se eliminó por completo para STS-88 y todos los vuelos posteriores.
En 1990, se sugirió que el tanque externo se utilizara como hábitat lunar [19] o como estación orbital. [20] Estas propuestas no llegaron a buen término.
Con el retiro del transbordador espacial en 2011, [21] 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 lanzador tripulado Ares I con clasificación humana. y el vehículo de lanzamiento de carga pesada Ares V.
Si bien tanto el Ares I como el Ares V habrían utilizado un propulsor de cohete 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 gal EE.UU. (98.000 L) de LOX, frente a la ET que contenía 146.000 gal EE.UU. (550.000 L), más de 5 veces esa cantidad. [ cita necesaria ]
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 el S-IC y el S. -II etapas del cohete Saturno V. Habría utilizado la misma configuración ET interna (tanques LH 2 y LOX separados con una estructura entre tanques), pero se habría configurado para aceptar directamente el llenado y drenaje de LH 2 y LOX, junto con la ventilación de LOX en un brazo retráctil como el usado. en el Shuttle para LH 2 .
La segunda etapa del Ares I, por otro lado, solo habría utilizado la espuma aislante en aerosol que se usa actualmente en el ET actual. Originalmente configurada como la del Ares V y el Shuttle ET, la NASA, al finalizar su revisión de diseño en 2006, decidió, para ahorrar peso y costes, reconfigurar la estructura interna de la segunda etapa utilizando un combinado LH 2 / LOX . tanque con los propulsores separados por un mamparo común, una configuración utilizada con éxito en las etapas S-II y S-IVB del cohete Saturn V. A diferencia del Ares V, que habría utilizado la misma configuración de llenado/drenaje/ventilación utilizada en el Shuttle, el sistema Ares I habría utilizado un sistema de llenado/drenaje/ventilación tradicional utilizado en los cohetes Saturn IB y Saturn V, pero con rápida - brazos retraídos debido a la velocidad de "salto de rana" que esperaría del Ares al encender el SRB. [ cita necesaria ]
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 mantener un cronograma establecido por 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 a Después del cambio al menos eficiente RS-68, el Ares V se amplió 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 el J- Etapa superior 2X, ya que el nuevo motor tiene menos empuje que el RS-25 original. Gracias 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), y al mismo tiempo eliminaría las costosas pruebas necesarias para un avión. -RS-25 arrancable para el Ares I.
El proyecto DIRECT , un vehículo alternativo 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 de tripulación. El mismo vehículo, con un RS-25 adicional y una etapa superior EDS, habría servido como vehículo de lanzamiento de carga. Se planeó ahorrar $ 16 mil millones, eliminar la pérdida de empleos en la NASA y reducir la brecha de vuelos espaciales tripulados posteriores al transbordador de más de cinco años a dos o menos. [ cita necesaria ]
El Space Launch System (SLS) es un vehículo de lanzamiento prescindible de carga súper pesada estadounidense que voló por primera vez en Artemis 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 . [22] [23] La etapa central es estructuralmente similar al tanque externo del transbordador espacial, [24] [25] y los vuelos iniciales utilizarán motores RS-25D modificados que quedaron del programa del transbordador espacial. [26] Los vuelos posteriores cambiarán a una versión más barata del motor que no está destinada a la reutilización. [27]
MPTA-ET está en exhibición con el transbordador espacial Pathfinder en el Centro Espacial y de Cohetes de EE. UU. en Huntsville, Alabama .
ET-94 (versión anterior LWT) está en Los Ángeles y en 2019 estaba programado para exhibirse con el transbordador espacial Endeavour en el Centro de Ciencias de California cuando se inauguró el Centro Aéreo y Espacial Samuel Oschin. [29] [30] El 15 de enero de 2024 se anunció en un comunicado de prensa que el ET-94, 2 propulsores de cohetes sólidos y el transbordador espacial Endeavour se habían conectado entre sí y se esperaba que se trasladaran a finales de mes a su nueva ubicación de exhibición. [31]
Otros tres tanques externos estaban en preparación cuando se detuvo la fabricación. ET-139 se encuentra en una etapa avanzada de fabricación; ET-140 y ET-141 se encuentran en las primeras etapas de fabricación. [32] [33]
