Space Shuttle External Tank

Der externe Tank (ET) auf seinem Weg zum Vehicle Assembly Building.

Transport des ET (Vorbereitung zu STS-121

Der externe Tank des Space Shuttles (englisch Space Shuttle External Tank, Abkürzung im Folgenden: ET) beinhaltete den flüssigen Wasserstoff (Brennstoff) und den flüssigen Sauerstoff (Oxidationsmittel). Er speiste damit die drei Haupttriebwerke SSME des Orbiters während des Starts und des Aufstiegs. Wenn die Haupttriebwerke abgeschaltet wurden, wurde der Tank abgeworfen, trat nach einer halben Erdumrundung in die Erdatmosphäre ein, verglühte größtenteils in der Atmosphäre und der Rest fiel in ca. 18.500 km Entfernung vom Startplatz in den Ozean - üblicherweise je nach Orbitinklination der Indische Ozean oder der Pazifik, fernab von bekannten Schiffsrouten.^[1] Der externe Tank konnte daher nicht geborgen werden. Gebaut wurde der externe Tank von Lockheed Martin in der Michoud Assembly Facility.

Überblick

STS-1 während des Abhebens. Der externe Tank war bei den ersten beiden Starts des Space Shuttles weiß gestrichen. Seit STS-3 wird er nicht mehr lackiert.

Der Außentank war die die größte und (wenn gefüllt) schwerste Einzelkomponente des Space Shuttles. Er war 46,88 m lang, hatte einen Durchmesser von 8,4 m und bestand aus drei Hauptkomponenten:

• Tank für den flüssigen Sauerstoff im oberen Bereich
• Druckloser Bereich, in dem sich die meisten elektrischen Bestandteile befanden
• Tank für den flüssigen Wasserstoff im unteren Bereich - dies ist der größte Teil, dessen Inhalt jedoch leichter war als der des Sauerstofftanks.

Die bei den beiden ersten Shuttle-Starts – STS-1 und STS-2 – verwendeten Tanks waren mit einem weißen Anstrich aus Titandioxid versehen. Die NASA hatte befürchtet, dass die Sonnenstrahlung den Tank sonst zu sehr aufheizen würde. Bei den Vorbereitungen zum Jungfernflug im April 1981 zeigte sich jedoch, dass die rostbraune Isolationsschicht ein völlig ausreichender Schutz war. Deshalb wurde seit STS-3 auf die weiße Farbe verzichtet (der STS-2-Tank war bereits gestrichen, als die Entscheidung fiel). Dadurch wurden ein Arbeitsschritt und 270 kg Gewicht eingespart.

Beginnend mit der Mission STS-6 wurde ein leichterer ET (von der NASA Lightweight Tank (LWT) genannt) eingeführt. Dieser Tank wurde für die meisten Shuttle-Flüge bis zum fehlgeschlagenen Start von STS-107 eingesetzt. 1998 begann die NASA für Flüge zur Internationalen Raumstation (ISS) den sogenannten Super Leightweight Tank (SLWT) zu verwenden, der das Gewicht durch eine andere Bauart nochmals reduzierte. Auch wenn zukünftige Tanks leicht abweichen können, haben sie ein ungefähres Leergewicht von 30 t (SLWT: 26,5 t). Der letzte Tank aus der ersten Serie hatte ein ungefähres Leergewicht von 35 t. Durch jede Verringerung des Tankgewichts wird das Nutzlastgewicht ungefähr um die gleiche Zahl erhöht. Die Gewichtsverringerung wurde erreicht, indem man Teile der Streben (strukturelle Streben, die der Länge nach am Tank angebracht sind) entfernt wurden. Außerdem wurden weniger Versteifungsringe verwendet und das Gerüst des Wasserstofftanks verändert. Einige Bereiche des Tanks wurden schmaler gewalzt, und das Gewicht der hinteren Aufhängung für die Feststoffraketen wurde durch Verwendung einer stärkeren, jedoch gleichzeitig leichteren und preisgünstigeren Titanlegierung reduziert.

Schon etwas früher wurde die Anti-Geyser-Leitung aus der Konstruktion entfernt, wodurch abermals einige hundert Pfund wegfielen. Die Anti-Geyser-Leitung passte sich der Flüssigsauerstoffleitung an und stellte einen Kreislauf für den flüssigen Sauerstoff zur Verfügung, um die Ansammlung von gasförmigem Sauerstoff während des Befüllens vor dem Start zu verringern. Nachdem Daten über die Treibstoffladung bei Tests am Boden und den ersten Shuttle Missionen ausgewertet worden waren, wurde die Anti-Geyser-Leitung bei der Mission STS-5 und folgenden Missionen nicht mehr verwendet. Die Gesamtlänge und der Durchmesser des externen Tanks hat sich jedoch nicht verändert.

Der externe Tank war im vorderen Bereich an einem, im hinteren Bereich an zwei Punkten befestigt. Hinten befanden sich außerdem Versorgungsleitungen für Flüssigkeiten und Gase, sowie Kabel für Steuersignale und Stromversorgung zwischen dem Tank und dem Orbiter. Elektrische Signale und Kontrollen zwischen dem Orbiter und den zwei Feststoffraketen wurden auch durch diese Versorgungsleitungen übertragen.

Komponenten

Diagramm des externen Tanks - Innerer Aufbau

Flüssigsauerstofftank

Der Flüssigsauerstofftank ist eine selbsttragende Aluminiumkonstruktion, bestehend aus einer lasergeschweißten Komponente aus vorgeformten, gewalzten Schluchten, Panelen, maschinengefertigten Befestigungsmaterialien und ringförmigen Bändern. Es arbeitet im Druckbereich von 240 bis 250 kPa (absoluter Druck). Der Tank beinhaltet Vorrichtungen zur Minimierung von Umherschwappen und Strudelbildung, die dafür sorgen, dass möglichst keine Treibstoffreste zurückbleiben und sich die Flüssigkeit so wenig wie möglich bewegt.

Der Tank geht in die Versorgungsleitung mit 43 cm Durchmesser über, die den flüssigen Sauerstoff durch den Zwischentank und anschließend außerhalb des externen Tanks auf der rechten Seite zur Verbindungsstelle von externem Tank und Orbiter leitet. Der Durchmesser der Leitung erlaubt es dem Sauerstoff, mit 1264 kg/s zu fließen, während die SSMEs bei 104 % laufen bzw. eine maximale Flussgeschwindigkeit von 1,1099 m³/s aufweisen. Die doppeltverschweißte Spitze des Flüssigsauerstofftanks verringert den Luftwiderstand und die Hitzebildung, enthält das Aufstiegs-Luft-Daten-System (ascent air data system) (nur für neun Tanks) und dient als Blitzableiter.

Das Volumen des Flüssigsauerstofftanks beträgt 554 m³. Er hat einen Durchmesser von 8,41 m, ist 15 m hoch und wiegt unbefüllt 5,4 t.

Zwischentank

Der Zwischentank ist ein aus Stahl und Aluminium gefertigtes zylinderförmiges Gerüst in Halbschalenbauweise mit Holmen an jedem Ende, welche die beiden anderen Tanks miteinander verbinden. Der Zwischentank beinhaltet die Instrumente des externen Tanks und eine Verbindungseinheit. An ihr wird ein am Boden befindlicher Arm angedockt, der den Gasvorrat entleert, gefährliche Gase entfernt und Wasserstoffgase absaugt. Der Tank besteht aus einer mechanisch verbundenen Außenhaut, Holmen und bearbeiteten Panelen aus einer Aluminiumlegierung. Der Zwischentank wird während des Fluges belüftet. Er enthält außerdem die vordere SRB-ET-Stabilisierungsstütze und Armaturen, die die SRB-Ladungen zu den beiden Tanks (Sauerstoff/Wasserstoff) verteilen.

Der Zwischentank hat eine Länge von 6,9 m, einen Durchmesser von 8,4 m und wiegt 5,5 t.

Flüssigwasserstofftank

Der Flüssigwasserstofftank ist ein aus Aluminium bestehendes Gerüst aus lasergeschweißten tonnenförmigen Stücken, fünf ringförmigen Rahmen und zwei vorn und hinten angebrachten ellipsenförmigen Kuppeln.

Der Arbeitsdruck liegt zwischen 220 und 230 kPa. Auch der Flüssigwasserstofftank beinhaltet ein System zur Vermeidung von Strudelbildung und einen Abfluss, der den Flüssigwasserstoff durch eine 43 cm dicke Versorgungsleitung zur linken externen Verbindungsstelle leitet. Die Flussrate beträgt 211 kg/s, während die SSMEs bei 104 % laufen bzw. eine maximale Flussgeschwindigkeit von 2,988 m³/s haben. Am vorderen Ende des Tanks befindet sich die vordere ET-Orbiter-Verbindungsstrebe, am hinteren Ende die beiden hinteren ET-Orbiter-Aufhängungen, sowie die hinteren SRB-ET-Stabilisierungsstützen. Der Flüssigwasserstofftank hat einen Durchmesser von 8,4 m, eine Länge von 29,46 m und ein Volumen von 1515,5 m³ und ein Leergewicht von 13 t.

Hitzeschutz

Ein Teil des Isolierschaumes bricht während des Starts von STS-114 vom Außentank ab

Detailaufnahme der Beschädigung (STS-114)

Der ET-Hitzeschutz besteht aus wärmeableitenden Materialien und einer aufgesprühten Schaumstoffisolation. Das System verwendet auch phenolhaltige Wärmeisolatoren, um die Kondensation der Luft an metallischen Teilen des Wasserstofftanks zu verhindern. Die Wärmeisolatoren sollen zudem die Erwärmung des flüssigen Wasserstoffs verringern. Der Hitzeschutz wiegt 2,2 t.

Der Hitzeschutz ist jedoch problematisch und hat sich als fatale Schwachstelle der Shuttle-Missionen herausgestellt. Bis 1997 wurde die Schaumstoffisolation mit Freon hergestellt, einer Chemikalie, die für ihren schädlichen Effekt auf die Ozonschicht bekannt ist. Obwohl die NASA von einem Gesetz, das die Reduzierung der Verwendung von Freon forderte, ausgenommen war, und die im Tank verwendete Menge Freon nur gering war, wurde daraufhin die Zusammensetzung des Schaumstoffs geändert. Der neue Schaumstoff fällt jedoch sehr viel leichter ab und erhöhte die Anzahl der Einschläge auf die Hitzekacheln des Shuttles um das Zehnfache. Zudem bildet sich nach der Befüllung oft Eis an der Außenseite des Tanks, welches während des Fluges eine Bedrohung für das Shuttle darstellt.

Während des Starts von STS-107 löste sich ein Stück der Schaumstoffisolation und traf die vordere Flügelkante des Space Shuttles Columbia mit sehr hoher Geschwindigkeit. Der Aufschlag zerstörte mehrere verstärkte Carbon-Hitzekacheln an der Flügelvorderseite, so dass beim Wiedereintritt in die Erdatmosphäre superheißes Plasma die Möglichkeit hatte, in das Innere des Flügels einzudringen. Dies führte zur Zerstörung der Columbia und zum Tod der Crewmitglieder. Das Problem der abfallenden Schaumstoffstücke konnte zuerst nicht vollständig behoben werden. Kameras, die am Shuttle angebracht wurden, zeichneten auf, wie ein Stück Schaumstoff vom ET des STS-114 wegflog. Dieses Teil traf die Raumfähre jedoch nicht.

In der Folge setzte die NASA alle weiteren Shuttle-Starts aus, bis das Problem verstanden und behoben war. Als eine mögliche Ursache für die Probleme mit der Isolierung wurden die sogenannten PAL-Schwellen (Protuberance Air Loads) erkannt. Diese Schwellen decken die außen am Tank verlaufenden Treibstoffleitungen zum Orbiter mit Schaum ab, um sie gegen Luftverwirbelungen zu schützen. Tests im Windkanal zeigten, dass sich auch von den IFR-Vereisungsschwellen (Ice/Frost-Ramps) Schaumstoff löst. Für den nächsten Flug (STS-121) im Juli 2006 verzichtete man auf die PAL-Schwellen; die IFRs ließ man unverändert.

Die IFRs werden jedoch derzeit überarbeitet, da genauere Analysen gezeigt haben, dass auch ein Stück Schaumstoff von diesen, im Vergleich mit dem PAL-Schwellen viel kleineren Rampen, genügen würde, um den Orbiter kritisch zu beschädigen.

Technik des externen Tanks

Die externe Hardware, ET-Orbiter-Verbindungselemente, Versorgungsanschlüsse, elektrische und Sicherheitssysteme wiegen zusammen 4,1 t (9100 Pfund). Jeder Treibstofftank hat am vorderen Ende ein Belüftungs- und Überdruckventil. Dieses Doppelfunktionsventil kann vom Boden aus als Belüftung in der Vorstartphase und während des Fluges geöffnet werden, wenn der Überdruck im Tank für den flüssigen Wasserstoff 360 kPa oder im Tank für flüssigen Sauerstoff 270 kPa erreicht.

Der Tank für den flüssigen Sauerstoff enthält ein separates, pyrotechnisch bedientes Entlüftungsventil an seinem vorderen Ende. Beim Abwurf des externen Tanks wird dieses Ventil geöffnet, um durch Rückstoß den Tank vom Orbiter wegzukippen und so das Separationsmanöver zu unterstützen und eine bessere Kontrolle der Wiedereintrittsaerodynamik des externen Tanks zu ermöglichen.

Es gibt acht Sensoren (Engine Cutoff Sensors, ECO), um das Ende des Treibstoffs festzustellen und das Triebwerk daraufhin geordnet abzuschalten; je vier für Brennstoff und Oxidator^[2]. Die Sensoren für das Ende des Wasserstoffs befinden sich am Boden des Brennstofftanks, die für den Oxidator in den vom Tank abgehenden Treibstoffleitung. Während des Betriebs der Space Shuttle Main Engines (SSME) berechnen die Computer des Orbiters kontinuierlich die aktuelle Masse des Fahrzeugs infolge des Treibstoffverbrauchs. Normalerweise werden die Triebwerke bei einer vorherbestimmten Geschwindigkeit abgeschaltet. Falls jedoch zwei der Brennstoff- oder Oxidatorsensoren Trockenheit feststellen, werden die Triebwerke vorher abgeschaltet^[3].

Die Füllstandssensoren für den flüssigen Sauerstoff sind so angeordnet, dass eine maximale Betriebsdauer des Antriebes ermöglicht wird, ohne dass die Sauerstoffpumpen trocken laufen. Darüber hinaus wird der Flüssigwasserstofftank über das für die Verbrennung nötige Mischungsverhältnis von 6:1 (Oxidator zu Brennstoff) hinaus mit einer Reserve von 320 kg betankt, um sicherzustellen, dass auch bei Treibstoffmangel die Triebwerksabschaltung bei brennstoffreichem Gemisch stattfindet; eine Abschaltung bei oxidatorreichem Gemisch kann Verbrennungen und schwere Erosionen der Triebwerkskomponenten verursachen.

Jeweils vier Drucksensoren am oberen Ende des Flüssigsauerstoff- und Flüssigwasserstofftanks überwachen den Gasdruck im jeweiligen Tank.

Jede der zwei rückwärtigen Anschlussstellen des ET ist mit je einer korrespondierenden Einheit am Orbiter verbunden, die auch der Ausrichtung zwischen beiden Einheiten dienen. Eine physikalisch starke Verbindung wird über Bolzen sichergestellt. Wird vom GPC die Abtrennung des externen Tanks eingeleitet, so werden die Bolzen mittels pyrotechnischer Einheiten durchtrennt.

Der ET hat fünf Treibstoffventile, die den Anschluss an das Treibstoffsystem des Orbiters ermöglichen, zwei für den Flüssigsauerstofftank, drei für den Tank des flüssigen Wasserstoffs. Von den Sauerstoffventilen ist eines für flüssigen, eines für gasförmigen Sauerstoff eingebaut. Die Versorgungsleitung des Wasserstofftanks hat zwei Ventile für flüssigen und eines für gasförmigen Wasserstoff. Eine weitere Treibstoffleitung für Wasserstoff dient nur der Rückführung flüssigen Wasserstoffs während der Entspannungsphase kurz vor dem Start.

Zwei elektronische Verbindungen versorgen den ET vom Orbiter mit Strom und leiten Daten aus dem ET und den zwei SRBs zum Orbiter.

Eine über einen Schwenkarm auf dem Servicegebäude montierte Kappe deckt die Entlüftungsöffnung an der Spitze des ETs während der Countdownphase ab und wird erst etwa zwei Minuten vor dem Start entfernt. Diese Kappe saugt austretenden Sauerstoffdampf ab, der zu einer Eisablagerung an der Spitze des Tanks führen und so zu einer Gefahr beim Start werden könnte.

Zukünftiger Einsatz des ET

Wie auch die Feststoffraketen sollte der ET in der nächsten Generation der Raumtransporter, der Ares V (früher Cargo Launch Vehicle (CaLV)) und der Ares I (früher Crew Launch Vehicle (CLV)) für das Raumschiff Orion (früher Crew Exploration Vehicle (CEV)) eingesetzt werden.

Bei der Ares V sollten im Gegensatz zum derzeitigen Design fünf Triebwerke direkt am ET angebracht, wobei sich der Sauerstoff-Tank wie bei der Saturn-V-Rakete am unteren Ende befinden wird. Die aus fünf Segmenten zusammengesetzten Feststoffraketen sollten wie bisher seitlich angebracht sein. Über dem Tank hätte die Oberstufe (Earth Departure Stage) für das Verlassen der Erdumlaufbahn sowie die Nutzlast (für Mondflüge wird das die Mondlandefähre Altair-Mondlandefähre sein) angebracht werden sollen.

Auch die zweite Stufe der Ares I, die mit Flüssigtreibstoff betrieben wird, soll aus einem verkleinerten Shuttle-Tank bestehen, auf den das Raumschiff Orion montiert werden sollte. Die Stufe selbst soll auf einem angepassten Feststoffbooster aus dem Space-Shuttle-Programm montiert werden. Diese zweite Stufe sollte ursprünglich ein einzelnes SSME erhalten, aber mögliche Probleme mit einem erst während des Fluges zu startendem SSME haben die NASA dazu bewogen, die Größe Orions zu verringern und auf eine angepasste Version des J-2-Triebwerks umzustellen. Nachdem die Ares Raketen gestrichen worden sind haben sich die Pläne erledigt.

Dafür soll die Erste Stufe der für bemannte Flüge ins Sonnensystem geplante „Space Launch System (SLS)“ Raketenfamilie vom ET abgeleitet werden und den selben Durchmesser besitzen. Diese Stufe wird mit drei oder fünf RS-25D/E Triebwerken ausgerüstet.

Weblinks

 Commons: Space Shuttle external tanks – Sammlung von Bildern, Videos und Audiodateien

• Lockheed Martin: External Tank (englisch)

Quellen

1. ↑ NASA: The External Tank (englisch)
2. ↑ NASA: ECO Sensor PowerPoint Slide (PowerPoint-Präsentation, englisch)
3. ↑ Space Shuttle ECO Sonsors: an in-depth View (englisch)

Bestandteile des Space-Shuttle-Systems

Notwendige Bestandteile: Feststoffraketen | Haupttriebwerke | Außentank | Orbital Maneuvering System | Reaction Control System | Hitzeschutz

Optionale Bestandteile: RMS | Laser Camera System | MFR | LMC | OBSS | Spacelab | Spacehab