Uzay mekiği harici yakıt tankı

Vikipedi, özgür ansiklopedi
Harici tank yörünge aracından ayrıldıktan sonra. Tankın alt bölümü katı roket iticilerinden dolayı yanmıştır.

Uzay mekiği harici tankı, uzay mekiği fırlatma aracının bir parçasıydı. Bu bölümde sıvı hidrojen ve sıvı oksijen yükseltgenleri bulunurdu. Aracın kalkış ve yükselme sırasında bu tank yörünge aracındaki üç uzay mekiği ana motoru için gerekli olan yakıtı ve yükseltgenlerini belli bir basınç altında sağlardı. Uzay mekiği harici tankı ana motorların devre dışı kalmasından 10 saniye sonra mekikten ayrılarak düşmeye başlar ve Dünya atmosferine yeniden girerdi. Katı roket iticilerinden farklı olarak harici tanklar tekrar tekrar kullanılamazlardı. Harici tank Hint Okyanusu’ na(veya Pasifik Okyanusu’ na düşmesi) düştükten sonra yeniden kullanılabilecek duruma getirilemediğinden dolayı ve transfer alanının dışına düşmesinden dolayı kurtarılamıyordu.

Genel Bakış[değiştir | kaynağı değiştir]

İlk iki uzay mekiği görevinde bu tank beyaza boyanıyordu.Üçüncü görevden itibaren boyanmamaya başladı.

Harici tank uzay mekiğinin en büyük ve yüklendiğinde ise en ağır bileşeniydi. Bu tank 3 ana bileşenden oluşmaktaydı:

  • Yukarı oksijen tankı
  • Çoğu elektriksel bileşenleri içeren basınçsız bir içtank
  • Arka sıvı hidrojen tankı ; bu bölüm en büyük bölümünü oluşturmaktadır fakat hidrojenin yoğunluğunun az olmasından dolayı oldukça hafiftir.

Harici tank, mekiğin fırlatma sırasındaki belkemiğidir. Harici tank, uzay mekiği katıroket iticileri ve yörünge aracının bir arada kalmasını sağlamak için yapısal destek sağlar. Harici tank her iki uzay mekiği katı roket iticisine ileri bir bağlanma noktasından (iç tank boyunca kirişler kullanılarak) ve bir arka kiriş noktasından bağlanır.nHarici tank, yukarıdan 1 ve aşağıdan 2 destek bağlantı noktalarından yörünge aracına bağlanırdı. Alt bağlantı bölgesinde sıvı, gaz , elektrik sinyalleri taşıyan, harici tank ve yörünge aracı arasında elektriksel gücü boru hatları bulunurdu. Yörünge aracı ve iki katı roket iticisi arasındaki elektriksel sinyal ve kontroller bu boru hatları ile sağlanırdı. Harici tankların her zaman atılmasına rağmen onları yörüngede tekrar kullanmak mümkündü.

Yapılan planlar arasında bu tankı uzay istasyonuna bağlayarak fazladan yaşam alanı veya araştırma alanı oluşturulabilirdi. Dahası bu harici tankı gezegenlerarası görevlerde (örneğin Mars görevi) roket yakıtı tankı olarak yörünge fabrikalarında kullanılması planlanmaktaydı. Harici tank için düşünülen başka bir plan ise büyük yükleri taşıyan bir taşıyıcıdır. Planlanan bir diğer fikir ise 7 metrelik bir teleskobun ilk merceğinin bu tankla taşınmasıdır. Başka bir plan ise bu tankın arka kargo taşıyıcısı olarak kullanılmasıdır.

Çeşitleri[değiştir | kaynağı değiştir]

Yıllar boyunca NASA, harici tankın bütünsel verimliliğini arttırmak için ağırlığını azaltmaya çalışmıştır. Yaklaşık her yarım kilogramlık bir ağırlık azaltmasında harici tankın yakıt yük taşıma kapasitesi yaklaşık olarak yarım kilogram artmış oluyordu.

Standart Ağırlık Tankı[değiştir | kaynağı değiştir]

Harici tankın orijinali gayri resmi olarak standart ağırlık tankı olarak biliniyordu. Harici tank, yüksek güçlü alüminyum-bakır alaşımından oluşan bir havacılık uygulaması olan 2219’ dan imal edilmişti. İlk iki tank (STS1 ve STS2) fırlatma için rampada bekletilirken ultraviole ışınlarından korunmaları için boyanmışlardır. Lockheed Martin(aynı dönemde Martin Marietta) STS-3 tankıyla birlikte boya işlemini ortadan kaldırarak tankın ağırlığını 272 kilogram kadar azaltmayı başarmıştır. Bunun yerine tankı yalın olarak pas renkli spreyli olarak bırakmıştır. Bunu yapması hiçbir soruna yol açmamıştır.

STS-4 ile beraber kaynaç olmayan hatları kaldırarak tankın birkaç yüz kilogram daha hafifletilmesi sağlanmış oldu. Bu hatlar sıvı oksijenin döngüsünü sağlayan oksijenle besleme hatlarına paraleldi. Kaynak olmayan hatların kaldırılması ile fırlatma öncesi tankın sıvı oksijen(LOX) dolumu sırasında gaz haldeki oksijenin birikmesini azaltmış oluyordu. Yerde gerçekleştirilen itici gaz dolum testleri ve gerçekleştirilen ilk birkaç uzay mekiği görevlerinin ardından kaynaç olmayan hatlar sonraki görevlerde kaldırılmıştı. Böylece harici tankın toplam uzunluğu ve çevresi değişmemişti. STS-7 ile uçan en son standart ağırlık tankı yaklaşık olarak 35. 000 kilogram olarak ölçülmüştür.

Hafif Ağırlıklı Tank[değiştir | kaynağı değiştir]

Uzay Mekiği harici tankı taşıma aracında Araç Monte Merkezi' ne giderken.

STS-6 görevinin başlamasıyla hafif ağırlıklı tank tanıtılmış oldu. Bu tank uzay mekiği uçuşlarının büyük bir kısmında kullanıldı. En son olarak faciayla sonuçlanan Columbia Uzay Mekiği (STS-107)’nde kullanıldı. Her tankın ağırlığı farklılık gösterse de her biri ortalama olarak 30. 000 kilogram ağırlığındaydı.

Standart ağırlık tankının ağırlığının hafifletilmesi kirişlerin tanktan atılmasıyla başarılmıştır. Bu kirişler hidrojen tankının boylama yapısal destekleriydi. Bunun yerine hidrojen tankında halka kirişler kullanıldı ve yapısında büyük değişiklikler gerçekleştirildi. Ayrıca tankın dış çevresi farklı olarak öğütülerek önemli ölçüde incelmesi sağlandı. Harici tankın arka katı roket itici bağlantıları daha güçlü, nispeten hafif ve daha ucuz olan titanyum alaşımıyla değiştirilerek ağırlığı azaltılmış oldu.

Süper Hafif Ağırlıklı Tank[değiştir | kaynağı değiştir]

Süper hafif ağırlıklı tank ilk uçuşunu STS-91 ile 1998 yılında gerçekleştirdi ve bundan sonra gerçekleştirilen görevlerde kullanılmaya başlandı. STS-99 ve STS-107’ de kullanılmamıştır. Süper hafif ağırlıklı tankın tasarımı, hafif ağırlıklı tankın tasarımıyla temel olarak aynıydı. İkisinin tek farkı hafif ağırlıklı tankın büyük bir bölümünde alüminyum-lityum alaşımı(Al 2195) kullanılıyordu. Bu sayede kullanılan alaşımın hafif ağırlıklı tankın ağırlığını yaklaşık olarak 3.175 kilogram azaltmıştı. Süper hafif ağırlıklı tankın tanıtılmasından sonra bütün harici tanklar bu konfigürasyonda yapılmaya başlanmasına rağmen sadece 1 adet hafif ağırlıklı tank tekrar kullanılmak istenilebilmesi üzere bir sonraki uzay mekiği devrimine kadar depoda bekletildi. Süper hafif ağırlık tankı, uzay mekiğinin uluslararası uzay istasyonuna ulaşması için gerekli olan performansa %50 ek bir artış sağlamaktaydı. Tankın ağırlığının hafifletilmesi ile yörünge aracının daha fazla yükü uluslararası uzay istasyonunun yüksek eğimli yörüngesine taşıması sağlanacaktı.

Pegasus kargo taşıyıcısı ET-119' ı Port Canaveral' a taşırken.

Teknik Özellikleri[değiştir | kaynağı değiştir]

Süper Hafif Ağırlık Tankı[değiştir | kaynağı değiştir]

  • Uzunluk : 153.8 ft (46.9 m)
  • Genişlik : 27.6 ft (8.4 m)
  • Boş Ağırlık : 26,500 kg
  • Toplam Kalkış Ağırlığı : 760,000 kg

Sıvı Oksijen Tankı(LOX)[değiştir | kaynağı değiştir]

  • Uzunluk : 54.6 ft (16.6 m)
  • Genişlik : 27.6 ft (8.4 m)
  • Hacmi : 553,358 litre
  • Sıvı Oksijen(LOX) Ağırlığı : 629,340 kg
  • Uçuş Sırasında Basınç : 20–22 psi (140–150 kPa)

İç Tank[değiştir | kaynağı değiştir]

  • Uzunluk : 22.6 ft (6.9 m)
  • Genişlik : 27.6 ft (8.4 m)

Sıvı Hidrojen Tankı[değiştir | kaynağı değiştir]

  • Uzunluk : 97.0 ft (29.6 m)
  • Genişlik : 27.6 ft (8.4 m)
  • Hacim : 1,497,440 litre
  • Sıvı Hidrojen Ağırlığı : 106,261 kg
  • Uçuş Sırasında Basınç : 32–34 psi (220–230 kPa)
  • Uçuş Sırasında Sıcaklık : −423 °F (−252.8 °C)

Müteahhit[değiştir | kaynağı değiştir]

Harici tankın müteahhiti, New Orleans Louisiana’ da bulunan LockheedMartin(önceki Martin Marietta) şirketidir. Harici tank, New Orleans’ ta bulunan Michoud Montaj Tesisleri’ nde üretildi ve mavna ile Kennedy Uzay Merkezi’ ne taşındı.

Bileşenler[değiştir | kaynağı değiştir]

Harici tank 3 ana yapıdan oluşmaktadır. Bunlar bir sıvı oksijen(LOX) tankı, bir içtank ve bir de sıvı hidrojen tankından oluşmaktadır. Bütün tankların yüzeyleri tankın desteklenmesi ve sabit yapıları için gerektiği gibi alüminyum alaşımından yapılmıştı. İçtank alüminyum yapısı, kirişlerin sabit yapıda kalmasını sağlıyordu. Her 3 yapıda da 2195 ve 2090 ana alüminyum alaşımları kullanılmıştır. Al 2195, alüminyum-lityum alaşımı olup Lockheed Martin ve Reynolds şirketleri tarafından kriyojeniklerin(soğuk maddeler) depolanması için tasarlandı. Al 2090 ticari amaçlı olarak Alüminyum-lityum alaşımı olarak bulunur.

Harici tankın anatomisi.

Sıvı Oksijen Tankı[değiştir | kaynağı değiştir]

Sıvı oksijen(LOX) tankı, harici tankın en üstünde yer alırdı ve bir mermi şekline sahipti. Mermi şekline sahip olması sayesinde aerodinamik direnci ve aerotermodinamik ısınmayı azaltması hedefleniyordu. Mermi burunlu bölüm düz ayrılabilir bir levha ve bir burun konisi ile kaplanmıştı. Burun konisi, ayrılabilir bir koniksel düzenek ve elektriksel sistem bileşenlerinden oluşmaktaydı. Bu koniksel düzenek itiş için aerodinamik bir kaplama sağlıyordu. Konik burnun uç noktasındaki bileşenler alüminyum paratoneri olarak işlev görmekteydi. Sıvı oksijen (LOX) tankının hacmi 250 kPa’da 559. 1 m³‘ idi ve −297 °F ( −182.8 °C) sıcaklığa sahipti.

Tank, 430 milimetre genişliğinde bir besleme hattına sayesinde sıvı oksijenin içtank boyunca dolaşımını sağlardı ve daha sonra harici tankın dışından alt-sağ el harici tank/yörünge aracı bağlantı kopma bölgesine taşırdı. 430 milimetrelik besleme hattı genişliği, sıvı oksijenin saniyede yaklaşık olarak 1264 kilogram akmasını sağlardı. Uzay mekiği harici tankının %104’lük bir verimlilikle çalışması veya saniyede 1. 1099 m³’lük maksimum akışa imkân sağlıyordu.

Aerodinamik yükler hariç bütün yükler falanj bağlantı arayüzü ile birlikte içtanka tutturulan sıvı oksijen tankına aktarılmıştı. Sıvı oksijen tankı aynı zamanda bir sıvı taşma yönlendiricisi ve sıvı taşmasını azaltmak için bir burgaç yönlendiricisi bulunurdu. Burgaç yönlendiricisi tüm sıvı oksijen besleme yolu boyunca monte edilmişti. Böylece sıvı sarmalından kaynaklanan etrafa saçılma azaltılacak ve gazların ulaştırılan sıvı oksijen tankında hapsedilmesi önlenecekti.

İçTank[değiştir | kaynağı değiştir]

İçtank, harici tankın sıvı oksijen ile sıvı hidrojen tanklarını birbirine bağlayan yapısal bağlantısıdır. İçtankın ana görevleri itme için gerekli yakıtları katı roket iticileri ve tanklara ulaştırmak ve dağıtmaktı.

İçtank yapısından ayrı olarak iki katı roket itici bağlantı yerleri birbirinden 180° mesafede bulunurlardı. İçtank yapısı boyunca kiriş tutturularak bağlantı yerlerine yerleştirilirdi. Katı roket iticileri ateşlendiği zaman bu kirişler yüksek stres yükü nedeniyle bükülürler. Daha sonra bu yükler diğer donanıma aktarılırdı.

Birbirine bitişik katı roket itici bağlantı donanımları büyük halkasal yapıdadır. Daha sonra yükler donanımdan büyük halkasal yapılara aktarılır. Daha sonra bu büyük halkasal yapılar açısal yükleri içtank yüzeyine taşır. İçtank yüzeyinin itme paneli olarak adlandırılan iki paneli, açısal katı roket itici itiş yüklerini sıvı oksijen ve sıvı hidrojen tanklarına ve yakın içtank yüzey panallerine dağıtır. Bu yakın paneller 6 adet sert kiriş panellerden oluşmaktadır.

İçtankın başka bir görevi de görev ekipmanlarının bulunduğu bölgeyi korumaktır.

Sıvı Hidrojen Tankı[değiştir | kaynağı değiştir]

Sıvı hidrojen tankı, harici tankın alt bölümünde bulunmaktadır. Bu tank 4 adet silindirik varil bölümlerinden oluşmaktadır. Hidrojen tankının bir üst bir de alt kubbe olmak üzere iki bölüme ayrılmıştır. Varil bölümleri 5 büyük halkasal yapılarla bir araya getirilmiştir. Bu halka yapılar yükleri ulaştırıp dağıtımını yapmaktadır. Üst kubbeden varil yapısına, içtank yapısı boyunca etki eden tüm yükleri aktarır ve ayrıca sıvı hidrojen tankını içtanka bağlayan bir falanjdır. Büyük alt halkası, yörünge aracının uyarılmış yüklerini alt yörünge aracı destek kirişlerinden ve uyarılmış katı roket itici yüklerini alt katı roket itici destek kirişlerinden alırdı. Geriye kalan 3 halka yapı yörüngenin itici yüklerini ve sıvı oksijen besleme hattı destek yüklerini dağıtır. Yapılardaki yükler daha sonra varil yüzey panelleri boyunca dağıtılır. Sıvı hidrojen tankının hacmi 29.3 psi basınçta 1,514.6 m³ ve −252. 8 °C (−423 °F) sıcaklığındadır.

Üst ve alt kubbeler aynı tarzda eliptik şekle sahiptirler. Üst kubbenin montaj donanımı, sıvı hidrojen valf deliği, sıvı hidrojen basınç tesisat hattı ve elektriksel besleme tesisatı ile birleşiktir. Alt kubbede sıvı hidrojen besleme hattı ekranına ulaşabilmek ve sıvı hidrojen besleme hattını desteklemek için bir mekanizma kontrol deliği bulunur.

Sıvı hidrojen tankında türbülanstan dolayı oluşabilecek sıçramaları azaltmak ve sıvı hidrojen tankına aktarılan gazların sıkışmasını önlemek için girdap bölmesi bulunur. Bu bölme alt kubbedeki sıvı hidrojen tankının sıvı akış borusunun çıkış ağzında yer almaktadır. Bu çıkış yolu sıvı hidrojeni 430 mm lik bir hat boyunca sol alt göbeğe aktarır. Sıvı hidrojen besleme hattı akış hızı saniyede uzay mekiği ana motorları ile birlikte %104 oranıyla 211 kilogramdır veya saniyede 2.988 m³’tür.

Sıvı hidrojen tankının insanlar tarafından birleştirilirken ki iç görüntüsü.

Termal Koruma Sistemi[değiştir | kaynağı değiştir]

Yörünge aracı donanım birleştirmesi. Solda sıvı hidrojen besleme hattı ve sağda sıvı oksijen besleme hattı tankın alt bölümünden görülebilir.

Harici tank termal koruma sistemi, püskürtülen izolasyon sistemi, önceden oluşmuş olan köpük kalıntıları ve önceden eriyip kalıplaşan kalıntılardan oluşmaktadır. Ayrıca bu sistemde fenolik ısı yalıtkanları kullanılarak hava sıvılaşması engellenmektedir. Sıvı hidrojen tankı bağlantıları için ısı izolasyonları, açıkta kalan metallerin hava sıvılaşmasına maruz kalmasını engellemek ve sıvı hidrojene ısı akışını önlemek için gereklidir. Isınan sıvı oksijen bazı termal gereksinimlere yol açarken sıvı oksijen tankının üst alüminyum bölgeleri hava ısınmasından önlenmesi gerekmektedir. Bu sırada alt bölgelerdeki izolasyonlar sıvılaşan havanın içtankta birikmesini önlemektedir. Oksijen tankının orta silindir ve itici gaz hatlarının derin bölgelerde nemden kaynaklı oluşabilecek don birikmelerine direnmesi gerekecek. Fakat yörünge aracı serbest buzul kırılmalarından dolayı hasar görmeyecektir. Termal koruma sisteminin ağırlığı yaklaşık olarak 2,188 kg’ dır.

Harici tank ısı koruma sisteminin gelişimi sorunsal bir süreçtir. Köpük uygulamasındaki aksilikler sık görülmeye başlamıştı. Bunlar güvenlik unsurları yerine değişimler olarak ele alındı. NASA, köpük bölümlerin uçuş sırasında sökülmesini önlerken çok zorluk çekmiştir. Yaşanmış olan bu sorunlar:

  • STS-1, 1981 : Kabin ekibi, beyaz bir maddenin yörünge aracı-harici tank uçuşu sırasında pencereler boyunca aktığını raporlamışlardır. Ekip bu akışın boyutunu çeyrek inç ile bir avuç boyutunda olduğunu vurgulamıştır. İniş sonrası raporunda bilinmeyen bir noktadan muhtemel köpük kaybı olduğu belirtildi ve 300 döşemenin çeşitli sebeplerden dolayı tamamen değiştirilmesi gerekiyordu.
  • STS-4, 1982 : Çıkıntılı Hava Yükü (PAL) rampa kaybı. 40 döşemenin tamamen yenilenmesi gerekti.
  • STS-5, 1982 : Yüksek miktarda döşeme kaybına devam edildi.
  • STS-7, 1983 : 50x30 santimetrelik bir destek rampası kaybı görüntülendi ve ayrıca düzinelerce bölme kaybı oldu.
  • STS-27, 1988 : Nereden olduğu belli olmayan büyük bir kaybın tüm döşemelerin kaybına sebep oldu. Yüzlerce küçük kayıplar meydana geldi.
  • STS-32, 1990 : Destek rampa kaybı gözlemlendi. Beş bölmede 70 cm çağında boşluklar meydana geldi. Buna ek olarak döşeme hasarları da oluştu.
  • STS-50, 1992 : Destek rampa kaybı meydana geldi. 20x10x1 cm’ lik döşeme hasarı oluştu.
  • STS-52, 1992 : Destek rampasının bir bölümü olan kaldıraç rampası zarar gördü. Toplamda 290 döşeme hasar gördü. Bunlardan 16’ sı 1 inç(2.54 cm)’ ten büyük parçalardı.
  • STS-62,1994 : Destek rampasının bir bölümü zarar gördü.

1995 yılında kloroflorokarbon-11 (CFC-11) büyük alanlardan geri alınmaya başlandı. Makinedeki püskürtülmüş köpükler, Çevre Koruma Ajansı tarafından 610 numaralı maddesi uyarınca Açık Hava Anlaşması gereğince kullanımını yasaklamıştır. Bunun yerine hidrokloroflorokarbon olarak bilinen HCFC-141b’ nın genel kullanımı ve uzay mekik programında da kullanılması için onay verilmiştir. Detaylı bölümler tek tek el ile püskürtme yapılana kadar arta kalan bölümlerde CFC-11 kullanımına devam edilecekti. Bu bölgelerde sorunlu destek ve Çıkıntılı Hava Yükü rampalarının yanı sıra birkaç kiriş ve arayüz bulunmaktaydı. Destek rampasındaki tank bölümü için uygulanan köpük işlemi 1993 yılından beri hiç değişmemiştir. Yeni köpük olarak bilinen HCFC-141b ilk olarak 1996 yılında STS-79’ un harici tankının (ET-82) alt kubbesinde kullanıldı. HCFC-141b’ nin kullanım alanı harici tanka kadar genişletildi. Ve ayrıca tankın büyük bölümünde de uçuşunu 1997 yılında STS-86 ile gerçekleştiren harici tank (ET-88) ile birlikte kullanılmaya başlandı.

STS-107’ nin 16 Ocak 2003’ teki kalkışı sırasında tankın destek rampalarından birinden bir parça köpük izolasyonu kopmuştu. Bu kopan parça saatte birkaç mil hızla Columbia Uzay Mekiği’ nin ön kanat kenarına çarptı. Bu çarpmanın etkisiyle sol kanadın karbon-karbon paneli ile güçlendirilmiş ön kenarına büyük zarar vermişti. Yaklaşık olarak basketbol topu büyüklüğünde bir parça birkaç gün sonra atmosfere giriş sırasında aşırı ısınmış gazın kanadın muazzam yapısından içeriye girmesine sebep olmuştu. Bunun sonucunda Columbia Uzay Mekiği’ nin yok olmasına ve tüm mürettebatının ise ölümüne sebep olmuştur. Raporlara göre harici yakıt tankı (ET-93), BX-250 ile inşa edilmişti ve kapanış köpüğünde HCFC-141b yerine CFC-11 kullanılmıştı. 2005 yılında, STS-144’ teli köpük dökülmesi problemi tamamiyle çözülememişti. Tankın üzerine monte edilen fazladan kameralar, bir parça köpüğün Çıkıntılı Hava Yükü (PAL) rampasından ayrıldığını kaydetti. Bu Çıkıntılı Hava Yükü (PAL) rampalar, havanın düzensizce tankın kablo kanallarının ve yükseliş sırasında basınç hatlarının altında akmasını önlemek için yapılmıştı. Çıkıntılı Hava Yükü (PAL) rampalar, manuel spreyli köpük katmanlardan oluşmaktaydı ve bunlar enkaz yığınına daha çok benzemeye başlamıştı. Bu parça yörünge aracıyla hiçbir etkileşim içine girmemişti.

Raporlar STS-114’ ün görev başlangıcıyla eş zamanlı olarak yayımlanarak öneriler sundular. Bu raporlarda harici tankın değişimi sırasında oldukça fazla bakım yapılması ve yükseltmenin Discovery’ nin dönüşü uçuş görevinde köpük kaybına neden olacağı vurgulandı. Fakat 3 uzay mekiği görevi (STS-121, STS-115, STS-116) kabul edilebilir seviyedeki köpük kaybı ile yürütülmüştür.Fakat STS-118’ in üzerinden 10 cm çapında bir parça köpük (veya buz) tankın besleme hattı bağlantı yeri köşesinden ayrılmıştı. Bu kopan parça alt desteklerden birine ve kanadın alt tarafına çarpmıştı. Ve ayrıca iki döşemeye de hasar vermişti. Bu hasar tehlikeli olarak kabul edilmemişti.

Donanım[değiştir | kaynağı değiştir]

Harici donanım, yörünge aracı/harici tank destek bağlantıları, merkez donanımı, elektriksel ve güvenlik mesafe sisteminin toplam ağırlığı 4.1 tondu.

Havalandırma ve Tahliye Vanaları[değiştir | kaynağı değiştir]

Her bir itici gaz tankının üst en uç bölgesinde havalandırma ve tahliye vanaları bulunmaktadır. Bu çift iş görebilen vana, kalkıştan önce havalandırma için ve uçuş sırasında sıvı hidrojen tankının boş bölümlerinde basıncın 38 psi’a ulaşmasından dolayı veya sıvı oksijen tankındaki basıncın 25 psi’a ulaşması durumlarında yerde bulunan destek ekipmanlarıyla açılabilmektedir.

Sıvı oksijen tankı, en üst bölümünde ayrılmış piroteknik olarak çalışan itiş düşürücü havalandırma valfi bulunmaktadır. Ayrılma bölümünde itiş düşürücü havalandırma valfi açılır. Bu sayede bir itme sağlayarak ayrılma manevrasına ve daha iyi bir kontrol ile harici tankın aerodinamik girişini daha iyi kontrol edilmesine yardımcı olur.

Her iki alt harici tank orta destek levhaları yörünge aracındaki uyumlu levhalar ile eşleşir. Bu levhalar merkez boyunca eşleşmenin sürdürülmesine yardımcı olmaktadır. Merkez levhalarındaki fiziksel güç, merkez levhaların birbirine kenetlenmesiyle sağlanır. Yörünge aracının genel amaçlı bilgisayarları ile harici tankın ayrılması için komut verilirken aralarındaki bağlantı vidaları piroteknik cihazlarla yerlerinden ayrılır. Harici tankta beş adet merkez itiş valf bulunmaktadır. Bu valfler yörünge aracı merkeziyle arayüzdür. İki tanesi sıvı oksijen tankı için ve diğerüç tanesi ise sıvı hidrojen tankı içindir. Sıvı hidrojen tankı için olan bir valf sıvı oksijen diğeri ise gaz halindeki oksijen içindir. Bunun yanı sıra sıvı hidrojen tankındaki iki valf sıvı hidrojen diğer bir valf ise gaz halindeki hidrojen içindir. Ortalama çaptaki sıvı hidrojen merkezi deviradim merkezidir ve sadece sıvı hidrojenin fırlatmadan önce ısısını düşürmek için kullanılır.

Harici tank dolduğu zaman aşırı hidrojen gazı açılabilen destek kolundan sabit servis yapısına kadar olan büyük genişlikteki merkez bağlantılı borulardan yardımıyla havalandırılır. Bu boruların harici tank ve servis yapısı arasındaki bağlantı yer merkez taşıyıcı levhaları ile yapılmıştır. Sensörler merkezi yer taşıyıcı levhalarına yüklenerek hidrojen seviye ölçümü yapılır. STS-80, STS-119, STS-127 ve STS-133’ ün geri sayımı bağlantılarda meydana gelen hidrojen sızıntısı nedeniyle durduruldu ve birkaç hafta ertelenmesine sebep oldu. Bu sebeple tankların tamamiyle boşaltılması ve boşaltılan hidrojenin helyum gazı üzerinde arıtılması (temizlenmesi gerekiyordu). Bu süreç teknisyenlerin denetlemesi ve problemleri çözmesinden önce yapılarak yaklaşık olarak 20 saat sürüyordu.

Sabit servis yapısında bulunan döner kol a bir kapak yerleştirilerek harici tankın oksijen tankının üst havalandırmasını geri sayım boyunca kapar ve fırlatmadan iki dakika önce geri çekilir. Bu kapak hacri tank içerisinde büyük buz kütleleri oluşturan oksijen buharını emer. Böylece yörünge aracının kalkış esnasında termal savunma sistemi korunmuş olur.

Sensörler[değiştir | kaynağı değiştir]

ECO sensörlerinin LH2 tankındaki yeri

Toplamda sekiz adet itici boşaltma sensörü bulunmaktadır. Bunlardan dört tanesi yakıt ve yükseltgenler içindir. Yakıt boşaltma sensörleri yakıt tankının üst kısmında yer almaktadır. Yükseltgeyici sensörler yörünge aracındaki sıvı oksijen besleme hattının bağlantısının aşağı dağıtım besleme hattı bağlantısıyla kesildiği yere monte edilmiştir. Uzay mekiği ana motorlarının ateşlenmesi sırasında yörünge aracı genel amaçlı bilgisayarları aracın iticilerin kullanımından dolayı olan anlık ağırlığını hemen hesaplamaktadır. Normalde ana motorun kapatılması önceden belirlenmiş hıza bağlı olarak yapılmaktadır. Fakat herhangi iki yakıt veya yükseltgeyici sensörler nemli bir hava hissederse ana motorlar hemen kapatılacaktır. Sıvı oksijen sensörlerinin konumu maksimum miktarda yükseltgenin kullanılmasını sağlamaktadır. Bu sırada motorların yükseltegiycilerin kavite pompalamadan önce kapatılması için yeterli zaman sağlamaktadır. Buna ek olarak 500 kilogram sıvı hidrojen üst ve alt bölümlere yüklenmiş olur. Bu miktardaki sıvı hidrojen için 6-1’ lik bir yükseltgeyici/ana motor karışımı bir oran gereklidir. Boşaltma sensörlerinden devre dışı bırakılma zengin yakıt sağlamaktadır. Yükseltgeyici bol motorların kapatılması yanmalara sebep olur ve ana motor bileşenlerinde keskin aşınmalara sebebiyet vermektedir. Bunlarla beraber aracın inflak etmesine ve mürettebatın ölümüne sebep olabilir.

Yakıt boşaltma sensörlerinin açıklanamamış hatalı okumaları birkaç uzay mekiği fırlatmalarınının ertelenmesine sebep olmuştur. Bunlardan en dikkat çekeni ise STS-122’ dir. 18 Aralık 2007’ de depolama testi, sensörlerden ziyade kablolama hattı bağlayıcısında başarısızlığa sebep olabilecek hatalar belirledi.

Dört basınç sensörü sıvı oksijen tankının en tepesine konumlandırılmıştı ve sıvı hidrojen tankları fire veren basınçları görüntülüyordu. Ayrıca harici tank iki adet elektriksel gövdeye sahipti. Bu bölgede, elektriksel güç yörünge aracından tanka ve iki katı roket iticilerine taşınıyordu.

Harici tankta dış kameralar bulunyordu. Bu kameralar vericilerle birlikte mekiğin destek bağlantılarına monte edilmişlerdi. Bu kameralar uzay mekiği ve harici tankın ayrılmasından sonra bile video kayıtları göndermeye devam edebiliyordu.

Menzil Güvenlik Sistemi[değiştir | kaynağı değiştir]

Önceki tanklarda menzil güvenlik sistemi bulundurularak gerektiğinde iticilerin tankta yayılmasını sağlanırdı. Bu sistemde bir güç bataryası kaynağı, bir alıcı, antenler ve teçhizat bulunurdu. STS-79 ile birlikte bu sistem kullanım dışı bırakıldı. Daha sonra STS-88’ den itibaren tamamen tüm uçuşlardan kaldırıldı.

Gelecekte Kullanımı[değiştir | kaynağı değiştir]

1990 yılında öne sürülen bir fikre göre harici tank Ay’ da kullanılabilecek bir yaşam alanı olarak veya uzay aracı terminali olarak kullanılabilirdi. Fakat bu öneriler hayata geçirilemedi.

Uzay mekiklerinin 2011 yılında kullanımdan kaldırılmasıyla NASA, planladığı TakımYıldız Programı’ nı hayata geçirmeyi planlıyordu. Bu planda Apollo’dan türetilmiş bir uzay aracı olan Orion kullanılacaktı. Ayrıca uzay mekiğine benzer iki adet fırlatma aracı kullanılacaktı. Ares-I aracındaki gibi mürettebat taşıyacak bir araç ve Ares-V kargo aracı gibi ağır yükleri taşıyabilecek bir araç olacaktı.

Ares-I ve Ares-V’ in ilk bölümlerinde beş kademeli katı roket iticileri bulunurken yapılan harici tankın Ares-I’ in ikinci kısmı, Ares-V’ in ise ilk kısmı kullanılıyordu. Ares-I ile harici tankın hacmi karşılaştırıldığında ise Ares-I’ in yaklaşık olarak 98.000 litre sıvı oksijen taşıma kapasitesi bulunurken harici tankın sıvı oksijen taşıma kapasitesi ise 550.000 litre’ ydi. Yaklaşık olarak beş katı bir taşıma kapasitesine sahipti.

Ares-V’ in ilk bölümü beş adet RS-68 roket motorlarıyla donatılmış olacaktı (bu roketler Delta IV aracındada kullanılmıştır). Bu roket motorlarının çapı 10 metre’ ydi. Ayrıca Saturn-V’ roketindeki S-IC ve S-II bölümleri kadar da genişti. İç harici tankın aynı yapısında ( sıvı oksijen ve hidrojen tanklarını biribirinden içtank yapısıyla ayıracak) oluşturulacaktı fakat sıvı oksijen ve hidrojeni doğrudan dolumu ve boşaltımının uzay mekiğinde sıvı hidrojen için olduğu gibi bir katlanabilir kol ile sıvı oksijen boşaltım yolu boyunca yapılması gerekiyordu ( aracın üç iç bölümü tasarımı nedeniyle bir bere gibi işlevsizdi ).

Saturn V, Space Shuttle, Ares I, Ares IV ve Ares V karşılaştırması.

Diğer taraftan Ares-I’ in ilk bölümü harici tankta kullanıldığı gibi sadece yalıtım köpüğüyle kaplanacaktı. NASA, 2066’ da tasarımı yeniden gözden geçirerek Ares-V ve uzay mekiği harici tankında planlandığı gibi yük kaybı ve maliyeti düşük tutmak için ikinci bölümün iç yapısını tekrar tasarlayacaklardı. Bunu ise Saturn-V roketinde başarıyla kullanılan S-II ve S-IVB kombinasyonundaki gibi sıvı hidrojen ve oksijen tanklarının iticilerle birlikte ayıracak ortak bir gemi gövdesi kullanılacaktı. Uzay mekiğindeki doldur/boşalt sistemi gibi aynı kombinasyona sahip Ares-V’ ten farklı olarak Ares-I’ in sistemi Saturn IB ve Saturn-V roketlerinde kullanılan geleneksel doldur/boşalt sistemi kullanılacaktı. Fakat hızlı katlanabilir kolları ateşlenme sırasında hızın çok şiddetli artması nedeniyle Ares-I katı roket iticilerinin ateşlenmesi beklenecek.

Normalde Ares-I ve Ares-V’ te çöp sayılan uzay mekiği ana motorları geliştirilerek kullanılması öngörülüyordu. Fakat R&D düşük fiyatını korumak ve Ares-I ve Orion araçlarını 2011’ de NASA yöneticisi Michael D. Griffin’ in planladığı fırlatma programını sürdürmek için NASA, Ares-V için RS-86 motoru ve Ares-I için ise daha üst bir model J-2 motoru kullanacaktı. RS-68 motorlarının kullanılması Ares-I’ in genişliğinin 8.72 metreden 10.06 metreye çıkması ekstra iticilerin yerleştirilmesini gerektirecekti. Bu sırada Ares-I yeniden konfigüre edilerek beşinci katı roket segmenti olan J-2X eklendi. J-2X, uzay mekiği ana motorlarından daha az itme gücüne sahip roket motorları olarak biliniyor. Pazarın olmaması sebebiyle NASA basitleştirilmiş RS-68 güçlü itici motorları kullanarak yaklaşık olarak 38 milyon dolarlık bir tasarruf sağlamış oldu(ateşlenmek için yeniden düzenlendi ve uzay mekiği ana motorları gibi çalışmaya başladı). Bu sırada Ares-I uzay mekiği ana motorları için yüksek maliyetli başlatılabilir hava testleri kaldırıldı(J-2X ve ondan öncekiler havada ve 0 yerçekimli ortama yakın bölgede çalışmaya başlardı).

DIRECT projesi uzay mekiği türevli araçlara alternatifti. Buna göre geliştirilmiş, normal genişlikte, harici tank ile birlikte üç uzay mekiği ana motoru ve iki adet katı roket itici motoru bulunan mürettebat fırlatma aracıydı. Aynı araç aynı zamanda ekstra bir uzay mekiği ana motoruyla ve bir EDS üst bölümünden oluşan bir kargo fırlatma aracıydı. Yaklaşık olarak 16 milyar dolarlık bir tasarruf sağlanmakla beraber NASA’ nın iş kayıplarını önlemek, eski mekikleri kaldırmak ve 5 yıldan uzun süreli insanlı derin uzay uçuş sürelerini 2 veya daha az süreye indirmek planlanıyordu.

Uçurulmayan Donanımlar[değiştir | kaynağı değiştir]

LWT’ nin eski versiyonu olan ET-94 şu an Michoud Birleştirme Merkezi, New Orleans B103’ de bulunan bir taşıyıcı içinde tutulmaktadır. 2018 yılında Samuel Oschin Hava ve Uzay Merkezi açıldığında ET-94 uzay mekiği Endevaour ile birlikte California Bilim Merkezi’ nde sergilenecek. Diğer üç harici tank üretici durdurana kadar hazırlık aşamasındaydı. ET-139 üretimin en önemli noktasındaydı. Aynı zamanda ET-140 ile ET-141’ de bu konumdaydılar.

Kaynakça[değiştir | kaynağı değiştir]

1. "External Tank". NSTS 1988 News Reference Manual. NASA. September 1988. Retrieved 2014-01-19.

2. http://www.astronautix.com/craft/stsation.htm 7 Nisan 2015 tarihinde Wayback Machine sitesinde arşivlendi. astronautix.com (NASA Report, Utilization of the external tanks of the space transportation system http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19940004970_1994004970.pdf13 Mayıs 2010 tarihinde Wayback Machine sitesinde arşivlendi.)

3. "The Very Large Space Telescope (VLST)". SOMTC - Advanced Concepts Studies. NASA. Archived from the original on May 12, 2013.

4. D. Portree - Space Shuttle with Aft Cargo Carrier - Beyond Apollo (wired.com)

5. "External Tank". Science.ksc.nasa.gov. Retrieved 2010-11-25.

6."Columbia's White External Fuel Tanks". Space.com.

7.National Aeronautics and Space Administration "NASA Takes Delivery of 100th Space Shuttle External Tank." Press Release 99-193. 16 Aug 1999.

8. http://www.lockheedmartin.com/data/assets/12742.pdf "FACT SHEET SPACE SHUTTLE EXTERNAL TANK" April 2007

9."External Fuel Tank by the Numbers". Lockheed Martin. Archived from the original on July 22, 2007.

10."STS-7". Astronautix.com. Retrieved 2010-11-25.

11.Insulation problems seen before Archived July 15, 2007, at the Wayback Machine.

12.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 11 Şubat 2009 tarihinde Wayback Machine sitesinde arşivlendi.

13.Columbia Accident Investigation Board Report, Volume 2, Appendix D, Section 11.3 and figure 11-1, p222, Columbia Accident Investigation Board,

14."The Ground Umbilical Carrier Plate". NASA.

15."NASA eyes faulty gauge wires as source of shuttle problems". AFP. 2007-12-18.

16. King CB, Butterfield AJ, Hypes WD, Nealy JE, Simonsen LC (1990). "Lunar habitat concept employing the space shuttle external tank". Journal of Spacecraft and Rockets 27 (3): 225–6. PMID 11539123.

17. "SHUTTLE'S THROWAWAY EXTERNAL TANK -- INSTEAD, COLLECTING AND USING THEM IN ORBIT".

18.NASA launch schedule, accessed 2009/09/23

19."The California Science Center's External Tank". californiasciencecenter.org. Retrieved 2015-05-29.

20. "Completed SD HLV assessment highlights low-cost post-shuttle solution". Nasaspaceflight.com. 2010-06-18. Retrieved 2010-11-25.

21."Downstream shuttle planning: CLFs, AMS noted, MAF working on extra ETs". Nasaspaceflight.com. 2009-02-11. Retrieved 2010-11-25.