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L' EXTERNAL TANK
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Le réservoir extérieur "External Tank" contient l' hydrogène et l' oxygène liquide nécessaire au fonctionnement des trois moteurs principaux du STS, les SSME. Allumés 6 secondes avant le décollage, ils fonctionnent durant prés de 8 minutes. Lorsque le réservoir est vide, il est éjecté et se consume dans l' atmosphère, c' est le seul élément non récupéré.
Le ET comprend trois parties, le réservoir d' oxygène liquide à l' avant, la jupe inter-étage et le réservoir d' hydrogène liquide à l' arrière. Il mesure 46,75 m de long pour 8,40 m de diamètre. Il est composé de 138 pièces. Trois séries de réservoirs ont été utilisés depuis 1981. De STS 1 à STS 5, puis STS 7, c' est le réservoir standard, pesant quelque 35400 kg vide. Pour STS 6 et de STS 8 à STS 90 en 1998, c' est le réservoir allégé pesant 29900 kg à vide. Enfin depuis STS 91, c' est le réservoir super allégé (moins 3000 kg) qui est utilisé. Il est constitué d' aluminium-lithium plus léger et plus résistant et le dessin interne a été refait. En fait, chaque kg gagné sur la masse du réservoir, c' est chaque kg en plus transportable dans la soute. Ce gain en poids a été opéré par suppression de certaines parties des lisses, les raidisseurs structuraux le long du réservoir d' hydrogène, par réduction du nombre de bagues de raidisseur et par une modification de certains cadres internes du réservoir d' hydrogène. De même, l' usinage de parties importantes du réservoir a été modifié pour diminuer l' épaisseur, tandis qu' une réduction du poids des fixations du booster était opéré par l' emploi d' un alliage de titane plus résistant et pourtant plus léger et moins coûteux. Déjà plusieurs centaines de kilogrammes ont été gagnés par suppression de la canalisation anti-geyser. Cette canalisation parallèle à celle d' oxygène limitait le refoulement de l' oxygène gazeux pendant le remplissage. Elle a été supprimée dés le vol STS 5 au vue des résultats des mesures. Le ET est attaché à l' Orbiter par trois points, un à l' avant et deux à l' arrière. La zone d' attache arrière comporte également les ombilicaux qui transportent les fluides, les gaz, les signaux et la puissance électrique entre le réservoir et l' Orbiter. Les signaux électriques et les contrôles entre l' Orbiter et les deux boosters passent aussi par ces ombilicaux. LE RESERVOIR D' OXYGENE
Le réservoir d' oxygène est une structure monocoque en aluminium constituée d' un ensemble soudé par fusion de fuseaux, panneaux, ferrures usinées et semelles annulaires, préformés et fraisés électro-chimiquement. Ce réservoir contient les systèmes anti-balottement, anti-vortex, pour minimiser les mouvements du liquide à l' intérieur. Il alimente par une ligne de 42,5 cm de diamètre les moteurs SSME de L' Orbiter par l' intermédiaire d' une prise ombilicale, située au bas du réservoir d' hydrogène, à droite. Cette ligne traverse l' inter-réservoir et court le long du réservoir d' hydrogène. Elle permet de déverser 1114 kg d' oxygène par secondes aux moteurs SSME (66849 litres par minute). La coiffe bi-pétale du réservoir d' oxygène liquide diminue la traînée et l' échauffement, loge la centrale aérodynamique de montée du véhicule (neuf réservoirs en ont été équipés) et sert de parafoudre. L' oxygène liquide occupe un volume de 553 m3, mesure 8,40 m de diamètre pour 15, 03 m de long et 45400 kg vide. Rempli avec 528473 l d' oxygène liquide, il pèse 604082 kg. L' INTER-RESERVOIR
L' inter-réservoir est une structure cylindrique en acier/aluminium semi-monocoque avec une collerette de chaque coté pour fixer le réservoir d' oxygène et d' hydrogène. L' inter-réservoir abrite l' instrumentation et comporte une plaque ombilicale faisant office d' interface avec la tour de lancement pour l' alimentation en gaz de purge, la détection de gaz dangereux et le dégazage de l' hydrogène liquide pendant les opérations au sol. L' inter-réservoir est réalisé en alliage d' aluminium, il est à l' air libre durant le vol. Il contient également le système d' attache des SRB, une poutre traversant le cylindre répartissant ainsi les effort de charges sur les deux réservoirs. L' inter-réservoir mesure 6,85 m de long, 8,40 m de diamètre et pèse 5445 kg. LE RESERVOIR D' HYDROGENE
Comme pour le réservoir d' oxygène, le réservoir d' hydrogène est une structure semi-monocoque en alliage d' aluminium. Il est constitué de quatre sections cylindriques soudées par fusion, cinq cadres annulaires principaux et deux dômes ellipsoïdal à l' avant et à l' arrière. Le réservoir comporte une chicane anti-remous et une sortie de siphon transmettant l' hydrogène liquide du réservoir à l' ombilical arrière gauche via une canalisation de 42, 5 cm de diamètre. La prise du réservoir d' hydrogène permet d' alimenter les moteurs à raison de 209 kg par seconde (179039 litres par minute). Le réservoir d' hydrogène mesure 29,46 m de long pour 8,4 m de diamètre, pèse 13050 kg à vide et offre un volume de 1514,5 m3. Rempli avec 1432161 l d' hydrogène liquide, il pèse 101587 kg. Le réservoir d' hydrogène sert aussi de support pour les points d' attache de l' Orbiter. L' avant de l' Orbiter est attachée via une poutre en V sur la collerette avant du réservoir, et l' arrière par deux poutres en triangle reliées faisant office de support des canalisations d' alimentation en carburant et prises ombilicales.
L' équipement du réservoir, les attaches avec l' Orbiter et le matériel de destruction en vol pèse 3640 kg. Chacun des deux réservoirs possèdent une valve et une prise d' air nécessaire pendant l' ascension et pendant les opérations de pré-lancement. Le réservoir LO2 possède aussi une valve à l' avant pour la séparation, les opérations pyrotechniques, et la prise d' air en vol. Au moment de la séparation, la valve est ouverte produisant la petite poussée nécessaire à son éloignement de l' Orbiter ainsi qu' à sa retombée. Il y a 8 sondes d' épuisements sur le ET 4 dans chaque réservoirs localisées au fond pour le réservoir LH2 et sur la ligne d' alimentation avant sur le réservoir LOX. Quand les moteurs SSME fonctionnent, les vannes sont généralement fermées à une vitesse prédéterminée. Cependant si il est détecté une panne de combustible, les moteurs s' arrêtent d' eux mêmes. L' emplacement de ces sondes permettent aux moteurs d' être suffisamment alimenter en LOX avant épuisement du comburant (effet de cavité). 440 kg de LH2 sont chargés en plus que prévu dans le mélange 6/1. Cela permet à l' arrêt des SSME, MECO d' avoir une réserve pour attendre l' arrêt des moteurs sans risque de brûlage et d' érosion. Quatre senseurs de pression au sommet de chaque réservoir assurent le contrôle de la pression d' air. Chacune des deux plaques ombilicales du réservoir
correspondent aux plaques de l' Orbiter. ces plaques maintiennent l' alignement
entre elles. Les boulons qui les lient sont cassés par explosion à la
séparation en orbite. Le ET possède 5 plaques ombilicales d' interface avec l'
Orbiter, deux pour l' alimentation LO2 (une gaz et une liquide) et trois pour le
LH2 (deux liquides et une gaz). A l'arrière du réservoir, on trouve toutes les
canalisations, tuyaux et câbles reliant la navette au réservoir. Il y a : De plus, les deux cuves ont chacune une valve de
sécurité en cas de pression excessive. Cette valve est aussi ouverte pendant
qu'on fait le plein. Enfin, les deux cuves ont
chacune : Le réservoir d'oxygène est rempli au sol avec de
l'oxygène liquide, à très basse température. Une fois rempli, le réservoir
d'oxygène est mis sous pression automatiquement par la navette à 3,8 bars. Le réservoir d'hydrogène est rempli au sol avec de l'hydrogène liquide, à très basse température. Une fois rempli, ce réservoir est mis sous pression automatiquement par la navette à 7,6 bars juste pour le décollage. Pendant le décollage, l'hydrogène liquide va partir vers la navette dans une canalisation de 43,2 cm de diamètre. Pour maintenir une pression normale normale dans le réservoir, la navette envoie en retour de l'hydrogène gazeux. La pression normale de fonctionnement est plus basse pendant l'ascension, entre 2,2 et 2,3 bars. 45 minutes après que le remplissage des réservoirs ait commencé, on va faire circuler dans la canalisation de diamètre intermédiaire de l'hydrogène liquide dans les moteurs pour les rafraîchir et faire partir d'éventuelles bulles de gaz. Ainsi, les moteurs seront refroidis par cet hydrogène jusqu'à H0 - 6 s (6 secondes avant l'allumage des moteurs). L'hydrogène part vers la navette dans la canalisation normale, de 43,2 cm et revient après un petit tour dans les moteurs, au réservoir, par la canalisation spéciale de re-circulation
Scan Dennis Jenkins
Ombilical LOX du réservoir rentrant dans l'Orbiter
Ombilical LH2 du réservoir rentrant dans l'Orbiter Un bras de service sur la tour ombilicale FSS assure la
prise d' air du réservoir LOX, il se rétracte deux minutes avant le
décollage. Le chapeau du bras le "beannie cap" absorbe aussi la vapeur de LOX avant sa
transformation en cube de glace pouvant endommager la protection thermique du ET
pendant le lancement.
La protection thermique du réservoir extérieur se compose d' une mousse isolante pulvérisée et de pré-moulages de matériaux qui s' érodent appelé SOFI (Spray On Foam Insulation) et de couleur orangé. Le système comporte aussi des isolants thermiques phénoliques destinés à prévenir la liquéfaction de l' air. Les isolants thermiques sont nécessaires aux attaches du réservoir d' hydrogène pour empêcher la liquéfaction des attaches métalliques exposées à l' air et pour réduire l' apport de chaleur dans l' hydrogène liquide. Le système de protection thermique pèse 2787 kg. Un système de sécurité à distance assure au besoin la dispersion des propergols du réservoir. Il comprend une source d' alimentation par batterie, un récepteur/décodeur, des antennes et des matériels. Divers paramètres sont suivis et affichés sur des tableaux sur les écrans du poste de pilotage et retransmis au sol. Le remplissage sur le pad de tir se fait quelques 5 heures avant le lancement, par l' intermédiaire des mats de service TSM sur la plateforme de lancement MLP. Le réservoir d' oxygène est rempli en premier à T moins 4 h 30 mn, et celui d' hydrogène à T moins 2 h 50 mn, grâce à une canalisation qui court le long du réservoir d' oxygène, et rentre dans l' inter-réservoir. Les compléments de plein se font jusqu' à T moins 2 mn.
Schéma d' après "Technologie spatiale" Suite à l'accident de Challenger en 1986, de nombreux éléments du STS ont été modifié et amélioré pour des raisons de sécurité. Le réservoir a suivit lui aussi son chemin dans l'évolution du STS. La principale modification a été la mise en développement du réservoir allégé LWT et une seconde a été la fabrication d'une structure en graphite époxy pour remplacer le "noise cap". Une troisième modernisation sera le développement d'un réservoir en alliage d'aluminium-lithium SLWT. Un incident est intervenu lors du second vol après Challenger. Il a motivé le changement du "chapeau de nez". Haut de 1 m environ, il est fabriqué en aluminium. Lors du vol STS 27, des morceaux d'isolant du nez ont pigmenté le dessous d'Atlantis pendant le lancement et causé des dommages aux tuiles de la protection thermique.
Le développement d'un chapeau de nez en graphite-époxy a rapidement été autorisé pour remplacer celui en aluminium. Il sera plus solide et plus léger et réalisé en une seule pièce minimisant les risques de heurter le véhicule pendant l'ascension. Le premier nez en composite fabriqué par les équipes du centre Marshall a été envoyé à l'usine de Michoud en janvier 1995 . le réservoir 81 sera le premier à en être équipé. Le chapeau de nez joue un rôle vital dans la mesure des forces aérodynamiques sur les ailes pendant l'ascension. La connaissance de la magnitude de ces forces, appelées charges ailaires est simplement le facteur le plus important dans la détermination de l'angle de vol de chaque mission. Cet angle est choisit avec précaution, trop élevé augmente les charges sur les ailes surtout lors du passage à Mach 1, la zone de pression dynamique maximale Max Q. Afin de mesurer précisément ces charges aérodynamique, un équipement spécial a été installé lors des premiers vols de Columbia pour mesurer la valeur de ces angles pendant l'ascension avec une précision de plus ou moins 0,5°. Les charges sont enregistrées avec des gauges de contrainte et des senseurs de pression incorporées dans les ailes.
En 1984, Rockwell annonce que les mesures de données réalisées au sol sont 11% plus élevées que celle enregistrées en vol. La détermination des vrais valeur a permit d'augmenter la charge utiles en minimisant la consommation de carburant en choisissant des angles de monté plus appropriés. De plus l'utilisation des données simulées au sol interdisait de lancer sous certaines conditions atmosphériques notamment par vents forts en altitude. Les 5 premiers vols de Columbia et le premier de Challenger embarquaient le système de mesure en vol AADS, Ascent Air data System sur le réservoir. Le système comprenait 5 transducteurs de pression montés dans la tige anti foudre surmontant le chapeau de nez (34 cm). Afin d'obtenir des données supplémentaires, 9 autres AADS ont été commandé et monté sur d'autres vols dont 61C en janvier 1986. A l'occasion de ce vol, les données n'ont pas pu être récolté suite à un mauvais étalonnage des senseurs. Les mesures reprendront lors de la mission STS 28R jusqu'à STS 58 en 1993. A noter que le ET accepte 13 cycles de remplissage et vidange d'ergols cryogénique. Un tir réussit compte pour un cycle, un lancement avorté pour deux 'remplissage et vidange). En conséquence, chaque réservoir peut faire 6 tir avorté. Le remplissage en ergols cryogénique fait rétrécir les dimensions de la coque de 15 cm.
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