Войти
 Внешний бак № 124 опускается в высокий отсек 1 Сборочного корпуса, где он будет соединен с твердотопливными ракетами для миссии STS-117. | |
| Производитель | НАСА Сборочный цех Мишуда |
|---|---|
| Страна | США |
| Используется на | Space Shuttle |
| Общие характеристики | |
| Высота | 46,9 м (153,8 фута) |
| Диаметр | 8, 4 м (27,6 фута) |
| Полная масса | 760 000 кг (1,680 000 фунтов) |
| Space Shuttle ET | |
| Двигатели | 3 RS-25, установленные на орбитальный аппарат |
| Тяга | 1,254,000 фунт-сил (5,580 кН) |
| Время горения | 510 с |
| Топливо | LH2 /LOX |
ET из STS -115 после отделения от орбитального корабля. Обгоревшая метка в передней части бака - от двигателей отделения SRB. Внешний бак Space Shuttle (ET) был составной частью ракеты-носителя Space Shuttle ., который содержал жидкий водород топливо и жидкий кислород окислитель. Во время старта и подъема он под давлением подавал топливо и окислитель к трем маршевым двигателям РС-25 на орбитальном корабле . Инопланетянин был сброшен через 10 секунд после выключения главного двигателя (MECO) и снова вошел в атмосферу Земли. В отличие от твердотопливных ракетных ускорителей, внешние баки повторно не использовались. Они разрушились перед столкновением в Индийском океане (или Тихом океане в случае траекторий прямого выведения) вдали от судоходных путей и не были восстановлены..
Внешний резервуар был выкрашен в белый цвет для первых двух запусков космических челноков. 
От СТС-3, он был оставлен неокрашенным. это самый большой элемент космического шаттла, а в загруженном состоянии он также был самым тяжелым. Он состоял из трех основных компонентов:Инопланетянин был "использован" шаттла во время запуска, используя структурную поддержку для крепления с твердой ракетой "Спейс Шаттл". Ракеты-носители (SRB) и орбитальный аппарат. Танк был соединен с каждым SRB в одной передней точке крепления (с помощью поперечной балки через межбаковый бак) и одной кормовой скобой, и он был соединен с орбитальным кораблем на одной передней сошке крепления и двух задних сошках. В кормовой зоне крепления были также шлангокабели, по которым передавались жидкости, газы, электрические сигналы и электрическая мощность между баком и орбитальным аппаратом. Электрические сигналы и средства управления между орбитальными аппаратами и двумя твердотопливными ракетными ускорителями также проходили через эти шлангокабели.
Хотя внешние резервуары всегда выбрасывались, их можно было использовать повторно на орбите. Планы по повторному использованию различных станирований в качестве дополнительного жилого или исследовательского пространства в качестве топливных баков ракет для межпланетных миссий (например, на Марс), до сырья для орбитальных заводов.
Другая концепция заключалась в использовании ET как грузовой перевозчик крупногабаритных грузов. Одно из предложений заключалось в том, чтобы главное зеркало телескопа с 7-метровой апертурой несло вместе с резервуаром. Другой концепцией был кормовой грузовой перевозчик (АСС).
На протяжении многих лет НАСА работало над уменьшением веса ET, чтобы повысить общую эффективность. На каждый фунт снижения веса (0,45 кг) грузоподъемность космического корабля-шаттла увеличивалась почти на фунт.
Оригинальный ET неофициально известен как Танк стандартного веса (SWT) был изготовлен из высокопрочного алюминиево-медного сплава 2219, используемого во многих аэрокосмических приложениях. Первые два, использовавшиеся для STS-1 и STS-2, были окрашены в белый цвет для защиты танков от ультрафиолетового света в течение длительного времени, которое шаттл проводит на стартовой площадке до запуска. Lockheed Martin (в то время Martin Marietta) снизила вес, оставив неокрашенную напыляемую изоляцию цвета ржавчины, начиная с STS-3, сэкономила примерно 272 кг (600 lb ).
После STS-4 несколько сотен фунтов были устранены за счет удаления линии противодействия. Эта линия проходила путь линии подачи жидкого кислорода. Это снижает накопление газообразного кислорода в линии. После оценки данных о загрузке топлива из наземных испытаний и первых полетов космических шаттлов, линия анти-гейзера была удалена для миссий. Последний SWT, летавший на STS-7, весил приблизительно 77 000 фунтов (35 000 кг) в инертном состоянии.
A Внешний танк Space Shuttle на пути к Сборочному корпусу.Начало с миссией STS-6 был представлен легкий ET (LWT). Этот танк использовался для многих полетов шаттлов, и последний раз его использовали во время злополучной катастрофы космического шаттла «Колумбия» (STS-107 ). Хотя танки немного различаются по весу, каждый из них весил около 66 000 фунтов (30 000 кг) инертных материалов.
Снижение веса за счет SWT было достигнуто за счет устранения частей стрингеров (элементов жесткости конструкции, проходящие по длине бака с водородом), использования меньшего количества колец жесткости и изменения основных рам в баке с водородом. Кроме основных частей танка были фрезерованы по-разному, чтобы уменьшить толщину, а вес кормовой части твердотопливного ракетного ускорителя был уменьшен за счет использования более прочного, но более легкого и меньшего размера. дорогой титановый сплав.
Сверхлегкий танк (SLWT) впервые был запущен в 1998 г. на STS-91 и использовался во всех миссиях за двумя исключениями (СТС-99 и СТС-107 ). SLWT имел в основном ту же конструкцию, что и LWT, за исключением того, что в нем использовался алюминиево-литиевый сплав (Al 2195 ) для большей части конструкции резервуара. Этот сплав обеспечил значительное снижение веса резервуара (около 7000 фунтов или 3175 кг) по сравнению с LWT. В производстве также использовалась технология сварки трением с перемешиванием. Хотя все инопланетяне, выпущенные после введения SLWT, имели эту конфигурацию, LWT оставался в инвентаре, можно было использовать по запросу до конца эпохи шаттлов. SLWT обеспечил 50% прироста характеристик, необходимого шаттлу для достижения Международной космической станции. Уменьшение веса доставить больше полезного груза на наклонную орбиту МКС..
Баржа Пегас с ET-119 буксируется в порт Канаверал. Технические характеристики SLWT
Бак LOX
Промежуточный бак
LH2резервуар
Подрядчик по внешнему резервуару был Lockheed Martin (ранее Мартин Мариетта ), Новый Орлеан, Луизиана. Танк был изготовлен на сборочном предприятии Michoud, Новый Орлеан и доставлен в Космический центр Кеннеди на барже.
Инопланетянин состоит из основных трех структур: танк LOX, промежуточный танк и танк LH 2. Оба резервуара изготовлены из обшивки алюминиевого сплава поддерживающими или стабилизирующими каркасами по мере необходимости. В межбаковой алюминиевой конструкции используются обшивочные стрингеры со стабилизирующими шпангоутами. Основными алюминиевыми материалами, используемыми для всех трех конструкций, являются сплавы 2195 и 2090. AL 2195 представляет собой сплав Al-Li, используя Lockheed Martin и Reynolds для хранения криогенных материалов (и использованных для SLW версии ET - в более) ранняя версиях использовался Al 2219). представляет собой коммерчески доступный сплав Аль-Ли.
Анатомия внешнего бака. Бак LOX расположен в верхней части ET и имеет форму ogive для уменьшения аэродинамического сопротивления и аэротермодинамического сообщения. Оживляющая носовая часть закрывается плоской съемной крышкой и носовым конусом . Носовой обтекатель состоит из съемного конического узла, который служит аэродинамическим обтекателем для компонентов силовой установки и электрической системы. Самый передний элемент носового конуса функционирует как литой алюминиевый молниеотвод. Объем резервуара LOX составляет 19 744 куб. Футов (559,1 м) при давлении 22 фунта на кв. Дюйм (150 кПа) и температура -297 ° F (90,4 K; -182,8 ° C) (криогенный ).
Баллон поступает в питающую отверстие диаметром 17 дюймов (430 мм), который транспортирует жидкий кислород через промежуточный резервуар, а за пределы ET в задний правый ET / шлангокабель отключения орбитального аппарата. Подающая линия диаметром 17 дюймов (430 мм) позволяет жидкому кислороду течь со скоростью примерно 2787 фунтов / с (75 800 кг / мин) при работе RS-25 на 104% или максимальный поток 17 592 галлонов США / мин (1,1099 м 3). / с).
Все нагрузки, кроме аэродинамических, передаются от бака LOX на болтовом соединении фланца с промежуточным баком.
Бак LOX также включает в себя внутреннюю перегородку от брызг и вихревую перегородку для гашения выплескивания жидкости. Вихревая перегородка устанавливается над выходным отверстием для подачи LOX для уменьшения завихрения жидкости в результате выплескивания и предотвращения захвата газов в доставленном LOX.
Промежуточный резервуар - это структурное соединение ET между резервуарами LOX и LH 2. Его основные функции - принимать и распределять все осевые нагрузки от SRB.
Две передние крепежные детали SRB расположены на межбаковой конструкции на 180 ° друг от друга. Балка проходит поперек межбаковой конструкции и механически крепится к крепежной арматуре. Когда SRB стреляют, балка изгибается из-за высоких нагрузок. Эти нагрузки будут переданы на арматуру.
К крепежным деталям SRB примыкает большая кольцевая рамка. Нагрузки передаются от арматуры на основную кольцевую раму, которая затем распределяет тангенциальные нагрузки на межбаквальную обшивку. Две панели межбакового покрытия, называемые упорными панелями, определяют концентрированные осевые осевые нагрузки SRB на резервуары LOX и LH 2 и на соседние межбаковые панели. Эти дополнительные панели состоят из шести панелей, усиленных стрингерами.
Промежуточный бак также функционирует как защитный отсек для размещения рабочего оборудования.
Линия подачи жидкого кислорода длиной 70 футов (21 м) и диаметром 17 дюймов (430 мм) проходит вдоль правой стороны бака жидкого водорода вверх и внутрь межбаковый. Рядом с ним проходят две линии повышения давления диаметром 5 дюймов (130 мм). Один подает газообразный водород в резервуар с жидким водородом, а другой подает газообразный кислород в резервуар с жидким кислородом. Они используются для поддержания давления незаполненного размера в баке во время запуска. Бак LH 2 - это нижняя часть ET. Танк состоит из четырех цилиндрических ствольных секций, носового купола и кормового купола. Секции ствола соединены между собой пятью кольцевыми шпангоутами. Эти кольцевые рамы принимают и распределяют нагрузки. Передняя рама от купола к стволу распределения нагрузки, прилагаемые к межбаковой конструкции, а также фланец для крепления бака LH 2 к межбаку. Основное заднее кольцо принимает нагрузку, вызванную орбитальным аппаратом, от задних опорных стоек орбитального аппарата и нагрузку, вызванную SRB, от задних опорных стоек SRB. Остальные три кольцевых шпангоута распределяют тяговые нагрузки орбитального аппарата и опорные нагрузки LOX. Затем нагрузки от рамок распределяются через панели обшивки ствола. Резервуар LH 2 имеет объем 53 488 кубических футов (1514,6 м) при давлении 29,3 фунта на квадратный дюйм (202 кПа) и -423 ° F (-252,8 ° C) (криогенный).
Интерьер бака с жидким водородом во время сборки на ракетном заводе НАСА; с людьми для масштаба Передний и задний купола имеют одинаковую измененную эллипсоидальную форму. Для переднего купола предусмотрены монтажные положения для выпускного клапана LH 2, фитинга линии нагнетания LH 2 и проходного электрического фитинга. Задний купол имеет штуцер люка для доступа к сетке питающего трубопровода LH 2 и опорный штуцер для питающего трубопровода LH 2.
Резервуар LH 2 также имеет вихревую перегородку для уменьшения завихрения, вызывающего в результате выплескивания, и предотвращения захвата газов в доставленном LH 2. Перегородка на выходе сифона чуть выше кормового купола резервуара LH 2. Через это выпускное отверстие подается жидкий водород из бака по трубопроводу 17 дюймов (430 мм) в левый задний шлангокабель. Скорость потока в линии жидкого водорода составляет 465 фунтов / с (12700 кг / мин) с использованием двигателями на 104% или максимальным расходом 47 365 галлонов США / мин (2,9883 м / с).
Крепежное оборудование Орбитальный аппарат, шлангокабель жидкого кислорода (слева) и шлангокабель для жидкого кислорода (справа), видны в нижней части резервуара. Система термозащиты ET состоит в основном из напыляемой пенопласта изоляции (SOFI), а также от формованных пенопластов и предприятия отформованных материалов аблятора. Система также включает фенольных теплоизоляторов для предотвращения разжижения воздуха. Термоизоляторы требуются для приставок к резервуару с жидким водородом, чтобы предотвратить сгорание воздуха на открытом металле и уменьшить тепловой поток в жидком водороде. В то время как более теплый жидкий кислород приводит к меньшим тепловым требованиям, алюминий передней части резервуара с жидким кислородом требует защиты от перегрева. Между тем, изоляция на кормовых поверхностях предотвращает скопление сжиженного воздуха в межбаковом баке. Средний баллон кислородного бака и топливопроводы достигли ожидаемого скопления инея, сконденсированного из-за окружающей среды, но орбитальный аппарат не мог полностью пострадать от разрушения льда. Система тепловой защиты весит 4 823 фунта (2 188 кг).
Разработка системы тепловой защиты ЭТ была проблематичной. Аномалии в применении пены настолько частыми, что их рассматривают как отклонения, а нарушения безопасности. НАСАвало трудности с предотвращением фрагментов пены во время полета на протяжении всей истории программы:
В 1995 году хлорфторуглерод-11 (CFC-11) начали отказываться от пены, наносимой на большие площади, в соответствии с запретом Агентства по охране окружающей среды на ХФУ согласно разделу 610 Закона о чистом воздухе. Вместо него был сертифицирован для использования гидрохлорфторуглерод, известный как HCFC-141b, и он был включен в программу шаттлов. Оставшиеся пены, особенно детали, напыленные вручную, продолжали использовать CFC-11 до конца программы. Эти области включают проблемные сошки и пандусы PAL, а также некоторые детали и интерфейсы. В частности, что касается рампы сошек, «процесс нанесения пены на эту часть бака не изменился с 1993 года». «Новая» пена, содержащая ГХФУ 141b, была впервые использована на задней части купола ET-82 во время полета STS-79 в 1996 году. Использование HCFC 141b было распространено на зону ET или более крупные части танка, начиная с ЭТ-88, который летал на STS-86 в 1997 году.
Во время старта STS-107 16 января, В 2003 году кусок пенопластовой изоляции оторвался от одной из аппарелей сошек танка и ударил по передней кромке крыла Space Shuttle Columbia со скоростью несколько сотен миль в час. Предполагается, что удар повредил одну сравнительно большую армированную углеродно-углеродную панель на передней кромке левого крыла, которая, как полагают, была размером с баскетбольный мяч, что затем позволило перегретому газу проникнуть в надстройку крыла через несколько дней во время ремонта. -вход. Это привело к разрушению Колумбии и потере его экипажа. В отчете было установлено, что внешний топливный бак, ET-93, «был сконструирован из BX-250», вспенивающего агента с пенообразователем CFC-11, а не более нового HCFC 141b.
В 2005 г. проблема пенопласта до конца не решена; на STS-114 дополнительныеКамеры, установленные на резервуаре, зафиксированы кусок пены, отделившийся от одной из его аппарелей с выступающей воздушной нагрузкой (PAL), предназначены для предотвращения неустойчивого потока воздуха под давлением потока линии во время восхождения. Пандусы PAL состоят из слоев пены, напыленных вручную, и с большей вероятностью могут стать источником мусора. Этот кусок пены не попал в орбитальный аппарат.
Отчеты, опубликованные одновременно с миссией STS-114, предполагают, что чрезмерное обращение с инопланетянами во время модификации и обновления устройства потере пены в миссии Discovery по возвращению в полет. Однако с тех пор было выполнено три полета шаттла (STS-121, STS-115 и STS-116 ), все с «приемлемыми» уровнями пены. потеря. Однако на STS-118 кусок пены (и / или льда) диаметром около 3,9 дюйма (100 мм), отделенный от кронштейна крепления питающего трубопровода на резервуаре, рикошетом отскочил от одной из кормовых стоек и ударил нижняя сторона крыла, повредив две плитки. Ущерб не был признан опасным.
Space Shuttle Discovery перед запуском STS-116 в декабре 2006 года. Под крыльями Discovery находятся хвостовые мачты, которые обеспечивают несколько шлангокабели к орбитальному аппарату, включая линию жидкого кислорода через одну и линию жидкого водорода. Над внешним золотым резервуаром виден вентиляционный колпак (известный как «шапочка ») на конце вентиляционного рукава для газообразного кислорода, выходящий из стационарной служебной конструкции. Пар выкипает из жидкого кислорода во внешнем резервуаре. Капюшон отводит пары кислорода от космического корабля "Шаттл". Внешнее оборудование, приспособления для крепления ET-орбитального аппарата, шлангокабели, а также электрическая система и система безопасности дальности действия весят 9 100 фунтов (4100 кг).
Каждый топливный бак имеет вентиляционный и предохранительный клапан на переднем конце. Этот двухфункциональный клапан может открываться наземным вспомогательным оборудованием для вентиляции во время предстартовой подготовки и может открываться во время полета, когда давление незаполненного объема (пустое пространство) в баке с жидким водородом, составляет 38 фунтов на квадратный дюйм (260 кПа) или незаполненное давление баллона с жидким кислородом достигает 25 фунтов на квадратный дюйм (170 кПа).
На ранних этапах полетов баллон с жидким кислородом баллон отдельный пиротехнический управляемый пропульсивный выпускной клапан на его переднем конце. При открывании переключающий вентиляционный клапан жидкого кислорода, давая импульс для помощи в маневре разделения и более точного управления аэродинамикой входа ET. Последним полетом с включенным переключающим клапаном был STS-36.
Каждый из двух задних шланговых пластин внешнего резервуара сопрягается с пластиной на орбитальном аппарате. Пластины поддерживают выравнивание шлангокабелей. Физическая прочность шлангокабелей обеспечивается соединением болтами соответствующих шлангокабелей. Когда GPC орбитального корабля дают команду на отделение внешнего резервуара, пиротехнические устройства разрывают болты.
ET имеет пять шлангокабелей для пропеллентов, которые соединяются с шлангокабелями орбитального аппарата: два для бака с жидким кислородом и три для бака с жидким водородом. Один из шланговых клапанов баллона с жидким кислородом, другой - для газообразного кислорода. Шланг бака для жидкого водорода два клапана для жидкости и один для газа. Шлангопровод для жидкого промежуточного диаметра представляет собой шланг жидкого промежуточного диаметра, который используется во время цикла охлаждения жидким водородом во время предпускового запуска.
Техники осматривают GUCP после очистки STS-127 из-за повышенного уровня водорода в этом соединителе. При заполнении ET избыточный газообразный водород удаляется через шлангокабели большого диаметра труба на кронштейне, выходящем из неподвижной служебной конструкции Соединение для этой трубы между ET и сервисной структурой производятся на первой пупочной несущей пластине (GUCP). Датчики также установлены на GUCP для определения уровня водорода. Обратный отсчет STS-80, STS-119, STS-127 и STS-133 был остановлен, что привело к задержке на нескольких В более поздних случаях из-за утечки водорода в этом соединении. Для этого необходимо полностью опорожнить резервуары и удалить весь водород с помощью продувки газообразным гелием, который занимает 20 часов, прежде чем технические специалисты могут осмотреть и устранить проблемы.
Крышка, установленная на поворотный рычаг неподвижной служебной конструкции. закрывает вентиляционное отверстие кислородного баллона в верхней части ET во время обратного отсчета и убирается за две минуты до старта. Колпачок отводит пары кислорода, которые угрожают образовывать большие скопления льда на ET, тем самым защищенную систему тепловой защиты орбитального аппарата во время запуска.
Расположение датчиков ECO в левом 2 баке Имеется восемь датчиков истощения топлива, по четыре для топлива и окислителя. Датчики истощения топлива расположены в нижней части топливного бака. Датчики окислителя смонтированы в коллекторе линии подачи жидкого кислорода орбитального аппарата после разъединителя линии подачи. Во время тяги РС-25 универсальные компьютеры орбитального аппарата постоянно вычисляют мгновенную массу корабля за счет использования ракетного топлива. Обычно отключение главного двигателя основано на заданной скорости; однако, если какие-либо два датчика топлива или окислителя обнаруживают сухое состояние, двигатели будут остановлены.
Расположение датчиков жидкого кислорода позволяет потреблять максимальное количество окислителя в двигателе, обеспечивая при этом достаточно времени для остановки двигателей до того, как насосы окислителя кавитация (работа всухую). Кроме того, 1100 фунтов (500) жидкого водорода загружаются сверх того, что требуется по окислению смеси окислитель-кг 6: 1. Это отключение от датчиков истощения богатого топлива; Выключение двигателя с возгоранием и серьезной эрозией компонентов двигателя.
Необъяснимые ошибочные показания датчиков истощения топлива задержали несколько попыток запуска шаттла, в первую очередь STS-122. 18 декабря 2007 г. В ходе испытаний на заправку было установлено, что причиной ошибок является неисправность в соединителе проводки, а не отказ самих датчиков.
Четыре датчика давления, расположенные в верхней части резервуаров с жидким кислородом и жидким водородом, контролирует незаполненное давление.
У ET также есть два электрических шлангокабеля, которые передают электроэнергию от орбитального аппарата к танку, и два SRB и передают информацию от SRB и ET к орбитальному аппарату.
ET имеет внешние камеры, установленные в кронштейнах, прикрепленных к шаттлу, вместе с передатчиками, которые продолжают посылать видеоданные еще долго после того, как шаттл и ET разделены.
Ранние резервуары включают в себя систему безопасности дальности для рассеивания топлива в резервуаре в случае необходимости. В его состав входили аккумулятор, источник питания, приемник-декодер, антенны и боеприпасы. Начиная с STS-79 эта система была отключена и полностью удалена для STS-88 и всех полетов.
В 1990 году было предложено использовать внешний резервуар в качестве орбитальной станции. Эти предложения не были реализованы.
После вывода из эксплуатации космического корабля "Шаттл" в 2011 году НАСА с отменой программы Созвездие, в котором использовался космический корабль Орион., также должен был состояться дебют двух ракет-носителей, созданных на основе "Шаттла", человекоподобнойракеты-носителя с экипажем Ares I и тяжелой машины Ares V Рак грузовая-носитель.
В то время как и Ares I, и Ares V использовали модифицированный пятисегментный твердотопливный ракетный ускоритель для своей первой ступени, который послужил основой для первой ступени Ares V и второй. этап Ареса I; для сравнения, вторая ступень Ares I содержала бы приблизительно 26 000 галлонов США (98 000 л) LOX, по сравнению с ET, содержащим 146 000 галлонов США (550 000 л), что более чем в 5 раз больше.
Ares V первая ступень, которая была бы оснащена пятью ракетными двигателями RS-68 (тот же двигатель, что и на ракете Delta IV ), бы диаметр 33 фута (10 м). такой же ширины, как ступени S-IC и S-II на ракете Сатурн V. Он мог бы использовать ту же внутреннюю конфигурацию ET (отдельные резервуары LH 2 и LOX, разделенные межбаковой структурой), но был бы настроен для прямого приема LH 2 и LOX заполнения и слива., наряду с вентиляцией LOX на выдвижной штанге, подобной той, что использовалась шаттле для LH 2.
Сравнение Saturn V, Space Shuttle, Ares I, Арес IV и Арес V.На второй ступени Ареса I, с другой стороны, использовалась только напыляемая изоляционная пена, которая в настоящее время используется на нынешних ET. Первоначально сконфигурированное наподобие Ares V и Shuttle ET, НАСА после завершения обзора конструкции в 2006 году решило, в экономии веса и затрат, перенастроить внутреннюю преобразованную вторую ступени, используя комбинированный LH 2 / LOX с топливом, разделенным общей переборкой, конфигурация, успешно использовалась на ступенях S-II и S-IVB ракеты Saturn V. В отличие от Ares V, в котором использовалась та же конфигурация заполнения / слива / вентиляции, что и на Shuttle, в системе Ares Я использовала бы традиционную систему заполнения / слива / вентиляции, используемую на ракетах Saturn IB и Saturn V, но с быстрым -втягивающим из-за «прыжковой лягушки» скорости, которую я ожидал от Ареса при возгорании SRB.
Как изначально предполагалось, и Ares I, и Ares V использовали модифицированную версию «выбросить» RS-25, но со временем из-за необходимости снизить затраты на НИОКР и соблюдать установленный график администрацией НАСА Майкл Д. Гриффин для запуска «Ареса» и «Ориона» В 2011 году НАСА решило (после обзора 2006 года) перейти на более дешевый двигатель RS-68 для Ares V и на усиленный двигатель J- 2 для Ares I. После перехода эффективный RS-68 Ares V был расширен с 28,6 до 33 футов (с 8,72 до 10,06 м) для размещения дополнительных компонентов топлива, в то время как Ares I. был переконфигурирован, чтобы включить Fi пятый сегмент твердотопливных ракет с разгонным блоком J-2X, так как новый двигатель имеет меньшую тягу, чем оригинальный RS-25. Из-за компромисса НАСА сэкономит примерно долларов США за счет использования упрощенных двигателей RS-68 с более высокой тягой (сконфигурированных для работы и работы как SSME), и в то же время устранит дорогостоящие испытания, необходимые для запуска воздушного судна RS-25 для Ares I.
Проект DIRECT, предлагается альтернативный автомобиль на базе шаттла, будет использован модифицированный внешний танк стандартного диаметра с тремя двигателями RS- 25 и двумя стандартными SRBM в качестве ракеты-носителя для экипажа. Та же машина с дополнительным РС-25 и разгонным блоком EDS могла бы служить грузовой ракетой-носителем. Планировалось сэкономить 16 миллиардов долларов, устранить потерю рабочих мест в НАСА и сократить промежуток между пилотируемыми космическими полетами после шаттла с пяти с пятиним лет до двух или меньше.
Space Launch System (SLS) - это сверхтяжелая одноразовая ракета-носитель США , которая строится для Artemis 1 от 2020 года.
Основная ступень ракеты имеет диаметр 8,4 метра (28 футов) и оснащена главной силовой установкой (MPS), включающей четыре двигателя RS-25. Основная ступень конструктивно аналогична внешнему баку космический шаттл, а в начальных полетах конструктивно представленные двигатели RS-25D, оставшиеся от программы космический шаттл. Более поздние полеты переключатся на более дешевую версию двигателя, не предназначенную для повторного использования.
MPTA-ET включает дополнительные внутренние структурные опоры для удержания веса Space Shuttle Pathfinder на уровне США. Космический и ракетный центр.MPTA-ET демонстрируется вместе с Space Shuttle Pathfinder в США. Космический и ракетный центр в Хантсвилле, Алабама.
ET-94 (старая версия LWT) находится в Лос-Анджелесе и в 2019 году будет отображаться с Space Shuttle Endeavour в Калифорнийском научном центре, когда открывается Авиационно-космический центр Сэмюэля Ошина.
Три других внешних резервуара находились в стадии подготовки, когда производство остановилось. ЭТ-139 находится на продвинутой стадии изготовления; ET-140 и ET-141 находятся на ранних стадиях производства.
 | На Викискладе есть медиафайлы, связанные с внешними резервуарами космического шаттла. |
