スペースシャトル外部燃料タンク

スペースシャトル外部燃料タンク

外部タンクNo.124は、ミッションSTS-117用の固体ロケットブースターを取り付ける前に、ロケット組立棟の高床式1ベイに降ろされます。
メーカー	NASA ミシュー組立施設、請負業者：マーティン・マリエッタ、後のロッキード・マーティン
原産国	アメリカ合衆国
使用場所	スペースシャトル
一般的な特徴
身長	46.9メートル（153.8フィート）
直径	8.4メートル（27.6フィート）
総質量	760,000 kg (1,680,000 ポンド)
スペースシャトル ET
搭載	3 RS-25を軌道船に搭載
最大推力	1,254,000 lbf (5,580 kN) [1]
燃焼時間	510秒
推進剤	LH 2 /液体酸素

スペースシャトル外部燃料タンク（ET ）は、スペースシャトル 打ち上げ機の部品で、液体水素 燃料と液体酸素 酸化剤を収容していた。打ち上げと上昇中、ETは加圧された燃料と酸化剤をオービタ内の3基のRS-25メインエンジンに供給した。ETはメインエンジンカットオフ（MECO）のわずか10秒後に切り離され、大気圏に再突入した。固体ロケットブースターとは異なり、外部燃料タンクは再利用されなかった。外部燃料タンクはインド洋（直接投入打ち上げ軌道の場合は太平洋）に衝突する前に分解し、航路から外れたため回収されなかった。^[2]

ET はスペース シャトルの最大の要素であり、積載時には最も重くもありました。ET は 3 つの主要コンポーネントで構成されていました。

• 前方液体酸素（LOX）タンク
• 電気部品のほとんどを収容する非加圧インタータンク
• 後部液体水素（LH ₂）タンク。これは最大の部品でしたが、液体水素の密度が非常に低いため、比較的軽量でした。

ET は打ち上げ時のシャトルの「背骨」であり、スペース シャトル固体ロケット ブースター(SRB) およびオービターへの接続に構造的なサポートを提供しました。タンクは、前方接続ポイント 1 つ (タンク間を通るクロスビームを使用) と後方ブラケット 1 つで各 SRB に接続され、前方接続バイポッド 1 つと後方バイポッド 2 つでオービターに接続されました。後方接続エリアには、タンクとオービターの間で液体、ガス、電気信号、電力を運ぶアンビリカル ケーブルもありました。オービターと 2 つの固体ロケット ブースター間の電気信号と制御も、これらのアンビリカル ケーブルを通じて行われました。

外部タンクは常に廃棄されていたが、軌道上で再利用することが可能だったかもしれない。^[3]再利用の計画は、宇宙ステーションに追加の居住スペースや研究スペースとして組み込むことから、惑星間ミッション（火星など）用のロケット燃料タンクとして、軌道上の工場の原材料としてまで多岐にわたっていた。^[3]

もう一つの構想は、ETをかさばる積荷を運ぶ貨物運搬船として使うというものだった。^[4]一つの提案は、口径7メートルの望遠鏡の主鏡をタンクに積載するというものだった。^[4]もう一つの構想は、後方貨物運搬船（ACC）だった。^[5]

NASAは長年にわたり、全体的な効率を高めるためにETの重量を減らすことに取り組んできました。ETの重量が減ったことで、スペースシャトルの貨物運搬能力がほぼ同等に増加しました。^[6]

スペースシャトル計画の象徴となる外部タンクのオレンジ色は、吹き付け断熱材の色である。STS -1とSTS-2に使用された最初の2つのタンクは、シャトルが打ち上げ前に発射台に長時間滞在している間にタンクを紫外線から保護するために白く塗装された。 ^[7] NASAの技術者ファルーク・フネイディは、その塗装は実際には断熱材を保護していなかったとNASAに語った。^[8]マーティン・マリエッタ（現在はロッキード・マーティンの一部門）は、 STS-3から錆色の吹き付け断熱材を塗装しないままにすることで重量を減らし、約272 kg（600 ポンド）の軽量化を図った 。^[9]

オリジナルの ET は非公式には標準重量タンク (SWT) として知られており、多くの航空宇宙用途で使用されている高強度アルミニウム銅合金 である2219 アルミニウム合金から製造されました。

STS-4の後、間欠泉防止管を撤去することで数百ポンドの重量が削減されました。この管は酸素供給管と平行しており、液体酸素の循環経路を提供していました。これにより、打ち上げ前の燃料補給 (LOX の充填) 中に供給管に気体酸素が蓄積することが少なくなりました。地上試験と最初の数回のスペース シャトル ミッションからの推進剤充填データが評価された後、後続のミッションでは間欠泉防止管が撤去されました。ET の全長と直径は変更されていません。STS -7で飛行した最後の SWT は、不活性状態で約 77,000 ポンド (35,000 kg) の重量でした。

STS-6ミッションから、軽量 ET (LWT) が導入されました。このタンクはシャトル飛行の大部分で使用され、最後に使用されたのは不運な STS-107ミッションの打ち上げ時でした。タンクの重量は若干異なりますが、それぞれ約 66,000 ポンド (30,000 kg) の不活性重量でした。

SWT の軽量化は、ストリンガー (水素タンクの全長にわたって走る構造補強材) の一部をなくし、補強リングの数を減らし、水素タンクの主要フレームを変更することで実現しました。また、タンクの重要な部分は、厚みを減らすために異なる方法で加工され、ET の後部固体ロケット ブースターアタッチメントの重量は、より強度が高く、軽量で安価なチタン合金を使用することで軽減されました。

超軽量タンク（SLWT）は1998年にSTS-91で初めて飛行し、2つの例外（STS-99とSTS-107）を除くすべてのその後のミッションで使用されました。^[10] SLWTは、タンク構造の大部分にアルミニウム-リチウム合金（Al 2195）を使用していることを除いて、基本的にLWTと同じ設計でした。この合金により、LWTに比べてタンクの重量が大幅に軽減されました（約7,000ポンドまたは3,175 kg）。製造には摩擦攪拌接合技術も含まれていました。SLWT導入後に製造されたすべてのETはこの構成でしたが、1つのLWTは、シャトル時代の終わりまで要求された場合に使用できるように在庫として残されていました。SLWTは、シャトルが国際宇宙ステーションに到達するために必要な性能向上の50％を提供しました。^{[11]重量が軽減されたため、オービターは}ISSの高傾斜軌道にさらに多くのペイロードを運ぶことができました。

SLWT仕様^[10]

• 長さ: 153.8 フィート (46.9 メートル)
• 直径: 27.6 フィート (8.4 メートル)
• 自重: 58,500 ポンド (26,500 kg)
• 総離陸重量: 1,680,000 ポンド (760,000 kg)

LOXタンク

• 長さ: 54.6 フィート (16.6 メートル)
• 直径: 27.6 フィート (8.4 メートル)
• 容積（22 psig時）：19,541.66 立方フィート（146,181.8 米ガロン、553,358 リットル）
• LOX質量（22 psig時）：1,387,457ポンド（629,340 kg）
• 動作圧力: 34.7～36.7 psi (239～253 kPa) (絶対)

インタータンク

• 長さ: 22.6 フィート (6.9 m)
• 直径: 27.6 フィート (8.4 メートル)

LH ₂タンク

• 長さ: 97.0 フィート (29.6 メートル)
• 直径: 27.6 フィート (8.4 メートル)
• 容積（29.3 psig 時）：52,881.61 立方フィート（395,581.9 米ガロン、1,497,440 リットル）
• LH ₂質量 (29.3 psig 時): 234,265 ポンド (106,261 kg)
• 動作圧力: 32～34 psi (220～230 kPa) (絶対)
• 動作温度: −423 °F (−253 °C) ^[11]

外部燃料タンクの請負業者は、ルイジアナ州ニューオーリンズのロッキード・マーティン社（旧マーティン・マリエッタ社）でした。燃料タンクはニューオーリンズのミシュー組立施設で製造され、はしけでケネディ宇宙センターに輸送されました。

ET には、LOX タンク、インタータンク、LH ₂タンクの 3 つの主要構造があります。両方のタンクは、必要に応じてサポート フレームまたは安定フレームを備えたアルミニウム合金スキンで構築されています。タンク間のアルミニウム構造では、安定フレームを備えたスキン ストリンガーを使用します。3 つの構造すべてに使用される主要なアルミニウム材料は、2195 および 2090 合金です。AL 2195は、ロッキード マーティンとレイノルズが極低温貯蔵用に設計した Al-Li 合金です (ET の SLW バージョンに使用されます。以前のバージョンでは Al 2219 ^[13]が使用されていました)。Al 2090 は市販の Al-Li 合金です。

LOXタンクはETの上部^[a]にあり、空気抵抗と空気熱加熱を減らすためにオジーブ形状になっています。オジーブノーズセクションは、取り外し可能な平らなカバープレートとノーズコーンで覆われています。ノーズコーンは、推進システムと電気システムのコンポーネントの空気力学的フェアリングとして機能する、取り外し可能な円錐形のアセンブリで構成されています。ノーズコーンの最も前方の要素は、鋳造アルミニウムの避雷針として機能します。LOXタンクの容量は、22 psi（150 kPa）、-297 °F（90.4 K、-182.8 °C）（極低温） で19,744 cu ft（559.1 m ^{3 ）です。}

タンクは、直径 17 インチ (430 mm) の供給ラインに供給され、この供給ラインは液体酸素をタンク間を通して輸送し、その後 ET の外側の後方右側の ET/オービター分離アンビリカルに輸送します。直径 17 インチ (430 mm) の供給ラインでは、RS-25 が 104% で稼働しているときに液体酸素が約 2,787 ポンド/秒 (75,800 kg/分) で流れるか、最大流量 17,592 米ガロン/分 (1.1099 m ³ /秒) が許容されます。

空力荷重を除くすべての荷重は、タンク間とのボルト締めフランジジョイントインターフェースで LOX タンクから伝達されます。

LOX タンクには、液体の揺れを抑えるための内部スロッシュ バッフルとボルテックス バッフルも含まれています。ボルテックス バッフルは LOX 供給口の上に取り付けられ、揺れによる液体の渦を減らし、供給された LOX にガスが閉じ込められるのを防ぎます。

インタータンクは、LOX タンクと LH ₂タンク間の ET 構造接続です。その主な機能は、SRB からのすべての推力荷重を受け取って分配し、タンク間で荷重を転送することです。

2 つの SRB 前方接続フィッティングは、タンク間構造上に 180° 離れて配置されています。ビームはタンク間構造全体に渡って延長され、接続フィッティングに機械的に固定されています。SRB が発射されると、高応力負荷によりビームが曲がります。これらの負荷はフィッティングに伝達されます。

SRB 取り付け金具に隣接して、主要リング フレームがあります。荷重は金具から主要リング フレームに伝達され、次に接線荷重がタンク間スキンに分散されます。スラスト パネルと呼ばれるタンク間スキンの 2 つのパネルは、集中した SRB 軸方向スラスト荷重を LOX タンクと LH ₂タンク、および隣接するタンク間スキン パネルに分散します。これらの隣接するパネルは、6 つのストリンガー補強パネルで構成されています。

インタータンクは、運用機器を収容する保護区画としても機能します。

LH ₂タンクは ET の下部^[a]です。タンクは 4 つの円筒形のバレル セクション、前方ドーム、後方ドームで構成されています。バレル セクションは 5 つの主要リング フレームで結合されています。これらのリング フレームは荷重を受け、分散します。前方ドーム バレル フレームは、タンク間構造を通じて加えられる荷重を分散し、LH ₂タンクをタンク間に接続するフランジでもあります。後方主要リングは、後方オービター サポート ストラットからのオービター誘発荷重と、後方 SRB サポート ストラットからの SRB 誘発荷重を受けます。残りの 3 つのリング フレームは、オービターの推力荷重と LOX フィードライン サポート荷重を分散します。フレームからの荷重は、バレル スキン パネルを通じて分散されます。 LH ₂タンクの容積は、29.3 psi (202 kPa)、-423 °F (-252.8 °C) (極低温) で 53,488 立方フィート (1,514.6 m ^{3 ) です。}

前方ドームと後方ドームは、同じ修正楕円形です。前方ドームには、LH ₂ベント バルブ、LH _{2加圧ライン フィッティング、および電気フィードスルー フィッティング用の取り付け設備が組み込まれています。後方ドームには、LH 2}フィードライン スクリーンにアクセスするためのマンホール フィッティングと、LH ₂フィードラインのサポート フィッティングがあります。

LH ₂タンクには、スロッシュによる渦流を減らし、送出された LH _{2にガスが閉じ込められるのを防ぐための渦流バッフルも備わっています。バッフルは、LH 2}タンクの後方ドームのすぐ上にあるサイフォン出口にあります。この出口は、タンクから 17 インチ (430 mm) のラインを通って左後方のアンビリカルに液体水素を送ります。液体水素供給ラインの流量は、主エンジンが 104% のとき 465 ポンド/秒 (12,700 kg/分)、最大流量は 47,365 米ガロン/分 (2.9883 m ³ /秒) です。

ET の熱保護システムは、主に吹き付けフォーム 断熱材(SOFI) と、成形済みフォーム片および成形済みアブレータ材料で構成されています。このシステムには、空気の液化を防ぐためのフェノール系断熱材も使用されています。液体水素タンクの取り付けには、露出した金属上での空気の液化を防ぎ、液体水素への熱流入を減らすために、断熱材が必要です。液体酸素の温度が上がると熱要件は減りますが、液体酸素タンクの前部領域のアルミニウムは、空力加熱から保護する必要があります。一方、後部表面の断熱材は、液化した空気がタンク間に溜まるのを防ぎます。酸素タンクの中央のシリンダーと推進剤ラインは、湿気から凝縮した霜の予想される深さには耐えることができますが、オービターは氷の崩壊による損傷には耐えられません。熱保護システムの重量は 4,823 ポンド (2,188 kg) です。

ET の耐熱システムの開発は問題だらけでした。断熱材の適用における異常が頻繁に発生したため、安全上の問題ではなく、例外として扱われました。NASA は、プログラムの全歴史を通じて、飛行中に断熱材の破片が剥がれるのを防ぐのに苦労しました。

• STS-1 コロンビア、1981 年: 乗組員は、オービター外部燃料タンク飛行中に窓から白い物質が流れ落ちるのを報告しました。乗組員は、その大きさを1/4インチ( 6 mm) から拳大と推定しました。着陸後の報告では、不明な場所で断熱材が失われた可能性があり、さまざまな原因により 300 枚のタイルを完全に交換する必要があると説明されています。
• STS-4 コロンビア、1982 年: PAL ランプ損失。40 枚のタイルを完全に交換する必要があります。
• STS-5 コロンビア、1982年: タイル損失率が引き続き高かった。
• STS-7 チャレンジャー、1983年：50×30cm（20×12インチ）のバイポッドランプの損失の写真、数十箇所の損失箇所。^[14]
• STS-27 アトランティス、1988 年: 原因不明の大規模な損失が 1 件発生し、タイル 1 枚が完全に失われました。小規模な損失が数百件発生しました。
• STS-32 コロンビア、1990年：バイポッドランプの損失の写真。直径70cmまでの5箇所の損失とタイルの損傷。^[15]
• STS-50 コロンビア、1992年：バイポッドランプの喪失。20×10×1cmのタイルの損傷。^[15]
• STS-52 コロンビア、1992 年: バイポッド ランプの一部、ジャックパッドが失われました。タイルの跡は合計 290 個、うち 16 個は 1 インチを超えています。
• STS-62 コロンビア、1994年: バイポッドランプの一部が失われました。

1995 年、大気浄化法第 610 条に基づく環境保護庁のCFC 禁止令に従い、機械で吹き付ける大面積のフォームからクロロフルオロカーボン 11 (CFC-11) が撤廃され始めました。その代わりに、HCFC-141bとして知られるハイドロクロロフルオロカーボンが使用が承認され、シャトル プログラムに段階的に導入されました。残りのフォーム、特に手作業で吹き付ける細部部品には、プログラム終了まで CFC-11 が使用され続けました。これらの領域には、問題のあるバイポッドと PAL ランプ、および一部のフィッティングとインターフェイスが含まれます。特にバイポッド ランプについては、「タンクのその部分にフォームを塗布するプロセスは 1993 年以来変更されていませんでした。」^[16] HCFC 141bを含む「新しい」フォームは、 1996年のSTS-79の飛行中にET-82の後部ドーム部分に初めて使用されました。HCFC 141bの使用は、1997年にSTS-86で飛行したET-88から始まり、ETエリア、つまりタンクのより大きな部分に拡大されました。

2003 年 1 月 16 日のSTS-107の打ち上げ中、タンクのバイポッド ランプの 1 つから発泡断熱材が剥がれ、数百マイル/時でスペース シャトル コロンビアの翼の前縁に衝突しました。この衝突により、左翼の前縁にある比較的大きな強化カーボン カーボン パネルが損傷したと考えられています。このパネルはバスケットボールほどの大きさで、数日後の再突入時に過熱したガスが翼の上部構造に入り込みました。この結果、コロンビアは破壊され、乗組員が死亡しました。報告書では、外部燃料タンク ET-93 が「BX-250」で製造されていたと判定されました。これは、発泡剤が新しい HCFC 141b ではなく CFC-11 である密閉フォームです。^[17]

2005年、発泡スチロールの剥離の問題は完全には解決されていなかった。STS -114では、タンクに取り付けられた追加のカメラが、上昇中にタンクのケーブルトレイと加圧ラインの下で不安定な空気の流れを防ぐために設計された突起空気負荷（PAL）ランプの1つから剥離した発泡スチロールの破片を記録した。PALランプは手作業で吹き付けられた発泡スチロールの層で構成されており、破片の発生源となる可能性が高い。その発泡スチロールの破片はオービターに影響を与えなかった。

STS-114ミッションと同時に発表された報告書によると、ET の改造およびアップグレード中に過度に取り扱われたことが、ディスカバリーの飛行再開ミッションでの断熱材の損失の一因となった可能性がある。しかし、その後に 3 回のシャトル ミッション ( STS-121、STS-115、およびSTS-116 ) が実施され、断熱材の損失はすべて「許容できる」レベルであった。しかし、STS-118では、直径約 3.9 インチ (100 mm) の断熱材 (および/または氷) がタンクのフィードライン取り付けブラケットから分離し、後部支柱の 1 つで跳ね返って翼の下側に当たり、2 つのタイルが損傷した。損傷は危険とはみなされなかった。

外部ハードウェア、ET-オービター接続フィッティング、アンビリカルフィッティング、電気および範囲安全システムの重量は 9,100 ポンド (4,100 kg) です。

各推進剤タンクの前端には、通気弁と安全弁があります。この二重機能バルブは、発射前の通気機能のために地上支援装置によって開くことができ、飛行中は液体水素タンクのアレージ（空きスペース）圧力が 38 psi（260 kPa）に達するか、液体酸素タンクのアレージ圧力が 25 psi（170 kPa）に達すると開くことができます。

初期の飛行では、液体酸素タンクの前端に、火工品で作動する独立した推進タンブルベントバルブが取り付けられていました。分離時に液体酸素タンブルベントバルブが開き、分離操作を補助する推進力と、ET の進入時の空気力学をより確実に制御する力が与えられました。タンブルバルブが作動した最後の飛行は STS-36 でした。

後方の外部タンク アンビリカル プレート 2 枚はそれぞれ、オービターの対応するプレートと結合します。プレートは、アンビリカル間の位置合わせを維持するのに役立ちます。アンビリカル プレートの物理的強度は、対応するアンビリカル プレートをボルトで固定することによって得られます。オービターの GPC が外部タンクの分離を命令すると、ボルトは火工品によって切断されます。

ET には、オービター アンビリカルと接続する 5 つの推進剤アンビリカル バルブがあります。2 つは液体酸素タンク用、3 つは液体水素タンク用です。液体酸素タンク アンビリカル バルブの 1 つは液体酸素用で、もう 1 つは気体酸素用です。液体水素タンク アンビリカルには、液体用に 2 つのバルブと気体用に 1 つのバルブがあります。中直径の液体水素アンビリカルは、打ち上げ前の液体水素冷却シーケンスでのみ使用される再循環アンビリカルです。

ET が充填されると、固定されたサービス構造から伸びたアーム上の大口径パイプ上のアンビリカル接続部を通じて、余分な水素ガスが排出される。ET とサービス構造間のこのパイプの接続は、地上アンビリカル キャリア プレート (GUCP) で行われる。水素レベルを測定するためのセンサーも GUCP に設置されている。STS -80、STS-119、STS-127、STS-133のカウントダウンは、この接続部での水素漏れのために停止され、後者のケースでは数週間の遅延を招いた。技術者が問題を検査して修理する前に、タンクを完全に空にし、ヘリウム ガス パージによってすべての水素を除去する必要があり、これは 20 時間のプロセスである。^[18]

固定サービス構造のスイングアームに取り付けられたキャップは、カウントダウン中に ET 上部の酸素タンクの通気口を覆い、打ち上げの約 2 分前に引き込まれます。キャップは、ET 上に大きな氷の堆積物を形成する恐れのある酸素蒸気を吸い上げ、打ち上げ中にオービターの熱保護システムを保護します。

燃料と酸化剤にそれぞれ 4 つずつ、計 8 つの推進剤枯渇センサーがあります。燃料枯渇センサーは燃料タンクの底にあります。酸化剤センサーは、供給ライン切断部の下流にあるオービター液体酸素供給ライン マニホールドに取り付けられています。RS-25 の推進中、オービター汎用コンピューターは、推進剤の使用による機体の瞬間質量を常に計算します。通常、メイン エンジンのカットオフは、事前に設定された速度に基づきますが、燃料センサーまたは酸化剤センサーのいずれか 2 つが乾燥状態を感知すると、エンジンは停止します。

液体酸素センサーの位置は、エンジンで消費される酸化剤の最大量を確保しつつ、酸化剤ポンプが空洞化する(空になる) 前にエンジンを停止するのに十分な時間を確保します。さらに、6:1 の酸化剤と燃料のエンジン混合比に必要な量を超えて、1,100 ポンド (500 kg) の液体水素が積載されます。これにより、枯渇センサーからの遮断が燃料過多になることが保証されます。酸化剤過多のエンジン停止は、エンジン部品の燃焼や深刻な腐食を引き起こし、車両と乗組員の損失につながる可能性があります。

燃料枯渇センサーからの説明のつかない誤った読み取りにより、シャトルの打ち上げが何度か遅れたが、最も顕著なのはSTS-122である。2007年12月18日のタンキングテストで、エラーの原因はセンサー自体の故障ではなく、配線コネクタの故障であることが判明した。^[19]

液体酸素タンクと液体水素タンクの上部にある 4 つの圧力トランスデューサーがアレージ圧力を監視します。

ET には、オービターからタンクと 2 つの SRB に電力を供給し、SRB と ET からの情報をオービターに提供する 2 本の電気コードもあります。

ET には、シャトルに取り付けられたブラケットに外部カメラが取り付けられており、シャトルと ET が分離した後も長時間ビデオデータを送信し続けることができる送信機も搭載されています。

初期の戦車には、必要に応じて戦車の燃料を散布するための射程安全システムが組み込まれていました。これには、バッテリー電源、受信機/デコーダー、アンテナ、兵器が含まれていました。STS -79以降、このシステムは無効化され、 STS-88およびそれ以降のすべての飛行では完全に削除されました。

^{1990年には、外部タンクを月面居住施設[20]}や軌道ステーション^[21]として使用することが提案されました。これらの提案は実現しませんでした。

2011年にスペースシャトルが退役したことに伴い、^[22] NASAはオリオン宇宙船を特徴とするコンステレーション計画を中止し、シャトル由来の2つの打ち上げロケット、有人対応のアレスI乗組員打ち上げロケットと大型貨物アレスV打ち上げロケットのデビューを予定していた。

アレス I とアレス V はどちらも第 1 段に改良された 5 セグメントの固体ロケットブースターを使用する予定でしたが、ET はアレス V の第 1 段とアレス I の第 2 段のベースライン技術として使用される予定でした。比較すると、アレス I の第 2 段には約 26,000 米ガロン (98,000 L) の液体酸素が保持される予定でしたが、ET には 146,000 米ガロン (550,000 L) が保持され、その 5 倍以上の量になります。^{[引用が必要]}

アレスVの第1段には、5基のRS-68ロケットエンジン（デルタIVロケットで使用されているのと同じエンジン）が搭載され、直径は33フィート（10メートル）で、サターンVロケットのS-IC段とS-II段と同じ幅になります。同じ内部ET構成（タンク間構造で分離された別々のLH _{2タンクとLOXタンク）が使用される予定でしたが、LH 2}とLOXの充填と排出を直接受け入れ、シャトルでLH ₂に使用されているものと同様の格納式アームでLOXを排出するように構成されていました。

一方、アレス I の第 2 段では、現在の ET で使用されている吹き付け断熱フォームのみを使用する予定でした。当初はアレス V およびシャトル ET と同様の構成でしたが、NASA は 2006 年に設計レビューを完了した際に、重量とコストを節約するために、共通の隔壁で推進剤を分離した LH _{2 /LOX 複合タンクを使用して第 2 段の内部構造を再構成することを決定しました。この構成は、サターン V ロケットの S-II および}S-IVB段で効果的に使用されました。シャトルで使用されているのと同じ充填/排出/通気構成を使用するアレス V とは異なり、アレス I システムでは、サターン IB およびサターン V ロケットで使用されている従来の充填/排出/通気システムを使用しますが、SRB 点火時にアレス I が期待する「リープ フロッグ」速度のために、アームを素早く引き込む必要があります。^{[引用が必要]}

当初の構想では、アレス I とアレス V は両方とも、改良された「使い捨て」バージョンのRS-25エンジンを使用する予定でしたが、やがて、研究開発費を抑え、NASA のマイケル・D・グリフィン長官が設定した、2011 年までにアレスとオリオンを打ち上げるというスケジュールを守る必要から、NASA は (2006 年のレビューの後)アレス V ではより安価なRS-68エンジンに、アレス I では改良されたJ-2エンジンに切り替えることを決定しました。効率の低い RS-68 への切り替えにより、アレス V は追加の推進剤を収容するために 28.6 フィートから 33 フィート (8.72 メートルから 10.06 メートル) に拡大されました。一方、アレス I は、新しいエンジンの推力が元の RS-25 よりも低いため、J-2X 上段ステージを備えた 5 番目の固体ロケット セグメントを組み込むように再構成されました。このトレードオフにより、NASA は簡素化された高推力の RS-68 エンジン (SSME のように点火および動作するように再構成) を使用することで推定3,500 万ドルを節約できると同時に、Ares I 用の空中始動可能な RS-25 に必要なコストのかかるテストが不要になります。

シャトルから派生した代替機として提案された DIRECTプロジェクトでは、改良された標準直径の外部タンクと 3 基の RS-25 エンジン、2 基の標準 SRBM を乗員用ロケットとして使用していました。同じロケットに 1 基の RS-25 エンジンと EDS 上段を追加して、貨物用ロケットとして使用していました。この計画では、160 億ドルを節約し、NASA の雇用喪失をなくし、シャトル後の有人宇宙飛行のギャップを 5 年以上から 2 年以下に短縮することが計画されていました。^{[引用が必要]}

スペース・ローンチ・システム（SLS）は、2022年11月にアルテミス1号で初飛行した米国の超大型 使い捨てロケットです。

ロケットのコアステージは直径8.4メートル（28フィート）で、4基のRS-25エンジンを組み込んだ主推進システム（MPS）を搭載しています。^{[23] [24]}コアステージは構造的にスペースシャトルの外部燃料タンクに似ており、^{[25] [26]}最初の飛行では、スペースシャトルプログラムから残った改造されたRS-25Dエンジンが使用されます。^[27]その後の飛行では、再利用を目的としないより安価なバージョンのエンジンに切り替えられます。^[28]

MPTA-ETは、アラバマ州ハンツビルにある米国宇宙ロケットセンターでスペースシャトルパスファインダーとともに展示されています。

ET-94（旧バージョンのLWT）はロサンゼルスにあり、2019年にサミュエル・オシン航空宇宙センターがオープンしたときに、カリフォルニア科学センターでスペースシャトルエンデバー^{とともに展示される予定でした。 [30] [31]} 2024年1月15日のプレスリリースでは、ET-94、2つの固体ロケットブースター、およびスペースシャトルエンデバーが連結され、月末までに新しい展示場所に移動される予定であることが発表されました。^[32]

NASAがシャトル計画を終了した時点では、他の3つの外部燃料タンクが生産中だった。ET-139は製造の最終段階にあり、ET-140とET-141は製造の初期段階にあった。^{[33] [34]}

• スペース ローンチ システム(超大型ロケット、これまでに 1 回の飛行があり、さらに飛行が計画されている)
• DIRECT（提案されている大型打ち上げシステム）
• MPTA-ET（STS用外部タンクテスト）
• 再突入する宇宙ゴミのリスト
• 最も重い宇宙船のリスト

• 「外部タンク熱保護システム」NASA Facts Return to Flight Focus Area、アメリカ航空宇宙局、マーシャル宇宙飛行センター、アラバマ州ハンツビル (Pub 8-40392、FS2005-4-10-MSFC、2005 年 4 月)
• アメリカ航空宇宙局。ブースター システム概要。Basic、Rev F、PCN 1。2005 年 4 月 27 日。
• アメリカ航空宇宙局。シャトル システム設計基準。第 1 巻: シャトル性能評価データブック。NSTS 08209、第 1 巻、改訂 B。1999 年 3 月 16 日。

ウィキメディア・コモンズには、スペースシャトルの外部燃料タンクに関連するメディアがあります。

• スペースシャトルの推進力と外部燃料タンクの写真ギャラリー
• YouTubeの「ET カメラから見た STS-115 打ち上げ」
• コロンビア事故調査委員会報告書、第 1 巻、第 3 章「事故分析」、2003 年 8 月
• YouTubeの「STS-125 外部燃料タンクが切り離され、軌道が衰退している様子をシャトル アトランティスから見た様子」
• 「スペースシャトルの外部タンクを宇宙ステーションとして利用 - 研究プロジェクト ペルン」外部タンクから宇宙ステーションを建設するというテーマで 1979 年に発表された受賞歴のある学生論文
• 「外部タンク」。カリフォルニア科学センター。
• 歴史的アメリカ工学記録(HAER) No. TX-116-J、「宇宙輸送システム、外部タンク、リンドン B. ジョンソン宇宙センター、2101 NASA パークウェイ、ヒューストン、ハリス郡、テキサス州」、3 つの実測図