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スペースシャトル外部燃料タンク（ET）は、液体水素燃料と液体酸素酸化剤を収容するスペースシャトル打ち上げロケットの構成要素でした。打ち上げと上昇中、ETは燃料と酸化剤を加圧してオービター内の3基のRS-25メインエンジンに供給しました。ETはメインエンジン停止（MECO）から10秒強後に切り離され、地球の大気圏に再突入しました。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ませんでした。それらはインド洋（直接投入軌道の場合は太平洋）に衝突する前に分解し、航路から離れた場所で分解したため、回収されませんでした。[ 2 ]
外部燃料タンク（ET）はスペースシャトルの中で最大の構成要素であり、搭載時には最も重いものでもあった。ETは主に3つの構成要素から成り立っていた。
外部燃料タンク（ET）は、打ち上げ時のスペースシャトルの「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）とオービターとの接続のための構造的なサポートを提供していました。タンクは、前方の1つの接続ポイント（インタータンクを通るクロスビームを使用）と後方の1つのブラケットで各SRBに接続され、前方の1つの接続バイポッドと後方の2つのバイポッドでオービターに接続されていました。後方の接続エリアには、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基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して伝送されていました。
外部燃料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も可能だったかもしれない。[ 3 ]再利用計画には、宇宙ステーションへの追加居住空間や研究空間の組み込み、惑星間ミッション（火星など）のロケット燃料タンク、軌道上の工場の原材料など、さまざまなものがあった。[ 3 ]
別のコンセプトは、ETを大型ペイロードの貨物運搬車として使用することだった。[ 4 ] 7メートル口径望遠鏡の主鏡をタンクに搭載するという提案もあった。[ 4 ]後部貨物運搬車（ACC）というコンセプトもあった。[ 5 ]
長年にわたり、NASAは全体的な効率を高めるためにETの重量を減らす努力をしてきた。ETの重量が減ったことで、スペースシャトルの貨物輸送能力がほぼ同等に増加した。[ 6 ]
外部燃料タンクのオレンジ色は、吹き付け発泡断熱材の色です。STS -1とSTS-2で使用された最初の2つのタンクは、打ち上げ前にシャトルが発射台に長時間滞在する間に紫外線からタンクを保護するために白く塗装されていました。 [ 7 ] NASAのエンジニアであるファルーク・フネイディは、塗料は実際には発泡材を保護していなかったとNASAに伝えました。[ 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）は、 STS-3から錆色の吹き付け断熱材を塗装せずに残すことで重量を減らし、約272kg （600ポンド）を節約しました。[ 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た。
STS-4の後、アンチガイザーラインを削除することで数百ポンドの重量が削減されました。このラインは酸素供給ラインと並行しており、液体酸素の循環経路を提供していました。これにより、打ち上げ前のタンク充填 (LOX の充填) 中に供給ラインに気体酸素が蓄積されるのが軽減されました。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、アンチガイザーラインは以降のミッションでは削除されました。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、軽量外部燃料タンク（LWT）が導入されました。このタンクはスペースシャトルの飛行の大部分で使用され、最後に使用されたのは悲劇的な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、いずれも不活性状態で約66,000ポンド（30,000kg ）でした。
SWTからの軽量化は、ストリンガー（水素タンクの全長に沿って走る構造補強材）の一部を削除し、補強リングの数を減らし、水素タンク内の主要フレームを改良することによって達成された。また、タンクの大部分を異なる方法で切削加工して厚みを減らし、ETの後部固体ロケットブースター取り付け部の重量は、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 ) を除いて、その後のすべてのミッションで使用されました。[ 10 ] SLWT は基本的に LWT と同じ設計でしたが、タンク構造の大部分にアルミニウム リチウム合金( Al 2195 ) を使用しました。この合金により、タンク重量がLWT に比べて大幅に削減されました (約7,000 ポンドまたは 3,175 kg )。製造には摩擦攪拌溶接技術も含まれていました。SLWT の導入後に製造されたすべての ET はこの構成でしたが、シャトル時代が終わるまで、要求された場合に使用するために 1 つの LWT が在庫として残されました。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 ]重量の削減により、オービターはISS の高傾斜軌道により多くのペイロードを運ぶことができました。
SLWTの仕様[ 10 ]
液体酸素タンク
インタータンク
LH 2タンク
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）であった。タンクはニューオーリンズのミショー組立施設で製造され、はしけでケネディ宇宙センターまで輸送された。
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成されています。インタータンクのアルミニウム構造は、安定フレームを備えたスキン ストリンガーを使用しています。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 バージョンで使用されています - 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 ]に位置し、空気抵抗と空力熱加熱を低減する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力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。ノーズコーンの最前部は、鋳造アルミニウム製の避雷針として機能します。LOXタンクの容積は、22 psi (150 kPa)および-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)の供給ラインに接続され、液体酸素はインタータンクを通って ET の外側に送られ、後部右側の ET/オービター切断アンビリカルに送られます。直径17インチ (430 mm)の供給ラインは、RS-25 が 104% で動作している場合、約2,787 lb/s (75,800 kg/分)の液体酸素を流すことができ、最大流量は17,592 US gal/min (1.1099 m 3 /s)になります。
空力荷重を除くすべての荷重は、ボルト締めされたフランジ接合部を介してLOXタンクからインタータンクに伝達される。
LOXタンクには、流体の揺れを抑制するための内部スロッシングバッフルとボルテックスバッフルも備えられています。ボルテックスバッフルはLOX供給口の上に設置され、スロッシングによって生じる流体の旋回を低減し、供給されるLOXへのガスの混入を防ぎます。
インタータンクは、液体酸素タンクと液体水素タンクをつなぐ外部構造部材です。その主な機能は、固体ロケットブースター（SRB）からのすべての推力荷重を受け入れて分配し、タンク間で荷重を伝達することです。
2つのSRB前方取り付け金具は、インタータンク構造上で180°離れて配置されている。梁がインタータンク構造を横断するように伸びており、取り付け金具に機械的に固定されている。SRBが点火すると、高い応力負荷により梁がたわむ。これらの負荷は取り付け金具に伝達される。
SRB取り付け金具に隣接して、メインリングフレームが配置されている。荷重は金具からメインリングフレームに伝達され、そこから接線方向の荷重がインタータンクスキンに分配される。インタータンクスキンの2つのパネル（推力パネルと呼ばれる）は、集中した軸方向のSRB推力荷重をLOXタンク、LH2タンク、および隣接するインタータンクスキンパネルに分配する。これらの隣接パネルは、6つのストリンガー補強パネルで構成されている。
中間タンクは、運転計器類を収納するための保護区画としても機能する。
LH 2タンクは、ET の底部[ a ]部分です。タンクは、4 つの円筒形のバレルセクション、前方ドーム、および後方ドームで構成されています。バレルセクションは、5 つの主要なリングフレームで接続されています。これらのリングフレームは、荷重を受け、分散します。前方ドームとバレルをつなぐフレームは、インタータンク構造を通して加えられる荷重を分散し、LH 2タンクをインタータンクに取り付けるためのフランジでもあります。後方の主要リングは、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起荷重と、後方SRBサポートストラットからのSRB誘起荷重を受けます。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供給ラインの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して分散されます。 LH 2タンクの容積は、29.3 psi (202 kPa)および−423 °F (−252.8 °C) (極低温)において、53,488立方フィート (1,514.6 m 3 )である。
前部ドームと後部ドームは、いずれも同じ修正楕円形形状をしている。前部ドームには、LH 2ベントバルブ、LH 2加圧ライン継手、および電気フィードスルー継手を取り付けるための取り付け部が設けられている。後部ドームには、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継手と、LH 2フィードラインを支えるための支持継手が設けられている。
LH 2タンクには、スロッシングによる渦流を低減し、供給される LH 2にガスが混入するのを防ぐための渦流バッフルも備えられています。バッフルは、LH 2タンクの後部ドームのすぐ上にあるサイフォン出口に配置されています。この出口は、タンクから17 インチ (430 mm)のラインを通して左後部アンビリカルに液体水素を供給します。液体水素供給ラインの流量は、主機関が 104% で465 lb/s (12,700 kg/分)であり、最大流量は47,365 US gal/min (2.9883 m 3 /s)です。
ETの熱保護システムは、主にスプレーオンフォーム断熱材（SOFI）と、成形済みのフォームピースおよび成形済みのアブレーション材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の使用も含まれています。液体水素タンクの取り付け部には、露出した金属上での空気の液化を防ぎ、液体水素への熱の流れを減らすために断熱材が必要です。液体酸素は温度が高いため熱要件は少なくなりますが、液体酸素タンクの前部にある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、液化空気がインタータンクに溜まるのを防ぎます。酸素タンクの中央シリンダーと推進剤ラインは、湿度から凝縮した霜の蓄積の予想される深さに耐えることができますが、オービターは氷が剥がれ落ちることによる損傷に耐えることができません。熱保護システムの重量は4,823ポンド（2,188 kg）です。
ETの熱保護システムの開発は困難を極めた。発泡材の塗布における異常が頻繁に発生したため、安全上の事故ではなく、単なる不具合として扱われた。NASAは、このプログラムの全期間を通して、飛行中に発泡材の破片が剥がれ落ちるのを防ぐのに苦労した。
1995年、環境保護庁が大気浄化法第610条に基づきCFCの使用を禁止したことを受け、広範囲に機械で吹き付ける発泡体からクロロフルオロカーボン11 （CFC-11）の使用が段階的に廃止された。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認可され、シャトル計画に段階的に導入された。残りの発泡体、特に手作業で吹き付けられた細部の部品には、計画終了までCFC-11が引き続き使用された。これらの箇所には、問題のある二脚とPALランプ、および一部の継手とインターフェースが含まれる。特に二脚ランプについては、「タンクのその部分への発泡体の塗布方法は1993年以来変更されていない」。[ 16 ] HCFC 141b を含む「新しい」フォームは、1996 年のSTS-79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 年のSTS -86で飛行した ET-88 から ETs 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、燃料タンクの二脚ランプの1つから発泡断熱材の破片が剥がれ落ち、スペースシャトル・コロンビアの翼の前縁に数百マイル毎時で衝突した。この衝突により、左翼の前縁にある比較的大きな強化炭素炭素パネルが損傷したと考えられており、その大きさはバスケットボールくらいとみられ、数日後の再突入時に超高温ガスが翼の上部構造内に侵入した。その結果、コロンビアは破壊され、乗組員は全員死亡した。報告書では、外部燃料タンクET-93は「BX-250で製造された」と結論付けられており、これは発泡剤がCFC-11であり、新しいHCFC 141bではない密閉発泡体である。[ 17 ]
2005年当時、発泡材の剥離問題は完全には解決されておらず、STS-114ミッションでは、燃料タンクに取り付けられた追加カメラが、上昇中に燃料タンクのケーブルトレイや加圧ラインの下の不安定な空気の流れを防ぐために設計された突起部空気負荷（PAL）ランプから剥離した発泡材の破片を記録した。PALランプは手作業で吹き付けられた発泡材の層で構成されており、破片の発生源になりやすい。この発泡材の破片はオービターには衝突しなかった。
STS-114ミッションと同時に発表された報告書では、ディスカバリー号の飛行再開ミッションにおける発泡材の損失は、改造およびアップグレード中のETの過剰な取り扱いが原因だった可能性があると示唆されている。しかし、その後3回のシャトルミッション（ STS-121、STS-115、STS-116）が実施され、いずれも「許容範囲内」の発泡材損失であった。しかし、STS-118では、タンクの給水ライン取り付けブラケットから直径約3.9インチ（100mm ）の発泡材（および/または氷）の破片が後部支柱の1つに跳ね返り、翼の下面に衝突して2枚のタイルを損傷した。この損傷は危険とはみなされなかった。
外部ハードウェア、ET-オービター接続金具、アンビリカル金具、電気およびレンジ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、ベントバルブとリリーフバルブが備えられています。この二重機能バルブは、打ち上げ前に地上支援機器によってベント機能のために開くことができ、飛行中は液体水素タンクの空隙圧力が38psi（260kPa）に達したとき、または液体酸素タンクの空隙圧力が25psi （170kPa ）に達したときに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、火工品で作動する推進式タンブルベントバルブが別個に備えられていた。分離時には、この液体酸素タンブルベントバルブが開かれ、分離操作を補助する推進力と、外部燃料タンク（ET）の大気圏突入時の空力特性をより確実に制御する推進力が得られた。タンブルバルブが作動した最後の飛行はSTS-36であった。
後部外部燃料タンクの2つのアンビリカルプレートはそれぞれ、オービターの対応するプレートと嵌合する。これらのプレートは、アンビリカル間の位置合わせを維持するのに役立つ。アンビリカルプレートの物理的な強度は、対応するアンビリカルプレート同士をボルトで固定することによって確保される。オービターのGPC（地上管制センター）が外部燃料タンクの分離を指示すると、火工品によってボルトが切断される。
外部燃料タンク（ET）には、オービターのアンビリカルと接続する推進剤アンビリカルバルブが5つあります。液体酸素タンク用が2つ、液体水素タンク用が3つです。液体酸素タンクのアンビリカルバルブのうち1つは液体酸素用、もう1つは気体酸素用です。液体水素タンクのアンビリカルには、液体用バルブが2つ、気体用バルブが1つあります。中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中にのみ使用される再循環用アンビリカルです。
ETが満たされると、余分な水素ガスは、固定サービス構造から伸びるアーム上の大径パイプを介してアンビリカル接続部から排出されます。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）で行われます。GUCPには、水素レベルを測定するためのセンサーも設置されています。STS -80、STS-119、STS-127、STS-133のカウントダウンは、この接続部からの水素漏れにより停止され、後者の場合は数週間の遅延が発生しました。技術者が問題を検査および修理する前に、タンクを完全に空にしてヘリウムガスパージによりすべての水素を除去する必要があり、これは20時間のプロセスです。[ 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、カウントダウン中は外部燃料タンク上部の酸素タンクの通気口を覆い、打ち上げ約2分前に格納される。このキャップは、外部燃料タンク上に大きな氷の塊を形成する恐れのある酸素蒸気を吸い出すことで、打ち上げ中のオービターの熱保護システムを保護する。
推進剤枯渇センサーは8個あり、燃料用と酸化剤用がそれぞれ4個ずつです。燃料枯渇センサーは燃料タンクの底部に設置されています。酸化剤センサーは、オービターの液体酸素供給ラインマニホールドの供給ライン切断部の下流に取り付けられています。RS-25エンジンの推力発生中、オービターの汎用コンピュータ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、メインエンジンの停止は所定の速度に基づいて行われますが、燃料センサーまたは酸化剤センサーのいずれか2つがドライ状態を検知した場合、エンジンは停止されます。
液体酸素センサーの配置は、エンジン内で消費される酸化剤の最大量を確保しつつ、酸化剤ポンプが空運転（キャビテーション）する前にエンジンを停止させるのに十分な時間を確保できるように設計されています。さらに、6:1の酸化剤と燃料の混合比で必要とされる量に加えて、1,100ポンド（500kg ）の液体水素が搭載されています。これにより、枯渇センサーによる停止が燃料過剰状態になることが保証されます。酸化剤過剰状態でエンジンを停止させると、エンジン部品の燃焼や深刻な浸食が発生し、車両と乗員の喪失につながる可能性があります。
燃料消費センサーからの説明のつかない誤った読み取りにより、スペースシャトルの打ち上げが何度か遅延し、特にSTS-122が遅延した。2007年12月18日に行われた燃料注入試験により、エラーの原因はセンサー自体の故障ではなく、配線コネクタの不具合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設置された4つの圧力変換器が、タンク内の空隙圧力を監視する。
ETには、オービターからタンクと2基の固体燃料ロケットブースター（SRB）へ電力を供給する2本の電気ケーブルがあり、SRBとETからの情報をオービターに伝達する役割も担っている。
ET（外部探査機）には、スペースシャトルに取り付けられたブラケットに外部カメラが搭載されており、スペースシャトルとETが分離した後も長時間にわたり映像データを送信し続けることができる送信機も備えている。
初期のロケット弾には、必要に応じて燃料を分散させるための射程安全システムが組み込まれていた。このシステムには、バッテリー電源、受信機／デコーダー、アンテナ、および弾薬が含まれていた。STS -79以降、このシステムは無効化され、STS-88以降のすべての飛行では完全に撤去された。
1990年には、外部タンクを月面居住施設[ 20 ]または軌道ステーション[ 21 ]として使用することが提案されたが、これらの提案は実現しなかった。
2011年にスペースシャトルが退役したことで、[ 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、有人打ち上げロケットのアレスIと大型貨物打ち上げロケットのアレスVのデビューも予定していた。
アレスIとアレスVはどちらも第1段に改良型5セグメント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段の基本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リットル）の液体酸素が搭載される予定でしたが、ETには146,000米ガロン（550,000リットル）が搭載され、その5倍以上の量でした。
アレスVロケットの第1段は、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たものと同じエンジン）を搭載し、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およびS-II段と同じ幅となる予定だった。内部の外部燃料タンク構成はサターンVロケットと同じ（液体水素タンクと液体酸素タンクがインタータンク構造で分離されている）となる予定だったが、液体水素と液体酸素の充填と排出を直接行えるように構成され、さらにシャトルで液体水素用に使用されているような格納式アームで液体酸素を排出する機能も備えていた。
一方、アレスIの第2段は、ETの吹き付け断熱フォームのみを使用する予定だった。当初はアレスVやシャトルETと同様の構成だったが、NASAは2006年に設計レビューを完了し、共通の隔壁で推進剤を分離したLH2/LOXタンクを併用することで、第2段の内部構造を再構成することを決定した。これは、サターンVロケットのS-IIおよびS-IVB段で以前に成功した構成であり、重量とコストを削減するために行われた。シャトルで使用されたのと同じ充填/排出/ベント構成を使用する予定だったアレスVとは異なり、アレスIシステムは、サターンIBおよびサターンVロケットで使用された従来の充填/排出/ベントシステムを使用する予定だったが、SRB点火時にアレスIが期待する「飛び跳ねる」速度のため、アームが素早く引き込まれるようになっている。
当初の構想では、アレスIとアレスVの両方で、 RS-25エンジンの改良型「使い捨て」バージョンを使用する予定でしたが、研究開発費を抑え、NASA長官マイケル・D・グリフィンが設定した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維持する必要性から、NASAは（2006年のレビュー後）アレスVにはより安価なRS-68エンジンを、アレスIには改良型J-2エンジンを使用することを決定しました。効率の低いRS-68への変更により、アレスVは必要な追加推進剤に対応するために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、アレスIは新しいエンジンが元のRS-25よりも推力が低いため、J-2X上段とともに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RS-68エンジン（SSMEと同様の点火・性能を発揮するように再構成されたもの）を使用することで、推定3500万米ドルを節約できる一方、アレスI用の空中始動可能なRS-25に必要な高額な試験を省略できる。
シャトルをベースとした代替機として提案されたDIRECT計画では、標準径の外部燃料タンクを改造し、RS-25エンジン3基と標準型短距離弾道ミサイル（SRBM）2基を搭載して有人打ち上げ機として使用する予定だった。同じ機体にRS-25エンジンを1基追加し、EDS上段ロケットを搭載すれば貨物打ち上げ機として使用される予定だった。この計画では、160億ドルのコスト削減、NASAの雇用喪失の回避、そしてシャトル後の有人宇宙飛行の空白期間を5年以上から2年以下に短縮することが期待されていた。
スペース・ローンチ・システム（SLS）は、アメリカ合衆国が開発した超大型使い捨てロケットであり、2022年11月にアルテミス1号で初飛行を行った。
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エンジンを搭載した主推進システム（MPS）を備えています。[ 23 ] [ 24 ]コアステージはスペースシャトルの外部燃料タンクと構造的に類似しており、[ 25 ] [ 26 ]初期の飛行ではスペースシャトル計画で余った改良型RS-25Dエンジンが使用されます。[ 27 ]後期の飛行では、再利用を目的としない安価なバージョンのエンジンに切り替わります。[ 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る。
ET-94（旧バージョンLWT）はロサンゼルスにあり、2019年にはサミュエル・オシン航空宇宙センターが開館した際に、スペースシャトル・エンデバーと共にカリフォルニア科学センターに展示される予定だった。 [ 30 ] [ 31 ] 2024年1月15日、プレスリリースでET-94、2基の固体ロケットブースター、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へ移動される予定であることが発表された。 [ 32 ]
製造が中止された時点で、他の3つの外部タンクが準備中だった。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る。[ 33 ] [ 34 ]