Внешний бак Space Shuttle ( ET ) был компонентом ракеты-носителя Space Shuttle , которая содержала жидкое водородное топливо и жидкий кислородный окислитель . Во время старта и подъема он подавал топливо и окислитель под давлением к трем основным двигателям RS-25 на орбитальном аппарате . ET был сброшен чуть более чем через 10 секунд после выключения основного двигателя (MECO) и снова вошел в атмосферу Земли. В отличие от твердотопливных ракетных ускорителей , внешние баки не использовались повторно. Они разрушились до удара в Индийском океане (или Тихом океане в случае траекторий запуска с прямым выведением), вдали от судоходных путей и не были восстановлены. [2]
ET был самым большим элементом Space Shuttle, а при загрузке он был и самым тяжелым. Он состоял из трех основных компонентов:
ET был «хребтом» шаттла во время запуска, обеспечивая структурную поддержку для крепления с твердотопливными ракетными ускорителями (SRB) Space Shuttle и орбитальным аппаратом. Бак был соединен с каждым SRB в одной передней точке крепления (с помощью поперечной балки через промежуточный бак) и одном заднем кронштейне, и он был соединен с орбитальным аппаратом в одной передней сошке крепления и двух кормовых сошках. В области заднего крепления также были шлангокабели , которые переносили жидкости , газы , электрические сигналы и электроэнергию между баком и орбитальным аппаратом. Электрические сигналы и элементы управления между орбитальным аппаратом и двумя твердотопливными ракетными ускорителями также проходили через эти шлангокабели.
Хотя внешние баки всегда выбрасывались, их можно было повторно использовать на орбите. [3] Планы по повторному использованию варьировались от включения в состав космической станции в качестве дополнительного жилого или исследовательского пространства, в качестве топливных баков для ракет для межпланетных миссий (например, на Марс) до сырья для орбитальных заводов. [3]
Другая концепция заключалась в использовании ET в качестве грузового носителя для крупногабаритных грузов. [4] Одно из предложений состояло в том, чтобы перевозить вместе с танком главное зеркало 7-метрового телескопа. [4] Другая концепция заключалась в кормовом грузовом носителе (ACC). [5]
На протяжении многих лет НАСА работало над уменьшением веса ET, чтобы повысить общую эффективность. Уменьшение веса ET привело к почти равноценному увеличению грузоподъемности Space Shuttle. [6]
Оранжевый цвет внешнего бака, который стал символом программы Space Shuttle, — это цвет напыляемой пенной изоляции. Первые два бака, использовавшиеся для STS-1 и STS-2 , были окрашены в белый цвет для защиты баков от ультрафиолетового излучения в течение длительного времени, которое шаттл проводил на стартовой площадке перед запуском. [7] Инженер NASA Фарук Хунейди сообщил агентству, что краска на самом деле не защищала пену. [8] Мартин Мариетта (теперь часть Lockheed Martin ) уменьшил вес, оставив ржавую напыляемую изоляцию неокрашенной, начиная с STS-3 , что позволило сэкономить около 272 кг (600 фунтов ). [9]
Оригинальный ET неофициально известен как Standard Weight Tank (SWT) и был изготовлен из алюминиевого сплава 2219 — высокопрочного алюминиево-медного сплава, используемого во многих аэрокосмических приложениях.
После STS-4 несколько сотен фунтов были устранены путем удаления линии антигейзера. Эта линия шла параллельно линии подачи кислорода, обеспечивая путь циркуляции жидкого кислорода. Это уменьшает накопление газообразного кислорода в линии подачи во время предстартовой заправки (загрузки LOX). После оценки данных по загрузке топлива из наземных испытаний и первых нескольких миссий Space Shuttle линия антигейзера была удалена для последующих миссий. Общая длина и диаметр ET остались неизменными. Последний SWT, полетевший на STS-7 , весил приблизительно 77 000 фунтов (35 000 кг) инертного.
Начиная с миссии STS-6 , был введен легкий ET (LWT). Этот бак использовался для большинства полетов шаттлов и в последний раз использовался во время запуска злополучной миссии STS-107 . Хотя баки немного различаются по весу, каждый весил приблизительно 66 000 фунтов (30 000 кг) инертного.
Снижение веса SWT было достигнуто за счет устранения частей стрингеров (структурных ребер жесткости, проходящих по всей длине водородного бака), использования меньшего количества колец жесткости и модификации основных шпангоутов в водородном баке. Кроме того, значительные части бака были фрезерованы по-другому, чтобы уменьшить толщину, а вес хвостовых твердотопливных ракетных ускорителей ET был уменьшен за счет использования более прочного, но более легкого и менее дорогого титанового сплава.
Сверхлегкий бак (SLWT) впервые был поднят в воздух в 1998 году на STS-91 и использовался во всех последующих миссиях за двумя исключениями ( STS-99 и STS-107 ). [10] SLWT имел в основном ту же конструкцию, что и LWT, за исключением того, что он использовал алюминиево-литиевый сплав ( Al 2195 ) для большей части конструкции бака. Этот сплав обеспечил значительное снижение веса бака (около 7000 фунтов или 3175 кг) по сравнению с LWT. Производство также включало технологию сварки трением с перемешиванием . Хотя все ET, произведенные после внедрения SLWT, имели эту конфигурацию, один LWT оставался на складе для использования по запросу до конца эпохи шаттлов. SLWT обеспечивал 50% прироста производительности, необходимого для достижения шаттлом Международной космической станции . [11] Снижение веса позволило Orbiter нести больше полезной нагрузки на сильно наклоненную орбиту МКС .
Технические характеристики SLWT [10]
бак с жидким кислородом
Интертанк
Танк LH 2
Подрядчиком по внешнему баку была компания Lockheed Martin (ранее Martin Marietta ), Новый Орлеан, Луизиана. Бак был изготовлен на заводе Michoud Assembly Facility , Новый Орлеан , и доставлен в Космический центр Кеннеди на барже .
ET имеет три основные структуры: бак LOX, промежуточный бак и бак LH 2. Оба бака изготовлены из обшивки из алюминиевого сплава с опорными или стабилизирующими шпангоутами по мере необходимости. Алюминиевая конструкция промежуточного бака использует стрингеры обшивки со стабилизирующими шпангоутами. Основными алюминиевыми материалами, используемыми для всех трех структур, являются сплавы 2195 и 2090. AL 2195 — это сплав Al-Li, разработанный Lockheed Martin и Reynolds для хранения криогеники (и используемый для версии ET SLW — более ранние версии использовали Al 2219 [13] ). Al 2090 — это коммерчески доступный сплав Al-Li.
Бак LOX расположен в верхней части [a] ET и имеет оживальную форму для снижения аэродинамического сопротивления и аэротермодинамического нагрева. Оживальная носовая часть закрыта плоской съемной крышкой и носовым конусом . Носовой конус состоит из съемной конической сборки, которая служит аэродинамическим обтекателем для компонентов двигательной установки и электрической системы. Передовой элемент носового конуса функционирует как литой алюминиевый громоотвод. Объем бака LOX составляет 19 744 куб. фута (559,1 м 3 ) при 22 фунтах на квадратный дюйм (150 кПа) и -297 °F (90,4 K; -182,8 °C) ( криогенный ).
Бак подается в линию подачи диаметром 17 дюймов (430 мм), которая транспортирует жидкий кислород через промежуточный бак, затем наружу ET к заднему правому разъединительному шлангокабелю ET/орбитального аппарата. Линия подачи диаметром 17 дюймов (430 мм) позволяет жидкому кислороду течь со скоростью приблизительно 2787 фунтов/с (75 800 кг/мин) при работе RS-25 на 104% или обеспечивает максимальный поток 17 592 галлона США/мин (1,1099 м 3 /с).
Все нагрузки, за исключением аэродинамических, передаются от бака с жидким кислородом через болтовое фланцевое соединение с промежуточным баком.
Бак LOX также включает в себя внутреннюю перегородку для плескания и вихревую перегородку для гашения плескания жидкости. Вихревая перегородка устанавливается над выпускным отверстием подачи LOX для уменьшения завихрения жидкости, возникающего из-за плескания, и для предотвращения захвата газов в подаваемом LOX.
Промежуточный бак — это структурное соединение ET между баками LOX и LH 2. Его основные функции — принимать и распределять все осевые нагрузки от SRB и передавать нагрузки между баками.
Два передних крепления SRB расположены на 180° друг от друга на межбаковой конструкции. Балка простирается через межбаковую конструкцию и механически крепится к креплениям. Когда SRB стреляют, балка будет изгибаться из-за высоких нагрузок. Эти нагрузки будут передаваться на фитинги.
К креплению SRB примыкает основная кольцевая рама. Нагрузки передаются от арматуры к основной кольцевой раме, которая затем распределяет тангенциальные нагрузки на межбаковую обшивку. Две панели межбаковой обшивки, называемые упорными панелями, распределяют концентрированные осевые осевые нагрузки SRB на баки LOX и LH 2 и на соседние панели межбаковой обшивки. Эти соседние панели состоят из шести панелей, укрепленных стрингерами.
Промежуточный бак также выполняет функцию защитного отсека для размещения эксплуатационных приборов.
Бак LH 2 является нижней [a] частью ET. Бак состоит из четырех цилиндрических секций ствола, переднего купола и заднего купола. Секции ствола соединены вместе пятью основными кольцевыми рамами. Эти кольцевые рамы принимают и распределяют нагрузки. Передняя рама купол-ствол распределяет нагрузки, приложенные через межбаковую конструкцию, а также является фланцем для крепления бака LH 2 к межбаковому. Заднее основное кольцо принимает нагрузки, вызванные орбитальным аппаратом, от задних опорных стоек орбитального аппарата и нагрузки, вызванные SRB, от задних опорных стоек SRB. Остальные три кольцевых рамы распределяют нагрузки тяги орбитального аппарата и опорные нагрузки линии подачи LOX. Затем нагрузки от рам распределяются через панели обшивки ствола. Объем резервуара LH 2 составляет 53 488 кубических футов (1 514,6 м 3 ) при давлении 29,3 фунта на квадратный дюйм (202 кПа) и температуре -423 °F (-252,8 °C) (криогенная).
Передний и задний купола имеют одинаковую модифицированную эллипсоидальную форму. Для переднего купола предусмотрены монтажные приспособления для выпускного клапана LH 2 , фитинга линии наддува LH 2 и электрического проходного фитинга. Задний купол имеет смотровой люк для доступа к экрану линии подачи LH 2 и опорный фитинг для линии подачи LH 2 .
Бак LH 2 также имеет вихревой дефлектор для уменьшения завихрения, возникающего из-за плескания, и для предотвращения захвата газов в подаваемом LH 2. Дефлектор расположен на выходе сифона чуть выше кормового купола бака LH 2. Этот выход передает жидкий водород из бака через линию 17 дюймов (430 мм) в левый кормовой шлангокабель. Расход жидкого водорода в линии подачи составляет 465 фунтов/с (12 700 кг/мин) при работе главных двигателей на 104% или максимальном расходе 47 365 галлонов США/мин (2,9883 м 3 /с).
Система тепловой защиты ET в основном состоит из напыляемой пенной изоляции (SOFI), а также предварительно сформированных пенопластовых деталей и предварительно формованных абляционных материалов. Система также включает использование фенольных теплоизоляторов для предотвращения сжижения воздуха. Тепловые изоляторы требуются для креплений бака с жидким водородом, чтобы предотвратить сжижение воздуха на открытом металле и уменьшить поток тепла в жидкий водород. В то время как более теплый жидкий кислород приводит к меньшим тепловым требованиям, алюминий передних областей бака с жидким кислородом требует защиты от воздушного нагрева . Между тем, изоляция на кормовых поверхностях предотвращает скопление сжиженного воздуха в промежуточном баке. Средний цилиндр кислородного бака и топливопроводы могли бы выдерживать ожидаемые глубины накопления инея, конденсирующегося из влажности, но орбитальный аппарат не мог выдержать повреждений от освобождения льда. Система тепловой защиты весит 4823 фунта (2188 кг).
Разработка системы тепловой защиты ET была проблематичной. Аномалии в применении пены были настолько частыми, что их считали отклонениями, а не инцидентами безопасности. NASA испытывало трудности с предотвращением отрыва фрагментов пены во время полета за всю историю программы:
В 1995 году хлорфторуглерод-11 (CFC-11) начали изымать из крупногабаритных машинно-распыляемых пен в соответствии с запретом Агентства по охране окружающей среды на CFC в соответствии с разделом 610 Закона о чистом воздухе . Вместо него был сертифицирован для использования и поэтапно введен в программу шаттла гидрохлорфторуглерод, известный как HCFC-141b . Оставшиеся пены, особенно детали, распыляемые вручную, продолжали использовать CFC-11 до конца программы. К этим областям относятся проблемные двуноги и рампы PAL, а также некоторые фитинги и интерфейсы. В частности, для рампы двуноги «процесс нанесения пены на эту часть бака не менялся с 1993 года». [16] «Новая» пена, содержащая HCFC 141b, была впервые использована в задней части купола ET-82 во время полета STS-79 в 1996 году. Использование HCFC 141b было распространено на область ETs или на большие части бака, начиная с ET-88, который совершил полет STS-86 в 1997 году.
Во время старта STS-107 16 января 2003 года кусок пенопластовой изоляции оторвался от одной из рамп двуноги бака и ударился о переднюю кромку крыла космического челнока Columbia на скорости в несколько сотен миль в час. Считается, что удар повредил одну сравнительно большую армированную углерод-углеродную панель на передней кромке левого крыла, которая, как полагают, была размером с баскетбольный мяч, что затем позволило перегретому газу проникнуть в надстройку крыла несколько дней спустя во время входа в атмосферу. Это привело к разрушению Columbia и потере его экипажа. В отчете было установлено, что внешний топливный бак ET-93 «был изготовлен из BX-250», пены для закрытия, вспенивающим агентом которой был CFC-11, а не более новый HCFC 141b. [17]
В 2005 году проблема сбрасывания пены не была полностью решена; на STS-114 дополнительные камеры, установленные на баке, зафиксировали кусок пены, отделившийся от одной из его рамп Protuberance Air Load (PAL), которые предназначены для предотвращения неравномерного потока воздуха под кабельными лотками бака и линиями наддува во время подъема. Рампы PAL состоят из вручную распыляемых слоев пены и с большей вероятностью станут источником мусора. Этот кусок пены не задел орбитальный аппарат.
Отчеты, опубликованные одновременно с миссией STS-114 , предполагают, что чрезмерное обращение с ET во время модификации и модернизации могло способствовать потере пены во время миссии Discovery Return to Flight. Однако позже были проведены три миссии шаттлов ( STS-121 , STS-115 и STS-116 ), все с «приемлемыми» уровнями потери пены. Однако на STS-118 кусок пены (и/или льда) диаметром около 3,9 дюйма (100 мм) отделился от кронштейна крепления линии подачи на баке, срикошетил от одной из задних стоек и ударился о нижнюю часть крыла, повредив две плитки. Повреждение не было признано опасным.
.jpg/1280px-STS-116_PreLaunch_(NASA_KSC-06PD-2670).jpg)
Внешнее оборудование, соединительные элементы для орбитального аппарата и космического корабля, соединительные элементы для кабелей, а также электрическая и дальная система безопасности весят 9100 фунтов (4100 кг).
Каждый топливный бак имеет выпускной и предохранительный клапан на переднем конце. Этот двухфункциональный клапан может быть открыт наземным вспомогательным оборудованием для выпускной функции во время предстартовой подготовки и может открываться во время полета, когда давление незаполненного пространства (пустого пространства) бака с жидким водородом достигает 38 фунтов на квадратный дюйм (260 кПа) или давление незаполненного пространства бака с жидким кислородом достигает 25 фунтов на квадратный дюйм (170 кПа).
На ранних полетах бак с жидким кислородом содержал отдельный, пиротехнический , пропульсивный клапан сброса давления на переднем конце. При разделении клапан сброса давления жидкого кислорода открывался, обеспечивая импульс для помощи в маневре разделения и более надежного управления аэродинамикой входа ET. Последний полет с активным клапаном сброса давления был STS-36.
Каждая из двух задних внешних пластин шлангокабеля бака сопрягается с соответствующей пластиной на орбитальном аппарате. Пластины помогают поддерживать выравнивание между шлангокабелями. Физическая прочность на пластинах шлангокабеля обеспечивается путем скрепления болтами соответствующих пластин шлангокабеля вместе. Когда GPC орбитального аппарата отдают команду на отделение внешнего бака, болты разрываются пиротехническими устройствами.
ET имеет пять клапанов шлангокабелей для топлива, которые взаимодействуют с шлангокабелями орбитального аппарата: два для бака с жидким кислородом и три для бака с жидким водородом. Один из клапанов шлангокабеля бака с жидким кислородом предназначен для жидкого кислорода, другой для газообразного кислорода. Шлангокабеля бака с жидким водородом имеет два клапана для жидкости и один для газа. Шлангокабеля жидкого водорода промежуточного диаметра представляет собой рециркуляционный шлангокабель, используемый только во время последовательности охлаждения жидкого водорода во время предстартовой подготовки.
По мере заполнения ET избыточный газообразный водород выпускается через шлангокабельные соединения по трубе большого диаметра на рукаве, выдвинутом из стационарной сервисной конструкции. Соединение этой трубы между ET и сервисной конструкцией осуществляется на наземной несущей плите шлангокабеля (GUCP). Датчики также установлены на GUCP для измерения уровня водорода. Обратные отсчеты STS-80 , STS-119 , STS-127 и STS-133 были остановлены и привели к нескольким недельным задержкам в более поздних случаях из-за утечек водорода в этом соединении. Это требует полного опорожнения баков и удаления всего водорода посредством продувки гелием, 20-часовой процесс, прежде чем техники смогут осмотреть и устранить проблемы. [18]
Крышка, установленная на поворотном рычаге на фиксированной сервисной конструкции, закрывает вентиляционное отверстие кислородного бака наверху ET во время обратного отсчета и убирается примерно за две минуты до старта. Крышка откачивает пары кислорода, которые могут образовать большие скопления льда на ET, тем самым защищая систему тепловой защиты орбитального аппарата во время запуска.
Имеется восемь датчиков истощения топлива, по четыре для топлива и окислителя. Датчики истощения топлива расположены в нижней части топливного бака. Датчики окислителя установлены в коллекторе линии подачи жидкого кислорода орбитального аппарата ниже по потоку от разъединителя линии подачи. Во время тяги RS-25 компьютеры общего назначения орбитального аппарата постоянно вычисляют мгновенную массу транспортного средства из-за использования топлива. Обычно отключение основного двигателя основано на заранее определенной скорости; однако, если любые два датчика топлива или окислителя обнаруживают сухое состояние, двигатели будут выключены.
Расположение датчиков жидкого кислорода позволяет потреблять максимальное количество окислителя в двигателях, при этом давая достаточно времени для выключения двигателей до того, как насосы окислителя начнут кавитировать (опустеют). Кроме того, 1100 фунтов (500 кг) жидкого водорода загружены сверх того, что требуется для соотношения окислитель-топливо в двигателе 6:1. Это гарантирует, что отключение от датчиков истощения будет топливно-богатым; выключение двигателя из-за большого количества окислителя может вызвать возгорание и сильную эрозию компонентов двигателя, что может привести к потере транспортного средства и экипажа.
Необъяснимые, ошибочные показания датчиков истощения топлива задержали несколько попыток запуска шаттла, в частности STS-122 . 18 декабря 2007 года тест на заправку определил, что причиной ошибок была неисправность в соединителе проводки, а не отказ самих датчиков. [19]
Четыре датчика давления, расположенные в верхней части резервуаров с жидким кислородом и жидким водородом, контролируют давление в незаполненном пространстве.
У ET также есть два электрических кабеля, по которым электроэнергия подается от орбитального аппарата к баку и двум SRB, а также передается информация от SRB и ET на орбитальный аппарат.
У инопланетянина есть внешние камеры, установленные на кронштейнах, прикрепленных к шаттлу, а также передатчики, которые могут продолжать отправлять видеоданные в течение длительного времени после того, как шаттл и инопланетянин разделились.
Более ранние танки включали систему безопасности диапазона для рассеивания топлива танка в случае необходимости. Она включала источник питания батареи , приемник/декодер, антенны и боеприпасы . Начиная с STS-79 эта система была отключена, и была полностью удалена для STS-88 и всех последующих полетов.
В 1990 году было высказано предположение, что внешний бак будет использоваться в качестве лунной среды обитания [20] или орбитальной станции. [21] Эти предложения не были реализованы.
С прекращением программы Space Shuttle в 2011 году [22] NASA с ее отмененной программой Constellation , в которой участвовал космический корабль Orion , также должно было представить дебют двух созданных на основе Shuttle ракет-носителей: пилотируемую ракету-носитель Ares I и тяжелую грузовую ракету-носитель Ares V.
В то время как Ares I и Ares V использовали бы модифицированный пятисегментный твердотопливный ракетный ускоритель для своей первой ступени, ET послужил бы базовой технологией для первой ступени Ares V и второй ступени Ares I; для сравнения, вторая ступень Ares I содержала бы приблизительно 26 000 галлонов США (98 000 л) жидкого кислорода, тогда как ET содержал бы 146 000 галлонов США (550 000 л), что более чем в 5 раз больше. [ необходима цитата ]
Первая ступень Ares V, которая должна была быть оснащена пятью ракетными двигателями RS-68 (тот же двигатель, что использовался на ракете Delta IV ), должна была иметь диаметр 33 фута (10 м), такую же ширину, как ступени S-IC и S-II на ракете Saturn V. Она должна была использовать ту же внутреннюю конфигурацию ET (отдельные баки LH 2 и LOX, разделенные межбаковой структурой), но была бы сконфигурирована для непосредственного приема и слива LH 2 и LOX, а также для выпуска LOX на выдвижной стреле, подобной той, что использовалась на Shuttle для LH 2 .
С другой стороны, вторая ступень Ares I использовала бы только напыляемую изоляционную пену, которая в настоящее время используется на текущем ET. Первоначально сконфигурированная как у Ares V и Shuttle ET, NASA после завершения своего обзора проекта в 2006 году решила, чтобы сэкономить вес и затраты, переконфигурировать внутреннюю структуру второй ступени, используя комбинированный бак LH 2 /LOX с топливом, разделенным общей переборкой, конфигурация, успешно использованная на ступенях S-II и S-IVB ракеты Saturn V. В отличие от Ares V, которая использовала бы ту же конфигурацию заполнения/слива/вентиляции, что и на Shuttle, система Ares I использовала бы традиционную систему заполнения/слива/вентиляции, используемую на ракетах Saturn IB и Saturn V, но с быстро втягивающимися рычагами из-за скорости «прыгающей лягушки», которую Ares I ожидал бы при зажигании SRB. [ необходима цитата ]
Первоначально предполагалось, что и Ares I, и Ares V будут использовать модифицированную «одноразовую» версию двигателя RS-25 , но со временем, из-за необходимости снижения расходов на НИОКР и соблюдения графика, установленного администрацией NASA Майклом Д. Гриффином для запуска Ares и Orion к 2011 году, NASA приняло решение (после обзора 2006 года) перейти на более дешевый двигатель RS-68 для Ares V и на модернизированный двигатель J-2 для Ares I. Из-за перехода на менее эффективный RS-68 Ares V был расширен с 28,6 до 33 футов (с 8,72 до 10,06 м) для размещения дополнительных видов топлива, в то время как Ares I был переконфигурирован для включения пятого твердотопливного ракетного сегмента с верхней ступенью J-2X, поскольку новый двигатель имеет меньшую тягу, чем оригинальный RS-25. Благодаря такому компромиссу NASA сэкономит около 35 миллионов долларов США за счет использования упрощенных двигателей RS-68 с большей тягой (перенастроенных для запуска и работы, как у SSME), и в то же время исключит дорогостоящие испытания, необходимые для запускаемого в воздухе двигателя RS-25 для Ares I.
Проект DIRECT , предлагаемый альтернативный корабль на основе шаттла, должен был использовать модифицированный внешний бак стандартного диаметра с тремя двигателями RS-25 и двумя стандартными SRBM в качестве Crew Launch Vehicle. Тот же корабль с одним дополнительным RS-25 и верхней ступенью EDS должен был служить Cargo Launch Vehicle. Планировалось сэкономить 16 миллиардов долларов, исключить потери рабочих мест в NASA и сократить послешаттловый разрыв в пилотируемых космических полетах с пяти с лишним лет до двух или менее. [ необходима цитата ]
Space Launch System (SLS) — американская сверхтяжелая ракета-носитель одноразового использования , впервые запущенная в космос в ноябре 2022 года на борту ракеты Artemis 1 .
Основная ступень ракеты имеет диаметр 8,4 метра (28 футов) и оснащена главной двигательной установкой (MPS), включающей четыре двигателя RS-25 . [23] [24] Основная ступень конструктивно похожа на внешний бак Space Shuttle, [25] [26] и в первых полетах будут использоваться модифицированные двигатели RS-25D, оставшиеся от программы Space Shuttle. [27] В последующих полетах будет использоваться более дешевая версия двигателя, не предназначенная для повторного использования. [28]
MPTA-ET экспонируется вместе с космическим челноком Pathfinder в Космическом и ракетном центре США в Хантсвилле, штат Алабама .
ET-94 (более старая версия LWT) находится в Лос-Анджелесе и в 2019 году должен был быть представлен вместе с космическим челноком Endeavour в Калифорнийском научном центре, когда открылся Аэрокосмический центр Сэмюэля Ошина. [30] [31] 15 января 2024 года в пресс-релизе было объявлено, что ET-94, 2 твердотопливных ракетных ускорителя и космический челнок Endeavour были соединены вместе и, как ожидается, к концу месяца их переместят на новое место экспозиции. [32]
Три других внешних бака находились в производстве, когда НАСА завершило программу шаттлов. ET-139 находился на продвинутой стадии производства; ET-140 и ET-141 находились на ранних стадиях производства. [33] [34]
