ถังเชื้อเพลิงภายนอกของกระสวยอวกาศ

ถังเชื้อเพลิงภายนอกหมายเลข 124 ถูกยกลงไปในช่องเก็บอุปกรณ์หมายเลข 1 ของอาคารประกอบยานอวกาศก่อนที่จะติดตั้งจรวดขับดันเชื้อเพลิงแข็งสำหรับภารกิจSTS- 117
ผู้ผลิต	ศูนย์ประกอบชิ้นส่วนมิโชด์ของนาซาผู้รับเหมา: มาร์ติน แมริเอตตาต่อมาคือล็อกฮีด มาร์ติน
ประเทศต้นกำเนิด	สหรัฐอเมริกา
ใช้กับ	กระสวยอวกาศ
ลักษณะทั่วไป
ความสูง	46.9 เมตร (153.8 ฟุต)
เส้นผ่านศูนย์กลาง	8.4 เมตร (27.6 ฟุต)
มวลรวม	760,000 กิโลกรัม (1,680,000 ปอนด์)
ยานอวกาศ ET
ขับเคลื่อนโดย	ดาวเทียม RS-25 จำนวน 3 ดวง ติดตั้งอยู่บนยานอวกาศ
แรงขับสูงสุด	1,254,000 lbf (5,580 kN) [ 1 ]
ระยะเวลาการเผาไหม้	510 วินาที
เชื้อเพลิงขับดัน	แอลเอช2 / แอลโอเอ็กซ์

ถังเชื้อเพลิงภายนอก ( ET ) ของ กระสวยอวกาศ เป็นส่วนประกอบของยานปล่อยกระสวยอวกาศ ที่บรรจุเชื้อเพลิงไฮโดรเจนเหลวและออกซิเจนเหลวเป็นตัว ออกซิไดเซอร์ ระหว่างการขึ้นบินและการไต่ระดับ มันจะจ่ายเชื้อเพลิงและตัวออกซิไดเซอร์ภายใต้ความดันให้กับ เครื่องยนต์หลัก RS-25 ทั้งสาม เครื่องในยานอวกาศ ถังเชื้อเพลิงภายนอก จะถูกปลดทิ้งหลังจากเครื่องยนต์หลักดับ (MECO) เพียง 10 วินาที และกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของโลก แตกต่างจากจรวดขับดันเชื้อเพลิงแข็ง ถังเชื้อเพลิงภายนอกจะไม่ถูกนำกลับมาใช้ใหม่ มันจะแตกออกก่อนที่จะตกกระทบในมหาสมุทรอินเดีย (หรือมหาสมุทรแปซิฟิกในกรณีของวิถีการปล่อยแบบตรง) ซึ่งอยู่ห่างจากเส้นทางเดินเรือและจะไม่ถูกกู้คืน^{[ 2 ]}

ถังเชื้อเพลิงภายนอกถูกทาสีขาวสำหรับการปล่อยกระสวยอวกาศสองครั้งแรก

ตั้งแต่ภารกิจ STS-3เป็นต้นมา ก็ไม่ได้ทาสีชิ้นส่วนนี้อีกเลย

ET เป็นส่วนประกอบที่ใหญ่ที่สุดของกระสวยอวกาศ และเมื่อบรรจุเต็มแล้วก็มีน้ำหนักมากที่สุดด้วย ประกอบด้วยส่วนประกอบหลักสามส่วน:

• ถังออกซิเจนเหลว (LOX) ด้านหน้า
• ถังกลางที่ไม่มีแรงดันซึ่งบรรจุชิ้นส่วนไฟฟ้าส่วนใหญ่ไว้
• ถัง ไฮโดรเจนเหลว(LH2 ₎ ด้านท้ายเรือ ; นี่คือส่วนที่ใหญ่ที่สุด แต่มีน้ำหนักเบาเมื่อเทียบกับส่วนอื่นๆ เนื่องจากไฮโดรเจนเหลวมีความหนาแน่นต่ำมาก

ถังเชื้อเพลิง (ET) เป็น "กระดูกสันหลัง" ของกระสวยอวกาศระหว่างการปล่อยตัว โดยให้การรองรับโครงสร้างสำหรับการเชื่อมต่อกับจรวดขับดันเชื้อเพลิงแข็ง (SRB) และตัวยานอวกาศ ถังเชื้อเพลิงเชื่อมต่อกับ SRB แต่ละอันที่จุดเชื่อมต่อด้านหน้าหนึ่งจุด (โดยใช้คานขวางผ่านช่องว่างระหว่างถัง) และจุดยึดด้านท้ายหนึ่งจุด และเชื่อมต่อกับตัวยานอวกาศที่จุดยึดแบบสองขาด้านหน้าหนึ่งจุดและจุดยึดแบบสองขาด้านท้ายสองจุด ในบริเวณจุดเชื่อมต่อด้านท้าย ยังมีสายเคเบิลที่ลำเลียงของเหลวก๊าซ สัญญาณ ไฟฟ้าและพลังงานไฟฟ้า ระหว่างถังเชื้อเพลิงและตัวยานอวกาศ สัญญาณไฟฟ้าและการควบคุมระหว่างตัวยานอวกาศและจรวดขับดันเชื้อเพลิงแข็งทั้งสองก็ถูกส่งผ่านสายเคเบิลเหล่านั้นเช่นกัน

แม้ว่าถังภายนอกจะถูกทิ้งไปเสมอ แต่ก็อาจเป็นไปได้ที่จะนำกลับมาใช้ใหม่ในวงโคจร^{[ 3 ]}แผนการนำกลับมาใช้ใหม่มีตั้งแต่การรวมเข้ากับสถานีอวกาศเป็นพื้นที่อยู่อาศัยหรือพื้นที่วิจัยเพิ่มเติม ไปจนถึงถังเชื้อเพลิงจรวดสำหรับภารกิจระหว่างดาวเคราะห์ (เช่น ดาวอังคาร) และวัตถุดิบสำหรับโรงงานในวงโคจร^{[ 3 ]}

แนวคิดอีกประการหนึ่งคือการใช้ ET เป็นพาหนะขนส่งสินค้าสำหรับสินค้าขนาดใหญ่^{[ 4 ]}ข้อเสนอหนึ่งคือให้บรรทุกกระจกหลักของกล้องโทรทรรศน์ขนาด 7 เมตรไปพร้อมกับถัง^{[ 4 ]}แนวคิดอีกประการหนึ่งคือพาหนะขนส่งสินค้าด้านท้าย (ACC) ^{[ 5 ]}

ตลอดหลายปีที่ผ่านมา NASA ได้พยายามลดน้ำหนักของ ET เพื่อเพิ่มประสิทธิภาพโดยรวม การลดน้ำหนักของ ET ส่งผลให้ความสามารถในการบรรทุกสัมภาระของกระสวยอวกาศเพิ่มขึ้นเกือบเท่ากัน^{[ 6 ]}

สีส้มของถังภายนอกเป็นสีของฉนวนโฟมแบบพ่น ถังสองใบแรกที่ใช้สำหรับSTS-1และSTS-2ถูกทาสีขาวเพื่อป้องกันถังจากรังสีอัลตราไวโอเลตในช่วงเวลาที่กระสวยอวกาศจอดอยู่บนแท่นปล่อยเป็นเวลานานก่อนการปล่อย^{[ 7 ]}วิศวกรของ NASA Farouk Huneidi บอกกับหน่วยงานว่าสีนั้นไม่ได้ช่วยปกป้องโฟมจริง ๆ^{[ 8 ]} Martin Marietta (ปัจจุบันเป็นส่วนหนึ่งของLockheed Martin ) ลดน้ำหนักโดยการไม่ทาสีฉนวนแบบพ่นสีสนิมตั้งแต่STS-3 เป็นต้นไป ซึ่งช่วยลดน้ำหนักได้ประมาณ 272  กก. (600  ปอนด์ ) ^{[ 9 ]}

ถัง ET รุ่นดั้งเดิมนั้นเรียกกันอย่างไม่เป็นทางการว่า ถังน้ำหนักมาตรฐาน (Standard Weight Tank หรือ SWT) และผลิตจากโลหะผสมอะลูมิเนียม 2219ซึ่งเป็นโลหะผสมอะลูมิเนียม-ทองแดงที่มีความแข็งแรงสูง และใช้ในงานด้านการบินและอวกาศหลายประเภท

หลังจากภารกิจ STS-4น้ำหนักหลายร้อยปอนด์ถูกลดลงโดยการถอดท่อป้องกันการเกิดน้ำพุออก ท่อนี้ขนานกับท่อส่งออกซิเจน ทำหน้าที่เป็นเส้นทางหมุนเวียนสำหรับออกซิเจนเหลว ซึ่งช่วยลดการสะสมของ ออกซิเจน ในรูปก๊าซในท่อส่งระหว่างการเติมเชื้อเพลิงก่อนการปล่อย (การบรรจุ LOX) หลังจาก ประเมินข้อมูลการบรรจุ เชื้อเพลิงจากการทดสอบภาคพื้นดินและภารกิจกระสวยอวกาศครั้งแรกๆ แล้ว ท่อป้องกันการเกิดน้ำพุจึงถูกถอดออกสำหรับภารกิจต่อๆ ไป ความยาวและเส้นผ่านศูนย์กลางโดยรวมของ ET ยังคงไม่เปลี่ยนแปลง SWT ตัวสุดท้ายที่ใช้ในภารกิจSTS-7มีน้ำหนักประมาณ 77,000 ปอนด์ (35,000 กิโลกรัม) ในสภาพเฉื่อย

เริ่มตั้งแต่ ภารกิจ STS-6ได้มีการนำถังบรรจุก๊าซเอเลี่ยนน้ำหนักเบา (LWT) มาใช้ ถังนี้ถูกใช้ในเที่ยวบินส่วนใหญ่ของกระสวยอวกาศ และถูกใช้ครั้งสุดท้ายใน ภารกิจ STS-107 ที่ประสบอุบัติเหตุ แม้ว่าน้ำหนักของถังจะแตกต่างกันเล็กน้อย แต่แต่ละถังมีน้ำหนักประมาณ 66,000 ปอนด์ (30,000 กิโลกรัม) ในสภาพที่ไม่มีก๊าซบรรจุอยู่

การลดน้ำหนักของ SWT ทำได้โดยการตัดส่วนของคานเสริมแรง (โครงสร้างเสริมความแข็งแรงที่วิ่งตามความยาวของถังไฮโดรเจน) ออกไป ใช้แหวนเสริมแรงน้อยลง และปรับเปลี่ยนโครงสร้างหลักในถังไฮโดรเจน นอกจากนี้ ยังมีการกัดขึ้น รูปส่วนสำคัญของถัง ด้วยวิธีที่แตกต่างกันเพื่อลดความหนา และลดน้ำหนักของ ส่วนยึด จรวดขับดันเชื้อเพลิงแข็ง ด้านท้ายของ ET โดยใช้ วัสดุ โลหะผสม ไทเทเนียมที่แข็งแรงกว่า เบากว่า และราคาถูกกว่า

ถังเชื้อเพลิงน้ำหนักเบาพิเศษ (SLWT) ถูกนำมาใช้ครั้งแรกในปี 1998 ในภารกิจSTS-91และถูกใช้ในภารกิจต่อๆ มาทั้งหมด ยกเว้นสองภารกิจ ( STS-99และSTS-107 ) ^{[ 10 ]} SLWT มีการออกแบบพื้นฐานเหมือนกับ LWT ยกเว้นว่าใช้โลหะผสมอะลูมิเนียม-ลิเธียม ( Al 2195 ) สำหรับโครงสร้างส่วนใหญ่ของถัง โลหะผสมนี้ช่วยลดน้ำหนักของถังลงอย่างมาก (ประมาณ 7,000 ปอนด์ หรือ 3,175 กิโลกรัม) เมื่อเทียบกับ LWT การผลิตยังรวมถึง เทคโนโลยี การเชื่อมแบบเสียดทานกวนแม้ว่า ET ทั้งหมดที่ผลิตหลังจากการเปิดตัว SLWT จะมีโครงสร้างแบบนี้ แต่ยังคงมี LWT หนึ่งถังอยู่ในคลังสินค้าเพื่อใช้หากมีการร้องขอจนถึงสิ้นสุดยุคกระสวยอวกาศ SLWT ช่วยเพิ่มประสิทธิภาพได้ 50% ที่จำเป็นสำหรับกระสวยอวกาศในการไปถึงสถานีอวกาศนานาชาติ^{[ 11 ]}การลดน้ำหนักทำให้ยานอวกาศสามารถบรรทุกน้ำหนักบรรทุกได้มากขึ้นไปยัง วงโคจรที่มีความเอียงสูง ของ ISS

ข้อกำหนด SLWT ^{[ 10 ]}

• ความยาว: 153.8 ฟุต (46.9 เมตร)
• เส้นผ่านศูนย์กลาง: 27.6 ฟุต (8.4 เมตร)
• น้ำหนักเปล่า: 58,500 ปอนด์ (26,500 กิโลกรัม)
• น้ำหนักขณะปล่อยตัวขึ้นสู่อวกาศ: 1,680,000 ปอนด์ (760,000 กิโลกรัม)

ถัง LOX

• ความยาว: 54.6 ฟุต (16.6 เมตร)
• เส้นผ่านศูนย์กลาง: 27.6 ฟุต (8.4 เมตร)
• ปริมาตร (ที่ 22 psig ): 19,541.66  ลูกบาศก์ฟุต (146,181.8  แกลลอนสหรัฐ ; 553,358  ลิตร )
• มวลของ LOX (ที่ 22 psig): 1,387,457 ปอนด์ (629,340 กิโลกรัม)
• แรงดันใช้งาน: 34.7–36.7 psi (239–253 kPa) (สัมบูรณ์)

อินเตอร์แทงค์

• ความยาว: 22.6 ฟุต (6.9 เมตร)
• เส้นผ่านศูนย์กลาง: 27.6 ฟุต (8.4 เมตร)

ถังLH ₂

• ความยาว: 97.0 ฟุต (29.6 เมตร)
• เส้นผ่านศูนย์กลาง: 27.6 ฟุต (8.4 เมตร)
• ปริมาตร (ที่ 29.3 psig): 52,881.61 ลูกบาศก์ฟุต (395,581.9 แกลลอนสหรัฐ; 1,497,440 ลิตร)
• มวลของ LH ₂ (ที่ 29.3 psig): 234,265 ปอนด์ (106,261 กิโลกรัม)
• แรงดันใช้งาน: 32–34 psi (220–230 kPa) (สัมบูรณ์)
• อุณหภูมิในการทำงาน: −423 °F (−253 °C) ^{[ 11 ]}

บริษัทผู้รับเหมาสำหรับถังภายนอกคือล็อกฮีด มาร์ติน (เดิมชื่อมาร์ติน แมริเอตตา ) เมืองนิวออร์ลีนส์ รัฐลุยเซียนา ถังดังกล่าวผลิตขึ้นที่โรงงานประกอบมิชูดเมืองนิวออร์ลีนส์และขนส่งไปยังศูนย์อวกาศเคนเนดีโดยเรือบรรทุกสินค้า

ET มีโครงสร้างหลักสามส่วน ได้แก่ ถัง LOX, ส่วนเชื่อมต่อระหว่างถัง และถัง LH ₂ถังทั้งสองสร้างจากแผ่นอลูมิเนียมอัลลอยด์พร้อมโครงรองรับหรือโครงรักษาเสถียรภาพตามความจำเป็น โครงสร้างอลูมิเนียมส่วนเชื่อมต่อระหว่างถังใช้คานรับแรงพร้อมโครงรักษาเสถียรภาพ วัสดุอลูมิเนียมหลักที่ใช้สำหรับโครงสร้างทั้งสามคือโลหะผสม 2195 และ 2090 AL 2195เป็นโลหะผสม Al-Li ที่ออกแบบโดย Lockheed Martin และ Reynolds สำหรับการจัดเก็บสารแช่แข็ง (และใช้สำหรับ ET รุ่น SLW - รุ่นก่อนหน้าใช้ Al 2219 ^{[ 13 ]} ) Al 2090เป็นโลหะผสม Al-Li ที่มีจำหน่ายทั่วไป

ถัง LOX ตั้งอยู่ด้านบน^{[ a ]}ของ ET และมี รูปทรง โค้งเพื่อลดแรงต้านอากาศและความร้อนจากอากาศพลศาสตร์ ส่วนหัวโค้งถูกปิดด้วยแผ่นปิดแบบถอดได้เรียบและกรวยจมูกกรวยจมูกประกอบด้วยชุดประกอบรูปกรวยแบบถอดได้ซึ่งทำหน้าที่เป็นส่วนครอบอากาศพลศาสตร์สำหรับส่วนประกอบของระบบขับเคลื่อนและระบบไฟฟ้า ส่วนประกอบด้านหน้าสุดของกรวยจมูกทำหน้าที่เป็นแท่งล่อฟ้าอะลูมิเนียมหล่อ ปริมาตรของถัง LOX คือ 19,744 ลูกบาศก์ฟุต (559.1 ลูกบาศก์เมตร⁾ที่ 22 psi (150 kPa) และ −297 °F (90.4 K; −182.8 °C) ( ไครโอเจนิก )

ถังออกซิเจนเหลวจะต่อเข้ากับท่อส่งขนาดเส้นผ่านศูนย์กลาง 17 นิ้ว (430 มม.) ซึ่งลำเลียงออกซิเจนเหลวผ่านช่องระหว่างถัง จากนั้นออกไปด้านนอกห้อง ET ไปยังสายเชื่อมต่อ ET/orbiter ด้านขวาด้านท้าย ท่อส่งขนาดเส้นผ่านศูนย์กลาง 17 นิ้ว (430 มม.) นี้ช่วยให้ออกซิเจนเหลวไหลได้ในอัตราประมาณ 2,787 ปอนด์/วินาที (75,800 กก./นาที) เมื่อปั๊ม RS-25 ทำงานที่ 104% หรืออนุญาตให้มีอัตราการไหลสูงสุด 17,592 แกลลอนสหรัฐ/นาที (1.1099 ลบ.ม. ^/วินาที)

แรงทั้งหมด ยกเว้นแรงทางอากาศพลศาสตร์ จะถูกถ่ายโอนจากถัง LOX ผ่านจุดเชื่อมต่อแบบหน้าแปลนที่ยึดด้วยสลักเกลียวกับถังอีกชั้นหนึ่ง

ถัง LOX ยังมีแผ่นกั้นการกระฉอกภายในและแผ่นกั้นการหมุนวนเพื่อลดการกระฉอกของของเหลว แผ่นกั้นการหมุนวนติดตั้งอยู่เหนือช่องจ่าย LOX เพื่อลดการหมุนวนของของเหลวที่เกิดจากการกระฉอกและป้องกันการดักจับก๊าซใน LOX ที่ส่งออกมา

ส่วนเชื่อมต่อระหว่างถัง (Intertank) คือส่วนเชื่อมต่อโครงสร้างระหว่างถัง LOX และ LH2 _{หน้าที่}หลักคือรับและกระจายแรงขับทั้งหมดจากจรวดขับดัน (SRB) และถ่ายโอนแรงระหว่างถังทั้งสอง

จุดยึดด้านหน้าของจรวดขับดันเสริมแรง (SRB) ทั้งสองจุดอยู่ห่างกัน 180 องศา บนโครงสร้างระหว่างถังเชื้อเพลิง มีคานยื่นข้ามโครงสร้างระหว่างถังเชื้อเพลิงและยึดติดกับจุดยึดด้วยกลไก เมื่อจรวดขับดันเสริมแรงถูกยิง คานจะโค้งงอเนื่องจากแรงเค้นสูง แรงเค้นเหล่านี้จะถูกส่งต่อไปยังจุดยึด

บริเวณใกล้กับจุดยึดของจรวดขับดันเสริมแรง (SRB) คือโครงวงแหวนหลัก แรงจะถูกถ่ายโอนจากจุดยึดไปยังโครงวงแหวนหลัก จากนั้นโครงวงแหวนหลักจะกระจายแรงในแนวสัมผัสไปยังแผ่นผนังระหว่างถัง แผ่นผนังระหว่างถังสองแผ่นที่เรียกว่าแผ่นรับแรงขับ จะกระจายแรงขับตามแนวแกนของจรวดขับดันเสริมแรง (SRB) ที่เข้มข้นไปยังถังออกซิเจนเหลว (LOX) และไฮโดรเจนเหลว (LH ₂₎และไปยังแผ่นผนังระหว่างถังที่อยู่ติดกัน แผ่นผนังที่อยู่ติดกันเหล่านี้ประกอบด้วยแผ่นเสริมแรงด้วยคานหกแผ่น

นอกจากนี้ บริเวณระหว่างถังยังทำหน้าที่เป็นช่องป้องกันสำหรับเก็บอุปกรณ์การทำงานต่างๆ อีกด้วย

ถัง LH ₂เป็นส่วนล่าง^{[ a ]}ของ ET ถังนี้สร้างขึ้นจากส่วนทรงกระบอกสี่ส่วน โดมด้านหน้า และโดมด้านหลัง ส่วนทรงกระบอกเหล่านี้เชื่อมต่อกันด้วยโครงวงแหวนหลักห้าโครง โครงวงแหวนเหล่านี้รับและกระจายแรง โครงโดมด้านหน้าที่เชื่อมกับส่วนทรงกระบอกจะกระจายแรงที่กระทำผ่านโครงสร้างระหว่างถัง และยังเป็นหน้าแปลนสำหรับยึดถัง LH ₂เข้ากับโครงสร้างระหว่างถัง โครงวงแหวนหลักด้านหลังรับแรงที่เกิดจากยานอวกาศจากค้ำยันด้านหลังของยานอวกาศ และแรงที่เกิดจากจรวดขับดันพิเศษ (SRB) จากค้ำยันด้านหลังของ SRB โครงวงแหวนอีกสามโครงที่เหลือจะกระจายแรงขับของยานอวกาศและแรงรองรับท่อส่ง LOX จากนั้นแรงจากโครงจะถูกกระจายผ่านแผงผิวของส่วนทรงกระบอก ถัง LH ₂มีปริมาตร 53,488 ลูกบาศก์ฟุต (1,514.6 ลูกบาศก์เมตร⁾ที่ความดัน 29.3 psi (202 kPa) และอุณหภูมิ −423 °F (−252.8 °C) (อุณหภูมิเยือกแข็ง)

โดมด้านหน้าและด้านท้ายมีรูปทรงวงรีดัดแปลงที่เหมือนกัน สำหรับโดมด้านหน้า มีช่องสำหรับติดตั้งวาล์วระบายอากาศ LH ₂ , ข้อต่อท่อแรงดัน LH ₂และข้อต่อสายไฟ ส่วนโดมด้านท้ายมีช่องสำหรับเข้าถึงตะแกรงกรองท่อป้อน LH ₂และข้อต่อรองรับท่อป้อน LH ₂

ถัง LH ₂ยังมีแผ่นกั้นกระแสน้ำวนเพื่อลดการหมุนวนที่เกิดจากการกระฉอกและป้องกันการดักจับก๊าซใน LH ₂ ที่ส่งเข้ามา แผ่นกั้นนี้ตั้งอยู่ที่ทางออกของท่อไซฟอนเหนือโดมด้านท้ายของถัง LH ₂ทางออกนี้ส่งไฮโดรเจนเหลวจากถังผ่านท่อขนาด 17 นิ้ว (430 มม.) ไปยังสายเคเบิลด้านท้ายซ้าย อัตราการไหลของท่อส่งไฮโดรเจนเหลวอยู่ที่ 465 ปอนด์/วินาที (12,700 กก./นาที) เมื่อเครื่องยนต์หลักทำงานที่ 104% หรืออัตราการไหลสูงสุด 47,365 แกลลอนสหรัฐ/นาที (2.9883 ลบ.ม. ^/วินาที)

ระบบป้องกันความร้อนของยานอวกาศประกอบด้วยฉนวนโฟม แบบพ่น (SOFI) เป็นหลัก รวมถึงชิ้นส่วนโฟมขึ้นรูปและ วัสดุ ที่ขึ้น รูปไว้ล่วงหน้า นอกจากนี้ ระบบยังรวมถึงการใช้ ฉนวนกันความร้อน ฟีนอลเพื่อป้องกันการหลอมเหลวของอากาศ จำเป็นต้องใช้ฉนวนกันความร้อนสำหรับจุดยึดถังไฮโดรเจนเหลวเพื่อป้องกันการหลอมเหลวของอากาศบนโลหะที่สัมผัส และเพื่อลดการไหลของความร้อนเข้าไปในไฮโดรเจนเหลว แม้ว่าออกซิเจนเหลวที่มีอุณหภูมิสูงกว่าจะทำให้ความต้องการด้านความร้อนน้อยลง แต่บริเวณด้านหน้าของถังออกซิเจนเหลวที่ทำจากอะลูมิเนียมจำเป็นต้องได้รับการป้องกันจากความร้อนที่เกิดจากอากาศในขณะเดียวกัน ฉนวนบนพื้นผิวด้านท้ายจะป้องกันไม่ให้อากาศที่หลอมเหลวสะสมตัวในช่องว่างระหว่างถัง กระบอกตรงกลางของถังออกซิเจนและท่อส่งเชื้อเพลิงสามารถทนต่อการสะสมของน้ำแข็งที่เกิดจากการควบแน่นจากความชื้นได้ แต่ยานอวกาศไม่สามารถทนต่อความเสียหายจากการแตกตัวของน้ำแข็งได้ ระบบป้องกันความร้อนมีน้ำหนัก 4,823 ปอนด์ (2,188 กิโลกรัม)

การพัฒนาระบบป้องกันความร้อนของ ET นั้นเต็มไปด้วยปัญหา ความผิดปกติในการใช้โฟมเกิดขึ้นบ่อยครั้งจนถูกมองว่าเป็นความคลาดเคลื่อน ไม่ใช่เหตุการณ์ด้านความปลอดภัย นาซ่าประสบปัญหาในการป้องกันไม่ให้เศษโฟมหลุดออกระหว่างการบินตลอดระยะเวลาของโครงการ:

• ภารกิจ STS-1 โคลัมเบียปี 1981: ลูกเรือรายงานว่าพบวัสดุสีขาวไหลผ่านหน้าต่างระหว่างการบินโดยใช้ถังเชื้อเพลิงภายนอกของยานอวกาศ ลูกเรือประเมินขนาดของวัสดุตั้งแต่1/4นิ้ว( 6 มิลลิเมตร) จนถึงขนาดเท่ากำมือ รายงานหลังการลงจอดระบุว่าอาจมีโฟมหลุดหายไปในตำแหน่งที่ไม่ทราบแน่ชัด และต้องเปลี่ยนแผ่นโฟม 300 แผ่นเนื่องจากสาเหตุต่างๆ
• STS-4 โคลัมเบีย , 1982: ระบบทางลาด PAL ขัดข้อง; ต้องเปลี่ยนแผ่นพื้น 40 แผ่นทั้งหมด
• STS-5 โคลัมเบีย , 1982: อัตราการหลุดร่วงของกระเบื้องยังคงสูงอย่างต่อเนื่อง
• STS-7 Challenger , 1983: ขนาด 50 x 30 ซม. (20 x 12 นิ้ว) ถ่ายภาพการสูญเสียแท่นยึดสองขา มีการสูญเสียจุดหลายสิบจุด^{[ 14 ]}
• ภารกิจ STS-27 แอตแลนติสปี 1988: เกิดการสูญหายครั้งใหญ่หนึ่งครั้งโดยไม่ทราบสาเหตุ ทำให้กระเบื้องทั้งหมดเสียหายหนึ่งแผ่น และมีการสูญหายเล็กๆ น้อยๆ อีกหลายร้อยครั้ง
• STS-32 โคลัมเบีย , 1990: ถ่ายภาพการสูญเสียทางลาดของขาตั้งสองขา พบจุดเสียหาย 5 จุด ขนาดเส้นผ่านศูนย์กลางสูงสุด 70 ซม. รวมทั้งความเสียหายของกระเบื้อง^{[ 15 ]}
• STS-50 โคลัมเบีย , 1992: การสูญเสียทางลาดขาตั้งสองขา ความเสียหายของกระเบื้องขนาด 20×10×1 ซม. ^{[ 15 ]}
• STS-52 โคลัมเบีย , 1992: ส่วนหนึ่งของทางลาดสำหรับขาตั้งกล้องและแผ่นรองหัวกล้องหลุดหายไป มีรอยขีดข่วนบนกระเบื้องทั้งหมด 290 จุด โดย 16 จุดมีขนาดใหญ่กว่า 1 นิ้ว
• ภารกิจ STS-62 โคลัมเบียปี 1994: ส่วนหนึ่งของทางลาดสำหรับขาตั้งยานสำรวจสูญหาย

ในปี 1995 สาร คลอโรฟลูออโรคาร์บอน-11 (CFC-11) เริ่มถูกถอนออกจากการใช้โฟมที่ฉีดพ่นด้วยเครื่องจักรในพื้นที่ขนาดใหญ่ เพื่อให้เป็นไปตามข้อห้ามของสำนักงานคุ้มครองสิ่งแวดล้อม (EPA ) เกี่ยวกับสาร CFC ภายใต้มาตรา 610 ของพระราชบัญญัติอากาศสะอาดแทนที่ด้วยสารไฮโดรคลอโรฟลูออโรคาร์บอนที่รู้จักกันในชื่อHCFC-141bซึ่งได้รับการรับรองให้ใช้และทยอยนำมาใช้ในโครงการกระสวยอวกาศ ส่วนโฟมที่เหลือ โดยเฉพาะชิ้นส่วนรายละเอียดที่ฉีดพ่นด้วยมือ ยังคงใช้ CFC-11 จนกระทั่งสิ้นสุดโครงการ บริเวณเหล่านี้รวมถึงส่วนขาตั้งสองขาและทางลาด PAL ที่มีปัญหา ตลอดจนข้อต่อและส่วนเชื่อมต่อบางส่วน โดยเฉพาะอย่างยิ่งสำหรับทางลาดขาตั้งสองขา "กระบวนการฉีดพ่นโฟมลงบนส่วนนั้นของถังไม่ได้เปลี่ยนแปลงไปเลยตั้งแต่ปี 1993" ^{[ 16 ]}โฟม "ใหม่" ที่มี HCFC 141b ถูกนำมาใช้ครั้งแรกในส่วนโดมท้ายของ ET-82 ระหว่างการบินของSTS-79ในปี 1996 การใช้ HCFC 141b ได้ขยายไปยังบริเวณ ET หรือส่วนที่ใหญ่กว่าของถัง โดยเริ่มจาก ET-88 ซึ่งบินในภารกิจSTS-86ในปี 1997

ระหว่างการปล่อยยานSTS-107เมื่อวันที่ 16 มกราคม พ.ศ. 2546 ชิ้นส่วนฉนวนโฟมชิ้นหนึ่งหลุดออกจากทางลาดของขาตั้งถังเชื้อเพลิงและกระแทกเข้ากับขอบด้านหน้าของ ปีก ยานอวกาศโคลัมเบียด้วยความเร็วหลายร้อยไมล์ต่อชั่วโมง เชื่อกันว่าแรงกระแทกดังกล่าวทำให้แผงคาร์บอน-คาร์บอนเสริมแรงขนาดค่อนข้างใหญ่ที่ขอบด้านหน้าของปีกซ้ายเสียหาย ซึ่งเชื่อว่ามีขนาดประมาณลูกบาสเก็ตบอล จากนั้นก๊าซร้อนจัดก็เข้าไปในโครงสร้างส่วนบนของปีกหลายวันต่อมาในระหว่างการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ ส่งผลให้โคลัมเบียถูกทำลายและลูกเรือเสียชีวิต รายงานระบุว่าถังเชื้อเพลิงภายนอก ET-93 "ถูกสร้างขึ้นด้วย BX-250" ซึ่งเป็นโฟมปิดที่มีสารเป่าคือ CFC-11 ไม่ใช่ HCFC 141b รุ่นใหม่กว่า^{[ 17 ]}

ในปี 2005 ปัญหาการหลุดร่วงของโฟมยังไม่ได้รับการแก้ไขอย่างสมบูรณ์ ในภารกิจSTS-114กล้องเพิ่มเติมที่ติดตั้งบนถังเชื้อเพลิงได้บันทึกภาพชิ้นส่วนโฟมที่หลุดออกมาจากทางลาดรับน้ำหนักอากาศ (PAL) ซึ่งออกแบบมาเพื่อป้องกันการไหลของอากาศที่ไม่คงที่ใต้รางสายเคเบิลและท่อแรงดันของถังเชื้อเพลิงระหว่างการขึ้นสู่ชั้นบรรยากาศ ทางลาด PAL ประกอบด้วยชั้นโฟมที่ฉีดพ่นด้วยมือ และมีแนวโน้มที่จะกลายเป็นแหล่งกำเนิดของเศษวัสดุได้ง่ายกว่า ชิ้นส่วนโฟมนั้นไม่ได้พุ่งชนยานอวกาศ

รายงานที่เผยแพร่พร้อมกับ ภารกิจ STS-114ชี้ให้เห็นว่า การจัดการกับถังเชื้อเพลิงกลาง (ET) มากเกินไปในระหว่างการดัดแปลงและปรับปรุง อาจเป็นสาเหตุหนึ่งที่ทำให้โฟมหลุดร่วงในภารกิจกลับสู่การบินของยานดิสคั ฟเวอรี อย่างไรก็ตาม ภารกิจกระสวยอวกาศอีกสามภารกิจ ( STS-121 , STS-115และSTS-116 ) ได้ถูกดำเนินการในภายหลัง โดยทั้งหมดมีการสูญเสียโฟมในระดับที่ "ยอมรับได้" แต่ในภารกิจSTS-118ชิ้นส่วนของโฟม (และ/หรือน้ำแข็ง) ขนาดเส้นผ่านศูนย์กลางประมาณ 3.9 นิ้ว (100 มม.) ได้หลุดออกจากตัวยึดท่อส่งเชื้อเพลิงบนถังเชื้อเพลิง กระดอนออกจากค้ำยันด้านท้ายด้านหนึ่งและกระแทกใต้ปีก ทำให้กระเบื้องสองแผ่นเสียหาย ความเสียหายดังกล่าวไม่ถือว่าอันตราย

อุปกรณ์ภายนอก ข้อต่อสำหรับยึด ET กับยานอวกาศ ข้อต่อสายเคเบิล และระบบไฟฟ้าและระบบความปลอดภัยในการควบคุมระยะ มีน้ำหนักรวม 9,100 ปอนด์ (4,100 กิโลกรัม)

ถังเชื้อเพลิงแต่ละถังจะมีวาล์วระบายอากาศและวาล์วระบายแรงดันอยู่ที่ส่วนหน้า วาล์วแบบสองฟังก์ชันนี้สามารถเปิดได้โดยอุปกรณ์สนับสนุนภาคพื้นดินเพื่อระบายอากาศในระหว่างการเตรียมการปล่อย และสามารถเปิดได้ในระหว่างการบินเมื่อแรง ดันในช่องว่าง ( ullage pressure) ของถังไฮโดรเจนเหลวถึง 38 psi (260 kPa) หรือแรงดันในช่องว่างของถังออกซิเจนเหลวถึง 25 psi (170 kPa)

ในการบินครั้งแรกๆ ถังออกซิเจนเหลวจะมีวาล์วระบายอากาศแบบแยกส่วนที่ควบคุมด้วยดอกไม้ไฟอยู่ที่ส่วนหน้า เมื่อแยกตัว วาล์วระบายอากาศของออกซิเจนเหลวจะเปิดออก ทำให้เกิดแรงผลักดันช่วยในการแยกตัวและควบคุมหลักอากาศพลศาสตร์ขณะเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของยานอวกาศได้ดียิ่งขึ้น การบินครั้งสุดท้ายที่เปิดใช้งานวาล์วระบายอากาศคือเที่ยวบิน STS-36

แผ่นยึดท่อส่งเชื้อเพลิงภายนอกด้านท้ายทั้งสองแผ่นจะประกบเข้ากับแผ่นที่สอดคล้องกันบนยานอวกาศ แผ่นเหล่านี้ช่วยรักษาแนวการจัดเรียงของท่อส่งเชื้อเพลิง ความแข็งแรงทางกายภาพของแผ่นยึดท่อส่งเชื้อเพลิงมาจากการยึดแผ่นยึดท่อส่งเชื้อเพลิงที่สอดคล้องกันเข้าด้วยกันด้วยสลักเกลียว เมื่อระบบควบคุมภาคพื้นดิน (GPC) ของยานอวกาศสั่งให้แยกถังเชื้อเพลิงภายนอก สลักเกลียวจะถูกตัดขาดโดยอุปกรณ์จุดระเบิด

ET มีวาล์วท่อส่งเชื้อเพลิง 5 ตัวที่เชื่อมต่อกับท่อส่งของยานอวกาศ: 2 ตัวสำหรับถังออกซิเจนเหลว และ 3 ตัวสำหรับถังไฮโดรเจนเหลว วาล์วท่อส่งของถังออกซิเจนเหลวตัวหนึ่งใช้สำหรับออกซิเจนเหลว อีกตัวใช้สำหรับออกซิเจนก๊าซ ท่อส่งของถังไฮโดรเจนเหลวมีวาล์ว 2 ตัวสำหรับของเหลว และ 1 ตัวสำหรับก๊าซ ท่อส่งไฮโดรเจนเหลวขนาดกลางเป็นท่อส่งหมุนเวียนที่ใช้เฉพาะในช่วงการลดอุณหภูมิของไฮโดรเจนเหลวก่อนการปล่อยยานเท่านั้น

เมื่อ ET เต็ม ก๊าซไฮโดรเจนส่วนเกินจะถูกระบายออกผ่านการเชื่อมต่อสายเคเบิลเหนือท่อขนาดใหญ่บนแขนที่ยื่นออกมาจากโครงสร้างบริการคงที่ การเชื่อมต่อท่อนี้ระหว่าง ET และโครงสร้างบริการทำที่แผ่นรองรับสายเคเบิลภาคพื้นดิน (GUCP) นอกจากนี้ยังมีการติดตั้งเซ็นเซอร์ที่ GUCP เพื่อวัดระดับไฮโดรเจน การนับถอยหลังของSTS-80 , STS-119 , STS-127และSTS-133ถูกระงับและส่งผลให้เกิดความล่าช้าหลายสัปดาห์ในกรณีหลังเนื่องจากการรั่วไหลของไฮโดรเจนที่จุดเชื่อมต่อนี้ ซึ่งจำเป็นต้องระบายถังทั้งหมดและกำจัดไฮโดรเจนทั้งหมดออกโดยการไล่ก๊าซฮีเลียม ซึ่งเป็นกระบวนการ 20 ชั่วโมง ก่อนที่ช่างเทคนิคจะสามารถตรวจสอบและซ่อมแซมปัญหาได้^{[ 18 ]}

ฝาครอบที่ติดตั้งอยู่บนแขนหมุนของโครงสร้างบริการคงที่ จะปิดช่องระบายอากาศของถังออกซิเจนที่อยู่ด้านบนของ ET ในระหว่างการนับถอยหลัง และจะถูกดึงกลับประมาณสองนาทีก่อนการปล่อยตัว ฝาครอบนี้จะดูดไอออกซิเจนที่อาจก่อให้เกิดการสะสมของน้ำแข็งจำนวนมากบน ET ซึ่งจะช่วยปกป้องระบบป้องกันความร้อนของยานอวกาศในระหว่างการปล่อยตัว

มีเซ็นเซอร์ตรวจจับการลดลงของเชื้อเพลิงแปดตัว โดยแบ่งเป็นเซ็นเซอร์สำหรับเชื้อเพลิงและเซ็นเซอร์สำหรับออกซิไดเซอร์อย่างละสี่ตัว เซ็นเซอร์ตรวจจับการลดลงของเชื้อเพลิงติดตั้งอยู่ที่ด้านล่างของถังเชื้อเพลิง ส่วนเซ็นเซอร์สำหรับออกซิไดเซอร์ติดตั้งอยู่ในท่อส่งออกซิเจนเหลวของยานอวกาศถัดจากจุดตัดการเชื่อมต่อท่อส่ง ในระหว่างการทำงานของระบบขับเคลื่อน RS-25 คอมพิวเตอร์อเนกประสงค์ของยานอวกาศจะคำนวณมวลของยานอย่างต่อเนื่องเนื่องจากการใช้เชื้อเพลิง โดยปกติแล้ว การดับเครื่องยนต์หลักจะขึ้นอยู่กับความเร็วที่กำหนดไว้ล่วงหน้า อย่างไรก็ตาม หากเซ็นเซอร์เชื้อเพลิงหรือเซ็นเซอร์ออกซิไดเซอร์สองตัวใดๆ ตรวจพบสภาวะแห้ง เครื่องยนต์จะถูกดับลง

ตำแหน่งของเซ็นเซอร์ออกซิเจนเหลวช่วยให้สามารถใช้ออกซิไดเซอร์ในเครื่องยนต์ได้ในปริมาณสูงสุด ในขณะเดียวกันก็มีเวลาเพียงพอที่จะปิดเครื่องยนต์ก่อนที่ปั๊มออกซิไดเซอร์จะเกิดการคาวิตาชัน (ทำงานจนแห้ง) นอกจากนี้ ยังมีการบรรจุไฮโดรเจนเหลวเพิ่มอีก 1,100 ปอนด์ (500 กิโลกรัม) นอกเหนือจากปริมาณที่จำเป็นสำหรับอัตราส่วนการผสมออกซิไดเซอร์ต่อเชื้อเพลิงของเครื่องยนต์ที่ 6:1 ซึ่งทำให้มั่นใจได้ว่าการตัดการทำงานจากเซ็นเซอร์ตรวจจับการหมดลงนั้นเกิดขึ้นในสภาวะที่มีเชื้อเพลิงมากเกินไป การปิดเครื่องยนต์ในสภาวะที่มีออกซิไดเซอร์มากเกินไปอาจทำให้เกิดการเผไหม้และการกัดกร่อนอย่างรุนแรงของชิ้นส่วนเครื่องยนต์ ซึ่งอาจนำไปสู่การสูญเสียยานพาหนะและลูกเรือได้

การอ่านค่าที่ผิดพลาดโดยไม่สามารถอธิบายได้จากเซ็นเซอร์วัดปริมาณเชื้อเพลิงทำให้การปล่อยยานอวกาศหลายครั้งต้องล่าช้า โดยเฉพาะอย่างยิ่งSTS-122เมื่อวันที่ 18 ธันวาคม พ.ศ. 2550 การทดสอบการเติมเชื้อเพลิงพบว่าสาเหตุของข้อผิดพลาดเกิดจากความผิดพลาดในขั้วต่อสายไฟ ไม่ใช่ความล้มเหลวของเซ็นเซอร์เอง^{[ 19 ]}

ทรานสดิวเซอร์วัดความดันสี่ตัวที่ติดตั้งอยู่ด้านบนของถังออกซิเจนเหลวและถังไฮโดรเจนเหลวจะคอยตรวจสอบความดันในช่องว่างระหว่างถัง

นอกจากนี้ ET ยังมีสายส่งไฟฟ้าสองเส้นที่ส่งพลังงานไฟฟ้าจากยานอวกาศไปยังถังเชื้อเพลิงและจรวดขับดันเสริมแรงทั้งสองลูก และส่งข้อมูลจากจรวดขับดันเสริมแรงและ ET ไปยังยานอวกาศ

ยานอวกาศ ET มีกล้องภายนอกติดตั้งอยู่ในโครงยึดที่ติดอยู่กับยานอวกาศ พร้อมด้วยเครื่องส่งสัญญาณที่สามารถส่งข้อมูลวิดีโอได้อย่างต่อเนื่องแม้หลังจากที่ยานอวกาศและยานอวกาศ ET แยกจากกันแล้ว

รถถังรุ่นก่อนหน้านี้มีระบบความปลอดภัยในการกระจายเชื้อเพลิงหากจำเป็น ระบบนี้ประกอบด้วย แหล่งพลังงาน แบตเตอรี่ตัวรับ/ถอดรหัส เสาอากาศ และกระสุนเริ่มตั้งแต่ภารกิจSTS-79ระบบนี้ถูกปิดใช้งาน และถูกถอดออกอย่างสมบูรณ์สำหรับ ภารกิจ STS-88และเที่ยวบินต่อๆ ไปทั้งหมด

ในปี พ.ศ. 2533 มีการเสนอแนะว่าถังภายนอกจะถูกใช้เป็นที่อยู่อาศัยบนดวงจันทร์^{[ 20 ]}หรือเป็นสถานีวงโคจร^{[ 21 ]}ข้อเสนอเหล่านี้ไม่ได้เกิดขึ้นจริง

เมื่อยานอวกาศสเปซชัตเติลปลดระวางในปี 2554 ^{[ 22 ]} NASA ซึ่งโครงการ Constellation ที่ถูกยกเลิกไป นั้นประกอบด้วยยานอวกาศ Orionและจะมีการเปิดตัวยานปล่อยจรวดที่พัฒนามาจากยานสเปซชัตเติลสองลำได้แก่ ยานปล่อย จรวด Ares I สำหรับส่งลูกเรือ และยานปล่อยจรวด Ares Vสำหรับขนส่งสินค้า ขนาดใหญ่

ถึงแม้ว่าทั้ง Ares I และ Ares V จะใช้จรวดขับดันเชื้อเพลิงแข็งแบบห้าส่วนที่ได้รับการดัดแปลงสำหรับขั้นตอนแรก แต่ ET จะทำหน้าที่เป็นเทคโนโลยีพื้นฐานสำหรับขั้นตอนแรกของ Ares V และขั้นตอนที่สองของ Ares I โดยเพื่อเป็นการเปรียบเทียบ ขั้นตอนที่สองของ Ares I จะบรรจุออกซิเจนเหลว (LOX) ได้ประมาณ 26,000 แกลลอนสหรัฐ (98,000 ลิตร) ในขณะที่ ET บรรจุได้ 146,000 แกลลอนสหรัฐ (550,000 ลิตร) มากกว่าถึง 5 เท่า

ส่วนแรกของจรวด Ares V ซึ่งจะติดตั้ง เครื่องยนต์จรวด RS-68 จำนวน 5 เครื่อง (เครื่องยนต์เดียวกับที่ใช้ในจรวด Delta IV ) จะมีเส้นผ่านศูนย์กลาง 33 ฟุต (10 เมตร) กว้างเท่ากับส่วนS-ICและS-IIของ จรวด Saturn Vโดยจะใช้โครงสร้างภายในแบบ ET เดียวกัน (ถัง LH2 _และ LOX แยกกัน โดยมีโครงสร้างคั่นระหว่างถัง) แต่จะได้รับการออกแบบให้สามารถเติมและระบาย LH2 และ LOX ได้โดยตรง_{พร้อม}ทั้งมีช่องระบาย LOX บนแขนยืดหดได้เช่นเดียวกับที่ใช้ในกระสวยอวกาศสำหรับ _LH2

ในทางกลับกัน ขั้นที่สองของ Ares I จะใช้เพียงโฟมฉนวนแบบพ่นจาก ET เท่านั้น เดิมทีโครงสร้างภายในของขั้นที่สองถูกออกแบบมาเหมือนกับ Ares V และ Shuttle ET แต่หลังจากที่ NASA เสร็จสิ้นการตรวจสอบการออกแบบในปี 2006 ก็ได้ตัดสินใจปรับโครงสร้างภายในของขั้นที่สองใหม่ โดยใช้ถัง LH2/LOX แบบรวมกัน_โดยมีแผ่นกั้นร่วมกันคั่นระหว่างเชื้อเพลิงทั้งสองชนิด นี่เป็นโครงสร้างที่เคยใช้ได้ผลดีกับขั้น S-II และS-IVBของจรวด Saturn V มาก่อน และทำไปเพื่อลดน้ำหนักและต้นทุน ต่างจาก Ares V ซึ่งจะใช้ระบบเติม/ระบาย/ระบายอากาศแบบเดียวกับที่ใช้ใน Shuttle ระบบของ Ares I จะใช้ระบบเติม/ระบาย/ระบายอากาศแบบดั้งเดิมที่ใช้ในจรวด Saturn IB และ Saturn V แต่มีแขนที่หดกลับได้อย่างรวดเร็วเนื่องจากความเร็ว "กระโดดข้าม" ที่ Ares I คาดว่าจะเกิดขึ้นหลังจากการจุดระเบิด SRB

ตามที่วางแผนไว้แต่แรก ทั้ง Ares I และ Ares V จะใช้ เครื่องยนต์ RS-25 รุ่นดัดแปลงที่ใช้แล้วทิ้ง แต่เนื่องจากความจำเป็นในการควบคุมค่าใช้จ่ายด้านการวิจัยและพัฒนา และเพื่อให้เป็นไปตามกำหนดการที่Michael D. Griffin ผู้บริหาร NASA กำหนดไว้ ในการปล่อย Ares และ Orion ภายในปี 2011 NASA จึงตัดสินใจ (หลังจากการทบทวนในปี 2006) เปลี่ยนไปใช้ เครื่องยนต์ RS-68 ที่ราคาถูกกว่า สำหรับ Ares V และใช้ เครื่องยนต์ J-2 ที่ได้รับการปรับปรุง สำหรับ Ares I เนื่องจากการเปลี่ยนไปใช้เครื่องยนต์ RS-68 ที่มีประสิทธิภาพน้อยกว่า ทำให้ Ares V ถูกขยายความกว้างจาก 28.6 ฟุต เป็น 33 ฟุต (8.72 เมตร เป็น 10.06 เมตร) เพื่อรองรับเชื้อเพลิงที่เพิ่มขึ้น ในขณะที่ Ares I ถูกปรับเปลี่ยนโครงสร้างใหม่โดยเพิ่มส่วนจรวดเชื้อเพลิงแข็งที่ห้าเข้าไปในส่วนบนของเครื่องยนต์ J-2X เนื่องจากเครื่องยนต์ใหม่มีแรงขับน้อยกว่า RS-25 รุ่นเดิม เนื่องจากข้อแลกเปลี่ยนนี้ นาซาจะประหยัดเงินได้ประมาณ 35 ล้าน ดอลลาร์สหรัฐโดยการใช้เครื่องยนต์ RS-68 ที่มีแรงขับสูงกว่าและได้รับการปรับปรุงให้เรียบง่ายขึ้น (ปรับแต่งให้ทำงานและมีลักษณะคล้ายกับ SSME) ในขณะเดียวกันก็ขจัดความจำเป็นในการทดสอบที่มีค่าใช้จ่ายสูงสำหรับเครื่องยนต์ RS-25 ที่สามารถสตาร์ทจากอากาศได้สำหรับ Ares I

โครงการDIRECTซึ่งเป็นยานอวกาศทางเลือกที่พัฒนามาจากกระสวยอวกาศ จะใช้ถังเชื้อเพลิงภายนอกที่ดัดแปลงให้มีเส้นผ่านศูนย์กลางมาตรฐาน พร้อมเครื่องยนต์ RS-25 จำนวน 3 เครื่อง และขีปนาวุธนำวิถีระยะสั้น (SRBM) มาตรฐาน 2 ลูก เป็นยานส่งลูกเรือ ส่วนยานลำเดียวกันนี้ หากเพิ่มเครื่องยนต์ RS-25 อีกหนึ่งเครื่อง และใช้ส่วนบนของจรวด EDS จะทำหน้าที่เป็นยานส่งสินค้า โครงการนี้มีแผนจะประหยัดงบประมาณ 16 พันล้านดอลลาร์ ลดการสูญเสียงานของ NASA และลดช่องว่างการบินอวกาศที่มีมนุษย์ควบคุมหลังยุคกระสวยอวกาศจาก 5 ปีขึ้นไป เหลือ 2 ปีหรือน้อยกว่านั้น

ระบบปล่อยจรวดอวกาศ (SLS) เป็นยานปล่อยจรวดแบบใช้แล้วทิ้งขนาดใหญ่พิเศษ ของสหรัฐฯ ซึ่งปล่อยขึ้นสู่อวกาศครั้งแรก ในภารกิจ Artemis 1เมื่อเดือนพฤศจิกายน 2022

ส่วนแกนกลางของจรวดมีเส้นผ่านศูนย์กลาง 8.4 เมตร (28 ฟุต) และติดตั้งระบบขับเคลื่อนหลัก (MPS) ซึ่งประกอบด้วยเครื่องยนต์RS-25 จำนวน 4 เครื่อง ^{[ 23 ] [ 24 ]}ส่วนแกนกลางมีโครงสร้างคล้ายกับถังเชื้อเพลิงภายนอกของกระสวยอวกาศ^{[ 25 ] [ 26 ]}และเที่ยวบินแรกๆ จะใช้เครื่องยนต์ RS-25D ที่ได้รับการดัดแปลงซึ่งเหลือมาจากโครงการกระสวยอวกาศ^{[ 27 ]}เที่ยวบินต่อๆ ไปจะเปลี่ยนไปใช้เครื่องยนต์รุ่นที่ราคาถูกกว่าซึ่งไม่ได้มีไว้สำหรับการนำกลับมาใช้ใหม่^{[ 28 ]}

MPTA-ETจัดแสดงร่วมกับ กระสวย อวกาศPathfinderที่ศูนย์อวกาศและจรวดแห่งสหรัฐอเมริกาในเมืองฮันต์สวิลล์ รัฐอลาบามา

ET-94 (LWT รุ่นเก่า) อยู่ในลอสแอนเจลิสและในปี 2019 มีกำหนดการจัดแสดงร่วมกับ กระสวย อวกาศเอนเดเวอร์ที่ศูนย์วิทยาศาสตร์แคลิฟอร์เนียเมื่อศูนย์การบินและอวกาศซามูเอล ออสชินเปิดทำการ^{[ 30 ] [ 31 ]}เมื่อวันที่ 15 มกราคม 2024 มีการประกาศในข่าวประชาสัมพันธ์ว่า ET-94 จรวดขับดันแข็ง 2 ตัว และกระสวยอวกาศเอนเดเวอร์ได้ถูกเชื่อมต่อเข้าด้วยกัน และคาดว่าจะย้ายไปยังสถานที่จัดแสดงใหม่ภายในสิ้นเดือน^{[ 32 ]}

ถังภายนอกอีกสามถังอยู่ในระหว่างการเตรียมการเมื่อการผลิตหยุดลง ET-139 อยู่ในขั้นตอนการผลิตขั้นสูง ส่วน ET-140 และ ET-141 อยู่ในขั้นตอนการผลิตขั้นต้น^{[ 33 ] [ 34 ]}

• ระบบปล่อยจรวดอวกาศ (ยานปล่อยจรวดขนาดใหญ่พิเศษที่ใช้ในโครงการอาร์เทมิส)
• DIRECT (ระบบปล่อยจรวดขนาดใหญ่ที่เสนอ)
• MPTA-ET (การทดสอบถังภายนอกสำหรับ STS)
• รายชื่อเศษซากอวกาศที่กลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศโลก
• รายชื่อยานอวกาศที่หนักที่สุด

• "ระบบป้องกันความร้อนของถังภายนอก" เก็บถาวรเมื่อวันที่ 9 กุมภาพันธ์ 2021 ที่Wayback Machine NASA Facts Return to Flight Focus Area , National Aeronautics and Space Administration, Marshall Space Flight Center, Huntsville, Alabama (Pub 8-40392, FS2005-4-10-MSFC, เมษายน 2005)
• องค์การบริหารการบินและอวกาศแห่งชาติ (NASA). เอกสารสรุปเกี่ยวกับระบบขับดัน (Booster Systems Briefs ). ฉบับพื้นฐาน, Rev F, PCN 1. 27 เมษายน 2548.
• องค์การบริหารการบินและอวกาศแห่งชาติ (NASA). เกณฑ์การออกแบบระบบกระสวยอวกาศ. เล่มที่ 1: สมุดข้อมูลการประเมินประสิทธิภาพกระสวยอวกาศ . NSTS 08209, เล่มที่ 1, ฉบับแก้ไข B. 16 มีนาคม 2542.

วิกิมีเดียคอมมอนส์มีสื่อที่เกี่ยวข้องกับถังเชื้อเพลิงภายนอกของกระสวยอวกาศ

• แกลเลอรี่ภาพระบบขับเคลื่อนและถังเชื้อเพลิงภายนอกของกระสวยอวกาศ เก็บถาวรเมื่อวันที่ 24 กุมภาพันธ์ 2021 ที่Wayback Machine
• "คลิปวิดีโอการปล่อยจรวด STS-115 จากกล้อง ETบน YouTube "
• รายงาน ของคณะกรรมการสอบสวนอุบัติเหตุโคลัมเบียเล่ม 1 บทที่ 3 "การวิเคราะห์อุบัติเหตุ" สิงหาคม 2546
• "ภาพจากยานอวกาศแอตแลน ติสขณะปลดถังเชื้อเพลิงภายนอกระหว่างภารกิจ STS-125 และขณะโคจรในวงโคจรที่กำลังจะดับ"บน YouTube
• "การใช้ถังเชื้อเพลิงภายนอกของกระสวยอวกาศเป็นสถานีอวกาศ - โครงการศึกษาของ Perun" บทความนักศึกษาที่ได้รับรางวัลในปี 1979 เกี่ยวกับการสร้างสถานีอวกาศจากถังเชื้อเพลิงภายนอก
• "ถังภายนอก"ศูนย์วิทยาศาสตร์แคลิฟอร์เนีย
• บันทึกประวัติศาสตร์วิศวกรรมอเมริกัน (HAER) หมายเลข TX-116-J " ระบบขนส่งอวกาศ ถังเชื้อเพลิงภายนอก ศูนย์อวกาศลินดอน บี. จอห์นสัน 2101 NASA Parkway ฮิวสตัน แฮร์ริสเคาน์ตี้ เท็กซัส " ภาพวาดที่วัดขนาดแล้ว 3 ภาพ