Tanque externo del transbordador espacial

El color naranja del tanque externo es el color del aislamiento de espuma pulverizada. Los dos primeros tanques, utilizados para STS-1 y STS-2 , se pintaron de blanco para protegerlos de la luz ultravioleta durante el tiempo prolongado que el transbordador pasó en la plataforma de lanzamiento antes del lanzamiento. ^{[ 7 ]} El ingeniero de la NASA Farouk Huneidi le dijo a la agencia que la pintura en realidad no protegía la espuma. ^{[ 8 ]} Martin Marietta (ahora parte de Lockheed Martin ) redujo el peso al dejar el aislamiento pulverizado de color óxido sin pintar a partir de STS-3 , ahorrando aproximadamente 272 kg (600 lb ) . ^{[ 9 ]}  

El ET original se conoce informalmente como Tanque de Peso Estándar (SWT, por sus siglas en inglés) y fue fabricado con aleación de aluminio 2219 , una aleación de aluminio y cobre de alta resistencia utilizada en numerosas aplicaciones aeroespaciales.

Después de la misión STS-4 , se eliminaron varios cientos de libras al suprimir la línea antigéiser. Esta línea discurría paralela a la línea de alimentación de oxígeno, proporcionando una vía de circulación para el oxígeno líquido. Esto reduce la acumulación de oxígeno gaseoso en la línea de alimentación durante el llenado previo al lanzamiento (carga del LOX). Tras evaluar los datos de carga de propulsor de las pruebas en tierra y las primeras misiones del Transbordador Espacial, se eliminó la línea antigéiser para las misiones posteriores. La longitud y el diámetro totales del ET permanecen sin cambios. El último SWT, utilizado en la misión STS-7 , pesaba aproximadamente 77 000 libras (35 000 kg) inertes. 

A partir de la misión STS-6 , se introdujo un tanque de combustible ligero (LWT). Este tanque se utilizó en la mayoría de los vuelos del transbordador espacial y su último uso fue durante el lanzamiento de la desafortunada misión STS-107 . Si bien el peso de los tanques varía ligeramente, cada uno pesaba aproximadamente 30 000 kg (66 000 libras) en estado inerte. 

La reducción de peso del SWT se logró eliminando secciones de los largueros (rigidizadores estructurales que recorren el tanque de hidrógeno), utilizando menos anillos de refuerzo y modificando los marcos principales del tanque. Además, se mecanizaron secciones importantes del tanque de manera diferente para reducir su grosor, y el peso de los soportes traseros del cohete propulsor sólido se redujo mediante el uso de una aleación de titanio más resistente, ligera y económica .

El tanque superligero (SLWT) voló por primera vez en 1998 en STS-91 y se utilizó para todas las misiones posteriores con dos excepciones ( STS-99 y STS-107 ). ^{[ 10 ]} El SLWT tenía básicamente el mismo diseño que el LWT excepto que usaba una aleación de aluminio-litio ( Al 2195 ) para gran parte de la estructura del tanque. Esta aleación proporcionó una reducción significativa en el peso del tanque (alrededor de 7000 libras o 3175 kg ) en comparación con el LWT. La fabricación también incluyó tecnología de soldadura por fricción-agitación . Aunque todos los ET producidos después de la introducción del SLWT fueron de esta configuración, un LWT permaneció en inventario para ser usado si se solicitaba hasta el final de la era del transbordador. El SLWT proporcionó el 50% del aumento de rendimiento requerido para que el transbordador llegara a la Estación Espacial Internacional . ^{[ 11 ]} La reducción de peso permitió al Orbitador transportar más carga útil a la órbita altamente inclinada de la ISS . 

Especificaciones SLWT ^{[ 10 ]}

• Longitud: 153,8 pies (46,9 m)  
• Diámetro: 8,4 metros (27,6 pies)  
• Peso en vacío: 58.500 lb (26.500 kg)  
• Peso bruto al despegue: 1.680.000 lb (760.000 kg)  

tanque de LOX

• Longitud: 54,6 pies (16,6 m)  
• Diámetro: 8,4 metros (27,6 pies)  
• Volumen (a 22 psig ): 19.541,66 pies cúbicos (146.181,8 galones estadounidenses ; 553.358 litros )     
• Masa de LOX (a 22 psig): 1.387.457 lb (629.340 kg)  
• Presión de funcionamiento: 34,7–36,7 psi (239–253 kPa) (absoluta)  

Intertanque

• Longitud: 22,6 pies (6,9 m)  
• Diámetro: 8,4 metros (27,6 pies)  

Tanque LH ₂

• Longitud: 97,0 pies (29,6 m)  
• Diámetro: 8,4 metros (27,6 pies)  
• Volumen (a 29,3 psig): 52.881,61 pies cúbicos (395.581,9 galones estadounidenses ; 1.497.440 litros)     
• Masa de LH ₂ (a 29,3 psig): 234.265 lb (106.261 kg)  
• Presión de funcionamiento: 32–34 psi (220–230 kPa) (absoluta)  
• Temperatura de funcionamiento: −423 °F (−253 °C) ^{[ 11 ]}  

El tanque de LOX está ubicado en la parte superior ^{[ a ]} del ET y tiene forma de ojiva para reducir la resistencia aerodinámica y el calentamiento aerotermodinámico. La sección frontal de la ojiva está cubierta por una placa plana extraíble y un cono frontal . El cono frontal consta de un conjunto cónico extraíble que sirve como carenado aerodinámico para los componentes ^del sistema de propulsión y eléctrico. El elemento más frontal del cono frontal funciona como pararrayos de aluminio fundido. El volumen del tanque de LOX es de 19 744 pies cúbicos (559,1 m³ ) a 22 psi (150 kPa) y -297 °F (90,4 K; -182,8 °C) ( criogénico ).        

El tanque se conecta a una línea de alimentación de 430 mm (17 pulgadas) de diámetro que transporta el oxígeno líquido a través del tanque intermedio, y luego fuera del ET hasta el umbilical de desconexión del ET/orbitador derecho trasero. La línea de alimentación de 430 mm (17 pulgadas ) de diámetro permite que el oxígeno líquido fluya a aproximadamente 75 800 kg/min (2787 lb/s) con los RS-25 operando al 104 % o permite un flujo máximo de 17 592 galones estadounidenses /min (1,1099 m³ ^/ s) .         

Todas las cargas, excepto las aerodinámicas, se transfieren desde el tanque de LOX a través de una interfaz de brida atornillada con el tanque intermedio.

El tanque de LOX también incluye un deflector interno antisalpicaduras y un deflector de vórtice para amortiguar el movimiento del fluido. El deflector de vórtice está montado sobre la salida de alimentación de LOX para reducir la turbulencia del fluido causada por el movimiento y evitar la acumulación de gases en el LOX suministrado.

El intertanque es la conexión estructural del sistema de escape entre los tanques de LOX y LH2 _. Sus funciones principales son recibir y distribuir todas las cargas de empuje de los cohetes propulsores de combustible sólido (SRB) y transferir cargas entre los tanques.

Los dos soportes de fijación delanteros de los propulsores SRB están ubicados a 180° de distancia en la estructura entre tanques. Una viga se extiende a lo largo de dicha estructura y se fija mecánicamente a los soportes de fijación. Durante el disparo de los propulsores SRB, la viga se flexiona debido a las altas cargas de tensión, las cuales se transfieren a los soportes.

Junto a los accesorios de fijación de los SRB se encuentra un marco anular principal. Las cargas se transfieren desde los accesorios al marco anular principal, que luego distribuye las cargas tangenciales a la estructura interna del tanque. Dos paneles de esta estructura, denominados paneles de empuje, distribuyen las cargas axiales concentradas de empuje de los SRB a los tanques de LOX y LH₂ _y a los paneles adyacentes de la estructura interna. Estos paneles adyacentes están formados por seis paneles reforzados con largueros.

El compartimento intermedio también funciona como un espacio protector para alojar la instrumentación operativa.

El tanque LH ₂ es la parte inferior ^{del ET} . El tanque está construido con cuatro secciones cilíndricas en forma de barril, una cúpula delantera y una cúpula trasera. Las secciones del barril están unidas por cinco marcos anulares principales. Estos marcos anulares reciben y distribuyen las cargas. El marco delantero de la cúpula al barril distribuye las cargas aplicadas a través de la estructura intertanque y también es la brida para fijar el tanque LH ² _al intertanque. El anillo principal trasero recibe las cargas inducidas por el orbitador desde los puntales de soporte traseros del orbitador y las cargas inducidas por los SRB desde los puntales de soporte traseros de los SRB. Los tres marcos anulares restantes distribuyen las cargas de empuje del orbitador y las cargas de soporte de la línea de alimentación de LOX. Las cargas de los marcos se distribuyen luego a través de los paneles de la superficie del barril. El tanque LH ₂ tiene un volumen de 53 488 pies cúbicos (1514,6 ^m³ ) a 29,3 psi (202 kPa) y -423 °F (-252,8 °C) (criogénico).     

Las cúpulas delantera y trasera tienen la misma forma elipsoidal modificada. La cúpula delantera incorpora soportes para la válvula de ventilación LH ₂ , la conexión de la línea de presurización LH _{2 y la conexión de paso eléctrico. La cúpula trasera dispone de una boca de inspección para acceder} al filtro de la línea de alimentación LH ₂ y un soporte para dicha línea.

El tanque LH2 _también cuenta con un deflector de vórtice para reducir la turbulencia resultante del chapoteo y evitar el atrapamiento de gases en el LH2 suministrado _. El deflector está ubicado en la salida del sifón, justo encima de la cúpula de popa del tanque LH2 _. Esta salida transmite el hidrógeno líquido desde el tanque a través de una línea de 17 pulgadas (430 mm) hasta el umbilical de popa izquierdo. El caudal de la línea de alimentación de hidrógeno líquido es de 465 lb/s (12 700 kg/min) con los motores principales al 104% o un caudal máximo de 47 365 galones estadounidenses /min ( ^2,9883 m³ /s) .      

El sistema de protección térmica ET se compone principalmente de aislamiento de espuma pulverizada (SOFI), además de piezas de espuma preformadas y materiales ablativos premoldeados . El sistema también incluye el uso de aislantes térmicos fenólicos para evitar la licuefacción del aire. Se requieren aisladores térmicos para las conexiones de los tanques de hidrógeno líquido para evitar la licuefacción del aire en el metal expuesto y reducir el flujo de calor hacia el hidrógeno líquido. Si bien el oxígeno líquido más caliente reduce los requisitos térmicos, el aluminio de las áreas delanteras del tanque de oxígeno líquido requiere protección contra el calentamiento aerodinámico . Mientras tanto, el aislamiento en las superficies traseras evita que el aire licuado se acumule en el espacio entre tanques. El cilindro central del tanque de oxígeno y las líneas de propulsor podrían soportar las profundidades esperadas de acumulación de escarcha condensada por la humedad, pero el orbitador no podría soportar el daño por el desprendimiento de hielo. El sistema de protección térmica pesa 4823 lb (2188 kg) .  

El desarrollo del sistema de protección térmica de los ET fue problemático. Las anomalías en la aplicación de la espuma eran tan frecuentes que se consideraban variaciones, no incidentes de seguridad. La NASA tuvo dificultades para evitar que se desprendieran fragmentos de espuma durante el vuelo a lo largo de toda la historia del programa.

• Misión STS-1 Columbia , 1981: La tripulación informó que un material blanco pasaba por las ventanas durante el vuelo con el tanque externo del orbitador. La tripulación estimó que el tamaño de las partículas oscilaba entre 6 mm y el de un puño . El informe posterior al aterrizaje describió una probable pérdida de espuma de ubicación desconocida y la necesidad de reemplazar 300 losetas debido a diversas causas. 
• Misión STS-4 Columbia , 1982: Pérdida de rampa PAL; 40 losetas requieren reemplazo total.
• STS-5 Columbia , 1982: Continúa la alta tasa de pérdida de baldosas.
• STS-7 Challenger , 1983: 50 x 30 cm (20 x 12 pulgadas) Pérdida de rampa del bípode fotografiada, docenas de pérdidas puntuales. ^{[ 14 ]}  
• STS-27 Atlantis , 1988: Una gran pérdida de origen incierto, que provocó la pérdida total de una loseta. Cientos de pérdidas menores.
• STS-32 Columbia , 1990: Se fotografió la pérdida de la rampa del bípode; cinco pérdidas puntuales de hasta 70  cm de diámetro, además de daños en las losetas. ^{[ 15 ]}
• STS-50 Columbia , 1992: Pérdida de rampa del bípode. Daños en loseta de 20×10×1  cm. ^{[ 15 ]}
• STS-52 Columbia , 1992: Parte de la rampa del bípode y la plataforma de elevación se perdieron. 290 marcas de baldosas en total, 16 de ellas de más de una pulgada.
• Misión STS-62 Columbia , 1994: Se perdió una parte de la rampa del bípode.

En 1995, se comenzó a retirar el clorofluorocarbono-11 (CFC-11) de las espumas aplicadas con máquinas en grandes superficies, en cumplimiento de la prohibición de CFC impuesta por la Agencia de Protección Ambiental (EPA) en virtud del artículo 610 de la Ley de Aire Limpio . En su lugar, se certificó el uso de un hidroclorofluorocarbono conocido como HCFC-141b, que se incorporó gradualmente al programa de transporte. Las espumas restantes, en particular las piezas de detalle aplicadas a mano, continuaron utilizando CFC-11 hasta el final del programa. Estas áreas incluyen las rampas problemáticas del bípode y del PAL, así como algunos accesorios e interfaces. En el caso específico de la rampa del bípode, "el proceso de aplicación de la espuma a esa parte del tanque no había cambiado desde 1993". ^{[ 16 ]} La "nueva" espuma que contiene HCFC 141b se utilizó por primera vez en la parte posterior de la cúpula del ET-82 durante el vuelo del STS-79 en 1996. El uso de HCFC 141b se extendió al área de los ET, o partes más grandes del tanque, comenzando con el ET-88, que voló en el STS-86 en 1997.

Durante el despegue de la misión STS-107 el 16 de enero de 2003, un trozo de espuma aislante se desprendió de una de las rampas del bípode del tanque y golpeó el borde de ataque del ala del transbordador espacial Columbia a varios cientos de millas por hora. Se cree que el impacto dañó un panel de carbono-carbono reforzado relativamente grande en el borde de ataque del ala izquierda, del tamaño aproximado de una pelota de baloncesto, lo que permitió que gas sobrecalentado entrara en la superestructura del ala varios días después durante la reentrada. Esto provocó la destrucción del Columbia y la pérdida de su tripulación. El informe determinó que el tanque de combustible externo, ET-93, "había sido construido con BX-250", una espuma de cierre cuyo agente espumante era CFC-11 y no el más nuevo HCFC 141b. ^{[ 17 ]}

En 2005, el problema del desprendimiento de espuma aún no se había solucionado por completo. En la misión STS-114 , cámaras adicionales instaladas en el tanque registraron un trozo de espuma que se desprendió de una de sus rampas de carga de aire de protuberancia (PAL), diseñadas para evitar el flujo de aire inestable debajo de las bandejas de cables y las líneas de presurización del tanque durante el ascenso. Las rampas PAL consisten en capas de espuma rociadas manualmente y son más propensas a convertirse en una fuente de residuos. Ese trozo de espuma no impactó en el transbordador.

Los informes publicados simultáneamente con la misión STS-114 sugieren que la manipulación excesiva del tanque externo durante su modificación y actualización pudo haber contribuido a la pérdida de espuma en la misión de regreso al vuelo del Discovery . Sin embargo, posteriormente se realizaron tres misiones del transbordador ( STS-121 , STS-115 y STS-116 ), todas con niveles "aceptables" de pérdida de espuma. No obstante, en la misión STS-118, un trozo de espuma (o hielo) de aproximadamente 100 mm de diámetro se desprendió de un soporte de fijación de la línea de alimentación en el tanque, rebotó en uno de los puntales traseros e impactó la parte inferior del ala, dañando dos losetas. El daño no se consideró peligroso.  

El hardware externo, los accesorios de fijación del orbitador ET, los accesorios umbilicales y el sistema eléctrico y de seguridad de alcance pesan 9100 libras (4100 kg) . 

Ventilaciones y válvulas de alivio

Cada tanque de propulsor tiene una válvula de ventilación y alivio en su extremo delantero. Esta válvula de doble función puede ser abierta por el equipo de apoyo en tierra para la función de ventilación durante el prelanzamiento y puede abrirse durante el vuelo cuando la presión del espacio vacío del tanque de hidrógeno líquido alcanza los 38 psi (260 kPa) o la presión del espacio vacío del tanque de oxígeno líquido alcanza los 25 psi (170 kPa) .    

En los primeros vuelos, el tanque de oxígeno líquido contenía una válvula de ventilación de turbulencia propulsora, accionada pirotécnicamente , en su extremo delantero. Durante la separación, se abría la válvula de ventilación de oxígeno líquido, proporcionando un impulso que facilitaba la maniobra de separación y un control más preciso de la aerodinámica de entrada del tanque externo. El último vuelo con la válvula de turbulencia activa fue el STS-36.

Cada una de las dos placas umbilicales del tanque externo trasero se acopla con una placa correspondiente en el orbitador. Estas placas ayudan a mantener la alineación entre los umbilicales. La resistencia física de las placas umbilicales se logra mediante el atornillado de las placas correspondientes. Cuando los GPC del orbitador ordenan la separación del tanque externo, los pernos se cortan mediante dispositivos pirotécnicos.

El ET cuenta con cinco válvulas umbilicales de propulsor que se conectan con los umbilicales del orbitador: dos para el tanque de oxígeno líquido y tres para el tanque de hidrógeno líquido. Una de las válvulas del umbilical del tanque de oxígeno líquido es para oxígeno líquido, y la otra para oxígeno gaseoso. El umbilical del tanque de hidrógeno líquido tiene dos válvulas para líquido y una para gas. El umbilical de hidrógeno líquido de diámetro intermedio es un umbilical de recirculación que se utiliza únicamente durante la secuencia de enfriamiento del hidrógeno líquido antes del lanzamiento.

A medida que se llena el tanque externo (ET), el exceso de hidrógeno gaseoso se ventila a través de conexiones umbilicales sobre una tubería de gran diámetro en un brazo que se extiende desde la estructura de servicio fija. La conexión de esta tubería entre el ET y la estructura de servicio se realiza en la placa portadora umbilical terrestre (GUCP). También se instalan sensores en la GUCP para medir los niveles de hidrógeno. Las cuentas regresivas de las misiones STS-80 , STS-119 , STS-127 y STS-133 se detuvieron, lo que provocó retrasos de varias semanas en los casos posteriores debido a fugas de hidrógeno en esta conexión. Esto requiere el vaciado completo de los tanques y la eliminación de todo el hidrógeno mediante purga con helio, un proceso de 20 horas, antes de que los técnicos puedan inspeccionar y reparar los problemas. ^{[ 18 ]}

Una tapa montada en el brazo oscilante de la estructura de servicio fija cubre la ventilación del tanque de oxígeno en la parte superior del tubo de escape durante la cuenta regresiva y se retrae aproximadamente dos minutos antes del despegue. La tapa extrae el vapor de oxígeno que amenaza con formar grandes acumulaciones de hielo en el tubo de escape, protegiendo así el sistema de protección térmica del orbitador durante el lanzamiento.

Sensores

Hay ocho sensores de agotamiento de propulsor, cuatro para combustible y cuatro para oxidante. Los sensores de agotamiento de combustible se encuentran en la parte inferior del tanque de combustible. Los sensores de oxidante están montados en el colector de la línea de alimentación de oxígeno líquido del orbitador, aguas abajo del interruptor de desconexión de la línea de alimentación. Durante el empuje del RS-25, las computadoras de propósito general del orbitador calculan constantemente la masa instantánea del vehículo debido al uso de los propulsores. Normalmente, el apagado del motor principal se basa en una velocidad predeterminada; sin embargo, si dos de los sensores de combustible u oxidante detectan una condición de sequedad, los motores se apagarán.

La ubicación de los sensores de oxígeno líquido permite que los motores consuman la máxima cantidad de oxidante, a la vez que proporciona tiempo suficiente para apagarlos antes de que las bombas de oxidante se queden sin combustible. Además, se cargan 500 kg (1100 lb) de hidrógeno líquido por encima de lo requerido por la relación de mezcla oxidante-combustible de 6:1. Esto garantiza que el corte de los sensores de agotamiento se produzca con una mezcla rica en combustible; las paradas del motor con exceso de oxidante pueden causar quemaduras y una erosión severa de los componentes del motor, lo que podría provocar la pérdida del vehículo y de la tripulación.  

Las lecturas erróneas e inexplicables de los sensores de agotamiento de combustible han retrasado varios intentos de lanzamiento del transbordador, en particular el STS-122 . El 18 de diciembre de 2007, una prueba de repostaje determinó que la causa de los errores era un fallo en un conector de cableado, y no un fallo de los propios sensores. ^{[ 19 ]}

Cuatro transductores de presión ubicados en la parte superior de los tanques de oxígeno líquido e hidrógeno líquido monitorean las presiones en el espacio libre.

El ET también cuenta con dos cables umbilicales eléctricos que transportan energía eléctrica desde el orbitador al tanque y a los dos cohetes propulsores sólidos (SRB), y que proporcionan información desde los SRB y el ET al orbitador.

El módulo de transporte extraterrestre (ET) cuenta con cámaras externas montadas en los soportes fijados al transbordador, junto con transmisores que pueden seguir enviando datos de vídeo mucho después de que el transbordador y el ET se hayan separado.

Los tanques anteriores incorporaban un sistema de seguridad de alcance para dispersar el propulsor en caso necesario. Este sistema incluía una fuente de alimentación por batería , un receptor/decodificador, antenas y munición . A partir de la misión STS-79 , este sistema fue desactivado y se eliminó por completo para la misión STS-88 y todos los vuelos posteriores.

Con la retirada del transbordador espacial en 2011, ^{[ 22 ]} la NASA, con su programa Constellation cancelado , que incluía la nave espacial Orion , también habría presentado el debut de dos vehículos de lanzamiento derivados del transbordador, el vehículo de lanzamiento tripulado Ares I apto para vuelos tripulados y el vehículo de lanzamiento de carga pesada Ares V.

Si bien tanto el Ares I como el Ares V habrían utilizado un propulsor de cohete sólido modificado de cinco segmentos para su primera etapa, el ET habría servido como tecnología de referencia para la primera etapa del Ares V y la segunda etapa del Ares I; a modo de comparación, la segunda etapa del Ares I habría contenido aproximadamente 26 000 galones estadounidenses (98 000 litros) de LOX, frente a los 146 000 galones estadounidenses (550 000 litros) del ET , más de 5 veces esa cantidad.      

La primera etapa del Ares V, que habría estado equipada con cinco motores de cohete RS-68 (el mismo motor utilizado en el cohete Delta IV ), tendría 10 metros de diámetro, tan ancho como las etapas S-IC y S-II del cohete Saturno V. Habría utilizado la misma configuración interna del tanque externo (tanques separados de LH2 _y LOX separados por una estructura intermedia), pero habría estado configurada para aceptar directamente el llenado y vaciado de LH2 _y LOX, junto con la ventilación de LOX en un brazo retráctil como el utilizado en el transbordador para el _LH2 . 

La segunda etapa del Ares I, por otro lado, solo habría utilizado la espuma aislante pulverizada del ET. Originalmente configurada como la del Ares V y el ET del Transbordador, la NASA, tras completar su revisión de diseño en 2006, decidió reconfigurar la estructura interna de la segunda etapa utilizando un tanque combinado de LH₂ _/ LOX con los propelentes separados por un mamparo común. Esta configuración ya se había utilizado con éxito en las etapas S-II y S-IVB del cohete Saturno V, y se implementó para ahorrar peso y costes. A diferencia del Ares V, que habría utilizado la misma configuración de llenado/drenaje/ventilación que el Transbordador, el sistema del Ares I habría utilizado un sistema tradicional de llenado/drenaje/ventilación como el de los cohetes Saturno IB y Saturno V, pero con brazos de retracción rápida debido a la velocidad de "salto" que el Ares I esperaría tras el encendido del SRB.

Como se había previsto originalmente, tanto el Ares I como el Ares V habrían utilizado una versión modificada y desechable del motor RS-25 , pero con el tiempo, debido a la necesidad de mantener bajos los costos de I+D y de cumplir con el cronograma establecido por la administración de la NASA , Michael D. Griffin, para lanzar el Ares y el Orion en 2011, la NASA decidió (después de la revisión de 2006) cambiar al motor RS-68, más económico , para el Ares V y a un motor J-2 mejorado para el Ares I. Debido al cambio al RS-68, menos eficiente, el Ares V se ensanchó de 8,72 a 10,06 metros (28,6 a 33 pies ) para acomodar el propulsor adicional requerido, mientras que el Ares I se reconfiguró para incorporar un quinto segmento de cohete sólido con la etapa superior J-2X, ya que el nuevo motor tiene menos empuje que el RS-25 original. Debido a esta compensación, la NASA ahorraría aproximadamente 35 millones de dólares estadounidenses al utilizar motores RS-68 simplificados y de mayor empuje (reconfigurados para encenderse y funcionar como el SSME), al tiempo que eliminaría las costosas pruebas necesarias para un RS-25 arrancable desde el aire para el Ares I. 

El proyecto DIRECT , una propuesta de vehículo alternativo derivado del transbordador espacial, habría utilizado un tanque externo modificado de diámetro estándar con tres motores RS-25 y dos misiles balísticos de corto alcance (SRBM) estándar como vehículo de lanzamiento tripulado. El mismo vehículo, con un motor RS-25 adicional y una etapa superior EDS, habría servido como vehículo de lanzamiento de carga. Se planeó ahorrar 16 mil millones de dólares, evitar la pérdida de empleos en la NASA y reducir el intervalo entre vuelos espaciales tripulados posteriores al transbordador de más de cinco años a dos o menos.

El Sistema de Lanzamiento Espacial (SLS, por sus siglas en inglés) es un vehículo de lanzamiento desechable superpesado estadounidense , que realizó su primer vuelo en la misión Artemis 1 en noviembre de 2022.

La etapa central del cohete tiene un diámetro de 8,4 metros (28 pies) y monta un Sistema de Propulsión Principal (MPS) que incorpora cuatro motores RS-25 . ^{[ 23 ] [ 24 ]} La etapa central es estructuralmente similar al tanque externo del Transbordador Espacial, ^{[ 25 ] [ 26 ]} y los vuelos iniciales utilizarán motores RS-25D modificados sobrantes del programa del Transbordador Espacial. ^{[ 27 ]} Los vuelos posteriores cambiarán a una versión más económica del motor que no está destinada a ser reutilizada. ^{[ 28 ]} 

El MPTA-ET se exhibe junto con el transbordador espacial Pathfinder en el Centro Espacial y de Cohetes de EE. UU. en Huntsville, Alabama .

ET-94 (versión anterior LWT) se encuentra en Los Ángeles y en 2019 estaba previsto que se exhibiera junto con el transbordador espacial Endeavour en el Centro de Ciencias de California cuando se inaugurara el Centro Aeroespacial Samuel Oschin. ^{[ 30 ] [ 31 ]} El 15 de enero de 2024, se anunció en un comunicado de prensa que ET-94, dos cohetes propulsores sólidos y el transbordador espacial Endeavour se habían unido y se esperaba que se trasladaran a su nueva ubicación de exhibición a finales de mes. ^{[ 32 ]}

Otros tres tanques externos estaban en preparación cuando se detuvo la fabricación. El ET-139 se encuentra en una etapa avanzada de fabricación; el ET-140 y el ET-141 están en etapas iniciales de fabricación. ^{[ 33 ] [ 34 ]}