خزان الوقود الخارجي لمكوك الفضاء

اللون البرتقالي للخزان الخارجي هو لون طبقة العزل الرغوي المرشوشة. طُلي الخزانان الأولان، المستخدمان في مهمتي STS-1 و STS-2 ، باللون الأبيض لحمايتهما من الأشعة فوق البنفسجية خلال الفترة الطويلة التي قضاها المكوك على منصة الإطلاق قبل الانطلاق. ^{[ 7 ]} صرّح المهندس فاروق حنيدي، من وكالة ناسا، بأن الطلاء لم يكن يحمي الرغوة فعليًا. ^{[ 8 ]} خفّضت شركة مارتن ماريتا (التي أصبحت الآن جزءًا من شركة لوكهيد مارتن ) الوزن بترك طبقة العزل الرغوي ذات اللون الصدئ بدون طلاء بدءًا من مهمة STS-3 ، مما وفّر حوالي 272 كيلوغرامًا (600 رطل ) . ^{[ 9 ]}  

يُعرف خزان الوزن القياسي (SWT) الأصلي بشكل غير رسمي باسم خزان الوزن القياسي (SWT) وقد تم تصنيعه من سبيكة الألومنيوم 2219 ، وهي سبيكة من الألومنيوم والنحاس عالية القوة تستخدم في العديد من تطبيقات الفضاء الجوي.

بعد مهمة STS-4 ، تم تقليل الوزن بمئات الأرطال عن طريق إزالة خط منع الاحتراق. كان هذا الخط موازياً لخط تغذية الأكسجين، مما يوفر مساراً لدوران الأكسجين السائل. هذا يقلل من تراكم الأكسجين الغازي في خط التغذية أثناء عملية التزود بالوقود قبل الإطلاق (تحميل الأكسجين السائل). بعد تقييم بيانات تحميل الوقود من الاختبارات الأرضية والرحلات القليلة الأولى لمكوك الفضاء، أُزيل خط منع الاحتراق في الرحلات اللاحقة. بقي الطول الإجمالي وقطر وحدة الاحتراق دون تغيير. بلغ وزن آخر وحدة احتراق، التي أُطلقت في مهمة STS-7 ، حوالي 35,000 كيلوغرام (77,000 رطل) وهي خاملة. 

ابتداءً من مهمة STS-6 ، تم تقديم خزان وقود خفيف الوزن (LWT). استُخدم هذا الخزان في معظم رحلات المكوك الفضائي، وكان آخر استخدام له خلال إطلاق مهمة STS-107 المشؤومة . على الرغم من اختلاف أوزان الخزانات قليلاً، إلا أن وزن كل منها كان يبلغ حوالي 30,000 كيلوغرام (66,000 رطل) في حالته الخاملة. 

تم تحقيق تخفيض الوزن في مركبة SWT من خلال إزالة أجزاء من الدعامات الطولية (الدعامات الهيكلية الممتدة على طول خزان الهيدروجين)، واستخدام عدد أقل من حلقات التقوية، وتعديل الهياكل الرئيسية في خزان الهيدروجين. كما تم تشكيل أجزاء كبيرة من الخزان بطريقة مختلفة لتقليل سمكه، وخُفِّض وزن ملحقات معزز الصاروخ الصلب الخلفي للمركبة ET باستخدام سبيكة تيتانيوم أقوى وأخف وزنًا وأقل تكلفة .

تم استخدام خزان الوقود فائق الخفة (SLWT) لأول مرة في عام 1998 على متن مهمة STS-91 ، واستُخدم في جميع المهمات اللاحقة باستثناء مهمتين ( STS-99 و STS-107 ). ^{[ 10 ]} كان تصميم SLWT مطابقًا لتصميم خزان الوقود خفيف الوزن (LWT)، باستثناء استخدام سبيكة من الألومنيوم والليثيوم ( Al 2195 ) في جزء كبير من هيكل الخزان. وقد ساهمت هذه السبيكة في خفض وزن الخزان بشكل ملحوظ (حوالي 7000 رطل أو 3175 كجم ) مقارنةً بخزان LWT. كما شملت عملية التصنيع تقنية اللحام الاحتكاكي . وعلى الرغم من أن جميع خزانات الوقود التي أُنتجت بعد طرح SLWT كانت من هذا النوع، فقد بقي خزان LWT واحد في المخزون لاستخدامه عند الطلب حتى نهاية عصر المكوك الفضائي. وقد ساهم SLWT في زيادة الأداء بنسبة 50% اللازمة لوصول المكوك الفضائي إلى محطة الفضاء الدولية . ^{[ 11 ]} وقد سمح انخفاض الوزن للمركبة المدارية بحمل حمولة أكبر إلى مدار محطة الفضاء الدولية شديد الميل . 

مواصفات SLWT ^{[ 10 ]}

• الطول: 153.8 قدم (46.9 متر)  
• القطر: 27.6 قدم (8.4 متر)  
• الوزن الفارغ: 58,500 رطل (26,500 كجم)  
• الوزن الإجمالي للإقلاع: 1,680,000 رطل (760,000 كجم)  

خزان الأكسجين السائل

• الطول: 54.6 قدم (16.6 متر)  
• القطر: 27.6 قدم (8.4 متر)  
• الحجم (عند ضغط 22 رطل لكل بوصة مربعة ): 19,541.66 قدم مكعب (146,181.8 جالون أمريكي ؛ 553,358 لتر )     
• كتلة الأكسجين السائل (عند ضغط 22 رطل لكل بوصة مربعة): 1,387,457 رطل (629,340 كجم)  
• ضغط التشغيل: 34.7–36.7 رطل لكل بوصة مربعة (239–253 كيلو باسكال) (مطلق)  

إنترتانك

• الطول: 22.6 قدم (6.9 متر)  
• القطر: 27.6 قدم (8.4 متر)  

خزان LH ₂

• الطول: 97.0 قدم (29.6 متر)  
• القطر: 27.6 قدم (8.4 متر)  
• الحجم (عند ضغط 29.3 رطل لكل بوصة مربعة): 52,881.61 قدم مكعب (395,581.9 جالون أمريكي ؛ 1,497,440 لتر)     
• كتلة LH ₂ (عند 29.3 رطل لكل بوصة مربعة): 234,265 رطل (106,261 كجم)  
• ضغط التشغيل: 32-34 رطل لكل بوصة مربعة (220-230 كيلو باسكال) (مطلق)  
• درجة حرارة التشغيل: -423 درجة فهرنهايت (-253 درجة مئوية) ^{[ 11 ]}  

يقع خزان الأكسجين السائل في الجزء العلوي ^{من المركبة} الفضائية، وهو مصمم ^بشكل مخروطي لتقليل مقاومة الهواء والتسخين الناتج عن الديناميكا الهوائية. يُغطى الجزء الأمامي المخروطي بغطاء مسطح قابل للإزالة ومخروط أنفي . يتكون المخروط الأنفي من مجموعة مخروطية قابلة للإزالة تعمل كغطاء انسيابي لمكونات نظام الدفع والنظام الكهربائي. يعمل الجزء الأمامي من المخروط الأنفي كقضيب مانع للصواعق مصنوع من الألومنيوم المصبوب. يبلغ حجم خزان الأكسجين السائل 19,744 قدمًا مكعبًا (559.1 مترًا ^مكعبًا ) عند ضغط 22 رطلًا لكل بوصة مربعة (150 كيلو باسكال) ودرجة حرارة -297 درجة فهرنهايت (90.4 كلفن؛ -182.8 درجة مئوية) ( تبريد شديد ).        

يغذي الخزان خط تغذية قطره 430 مم (17 بوصة) ينقل الأكسجين السائل عبر الخزان البيني، ثم إلى خارج وحدة الاحتراق الخارجية (ET) إلى وصلة الفصل الخلفية اليمنى بين وحدة الاحتراق الخارجية والمركبة المدارية. يسمح خط التغذية بتدفق الأكسجين السائل بمعدل 75800 كجم/دقيقة (2787 رطل/ثانية) تقريبًا عند تشغيل مفاعلات RS - 25 بنسبة 104%، أو بمعدل تدفق أقصى يبلغ 11099 م³ /ثانية (17592 جالون ^أمريكي / دقيقة) .         

يتم نقل جميع الأحمال باستثناء الأحمال الديناميكية الهوائية من خزان الأكسجين السائل عند واجهة وصلة شفة مثبتة بمسامير مع الخزان البيني.

يحتوي خزان الأكسجين السائل أيضًا على حاجز داخلي للحد من تموج السائل وحاجز دوامي لتخفيف هذا التموج. يُركّب الحاجز الدوامي فوق مخرج تغذية الأكسجين السائل لتقليل دوامة السائل الناتجة عن التموج ومنع انحباس الغازات في الأكسجين السائل المُغذّى.

الوصلة بين الخزانات هي الوصلة الهيكلية بين خزانات الأكسجين السائل والهيدروجين السائل _2. وتتمثل وظائفها الأساسية في استقبال وتوزيع جميع أحمال الدفع من معززات الصواريخ الصلبة ونقل الأحمال بين الخزانات.

تقع وصلتا تثبيت الصواريخ المعززة بالصلب (SRB) الأماميتان على هيكل ما بين الخزانات، وتفصل بينهما زاوية 180 درجة. يمتد عارضة عبر هيكل ما بين الخزانات، وهي مثبتة ميكانيكيًا بوصلات التثبيت. عند إطلاق الصواريخ المعززة بالصلب، تنثني العارضة نتيجةً لأحمال الإجهاد العالية، والتي تنتقل بدورها إلى وصلات التثبيت.

يُجاور تجهيزات تثبيت معززات الصواريخ الصلبة إطار حلقي رئيسي. تُنقل الأحمال من التجهيزات إلى الإطار الحلقي الرئيسي الذي بدوره يوزع الأحمال المماسية على جدار الخزانات. لوحان من جدار الخزانات، يُطلق عليهما لوحا الدفع، يوزعان أحمال الدفع المحورية المركزة لمعززات الصواريخ الصلبة على خزانات الأكسجين السائل والهيدروجين السائل _2، وعلى ألواح جدار الخزانات المجاورة. تتكون هذه الألواح المجاورة من ستة ألواح مُدعمة بدعامات طولية.

كما يعمل الخزان البيني كحجرة حماية لإيواء أجهزة التشغيل.

^{خزان الهيدروجين السائل} (LH2 ₎ هو الجزء السفلي من وحدة ^{النقل (} ET). يتكون الخزان من أربعة أقسام أسطوانية، وقبة أمامية، وقبة خلفية. تتصل الأقسام الأسطوانية بخمسة إطارات حلقية رئيسية. تستقبل هذه الإطارات الحلقية الأحمال وتوزعها. يوزع الإطار الأمامي الواصل بين القبة والأسطوانة الأحمال المطبقة عبر هيكل ما بين الخزانات، وهو أيضًا الحافة المستخدمة لربط خزان الهيدروجين السائل (LH2) بهيكل _ما بين الخزانات. يستقبل الإطار الحلقي الرئيسي الخلفي الأحمال الناتجة عن المركبة المدارية من دعامات دعم المركبة المدارية الخلفية، والأحمال الناتجة عن معززات الصواريخ الصلبة (SRB) من دعامات دعم معززات الصواريخ الصلبة الخلفية. توزع الإطارات الحلقية الثلاثة المتبقية أحمال دفع المركبة المدارية وأحمال دعم خط تغذية الأكسجين السائل. ثم تُوزع الأحمال من الإطارات عبر ألواح غلاف الأسطوانة. يبلغ حجم خزان LH ₂ 53488 قدم مكعب (1514.6 متر مكعب ⁾ عند 29.3 رطل لكل بوصة مربعة (202 كيلو باسكال) و -423 درجة فهرنهايت (-252.8 درجة مئوية) (تبريد شديد).     

تتميز القبتان الأمامية والخلفية بنفس الشكل البيضاوي المعدل. تحتوي القبة الأمامية على تجهيزات تثبيت لصمام تهوية LH _{2 ، ووصلة خط ضغط LH 2} ، ووصلة التغذية الكهربائية. أما القبة الخلفية، فتحتوي على فتحة تفتيش للوصول إلى مصفاة خط تغذية LH ₂ ، بالإضافة إلى وصلة دعم لخط التغذية _نفسه .

يحتوي خزان الهيدروجين _السائل أيضًا على حاجز دوامي للحد من الدوامات الناتجة عن التموجات ومنع انحباس الغازات في الهيدروجين السائل المُوَصَّل _. يقع الحاجز عند مخرج السيفون أعلى القبة الخلفية لخزان الهيدروجين السائل مباشرةً _. ينقل هذا المخرج الهيدروجين السائل من الخزان عبر خط بطول 430 مم (17 بوصة ) إلى الحبل السري الخلفي الأيسر. يبلغ معدل تدفق خط تغذية الهيدروجين السائل 12700 كجم/دقيقة (465 رطل/ثانية) مع تشغيل المحركات الرئيسية بنسبة 104%، أو بمعدل تدفق أقصى يبلغ ²⁹⁸⁸³ م³ / ثانية ( 47365 جالون أمريكي / دقيقة) .      

يتكون نظام الحماية الحرارية للمركبة الفضائية بشكل أساسي من عازل رغوي رُشّ (SOFI)، بالإضافة إلى قطع رغوية مُشكّلة مسبقًا ومواد عازلة مُشكّلة مسبقًا . كما يتضمن النظام استخدام عوازل حرارية فينولية لمنع تسييل الهواء. وتُعدّ العوازل الحرارية ضرورية لوصلات خزان الهيدروجين السائل لمنع تسييل الهواء على المعدن المكشوف، ولتقليل تدفق الحرارة إلى الهيدروجين السائل. في حين أن الأكسجين السائل الأكثر دفئًا يُقلّل من المتطلبات الحرارية، فإن الألومنيوم الموجود في الأجزاء الأمامية من خزان الأكسجين السائل يحتاج إلى حماية من التسخين الهوائي . في الوقت نفسه، يمنع العزل الموجود على الأسطح الخلفية تجمع الهواء المُسيّل في الفراغ بين الخزانات. يمكن للأسطوانة الوسطى لخزان الأكسجين، وخطوط الوقود، تحمّل أعماق تراكم الصقيع المتوقعة الناتجة عن الرطوبة، لكن المركبة المدارية لا تتحمل الضرر الناتج عن تكسّر الجليد. يبلغ وزن نظام الحماية الحرارية 2188 كيلوغرامًا (4823 رطلًا) .  

كان تطوير نظام الحماية الحرارية لمركبات الفضاء الفضائية (ETs) مليئًا بالمشاكل. فقد كانت حالات الشذوذ في تطبيق الرغوة متكررة لدرجة أنها اعتُبرت اختلافات، وليست حوادث تتعلق بالسلامة. وقد واجهت وكالة ناسا صعوبة في منع انفصال أجزاء من الرغوة أثناء الطيران طوال تاريخ البرنامج.

• مهمة STS-1 كولومبيا ، 1981: أفاد الطاقم بتسرب مادة بيضاء من النوافذ أثناء تحليق المركبة المدارية بخزان الوقود الخارجي. وقدّر الطاقم حجم المادة المتسربة بين 6 ملم (ربع بوصة ) وحجم قبضة اليد. ويشير تقرير ما بعد الهبوط إلى احتمال فقدان رغوة من مكان غير معروف، وحاجة 300 بلاطة إلى استبدالها بالكامل لأسباب مختلفة. 
• STS-4 كولومبيا ، 1982: فقدان منحدر PAL؛ 40 بلاطة تتطلب استبدالًا كاملاً.
• STS-5 كولومبيا ، 1982: استمرار ارتفاع معدل فقدان البلاط.
• STS-7 تشالنجر ، 1983: 50 × 30 سم (20 × 12 بوصة) صورة لفقدان منحدر الحامل الثنائي، وعشرات من حالات الفقدان الموضعي. ^{[ 14 ]}  
• مهمة أتلانتس STS-27 ، عام 1988: خسارة كبيرة واحدة مجهولة المصدر، تسببت في خسارة كاملة لبلاطة واحدة. مئات الخسائر الصغيرة.
• STS-32 كولومبيا ، 1990: تم تصوير فقدان منحدر الحامل الثنائي؛ خمسة خسائر موضعية يصل  قطرها إلى 70 سم، بالإضافة إلى أضرار في البلاط. ^{[ 15 ]}
• STS-50 كولومبيا ، 1992: فقدان منحدر الحامل الثنائي.  تلف بلاطة بحجم 20×10×1 سم. ^{[ 15 ]}
• STS-52 كولومبيا ، 1992: جزء من منحدر الحامل الثنائي، ومنصة الرفع مفقودة. 290 علامة بلاطة إجمالاً، 16 منها أكبر من بوصة واحدة.
• STS-62 كولومبيا ، 1994: فقدان جزء من منحدر الحامل الثنائي.

في عام ١٩٩٥، بدأ سحب مركب الكلوروفلوروكربون-١١ (CFC-١١) تدريجيًا من الرغوات المستخدمة في رشّ المساحات الكبيرة آليًا، امتثالًا لحظر وكالة حماية البيئة الأمريكية لمركبات الكلوروفلوروكربون بموجب المادة ٦١٠ من قانون الهواء النظيف . واستُبدل به مركب هيدروكلوروفلوروكربون يُعرف باسم HCFC-١٤١ب، وتم اعتماده للاستخدام وإدخاله تدريجيًا في برنامج المكوك الفضائي. أما الرغوات المتبقية، وخاصةً القطع الدقيقة التي رُشّت يدويًا، فاستمر استخدام CFC-١١ فيها حتى نهاية البرنامج. وتشمل هذه المناطق منحدرات الحامل الثنائي ومنحدرات نظام التحكم في الهواء (PAL) التي تُسبب مشاكل، بالإضافة إلى بعض التركيبات والوصلات. وبالنسبة لمنحدر الحامل الثنائي تحديدًا، "لم تتغير عملية رشّ الرغوة على ذلك الجزء من الخزان منذ عام ١٩٩٣". ^{[ 16 ]} تم استخدام الرغوة "الجديدة" التي تحتوي على HCFC 141b لأول مرة في الجزء الخلفي من قبة ET-82 خلال رحلة STS-79 في عام 1996. تم توسيع استخدام HCFC 141b ليشمل منطقة ETs، أو أجزاء أكبر من الخزان، بدءًا من ET-88، الذي حلّق على متن STS-86 في عام 1997.

أثناء إطلاق مهمة STS-107 في 16 يناير 2003، انفصلت قطعة من عازل رغوي من أحد منحدرات الحامل الثنائي لخزان الوقود واصطدمت بالحافة الأمامية لجناح مكوك الفضاء كولومبيا بسرعة بضع مئات من الأميال في الساعة. يُعتقد أن الاصطدام قد ألحق الضرر بلوحة كبيرة نسبياً من الكربون المقوى على الحافة الأمامية للجناح الأيسر، يُعتقد أنها بحجم كرة السلة تقريباً، مما سمح بدخول غاز شديد السخونة إلى بنية الجناح بعد عدة أيام أثناء دخوله الغلاف الجوي. نتج عن ذلك تدمير كولومبيا وفقدان طاقمها. وخلص التقرير إلى أن خزان الوقود الخارجي، ET-93، "صُنع باستخدام BX-250"، وهو رغوة إغلاق كان عامل نفخها CFC-11 وليس HCFC 141b الأحدث. ^{[ 17 ]}

في عام ٢٠٠٥، لم تكن مشكلة تساقط الرغوة قد حُلت تمامًا؛ ففي مهمة STS-114 ، رصدت كاميرات إضافية مثبتة على الخزان قطعة من الرغوة منفصلة عن أحد منحدرات تحميل الهواء البارز (PAL)، المصممة لمنع تدفق الهواء غير المنتظم أسفل قنوات الكابلات وخطوط الضغط في الخزان أثناء الصعود. تتكون منحدرات PAL من طبقات من الرغوة مرشوشة يدويًا، وهي أكثر عرضة لأن تصبح مصدرًا للحطام. لم تؤثر قطعة الرغوة هذه على المركبة المدارية.

تشير التقارير المنشورة بالتزامن مع مهمة STS-114 إلى أن التعامل المفرط مع وحدة التحكم الإلكترونية أثناء التعديل والتحديث ربما ساهم في فقدان الرغوة خلال مهمة عودة مكوك ديسكفري إلى الطيران. مع ذلك، أُجريت ثلاث مهمات مكوكية لاحقة ( STS-121 و STS-115 و STS-116 )، وكانت جميعها بمستويات "مقبولة" من فقدان الرغوة. لكن في مهمة STS-118، انفصلت قطعة من الرغوة (أو الجليد) قطرها حوالي 100 ملم عن دعامة تثبيت خط التغذية على الخزان، وارتدت عن إحدى الدعامات الخلفية، وضربت الجانب السفلي للجناح، مما أدى إلى تلف بلاطتين. لم يُعتبر هذا التلف خطيرًا.  

يبلغ وزن الأجهزة الخارجية، وتركيبات ملحق المركبة الفضائية، والتركيبات السُرّية، ونظام السلامة الكهربائية ونظام المدى 9100 رطل (4100 كجم) . 

فتحات التهوية وصمامات تخفيف الضغط

يحتوي كل خزان وقود على صمام تهوية وصمام تخفيف الضغط في طرفه الأمامي. يمكن فتح هذا الصمام ثنائي الوظيفة بواسطة معدات الدعم الأرضي لوظيفة التهوية أثناء مرحلة ما قبل الإطلاق، ويمكن فتحه أثناء الطيران عندما يصل ضغط الفراغ (المساحة الفارغة) لخزان الهيدروجين السائل إلى 38 رطل لكل بوصة مربعة (260 كيلو باسكال) أو يصل ضغط الفراغ لخزان الأكسجين السائل إلى 25 رطل لكل بوصة مربعة (170 كيلو باسكال) .    

في الرحلات الأولى، احتوى خزان الأكسجين السائل على صمام تهوية دوار منفصل يعمل بتقنية الألعاب النارية في طرفه الأمامي. عند الانفصال، كان يُفتح صمام التهوية الدوار للأكسجين السائل، مما يوفر قوة دفع للمساعدة في مناورة الانفصال وتحكمًا أفضل في ديناميكيات الهواء الداخلة للمركبة الفضائية. وكانت الرحلة STS-36 آخر رحلة تم فيها تفعيل صمام التهوية الدوار.

تتصل كل من لوحتي التوصيل الخلفيتين للخزان الخارجي بلوحة مماثلة على المركبة المدارية. وتساعد هذه الألواح في الحفاظ على محاذاة التوصيلات. ويتم توفير المتانة المادية لألواح التوصيل عن طريق ربط الألواح المتوافقة معًا بمسامير. وعندما تأمر أجهزة التحكم في تدفق الغاز بالمركبة المدارية بفصل الخزان الخارجي، تُقطع المسامير بواسطة أجهزة الألعاب النارية.

يحتوي جهاز النقل الخارجي على خمسة صمامات توصيل وقود تتصل بوصلات المركبة المدارية: اثنان لخزان الأكسجين السائل وثلاثة لخزان الهيدروجين السائل. أحد صمامات وصلة خزان الأكسجين مخصص للأكسجين السائل، والآخر للأكسجين الغازي. أما وصلة خزان الهيدروجين السائل فتحتوي على صمامين للسائل وصمام واحد للغاز. وتُعد وصلة الهيدروجين السائل متوسطة القطر وصلة إعادة تدوير تُستخدم فقط خلال عملية تبريد الهيدروجين السائل قبل الإطلاق.

مع امتلاء خزانات الغاز، يُصرَّف الهيدروجين الغازي الزائد عبر وصلات سرية فوق أنبوب ذي قطر كبير مثبت على ذراع ممتد من هيكل الخدمة الثابت. يتم توصيل هذا الأنبوب بين خزانات الغاز وهيكل الخدمة عند لوحة حاملة السُّرّية الأرضية. كما تُركَّب أجهزة استشعار عند هذه اللوحة لقياس مستويات الهيدروجين. وقد توقف العد التنازلي لرحلات المكوك STS-80 و STS-119 و STS-127 و STS-133 ، مما أدى إلى تأخيرات لعدة أسابيع في الرحلات الأخيرة بسبب تسربات الهيدروجين عند هذه الوصلة. ويتطلب ذلك تفريغ الخزانات بالكامل وإزالة جميع الهيدروجين عبر عملية تنقية بغاز الهيليوم، وهي عملية تستغرق 20 ساعة، قبل أن يتمكن الفنيون من فحص الأعطال وإصلاحها. ^{[ 18 ]}

يُغطّي غطاءٌ مُثبّتٌ على الذراع المتأرجحة في الهيكل الخدمي الثابت فتحةَ تهوية خزان الأكسجين أعلى وحدة الإطلاق أثناء العد التنازلي، ويُسحب قبل الإطلاق بدقيقتين تقريبًا. يعمل هذا الغطاء على سحب بخار الأكسجين الذي يُهدّد بتكوّن تراكمات جليدية كبيرة على وحدة الإطلاق، وبالتالي حماية نظام الحماية الحرارية للمركبة المدارية أثناء الإطلاق.

أجهزة الاستشعار

يوجد ثمانية مستشعرات لنقص الوقود، أربعة للوقود وأربعة للمؤكسد. تقع مستشعرات نقص الوقود في قاع خزان الوقود، بينما تُركّب مستشعرات المؤكسد في مشعب خط تغذية الأكسجين السائل للمركبة المدارية، أسفل نقطة فصل خط التغذية. أثناء دفع محرك RS-25، تحسب حواسيب المركبة المدارية العامة باستمرار الكتلة اللحظية للمركبة نتيجة استهلاك الوقود. عادةً، يعتمد إيقاف تشغيل المحرك الرئيسي على سرعة محددة مسبقًا؛ ولكن إذا استشعر أي مستشعرين من مستشعرات الوقود أو المؤكسد جفافًا، فسيتم إيقاف تشغيل المحركات.

تتيح مواقع مستشعرات الأكسجين السائل استهلاك أقصى كمية من المؤكسد في المحركات، مع توفير وقت كافٍ لإيقاف تشغيلها قبل أن تتعرض مضخات المؤكسد للتكهف (التشغيل الجاف). إضافةً إلى ذلك، يتم تحميل 500 كيلوغرام من الهيدروجين السائل فوق الكمية المطلوبة لنسبة خليط الوقود إلى المؤكسد في المحرك (6:1 ) . يضمن هذا أن يكون إيقاف تشغيل المحرك عند انخفاض مستوى الأكسجين غنيًا بالوقود؛ إذ أن إيقاف تشغيل المحرك عند زيادة مستوى المؤكسد قد يتسبب في احتراق مكونات المحرك وتآكلها بشدة، مما قد يؤدي إلى فقدان المركبة وطاقمها.  

تسببت قراءات خاطئة وغير مبررة من أجهزة استشعار استهلاك الوقود في تأخير العديد من محاولات إطلاق مكوك الفضاء، وأبرزها مهمة STS-122 . وفي 18 ديسمبر/كانون الأول 2007، كشف اختبار التزود بالوقود أن سبب الأخطاء هو عطل في موصل الأسلاك، وليس عطلاً في أجهزة الاستشعار نفسها. ^{[ 19 ]}

تقوم أربعة محولات ضغط موجودة في الجزء العلوي من خزانات الأكسجين السائل والهيدروجين السائل بمراقبة ضغوط الفراغ.

يحتوي جهاز ET أيضًا على سلكين كهربائيين ينقلان الطاقة الكهربائية من المركبة المدارية إلى الخزان واثنين من معززات الصواريخ الصلبة ويوفران المعلومات من معززات الصواريخ الصلبة وجهاز ET إلى المركبة المدارية.

يحتوي الكائن الفضائي على كاميرات خارجية مثبتة في الأقواس المتصلة بالمكوك، بالإضافة إلى أجهزة إرسال يمكنها الاستمرار في إرسال بيانات الفيديو لفترة طويلة بعد انفصال المكوك والكائن الفضائي.

كانت الخزانات السابقة مزودة بنظام أمان لتوزيع وقود الخزان عند الضرورة. شمل هذا النظام مصدر طاقة يعمل بالبطارية ، وجهاز استقبال/فك تشفير، وهوائيات، وذخائر . ابتداءً من مهمة STS-79 ، تم تعطيل هذا النظام، وأُزيل تمامًا في مهمة STS-88 وجميع الرحلات اللاحقة.

مع تقاعد مكوك الفضاء في عام 2011، ^{[ 22 ]} كان من المقرر أن تشهد وكالة ناسا، من خلال برنامجها الملغى "كونستليشن" ، والذي تضمن مركبة أوريون الفضائية ، الظهور الأول لمركبتي إطلاق مشتقتين من مكوك الفضاء، وهما مركبة إطلاق الطاقم "آريس 1" المصنفة لنقل البشر ومركبة إطلاق الشحنات الثقيلة "آريس 5" .

بينما كان كل من صاروخ آريس 1 وصاروخ آريس 5 سيستخدمان معزز صاروخ صلب معدل بخمسة أجزاء لمرحلته الأولى، فإن صاروخ ET كان بمثابة تقنية أساسية للمرحلة الأولى من صاروخ آريس 5 والمرحلة الثانية من صاروخ آريس 1؛ للمقارنة، كانت المرحلة الثانية من صاروخ آريس 1 ستحمل ما يقرب من 26000 جالون أمريكي (98000 لتر) من الأكسجين السائل، مقابل 146000 جالون أمريكي (550000 لتر) من صاروخ ET ، أي أكثر من 5 أضعاف تلك الكمية.      

كان من المقرر أن تُزود المرحلة الأولى من صاروخ آريس 5 بخمسة محركات صاروخية من طراز RS-68 (وهي نفس المحركات المستخدمة في صاروخ دلتا 4 )، وكان قطرها 10 أمتار (33 قدمًا) ، أي بنفس عرض المرحلتين S-IC و S-II في صاروخ ساتورن 5. وكان من المقرر أن تستخدم نفس تصميم الخزان الخارجي الداخلي (خزانات منفصلة للهيدروجين السائل _{والأكسجين} السائل مفصولة بهيكل بين الخزانات)، ولكنها كانت ستُصمم لاستقبال وتصريف الهيدروجين السائل والأكسجين السائل مباشرةً _، بالإضافة إلى نظام تهوية للأكسجين السائل على ذراع قابل للسحب، على غرار ذلك المستخدم في مكوك الفضاء للهيدروجين _السائل . 

من ناحية أخرى، كان من المفترض أن تستخدم المرحلة الثانية من صاروخ آريس 1 رغوة العزل الرشاشة المستخدمة في المرحلة التجريبية. في البداية، صُممت المرحلة الثانية على غرار المرحلة الثانية من صاروخ آريس 5 والمرحلة التجريبية للمكوك الفضائي، ولكن بعد إتمام مراجعة التصميم في عام 2006، قررت ناسا إعادة تصميم الهيكل الداخلي للمرحلة الثانية باستخدام خزان مشترك للهيدروجين السائل _{والأكسجين} السائل، حيث يفصل بين الوقود حاجز مشترك. كان هذا التصميم مستخدمًا بنجاح سابقًا في المرحلتين الثانية والرابعة من صاروخ ساتورن 5، وذلك بهدف توفير الوزن والتكاليف. وعلى عكس صاروخ آريس 5، الذي كان سيستخدم نفس نظام التعبئة/التصريف/التهوية المستخدم في المكوك الفضائي، كان من المفترض أن يستخدم نظام آريس 1 نظام التعبئة/التصريف/التهوية التقليدي المستخدم في صاروخي ساتورن 1B وساتورن 5، ولكن مع أذرع سريعة السحب نظرًا لسرعة الانطلاق العالية المتوقعة لصاروخ آريس 1 عند اشتعال معززات الوقود الصلبة.

كما كان مخططاً له في الأصل، كان من المقرر أن يستخدم كل من صاروخ آريس 1 وصاروخ آريس 5 نسخة معدلة من محرك RS-25 ، ولكن مع مرور الوقت، ونظراً للحاجة إلى خفض تكاليف البحث والتطوير والالتزام بالجدول الزمني الذي وضعته إدارة ناسا، بقيادة مايكل دي. غريفين ، لإطلاق صاروخي آريس وأوريون بحلول عام 2011، قررت ناسا (بعد مراجعة عام 2006) التحول إلى محرك RS-68 الأرخص لصاروخ آريس 5، وإلى محرك J-2 مُحسّن لصاروخ آريس 1. وبسبب التحول إلى محرك RS-68 الأقل كفاءة، تم توسيع صاروخ آريس 5 من 8.72 إلى 10.06 متر (28.6 إلى 33 قدماً ) لاستيعاب كمية الوقود الإضافية المطلوبة، بينما أُعيد تصميم صاروخ آريس 1 ليتضمن مرحلة خامسة تعمل بالوقود الصلب مع المرحلة العلوية J-2X، حيث أن المحرك الجديد يتمتع بقوة دفع أقل من محرك RS-25 الأصلي. بسبب هذه المقايضة، ستوفر ناسا ما يقدر بنحو 35 مليون دولار أمريكي باستخدام محركات RS-68 المبسطة ذات الدفع العالي (التي أعيد تكوينها لتعمل وتؤدي مثل محرك SSME)، وفي الوقت نفسه، ستتخلص من الاختبارات المكلفة اللازمة لمحرك RS-25 القابل للتشغيل في الهواء لصاروخ Ares I. 

كان مشروع DIRECT ، وهو مركبة بديلة مقترحة مشتقة من مكوك الفضاء، سيستخدم خزان وقود خارجي معدل بقطر قياسي، مزود بثلاثة محركات RS-25، وصاروخين باليستيين قصيري المدى قياسيين، كمركبة إطلاق طاقم. وكانت نفس المركبة، مع إضافة محرك RS-25 إضافي ومرحلة علوية EDS، ستُستخدم كمركبة إطلاق شحنات. وكان من المخطط أن يوفر المشروع 16 مليار دولار، ويمنع فقدان الوظائف في ناسا، ويقلل الفجوة الزمنية بين رحلات الفضاء المأهولة وبرنامج مكوك الفضاء من خمس سنوات أو أكثر إلى سنتين أو أقل.

نظام الإطلاق الفضائي ( SLS) هو مركبة إطلاق أمريكية فائقة الثقل وقابلة للاستهلاك ، والتي حلقت لأول مرة على متن مهمة أرتميس 1 في نوفمبر 2022.

يبلغ قطر المرحلة الأساسية للصاروخ 8.4 متر (28 قدمًا) ، وهي مزودة بنظام دفع رئيسي (MPS) يضم أربعة محركات RS-25 . ^{[ 23 ] [ 24 ]} تشبه المرحلة الأساسية هيكليًا الخزان الخارجي لمكوك الفضاء، ^{[ 25 ] [ 26 ]} وستستخدم الرحلات الأولى محركات RS-25D معدلة متبقية من برنامج مكوك الفضاء. ^{[ 27 ]} أما الرحلات اللاحقة فستستخدم نسخة أرخص من المحرك غير مخصصة لإعادة الاستخدام. ^{[ 28 ]} 

يتم عرض مركبة MPTA-ET مع مكوك الفضاء باثفايندر في مركز الفضاء والصواريخ الأمريكي في هانتسفيل، ألاباما .

يوجد نموذج ET-94 (النسخة الأقدم LWT) في لوس أنجلوس ، وكان من المقرر عرضه عام 2019 مع مكوك الفضاء إنديفور في مركز كاليفورنيا للعلوم عند افتتاح مركز صموئيل أوشين للفضاء والطيران. ^{[ 30 ] [ 31 ]} وفي 15 يناير 2024، أُعلن في بيان صحفي عن ربط نموذج ET-94، وصاروخين معززين يعملان بالوقود الصلب ، ومكوك الفضاء إنديفور معًا، وكان من المتوقع نقلها بحلول نهاية الشهر إلى موقع عرضها الجديد. ^{[ 32 ]}

كانت ثلاثة خزانات خارجية أخرى قيد التجهيز عندما توقف التصنيع. وصل الخزان ET-139 إلى مرحلة متقدمة من التصنيع، بينما لا يزال الخزانان ET-140 وET-141 في المراحل الأولى من التصنيع. ^{[ 33 ] [ 34 ]}