Space Shuttle - Informationen & Geschichte

Mit Unterdruck zu fliegen hätte aber auch den Konstruktionsaufwand und die Strukturmasse erhöht.

Das verstehe ich nicht. Unterdruck in Bezug auf was?
Roger50 hat es doch schon geschrieben....es wären ohne Fracht keine 440 kg Gas in den Orbit geschleppt worden, da der Druck im Frachtraum beim Aufstieg an den jeweiligen Außendruck angepasst wurde.
Halber Außendruck --> halber Druck im Laderaum --> Gasvolumen hat sich bereits verdoppelt bzw. die Gasdichte im Frachtraum ist (bei offenen Ventilen) um die Hälfte gesunken oder anders gesprochen: Es ist nur noch die Hälfte des Ursprungsvolumen da.   
Schon auf Höhe des Everests hätte das (restliche) Gas im Laderaum nur noch ein Drittel wiegen müssen. Bei knapp 40 km Höhe weniger als ein Hundertstel usw.

Der Laderaum wurde mit gekühlten Stickstoffgas belüftet. Der Innendruck war zu jeden Zeitpunkt während der Start- und Landephase höher gewesen als ausserhalb. Damit wollte man eine Verunreinigung des Laderaum bzw. der Nutzlast vorbeugen.

Genau.

Dazu weitere Infos ....:



https://spaceflight.nasa.gov/shuttle/reference/shutref/structure/baydoors.html :

"During prelaunch and postlanding, the purge, vent and drain system permits purging of undesirable gases and maintains a positive delta pressure for venting of payloads within the payload area when the doors are closed."

"The payload bay is not a pressurized area. "



https://spaceflight.nasa.gov/shuttle/reference/shutref/purge/ :

"Purge gas (cool, dry air and gaseous nitrogen) is provided to three sets of distribution plumbing: the forward fuselage, orbital maneuvering system/reaction control system pods, wings and vertical stabilizer; the midfuselage; and the aft fuselage. The purge gas makes all the unpressurized volumes inert, maintains constant humidity and temperature, forces out any hazardous gases and ensures that external contaminants cannot enter."

"There are 18 active vents in the orbiter fuselage, nine on each side. Each vent has a door that can be positioned for a specific purpose at various phases of flight."

"Vent 6 has two purge positions and a closed position that accommodates the different purge flow rates available to the payloads and payload bay."


Gruß   Pirx

Foto: NASA
Frank
[/quote]
Beim betrachten dieses Bildes war ich in Verbindung mit dem Datum richtig erschrocken wie früh man sich auf dieses Konzept festgelegt hat wie nahe das Mok Up zumindest Optisch den späteren Shuttle kommt.
Jetzt meine Frage: Hat man überhaupt ein 2. Konzept über das "Papierstadium"  hinaus untersucht? Ich kenne nur einige "Bildchen" von alternativen Konzepten. Heute ist es ja üblich min 2. unterschidliche Konzepte im Wettbewerb soweit auszuarbeiten das man eine gewisse Basis für die Entscheidung hat.
Es gab in den USA ja soweit ich weis auf keine "Modelerprobung" im Orbit wie im Bor Programm.
Ich werde das gefühl nicht los das sich die Nasa zu diesem frühen Zeitpunkt auf ein Konzept festgelegt hat von dem wir heute wissen das es alles andere als Optimal war. Um dann später von der eigenen Entscheidung "gefangen" zu sein.
Gab es eigentlich in den 90igern irgentwelche Überlegungen für einen Shuttle Nachfolger?
MFG S

Roger50 hat es doch schon geschrieben....es wären ohne Fracht keine 440 kg Gas in den Orbit geschleppt worden, da der Druck im Frachtraum beim Aufstieg an den jeweiligen Außendruck angepasst wurde.
Halber Außendruck --> halber Druck im Laderaum --> Gasvolumen hat sich bereits verdoppelt bzw. die Gasdichte im Frachtraum ist (bei offenen Ventilen) um die Hälfte gesunken oder anders gesprochen: Es ist nur noch die Hälfte des Ursprungsvolumen da.   
Schon auf Höhe des Everests hätte das (restliche) Gas im Laderaum nur noch ein Drittel wiegen müssen. Bei knapp 40 km Höhe weniger als ein Hundertstel usw.

Das ist mir schon klar, dass die Luft/Stickstoff nicht komplett als Fracht gezählt werden muss. Die 440kg sind als Obergrenze abgeschätzt. Der Stickstoff verflüchtigt sich beim Aufstieg und im Orbit kommt gar keiner mehr an. Allerdings muss die Gasmasse anfangs trotzdem mit beschleunigt werden...

Zitat von: R2-D2 am 14. April 2017, 13:57:33

Mit Unterdruck zu fliegen hätte aber auch den Konstruktionsaufwand und die Strukturmasse erhöht.

Das verstehe ich nicht. Unterdruck in Bezug auf was?

Die ursprüngliche Idee von Cedimedi, den Frachtraum zu evakuieren, um gar kein Gas mitzunehmen (bestenfalls Vakuum), würde einen Unterdruck im Frachtraum gegenüber der Atmosphäre zur Folge haben. Dazu müssten aber alle Öffnungen und Spalte nach Außen und zum Rest des Orbiters hermetisch abgedichtet werden (=konstruktiver Aufwand). Und die Außenhülle + Türen müssten den Überdruck von Außen auch aushalten, deshalb wäre eine verstärkte Struktur nötig (=Masse).

...
Ich werde das gefühl nicht los das sich die Nasa zu diesem frühen Zeitpunkt auf ein Konzept festgelegt hat von dem wir heute wissen das es alles andere als Optimal war. Um dann später von der eigenen Entscheidung "gefangen" zu sein.

Das hat durchaus gedauert, bis man zu dem bekannten Ergebnis gekommen ist.

"The Space Shuttle Decision - NASAs Search for a Reusable Space Vehicle" ist da ziemlich ausführlich:

https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19990056590.pdf

Gab es eigentlich in den 90igern irgentwelche Überlegungen für einen Shuttle Nachfolger?
MFG S

Ja. Z.B. gab es ein Programm zur Entwicklung eines Testvehikels namens X33, das beim Bau der konkreten Flughardware scheiterte.

So






(Quelle: NASA)

hat man sich das Gerät vorgesellt.

Auch da gab es alternative Entwürfe:


(Quelle: NASA)

Gruß   Pirx

Danke, die X33 kenne ich hätte sie aber auf später datiert. Da hatte man ja mit SSTO die Latte noch mal höher gelegt...

Ich weiß das Bernd Leitenbergers Seite hier umstritten ist habe aber auf deutsch nix besseres zur Frühphase der Shuttle Konzeption gefunden https://www.bernd-leitenberger.de/space-shuttlegeschichte.shtml

Von Anfang der 90iger gibts natürlich HL-20 https://en.wikipedia.org/wiki/HL-20_Personnel_Launch_System
hatte ich fast vergessen.

Die Idee das Shuttle "gesund zu schrumpfen" ist natürlich auch schwer mit der US Mentalität zu vereinbaren...

Die ganzen X-Planes mit ihren Lifting-Bodies, wie HL-10 und X-24, waren Erprobungsträger für Konzept und Technologie des Wiedereintritts und des Gleitflugs.

Man hat beim STS selbst ganz andere Varianten untersucht. NASA hatte ursprünglich einen viel kleineren Orbiter und ggf. fliegende, wiederverwendbare Unterstufe auf dem Papier.

Man hat beim STS selbst ganz andere Varianten untersucht. NASA hatte ursprünglich einen viel kleineren Orbiter und ggf. fliegende, wiederverwendbare Unterstufe auf dem Papier.

Meinst du dieses Huckepackgespann wo auch dem Bild nen Auto und nen Flugzeugschlepper davor stehen?
Es wird ja allgemein berichtet das man die Entwicklungskosten als zu hoch eingeschätzt hat. Wobei das natürlich eh ein Problem ist die Entwicklungskosten von etwas zu schätzen was noch nie Jemand entwickelt hat. Für die Betriebskosten gilt natürlich das gleiche, wobei ich aber beim besten willen nicht verstehen kann wie man auf 10 Millionen Dollar pro Start kommen wollte, alleine die Materialkosten dürften höher gelegen haben...
Aber die Geschichte das die NASA einen kleineren Shuttle wollte, war genau mein Ansatzpunkt. Wir wissen ja das die Airforce den Shuttle so groß und schwer gemacht. Nach Challanger war die Airforce aber ausgestiegen, die Nasa hätte ja durchaus mal prüfen kommen ob man die vorhandene Konstruktion nicht etwas kürzen könnte. Mir ist klar das den Aerodynamisch enge Grenzen gesetzt sind, aber wenn man die Länge nur um 10-20Prozent zu lasten der Nutzlastbucht verringert.
Was etwa 2,7 Länge entspricht und vielleicht 10% also gut 10t Orbitergewicht ausmacht wäre man alle Gewichtssorgen los. Natürlich muss man dann einen neuen Flügel entwickeln, eh kein Fehler ist weil die Cross Range kein Thema mehr ist und evtl. noch 1-2 t spart. Vom Orbiter bleiben vielleicht 60-70% der Komponenten unverändert, beim ET kann man sich überlegen ob man nur die Orbiter Halterungen anpasst oder den Tank insgesamt etwas kürzt, analog dann auch bei den Boostern also bleiben 70-90% Identisch.
Die Startanlagen müssen natürlich so umgebaut werden das es mit den unterschiedlichen Höhen passt...
Das ganze kostet natürlich einige Milliarden extra, aber man gewinnt eine größere Flughöhe, kann die SSME bei 100 % lassen, was hier ja auch Einsparpotenziale bietet und kann die volle strukturelle Nutzlast ausnutzen. So und welche Nutzlast ist länger als 15,6m?
MFG S

...So und welche Nutzlast ist länger als 15,6m?
MFG S

So etwas zum Beispiel:


(Quelle: NRO)


Oder auch das:

Chandra 13,6 m und IUS 5,2 m ...


(Quelle: NASA)


Gruß   Pirx

Nun es gibt ja auch noch Trägerraketen, die Airforce war eh raus und es stellt sich natürlich auch die Frage ob man etwas nicht kürzer konstruieren kann. Im Gegenzug gibt es dutzende Bilder wo in der Nutzlastbuch riesige "Löcher" klaffen. Denkt mal an den Tunnel zum Spacelab.
MFG S

Hallo Stefan,

"hätte, wäre, wenn" ist im Nachgang immer möglich, bringt aber nix. Damals (t=t₀) hatte man offenbar Anforderungen, die zu diesem Design geführt haben. Dass man danach (t=t₀+x) irgendwann andere Anforderungen hatte, ändert nichts an der Validität der ersten Anforderungen zu ihrer Zeit.

Nun es gibt ja auch noch Trägerraketen, die Airforce war eh raus und es stellt sich natürlich auch die Frage ob man etwas nicht kürzer konstruieren kann. Im Gegenzug gibt es dutzende Bilder wo in der Nutzlastbuch riesige "Löcher" klaffen. Denkt mal an den Tunnel zum Spacelab.
MFG S

Wenn ich an den Tunnel denke, denke ich auch an die Massenverteilung in der Nutzlastbucht. Den hat man in unterschiedlichen Längen sicher nicht so gebaut, um leeren Raum in der Nutzlastbucht zu füllen ... Massen mit Ausdehnung erfordern Position ....

Axel

Hallo Stefan,

"hätte, wäre, wenn" ist im Nachgang immer möglich, bringt aber nix. Damals (t=t₀) hatte man offenbar Anforderungen, die zu diesem Design geführt haben. Dass man danach (t=t₀+x) irgendwann andere Anforderungen hatte, ändert nichts an der Validität der ersten Anforderungen zu ihrer Zeit.

Das ist völlig richtig, die Frage ist halt in wie weit sich so etwas bei einer Hochkomplexen Konstruktion noch "geradebiegen" lässt. Oder ob man einen harten Schnitt macht und auf eine völlige Neukonstruktion geht...
Und die Frage stellt sich ja auch heute wenn ich die Kontroversen Diskussionen zu Orion/SLS hier lese. Auch da sind wir mittlerweile bei t=t₀+x ...
Technisch lässt sich das nicht vergleichen "organisatorisch Programmatisch" schon.
Es ist völlig klar das kein Space Shuttle mehr das Museum verlassen wird, ebenso wenig wie eine Apollo CSM. Aber ob das Sinn macht mit solchen großen Unterbrechungen und harten "Umbrüchen" ein bemanntes Raumfahrtprogramm zu führen, ist doch eine Frage die aktueller den je ist!
Nebenbei die längste Unterbrechung in der bemannten Russischen Raumfahrt waren 2Jahre und 1Monat!

@AN mir ist klar das der Grund für den Tunnel die Gewichtsverteilung ist! ich wollte nur sagen das man mit einem kürzeren Shuttle problemlos hätte Spacelap Missionen fliegen könnten. Theoretisch wäre sogar die Nutzlast höher gewesen da ein kürzerer Tunnel je weniger totes Gewicht bedeutet.

MFG S

Weil wir heute gerade so schön in Start-Laune sind (17:11 Uhr MESZ - Atlas V mit Cygnus OA-7):

Hab hier ein Video vom letzten Start des Space Shuttles Endeavour STS-134:



Von T -9 min bis zur Abtrennung des Externen Tanks.
Da sind die Werte von Triebwerks-Schub, Geschwindigkeit, Höhe, Range und G-Kraft eingeblendet.

Wie viel Energie steckt im ET?
Auf die Gefahr euch zu nerven muss ich das STS doch nochmal etwas zerpflücken...
Es gab ja diverse Pläne den ET "mit" in den Orbit zu nehmen um ihn aus Raumstation, Kraftstoffdepot etc. zu nutzen. bei einer tank Leermasse von von ~26t also in etwa der Shuttle Nutzlast. So ist auch durchaus vorstellbar, das ein Leeres Shuttle den Tank in eine Umlaufbahn trägt. Jetzt lese ich gerade H.O. Ruppe Die Grenzenlose Dimension und auf Seite 98, steht zum Thema Shuttle ET das es 2,5t Nutzlast kosten würde den Tank mit in den Orbit zu nehmen! Also nur ca. 10%
Leider wird diese Angabe nicht weiter erläutert, ich würde aber vermuten das sie von der Nasa übernommen würde...
Worauf ich jetzt hinaus will, wie hat man bei der Konzeption den "optimalen" Kompromiss der Stufentrennung bei einem so ungewöhnlichen Konzept festgelegt?
War das womöglich nicht besonders gut gelungen?
Es gab ja Überlegungen die Booster zu vergrößern, hätte es evtl. auch Sinn gemacht den ET(kleiner und damit leichter) früher abzuwerfen und mehr mit den OMV Triebwerken zu arbeiten (schlechtere Kraftstoff gegen geringeren zu beschleunigendes Gewicht...)?

MFG S

So ist auch durchaus vorstellbar, das ein Leeres Shuttle den Tank in eine Umlaufbahn trägt.

Das Shuttle Programm ist eingestellt, also ist es heute nicht mehr vorstelbar. Aber die Frage ist natürlich interessant.

Zitat von: Stefan307 am 02. Mai 2017, 13:16:36

So ist auch durchaus vorstellbar, das ein Leeres Shuttle den Tank in eine Umlaufbahn trägt.

Das Shuttle Programm ist eingestellt, also ist es heute nicht mehr vorstelbar. Aber die Frage ist natürlich interessant.

Um es noch einmal klar zu sagen, wir hatten es ja oben erst, es geht mir um das technische Verständnis, bzw. auch um die Analyse von Entscheidungsprozessen. In diesem Fall zum Stufenverhältnis: Für konventionelle Raketen gibt es da ja Abhandlungen z.b. von Hermann Obert zu. Nun ist das Shuttle natürlich ein Spezialfall hinzu kommt noch dazu das solche Entscheidungen ja recht früh getroffen werden müssen. Im konkreten Fall also Ende der 60iger Jahre. Das das an der konkreten Situation heute nix mehr ändert ist logisch.

MFG S

Um es noch einmal klar zu sagen, wir hatten es ja oben erst, es geht mir um das technische Verständnis, bzw. auch um die Analyse von Entscheidungsprozessen. In diesem Fall zum Stufenverhältnis: Für konventionelle Raketen gibt es da ja Abhandlungen z.b. von Hermann Obert zu. Nun ist das Shuttle natürlich ein Spezialfall hinzu kommt noch dazu das solche Entscheidungen ja recht früh getroffen werden müssen. Im konkreten Fall also Ende der 60iger Jahre. Das das an der konkreten Situation heute nix mehr ändert ist logisch.

Aus dem hohlen Bauch heraus, ohne in der Literatur nachgesehen zu haben:
Der ET musste am Ende seiner Mission sicher im Ozean versenkt werden, dafür musste der re-entry kontrollierbar sein. Daher kommt auch der "dip" in der Trajektorie. Ich hatte mal gehört es wäre optimaler einfach immer nach oben zu fliegen und den ET abzuwerfen wenn er leer ist. Dann ist er immer noch nicht im Orbit, aber unkontrolliert und könnte auch auf Land fallen, was vermieden werden musste. Den leeren ET mit in den Orbit zu schleppen verursacht dann Nutzastverluste,  da dann der ET Teil der Nutzlast wird. Der Verlust bezieht sich auf die Nutzlast im Orbiter selbst. Der ET selbst wäre ja auch Nutzlast, dann ist die Summe wieder höher. Der leere ET wiegt in etwa 35 Tonnen.

Der sichere Wiedereintritt über dem Wasser ist in der Tat ein Argument das ich nicht bedacht hatte, es gibt hier wohl 3 Fenster, Über dem Atlantik (viel zu früh) über dem Indischen Ozean und über dem Pazifik, wobei der Pazifik so groß ist das man sicher Raum für Optimierungen hatte...
Bei Bernd Leitenberger habe ich die Angabe gefunden das dem Tank 100m/s zur Orbitalgeschwindigkeit fehlen, wenn man da von 7800m/s ausgeht dann ist das wirklich nicht mehr viel.

MFG S

PS eine interessantes Rechenexempel wäre auch der Einsatz von 2 Tanks(-hälften) die nacheinander Abgeworfen werden...

Der sichere Wiedereintritt über dem Wasser ist in der Tat ein Argument das ich nicht bedacht hatte, es gibt hier wohl 3 Fenster, Über dem Atlantik (viel zu früh) über dem Indischen Ozean und über dem Pazifik, wobei der Pazifik so groß ist das man sicher Raum für Optimierungen hatte...
Bei Bernd Leitenberger habe ich die Angabe gefunden das dem Tank 100m/s zur Orbitalgeschwindigkeit fehlen, wenn man da von 7800m/s ausgeht dann ist das wirklich nicht mehr viel.

MFG S

PS eine interessantes Rechenexempel wäre auch der Einsatz von 2 Tanks(-hälften) die nacheinander Abgeworfen werden...

Schau mal nach Shuttle Crew Operation Manual (1161 Seiten), da findest Du z.B. die ET Impact Gebiete im Indischen Ozean (für 28,5° Inklination) oder im Pazifik (für 57° Inklination). Atlantik geht nicht , ist entweder viel zu früh, oder zu weit bei fast einem Orbit.

Nach Abrennung des ET werden je nach Zielorbit noch 75 bis 150 m/s Geschwindigkeitszuwachs durch die Orbit-Triebwerke durchgeführt. Der beladene Orbiter selbst wiegt etwa 111 t bei Orbit-Einschuss. Davor hat er ca. 5,6 t OME-Treibstoffverbraucht für ca. 150 m/s. Das führt zu einem 600 km Orbit

Der ET wiegt leer 26,5 t (super lightweight tank). Wenn der leere ET mit in den Orbit geschleppt wird steigt das Gesamtgewicht zu Beginn des Orbiteinschuss von 116,8 t auf 143,3 t an. Dafür werden dann 6,9 t Treibstoff für den gleichen Geschwindigkeitszuwachs benötigt, also 1,3 t mehr als ohne ET. Das wäre der theoretische Nutzlastverlust. Da der leere ET aber auch Nutzlast ist kämen tatsächlich 25,2 t mehr Nutzlast im Orbit an. Ich weiß nicht wie die 2,5 t bei HO Ruppe zustande kamen. Da er gestorben ist kann man ihn auch nicht mehr fragen.

Es gab zahlreiche Studien und Projekte den leeren ET als Basis für eine Raumstation zu nutzen wenn man ihn mit in den Orbit nimmt. Es wurde aber nie etwas über das Papierstadium hinaus realisiert.

Bei der Masse des ET zum Zeitpunkt von MECO gibt es eine unbekannte Grösse. Es ist die Restmenge von Sauerstoff und Wasserstoff die ihn verblieben ist.

Bei der Masse des ET zum Zeitpunkt von MECO gibt es eine unbekannte Grösse. Es ist die Restmenge von Sauerstoff und Wasserstoff die ihn verblieben ist.

Jein.
Die Restmengen sind natürlich vorhanden und bekannt, einige wenige Tonnen (muss ich nachschauen)
Aber wenn der ET in den Orbit gebracht würde, dann würde man diese Restmengen sofort ablassen, da nur unnötig bzw. sogar störend für die weitere Verwendung des ET.
Die Abschätzung ist sowieso ungefähr, da kommt es auf die Aufstiegsbahn und den Zielorbit an.

Danke das bestätigt meine grundsätzlichen Überlegungen. Nutzlast ist in so einem Fall natürlich Definitionssache!  Leitenberger gibt ~3700kg Treibstoffreste an...
jetzt drehen wir den Spieß mal um der ET wird früher abgeworfen(ist leichter) der Orbiter braucht mehr Treibstoff für die OME wird also schwerer...
Beispiel (wahrscheinlich zu extrem): SLWT 26,5t leer 754t voll Brennzeit 510s
-10%  Brennzeit 459s 679t voll...
Ganz groß überschlagen natürlich...  75t differenz jetzt stellt sich die Frage bei welcher Geschwindigkeit man dann ist, ich verstehe nicht ganz wie das mit der Ziolkowski Gleichung funktioniert weil die Booster und die SSME ja gleichzeitig brennen.
Auf jeden Fall kann man bei 75t Gewichtsdifferenz ne ganze menge treibstoff für die OME laden.

MFG S

Danke das bestätigt meine grundsätzlichen Überlegungen. Nutzlast ist in so einem Fall natürlich Definitionssache!  Leitenberger gibt ~3700kg Treibstoffreste an...
jetzt drehen wir den Spieß mal um der ET wird früher abgeworfen(ist leichter) der Orbiter braucht mehr Treibstoff für die OME wird also schwerer...
Beispiel (wahrscheinlich zu extrem): SLWT 26,5t leer 754t voll Brennzeit 510s
-10%  Brennzeit 459s 679t voll...
Ganz groß überschlagen natürlich...  75t differenz jetzt stellt sich die Frage bei welcher Geschwindigkeit man dann ist, ich verstehe nicht ganz wie das mit der Ziolkowski Gleichung funktioniert weil die Booster und die SSME ja gleichzeitig brennen.
Auf jeden Fall kann man bei 75t Gewichtsdifferenz ne ganze menge treibstoff für die OME laden.

MFG S

Naja, zusätzlicher Treibstoff für das OMS erhöht ja nicht nur die Masse, sondern benötigt auch zusätzliches Volumen im Orbiter. D.h. die Tanks des OMS müssten vergrössert werden, womit das verfügbare Volumen für die Nutzlast schrumpfen würde.

Danke das bestätigt meine grundsätzlichen Überlegungen. Nutzlast ist in so einem Fall natürlich Definitionssache!  Leitenberger gibt ~3700kg Treibstoffreste an...
jetzt drehen wir den Spieß mal um der ET wird früher abgeworfen(ist leichter) der Orbiter braucht mehr Treibstoff für die OME wird also schwerer...
Beispiel (wahrscheinlich zu extrem): SLWT 26,5t leer 754t voll Brennzeit 510s
-10%  Brennzeit 459s 679t voll...
Ganz groß überschlagen natürlich...  75t differenz jetzt stellt sich die Frage bei welcher Geschwindigkeit man dann ist, ich verstehe nicht ganz wie das mit der Ziolkowski Gleichung funktioniert weil die Booster und die SSME ja gleichzeitig brennen.
Auf jeden Fall kann man bei 75t Gewichtsdifferenz ne ganze menge treibstoff für die OME laden.

Da wird es dann komplizierter.
Die Treibstoffreste variierten ja nach Mission zwischen 2,2 und 12 t mit einem Mittelwert von etwa 5,3 t (ST-1 bis STS-92). Aber wenn man den ET mit in den Orbit schleppen wollte, dann braucht man ihn dort leer, also würden die Treibstoffreste sofort abgelassen, auch aus Sicherheitsgründen.

Der Orbitantrieb OMS hatte insgesamt etwa 10,9 t Treibstoff in beiden Pods. Wenn man zusätzlich 75 t Treibstoff mitnehmen will, dann hat das höchstens in der Ladebucht Platz, benötigt aber Zusatztanks, Leitungen, Ventile, usw. Das wäre zusätzliche Masse, vielleicht um die 5 t. Könnte man strukturell einbauen.
ABER:  mit zusätzlichen 75 t wäre der Orbiter viel zu schwer für eine Start, da er so keine Notlandung durchführen kann. Dafr war die Nutzlast auf ca. 25 t begrenzt. Natürlich würde er abheben, aber die Astronauten wären gefährdet. Der ET ist da einfacher,der kann im Notfasll sofort abgetrennt werden, Zusatztanks nicht. Außerdem müssten dann die Flügel vergrößert werden und dann wird zusätzlicher Thermalschutz benötigt. Das alles wiegt.