Unbemannte Marsbodenprobengewinnung: Teil 5
In meinem letzten Teil will ich eine kleine Massenauflistung der Mission geben.
Die Simulation basiert auf folgenden Eckdaten:
- ΔV: Mars → Marsumlaufbahn 300 x 33800 km: 5100 m/s (600 m über Kreisbahngeschwindigkeit)
- ΔV Erde → Marsumlaufbahn: 900-1200 m/s, je nach Distanz bei der Ankunft.
- ΔV Marsumlaufbahn → Erde: 1000 m/s
- ΔV Landung: 300 m/s
- ΔV Korrekturen Erde → Mars mit Lander: 100 m/s
- spezifischer Impuls: 325,5 s (EAM-500 antrieb)
- Strukturfaktor des Aeroshells wie beim MSL (25,7%)
- Orbitertrockenmasse: 300 kg (ohne Antrieb)
- Landestufentrockenmasse: 500 kg (ohne Antrieb)
- Bodenproben: 1/6 der Kapselmasse
- Behälter: 1/6 der Kapselmasse (abgeleitet aus Nutzlast der Fotonkapseln)
- Maximalnutzlast Delta IV Heavy: 7990 kg
- Strukturfaktoren bei Antrieben: Ein Achtel der Startmassse,
| Rückstartstufe | |
| Kapsel: | 200,0 |
| Bodenproben: | 33,3 |
| Behälter: | 33,3 |
| Steuerung: | 50,0 |
| Summe: | 316,7 |
| Trockenmasse Rückkehrstufe: | 410,0 |
| Treibstoff Rückkehrstufe: | 3280,0 |
| Startmasse Rückkehrstufe: | 3596,7 |
| Trockenmasse Rückkehrstufe: | 726,7 |
| Geschwindigkeit: | 5106,8 |
| Landestufe: | |
| Strukturmasse: | 600,0 |
| Tanks + Triebwerke | 60,0 |
| Tanks voll | 480,0 |
| Startmasse Landestufe: | 1080,0 |
| Startmasse mit Rückkehrstufe: | 4610,0 |
| Geschwindigkeitsänderung: | 305,0 |
| Aeroschild: | 1600,7 |
| Gesamtmasse Lander: | 6210,7 |
| Orbiter/Bus | |
| Orbiter Trockenmasse: | 300,0 |
| Tanks | 150,0 |
| Tanks voll | 1200,0 |
| Startmasse bei der Rückkehr | 980,7 |
| Treibstoff: | 303,6 |
| Startmasse bei Einbremsung | 999,5 |
| Treibstoff Einbremsung:: | 456,8 |
| Treibstoff Kurskorrekturen | 245,7 |
| Orbiter Treibstoff Gesamt: | 1006,1 |
| Startmasse: | 7710,7 |
Es sind so rund 33 kg Bodenproben gewinnbar. Eine höhere Ankunftsgeschwindigkeit schlägt vor allem auf den Orbiter durch, der wie man sieht jedoch der unkritische Teil ist (er wiegt nur 1420 kg beim Start). Springender Punkt ist der Strukturfaktor bei der Rückkehrstufe, kann er z.B. von 8 auf 9 erhöht werden, so erhöht dies die Bodenproben auf 40 kg zu erhöhen, also rund 20% mehr.
Beim Rover kann man die volle Startmasse einer Atlas V 531 ausnützen, das sind 600 kg mehr. Dieses Mehrgeweicht verteilt sich wie folgt:
35 kg Treibstoff Cruise Stage
69 kg Treibstoff Decent Stage
35 kg verlängerte Backshell
bleibt Netto 460 kg (nimmt man die Startmassen die woanders angegeben sind, so sind es leider nur noch 131 kg, da nach einer anderen Quelle die Startmasse 3839 kg beträgt, hier sind Presskit und Website leider nicht identisch). Dazu kann der Lander um 50 kg leichter werden weil das chemische Labor entfällt. Dafür wird ein zweiter Arm rund 120 bis 170 kg mehr wiegen und ein GPHS 30 kg mehr, sodass von einem Mindestmehrgewicht ohne Behälter von 100 kg auszugehen ist.
Eine mögliche Mission:
Start am 5.12.2013, C3 = 9,35 km²/s²
Ankunft am 27.9.2014 mit C3 = 10,08 km²/s² (v∞ = 5,89 km², abzubremsende Geschwindigkeit 1174 m/s)
Abflug am 13.12.2015 mit C3 = 5,42 km²/s² (v∞ = 5,35 km², zu erbringende Geschwindigkeit 757 m/s)
(Berechnet mit IPTO_OCS, weitere Optimierung auf minimale Ankunftsgeschwindigkeit möglich).
Ankunft auf der Erde dann am 8.10.2016 – nach 39 Monaten. Die Verweilzeit auf dem Mars beträgt dann 443 Tage.
Für diese wurden die Geschwindigkeitsreserven oben berechnet. Die Nutzlast einer Delta IV Heavy für diese Bahn beträgt 8130 kg, das lässt noch etwas Spielraum (rund 400 kg), die am besten in den Orbiter Treibstoffvorräten angelegt sind. Bedingt durch die Forderung nach minimaler Ankunftsgeschwindigkeit sind die Reisedauern mit 295 bzw. 300 Tagen sehr hoch. Eine längere Aufenthaltszeit kann man erhalten wenn man die Mission um ein Marsjahr verlängert (+730 Tage) oder die Mission nahe des nächsten Minimalabstands (2018/19) startet, wodurch kürzere Flugzeiten von etwa 6-7 Monaten resultieren.