Ein „vernünftiges“, bemanntes Mondprogramm, Teil 2

Auch heute weider ein Gastblog von Thomas, der offensichtlich mit dem Korrekturlesen meines fünften Buches nicht voll ausgelastet ist. Ich will schon jetzt ankündigen, dass am Monatg eine weiterer Gastblog kommen wird, der sich mir erneuerbaren Energien beschäftigt. (Bald muss ich gar nichts mehr schreiben, und da mir so langsam die themen ausgehen ist das nicht mal so schlecht. Also ich bitte nun um ihre Geschätzte Aufmerksamkeit für den Blog von Thomas Jakaitis:
Im ersten Blogeintrag zu diesem Thema bin ich auf die Leitsätze und Grundüberlegungen zu meinem Vorschlag eingegangen:
  • Eine neue Zielsetzung kam neben den „klassischen“ Zielsetzungen (Forschung usw.) ins Spiel: Die Ressourcen des Mondes sollen genutzt werden. Bejaht man dieses Ziel, so ist dafür ein bemanntes Mondprogramm erforderlich.
  • Wenn sich dieses Programm am Minimum orientiert, so hat es aus finanziellen Gründen die größten Chancen zur Verwirklichung („Minimalprogramm“).

In diesem Teil 2 will ich nun auf die Transport-Architektur eingehen

Dabei ist zu berücksichtigen, dass in meinen Vorstellungen die bemannten Flüge aus finanziellen Gründen erst nach einer längeren Phase unbemannter Missionen mit den folgenden Aufgabenstellungen stattfinden würden:

  • (Grundlagen-)Forschung im klassischen Sinn, wie Aufbau, Entstehung und Geschichte des Mondes usw.
  • Exploration (primär Suche nach interessanten Ressourcen)
  • Selektion des Standorts der bemannten Mondbasis
  • Validierung von Technologien
Es würde also bis zum ersten bemannten Flug noch einige Zeit dauern; Bis dahin könnten sich einige Rahmenbedingungen ändern. Demzufolge könnte sich dann auch die Transport-Architektur ändern.
Sie müsste demzufolge bis zu ihrer Implementation periodisch überprüft und allenfalls an die neuen Gegebenheiten angepasst werden.
Als eine Arbeitshypothese zur Erarbeitung einer Vision gehe ich aber einfach mal von den heutigen oder den in naher Zukunft liegenden Umständen aus.
Das Weltraumsegment der Transport-Architektur besteht aus den unten beschriebenen Komponenten. Diese Komponenten sind für Trägerraketen mit einer Nutzlast von ca. 25 t in einen niedrigen Erdorbit dimensioniert (==> Delta IV Heavy, Atlas V Heavy, Ariane 5 ECB, Angara 5E, CZ5).
elektrische Transferstufe
Die elektrische Transferstufe ist eine Hochleistungsstufe.
Sie wird mit Xenon (oder Quecksilber usw.) als Treibstoff von Ionentriebwerken mit einem spezifischen Impuls von ca. 40000 m/s solar-elektrisch oder nuklear-elektrisch angetrieben.
Sie wiegt betankt 12,5 t und ist in der Lage, eine Nutzlast von weiteren 12,5 t aus einem niedrigen Erdorbit in einen Mondorbit zu transportieren. Die Reisezeit dafür beträgt ca. 2 Jahre.
Mondlander
Der Mondlander ist von der Landestufe des Apollo Mondlanders abgeleitet. Im Unterschied zu diesem ist er aber in der Lage, unbemannt auf dem Mond zu landen und dabei eine Nutzlast mit der Masse der Aufstiegsstufe des Apollo Mondlanders auf die Mondoberfläche zu transportieren.
(Dies entspricht einem Konzept, welches von der NASA in den Sechzigern verfolgt wurde, aber aus finanziellen Gründen nie zur Anwendung gelangte.)
Die Masse des betankten Mondlanders beträgt ca. 10 t. (Die Landestufe des Apollo 11 LM wog 10149 kg.)
Die Nutzlast des Mondlanders beträgt ca. 4,5 t. (Die Aufstiegsstufe des Apollo 11 LM wog 4547 kg.)
Lunar Orbit Shelter
(engl. shelter = Zuflucht, Schuppen, Schutz)
Der LOS ist eine Raumstation in einer Mondumlaufbahn.
Er ist aus Modulen zusammengesetzt, welche von der elektrischen Transferstufe in die Mondumlaufbahn transportiert werden können (d.h. <= 12,5 t, d.h. Columbus-Klasse).
Der LOS erfüllt die folgenden Aufgaben:
  • Transportknoten in der Mondumlaufbahn und Umsteige-Bahnhof für die Astronauten
  • Tankstelle
  • Zwischenlager für Güter
  • Notfall-Habitat mit Strahlenbunker
  • Lageregelung aller in der Mondumlaufbahn befindlichen Komponenten (alle sind während ihrer Wartezeiten an ihn angedockt)
Seine Lageregelung wird durch die angedockten, elektrischen Transferstufen gewährleistet, welche zu diesem Zweck ihre nicht benötigten Treibstoffreserven restlos aufbrauchen, nachdem sie ihre Nachschubmission erfüllt haben.
(Dieses Problem muss wegen der Bahnstörungen in Mondumlaufbahnen gelöst werden. ==> Mascons usw.)
Crewed Lunar Vehicle
Die Astronauten reisen mit dem CLV in die Mondumlaufbahn und zurück zur Erde.
Das CLV ist von den Sojus- und Zond-Raumschiffen abgeleitet und besteht aus den folgenden Teilen:
  • modifizierte, für 2 Personen ausgelegte Sojus-/Zond-Rückkehrkapsel
  • Kopplungsadapter (anstelle des Sojus Orbitalmoduls)
  • Service-Modul (Aufgabenstellung wie bei Apollo Service Modul)
Das CLV wiegt leer ca. 5 t und betankt ca. 10 t. Es wird von lagerfähigen Treibstoffen mit einem spezifischen Impuls von ca. 3200 m/s angetrieben.
Wie die Sojus ist auch das CLV in der Lage, seine Mission unbemannt auszuführen.
chemische Transferstufe Die chemische Transferstufe wird bei bemannten Mondflügen dafür verwendet, das CLV in eine Flugbahn zum Mond schießen (TLI Trans Lunar Injection). Falls eine Ariane 5 ECB dies täte, würde somit die ESC-B Stufe der chemischen Transferstufe entsprechen.
bemannte Aufstiegsstufe
Die bemannte Aufstiegsstufe ist von derjenigen des Apollo Mondlanders abgeleitet. Im Unterschied zu dieser ist sie aber wiederverwendbar.
Sie wird mit 2 Personen an Bord vom Mondlander als dessen Nutzlast auf die Mondoberfläche transportiert. Dieser Stack ist somit praktisch eine Kopie des Apollo Mondlanders (Apollo LM).
Sie befindet sich während ihrer „Dienstzeit“ jeweils entweder beim LOS (angedockt) oder auf der Mondoberfläche.
Die Gesamtmasse der betankten, bemannten Aufstiegsstufe beträgt ca. 4,5 t. (Die Aufstiegsstufe des Apollo 11 LM wog betankt 4547 kg.)
Die Treibstoffzuladung der bemannten Aufstiegsstufe beträgt wie bei Apollo 11 ca. 2358 kg oder aufgrund des technischen Fortschritts wahrscheinlich eher weniger.
DIE DREI MISSIONSTYPEN
1. Unbemannter Nachschubflug in die Mondumlaufbahn (Nutzlasten: LOS-Module, bemannte Aufstiegsstufen, sonstiger Nachschub)
Eine Trägerrakete der 25 t – Klasse bringt eine elektrische Transferstufe und die Nutzlast (ca. 12,5 t) in eine ausreichend hohe Erdumlaufbahn (==> Luftwiderstand der Restatmosphäre).
Die elektrische Transferstufe bringt die Nutzlast zum LOS. Die Flugzeit wird für maximale Nutzlast optimiert (durchaus z.B. 2 Jahre oder mehr).
Allfällige Treibstoffreserven der Transferstufe werden nach Ablieferung der Nutzlast für die Lageregelung des LOS verwendet.
Danach wird die elektrische Transferstufe „ausgeschlachtet“ (z.B. die Solar Panels anderswo verwendet usw.), falls dies von Vorteil und praktikabel ist. Der Rest der Transferstufe wird vom LOS abgekoppelt und seinem Schicksal überlassen.
2. Unbemannter Nachschubflug zur Mondoberfläche
Eine Trägerrakete der 28 t – Klasse (z.B. die Angara 5E) bringt eine elektrische Transferstufe, einen Mondlander und die Nutzlast (ca. 4,5 t) in eine ausreichend hohe Erdumlaufbahn (==> Luftwiderstand der Restatmosphäre).
Die elektrische Transferstufe bringt den Mondlander und die Nutzlast in eine möglichst niedrige Mondumlaufbahn. Die Flugzeit wird für maximale Nutzlast optimiert (durchaus z.B. 2 Jahre oder mehr).
Der Mondlander bringt die Nutzlast zur Mondoberfläche.
3. Bemannter Mondflug
Dieser Missionstyp ist in 2 Starts von der Erde gesplittet.
Der erste Flug entspricht einem unbemannten Nachschubflug in die Mondumlaufbahn (Missionstyp 1, siehe oben).
Dieser Flug bringt nach ca. 2 Jahren Reisezeit eine Nutzlast von ca. 12,5 t zum LOS: Einen Mondlander plus ca. 2,4 t Treibstoff für die Aufstiegsstufe. (Die wiederverwendbare Aufstiegsstufe befindet sich ja bereits unbetankt beim LOS.)
Nach einem erfolgreichen Remote Checkout des Mondlandesystems von der Erde aus wird grünes Licht für den zweiten, dieses Mal bemannten Flug gegeben.
Eine geeignete Rakete (z.B. die Ariane 5 ECB, die Angara 5E usw.) bringt das CLV wie bei Apollo mit 2 Astronauten an Bord zum LOS. Dort erledigen diese alles, was zu erledigen ist:
  • Ausladen von weiteren Nachschubtransporten
  • „Ausschlachten“ nicht mehr benötigter Transferstufen
  • Betanken ihrer Aufstiegsstufe
  • Andocken ihrer Aufstiegsstufe an den Mondlander
  • Housekeeping
  • usw.
Dann landen sie wie bei Apollo auf der Mondoberfläche und verbringen wahrscheinlich bis zu 1 Jahr in der Mondbasis. Ihr CLV bleibt während dieser Zeit am LOS angedockt.
Nach Abschluss ihres Mondaufenthalts kehren sie wie bei Apollo mit der Aufstiegsstufe zum LOS zurück. Dort erledigen sie wieder alles, was zu erledigen ist:
  • Ausladen von weiteren Nachschubtransporten
  • „Ausschlachten“ nicht mehr benötigter Transferstufen
  • Checkout ihres CLVs für den Rückflug
  • Housekeeping
  • usw.
Danach kehren sie mit ihrem CLV wie bei Apollo oder Zond endlich wieder zur Erde zurück.
ABORTVERFAHREN
Die Astronauten verfügen über zwei „Safe Havens“: Einerseits den LOS und andererseits die Mondbasis.
Sofern dies nötig wird, müssen sie dort ausharren, bis ein unbemanntes Ersatzraumschiff bei ihnen eintrifft (dasjenige, welches jeweils eigentlich für ihre Nachfolgemission vorgesehen war). Deshalb werden beide „Safe Havens“ mit der entsprechenden Menge an Vorräten ausgestattet.
KRITISCHE TECHNOLOGIEN
1) Die hier beschriebene Transport-Architektur steht und fällt mit der Performance der elektrischen Transferstufe, bzw. ihres Ionentriebwerks.
Meine Annahme, dass eine solche 12,5 t schwere Stufe ca. 12,5 t Nutzlast zum LOS zu bringen vermag, ist genau das: Eine Annahme.
==> Es sollten entsprechende Technologie-Validierungsmissionen durchgeführt werden.
2) Es ist offensichtlich, dass die hier erwähnten Trägerraketen ihre Aufgabenstellungen höchstens mit Ach und Krach erfüllen könnten.
==> Größere Nutzlastkapazitäten (z.B. 30 bis 35 t für LEO) wären von Vorteil.
FAZIT
Was wäre nun unter Anwendung der hier beschriebenen Transport-Architektur mit der in Teil 1 beschriebenen Trägerkapazität machbar ?
Ich habe in Teil 1 ja mal einfach so darüber fantasiert, dass jeder Partner im bemannten Mondprogramm pro Jahr 1 Exemplar seines „dicksten Brummers“ fliegen lässt.
In der unten stehenden Tabelle habe ich bei kleineren Raketen der Einfachheit halber die Nutzlast proportional herunter gerechnet.

Partner

Trägersystem

LEO Nutzlast in t

Transport von …….

USA Delta 4 Heavy 23 2 Personen in einem CLV zum LOS
Europa Ariane 5 > 21 Mondlander plus Treibstoff für die bemannte Aufstiegsstufe zum LOS
Indien GSLV 10 unbemannte Nutzlast von 5 t zum LOS
Russland Angara 5E > 28 unbemannte Nutzlast von 4,5 t zur Mondoberfläche
China CZ5 25 unbemannte Nutzlast von 4 t zur Mondoberfläche
Japan H2B > 16 unbemannte Nutzlast von 2,6 t zur Mondoberfläche
Ukraine Zenit 3SL 15 unbemannte Nutzlast von 2,4 t zur Mondoberfläche
In diesem Fantasiebeispiel würden die Programmpartner also bei absolut tragbaren Kosten für jeden einzelnen jedes Jahr wieder von neuem die folgenden Leistungen zustande bringen:
  • permanente, bemannte Präsenz auf dem Mond
  • 1 bemannter Mondflug pro Jahr mit einer Besatzung von 2 Personen
  • 1 Versorgungsflug zum LOS mit 5 t Nachschub
  • 4 unbemannte Versorgungsflüge zur Mondbasis mit zusammen 13,5 t Nachschub

18 thoughts on “Ein „vernünftiges“, bemanntes Mondprogramm, Teil 2

  1. Machbar sind diese Versorgungsflug mit Ionentriebwerk
    auch Chemisch sind minimal Antriebsbahn machbar
    (134 m/s unter parabolisch, aber das wurde dann 5 Jahre dauern)

    meine sorge liegt bei LOS
    weil der Mond kein gleichmassiges Schwerefeld hat, ist ein Orbit um ihn instabil.
    Extra frachtfluge um LOS in einen stabilen Orbit zu halten wurde die Kosten hochtreiben.

    NASA hatte bei ihre Mond orbit Station Studien das gleiche Problem
    bei CEV Studien überlegte man ersthaft diese auf Lagrange Punkt 1 Erde Mond zu legen
    mehr hier http://de.wikipedia.org/wiki/Lagrange-Punkt
    man benötigt nur 30 m/s alle 100 tage um den Orbit um L1 stabil zu halten.
    Nachteil man benötigt 4264 m/s von Erde-L1 anstatt 3226 m/s
    Einbremsend in L1 orbit nimmt nur 907 m/s gegen 1197m/s in Mond orbit
    2199 m/s benötig mann von L1 zum Mond Oberflache
    leider 3132 m/s von Mond nach L1

    Verwendung von flüssigen Sauerstoff in Mond nahe
    es ist machbar !
    die Frachter können Sauerstoff in Super Isolierte Tanks zu Mond nehmen
    nach 2 Jahre mit minimale Verdampfung Verluste
    als Treibstoff wurde ich RP-1 (Kerosin ) empfehlen.
    weil menge Treibwerke dafür gibt, was die kosten niedrig halt

    auch die Herstellung von Sauerstoff aus Mondboden wahre von Vorteil
    dann konnte der Mondlander vor Ort nachtanken

  2. Dieser Plan geht irgendwo an der politischen Realität vorbei. Ich denke nicht, dass sich Amerikaner, Europäer, Russen, Chinesen und Inder in naher Zukunft aufraffen werden, um im Weltraum zu kooperieren. Eher die Amerikaner, Europäer und Japaner, oder die Europäer und Russen. Vielleicht auch die Chinesen und die Russen, wobei China ja eigentlich auf Eigenständigkeit pocht. Dort ist Raumfahrt noch eine Prestigesache.

    Die Amerikaner werden Orion bauen. Soviel ist sicher. Für das Space Shuttle braucht man einen Ersatz, sonst müsste man sich von der bemannten Raumfahrt verabschieden, was politisch nicht durchsetzungsfähig ist. Nur über dem Träger für Orion steht noch ein Fragezeichen, ich denke es wird entweder die Ares I (wahrscheinlich) oder die Delta IV Heavy (unwahrscheinlich). Auch ein Schwerlastträger ist nicht unrealistisch, wobei es höchstwahrscheinlich nicht die derzeitig geplante Version der Ares V sein wird. Ein „Shuttle-C“ mit 5-Segment Feststoffraketenboostern (für die die Verträge ja schon vergeben sind)sehe ich hier als die realistischste Option an.

    Mit dieser Hardware könnte man schon ein ordentliches Mondprogramm durchführen.

    Aber jetzt noch einiges zu deinem eigentlichen Missionsplan:

    1. Eine Station im Mondorbit? Schwierig und vor allem unnötig.

    2. Globaler Zugang mit einer Apollo Mondlandefähre? So weit ich weiß konnte Apollo nicht an den Polen landen, den einzigen Plätzen auf dem Mond, wo man realistisch Solarenergie verweden kann (Peaks of Eternal Light). An den Polen gibt es vielleicht auch Wassereis, woraus man hochenergetischen Raketentreibstoff, Trink- und Brauchasser sowie Sauerstoff gewinnen könnte. So weit ich weiß hat das LEM nicht genügend Treibstoff um zusätzlich zum Einschwenken in einen Mondorbit noch eine Bahnänderung in einen polaren Orbit durchzuführen. Vielleicht stimmt dies nicht wenn man ein LEM ohne Apollo als Ballast betrachtet, aber eine Neuentwicklung ist wohl nötig und meiner Meinung nach auch wünschenswert, z.B. um größere Lasten abzusetzen. Man sollte LOX/LH2 oder wenigstens LOX/RP-1 als Treibstoff einsetzen, da dieser potenziell ganz (Wasserstoff, Sauerstoff) oder teilweise (Sauerstoff) auf dem Mond gewonnen werden kann. Dies stimmt dann auch mit deiner Idee, so viele lokale Ressourcen wie möglich zu nutzen, überein.

    3. Ein elektrisches Frachtschiff? Kann ich nicht genau beurteilen. Würde instinktiv aber sagen „zu teuer“ und „politisch fragwürdig“ wenn ein Atomreaktor zum Einsatz kommt.

    Stattdessen würde ich vielleicht über ein Treibstoffdepot im Erdorbit nachdenken. Wenn man z.B. die Oberstufe der Delta IV Heavy in einem niedrigen Erdorbit mit etwa 26t Treibstoff neu auftanken würde könnte man 23t in eine Bahn zum Mond einschießen, dass ist etwa so viel wie die Delta IV Heavy in einen niedrigen Erdorbit transportieren kann.

    Die Kosten für das Depot und die Modifikationen der Oberstufen währen sicher nicht unerheblich. Dafür könnte man die Treibstofflieferung aber über eine Art „COTS“ organisieren und so den Markt für Raketen an sich ankurbeln, was auf die Dauer zur einer Reduzierung der Startkosten führt.

    MfG

    Max

  3. @Michel:
    „(134 m/s unter parabolisch, aber das wurde dann 5 Jahre dauern) “
    ==> Meintest du nicht eher 5 Tage ?

    zu den Bahnstörungen:
    Ich habe sie im Beitrag erwähnt (==> Aufbrauchen von Resttreibstoff der Nachschubtransporter), weil ich qualitativ davon weiss, aber leider kenne ich die quantitative Seite nicht, d.h. WIEVIEL Delta v jährlich wegen der Bahnstörungen durch den LOS nun wirklich aufgewendet werden muss.

    Ich gehe aber davon aus, dass der LOS das mit Ionentriebwerken kann, wenn das Orion-Raumschiff im Constellation-Programm dasselbe sogar mit chemischen Triebwerken auch hätte können. (Die Orion-Kapsel bleibt im Constellation-Programm ja auch monatelang in der Mondumlaufbahn.) Deshalb habe ich diesen Aspekt nicht recherchiert.

    Liebe Leser (insbesondere Bernd !): Weiss einer von euch, wieviel Delta v wegen der Bahnstörungen benötigt wird ?

    betreffend dem Oxidator:
    Ich gehe davon aus, dass du von der Verwendung von Sauerstoff im Mondlander und in der Aufstiegsstufe sprichst.

    Jawohl, LUNARER Sauerstoff ist erste Wahl, nur: Bevor die Mondbasis existiert, steht lunarer Sauerstoff noch nicht zur Verfügung; Deshalb also mein Vorschlag zur Verwendung lagerbarer Treibstoffe (vorerst).

    Sobald aber lunarer Sauerstoff zur Verfügung steht, müsste SOFORT eine zweite Generation von Mondlandern realisiert werden, welche ihn nutzt. Die müssten dann natürlich zu 100 % wiederverwendbar – und wahrscheinlich deshalb auch einstufig – sein.

  4. @Thomas

    Klar Bernd weiß es genau. Die Zahlen von Michel stimmen nicht. L1 und Mond sind geschwindigkeitsmäßig identisch bis auf etwa 100-200 m/s Differenz. Für L1 braucht man fast Fluchtgeschwindigkeit. Für den Hallo Orbit dann nochmals 100-200 m/s und genauso viel um den Haloorbit zu verlassen. sonst hätte es auch nicht mit ICE geklappt:
    http://www.bernd-leitenberger.de/ice.shtml

    Für den Mondorbit braucht man rund 150 m/s pro Jahr an Korrektur vermögen. Zumindest ist es beim LRO
    http://www.bernd-leitenberger.de/lro.shtml
    so

    So nun muss ich aber noch was über die Proton in den Entwurf zum sechsten Buch schreiben….

  5. @Max:
    zum Politischen: Das war nur als Gedankenexperiment (wie ich schrieb: „Fantasiebeispiel“) gemeint, um generell den Nutzen der internationalen Zusammenarbeit hervorzuheben.

    Das Maximum an Partnerschaft, welches ich kurzfristig für politisch realistisch halte, entspricht der Menge der ISS-Partner plus Indien.

    Die Ukraine, welche bekanntlich pleite ist, habe ich natürlich nur wegen der Zenit in die Tabelle reingenommen ! 😉

    zu Punkt 1:
    Folgendes sind die Gründe FÜR den LOS:
    1) Sicherheit: Er stellt einen „Safe Haven“ dar, wenn die Astronauten nach z.B. einem Jahr in den Mondorbit kommen, in ihr CLV umsteigen und das Ding dann nicht funktioniert. Ich halte das für einen äusserst wichtigen Vorteil gegenüber der Constellation-Architektur und gewichte ihn sehr hoch.

    2) Bahnstörungen (in meinem Artikel oben auffindbar unter „Lageregelung“): Wenn es den LOS nicht gäbe, müsste JEDES Vehikel, welches sich längere Zeit in der Mondumlaufbahn aufhält, sich mit diesem Problem herumschlagen. Wenn nur der LOS dies für alle tut und erst noch mit einem Ionentriebwerk, halte ich das für die effizienteste Lösung.

    zu Punkt 2:
    Betreffend der Treibstoffe und Oxidatoren verweise ich dich auf meine vorherige Antwort an Michel.

    immer noch Punkt 2:
    Betreffend dem globalen Zugang: Ich gehe NICHT davon aus, dass die Mondbasis sich in Polnähe befinden wird, genau aus dem Grund, den du anführst (Erreichbarkeit). In meinem Szenario würde der Sauerstoff aus Mondgestein gewonnen (nicht aus Wassereis); Dafür muss man nicht an die Pole gehen. Dazu will ich aber im folgenden Teil 3, welcher die Mondbasis beschreiben wird, mehr sagen. Die Mondbasis wird meiner Meinung nach innerhalb des mit der vorhandenen Technologie erreichbaren Gürtels liegen, an einem Ort, welcher interessante Ressourcen aufweist.

    Diesen Ort zu finden, ist Aufgabe des unbemannten Programms, wie ich das im Artikel oben erwähnt habe. Das unbemannte Programm will ich übrigens gerne im Teil 4 beschreiben.

    ==> Bald hat der gute Bernd mit so fleissigen Gast-Autoren tatsächlich nichts mehr zu tun ! 😉

    immer noch zu Punkt 2:
    Selbstverständlich ist für das Mondlandesystem eine Neuentwicklung nötig, nur schon wegen der Wiederverwendbarkeit der Aufstiegsstufe. Ich habe das Apollo LM nur als sicher wieder nochmals machbares Referenzbeispiel für die Masse-Angaben verwendet, damit die Sache Hand und Fuss hat, nach dem Motto: Was vor 40 Jahren schon mal möglich war, wird dies hoffentlich auch heute noch sein.

    zu Punkt 3:
    „zu teuer“ ==> Da behaupte ich einfach mal das Gegenteil: billiger, bzw. weniger teuer !

    Beide Behauptungen (meine und deine) sind unbewiesen. ==> Man muss es also ausprobieren. Mein Vorschlag besteht darin, dies im unbemannten Programm (= mit kleineren Systemen also) zu tun. Ich will darauf im Teil 4 zum unbemannten Programm näher eingehen.

    immer noch zu Punkt 3:
    Ich stelle mir auch vor, dass die solar-elektrische Variante aus politischen Gründen bevorzugt werden wird. Da das Ionentriebwerk zuerst in KLEINEN Vehikeln des unbemannten Programms angewendet wird, bevor das bemannte Programm beginnt, wird man auf jeden Fall mal solar-elektrisch anfangen.

    das Treibstoffdepot im Erdorbit:
    Diese Architektur stellt eine Alternative zu der von mir dar. Meiner Meinung nach ist es aber, was die total beförderte LEO-Masse anbelangt, die schlechtere, wegen der Effizienz der chemischen Treibstoffe.

    Ich hätte am liebsten, wenn das mal einer genauer untersuchen würde !

    COTS:
    Auch in meiner Transport-Architektur würden COTS-Spielregeln übrigens voraussichtlich die Kosten senken ……

    Puuh, das war viel !

    ==> Ich danke euch, Max und Michel, für eure sehr guten Inputs !

  6. @Michel:
    Du hast sicher Bernds Kommentar gesehen; Das für die Bahnkorrekturen benötigte delta v beträgt < 150 m/s pro Jahr.

    Bei einem spezifischen Impuls von 40000 m/s also ein Treibstoffbedarf von kein Showstopper für den LOS also; Sollte tatsächlich mit ungenutzten Treibstoffreserven plus ab und zu mal ein bisserl Treibstoffnachschub machbar sein, sofern der LOS eine vernünftige Grösse (Masse) hat.

    @Bernd:
    Danke für die Info !

    Schreib nicht so schnell so viele Bücher, sonst komm ich mit dem Korrekturlesen nicht mehr nach ! 😉

  7. @Bernd: Die Zahlen von Michel stimmen nicht.
    Die sind nicht von mir, sonder von einer Boeing Studie zu CEV für NASA
    Soviel zu Genauigkeit in der U.S. Aerospace Industrie :@

    @Thomas: ==> Meintest du nicht eher 5 Tage ?
    es sind 5 Jahre !
    134 m/s unter parabolisch, meine ich unter Fluchtgeschindkeit für den Mond
    die Nutzlast macht 22 instabile Erdorbits und driftet dann in orbit zwischen Erde Mond
    nächste Jahre naher sich die Nutzlast den Mond bis im 5 Jahr, diese einfangt.

    Noch eine Frage zur Erforschung des Mondes in diese Beispiel
    Landen die Missionen auf verschieden stellen des Mondes für Forschung, Lander + Habitat für paar Monate ?
    oder soll die Erforschung des Mondes von einer Festen Basis ausgehen ?

  8. Hallo Michel

    Vielleicht geht die Studie ja von einem anderen Szenario aus oder es wurde c3² (hyperbolische Exzessgeschwindigkeit) mit v(unendlich) verwechselt. Das erste ist eine Energie. c3² = 4 km²/s² entsprechen z.B. nur 11.7 km/s.

  9. Guter Plan!

    Zum „elektrischen Transfer“ per Ionenantrieb vom Erdorbit in den Mondorbit siehe die „SMART-1“-Mission der ESA:
    http://www.esa.int/esaMI/SMART-1/
    http://sci.esa.int/science-e/www/area/index.cfm?fareaid=10

    Der Transfer ist also möglich, und das sogar mit einem nur 370 kg schweren Mini-Satelliten. Dieser hatte 84 kg Xenon dabei, wovon nach dem Orbit-Transfer noch 7 kg übrig waren. Das Ionentriebwerk von Smart-1 hatte einen spezifischen Impuls von 1640s. Das hier vorgeschlagene elektrische Transferstufe hat sogar einen spezifischen Impuls von 4000s, d.h., es wäre sogar möglich, genug Treibstoff für einen Rückflug ins Erdorbit mitzuführen, wo die Transferstufe dann die nächste Ladung in Empfang nehmen kann.

    Neben der Kostenersparnis bekommt man durch Rückflüge der Transferstufen zudem den Vorteil, dass die Raketen beim Start von der Erde entsprechend mehr Nutzlast mit sich führen können, da keine komplette Transferstufe, sondern nur ein voller Treibstofftank (brutto ca. 4 t, davon ca. 3,5 t Treibstoff) mitgeführt werden muss.

    Zur Masse der Transferstufe: Wenn Solarpanele ca. 4 kg/m² wiegen (habe dafür allerdings kaum Zahlen gefunden), wir von 15% Wirkungsgrad ausgehen (selbst, wenn es anfangs mehr sind, sinkt er mit der Zeit, insbesondere während des Flugs im Strahlengürtel der Erde!), dann haben wir ca. 50 W/kg. Bei benötigten 250 kW (die sind hochgerechnet aus den Werten von Smart-1) würden die Solarpanele somit 5 t wiegen. Mit vernünftigen weiteren Gewichten (1 t Haupttriebwerk, 0,5 t Lageregelung, Elektronik usw.) verbleiben noch 2 t für die Struktur.
    Insgesamt scheint es also machbar!

    Probleme könnte allerdings der Zeitfaktor bereiten: Da man auf das Versorgungsschiff ggfls. 2 Jahre warten muss, muss man entsprechend ausreichend Vorrat in der Mondumlaufbahn oder auf dem Mond haben.

    Bei Start- und Landestufe kann man wahrscheinlich mit günstigeren Massenverhältnissen arbeiten als bei Apollo. So benötigt man für das Mondorbit 1612 m/s. Bei üblichen lagerbaren Treibstoffen mit einer Ausströmgeschwindigkeit von 3200 m/s kommt man somit insbesondere bei der Landung auf ein besseres Massenverhältnis: Eine vollbetankt 7,5 t schwere Stufe sollte 7,5 t landen können. Hierbei bitte bedenken, dass bei Apollo die letzte Phase des Anflugs mit nur noch geringen Beschleunigungen erfolgte, so dass es dort hohe gravitative Verluste gab! Apollo 11 „schwebte“ sogar eine halbe Minute lang über der Mondoberfläche, da der Autopilot auf ein ungeeignetes Landegebiet zusteuerte…

  10. ich hab das hier gefunden
    http://beyondapollo.blogspot.com/2009/02/lunar-cargo-ship-1959.html
    das ist ein Vorschlag von Ionentriebwerk Mondfrachter durch Ernst Stuhlinger in 1959

    ein 70 Tonnen Frachter Aufbau:
    10 Tonnen – ein 2 Megawatt Reaktor
    6,8 Tonnen – Treibstoff
    3 Tonnen Struktur und zwei Ionentriebwerk mit 5,2 kg Schub
    50 Tonnen Nutzlast
    Flugzeit von 600 km hohen orbit bis Mond und zurück 116 tage

    in unseren Fall wurde leere Frachter nur 20 Tonnen schwer sein
    und zwei Fracht Container in nur 2 Monate in Mond Orbit bringen

    Nachteil
    wir müssen 25 Tonnen Nutzlast in 600 km Orbit bringen
    damit der Frachter optimal Flugzeiten hat
    und Wir benötigen ein Atomreaktor in Orbit

    Name der Studie
    Lunar Ferry with Electric Propulsion System,
    Ernst Stuhlinger,
    First Symposium (International) on Rockets and Astronautics, Tokyo, 1959,
    Proceedings, M. Sanuki, editor, 1960, pp. 224-234.

  11. @Michel:
    Vielen Dank für die Zustellung dieses hervorragenden Links !

    Ich kannte bisher nur Stuhlingers Vorschlag für die Marsmission, welcher ebenfalls auf dem Ionentriebwerk beruhte und hatte vor, diesen in einer späteren Gastblog-Serie „Ein vernünftiges bemanntes Marsprogramm“ zu referenzieren.

    Ich hätte vorgeschlagen / werde vorschlagen, dass von Ionentriebwerken nuklear-elektrisch angetriebene Fähren den Pendelverkehr zwischen LOS (= Mondumlaufbahn) und Marsumlaufbahn unternehmen. Sie werden im LOS von der Besatzung betreten und transportieren diese zusammen mit Marslande-Vehikeln Zubrin’scher Art zum Mars !

    (Die bemannte Marsmission à la Stuhlinger wird in Michel’s Link mit einem weiteren Link referenziert. ES LOHNT SICH UNBEDINGT, BEIDE KONZEPTE ZU LESEN ! )

    ==> Mein Vorschlag fürs Mondtransport-Szenario ist hinsichtlich folgender Punkte also eine Kopie des Stuhlinger-Konzepts von 1959 (ohne dass ich das allerdings gewusst hätte ! ):
    – Trennung von Personen- und Frachttransport
    – Personentransport mit chemischen Antrieben
    – Frachttransport LEO nach Mondorbit unbemannt mit Ionentriebwerken
    – unbemannte Landung von Fracht auf dem Mond mit chemischen Triebwerken

  12. @Kai:
    Danke für deinen Sukkurs !

    Die Sache mit dem Zeitfaktor sollte meiner Meinung nach kein Problem darstellen, da ich ja von regelmässigen Nachschubflügen (z.B. 6 an der Zahl in meinem reichlich zufälligen Fantasiebeispiel) ausgehe. Das heisst, die Besatzung des CLVs, welches 2011 startet, landet mit dem Mondlander, der dieses Jahr (2009) von der Erde zum Mond gestartet ist; Die Besatzung des CLVs, welches 2012 startet, landet mit dem Mondlander, der 2010 von der Erde gestartet ist, usw.

    ==> Es muss also nur 1 mal, nämlich am Anfang, 2 Jahre gewartet werden.

    Für Emergency Cargo müsste vielleicht ab und zu doch mal ein Progress von einer Angara zum LOS gebracht werden ……

    zum Stellenwert von Smart-1:
    Diese Mission hat bereits Einiges betreffend MACHBARKEIT EXPERIMENTELL BESTÄTIGT:
    – dass der heutige Stand der Ionentriebwerke betreffend Zuverlässigkeit ausreichend ist
    – dass LOI (Lunar Orbit Insertion) mit Ionentriebwerken heute bereits möglich ist
    – dass ein solcher Mondflug trotz langer Dauer zu vernünftigen Kosten im Bodensegment (Kontrollzentrum) abgewickelt werden kann.

    Offen ist nun noch, wie das aussieht, wenn man einen solchen Flug aus einem LEO startet. (Smart-1 wurde ja aus einem GTO gestartet; Das ist ein grosser Unterschied.)

    ==> Diese Technologiedemonstration aus LEO wäre ein weiterer Job für die ESA !

    Ich weiss aber nicht, ob sie die ca. 10 Millionen Euro für die Falcon 1 oder die Rokot aufbringen kann, welche für den Start eines solchen Vehikels nötig wäre und Smart-1 nochmals mit vergrössertem Tank nachbauen will …..

    ==> mehr darüber in Teil 4 zum umbemannten Mondprogramm !

    zur Wiederverwendbarkeit der elektrischen Transferstufe (und somit ihrer Rückführung nach LEO):
    Das ist eine sehr interessante Option. Hier muss man einen Trade-Off machen.

    Contra:
    Die Rückführung der Transferstufe verringert ihre Nutzlast in den Mondorbit um die Masse des für ihre Rückführung nötigen Treibstoffs.

    Contra:
    Die Anforderungen an die Zuverlässigkeit werden wesentlich grösser.

    Pro:
    Dafür verringert sich bei der zweiten bis n-ten Mission der Nutzlastbedarf in den LEO, weil nur noch der Treibstoff in einem zugehörigen Tank zur Transferstufe in LEO transportiert werden muss; Der Nutzlastbedarf in den LEO verringert sich also z.B. theoretisch um die von dir erwähnten 5 t für die schweren Teile wie den Solargenerator.

    beim zweiten Hinschauen aber nochmals Contra:
    Der Solargenerator ist nach der ersten Mission bereits zweimal durch die Strahlungsgürtel durch. Ich frage mich nur schon, ob er es überhaupt schafft, die Stufe nach LEO zurückzubringen …. Ein Atomreaktor hätte dieses Problem zwar nicht, aber dafür andere Probleme bezüglich Sicherheit (z.B. Kontamination der Erdatmosphäre plus noch mehr), welche ihn meiner Meinung nach definitiv ausschliessen. (jawoll, bei uns schreibt man „schliessen“ mit zwei „ess“ 😉 )

    und beim dritten Hinschauen grad nochmal Contra:
    Im Wiederverwendungs-Szenario wird wahrscheinlich eine weitere, bemannte Infrastruktur im LEO benötigt (sozusagen nochmals so ein „Bahnhof“ wie der LOS im Mondorbit), was auch wieder Mucho Dinero kostet. 😉

    und nochmals Contra:
    Treibstoffbedarf für das Kopplungsmanöver im LEO.

    ==> Deshalb bin ich NICHT von einer Rückführung der Transferstufe ausgegangen, sondern von ihrer allfälligen Sekundär-Verwertung in der Mondumgebung. Aufgrund der vielen Unbekannten kann aber die Richtigkeit dieser Annahme heute nicht quantitativ verifiziert werden.

    Massenverhältnisse aus der Apollo-Zeit:
    Natürlich könnte man dasselbe heute noch besser machen. Was ich aber vorschlage, ist halt NICHT GENAU dasselbe. In meinem Vorschlag ist die Aufstiegsstufe wiederverwendbar, und ich gehe übrigens auch von „Sojus-Luft“ aus, nicht von einer Sauerstoffatmosphäre à la Apollo (==> dickere Wände). All das hat mit Sicherheit eine „Mass Penalty“ des gesamten Mondlandesystems zur Folge. (Wie übersetzt man das auf Deutsch: etwa „Massenbestrafung“ ? 😉 )

    ==> Deshalb gehe ich im Sinne eines theoretischen Referenzbeispiels von den Massenverhältnissen à la Apollo aus und freue mich, wenn es denn besser kommt !

    zu den spezifischen Impulsen, bzw. den differierenden Werten:
    Smart-1 benutzte einen Hall-Thruster (nennt man oft „HET“), wohingegen ich von einem Kaufman- oder RIT-Thruster ausgehe, mindestens teilweise. Die HETs haben tendenziell einen grösseren (= weniger kleinen ! ) Schub, aber dafür tiefere spezifische Impulse. Ich habe vor, im Teil 4 über das unbemannte Mondprogramm zu dem Thema eine Tabelle zu bringen.

  13. @Michel:
    zu „Noch eine Frage zur Erforschung des Mondes in diese Beispiel
    Landen die Missionen auf verschieden stellen des Mondes für Forschung, Lander + Habitat für paar Monate ?
    oder soll die Erforschung des Mondes von einer Festen Basis ausgehen ?“

    bei der unbemannten Erforschung (Rovers): eher Ersteres (= verschiedene Landestellen)

    bei der bemannten Erforschung: Aus Kostengründen eher Zweiteres (= feste Basis als Ausgangspunkt), aber das muss nicht zwingend so sein. Eigentlich ist es nur eine Frage der Geduld, bis alle Punkte auf der Mondoberfläche bodengebunden erreichbar sind.

  14. @Thomas:
    bei der bemannten Erforschung: Aus Kostengründen eher Zweiteres (= feste Basis als Ausgangspunkt)

    Vorschlag meinerseits
    wir haben menge leere Mondlander rumstehen neben der Basis
    warum nicht ein oder zwei nachtanken und bemannte suborbitale Sprünge machen ?
    somit können auch Interessante gebiete weit von Basis untersuchte werden.

    zu Mondbasen entwürfe wurde schon alles entworfen in den letzen 40 Jahren
    wir brauchen nur die „Rosine“ raus zu picken

    hier monsterlink seite zu PDF der NASA
    http://nassp.sourceforge.net/wiki/Future_Expansion
    viel spass bei NASA server überlasten durch Download

  15. Noch eine Alternative zur elektrischen Transferstufe wäre die Fracht mit z.B. einer Delta IV Heavy über einen Weak Stability Boundary Transfer direkt zum Mond zu schießen. Im Mondorbit könnte sie dann von einer wiederverwendbaren Mondfähre „aufgesammelt“ und zur Mondbasis gebracht werden.

    Der WSB-Transfer wurde hier ja schon erwähnt. Dauert ungefähr drei Monate und man spart die Kosten für das Einbremsen in den Mondorbit, wenn ich das richtig verstanden hab. Eine Delta IV H könnte so 6 bis 8 Tonnen in eine Mondumlaufbahn befördern (Angaben wie immer ohne Gewähr). Für Versorgungsflüge sollte das ausreichend sein.

    Bei schwereren Lasten, wie z.B. Mondlandefähren oder Modulen könnte man zusätzliche Raketen starten, die chemische Transferstufen in den Erdorbit befördern, wenn man auf ein Treibstoffdepot oder nuklear-elektrische Transferstufen verzichten will.

    Alles in allem ist es für ein Mondprogramm auf Lange Sicht immer noch die billigste Option, eine Schwerlastrakete zu entwickeln. Die NASA tut das ja nicht ohne Grund. Die Startinvestition ist halt hoch, die laufenden Kosten dann aber geringer, da man weniger Flüge braucht und das Programm auch robuster sein kann, mit größeren Teilelementen.

  16. @Michel:
    zu „wir haben menge leere Mondlander rumstehen neben der Basis
    warum nicht ein oder zwei nachtanken und bemannte suborbitale Sprünge machen ?“

    Weil wir leider, leider, leider für sie keine lagerbaren Treibstoffe (Stickstofftetroxid / Hydrazin) bei der Basis haben !

    (Wenn wir die Treibstoffe von der Erde bringen wollten, könnten wir genausogut gleich an den gewünschten Orten landen. Sobald wir dafür das nötige Kleingeld haben, tun wir das natürlich, aber eigentlich kann man sich das sparen, wenn man nur genügend Geduld hat, siehe unten.)

    Ich habe mir auch schon überlegt, was man mit Dutzenden, vielleicht sogar wenigen Hunderten leerer Mondlander anfangen soll, aber bisher ist mir ausser „Recycling“ nichts eingefallen !

    (Das Bild dieser Mondlander vor meinem geistigen Auge erinnert mich irgendwie an meinen Arbeitsweg in Zürich, wenn ich zur Stosszeit mit meinem Auto im Stau stehe. 😉 )

    Die Situation verändert sich allerdings schlagartig, sobald wir in der Lage sind, die Treibstoffe auf dem Mond herzustellen.

    Sobald dieser Meilenstein erreicht ist, werden folgende Dinge möglich:
    – Betrieb von Exkursions-Vehikeln (= solche, von denen du redest)
    – Betrieb eines einstufigen, wiederverwendbaren Mondlanders
    – Start von Missionen in die Erdumlaufbahn von der Mondoberfläche aus
    – Start von Missionen zu einigen andern (allen ?) Gebieten im Sonnensystem von der Mondoberfläche aus

    Bevor dieser Meilenstein erreicht ist, müssen wir aber „unten durch“. Auf dieser Grundlage basiert meine Auffassung, die bemannte, GLOBALE Erforschung des Mondes zu vertagen, bis das zu vernünftigen Kosten möglich ist (= bis der genannte Meilenstein erreicht ist).

    VOR dem Zeitpunkt der Erreichung des Meilensteins sehe ich in Sachen Forschung und Wissenschaft „nur“ folgende Aktivitäten:
    – unbemannte, globale Erforschung à la Bernd (= Rovers und, wo begründet, Bodenprobenrückführung zur Erde)
    – bemannte, bodengebundene, LOKALE Forschung von der Mondbasis aus

    …. immerhin !!!

    der Link:
    Vielen Dank für den Mega-Monster-Heavy-Metal-Turbo-Link ! 😉 Ich hoffe, er wird die Erstellung meines nächsten Gast-Blogs (Teil 3 = der LOS und die Mondbasis) nicht allzusehr verzögern (= bis ich das wieder durchgeackert habe ….) !

    Buchempfehlung betreffend vieler, in diesem Link angesprochener Themen:
    Robert Godwin: „The Lunar Exploration Scrapbook“ ISBN 978-1-894959-69-8

  17. @Max:
    Danke für diese wichtige Bemerkung. Flüge, welche die WSB ausnützen, dauern ca. 3 bis 5 Monate und ermöglichen eine Treibstoffeinsparung im Vergleich zum Hohmann-Transfer. Dieser Sachverhalt wurde am 02.10.1991 durch die Ankunft der ersten, japanischen Mondsonde Hiten experimentell bewiesen.

    Zitat Edward Belbruno (der „Erfinder“ oder „Finder“ dieser Flugbahn), leider hab ich’s nur auf Papier:

    The fundamental difference between this transfer and Hohmann’s is in the elimination of the hyperbolic excess velocity v inf at lunar periapsis upon arrival. The new transfer utilises ballistic capture as the spacecraft at lunar arrival has an elliptic state with respect to the Moon. This yields an improvement in the delta-v required to insert a payload into circular lunar orbit by approximately 20 % over that of Hohmann from Earth injection.

    Ballistic capture is achieved by utilising the gravitational effects of the Earth, Moon and Sun in modelling the motion of the spacecraft. This is done by finding a region about the Moon where the dynamic effects due to the attraction of the Moon on a spacecraft and the perturbations of the Earth and sun tend to balance. This region is called the lunar fuzzy boundary, or lunar weak stability boundary, and is five-dimensional. It is not to be confused with the five classical Lagrange points.

    A spacecraft in the lunar fuzzy boundary is captured by the Moon, albeit in an unstable fashion. A stable capture is achieved by applying a negligible amount of delta-v. A transfer trajectory from the Earth achieves ballistic capture at the Moon if it goes to the lunar fuzzy boundary.

    (Ich begreife zwar nicht, wieso die WSB-Region nicht den Lagrange-Punkten entspricht, aber der Belbruno wird’s ja wohl wissen. 😉 )

    Die folgenden %-Angaben für Treibstoffeinsparungen beziehen sich auf das Einbremsen in den Mondorbit im Vergleich zu Methoden OHNE Anwendung der WSB. Belbruno erwähnt im Artikel die folgenden Vorteile:
    – Shuttle GAS-Kanister mit solar-elektrischem Ionentriebwerk in einen polaren Mondorbit mit 100 km Höhe: 27 % Einsparung
    – chemische Triebwerke: 18 % Einsparung
    – Ermöglichung des Einbremsens in einen kreisförmigen Mondorbit durch die folgenden Antriebsarten: kleine Triebwerke für die Lageregelung, Ionentriebwerke und Sonnensegel (was beim Einbremsen aus Hohmann-Bahnen mit so schwachen Antrieben nicht möglich ist)

    ==> Die Anwendung der WSB-Bahnen erlaubt somit unabhängig von der Antriebstechnik Verbesserungen beim unbemannten Frachttransport in Mondbahnen mit beliebigen Inklinationen.

    Referenz:
    Edward Belbruno: „Ballistic lunar capture transfers using the fuzzy boundary and solar perturbations: A survey“, Journal of The British Interplanetary Society, February 1994

    zu den Schwerlast-Raketen:
    Auch ich befürworte es, auch grössere Raketen anzuwenden, wenn sie denn mal zur Verfügung stehen, wie z.B.:
    – Shuttle-C mit 2 RS68-Triebwerken
    – Zenit mit 2 Energia Boosters (Corestufe nur mit RD180 oder 4 RD120)
    – Delta 4 Heavy mit ein paar GEM60- oder Castor120-Boosters
    – Ariane 5 mit 2 Vulcain-Triebwerken
    – usw. !

    Sie sollten einfach auch eine KOMMERZIELLE Rechtfertigung haben, damit die von dir erwähnte Anfangsinvestition politisch nicht alleine durchs bemannte Mondprogramm begründet werden muss.

    Betreffend dem unbemannten Transport LEO ==> Mondorbit gibt’s aus meiner Sicht die folgenden Alternativen:
    – chemisch, wie du vorschlägst
    – solar-elektrisch, wie ich es vorschlage
    – Sonnensegel, wie das andere vorschlagen

    Mir ist primär wichtig, dass der Fracht- vom Personentransport getrennt wird und dass Abortszenarien vorhanden sind („Safe Haven“), that’s the point.

    Von den oben beschriebenen drei Methoden sollen schlicht und einfach die besten zur Anwendung gelangen. Zu dem Zweck muss man sie ausprobieren (übrigens auch die Sache mit den Solar Sails).

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