Mission to Mars Teil 5

Heute will ich – außer der Reihe mal eine Marsmission mit Ionentriebwerken skizzieren. Es geht dabei nicht um eine genaue Quantifizierung (auch wenn ich natürlich mit exakten Zahlen arbeite), als vielmehr um eine Hausnummer. Das liegt daran, dass wir heute von Ionenantrieben die z.B. bei Dawn genutzt werden für den Antrieb einer Raumsonde über längere Zeit (mehrere Jahre) extrapolieren müssen auf einen Antrieb eines 100 mal schwereren Marslabors extrapolieren müssen., Das ist natürlich fehlerbehaftet. Daher als Vorgabe die technischen Ausgangsvoraussetzungen:

  • Vorlage für den Antrieb ist das EADS Triebwerk RIT-22: Nur werden davon über 1.000 benötigt werden
  • Strukturanteil: Genauso große wie das Triebwerksgewicht
  • Tankgewicht: 1/6 des Treibstoffes (Verwendet wird Xenon in Druckgastanks)
  • Solargenerator mit der Leistungsfähigkeit des ST-8 Experiments (175 W/kg).
  • Das zweite sind die zeitlichen und Bahnvoraussetzungen. Für die Module die nur landen sind folgende Annahmen getroffen wurden:
  • Fluchtgeschwindigkeit (aus einer 600 km Kreisbahn): 3084 m/s + 20% Aufschlag für Gravitationsverluste: 3.702 m/s
  • Veränderung der Sonnenumlaufbahn: 3.500 m/s
  • 80% der Betriebszeit in der Erdumlaufbahn sind die Solarpanels beschienen.
  • Bei Ionentriebwerken ist es so, dass die Nutzlast um so größer wird je länger die Flugzeit. Ich habe hier ein Maximum von 180 Tagen vorgegeben.

Unter diesen Vorgaben und einer angenommenen Nutzlast von 175 t in eine 600 km hohe Umlaufbahn (sie muss so hoch sein wegen der Solarzellen die sonst zu starke Reibung in der Atmosphäre verursachen würden) bei einer Ares V (188 t in eine 200 km Umlaufbahn als Vergleich) errechne ich folgende Nutzlast: (Ausgaben meines eigenen Berechnungsprogramms)

Ionentriebwerk:
Spezifischer Impuls: 44150 m/s
Stromverbrauch 5000 W
Schub 0,15 N
Wirkungsgrad 66 Prozent
Gewicht eines Triebwerks 7,00 kg
Treibstoffverbrauch 0,0034 g/s
Gewichtsbilanz:
Strukturgewicht: 3.927,00 kg
Solargenerator: 16000 kg
Leistung: 175 W/kg
Gesamttreibstoff: 25.871,06 kg
Tankgewicht: 4.320,47 kg
Triebwerksanzahl 559
Triebwerksgewicht: 3.927,00 kg
Nutzlast: 120.000,00 kg
Startgewicht: 174.045,53 kg
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Bahnmanöver 1 (Sonnenumlaufbahn)
Mittlere Distanz zur Sonne: 149,60 Mill km
Leistung Solargenerator 174,98 W
Eingesetzte Triebwerke 559 Stück
Anteil der Bahn mit Sonnenlicht: 100,00 Prozent
Geschwindigkeitsänderung: 3.500,00 m/s
Treibstoff bei diesem Manöver: 12.034,01 kg
Arbeitsdauer bei diesem Manöver: 73,34 Tage
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Bahnmanöver 2 (Erdumlaufbahn)
Mittlere Distanz zur Sonne: 149,60 Mill km
Leistung Solargenerator 174,98 W
Eingesetzte Triebwerke 559 Stück
Anteil der Bahn mit Sonnenlicht: 80,00 Prozent
Geschwindigkeitsänderung: 3.702,00 m/s
Treibstoff bei diesem Manöver: 13.837,06 kg
Arbeitsdauer bei diesem Manöver: 105,41 Tage
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Gesamtübersicht:
Gesamte Geschwindigkeit: 7.202,00 m/s
Gesamte Reisedauer: 178,74 Tage

Es ist also möglich 120 t (anstatt 49 t beim chemischen Antrieb) zum Mars zu befördern. Das ist bei drei Flügen schon eine enorme Verbesserung.

Etwas komplizierter wird es bei der Mannschaft. Wenn ich dem Vorschlag bei einem der letzten Blogs folge und erst mal unbemannt die Station über den Van Allen Gürtel bringe (er erstreckt sich bis in 25.000 km Entfernung, also wähle ich als Bahnhöhe 26.000 km), dann mit einer Ares I eine Kapsel dorthin starte und zum Mars folge so kann ich folgendes Profil fliegen:

  • Wohnquartier von 600 -> 26.000 km Höhe: 4.150 m/s
  • Wohnquartier -> Fluchtgeschwindigkeit: 1.460 m/s
  • Sonnenumlaufbahn -> Marstransferbahn: 3.500 m/s
  • Marstransferbahn -> Mars: 2.700 m/s
  • elliptische Marsumlaufbahn -> kreisförmige 300 km Bahn: 1.430 m/s

Bei der Rückreise zur Erde fallen dann nochmals die gleichen Geschwindigkeitsäquivalente an mit Ausnahme der Anhebung von 600 km in 26.000 km Höhe. Das sind dann zweimal 13.240 m/s – 4.150 m/s

Für die fett hervorgehobenen Manöver ist eine Mannschaft anwesend. Die anderen können unbemannt erfolgen. Lässt man sich dafür 180 Tage Zeit so kommt man auf folgende Gesamtbilanz:

Ionentriebwerk:
Spezifischer Impuls: 44.150,00 m/s
Stromverbrauch 5.000,00 W
Schub 0,15 N
Wirkungsgrad 66 Prozent
Gewicht eines Triebwerks 7,00 kg
Treibstoffverbrauch 0,0034 g/s
Gewichtsbilanz:
Strukturgewicht: 4.907,00 kg
Solargenerator: 20.000,00 kg
Leistung: 175 W/kg
Gesamttreibstoff: 62.571,08 kg
Tankgewicht: 10.449,37 kg
Triebwerksanzahl 699
Triebwerksgewicht: 4.907,00 kg
Nutzlast: 64.000,00 kg
Startgewicht: 166.834,45 kg
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Bahnmanöver 1 (Sonnenumlaufbahn -> Erdumlaufbahn 25000 km)
Mittlere Distanz zur Sonne: 149,60 Mill km
Leistung Solargenerator 174,98 W
Eingesetzte Triebwerke 699 Stück
Anteil der Bahn mit Sonnenlicht: 100,00 Prozent
Geschwindigkeitsänderung: 1.460,00 m/s
Treibstoff bei diesem Manöver: 3.172,01 kg
Arbeitsdauer bei diesem Manöver: 15,46 Tage
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Bahnmanöver 2 (Marstransferbahn -> Sonnenumlaufbahn)
Mittlere Distanz zur Sonne: 149,60 Mill km
Leistung Solargenerator 174,98 W
Eingesetzte Triebwerke 699 Stück
Anteil der Bahn mit Sonnenlicht: 100,00 Prozent
Geschwindigkeitsänderung: 3.500,00 m/s
Treibstoff bei diesem Manöver: 8.113,30 kg
Arbeitsdauer bei diesem Manöver: 39,54 Tage
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Bahnmanöver 3 (300 x 34000 km Marsbahn -> Marstransferbahn)
Mittlere Distanz zur Sonne: 227,80 Mill km
Leistung Solargenerator 75,47 W
Eingesetzte Triebwerke 301 Stück
Anteil der Bahn mit Sonnenlicht: 100,00 Prozent
Geschwindigkeitsänderung: 2.700,00 m/s
Treibstoff bei diesem Manöver: 6.698,50 kg
Arbeitsdauer bei diesem Manöver: 75,81 Tage
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Bahnmanöver 4 (300 km Bahn -> 300 x 34000 km Bahn)
Mittlere Distanz zur Sonne: 227,80 Mill km
Leistung Solargenerator 75,47 W
Eingesetzte Triebwerke 301 Stück
Anteil der Bahn mit Sonnenlicht: 80,00 Prozent
Geschwindigkeitsänderung: 1.430,00 m/s
Treibstoff bei diesem Manöver: 3.700,70 kg
Arbeitsdauer bei diesem Manöver: 52,35 Tage
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Bahnmanöver 5 (300 x 34000 km Bahn -> 300 km Bahn)
Mittlere Distanz zur Sonne: 227,80 Mill km
Leistung Solargenerator 75,47 W
Eingesetzte Triebwerke 301 Stück
Anteil der Bahn mit Sonnenlicht: 80,00 Prozent
Geschwindigkeitsänderung: 1.430,00 m/s
Treibstoff bei diesem Manöver: 3.823,20 kg
Arbeitsdauer bei diesem Manöver: 54,09 Tage
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Bahnmanöver 6 (Marstransferbahn -> 300 x 34.000 km Bahn)
Mittlere Distanz zur Sonne: 227,80 Mill km
Leistung Solargenerator 75,47 W
Eingesetzte Triebwerke 301 Stück
Anteil der Bahn mit Sonnenlicht: 100,00 Prozent
Geschwindigkeitsänderung: 2.700,00 m/s
Treibstoff bei diesem Manöver: 7.604,97 kg
Arbeitsdauer bei diesem Manöver: 86,07 Tage
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Bahnmanöver 7
Mittlere Distanz zur Sonne: 149,60 Mill km
Leistung Solargenerator 174,98 W
Eingesetzte Triebwerke 699 Stück
Anteil der Bahn mit Sonnenlicht: 100,00 Prozent
Geschwindigkeitsänderung: 3.500 m/s
Treibstoff bei diesem Manöver: 10.566.07 kg
Arbeitsdauer bei diesem Manöver: 51,5 Tage
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Bahnmanöver 8
Mittlere Distanz zur Sonne: 149,60 Mill km
Leistung Solargenerator 174,98 W
Eingesetzte Triebwerke 699 Stück
Anteil der Bahn mit Sonnenlicht: 100,00 Prozent
Geschwindigkeitsänderung: 1.460,00 m/s
Treibstoff bei diesem Manöver: 4.648,87 kg
Arbeitsdauer bei diesem Manöver: 22,66 Tage
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Bahnmanöver 10
Mittlere Distanz zur Sonne: 149,60 Mill km
Leistung Solargenerator 174,98 W
Eingesetzte Triebwerke 699 Stück
Anteil der Bahn mit Sonnenlicht: 80,00 Prozent
Geschwindigkeitsänderung: 4.150,00 m/s
Treibstoff bei diesem Manöver: 14.243,50 kg
Arbeitsdauer bei diesem Manöver: 86,77 Tage
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Gesamtübersicht:
Gesamte Geschwindigkeit: 22.330,00 m/s
Gesamte Reisedauer: 484,25 Tage

Es ergeben sich für die Hinreise ein Betrieb mit der Besatzung von 108 Tagen und die Rückreise um 183 Tage. Es reduziert sich auch die Aufenthaltsdauer auf dem Mars um 183 Tage also auf rund 370 Tage bei einer normalen Hohmann Ellipse.

Was ist der Vorteil? Nun es werden hier rund 64 t zum Mars befördert – beim chemischen Antrieb wären es bei zwei Starts 49 t – also schon mal das dreifache. Vor allem aber befindet sich nach der Ankunft die Wohnstation in einer sicheren Erdumlaufbahn. Sie kann erneut verwendet werden. Für einen zweiten Start ist nun nur noch folgendes nötig:

Zwei Starts mit der Ares I (transportieren zuerst eine Stufe mit chemischen Treibstoff, um die Landekapsel von der hohen Bahn wieder in eine niedrige zu transferieren und später die neue Besatzung) und einer oder mehrere Versorgungsflüge mit neuem Treibstoff. Da Xenon ein Druckgas ist könnte man die nun fast leeren Tanks sehr einfach füllen. Der Treibstoff wiegt allerdings mit Tanks rund 75 t, sodass der Nutzen nicht mehr sehr groß ist – ein Verzichten auf das Abbremsen in die Erdumlaufbahn würde die beiden Ares I Transporte einsparen und die Nutzlast um 13 t erhöhen.

Das Abbremsen von der 300 x 34.000 km Bahn hat den Vorteil, dass der Rückstartkomplex ca 1,2 km/s weniger Geschwindigkeit erreichen muss, wodurch die Nutzlast um rund 43 % ansteigt. (Es gäbe auch andere Möglichkeiten z.B. das Abbremsen aerodynamisch zu erledigen oder nur das Ionenantriebsmodul abzusenken um dann dann die lechte Kapsel in kurzer Zeit anzuheben, doch selbst dann liegt die Reisezeit im Bereich von rund 25 t und ob die Leute so lange in einer sehr kleinen Kapsel ausharren?, eventuell kann man aber auch auf das Absenken verzichten – mehr Nutzlast gibt es ja eh schon durch die Ionenantriebe)

Insgesamt ist der Vorteil recht offensichtlich. Ohne Berücksichtigung des Rückstartlanders sieht es so aus:

  • chemisch: 4 x 49 t zum Mars in 5 Starts = 196 t verlassen die Erdumlaufbahn
  • Ionenantrieb: 3 x 120 t + 1 x 64 t in 4 Starts = 544 t verlassen die Erdumlaufbahn.

Es sind also ca. 150% mehr Nutzlast obwohl ein Start eingespart wird. Dieser Effekt ist aber nur gegeben wenn schon in einer Erdumlaufbahn Ionentriebwerke eingesetzt werden.

Warum ich es trotzdem nicht in meiner Baseline vorgesehen habe? Nun 544 t benötigt man nicht auf dem Mars. Mein Plan ist zwar mit der spitzen Feder gerechnet und die Margen sind recht klein bzw. die Wohnungen oder die Menge der Ausrüstung ist begrenzt. Aber gleich 150% mehr benötigt man nicht. Mit 50 % käme man zurecht. Dann könnte man eine kleinere Trägerrakete einsetzen. Eine der 50-70 t Klasse könnte die Starts durchaus bewältigen, wenn man Module und Antrieb separat startet und erst im Orbit zusammenkoppelt. Es gibt bei Ionenantrieben auch nur noch eine bedingte Abhängigkeit von Startfenstern – sie können erst mal die Erde verlassen und in einer Sonnenumlaufbahn parken bis der optimale Zeitpunkt gekommen ist, sodass man z.B. um 300 t auf den Mars zu transportieren man dies mit 12 Starts einer 50 t Rakete über zwei Jahre erledigen könnte – sechs Starts pro Jahr, keine Abhängigkeit von engen Startfenstern.

Auf 50 t sind aber Träger wie Ariane 5 und Delta IV / Atlas V ausbaubar. Entsprechende Pläne gibt es ja schon. Da ich allerdings nicht glaube dass die NASA von ihrem Liebling Ares V lässt (andere Alternativen zu der Rakete hat sie ja immer abgelehnt) stellt sich die Frage nicht – okay mit Ares V und Ionenantrieb kann man es in zwei anstatt fünf Starts machen, aber wozu hat man die Rakete entwickelt? Sie muss ja eine Existenzberechtigung haben und daher wird die NASA diese Option nicht verfolgen.

Was sie aber sicher tun wird ist viele Technologien erproben um das Gewicht zu senken anstatt einfach einen oder mehrere Starts der Ares V mehr anzusetzen.

One thought on “Mission to Mars Teil 5

  1. das ist das Kreuzt mit der NASA. alles was Nicht von Ihnen entworfen wurde wird Ignoriert.

    zu Transfer durch Van Allen Gürtel
    die meisten altere Studien mit Ionnentriebwerk hatte zwei vorschlage
    1. die Besatzung verbringt die Passage in Sonnensturm Bunker des Raumschiff
    2. Knickstart mit Zusatzstufe doch das gab mehr Probleme als nutzen
    wegen Unmenge Treibstoff für Chemische Triebwerke
    am ende war immer NERVA Wasserstoff die Letze retten Losung

    warum so soll NASA gleichzeitig Ionnentriebwerk UND Nuklearantrieb zu entwickeln ?
    wenn schon eins Entwickelt wird warum benötigen wir ein zusatzliches ?

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