Meine Gedanken zur Marsbodenprobengewinnung

Die NASA hat wieder mal angekündigt, Marsbodenproben zu gewinnen und zur Erde zurückführen. Schon wieder, weil sich das Vorhaben schon 1996 im Presskit von Mars Parthfinder steht (und schon längst passiert sein sollte). Ich möchte mal meine Vorstellung eines solchen Projektes skizzieren. Sie orientiert sich nach Effizienz, die NASA mag andere Vorstellungen haben.

Fluggelegenheiten

Es gibt zum Mars prinzipiell zwei Flugmöglichkeiten: Oppositions- und Konjunktonsflüge. Die Ersten haben die kürzere Flugzeit, aber nur maximal 30 Tage Aufenthaltsdauer auf dem Mars. Die Letzteren haben eine viel längere Missionsdauer mit 500 bis 550 Tagen auf dem Mars. Dafür spart man mindestens 2 km/s Geschwindigkeit ein, es können durchaus mehr sein. Bei unbemannten Sonden spielt die Dauer keine Rolle, also wird man die energiegünstigste Gelegenheit wählen. Dann dauert eine solche Mission im Mittel 33 Monate, je nach Abstand des Mars von der Erde. Davon entfallen etwa 14-16 Monate auf den Hin- und Rückflug, etwa genauso viel auf den Aufenthalt auf dem Mars.

Δv-Budget

Es gibt zahlreiche Szenarien, wie man ein solches Unternehmen durchführen kann. Dies bestimmt das Δv-Budget. Hier einige Eckdaten:

• Start von der Erde auf eine Marstransferbahn: ~ 11.500 m/s

• Direkte Landung auf dem Mars, durch Fallschirm / durch Raketentriebwerke abgebremst: ~ 200 m/s

• Einbremsen aus der Marstransferbahn in eine 200 x 33.000 km (24.7 Stunden Bahn): ~ 900 – 1.100 m/s

• Einbremsen aus der Marstransferbahn in eine 200 x 200 km Bahn: ~ 2.100 – 2.300 m/s

• Aufstieg von der Marsoberfläche in eine 200-km-Bahn: ~ 4.000 – 4.100 m/s

• Aufstieg von der Marsoberfläche in eine 200 x 33.000 km Bahn: ~ 5.200 – 5.300 m/s

• Aufstieg von der Marsoberfläche in eine Fluchtbahn: ~ 6.100 – 6.200 m/s

• Rückstart zur Erde aus einer 200-km-Kreisbahn: ~ 2.300 – 2.400 m/s

• Rückstart aus einer 200 x 33.000 km Bahn: ~ 1.100 – 1.300 m/s

Je nach Missionsdesign kann es sinnvoll sein, die Bodenproben unterschiedlich zur Erde zurückbringen:

• Direkt von der Oberfläche aus in eine Fluchtbahn

• Ankopplung an der Kapsel an einen Orbiter, der sie dann zurück zur Erde bringt in einer Marsumlaufbahn

Dafür habe ich zwei mögliche Umlaufbahnen als Referenz genannt.

Mein Missionsdesign und die Begründung

Ich habe mich für Folgendes entschieden:

Es gibt neben dem System der Bodenprobenzurückführung weitere Lander, die die Bodenproben sammeln. Die Bodenprobenrückführung besteht aus zwei Teilen: einem kleinen Orbiter, der auch die Kommunikation und Bahnänderungen während der interplanetaren Phase durchführt und ein Bodenprobensystem, das vor der Ankunft des Gespanns am Mars abgetrennt wird und direkt landet. (herkömmlich durch Hitzeschutzschilde, Fallschirm und Raketentreibwerk)

Dieses besteht wiederum aus einer Landeplattform mit dauerhafter Stromversorgung, Kameras, Elektronik, Kommunikationseinrichtungen und Werkzeugen zum Umladen. Oben drauf ist eine Rakete mit der Kapsel für die Bodenproben. Sie hat nur eine einfache Elektronik um Gewicht zu sparen. Der Orbiter schwenkt nach Abtrennung der Landeeinheit in einen elliptischen 24 Stunden Orbit ein und verbleibt dort, bis die Bodenproben gestartet werden. Im Orbit angekommen koppelt der Orbiter an die Kapsel an und bringt sie dann zurück zur Erde. Dort landet sie ebenfalls direkt. Der Orbiter geht verloren oder kann kurz vor dem Vorbeiflug in eine interplanetare Umlaufbahn umgelenkt werden.

Der Vorteil des Konzeptes ist die Massenbilanz. Wenn ich den Orbiter in eine 200 x 33.000 km Bahn bringe, brauche ich für ihn wenig Treibstoff fürs Einbremsen und Verlassen des Orbits. Viel mehr wäre es bei einer 200-km-Kreisbahn. Ich brauche zwar eine höhere Geschwindigkeit für die Kapsel von der Marsoberfläche aus, aber da ich den Orbiter mit der Kapsel dann nicht so stark beschleunigen muss, um den Mars zu verlassen, abbremsen muss habe ich ein Plus, weil ich hier immer Orbiter und Kapsel beschleunigen muss, anstatt nur die Kapsel.

Eine Konkurrenz wäre der direkte Rückstart von der Marsoberfläche aus, wenn ich für andere Zwecke keinen Orbiter brauche. Dann spare ich das Einbremsen dessen in eine Mars-Umlaufbahn. Das lohnt sich, aber nur, weil man dafür die Masse von der Oberfläche aus in eine Fluchtbahn bringen muss, wenn neben der Kapsel das Gewicht an Zusatzhardware für die Rückkehr zur Erde wirklich sehr klein ist.

Die Rover

Wie bei dem NASA-Konzept sind bei mir Bodenprobengewinnung und Bodenprobenbergung getrennt. Es macht keinen Sinn, ein Gefährt mit viel Treibstoff durch die Gegend zu kutschieren. Ich würde die Rover getrennt starten. Das hat zwei Vorteile: Zum einen mehr Freiheit im Design, weil man bei der Auslegung keine Rücksicht auf den Platz machen muss, den man noch bei der Landestufe mit Rückkehrkapsel nehmen muss. Zum andern kann ich sie ein Startfenster vorher starten und habe so mehr Zeit Bodenproben zu sammeln bzw. kann schon nach der Landung eine erste Ladung verladen und so ein Minimum an Bodenproben gewährleistet.

In der Masse würde ich die Rover zwischen den MER und MSL einstufen. Sowohl von der Masse wie den Kosten her. Die MER waren leicht, hatten aber auch nur eine begrenzte Zuladung an Experimenten und damit auch für Bodenproben und ihre Behältnisse. Curiosity ist für die Aufgabe definitiv überdimensioniert, ein mobiles Labor und mit Kosten von 2 Mrd. Dollar viel zu teuer. Mit einer Falcon 9 könnte man je zwei Rover von je 1,75 t Startgewicht in der Kapsel (500 kg Reserve für ungünstige Startfenster) zusammen auf den Weg bringen, was rund 300 bis 400 kg für den Rover entspricht.

Anders als die bisherigen Rover haben sie nur eine minimale Ausrüstung an Instrumenten. Es gilt nicht, die Bodenproben vor Ort eingehend zu untersuchen, sondern nur die richtigen zu wählen. Ein Geologe geht ja auch alleine nach Aussehen, wenn er Proben nimmt und die Apolloastronauten taten es genauso. Eine Farbkamera am Arm und vielleicht ein IR-Spektrometer, das die chemische Zusammensetzung kontaktlos erfasst, reichen meiner Ansicht nach als Instrumentierung aus.

Dafür bieten sich zwei Arme an. Mit einem Arm wird alles mühsamer. Mit einem Arm kann einer das Behältnis halten und mit dem Zweiten die Probe. Für beide wären Tools wie Greifhände mit beweglichen Gliedern sinnvoll.

Die Art wie man die Bodenproben sammelt wird der Knackpunkt werden. Die Proben müssen einzeln untergebracht werden, sollen sich nicht vermischen und müssen später umgeladen werden. Da hat man es bisher einfach gehabt. Die Luna haben einen Bohrern direkt unter der Rückkehrkapsel gewonnen und diesen dann aufgerollt und in die Kapsel bugsiert. Hayabusa, Phobos-Grunt oder Osiris-Rex saugen oder setzen durch Impakt Staub frei, von dem ein Teil dann direkt in einen Sammelbehälter gelingt. Keines dieser Systeme ist geeignet. Steine oder Felsen zu gewinnen. Allenfalls Staub könnte man ähnlich gewinnen mit einem Staubsauger. Es ist zudem nur für eine Probe ausgelegt.

Die Apollo-Astronauten sammelten Steine in kleinen Beuteln aus Nylon. Die wegen wenig und sind zusammenfaltbar. Sie dürften aber für Roboter zu schwer zum Handeln zu sein. Ich würde auf dem Deck eine kleine Palette mit unterschiedlich großen, standardisieren Gefäßen mit einem Klappverschluss, der mit einer Gummidichtung versehen ist, vorschlagen.

Federn verschließen einen Behälter und er wird zum Befüllen mit einem Hebel, der die Federn zusammendrückt, so ein bisschen wie ein Bierseidel, geöffnet. Dann kommen die Bodenproben hinein. Danach wieder verschlossen. Beim Umladen wird dann die ganze Palette umgeladen.

Die Stromversorgung würde ich gemischt auslegen. RTG: für den Grundenergiebedarf (Bordelektronik, Abwärme heizt auch) und Solarzellen für den Betrieb am Tage und das Fahren. Damit kann man auch die Kosten senken. Ich denke RTG mit 35 W Leistung, die auch rund 300 W Abwärme produzieren würden, reicht dazu aus. Dann reicht das Plutonium eines MMRTG für vier Rover.

Vier Rover bieten sich an, weil die Mehrkosten für ein Exemplar meist viel kleiner als die Entwicklungskosten sind (typisch 25 bis 40%). Vor allem aber, weil die Rover nur kleine Strecken zurücklegen. Curiosity hat in knapp 5 Jahren nicht mal 18 km geschafft. Will man daher Gestein aus einiger Entfernung vom Landeplatz gewinnen, so muss man, wenn es mehr als eine interessante Stelle gibt, mehrere Rover einsetzen. Eventuell hat man, bis man wirklich an Bodenprobenrückführung geht, effektivere Navigationsmöglichkeiten gefunden. Derzeit wäre technisch ein unabhängig navigierendes Vehikel möglich, aber die Rover werden von einem Punkt zum nächsten gesteuert, wobei die Punkte deutlich vom Startpunkt aus sichtbar sein müssen. Seit Jahrzehnten werden an Raumsonden nur Listen vorher genau ausgearbeiteter Anweisungen übermittelt. Das minimiert zwar das Risiko eines Ausfalls, jedoch kommt man so eben nur auf die kleinen Tagesstrecken von typisch 10 m.

Der Orbiter

Schon komplizierter ist die Auslegung des Orbiters. Es gibt hier mehrere Möglichkeiten, die sich auch an der Missionsauslegung orientieren. Die einfachste Möglichkeit ist, dass es kein echter Orbiter ist, sondern ein Transferbus. Er dient nur dazu die Landeplattform erst zum Mars zu bringen und dann die Kapseln mit den Bodenproben zurück zur Erde. Dafür stellt er die Kommunikation zur Verfügung, auch die Stromversorgung und er führt alle notwendigen Bahnmanöver durch. Er muss dann an die Kapsel in einem Marsorbit ankoppeln, wobei ich da weniger an eine feste Verbindung denke wie bei der Ankopplung an die ISS, als vielmehr an eine Art Hand das die Kapsel umklammert. Das spart das Gewicht für einen Koppeladapter ein. Bei geringen Beschleunigungen (die Fluchtgeschwindigkeit beim Mars erreicht man nach 1000 s Betriebszeit eines Triebwerks mit einer Beschleunigung von 1 m/s = 3,6 km/h) müsste das ausreichend sein.

Der Vorteil eines solchen Busses ist, dass er relativ leicht sein kann. Wenn man von bestehenden Cruise Stages für Raumsonden ausgeht kommt auf unter 100 kg Trockenmasse ohne Antriebssystem. Da diese Option nur den Transfer der Bodenproben durchführt, kann man auch den Orbiter in eine niedrige Umlaufbahn bringen, das minimiert den Treibstoffbedarf für die Bodenproben selbst. Das Abbremsen selbst kann man mit Aerobraking durchführen, das Hochspiralen dann mit einem Ionenantrieb. Man müsste dann früher vom Mars aus starten doch die Aufenthaltsdauer beträgt sowieso 500 Tage und man kann die Rover schon ein Startfenster vorher starten. Dann würden 200 bis 300 Tage für das Hochspiralen nicht ins Gewicht fallen. Man könnte so aber einiges an Treibstoff sparen.

Die zweite Option ist ein leichtgewichtiger Orbiter, z.B. von der Größe des MCO. Er trägt dann nur eine kleine Nutzlast doch er ist auch nicht zur Erforschung gedacht. Um die Mission zu unterstützen, muss er zwei Dinge können: Er muss regelmäßig hochauflösende Aufnahmen des Landeplatzes machen, um die Routenplanung zu verbessern und er muss die Kommunikation verbessern. Beides kann man optimal abdecken mit einem Orbiter, der sich bis auf 200 km an die Oberfläche nähert, und dann bis auf 33.000 km entfernt. Das ist eine marssynchrone Umlaufbahn. Das bedeutet, der Orbiter ist dann immer vom Landeort aus zu sehen. Beim Durchlaufen des marsnächsten Punktes kann er den Landeplatz aufnehmen. Bei 200 km Mindestdistanz kann man mit einem um ein Drittel kleineren Instrument als die Kamera HiRISE des MRO gleich gut aufgelöste Aufnahmen machen. Das müsste mit einem Instrument von weniger als 30 kg Gewicht möglich sein. Die zweite Aufgabe ist die Kommunikation. Die Rover und auch die Landestufe werden kleine Antennen haben, die man nur grob ausrichtet. Nahe des marsfernsten Punktes bewegt sich der Orbiter aber vom Marsboden aus gesehen kaum. Daher kann er mit einer Mittelgewinn-Antenne ohne viel Justierung gut angefunkt werden. Er braucht dann nur eine relativ gute Kommunikationsausrüstung um die vielen Daten zu übertragen. Das Sendesystem des MRO wiegt 107,7 kg mit einer 3-m-HGA und Sendeleistungen von 102 W (X-Band) und 34 W (Ka-Band). Es erreicht bis zu 6 Mbit/s in 100 Millionen km Entfernung und 500 kbit/s in 400 Millionen km Entfernung.

Mit dem Ka-Band, das bisher nur experimentell genutzt wird, wäre eine noch höhere Datenrate möglich. Ich denke man kommt so auf eine Trockenmasse von 500 kg für den Orbiter ohne Antriebssystem. Ein solcher Orbiter wird zur Missionsunterstützung in jedem Falle benötigt und ist auch in der NASA-Planung vorgesehen. Nimmt man die Option 1 (nur Transferorbiter) so müsste man einen zweiten Orbiter (dann wahrscheinlich mit weiterer wissenschaftlicher Instrumentierung) separat starten.

Bodenprobenbergung

Sehr viel schwerer ist die Beschreibung des Gerätes zur eigentlichen Bodenprobengewinnung. Ich denke aus Performancegründen wird man eine Landestufe und eine Aufstiegsstufe voneinander trennen. Die Landestufe benötigt kaum Treibstoff. Man wird sie vielmehr durch einen aerodynamischen Schild und Fallschirm abbremsen. Auf ihr muss aber einiges an Elektronik untergebracht werden: Kameras, die das Verladen überwachen, Arme, die dies durchführen. Daneben ist die Landestufe gleichzeitig Startplattform für die Rückstartstufe. Da wird einiges an Gewicht drauf gehen. Das Gewicht ist sowieso kritisch. Bei den bisherigen Marslandern betrug die Masse, die auf dem Mars niederging, maximal 61,7% der Masse, die in die Atmosphäre eintrat. Diesen Rekord setzte Curiosity, aber schon der fünfmal leichtere Mars Polar Lander kam auf 57,5 %. Davon geht dann noch die Landestufe ab, das lässt selbst bei einer hohen Nutzlast zum Mars wenig Masse für die Rückstartstufe.

Diese sollte daher heruntergestrippt werden, soweit es geht. Da wir hier von maximal einigen Tonnen Masse reden, fallen Masse der Kapsel und die Elektronik deutlich ins Gewicht. Das Δv bei Gravitationsverlusten von 600 m/s beträgt für den 24 Stunden Orbit 5.250 m/s. Das läuft dann bei einer Ausströmgeschwindigkeit von 2900 m/s (Feststoffantrieb) auf ein Massenverhältnis von 6,12 und bei 3.150 m/s (Druckgeförderter Antrieb mit UDMH/NTO) auf eines von 5.30 heraus. Bei 5 t Startmasse bleiben dann noch 817 und 944 kg bei Brennschluss übrig. Davon gehen aber noch die Leermasse der stufe und die Elektronik weg. Bei Voll/Leermasseverhältnis von 10:1 (Feststoff) sind das noch 351 kg bzw. bei 8:1 (druckgefördert) noch 364 kg ohne Antrieb.

Zwei Stufen heben das etwas an, aber nur wenig. Von den rund 350 kg gehen dann aber noch die Elektronik weg die mit Peilsendern, selbst wenn keine aktive Ankopplung erstrebt wird, etwa 100 kg wiegt, dann bleiben noch 250 kg für Kapsel und Bodenproben, wobei wenn man die Beladung einer Dragon als Maßstab nimmt, man maximal ein Drittel der Masse als Nutzlast angesehen kann und bei der Nutzlast sind auch die ganzen Behälter dabei. Also, wenn man so 50 kg zur Erde zurückbringt, ist das schon viel.

Dabei sind 5 t Startmasse schon viel, noch 1,5 t für die Landestufe hinzuaddiert, das hochskaliert auf die Masse vor Eintritt in die Atmosphäre und man ist bei 11 t und dann kommt noch der Orbiter hinzu, der zu den 600 kg noch ein Antriebssystem für Einbremsen und Verlassen des Orbits sowie Bahnkorrekturen braucht und man kommt auf eine Startmasse von rund 14 t, also derzeit nur startbar mit einer Falcon Heavy.

Das heißt ich rechne, wenn man es angeht, eher damit das man noch deutlich weniger Bodenproben, vielleicht einige Kilogramm bergen wird können.

Ionentriebwerke

Ihr wisst ja, ich bin Fan von Ionentriebwerken. Nun wir können sie hier nützen? Den größten Teil des Δv-Budgets entfällt auf den Start von der Marsoberfläche aus. Daran können wir nichts ändern. Wenn man, wie bisher, von der Erde aus gleich in eine Transferbahn zum Mars startet, hat man hier auch kaum Antriebsbedarf. Beim Einbremsen und Verlassen des Marsorbits hat man einen Antriebsbedarf, doch der liegt bei 800 bis 1100 m/s, je nach Positionen von Mars und Erde. Aufgrund des hyperbolischen Exzesses entsprechen diese aber rund 2,5 bis 3,5 km/s die man mit Ionentriebwerken korrigieren müsste, dies in Marsentfernung, wo Solarzellen nur noch die halbe Leistung wie in Erdentfernung abgeben, würde sehr lange dauern. Für diese Phasen ist es also auch keine Alternative. Wo sie sich lohnen würden, wäre wenn man durch Aerobraking den Orbiter zuerst in einen 200-km-Orbit bringt, und dann mit Ionentriebwerken nach der Ankopplung der Bodenproben wieder in einen elliptischen Orbit bringt. Das lohnt sich, weil man viel chemischen Treibstoff einspart. Leider wird man eine sehr ausgeweitete Bahn erhalten, sodass man auch auf die letzte chemische Phase verzichten muss. Setzt man 250 Tage dafür an, so kann ein 1500 kg schwerer Orbiter mit einem Triebwerk mit 0,45 N Schub und einem Strombedarf von 13,5 kW von einer 200 km Kreisbahn um den Mars auf eine Transferbahn zur Erde gebracht werden. Das entspricht dann einer Nettonutzlast von 1000 kg.

Beim Einsatz von chemischem Treibstoff hätte man auch in etwa die gleiche Masse gebraucht, allerdings nicht aus dem kreisförmigen Orbit. So spart man bei einer 350 kg schweren Kapsel viel Startgewicht ein: 2,9 t anstatt 5 t. Die Masse vor der Landung reduziert sich so um 3,5 t.

Damit rutscht das ganze Gefährt mit Orbiter in den Bereich, den auch die Vulcan abdeckt.

Wen man Ionentriebwerke einsetzt, dann meine persönliche Meinung für alle interplanetare Manöver. Die größten Verluste hat man nämlich schon beim Übergang auf eine Marstransferbahn. Eine Vulkan wird 35 t in eine Erdumlaufbahn befördern, aber nur 11 t zum Mars. Bei der Falcon Heavy ist das Missverhältnis mit 63,8 zu 16,8 t noch größer. Ein Ionenantrieb, der schon in einer Erdumlaufbahn eingesetzt wird und dann alle Bahnmanöver durchführt, wird die Missionszeit um einige Jahre verlängern, da wir dann von einem Δv von etwa 20 km/s anstatt 6-7 km/s reden. Das dauert auch mit Ionentriebwerken lange. Doch man hat ja Zeit, vor allem wenn man bedenkt dass man die Mission schon seit 20 Jahren plant und nicht durchführt.

Meiner persönlichen Meinung sollte man aber klotzen und nicht kleckern. Eine kleine Kapsel wie sie bisher eingesetzt wurden (Osiris-Rex, Genesis, StarDust) wiegt rund 50 kg und hat eine nutzbare Fläche von rund 1000 cm², rund 30 x 30 cm. In dem Volumen von rund 20.000 cm³ kann man dann einige Kilogramm Proben unterbringen. Die leichtgewichtigste Elektronik für Raketen, die wir heute haben, für die japanische SS-520 wiegt 52 kg und damit mehr als die Kapsel selbst. Wenn man die Kapsel vergrößert, nimmt ihre Masse zum Quadrat der Fläche zu, ihr nutzbares Volumen aber oon der dritten Potenz: eine von 81 auf 160 cm vergrößerte Kapsel wiegt dann 200 kg, das Volumen steigt aber von 20 auf 160 l. Dabei ist natürlich klar, dass man das Volumen nicht voll ausnutzen wird, zudem wenn man standardisierte Behälter haben diese immer gleich viel Volumen einnehmen, egal ob nur einige Gramm Staub drin sind, oder ein viel schwerer kleiner Stein. Man könnte es mit den Probensäcken, die man bei Apollo einsetzte, wahrscheinlich optimal ausnutzen, doch bezweifele ich das die Robotertechnik mit diesen in absehbarer Zeit zurecht kommt. Die Herausforderung ist ja, das jede Probe anders ist und man dann die Säcke selbst aufnehmen, öffnen und offen halten muss, bis man die Probe eingefüllt hat und dann wieder verschließen muss. Küchenroboter können zwar heute kochen (eine im Handling vergleichbare Tätigkeit), aber nur wenn die Zutaten vorzerkleinert und abgewogen an definierten Plätzen liegen.

Fazit

Wenn ich es angehen würde, dann so:

• 4 Rover ein Startfenster vorher gestartet zum Bodenproben sammeln

• 1 Mission mit kleinem Orbiter und Ionentriebwerken nur zur Anhebung des Marsorbits und Rückkehr zur Erde. Ich halte für dieses eine Startmasse von 9-10 t realistisch bei einer reinen Nutzlast (Kapsel und Bodenproben) von 250 kg, was dann auf rund 50 kg Bodenproben hinausläuft. Das ist in etwa die Ausbeute einer Apollo-mission, aber beim Einsatz von vier Rovern aus größerem Radius gewonnen als bei einer Apollo-Mission.

Mit reinen Ionentriebwerken könnte man mehr transportieren, bei der Vulcan als Träger die ja bis dahin verfügbar ist, rund 500 kg, davon etwa 100-120 kg Bodenproben. Doch während die kleine Lösung mit Ionentriebwerken in etwa die elektrische Leistung braucht, die heute schon Kommunikationssatelliten haben, betreten wir dann eine Dimension, in der man Solararrays enormer Größe braucht und auch Ionentriebwerke mit einem Schub, wie man ihn heute noch nicht realisiert hat. Das dürfte in der Entwicklung so teuer werden, dass es sicher lohnt, zwei der konventionellen Lösungen zu bauen. Mehr als eine Bergung, auch von verschiedenen Plätzen wird man schon wegen der hohen Entwicklungskosten anstreben. Ich fürchte aber es wird wie bei Apollo das Desinteresse nach der ersten Mission zuschlagen und es bleibt bei zwei Missionen (da eine Mission rund drei Jahre dauert, wird die Zweite schon auf dem Weg sein, wenn die Erste zurückkehrt).