Die stufenweise Anhebung – mal vorgerechnet
Eine Möglichkeit die Startkosten für eine Marsmission zu senken ist meiner Ansicht nach das ich mir die Schwerlastrakete spare und sie durch eine „Halbstarkenrakete“ ersetze. Das Konzept habe ich schon mehrmals im Blog erwähnt. Nun aber konkret mal durchgerechnet.
Das Konzept
Für eine Marsmission müssen je nach genauer Auslegung drei bis fünf Teile gestartet werden. Diese müssen teilweise im Erdorbit zusammen koppelt werden, teilweise aber auch direkt auf dem Mars gelandet werden. Manche auch schon ein Startfenster vorher. Solche Elemente könnten sein:
- Labor/Wohnung auf dem Mars.
- Lander/Rückstartstufe, um auf dem Mars zu landen und zurück in einen Marsorbit zu kommen.
- Vorräte/schweres Gerät, Marswohnmobil.
- Wohnung für die interplanetare Reise.
- Stufe/Treibstoff um die Stufe in einen Marsorbit einzubremsen und ihn zu verlassen.
Das sind dann 5 Starts einer Schwerlastrakete. Die Idee, die ich habe ist: anstatt mit dieser Schwerlastrakete 50 bis 70 t zum Mars zu was tansportieren, transportiere ich diese erst mal in einen Erdorbit und hebe diesen stufenweise an. Die Massenuntergrenze sind die schwersten Module ohne Treibstoff, das sind im Normalfall die Marslandemodule, bei allen anderen macht der Treibstoff viel aus und denn kann man nachfüllen oder auffüllen. Eine weitere Einschränkung ist, dass der letzte Orbit vor dem Verlassen noch stabil sein muss. Wenn das Apogäum zu hoch ist, stört der Mond den Orbit. Zudem muss der Treibstoff ausreichen, um die Überschussgeschwindigkeit über Fluchtgeschwindigkeit zu erreichen und dass, nachdem die Stufe schon Treibstoff verbrauchte, um in den letzten Orbit zu gelangen. Hier ein Beispiel mit einer zweistufigen Rakete, ohne existierendes Vorbild, aber angelehnt an das BE-4 Triebwerk:
Rakete: Testrakete
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
Inklination [Grad] |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
1.320.020 |
50.000 |
8.027 |
0 |
3,79 |
140,00 |
200,00 |
900,00 |
90,00 |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
18.000 |
28 |
90 |
20 |
160 |
90 |
10 |
10 |
0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez.Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
|
1 |
1 |
1.000.000 |
60.000 |
3.600 |
18000,0 |
21600,0 |
156,67 |
0,00 |
|
2 |
1 |
270.000 |
15.000 |
3.600 |
2400,0 |
2400,0 |
383,00 |
160,00 |
- Start 1: Sie transportiert 50 t in einen 200 x 800 km Orbit.
- Start 2: Eine Stufe mit einem 1 t schweren Kopplungsadapter und 48,5 t Treibstoff dockt an. Bei 100 m/s für Manöver resultiert nun ein ΔV von 1499 m/s, entsprechend einem 230 x 12.000 km Orbit
- Start 2: Eine Stufe mit einem 1 t schweren Kopplungsadapter und 28,5 t Treibstoff dockt an. Bei 100 m/s für Manöver resultiert nun ein ΔV von 1192 m/s, entsprechend einem 240 x 88.000 km Orbit
- Start 4: Eine Stufe mit einem 1 t schweren Kopplungsadapter und 16 t Treibstoff dockt an. Bei 100 m/s für Manöver resultiert nun ein ΔV von 741 m/s entsprechend einer Fluchtgeschwindigkeit von 11354 m/s oder für diesen Orbit ein c3 von 8,3 km/s.
Das ist eine für eine Marsmission etwas geringe Geschwindigkeit doch durch leichte Senkung der Nutzlast auf 45 t kommt man in den Bereich, in dem diese Rakete eine Marsmission durchführen könnte und sie hat nur eine etwas größere LEO-Nutzlast als eine New Glenn.
Der Vorteil der Vorgehensweise ist:
- Ich spare mir die Entwicklung einer teuren Schwerlastrakete.
- Solange ich im Erdorbit bin, habe ich Zeit diesen anzuheben, nur der letzte Start muss während des Startfensters erfolgen.
- Ich brauche mehr Starts pro Mission, was aber zu einer Serienbauweise führt. Für 1000 t in den Erdorbit wären es z.B. rund 23 Starts, die sich über mindestens 26 Monate, wahrscheinlicher über zwei Startfenster also 52 Monate hinziehen – das ist ein Start alle ein bis zwei Monate. Die Serienbauweise dürfte sie eher billiger pro Mission als eine Schwerlastrakete machen.
- Auch die Startanlagen sind eine Nummer kleiner, weshalb ich auch für die letzten Flüge leichter mehrere Starts gleichzeitig durchführen kann, ohne viel in das Bodensegment zu investieren.
- Der Träger könnte auch kommerziell genutzt werden. In einen GTO transportiert er z .B . rund 22 t. Wenn man die ISS weiter betreibt, so kann er locker komplett ausgestattete Labors oder in einem Start so viel Fracht transportieren wie vier bis fünf Cygnus.
Es gibt bei den Konzept nur einiges zu beachten: Man muss das unbemannte Koppeln im Orbit beherrschen. Das sehe ich aber als gegeben an, bedenkt man, dass die ATV dies demonstriert haben. Bei Orbits deutlich über den GPS-Orbits müsste man auf deren Hilfe verzichten oder im unteren Teil der Bahn ankoppeln. Problematisch werden relativ schwere Elemente. Das ist z. B. der Fall bei der Transferstation wegen des Treibstoffs und auch des angekoppelten Raumschiffs für die Besatzung. Wenn sie zu schwer sind, dann reicht die letzte Anhebung nicht aus, um sie auf einen Fluchtkurs zu bringen. In diesem Falle muss man dieses Element mit einer eigenen Transferstufe ausstatten, sofern es keine hat und auftanken. Sinnigerweise, da Monate zwischen den Starts liegen können mit lagerfähigen Treibstoffen. In kleinem Maßstab klappt das ja bei der ISS, man müsste es auch mit größeren Mengen mal ausprobieren.
Klingt sehr interessant, und dürfte vermutlich viel günstiger sein, als SLS. Es müssten aber relativ viele Starts stattfinden, da ja mehrere solcher Module zum Mars gebracht werden müssen. Gehen wir von den oben genannten Modulen aus, dann sind das 5 – 6 Module. Jedes würde die oben genannten 5 Starts (Start des Modules und 4 Starts zum Anheben der Bahn) benötigen. Dies wären dann ja auch 25 – 30 Starts dieser 50 Tonnen Rakete für eine Mars Mission.
Bei der „Super-Ariane“ wurde ja mal von EADS eine 50 Tonnen Ariane angedacht (6 Booster und 2 Triebwerke in einer vergrößerten ESC-B), wie ich auf der Seite hier auch lesen konnte. Mit bisher gemachten Verbesserungen und leicht umsetzbaren Verbesserungen (z. B. Boosterhülsen aus Kohlefaserverbundwerkstoffen) sollten hier den Trick tun, die Nutzlast auf 55 – 60 Tonnen zu erhöhen. Dann sollte es kein Problem sein, nicht nur 45 Tonnen, sondern 50 – 55 Tonnen auf Marskurs zu bringen.
Realistischerweise wird aber keine Weltraumorganisation der Welt eine Marsreise alleine finanzieren und durchführen wollen. Gehen wir von wirklich gleichberechtigter Patnerschaft aus (mit der NASA vermultlich nicht zu machen), so müssten alle Partner aber auch das Gleiche zum Projekt hinzufügen können. Gehen wir von den gleichen Partnern aus (NASA, ESA, JAXA und Russland), so könnte man auch eine Rakete konzipieren, die von allen Partnern zusammen teilweise gebaut wird. Europa zu. Beispiel die erste Stufe (verbreitert, und mit mehr Treibstoff), USA die Booster des Shuttle oder SLS, Japan die zweite Stufe (angepasst an die benötigte Nutzlast). Russland würde z. B. die „Tanker² bauen, die für die Anhebung der Orbits benötigt werden. Ähnlich, wie bei der Ariane als Projekt, bauen alle Partner das was sie am besten bauen können, und ein Partner macht die Gesamtintegration der Rakete. Bei den einzelnen Modulen kann jedesmal ein anderer Partner für die Gesamtintegration verantwortlich sein (ebenfalls wie bei den einzelnen Stufen der Ariane). So baut zwar jeder Partner für jedes Modul Teile, aber für jedes Modul ist jeweils ein anderer Partner verantwortlich.
Aber benötigen wir wirklich 4 Starts, um die Nutzlasten zum Mars zu bringen. Wie ich hier auf der Seite unter „Technische Spinnereien“ lesen konnte, könnte doch auch eine Stufe mit Ionen-Antrieb benutzt werden. Es gibt doch keinen Grund, das nicht zu machen. die 4 Starts mit Treibstoff zum anheben der Bahn, kölnnen ja wie beschrieben mehrere Monate auseinander sein. Wenn wir die „Ionentriebwerksstufe“ aus diesem Aufsatz einfach nur vergrößern, damit sie 50 – 60 Tonnen in einen Marsorbit bringen kann, sollte die nötige Anzahl der Starts unsererer 50 – 60 Tonnen Rakete doch stark dezimiert werden.
Wenn wir weiterhin 5 – 6 Module zum Mars bringen müssen (vorab um die Marsstation bereits dort zu haben), dann würden vermutlich nur 6 – 7 Starts gesammt ausreichen (statt 25 oder 30 Starts). Dies würde die gesammte Mars-Mission deutlich günstiger durchführbar machen.
Schauen wir uns doch einmal an, was es dann kosten könnte, Module zum Mars zu bringen. Sagen wir einmal, es wird praktisch die „Super Ariane“ als alleiniger Träger für die Module genutzt, so änders sich im Gegensatzt zur Arianie 5 nur, daß 6 Booster und eine vergrößerte ESC-B mit zwei Triebwerke genutzt wird. Die normale Ariane 5 kostest ja wohl so ca. 160 Millionen Euro. Die Booster sollen was ich so lese ja 15 Millionen kosten. Davon bräuchte man jetzt je Start drei mal so viele (also 6). Dies sollte die Kosten um nicht mehr als 30 Millionen je Start erhöhen. Dann kommt noch eine Verstärkung der ersten und zweiten Stufe, und eine Vergrößerung der zweiten Stufe mit einem zweiten Triebwerk hinzu. Lassen wir dies nochmals alles zusammen 20 Millionen Euro kosten, dann sind ir bei 210 Millionen. Im Aufsatz über die Ionentriebwerksstufe war zu lesen, das diese eventuell so viel wie ein ATV kostet. Nimmt man die im Aufsatz geschätzten Kosten von 290 Millionen Euro je Ionentriebwerksstufe an, so würde es je Modul 210 Millionen (Rakete) + 290 Millionen (Ionentriebwerksstufe) = 500 Millionen Euro kosten. Für 5 – 6 Module würden sich die Transportkosten zum Mars also auf 2 bzw. 3,5 Milliarden Euro belaufen, da ja auch noch erst die Ionentriebwerksstufe in den Orbit gebracht werden müssen.
Die SLS wäre hier teurer, da ja bereits jetzt mit Starkosten von über 1 Milliarde Dollar je Start gerechnet wird. Außerdem ist ja in bisherigen NASA Planungen eher was von Atomar angetriebenen Antriebsmodulen geplant, welche jeweils ein Marsmodul zum Mars bringen sollen.
Müsste der Einsatz von Ionentriebwerksstufen als Transportstufe vom LEO zum LMO nicht auch die eingeschrenkten Startfenster vergrößern?. Ich kann dann ja die Geschwindigkeit (und damit die Transitzeit) relativ frei wählen, und die Module können ja auch ruhig ein Jahr und länger unterwegs sein, oder?
Nur das Transhab mit den Astronauten müsste auf einem schnellen Weg Richtung Mars geschickt werden, da die Astronauten nur so kurz wie möglich der Schwerelosigkeit, und vor allem der starken Strahlung ausgesetzt werden sollen.
Wäre das Konzept so oder so ähnlich durchsetzbar? Sind noch bessere/günstigere Konzepte realisierbar?
Schwerlastraketen aus normalen Raketen habe ich schon ml beleuchtet.
https://www.bernd-leitenberger.de/schwerlastraketen.shtml
Der Artikel ist aber recht alt. Die Delta Heavy ist z.B. noch nicht dabei. Der letzte Absatz über Ionentriebwerke ist noch nicht mit meiner aktuellen Software berechnet, sondern nur eine Grobabschätzung.
Bei Ionenantrieben ist das Hauptproblem, das man sich Nutzlast durch Zeit kauft. Dawn muss in etwa die gleiche Geschwindigkeit aufbringen wie von einem LEO zum Mars, dafür arbeiten die Ionentriebwerke aber 7 Jahre am Stück. Die Zeit hat man bei bemannten Missionen nicht. Die ionentriebwerke die für die derzeitige DST vorgesehen sind, haben so auch pro Tonne Nutzlast nicht mal die Hälfte der Leistung von Dawn und dienen nur zur Unterstützung. Trotzdem stuft die NASA die Entwicklung als höheres technologisches Risiko ein, da man um den Faktor 10 über den Erfahrungswerten liegt.
Wenn man Ionentriebwerke und es schnell haben will kommt man an einem Kernreaktor praktisch nicht vorbei, dessen Entwicklung nicht mal im Ansatz gibt. Trotzdem gibt es physikalische Grenzen. Die Größe eines Triebwerks wird durch die maximale Feldstärke definiert und die kann man nicht beliebig erhöhen. Also richtig schnell wird es nicht gehen.
Das BE-4 3600m/s Impuls? Ich hab schon öfters im Internet nach dem Impuls des BE-4 gesucht weil ich die Vulcan für die derzeit interessanteste Rakete halte die zur Zeit entwickelt wird. Dabei hab ich aber immer nur Impulse auf dem Nivo des RD-180 gefunden oft mit dem Hinweis das das RD-180 ein so hochgezüchtetes Kerosin Triebwerk ist das, das BE-4 aufgrund des niedrigeren Bernkammerdrucks trotz Metankraftstoff und obwohl beide Hauptstromtriebwerke sind nur in etwa den Impuls des RD-180 hat. Das ist mir schon etwas seltsam vorgekommen vor allem da du in deinem Block ja auch schon mal erwähnt hast das Methan in etwa 200m/s besser ist als Kerosin. Bisher bin ich Dan bei eigenen Raketengedankenspielen immer von 3500m/s für das BE-4 im Vakuum ausgegangen.
Alle angaben sind nur Schätzungen, mit Ausnahne des Schubs im Vakuum