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.