Der Europäische Lunar Logistiktransporter

Als ich über meinen letzten Beitrag nachdachte, suchte ich auch nach anderen Verwendungsmöglichkeiten des Transporters. Viele gibt es nicht. Für den Satellitentransport ist er zu groß, bei zu geringer elektrischer Leistung. Eine ist es, Fracht zu dem Lunar Gateway zu bringen, eventuell sogar ganze Module, um es zu erweitern. Der Transporter denn ich skizziert habe, schafft das aber nicht. Er ist auf 21,6 MN Korrekturkapazität pro Jahr ausgelegt, das entspricht bei einem Eigengewicht von 21 t gerade mal 1.000 m/s Geschwindigkeitsänderung pro Jahr. Er bräuchte so rund 8 Jahre, um in einen Mondorbit zu gelangen und dafür würden auch nicht die Treibstoffvorräte reichen. Die erlauben nur eine Beschleunigung um etwa 6 km/s.

Kurz es muss ein anderer Transporter her, aber das ATV kann man trotzdem als Rechenbasis nehmen. Ein ATV wog leer 9,8 t. Die NASA hätte gerne 4,4 t Fracht zu ihrem Gateway, das lässt bei 21 t Startmasse nur rund 6 t für den Ionenantrieb mit Subsystemen übrig, das ist zu wenig. Ich rechne hier, wenn man nicht extrem viel Zeit hat mit mindestens einem Drittel der Startmasse, besser die Hälfte. Also begann ich erst mal damit, das ATV auszuweiden und man kann in der Tat einiges einsparen, da das ATV alles konnte, anders als die anderen Transporter, man aber nicht alles, bei dem Lunar Logistic Transporter braucht:

  • 530 kg kann man einsparen für das Transfersystem von Wasser und Treibstoff im Druckbehälter
  • Das Antriebssystem für maximal 6.800 kg Treibstoff im Servicemodul dürfte auch mindestens 1.000 kg trocken wiegen und wird nicht mehr benötigt.

Der Antrieb wäre dann ein reiner Ionenantrieb, dafür müsste der Transporter in einer etwas höheren Bahn ausgesetzt werden. Er wiegt dann leer aber nur noch 8,3 t. Das lässt bei 4,4 t Fracht rund 8,3 t für den Ionenantrieb übrig.

Triebwerke und dV

Ohne ins Detail zu gehen, kann man davon ausgehen, dass der Geschwindigkeitsbedarf eines Ionenantriebs der Geschwindigkeitsdifferenz der Kreisbahnen des Orbits am Anfang und der Mondumlaufbahn sowie der Differenz zur Fluchtgeschwindigkeit beim Mond beträgt. Bei 400 km Bahnhöhe wären das rund 6,6 km/s, um zum Mond zu gelangen und kleiner als 1,1 km/s, um in eine 100 km hohe kreisförmige Mondumlaufbahn einzutreten, abhängig von der Geschwindigkeit. Ich habe im Folgenden mit zusammen 8 km/s gerechnet.

Ohne Berücksichtigung des Treibstoffverbrauchs ergibt sich so ein Gesamtimpuls von 8.000 m/s * 21.000 kg = 168 MN. Die Zahl der Triebwerke, die man benötigt, orientiert sich nun an der Zeit die man aufwenden will und den Schub pro Triebwerk. Für 180 Tage wären es bei 0,15 N (gängiger Schub heutiger Triebwerke) mindestens 72 Stück. Das ist eine ganze Menge. Lässt man sich ein Jahr oder gar zwei Jahre Zeit (so oft sind zumindest derzeit ja keine Flüge zum Mond geplant) so halbiert oder viertelt sich die Zahl. Es ist aber klar das man wahrscheinlich neue Triebwerke entwickelt, mit einem Stromverbrauch von 40 bis 50 kW anstatt 4-5 kW wie heute. Angenommen, das Gewicht pro Schubeinheit bleibt konstant, so kann man dann von etwa 1.200 kg für die Ionentriebwerke und assoziierte Subsysteme (Hochspannungswandler) ausgehen.

Spezifischer Impuls und Reisedauer

Beide Parameter hängen zusammen. Steigt der spezifische Impuls bei gleicher elektrischer Leistung an, so sinkt der Schub ab und damit braucht der Transporter länger um die Zielbahn zu erreichen. Bei einem Tankmassenanteil von 14 %, wie ich ihn für Krypton beim letzten Aufsatz ermittelte, ergibt sich mit einer Optimierung bei der verbleibenden Restmasse ein idealer spezifischer Impuls von 47,6 km/s bei 6,6 km/s Geschwindigkeitsänderung in 180 Tagen Betriebsdauer – leider reicht das nicht aus um die Gewichtsbilkanz zu erfüllen. Also ging ich mit der Zeit hoch und kam bei 300 Tagen auf die benötigte Geschwindigkeitsänderung (8,5 km/s) mit einem spezifischen Impuls von 49,3 km/s. Da ich nur 8 km/s benötige, habe ich den spezifischen Impuls auf 46,4 km/s bei 300 Tagen abgesenkt. Man kommt dann zu folgender Massenbilanz:

  • Treibstoff: 3.400 kg
  • Tanks: 500 kg
  • Stromversorgung: 3.200 kg
  • Leistung (BOL): 256 kW
  • Schub: 7,2 N (hochgerechnet von RIT-2X Daten)

Die Berechnung

Bisher waren das Berechnungen, die jeder mit dem Taschenrechner durchführen kann für Gesamtbilanzen, aber keine genaue Berechnung der Bahn im Betrieb. Sie benötigt man aber für Startvorgaben. Mit den obogen Startvorgaben habe ich nun eine genaue Simulation durchgeführt, ausgehend von einer 400 km hohen Kreisbahn. Bis zum Erreichen des Mondes. Ich brach die Simulation ab, sobald ich ein Apogäum von 376.500 km hatte. Das war bei obigen Daten nach 207 Tagen der Fall. Beim Mond habe ich mir eine genaue Simulation geschenkt, da die Geschwindigkeitsänderung klein ist. Bei 443 m/s Geschwindigkeitsdifferenz nach der Simulation zur Fluchtgeschwindigkeit (die man auch noch abbauen könnte) errechnet sich eine Geschwindigkeitsdifferenz zu einem 100-km-Mondorbit von maximal 720 m/s. Der Abbau dieser verbraucht rund 290 kg Treibstoff, das lässt rund 270 kg in den Tanks für Manöver und als Reserve übrig. Das Gefährt benötigt dazu rund 21 Tage. Das heißt in etwa einem dreiviertel Jahr wäre der Transporter mit 4,4 t Fracht beim Lunar Gateway.

Ausgangsbahn
Bahnform Bahn ist eine Ellipse
Perihel/Perigäum: 398,33 km
Aphel/Apogäum: 400,00 km
Umlaufszeit: 1 h 32 m
Endbahn
Bahnform Bahn ist eine Ellipse
Perihel/Perigäum: 259.624,60 km
Aphel/Apogäum: 370.671,53 km
Umlaufszeit: 21 d 35 s
Simulationseinstellungen
Maximale Simulationsdauer: 360 d
Simulationsdauer 206 d 2 h
Schrittweite: 10,0 s
Entfernung bei Sim-Ende: 298.630,8 km
Geschwindigkeit bei Sim-Ende: 1.172,2 m/s
Startgeschwindigkeit: 7.668,0 m/s
Simulationsvorgaben
Schubrichtung: Winkel zur Bewegungsrichtung 0,0 Grad
Abbruchbedingung der Simulation: Betrieb bis die Bahn das Zielaphel/-apogäum überschreitet
Erreicht Apo-Punkt: 370.121,9 km
Ionentriebswerksmodul
Startgewicht: 21.000,0 kg
Aktuelles Gewicht: 18.237,1 kg
Nutzlast 4.400,0 kg
Aktuelle Stromversorgung: 258.537,1 Watt @ 1 AE
Strom beim Start: 260.000,0 Watt @ 1 AE
Eigenstromverbrauch: 1.000,0 Watt
Maximal nutzbar: 256.000,0 Watt
Gewicht Stromversorgung: 3.200,0 kg
Spezifisches Gewicht Stromversorgung: 80,0 W/kg
Treibstoff beim Start: 3.340,0 kg
Treibstoff aktuell: 577,1 kg
Tanks: 500,0 kg
Tankanteil: 15,00 Prozent
Treibstoff für maximal: 8.000 m/s
Anzahl Triebwerke: 10 Stück
Gewicht Triebwerke: 1.200,0 kg
Triebwerkseinstellungen
Spezifischer Impuls: 46.401,0 m/s
Schub pro Triebwerk: 0,720 Newton
Treibstoffverbrauch pro Triebwerk: 1,341 kg/d
Strom pro Triebwerk: 25.600 Watt
Gewicht Triebwerk: 120,00 kg
Effizienz: 65,25 Prozent
Differenz zur Kreisgeschwindigkeit bei Simende: 193,9 m/s
Differenz zur Fluchtgeschwindigkeit bei Simende: -445,0 m/s
Gesamte Geschwindigkeitsänderung: 6.545,5 m/s

Das könnte man noch optimieren, je nachdem, was man anstrebt. Senkt man den spezifischen Impuls etwas ab, z.B. auf 43 km/s, so wird der Treibstoff gerade verbraucht, man ist aber etwas schneller da. Alternativ kann man etwas mehr Fracht zuladen, rund 250 kg und Treibstoff weglassen oder, wenn man mehr Zeit hat, die Größe der Solarpaneele verkleinern und so mehr Fracht zuladen (überschlagen bei einem Jahr Reisezeit etwa 1.000 kg mehr Fracht).

Während ich denke, dass es von den Ionentriebwerken her geht – für Marsexpeditionen will die NASA ja Triebwerke in dieser Klasse einsetzen und es gibt auch experimentelle Triebwerke mit dem geforderten Schub, bzw. dem hohen Stromverbrauch, dürfte der Knackpunkt der Solargenerator sein. Er wäre hier 260 kW stark, das ist die Leistung der ISS oder um den Faktor 10 größer als eingesetzte Solargeneratoren in Satelliten. Die werden echt groß, bei 25 % Wirkungsgrad sind das fast 800 m² Fläche oder auf vier Paneele aufgeteilt 200 m² pro Paneel, bei einer maximalen Breite von 4 m (vorgegeben durch den Transporter und die Nutzlastverkleidung) z.B. 50 m lang. Wahrscheinlich wäre eine nukleare Stromversorgung da die bessere Lösung, doch dann betritt man eine neue Bühne. Sowohl politisch (ist das gewollt?) wie auch finanziell, denn dann sind doch größere Entwicklungsarbeiten nötig.

Die kleine Lösung

Ausgehend von dem was es bisher an Technologie gibt habe ich das Pferd mal umgekehrt aufgezäumt: man hat bisher für Solararrays Flügel, die bis zu 10 kW Leistung liefern, als Standard verfügbar. Das ergibt bei vier Flügeln 40 kW. Wie sieht es dann aus, wenn ich mir auch viel Zeit – zwei Jahre – für einen Transfer lasse? Natürlich wird das Gefährt kleiner, es muss ja weniger wiegen und die Nutzlast sinkt entsprechend. Ein ATV wird das nicht mehr sein, sondern eher ein Gefährt in der Gewichtsklasse einer Cygnus. Ich bin wie bei der Cygnus und anderen ISS Transporternvon einem Drittel Nutzlastanteil an der Startmasse (aber ohne Ionenantriebssysteme) ausgegangen. Triebwerke sollen die T-7 sein, das sind die schubstärksten derzeit verfügbaren europäischen Triebwerke. Und siehe da, wenn man sich genügend Zeit lässt, kommt man doch noch auf eine brauchbare Lösung. In diesem Falle habe ich zwei Jahre angesetzt. Wie beim ersten Mal habe ich nur den zeitintensivsten Teil in der Erdumlaufbahn simuliert, doch bei 40 kW Leistung reicht das aus, um 9 t Anfangsmasse zum Mond befördern.

Von den 9 t gehen dann noch ab:

  • 500 kg für die Solararrays
  • 1.960 kg für Treibstoff und Tanks
  • 130 kg für Triebwerke mit Subsystemen (5 Stück)
  • = 6.410 kg für den reinen Transporter

Bei einem Nutzlastanteil von einem Drittel an der Transportermasse wären das so etwa 2.100 kg pro Flug. Mit zwei Flügen käme man auf die von der NASA geforderten 4,4 t Nutzlast. Eine Ariane 62 kann (meinen Berechnungen zufolge, da die wesentlichen Kenndaten der Ariane 6 aber geschätzt sind, nicht so sicher) diese 9 t in eine 2000 km hohe Umlaufbahn mit niedriger Bahnneigung bei einem Zweiimpulstransfer befördern. Die ESA gibt 7 t in eine SSO mit höherer Inklination an, das korrespondiert mit etwa 8,5 t in eine nahezu äquatoriale Bahn in derselben Höhe. Die 9 t in 400 km Höhe erscheinen also erreichbar.

Ausgangsbahn
Bahnform Bahn ist eine Ellipse
Perihel/Perigäum: 398,33 km
Aphel/Apogäum: 400,00 km
Umlaufszeit: 1 h 32 m
Endbahn
Bahnform Bahn ist eine Ellipse
Perihel/Perigäum: 261.451,32 km
Aphel/Apogäum: 370.272,83 km
Umlaufszeit: 21 d 1 h
Simulationseinstellungen
Maximale Simulationsdauer: 1 J 355 d
Simulationsdauer 1 J 228 d
davon angetrieben: 1 J 132 d
Schrittweite: 10,0 s
Entfernung bei Sim-Ende: 297.149,2 km
Geschwindigkeit bei Sim-Ende: 1.178,8 m/s
Startgeschwindigkeit: 7.668,0 m/s
Simulationsvorgaben
Schubrichtung: Winkel zur Bewegungsrichtung 0,0 Grad
Abbruchbedingung der Simulation: Betrieb bis die Bahn das Zielaphel/-apogäum überschreitet
Erreichter Apo-Punkt: 370.121,9 km
Ionentriebswerksmodul
Startgewicht: 9.000,0 kg
Aktuelles Gewicht: 7.631,7 kg
Stromversorgung: 38.925,7 Watt @ 1 AE
Strom beim Start: 40.000,0 Watt @ 1 AE
Eigenstromverbrauch: 1.000,0 Watt
Maximal nutzbar: 40.000,0 Watt
Gewicht Stromversorgung: 500,0 kg
Spezifisches Gewicht Stromversorgung: 80,0 W/kg
Treibstoff beim Start: 1.700,0 kg
Treibstoff aktuell: 631,7 kg
Tanks: 255,0 kg
Tankanteil: 15,00 Prozent
Treibstoff für maximal: 8.215 m/s
Anzahl Triebwerke: 5 Stück
Gewicht Triebwerke: 65,0 kg
Triebwerkseinstellungen
Bezeichnung Triebwerk: T-7
Spezifischer Impuls: 39.240,0 m/s
Schub pro Triebwerk: 0,250 Newton
Treibstoffverbrauch pro Triebwerk: 0,550 kg/d
Strom pro Triebwerk: 7.000 Watt
Gewicht Triebwerk: 13,00 kg
Effizienz: 70,07 Prozent
Differenz zur Kreisgeschwindigkeit bei Simende: 188,0 m/s
Differenz zur Fluchtgeschwindigkeit bei Simende: -442,4 m/s
Gesamte Geschwindigkeitsänderung: 6.471,4 m/s

Anders als der erste Transporter wäre dieser kleine Transporter technisch heute problemlos umsetzbar. Die Triebwerke und Solararrays gibt es. Er müsste natürlich neu entwickelt werden, denn er ist viel leichter als ein ATV. Aber genügend Aufträge vorausgesetzt lohnt sich das. Wie viel Fracht das Lunar Gateways benötigt ist offen, aber machen wir mal eine Abschätzung auf Basis der ISS. Im Jahre 2019 flogen folgende Transporter die ISS an:

  • drei Dragons mit 2.482, 2.292 und 2.617 kg Fracht
  • zwei Cygnus mit 3.492 und 3.719 kg Fracht
  • ein HTV mit 5.300 kg Fracht
  • drei Progress mit 2.490, 2.485 und 2.500 kg Fracht

Das sind zusammen 27.377 kg Fracht für sechs Personen und ein Jahr Betrieb. Würde die NASA pro Manntag genauso viel beim Lunar Gatetway benötigen, dann wäre es bei vier Astronauten als Regelbesatzung 88 Tag bemannt, was ziemlich genau drei Monaten entspricht. Wenn die Astronauten nur kurz dort wären, bräuchte man einen Flug entsprechend seltener und bei einer Dauerbesatzung von 4 Personen bräuchte man vier Versorgungsflüge pro Jahr. Dafür würden die 7 Mrd. Dollar für 15 Jahre, die bewilligt wurden, aber bestimmt nicht reichen. CRS-1 umfasste ja schon 3,5 Mrd. Dollar für 4 Transport Jahre und das nur in den Erdorbit. Das ein Transporter zwei Jahre zum Lunar Gateway benötigt ist prinzipiell kein Hinderndes, wenn er nur früh genug startet. Es wären dann anders als bei den heutigen Transportern eben mehrere gleichzeitig unterwegs, der eine vielleicht in einer niedrigen Umlaufbahn, der zweite in einer höheren und ein dritter gerade angekoppelt an das Lunar Gateway.

Modultransporter

Genügend Zeit vorausgesetzt könnte der Transporter auch die Module selbst befördern. Bei 21 t Startmasse, konstanten 40 kW Leistung fünf T-7 Triebwerken sieht die Bilanz dafür so aus:

  • 4,6 t Treibstoff und Tanks
  • 0,5 t Stromversorgung (bleibt konstant)
  • 0,13 t Triebwerke (bleibt konstant)
  • 4,3 t Transporter (von oben übernommen)

zusammen lässt das noch 11,47 t für ein Modul übrig. Nach 3 Jahren 294 Tagen wäre eine Erdumlaufbahn erreicht, welche die Mondbahn kreuzt. So kann man damit rechnen, dass man nach viereinhalb Jahren das Modul in der Mondumlaufbahn hat. Okay, das erfordert dann eine wirklich langfristige Planung. Derzeit plant die NASA ja kurzfristiger, wobei Planungen und Verzögerungen des Jungfernflugs der SLS und die Finanzierung nicht so ganz zusammenpassen.

Ausgangsbahn
Bahnform Bahn ist eine Ellipse
Perihel/Perigäum: 398,33 km
Aphel/Apogäum: 400,00 km
Umlaufszeit: 1 h 32 m
Endbahn
Bahnform Bahn ist eine Ellipse
Perihel/Perigäum: 294.314,36 km
Aphel/Apogäum: 370.411,07 km
Umlaufszeit: 22 d 17 h
Simulationseinstellungen
Maximale Simulationsdauer: 5 J 175 d
Simulationsdauer 3 J 294 d
davon angetrieben: 3 J 70 d
Schrittweite: 10,0 s
Entfernung bei Sim-Ende: 303.027,9 km
Geschwindigkeit bei Sim-Ende: 1.183,1 m/s
Startgeschwindigkeit: 7.668,0 m/s
Simulationsvorgaben
Schubrichtung: Winkel zur Bewegungsrichtung 0,0 Grad
Abbruchbedingung der Simulation: Betrieb bis die Bahn das Zielaphel/-apogäum überschreitet
Erreicht Apo-Punkt: 370.121,9 km
Ionentriebswerksmodul
Startgewicht: 21.000,0 kg
Aktuelles Gewicht: 17.791,4 kg
Stromversorgung: 37.526,3 Watt @ 1 AE
Strom beim Start: 40.000,0 Watt @ 1 AE
Eigenstromverbrauch: 1.000,0 Watt
Maximal nutzbar: 40.000,0 Watt
Gewicht Stromversorgung: 500,0 kg
Spezifisches Gewicht Stromversorgung: 80,0 W/kg
Treibstoff beim Start: 4.000,0 kg
Treibstoff aktuell: 791,4 kg
Tanks: 600,0 kg
Tankanteil: 15,00 Prozent
Treibstoff für maximal: 8.292 m/s
Anzahl Triebwerke: 5 Stück
Gewicht Triebwerke: 65,0 kg
Triebwerkseinstellungen
Bezeichnung Triebwerk: T-7
Spezifischer Impuls: 39.240,0 m/s
Schub pro Triebwerk: 0,250 Newton
Treibstoffverbrauch pro Triebwerk: 0,550 kg/d
Strom pro Triebwerk: 7.000 Watt
Gewicht Triebwerk: 13,00 kg
Effizienz: 70,07 Prozent
Differenz zur Kreisgeschwindigkeit bei Simende: 96,0 m/s
Differenz zur Fluchtgeschwindigkeit bei Simende: -422,5 m/s
Gesamte Geschwindigkeitsänderung: 6.506,4 m/s

Mit 21 t Startmasse wäre es von einer Ariane 64 gut transportierbar. Ich errechne für diese Version 25 t Maximalnutzlast in einen äquatorialen 400 km hohen Orbit. Für die Ariane 5 ME, mit derselben GTO Nutzlast gab die ESA 23 t in einen 52 Grad geneigten Orbit an, was auch ungefähr 25 t in dem äquatorialen entspricht. Das würde dann sogar noch etwas mehr Nutzlast für das Modul, rund 12,5 bis 13 t zulassen, allerdings bei noch längerer Reisedauer, die dann bei 5 Jahren läge.

Auf der anderen Seite – 11,5 t in einen Mondorbit schafft derzeit nur die SLS. Die Falcon Heavy kommt nach meinen Berechnungen auf maximal 14,5 t in eine Mondtransferbahn. Wenn SpaceX für das Einschwenken in die Umlaufbahn um den Mond keine eigene Stufe dafür baut, sondern die letzte Stufe angekoppelt lässt, dann kann diese (ohne Verdampfungsverluste) rund 9,8 t in einen Mondorbit befördern. Verglichen mit einer SLS dürfte der Transporter aber echt billig sein. Wie immer bei Ionentriebwerken: Man tauscht Kosten gegen Reisedauer ein.

Eine NASA-Aufgabe

Machbar ist es, aber meine Überlegungen haben einen Schwachpunkt: ich bin Europäer und suche daher nach Ideen für die ESA. Die ESA hat aber kein Mondprogramm und auch keinen Bedarf für einen solchen Transporter. Es wäre eine Kompensationslieferung für eine Beteiligung an ISS und / oder Mondprogramm. Demgegenüber will die NASA das Lunar Gateway bauen und es soll Vorlage für ein Habitat sein, das Astronauten zum Mars und zurückbringt (der interplanetare Teil, der aber nicht landet). Dieses wird gemischt mit Chemischen und Ionenantrieb angetrieben. Sie hat also den Bedarf an diesen Technologien wie schubstarken Triebwerken und Solargeneratoren mit der benötigten Leistung. Das DST soll 300 kW Leistung erfordern (470 kW sind installiert) und 24 t Treibstoff beinhalten. Das liegt in der gleichen Größenordnung wie beim ersten Transporter. (Mehr Treibstoff, da das DST rund 100 t wiegt). Warum also nicht nur den Teil mit dem Ionenantrieb entwickeln und in einem Transporter nutzen und dann später beim DST erneut verwenden? Der Transporter wäre durch die großen Solar arrays noch etwas schwerer, doch Träger mit 48 bis 50 t Nutzlast, wie die Vulcan oder New Glenn werden ja gerade entwickelt. Dafür könnte er auch ein komplettes Modul in überschaubarer Zeit zum Mond bringen und benötigt keinen SLS Start, sondern nur eine Vulcan, New Glenn oder Falcon Heavy.

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