Mit der Vega zum Mars

Inspiriert durch den letzten Blog will ich heute mal eine Raumsondenmission mit der Vega und Ionentriebwerk skizzieren. Ich habe eine Marsorbitermission gewählt, dasselbe gilt aber auch für einen Venusorbiter, da sind die Anforderungen bezüglich Geschwindigkeitsänderung sogar noch kleiner. Die Betrachtungen gelten natürlich auch für Landesonden, auch hier sind die Anforderungen geringer, weil nicht in eine Umlaufbahn eingeschwenkt werden muss.

Die technischen Randbedingungen, die ich wählte, sind einfach: es muss mit existierender Hardware möglich sein. Das begrenzt vor allem die Stromversorgung auf maximal 40 kW (größte Flügel haben rund 10 kW Leistung, maximal vier sind nutzbar) und im Einsatz befindliche Ionentriebwerke.

Ionentriebwerkswahl

Für das richtige Ionentriebwerk ist neben der verfügbaren Leistung auch relevant, wie hoch der optimale spezifische Impuls ist. Für einen Transfer zum Mars habe ich folgende dV (als Obergrenzen) angenommen:

LEO → Fluchtbahn: 7,5 km/s

Erdbahn → Marstransferbahn: 4 km/s

Marstransferbahn → Marsbahn: 3 km/s

Das macht mit einer kleinen Reserve 15 km/s. Die Angleichung der Marstransferbahn an die Marsbahn ist nötig, weil ein Ionenantrieb wegen des kleinen Schubs nie das dV abbauen kann das man benötigt um aus der Transferbahn in eine erste exzentrische Umlaufbahn einzutreten. In der Marsumlaufbahn habe ich keine Bahnmanöver vorgesehen. Diese wären nur effizient rund um den Peripunkt der Bahn möglich und würden so sehr lange dauern. Vielmehr sollte man die Geschwindigkeit durch Aerobraking vernichten, was bei den großen Solarpaneelen sogar sehr gut geht. Für einen Lander würde der letzte Schritt wegfallen, dafür benötigt man für diesen noch einen Bus, in dem die ganzen Ionentriebwerke, aber auch Ausrüstung für die Kommunikation steckt.

Zuerst ging ich, weil die dV-Änderung dreimal größer als beim GEO ist, von 720 Tagen Missionsdauer aus, doch da liegt der optimale spezifische Impuls bei rund 70 km/s. Zwei Jahre erschienen mir nicht zu viel bedenkt man das viele Marsmissionen ein Startfenster (780 Tage) verpassten so Viking, Curiosity und der Exomars Lander nun sogar das Zweite. Geht man mit der Reisedauer herunter so verschiebt sich das Optimum zu kleineren spezifischen Impulsen, aber erst bei 400 Tagen rutscht es in den Bereich, der heute von Ionentriebwerken abgedeckt wird.

So war die Wahl einfach, ich habe das europäische Triebwerk mit dem höchsten spezifischen Impuls, das RIT-2X genommen. Bei 40 kW Leistung sind maximal 8 Triebwerke mit Strom versorgbar. Das führt dann zur folgender Massebilanz:

System Masse
Treibstoff 1.145 kg
Tanks 171 kg
Solargenerator 500 kg
8 x RIT-2X mit Hochspannungswandlern 150 kg
Nutzlast 1.634 kg
Startmasse: 3.600 kg

Der erste Schritt ist es, eine Sonnenumlaufbahn zu erreichen. Das dauert auch am längsten, weil das dV hier am größten ist – anders als bei der Sonnenumlaufbahn ist die Betriebsdauer des Antriebs nicht klein gegen die Umlaufsperiode. Als Folge muss man fast die ganze Kreisbahngeschwindigkeit abbauen. Für die Sonnenumlaufbahn gilt das nicht mehr. Im zweiten Schritt erreicht man eine klassische Transferbahn, gefolgt von einer Freiflugphase bis zum Aphel, wo die Angleichung an die Marsumlaufbahn erfolgt. Die folgenden Berechnungen beziehen sich auf ein Aphel in 228 Mill. km.

Bahn dV Reisedauer Treibstoffverbrauch
Erdumlaufbahn verlassen 7.011 m/s 263 Tage 572 kg
Marstransferbahn 2.678 m/s 73 Tage / 265 Tage 174 kg
Marsbahn 2.621 m/s 150 Tage 152 kg

Der kritische Punkt ist das Einschwenken in die Marsumlaufbahn. Ich habe hier den Spieß umgedreht und eine Simulation beginnend vom Erreichen der Hillsphäre laufen lassen und die Überschussgeschwindigkeit so lange erniedrigt, bis ich einen brauchbaren ersten Orbit (Apoapsis < 100.000 km) erreicht habe. Wie zu erwarten klappt das nur bei einer relativ niedrigen Relativgeschwindigkeit von kleiner 100 m/s. Der Treibstoffverbrauch für das Abbremsen ist zu vernachlässigen.

In der Summe sieht es dann so aus:

Bahn dV Reisedauer Treibstoffverbrauch Nutzlast
Marsorbiter 12.300 m/s 751 Tage 898 kg 1.916 kg
Marslander 9.689 m/s 601 Tage 746 kg 2.091 kg

Das sieht doch ganz gut aus, etwa die Hälfte der Startmasse ist Nutzlast, dafür hat man Reisedauern (mit der Zeit in der Transferbahn) die etwa doppelt bis dreimal so lang sind wie beim chemischen Antrieb, doch bedenkt man, wie lange heute Raumsonden nur mit Swing-By zum Merkur unterwegs sind (Bepi Colombo hat nach eineinhalb Jahren gerade mal den ersten Vorbeiflug geschafft und noch 5 Jahre vor sich), dann ist das doch hinnehmbar.

Für 2 t die chemisch zum Mars transportiert werden benötigt man sonst eine Atlas 401, selbst eine Sojus 2-1B wäre noch zu klein. Das bedeutet, das man etwa 100 Millionen Dollar an Startkosten einspart. So viel mehr werden die Tanks und Triebwerke nicht kosten. Die Solarzellen benötigt man zum Teil sowieso, als Nebeneffekt liefern sie beim Mars, wo die Leistung bis auf 14 kW absinken kann, noch genügend Überschuss an Strom um den Orbiter zu betrieben. Beim Vergleich mit einer konventionellen Marssonde wäre auch zu sagen, das diese noch die Überschussgeschwindigkeit abbauen muss, das benötigt auch noch Treibstoff.

Eine Berechnung für die Venus habe ich mir gespart. Die Vorgehensweise und das dV sind ähnlich. Auch bei der Venus kann man Aerobraking einsetzen, wobei hier bei Erreichen eines stabilen Orbits wieder die Ionentriebwerke zum Einsatz kommen könnten, wenn man einen höheren Orbit haben will, der ist für globale Wetteraufnahmen oder die Radarkartierung günstiger. Da anders als beim Mars die Solargeneratoren mehr Energie liefern, wäre die Zeit die man benötigt um die Bahn anzugleichen geringer. Für den Merkur liefere ich noch eine Berechnung im nächsten Blog.

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