Die Schlüsselfrage der Marsexpedition

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Betrachtet man historische Konzepte für die Marsexpedition, so unterscheiden sie sich doch von den heutigen. Wenn wir die ganze frühen Ideen weglassen die entstanden bevor man leistungsfähige Raketen hatte, und vergleicht die Konzepte der späten Sechziger/frühen Siebzigern mit den heutigen, so stellt man eines fest:

  • Man hat viel mehr Masse zum Mars bewegt

  • Die Missionen waren kürzer

Beide Tatsachen hängen zusammen. Der Hintergrund war, das man bis 1980 keine Besatzung im Weltall hatte, die nur mal die Dauer des Hinwegs zum Mars absolviert hatte. Unter diesem Aspekt war die Minimierung der Reisedauer das wichtigste. Himmelsmechanisch ist es nun mal aber so, dass man um so mehr Energie braucht, je schneller es gehen soll. Will man, wie damals meistens projektiert noch im gleichen Startfenster den Rückweg antreten so wird der Geschwindigkeitsbedarf enorm, denn sobald der Mars von der Erde überholt wurde müsste man retrograd fliegen, was bedeutet dass man die gesamte Bahngeschwindigkeit des Mars (20 km/s) zusätzlich aufbringen muss. Diese Missionen starteten weit vor dem energetisch günstigsten Startender um den Mars schnell zu erreichen, nach wenigen Tagen Aufenthalt trat man schon die Rückreise an. Trotzdem war der Geschwindigkeitsbedarf enorm. Bei diesen direkten Oppositionsflügen musste man in etwa die doppelte Geschwindigkeit aufbringen, vergleichen mit den doppelt so lange dauernden Konjunktionsflügen. Als man die Erfahrung mit langen Raumflügen hatte (bzw. die Sowjets hatten, die Amis sind ja bis heute nicht lange im All geblieben) ist man auf die heutigen Lösungen der Konjunktionsflüge übergangen bei denen man 500 Tage auf dem Mars bleibt. Dies nutzt nicht nur der Forschung (Oppositionsflüge haben 0-30 Tage auf dem Mars) sondern es bedeutet auch eine längere Zeit unter zumindest fast Erd-Gravitation. Continue reading „Die Schlüsselfrage der Marsexpedition“

Stufenweise zum Mond – zum Nachrechnen

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So, nochmals, weil ich den Link nicht mehr finde und da auch einen Rechenfehler gemacht habe, eine kleine Rechnung wie man eine Schwerlastrakete durch mehrere Flüge ersetzen kann. Zur Erläuterung lest bitte nochmal diesen Artikel.

So, nun zu den Fakten. Wir haben eine Rakete die 50.000 kg in einen kreisförmigen 300 km hohen Orbit bringen kann. (Etwas höher als typische Transferorbits, damit er nicht durch die Luftreibung zu stark absinkt). Zum Anheben des Orbits verwenden wir eine stufe mit zwei RL-10B2 Triebwerken. Diese haben einen spezifischen Impuls von 4520 m/s. Die Startmasse soll bei 47.000 kg liegen, die Trockenmasse bei 5.300 kg (hochskaliert von der Delta IV Oberstufe). Dazu kommt noch ein Kopplungsmodul mit 3 t Voll- und 2,2 t Leermasse. Diese Masse ist vom ATV Servicemodul abgeleitet ohne die Tanks für den Refülltreibstoff. Dieses Modul führt die Ankopplungen durch und hat dazu 800 kg MMH/NTO an Bord. Dies reicht für eine Korrektur von 50 m/s bei 50 t Gewicht. Mehr ist nicht nötig, da anders als beim ATV keine Orbitänderungen gemacht werden müssen. Die großen Orbitänderungen werden von der Stufe durchgeführt. Der Treibstoffverbrauch dieses Moduls soll ignoriert werden, da er variabel ist (dadurch wird die Simulation eher pessimistischer). Anhand dieser Daten könnt ihr mit der Raketengrundgleichung und der Gleichung der Geschwindigkeit in einem elliptischen Orbit die Geschwindigkeit und Bahnen errechnen. Das Anheben des Perigäums habe ich dabei nicht berücksichtigt, sonst müsste man integrieren. Continue reading „Stufenweise zum Mond – zum Nachrechnen“

Alternativen zur Schwerlastrakete

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Ich las kürzlich diesen Artikel über die Kosten der SLS. Man kann über die Zahlen streiten, und auch die Berechnungsmethode, aber eines ist sicher klar. Eine Schwerlastrakete wird teuer. Dazu muss man muss nur mal sehen was die Entwicklung der Saturn kostete und diese Kosten auf die Flüge umlegen. Das ist auch das was ich am Artikel zu kritisieren habe: es ist nicht üblich Entwicklungskosten und die Kosten für die Bodenanlagen auf die Starts umzulegen. Kein Weltraumbahnhof der Welt, auch keine privat genutzte Startanlage trägt sich selbst, vielleicht mit Ausnahme von Sea-Launch. Selbst SpaceX musste nur das investierenm was sie brauchten um die bestehenden Pads umzurüsten, aber sie mussten nicht die Baukosten bezahlen und auch nicht die Infrastruktur die sie nutzen bezahlen. Selbst bei den Services zahlen sie nur für den Extraufwand, aber z.B. bei der Überwachung eines Starts durch Radar und Empfang der Telemetrie nicht für das Personal dass immer da ist und nicht einfach zwischen zwei Starts entlassen werden kann. Macht man die Rechnungen so, so wird alles sehr teuer. Nehmen wir ein Beispiel wo die Rechnung noch „gut“ aussieht: Continue reading „Alternativen zur Schwerlastrakete“

Die Schwerlastrakete: Teil 2: Geht es auch ohne?

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Michael Griffin, ehemaliger NASA-Administrator sagte einmal in einem Interview, was gegen die Alternativpläne zur Ares V spräche, wäre das man eine große Rakete bräuchte und alle Alternativen aus Teilen der Delta oder Atlas oder dem Shuttle Programm zu wenig Nutzlast hätten. Die Saturn V wäre an der Untergrenze was man brauchte – und in der Tat machte schon eine leichte Nutzlaststeigerung der Saturn V um einige Tonnen deutlich längere Missionen möglich. Will man noch anspruchsvollere Missionen so braucht man mehr Nutzlast. Daher waren Ares V und Ares I Kombination auch auf 60-70 t Nutzlast in eine Fluchtbahn projektiert.

In diesem Punkt gebe ich Griffin recht. Jedoch nicht in dem Punkt, dass man dafür eine Schwerlastrakete braucht. Das will ich im näheren Erläutern. Wobei ich als Vorlage Apollo nehme, da von Orion noch zu wenig bekannt ist Ich stelle hier mal eine Massenbilanz von Apollo auf:

Braucht die NASA ein neues Triebwerk?

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… und zwar für Schwerlastraketen auf der Basis von RP-1/LOX? Diese Frage stellte sich mir als ich bei Space Reviews diesen Artikel las. In dem dort verlinkten PDF der NASA ist wenig konkretes:

„This new rocket would take advantage of the new technology investments proposed in the budget primarily a $3.1 billion investment over five years on heavy-lift R&D. This propulsion R&D effort will include development of a U.S. first-stage hydrocarbon engine for potential use in future heavy lift (and other) launch systems“.

Nun das ist doch ein Aufhänger für Spekulationen. Also spekulieren wir. Fangen wir mal technologisch an. Bei der Ares V war ja das RS-68B vorgesehen. Das RS-68 treibt die Delta 4 an. Das RS-68B ist etwas schubstärker und soll zuverlässiger sein. Die NASA hat damals recht lange beratschlagt, was die bessere Wahl ist: Das SSME oder das RS-68. Ersteres war lange Zeit die bessere Wahl, da es ja für bemannte Einsätze entwickelt wurde. Es gab aber einige Bedenken. Zum einen ist das SSME wegen der hohen Leistung auch teuer in der Herstellung. Ein RS-68 kostete deutlich weniger trotz doppelt so hohem Schub. So wären recht viele Triebwerke für eine Schwerlastrakete benötigt worden und diese recht teuer. Das ist so ein typisches fehlgeleitetes Denken: Bei einer Schwerlastrakete, die vielleicht 10-20 mal fliegt, stehen die Entwicklungskosten in keinem Verhältnis zu den Produktionskosten. Besonders, wenn sie bemannt sein soll, weil da viel mehr Tests erfolgen als bei unbemannten Trägern. Selbst wenn die NASA also mehr für die SSME zahlen müsste, wären die Gesamtinvestitionen wohl geringer gewesen. Was aber gegen das SSME sprach, war der geringe Bodenschub von nur 1.700 KN (RS-68: 2.950 kN). So wären recht viele Triebwerke nötig gewesen und dass macht das Design recht komplex, auch wenn vielleicht ein Triebwerksausfall unwahrscheinlich ist. Continue reading „Braucht die NASA ein neues Triebwerk?“