Die Ankunft bei der Erde ist fast gleich, auch der Startpunkt entspricht nahezu dem Zeitpunkt des Erdvorbeiflugs (die vorherige Phase kann man als \u201eParken in einem Sonnenorbit\u201c ansehen). Ansonsten läuft es aber auseinander.<\/p>\n
Der Trajectory Browser ermittelt für diese Bahn ein C3 von 28,5 km\u00b2\/s\u00b2 und eine Postinjektion Korrektur von 1,09 km\/s.<\/p>\n
OSIRIS-REx<\/a> hat eine Startmasse von 2.110 kg bei einer Trockenmasse von 880 kg. Er setzt Hydrazin ein, was bei dem niedrigen spezifischen Impuls der Triebwerke von minimal 2246 m\/s eine Mindestkurskorrekturkapazität von 1964 m\/s ergibt. Erster Ansatz: Hätte man die 2.110 kg nicht auch direkt zu Bennu bringen können? Die 28,5 km\u00b2\/s\u00b2 entsprechen einer Startgeschwindigkeit von 12,23 km\/s, wenn die Fluchtgeschwindigkeit 11 km\/s beträgt. Ich errechne bei Übernahme der angegebenen Nutzlast von 4.300 kg für die Atlas V 401 für eine Fluchtbahn eine Nutzlast von 2.495 kg für diese Geschwindigkeit. Mit der kleineren Atlas V 401 würde es nicht gehen, die liegt mit 1.786 kg für die Zielgeschwindigkeit zu niedrig. Damit wäre auch ein direkter Flug zu Bennu möglich, was fast 2 Jahre Missionszeit einspart. Bei dem hohen Kurskorrekturvermögen (1964 m\/s möglich, 1090 m\/s benötigt) würde sogar eine Atlas 401 ausreichen. Selbst dann sollte OSIRIS-REx noch den Kurs um 1589 m\/s ändern können \u2013 genügend Reserven für Manöver oder noch etwas weniger Gewicht, weil ja noch ein Adapter zur Trägerrakete hinzukommt. Erst recht wrüde es gehen, wenn man auf das Zweikomponentensystem übergeht.<\/p>\n Die zweite Mission die ich heute betrachten will ist der Trace Gas Orbiter (TGO). Er ist die bisher schwerste europäische Sonde, wiegt beim Start 4.322 kg. Selbst wenn man den Lander Schiaparelli abzieht, sind es noch 3.722 kg. Davon sind aber 2.290 kg Treibstoff. Das ist viel, vor allem wenn man bedenkt, dass der Orbiter Aerobraking einsetzt, was eigentlich den Treibstoffverbrauch reduzieren sollte. Der Anteil ist mit 61,5 % der Orbitermasse höher als beim Mars Observer<\/a> der ohne Aerobraking eine niedrige Marsumlaufbahn erreichen sollte weshalb?<\/p>\n Nun startete Exomars etwas später als geplant. Im Januar 2016 wäre sie auf einer Typ II Bahn gestartet worden. So war es eine Typ I Bahn mit demselben Ankunftsdatum. Der NASA-Trajektorie-Browser liefert für beide Bahnen fast dieselbe Geschwindigkeit. 3,71 bzw. 3,81 km\/s über Kreisbahn beim Verlassen der Erde und 1,24 km\/s relativ zum Mars (Mindestgeschwindigkeit um in den Orbit einzubremsen). Das ist der Hauptgrund für die großen Vorräte. Das 2016-er Startfenster ist mit Abstand das ungünstigste in den nächsten Jahren. Hätte man die Mission um zwei Jahre auf 2018 verschoben, dann wären beim Start am 10 Mai 2018 nur 0,82 km\/s nötig.<\/p>\n Von den Vorräten gingen schon beim Transfer 430 kg weg, weil die Geschwindigkeit auf dem Weg zum Mars auf halber Strecke um 343 m\/s geändert wurde. Sie sind aber auch deswegen so groß, weil das 400-N-Triebwerk inadäquat für die Sonde ist. So was geht, wenn sich während des Betriebs die Distanz kaum ändert, so z.B. bei Cassini<\/a>. Beim TGO dauerte das Abbremsen 139 Sekunden. In dieser Zeit würde ohne Berücksichtigung der Geschwindigkeitsabnahme die Distanz von über 22.000 auf 200 km abnehmen und dann wieder ansteigen. Aufgrund der Himmelsmechanik muss man, wenn man in 200 km Distanz eine Zündung durchführt, die Geschwindigkeit weniger abbremsen als in 22.000 km Distanz. Man spricht von Gravitationsverlusten. Nach dem NASA Trajektorie Browser muss der TGO seine Geschwindigkeit um rund 1240 m\/s abbremsen, um eingefangen zu werden. Für die erste Bahn mit der Apoapsis von 101.000 km wären es 1322 m\/s. Es war in der Realität aber 1550 m\/s. Also 230 m\/s mehr. MAVEN<\/a> als letzter Orbiter wiegt nur 2.454 kg, also ein Drittel weniger, hat aber 1.020 N Schub, rund 150 % mehr. Dabei hat auch er keine schubstärkeren Triebwerke. Im Gegenteil: Jedes hat nur 170 n Schub. Aber davon eben sechs Stück. Die Frage ist, warum die ESA nicht zwei oder drei der 400 N Treibwerke eingebaut hat.<\/p>\n Es bleibt ja nicht bei den 230 m\/s mehr. Die Gravitationsverluste sind nämlich keine echten Verluste. Es wird nur kinetische in potenzielle Energie umgesetzt. Potenzielle Energie ist in einem Gravitationsfeld ein höherer Punkt über dem Planeten. Der TGO gelangte in eine 2.971 x 101.000 km Bahn. Fürs Aerobraking muss aber die Bahn abgesenkt werden. Um den marsnächsten Punkt von 2971 km auf 200 km abzusenken, braucht man weitere 52 m\/s. In der Summe sollte der TGO in der Endbahn vor dem Aerobraking Exomars noch 1.800 kg wiegen. Ohne die Verluste würde er 179 kg weniger Treibstoff brauchen. Das ist bei einer geschätzten Restmasse von 1886 kg ein deutlicher Batzen.<\/p>\n Die ESA lässt sich auch Zeit beim Aerobraking. Obwohl er aus einer niedrigen Bahn startet, (33.000 km Apoapsis, bei US-Sonden lag sie anfangs bei 44.500 bis 79.000 km) braucht er mehr als ein Jahr dafür. Während der Zeit braucht er 24 Stunden Unterstützung durch die Missionskontrolle, während es sonst nur 8 Stunden sind. Das verteuert also die Mission. Mit dem zusätzlichen Treibstoff hätte man diese Phase verkürzen können. Ich errechne, wenn der Treibstoff dafür genutzt wird, eine Apoapsis von unter 12.000 km, was die Aerobrakingphase auf 4 Monate verkürzt hätte.<\/p>\n Es geht noch weiter: Man hätte aber auch mit dem einzelnen Triebwerk leben können, wenn man die Nutzlast der Proton<\/a> voll ausgeschöpft hätte. Für die Nutzlast für planetare Bahnen gibt es keine aktuellen Daten für die Proton mehr. Doch sie hat am 2.7.2017 einen 6.404 kg schweren Satelliten (Intelsat 31, DLA-2) in einen 3.503 x 65.000 x 29,6 Grad Orbit gebracht. Dieser hat ohne Gravitationsverluste schon ein DV von 11.118 m\/s. Sie kann also auch 6.400 kg auf einen Fluchtkurs bringen, der hat ein kleines dV. Für die Bahn vom TGO wären es 11.573 m\/s. Eingesetzt in eine Abschätzung der Nutzlast (nicht so einfach weil die Breeze M einen Tank mit 650 kg Gewicht abwirft) komme ich auf 5.200 kg Nutzlast. Zieht man noch 300 kg für den Adapter ab, so sind dies 4.900 kg Startmasse anstatt 4322 kg.<\/p>\n Selbst beim gleichen ineffizienten System wären das 450 m\/s mehr Geschwindigkeitsänderung, was die Aerobrakingphase noch stärker verkürzt hätte oder eben mehr Treibstoffreserven. Wegen der hohen Annäherungsgeschwindigkeit hätte es aber auch so beim geforderten Mindestgewicht von 1.800 kg im Endorbit nicht gereicht, um Aerobraking voll auszunutzen.<\/p>\n Doch bei rund 400 kg Resttreibstoff den Exomars<\/a> ja jetzt schon im Endorbit hat, ist das geschenkt. Was mich mehr ärgert, ist die Bestückung an Experimenten. Obwohl selbst im Trockengewicht doppelt so schwer wie Mars Express, hat er weniger Experimente mit einem kleineren Gesamtgewicht an Bord: vier Experimente, davon nur zwei von der ESA. Mag sein, dass man mal wenige geplant hatte, schließlich sollte die Raumsonde mal mit einer Atlas 401 und damit einer Startmasse von etwa 2,6 t starten. Doch es gab vier Jahre Zeit, nachdem die ESA wusste, dass es nun mit einer Proton auf die Reise geht. Selbst wenn man kein Geld für Neuentwicklungen hat, (die Instrumente kommen ja von den Mitgliedsländern und werden von diesen finanziert) so hätte man doch schon entwickelte Experimente mitfliegen können. Das Naheliegende wäre es, Kopien von Mars Express<\/a> zu nehmen. Allerdings wurden diese schon für Mars 96 entwickelt, sind also veraltet. Das einzig sinnvolle Experiment von Mars Express wäre das PFS. Ein Kanal fiel nämlich bei Mars Express bald aus. Andererseits fiel das ganze Instrument auch bei Venus Express aus und der Vorgänger bei Venera 15 auch kurz nach Missionsbeginn. Also vielleicht doch keine so tolle Idee. Aber es gibt ja noch eine zweite aktuelle Planetenmission: BepiColombo<\/a> und dort brachte man 11 Instrumente in weniger Gewicht unter als beim TGO. Schaut man sich die Liste durch, so gibt es einige Instrumente, die auch beim TGO sinnvoll sind:<\/p>\n So wie ich es sehe, sind sechs Instrumente eine direkte Ergänzung zu den vorhandenen des TGO, da es keine Überlappung zu deren Eigenschaften gäbe. Bei drei weiteren wären zumindest Teile der Instrumente nutzbar.<\/p>\n Die Frage ist warum die ESA diese Chancen verstreichen lies. Irgendwie passt es zum Gesamtbild der 2016-er Mission, denn auch Schiaparelli blieb ja unter seinen Möglichkeiten. Er war nur batteriebetrieben. Man verzichtete sogar darauf auch nur das Deck mit Solarzellen zu belegen, soweit das ging. Selbst wenn das nicht für den dauerhaften Betrieb gereicht hätte, so hätte man die Batterielebensdauer damit strecken können.<\/p>\nTrace Gas Orbiter<\/h3>\n
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