{"id":14709,"date":"2020-04-19T09:06:57","date_gmt":"2020-04-19T07:06:57","guid":{"rendered":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=14709"},"modified":"2023-02-14T10:51:18","modified_gmt":"2023-02-14T09:51:18","slug":"mit-der-vega-zum-merkur","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2020\/04\/19\/mit-der-vega-zum-merkur\/","title":{"rendered":"Mit der Vega zum Merkur"},"content":{"rendered":"<div class=\"pvc_clear\"><\/div>\n<p id=\"pvc_stats_14709\" class=\"pvc_stats all  \" data-element-id=\"14709\" style=\"\"><i class=\"pvc-stats-icon medium\" aria-hidden=\"true\"><svg aria-hidden=\"true\" focusable=\"false\" data-prefix=\"far\" data-icon=\"chart-bar\" role=\"img\" xmlns=\"http:\/\/www.w3.org\/2000\/svg\" viewBox=\"0 0 512 512\" class=\"svg-inline--fa fa-chart-bar fa-w-16 fa-2x\"><path fill=\"currentColor\" d=\"M396.8 352h22.4c6.4 0 12.8-6.4 12.8-12.8V108.8c0-6.4-6.4-12.8-12.8-12.8h-22.4c-6.4 0-12.8 6.4-12.8 12.8v230.4c0 6.4 6.4 12.8 12.8 12.8zm-192 0h22.4c6.4 0 12.8-6.4 12.8-12.8V140.8c0-6.4-6.4-12.8-12.8-12.8h-22.4c-6.4 0-12.8 6.4-12.8 12.8v198.4c0 6.4 6.4 12.8 12.8 12.8zm96 0h22.4c6.4 0 12.8-6.4 12.8-12.8V204.8c0-6.4-6.4-12.8-12.8-12.8h-22.4c-6.4 0-12.8 6.4-12.8 12.8v134.4c0 6.4 6.4 12.8 12.8 12.8zM496 400H48V80c0-8.84-7.16-16-16-16H16C7.16 64 0 71.16 0 80v336c0 17.67 14.33 32 32 32h464c8.84 0 16-7.16 16-16v-16c0-8.84-7.16-16-16-16zm-387.2-48h22.4c6.4 0 12.8-6.4 12.8-12.8v-70.4c0-6.4-6.4-12.8-12.8-12.8h-22.4c-6.4 0-12.8 6.4-12.8 12.8v70.4c0 6.4 6.4 12.8 12.8 12.8z\" class=\"\"><\/path><\/svg><\/i> <img loading=\"lazy\" decoding=\"async\" width=\"16\" height=\"16\" alt=\"Loading\" src=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-content\/plugins\/page-views-count\/ajax-loader-2x.gif\" border=0 \/><\/p>\n<div class=\"pvc_clear\"><\/div>\n<p>Ich schlie&szlig;e mit dem heutigen Blog an die beiden <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2020\/04\/11\/die-vega-als-traeger-fuer-geo-nutzlasten\/\">letzten<\/a> an, insbesondere dem Letzten mit der Skizzierung einer <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2020\/04\/15\/mit-der-vega-zum-mars\/\">Marsmission<\/a>. Aber zuerst einmal etwas Grundlkagenwissen &uuml;ber die Tr&auml;gerrakete Vega und Ionenantriebe.<\/p>\n<p>Vega ist eine europ&auml;ische Rakete, die vom europ&auml;ischen Weltraumorganisation (ESA) entwickelt wurde. Sie wurde erstmals 2012 gestartet und ist eine kleine Tr&auml;gerrakete, die speziell f&uuml;r den Transport von Kleinsatelliten und Nutzlasten entwickelt wurde. Vega verf&uuml;gt &uuml;ber vier Stufen, wobei die letzte Stufe mit Fl&uuml;ssigtreibstoff betrieben wird und die erste\u00a0 bis dritte Stufe mit festem Treibstoff arbeiten. Vega hat eine H&ouml;he von etwa 30 Metern und wiegt bei ihrem Start gut 140 Tonnen.\u00a0Die ersten beiden Stufen beschleunigen die Rakete auf eine Geschwindigkeit von etwa 2 km\/s, w&auml;hrend die dritte Stufe die Rakete auf eine H&ouml;he von etwa 200 Kilometern bringt. Die vierte und letzte Stufe schlie&szlig;lich sorgt daf&uuml;r, dass die Nutzlast auf ihre endg&uuml;ltige Umlaufbahn gebracht wird.<!--more--><\/p>\n<p>Vega ist in der Lage, eine Nutzlast von bis zu 1.500 kg in eine sonnensynchrone Orbit zu bringen. Die Rakete wurde so konzipiert, dass sie eine flexible und zuverl&auml;ssige L&ouml;sung f&uuml;r den Start von Kleinsatelliten und speziellen Missionen bietet. Sie ist daher ein guter Ausgangspunkt f&uuml;r preiswerte Satellitenmissionen wie diese,<\/p>\n<p>Vega ist ein wichtiger Bestandteil des europ&auml;ischen Weltraumprogramms und hat bereits erfolgreich mehrere Missionen durchgef&uuml;hrt, einschlie&szlig;lich der Verteilung von Satelliten f&uuml;r Kunden aus der ganzen Welt. Mit ihrer hohen Pr&auml;zision und ihrer F&auml;higkeit, eine gro&szlig;e Bandbreite an Nutzlasten zu tragen, ist Vega eine wichtige L&ouml;sung f&uuml;r die europ&auml;ische Raumfahrt und tr&auml;gt dazu bei, Europa als f&uuml;hrende Kraft in der Weltraumtechnologie zu positionieren.<\/p>\n<p>Dann noch eine kleine einf&uuml;hrung in Ionentriebwerke: Echte\u00a0Ionenantriebe (elektrostatische Ionenantriebe) arbeiten auf der Bildung von Ionen ohne vorherige Erzeugung eines Plasmas. Daf&uuml;r ist auch der Treibstoff ein anderer: es werden Elemente benutzt, die leicht ionisierbar, leicht verdampfbar, und schwer sind (hohes Molekulargewicht). Ein idealer Treibstoff ist dabei ist jetzt noch nicht gefunden. Verwendet werden Alkalielemente wie C&auml;sium und Rubidium (leicht ionisierbar, aber niedrige Dichte und m&uuml;ssen erst verdampft werden), Quecksilber (leicht verdampfbar, hohe Dichte, schwer ionisierbar) und Xenon (schwer ionisierbar, gasf&ouml;rmig &#8211; geringe Dichte). Alle Elemente haben hohes Molekulargewicht, die Dichte und damit die Tanks die ben&ouml;tigt werden ist jedoch sehr unterschiedlich. Derzeit wird Xenon am meisten verwendet, weil es schon gasf&ouml;rmig und leicht in Drucktanks gelagert werden kann.<\/p>\n<p>Quecksilber ist noch g&uuml;nstiger handhabbar, jedoch giftig und daher ein Problem wenn es zu einem Fehlstart kommen sollte. Es wird heute daher seltener eingesetzt. Heute wird meist das sehr teure Edelgas <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2019\/08\/19\/xenon-teuer-und-selten\/\"> Xenon<\/a> eingesetzt. Es hat eine hohe Molekularmasse, reagiert viel weniger mit dem Gitter am Ionenntriebwerksausgang an dem das elektrische Feld anliegt. Neben den hohen Kosten ist ein weiterer Nachteil das es als Gas nur in schweren Druckgastanks gelagert werden kann. Die Firma SpaceX hat das n&auml;chste leichtere Edelgas Krypton im Einsatz. Der Vorteil von Krypton ist das es erheblich billiger. Hinsichtlich Masse\/Tankmasseverh&auml;ltnis und Ausstr&ouml;mgeschwindigkeit schneidet es schlechter ab, doch da Krypton nur in den Starlink Satelliten zum Einsatz die einen relativ geringen Geschwindigkeitsbedarf haben ist der Kostenvorteil das schlagkr&auml;ftigere Argument.<\/p>\n<p>Das Prinzip beruht darauf, dass der verdampfte Treibstoff zuerst ionisiert wird. Daf&uuml;r haben sich verschiedene Methoden eingeb&uuml;rgert. Dies kann durch Elektronenbeschuss, Hochfrequenzstrahlung oder eine andere Ionisationsmethode geschehen. Danach werden die Ionen beschleunigt zumeist durch Anlegen eines elektrischen Feldes. Dem Abgasstrahl aus Ionen werden die entzogenen Elektronen danach wieder zugef&uuml;hrt. Der Wirkungsgrad dieser Triebwerke ist relativ hoch er liegt bei 70-80 Prozent des zugef&uuml;hrten elektrischen Stromes. Zahlreiche Triebwerke dieses Typs wurden am Boden und auch auf Satelliten erprobt. So auf der Plattform Eureka, dem Nachrichtensatelliten Artemis und geplant f&uuml;r die <a href=\"file:\/\/\/C:\/Users\/Admin\/Documents\/Websites\/bernd-leitenberger\/smart-1.shtml\">Smart 1<\/a> Mission. Die Ausstr&ouml;mgeschwindigkeiten k&ouml;nnen bis zu 200 km\/s erreichen, die bisherigen Triebwerke arbeiten mit spezifischen Impulsen von 30.000-40.000 m\/s.<\/p>\n<p>Bei den elektrostatischen Triebwerken gibt es noch weitere Untergruppen die sich in der Art wie ionisiert oder das Plasma beschleunigt wird unterscheiden. Mit dieser Gruppe von Antrieben liegt die gr&ouml;&szlig;te Erfahrung vor und zahlreiche Typen sind mittlerweile als Lageregelungstriebwerke oder zum Antrieb eingesetzt worden. Die Erfahrungen im Einsatz gibt es seit Mitte der sechziger Jahre und sie sind dem Experimentalstadium l&auml;ngst entwachsen. Sowohl Kaufmann Triebwerke, wie Hall Effect Triebwerke wie auf Radiofrequenz induzierte Triebwerke sind solche elektrostatischen Triebwerke, sie unterscheiden sich prim&auml;r in der Ionisationsmethode.<\/p>\n<p>Der Merkur ist noch geeigneter f&uuml;r Ionenantriebe, weil deren Vorteile hier besser zu Geltung kommen:<\/p>\n<ul>\n<li>Der Geschwindigkeitsunterschied zu einer Erdbahn ist hoch \u2013 mindestens 14,6 km\/s bei Inklinationsangleichung und 13,8 km ohne.<\/li>\n<li>Der Merkur ist sonnenn&auml;her, daher kann der Solargenerator mehr Leistung liefern als in Erdn&auml;he und so mehr Geschwindigkeit abbremsen.<\/li>\n<\/ul>\n<p>Bisher sind nur drei Raumsonden zum Merkur aufgebrochen: <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/mariner10.shtml\">Mariner 10<\/a> passierte ihn dreimal, und zwar nahe seines Aphels, also dem Punkt, wo die Bahn am weitesten von der Sonne entfernt ist. Zu diesem Punkt konnte ein einmaliger Vorbeiflug an der Venus die Sonde umlenken.<\/p>\n<p><a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/messenger.shtml\">Messenger<\/a> umkreiste den Merkur mehrere Jahre lang, ben&ouml;tigte daf&uuml;r aber zwei Vorbeifl&uuml;ge an der Venus und drei weitere am Merkur selbst um die Bahn an die von Merkur anzupassen. Trotzdem bestand fast die H&auml;lfte der Sonde aus Treibstoff f&uuml;r Bahnkorrekturen und das einschwenken in eine Umlaufbahn<\/p>\n<p><a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/bepicolombo.shtml\">BepiColombo<\/a> wird den Merkur aus einem Mix aus Vorbeifl&uuml;gen und Betrieb von Ionentriebwerken erreichen und braucht daf&uuml;r noch l&auml;nger, n&auml;mlich 7 Jahre und noch mehr Vorbeifl&uuml;ge.<img loading=\"lazy\" decoding=\"async\" src=\"https:\/\/vg02.met.vgwort.de\/na\/4a19f041f8fa4753a3f7ead75fa2db8d\" alt=\"\" width=\"1\" height=\"1\" \/><\/p>\n<h3 class=\"western\">Geht das nicht schneller?<\/h3>\n<p>Wie bei den anderen Blogs gehe ich von einem Ionenantrieb aus der in der Raumsonde integriert ist, &auml;hnlich wie bei <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/dawn.shtml\">Dawn<\/a>, und zwar mit folgenden Eckdaten:<\/p>\n<ul>\n<li>Solargenerator 40 kW Anfangsleistung (500 kg)<\/li>\n<li>16 Triebwerke RIT-2X mit Hochspannungswandlern (300 kg)<\/li>\n<li>Tankanteil: 15 % des Treibstoffgewichts<\/li>\n<li>Startmasse der <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/vega-c-e.shtml\">Vega E<\/a>: 3600 kg in eine 500 km hohe Erdumlaufbahn<\/li>\n<\/ul>\n<p>Der Treibstoff berechnet sich dann nach der Geschwindigkeits&auml;nderung, die nicht von Anfang an feststeht.<\/p>\n<p>Eine &Auml;nderung gegen&uuml;ber den beiden vorherigen Ans&auml;tzen ist, dass ich die Zahl der Ionentriebwerke verdoppelt habe. Da sich die Raumsonde der Sonne n&auml;hert, wird der Solargenerator immer mehr Leistung liefern, solange bis ein Maximum erreicht ist, dann w&uuml;rde ohne Gegenma&szlig;nahmen sie durch &Uuml;berhitzung der Solarzellen wieder abnehmen. Die einfachste Gegenma&szlig;nahme ist es, die Paneele aus der Senkrechten zu drehen und so die einfallende Strahlung auf eine gr&ouml;&szlig;ere Fl&auml;che zu verteilen. Solarzellen funktionieren ohne diese Ma&szlig;nahme problemlos noch bei der Venus und liefern dort etwa die doppelte Leistung, also habe ich f&uuml;r die Nutzung dieser Mehrleistung die Triebwerkszahl verdoppelt.<\/p>\n<h3 class=\"western\">Bahnabschnitte<\/h3>\n<p>Der Verlauf ist im Prinzip der Gleiche wie bei der Marsmission:<\/p>\n<ul>\n<li>Zuerst spiralt sich die Sonne aus einer 500 km hohen Erdumlaufbahn hoch, bis sie die Fluchtbahn erreicht. Sie verl&auml;sst die Erde mit leichter &Uuml;berschussgeschwindigkeit, da dieser Punkt noch innerhalb der Hillsph&auml;re ist, und bis diese erreicht ist, ist sie etwa 500 bis 600 m\/s schneller als die Fluchtgeschwindigkeit. Dies habe ich dann gleich von der Kreisgeschwindigkeit auf der Erdbahn (29,7 km\/s) abgezogen.<\/li>\n<li>Dann bremst sie gegen die Flugrichtung ab uns senkt so ihr Perihel auf das von Merkur (46 Millionen km von der sonne entfernt) ab<\/li>\n<li>Dort angekommen bremst sie erneut ab, das senkt auch das Aphel auf das von Merkur ab.<\/li>\n<\/ul>\n<p>In meiner vereinfachten Simulation habe ich die Inklination au&szlig;en vor gelassen. Das macht aber nur rund 800 m\/s aus, was am gesamten dV von &uuml;ber 21 km\/s nicht relevant ist.<\/p>\n<p>Hier eine tabellarische Zusammenfassung der Ergebnisse:<\/p>\n<table width=\"100%\" cellspacing=\"0\" cellpadding=\"4\">\n<colgroup>\n<col width=\"64*\" \/>\n<col width=\"64*\" \/>\n<col width=\"64*\" \/>\n<col width=\"64*\" \/> <\/colgroup>\n<thead>\n<tr valign=\"TOP\">\n<th width=\"25%\">Phase<\/th>\n<th width=\"25%\">Dauer<\/th>\n<th width=\"25%\">Treibstoffverbrauch<\/th>\n<th width=\"25%\">dV<\/th>\n<\/tr>\n<\/thead>\n<tbody>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"25%\">Erdumlaufbahn<\/td>\n<td width=\"25%\">263 Tage<\/td>\n<td width=\"25%\">572 kg<\/td>\n<td width=\"25%\">7.012 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"25%\">Perihelabsenkung<\/td>\n<td width=\"25%\">261 Tage<\/td>\n<td width=\"25%\">1059 kg<\/td>\n<td width=\"25%\">17.449 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"25%\">Aphelabsenkung<\/td>\n<td width=\"25%\">2 Tage<\/td>\n<td width=\"25%\">13 kg<\/td>\n<td width=\"25%\">250 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n<p>Die Aphelabsenkung ist deswegen so gering, weil die erste Bahn schon ein Aphel von 71,2 Millionen km hat und so nur noch 2 Millionen km Distanz im Aphel abgesenkt werden m&uuml;ssen. Zusammen mit der Perihelanpassung braucht man rund 1.700 kg Treibstoff. Das l&auml;sst dann nicht mehr viel f&uuml;r die Nutzlast &uuml;brig:<\/p>\n<table width=\"100%\" cellspacing=\"0\" cellpadding=\"4\">\n<colgroup>\n<col width=\"128*\" \/>\n<col width=\"128*\" \/> <\/colgroup>\n<thead>\n<tr valign=\"TOP\">\n<th width=\"50%\">System<\/th>\n<th width=\"50%\">Gewicht<\/th>\n<\/tr>\n<\/thead>\n<tbody>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Solargenerator<\/td>\n<td width=\"50%\">500 kg<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Treibstoff<\/td>\n<td width=\"50%\">1.700 kg<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Tanks<\/td>\n<td width=\"50%\">255 kg<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Ionentriebwerke<\/td>\n<td width=\"50%\">300 kg<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Nutzlast<\/td>\n<td width=\"50%\">845 kg<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n<p>Immerhin, 845 kg ist mehr als Messenger ohne Treibstoff wog (600 kg) und von 4.100 kg Startmasse von Bepi Colombo kommen auch nur 1.450 kg im Merkurorbit an.<\/p>\n<p>Mann kann jedoch dies noch optimieren. Die erste Optimierung ist es, wieder auf die acht zus&auml;tzlichen Triebwerke zu verzichten. Das erh&ouml;ht zwar die Reisedauer, aber spart 150 kg Gewicht ein. Zudem hat die Ma&szlig;nahme einen weiteren Effekt. Die hohe Geschwindigkeits&auml;nderung bei der Perihelabsenkung kommt dadurch zustande, das sich die Sonde schnell Merkur n&auml;hert, Betriebsende ist in 64 Millionen im Distanz, also schon unterhalb des Orbits von Merkur. Beschr&auml;nkt man sich auf den Betrieb nahe des Aphels und baut die Geschwindigkeit nicht so schnell ab, so sieht die Bilanz besser aus:<\/p>\n<table width=\"100%\" cellspacing=\"0\" cellpadding=\"4\">\n<colgroup>\n<col width=\"64*\" \/>\n<col width=\"64*\" \/>\n<col width=\"64*\" \/>\n<col width=\"64*\" \/> <\/colgroup>\n<thead>\n<tr valign=\"TOP\">\n<th width=\"25%\">Phase<\/th>\n<th width=\"25%\">Dauer<\/th>\n<th width=\"25%\">Treibstoffverbauch<\/th>\n<th width=\"25%\">dV<\/th>\n<\/tr>\n<\/thead>\n<tbody>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"25%\">Erdumlaufbahn<\/td>\n<td width=\"25%\">263 Tage<\/td>\n<td width=\"25%\">572 kg<\/td>\n<td width=\"25%\">7.012 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"25%\">Perihelabsenkung<\/td>\n<td width=\"25%\">395 Tage<\/td>\n<td width=\"25%\">655 kg<\/td>\n<td width=\"25%\">9.882 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"25%\">Aphelabsenkung<\/td>\n<td width=\"25%\">1147 Tage<\/td>\n<td width=\"25%\">379 kg<\/td>\n<td width=\"25%\">7.054 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n<p>Der Treibstoffverbrauch ist etwas geringer, 98 kg weniger. Zusammen mit dem eingesparten Gewicht der Ionentriebwerke erh&ouml;ht das die Nutzlast um 262 kg auf 1107 kg. Daf&uuml;r erreicht die Missionsdauer nun die von Bepi Colombo, das den Ionenantrieb auch nur kurzzeitig w&auml;hrend des Perihels nutzen kann. Viel besser wird es nicht, denn mit 15,9 km\/s bin ich nur noch 3,1 km\/s &uuml;ber dem chemischen Antrieb, was bei dieser Sonde maximal 146 kg mehr Nutzlast ausmacht. Die Missionsdauer aber noch weiter anheben w&uuml;rde.<\/p>\n<p>Es steht dann noch das Einfangen in einen Merkurorbit an. Bepi Colombo macht das chemisch, das Ionenantriebsmodul wird abgetrennt, wenn die Sonde in einem Haloorbit, einem lang gestreckten Orbit um den Merkur angekommen ist. Die restlichen Bahnkorrekturen macht die Sonde chemisch, wof&uuml;r etwa ein Drittel der Masse an Treibstoff genutzt wird. Ich denke, wenn es schon Ionentriebwerke an Bord sind, dann kann man sie auch daf&uuml;r einsetzen. Das grundlegende Problem ist in dieser Phase der niedrige Schub, sodass das Einfangen sehr lange dauert und bei Problemen eventuell nicht gelingt. So kann ein chemischer Antrieb durchaus sinnvoll sein. Aber er muss nicht die ganze Geschwindigkeit abbauen, sondern nur die Differenz zur Fluchtgeschwindigkeit. Das sind einige Hundert Meter pro Sekunde. Die gesamte Absenkung des Orbits (bei Bepicolombo auf ein Apherm von 1.200 km) k&ouml;nnte man mit Ionentriebwerken durchf&uuml;hren. Sie sind auch danach von Nutzen. Denn ein Orbit um Merkur ist aufgrund der Sonnenn&auml;he langfristig instabil. <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/messenger-mission2.shtml\">Messengers Mission<\/a> ging zu Ende, als die Sonde keinen Treibstoff mehr hatte, um die laufende Absenkung des Periherms zu verhindern. Ionentriebwerke haben einen zehnmal h&ouml;heren spezifischen Impuls, die zus&auml;tzliche Treibstoffmenge ist vernachl&auml;ssigbar gegen&uuml;ber dem Aufwand, um in einen Orbit zu gelangen, sodass die Sonde \u2013 wenn andere Probleme wie z.B. die Abschirmung der Hitze \u2013 nicht ihre Funktion beeintr&auml;chtigen viel l&auml;nger im Orbit bleiben k&ouml;nnte. Warum man bei BepiColombo zwar Ionentriebwerke im MTM aber nicht im Merkurorbiter einsetzt und so die Lebensdauer der Sonde verl&auml;ngert, ist etwas was ich zum Beispiel nicht verstehe.<\/p>\n<h3 class=\"western\">Fazit<\/h3>\n<p>Die Vega k&ouml;nnte zwischen 850 und 1.100 kg zum Merkur bringen. Selbst wenn man dort noch etwas chemischen Treibstoff ben&ouml;tigt um einen Orbit zu erreichen ist dies ein deutlicher Zugewinn. Messenger wog trocken 600 kg und wurde von einer<a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/delta-1000.shtml\"> Delta 2H<\/a> (Nutzlast rund 7 t in einen Erdorbit) gestartet. BepiColombo bringt rund 1,5 t in eine Merkurbahn und wurde mit einer <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/ariane-5-evolution.shtml\">Ariane 5 ECA<\/a> (Nutzlast rund 21 t in den Erdorbit) gestartet. Die hier skizzierte Sonde liegt dazwischen, aber die Vega E hat nur 3,6 t Nutzlast in eine Erdumlaufbahn und kostet signifikant weniger (Delta 2H etwa 85 Millionen Dollar pro Start, Ariane 5 ECA etwa 170 Millionen Euro pro Start Vega rund 32 Millionen Euro pro Start).<\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"<div class=\"pvc_clear\"><\/div>\n<p id=\"pvc_stats_14709\" class=\"pvc_stats all  \" data-element-id=\"14709\" style=\"\"><i class=\"pvc-stats-icon medium\" aria-hidden=\"true\"><svg aria-hidden=\"true\" focusable=\"false\" data-prefix=\"far\" data-icon=\"chart-bar\" role=\"img\" xmlns=\"http:\/\/www.w3.org\/2000\/svg\" viewBox=\"0 0 512 512\" class=\"svg-inline--fa fa-chart-bar fa-w-16 fa-2x\"><path fill=\"currentColor\" d=\"M396.8 352h22.4c6.4 0 12.8-6.4 12.8-12.8V108.8c0-6.4-6.4-12.8-12.8-12.8h-22.4c-6.4 0-12.8 6.4-12.8 12.8v230.4c0 6.4 6.4 12.8 12.8 12.8zm-192 0h22.4c6.4 0 12.8-6.4 12.8-12.8V140.8c0-6.4-6.4-12.8-12.8-12.8h-22.4c-6.4 0-12.8 6.4-12.8 12.8v198.4c0 6.4 6.4 12.8 12.8 12.8zm96 0h22.4c6.4 0 12.8-6.4 12.8-12.8V204.8c0-6.4-6.4-12.8-12.8-12.8h-22.4c-6.4 0-12.8 6.4-12.8 12.8v134.4c0 6.4 6.4 12.8 12.8 12.8zM496 400H48V80c0-8.84-7.16-16-16-16H16C7.16 64 0 71.16 0 80v336c0 17.67 14.33 32 32 32h464c8.84 0 16-7.16 16-16v-16c0-8.84-7.16-16-16-16zm-387.2-48h22.4c6.4 0 12.8-6.4 12.8-12.8v-70.4c0-6.4-6.4-12.8-12.8-12.8h-22.4c-6.4 0-12.8 6.4-12.8 12.8v70.4c0 6.4 6.4 12.8 12.8 12.8z\" class=\"\"><\/path><\/svg><\/i> <img loading=\"lazy\" decoding=\"async\" width=\"16\" height=\"16\" alt=\"Loading\" src=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-content\/plugins\/page-views-count\/ajax-loader-2x.gif\" border=0 \/><\/p>\n<div class=\"pvc_clear\"><\/div>\n<p>Ich schlie&szlig;e mit dem heutigen Blog an die beiden letzten an, insbesondere dem Letzten mit der Skizzierung einer Marsmission. 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