Maximale Dauer für die bemannte Rückkehr im Mondorbit: 30 Tage.<\/li>\n<\/ul>\nDaraus errechnet sich folgendes:<\/p>\n
Ionentriebwerk:
\nSpezifischer Impuls: 44150 m\/s
\nStromverbrauch 5000 W
\nSchub 0,15 N
\nWirkungsgrad 66 Prozent
\nGewicht eines Triebwerks 7 kg
\nTreibstoffverbrauch 3,4 mg
\nGewichtsbilanz:
\nStrukturgewicht: 1200 kg
\nTreibstoff: 7972 kg
\nTankgewicht: 1331 kg
\nTriebwerkszahl 193
\nTriebwerksgewicht: 1351 kg
\nNutzlast: 32000 kg
\nStartgewicht: 55855 kg
\nSolargenerator:
\nLeistung: 80 W\/kg
\nGewicht: 12000 kg
\nMittlere Distanz zur Sonne: 150,0 Mill km
\nLeistung bei der Distanz 79 W\/kg
\nBahndaten:
\nGeschwindigkeit um die Erde zu verlassen: 5500 m\/s
\nGeschwindigkeit um die Mondumlaufbahn zu verlassen: 1300 m\/s
\nGesamte Geschwindigkeit: 6800 m\/s
\nGesamte Reisedauer: 261 Tage
\nDavon in der Erdumlaufbahn (12 h\/d) 232 Tage
\nDavon in der Sonnenumlaufbahn (24 h\/d) 29 Tage<\/p>\n
Bei einer Startmasse von etwas unter 56 t (das ist die Nutzlast einer Delta IV Heavy mit sechs Boostern in eine 600 km hohe Kreisbahn) werden so 32 t in einen Mondorbit und zurück befördert. Gedacht ist an folgende Vorgehensweise:<\/p>\n
Die erste Delta IV XXL startet mit der Ionenantriebstufe den Mondlander in den Mondorbit und verbleibt dort<\/p>\n
Die zweite Delta IV XXL startet normal chemisch nur mit 1.000 m\/s Kurskorrekturkapazität das reicht aus um in einen Mondorbit zu gelangen. Dort koppelt sie an den Mondlander ab während die Ionenantriebsstufe abkoppelt und in Wartestellung geht. Nach dem Umstieg der Besatzung und Landung auf dem Mond folgt die Forschungsmission und nach einigen Tagen kommt die Rückreise. Nach dem Umstieg in das CSSM wird die Aufstiegsstufe abgekoppelt und die Ionenantriebsstufe angekoppelt.<\/p>\n
Sie befördert die Besatzung zurück zur Erde. Das hat zwei Vorteile: Es wird Treibstoff gespart und bei 1300 m\/s Kurskorrekturfähigkeit ist die Aufenthaltszeit im Mondorbit gering.<\/p>\n
Chemisch sind maximal 14,4 t mit derselben Rakete in einen Mondorbit bei der selben Trägerrakete möglich. Das ermöglicht es nicht nur einen mehr als doppelt so schweren Lander mitzuführen, sondern auch das CSM kann leichter sein, da der Treibstoff für die Rückreise nicht benötigt wird. Es benötigt nur 1000 m\/s zum Einbremsen in den Orbit. Das macht eine Trockenmasse von 14,6 t möglich. Apollo hatte nur eine Trockenmasse von 12,2 t. Mit Treibstoff zur Rückreise hätte die Trockenmasse maximal 10,7 t betragen dürfen, was nur für eine deutlich kleinere Kapsel als bei Apollo reichen würde.<\/p>\n
Die zwei Flüge sind in etwa äquivalent einer chemischen Rakete mit 80 t Nutzlast in die LTO Bahn. Die rund 2,4 t größere Trockenmasse des CSM würde eine größere Kapsel für 4 Astronauten zulassen. Analog der nun 32 t schwere Mondlander Er ist doppelt so schwer und würde die Landung aller vier Astronauten ermöglichen. Ein weiterer Start mit dem Ionenantriebsmodul könnte auch ein Labormodul von eta 14-15 t Masse auf dem Mond absetzen – genügend Gewicht für schwere Ausrüstung oder eine kleine Wohnung für einige Tage (wie schon in Teil 1 geschrieben dauert eine Mondnacht 14 Erdtage, dabei sinken die Temperaturen bis unter -100?C ab. Daher wird zumindest bei der ersten Phase der Aufenthalt auf den Mondtag von maximal 14 Tagen dauer beschränkt sein).<\/p>\n
Es wäre interessant festzustellen, ob es eine Untersuchung gibt, wie weit die Passage im Van Allen Strahlungsgürtel gefährlich ist. Ersetzt man z.B. die Solarzellen durch welche mit 175 W\/kg Leistungsdichte, also dem was heute zumindest experimentell möglich ist, so wäre die gesamte Reise sogar mit einer 60 t Rakete denkbar. Ein Lander von 16,4 t Masse und ein CSM von 11 t Masse (ohne Treibstoffe und Antrieb). Ein Ionennantriebsmodul würde es die gesamte Kombination in 91 Tagen zum Mond und in 10 Tagen zurück befördern. Wahrscheinlich ist das aber mit einer kleinen Apollokapsel nicht zu machen und eine größere Raumstation in der Mondumlaufbahn braucht man eigentlich nicht.<\/p>\n
Apollo 2.0 mit einer Delta IV Heavy – das ist Innovation. Eine neue Schwerlastrakete zu bauen und alles zu wiederholen – das ist der Rückgriff auf das Gestrige. Ein Symptom für den Rückschritt und Stillstand den die bemannte Raumfahrt seit einigen Jahren schon prägt. Denn natürlich gibt es hier Herausforderungen – Dawns Solar Array das ich für die Berechnung nutzte, hat gerade mal 10,5 kW Leistung – hier wird ein fast 100 mal größeres benötigt. Kann man solche großen Strukturen noch bauen und im All entfalten?<\/p>\n
Das gleiche gilt für die Triebwerke. Dawn setzte fünf ein. Hier sind es 193 – fast vierzigmal mehr. Es sollten also größere eingesetzt werden, die erst entwickelt werden müssen. Dann haben diese ein kleines Temperaturproblem – etwa 30%-40% setzen die Triebwerke heute als Wärme frei. Das sind etwa 288-384 kW Abwärme auf engstem Raum. Auch ein Problem das gelöst werden muss. Bis diese Technologie zur Verfügung steht muss genauso viel Entwicklungsarbeit geleistet werden wie damals bei der Saturn V – aber es ist wenigstens eine Neuentwicklung und sie ist nötig, denn für Marsexpeditionen müssen dann nicht 130-180 t in eine Erdumlaufbahn befördert werden, sondern je nach Plan (es gibt da etliche Vorschläge ) zwischen 600 und 1000 t – und da lohnt es sich dann wirklich!<\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"
Zur Erinnerung: In den ersten beiden Teilen habe ich deutlich gemacht, dass bei einem neuen Mars\/Mondprogramm (vor allem beim Letzteren) ein Großteil der Kosten für die Entwicklung einer Schwerlastrakete entfällt und diese durch mehrere Flüge einer 50-70 t Rakete ersetzt werden könnte. Mit zwei Flügen einer 60 t Rakete wäre Apollo zu ersetzen, mit drei […]<\/p>\n","protected":false},"author":169,"featured_media":0,"comment_status":"open","ping_status":"open","sticky":false,"template":"","format":"standard","meta":{"_jetpack_newsletter_access":"","_jetpack_dont_email_post_to_subs":false,"_jetpack_newsletter_tier_id":0,"_jetpack_memberships_contains_paywalled_content":false,"_jetpack_memberships_contains_paid_content":false,"footnotes":""},"categories":[3],"tags":[54,817,520,818,1517],"class_list":["post-3441","post","type-post","status-publish","format-standard","hentry","category-raumfahrt","tag-apollo","tag-csm","tag-ionenantrieb","tag-lm","tag-schwelastrakete","entry"],"a3_pvc":{"activated":false,"total_views":616,"today_views":0},"jetpack_featured_media_url":"","jetpack-related-posts":[{"id":13379,"url":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2018\/05\/09\/die-nutzlasten-der-nicht-gebauten-saturn\/","url_meta":{"origin":3441,"position":0},"title":"Die Nutzlasten der nicht gebauten Saturn","author":"Bernd Leitenberger","date":"9. 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