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Unbemannte Marsbodenprobengewinnung

Einleitung

Seit 1997 wird von der NASA als langfristiges Ziel die Gewinnung von Bodenproben auf dem Mars genannt. Allerdings ist seitdem auch der Zeitpunkt für eine solche Mission 10 Jahre in der Zukunft. Pläne dafür gab es schon früher. In den siebziger Jahren setzten die Russen auf Starts der N-1, die USA dachten an eine modifizierte Viking Landermission. Diese Missionen sind jedoch unselektiv gewesen. Sie haben die Bodenprobe direkt an der Landestelle entnommen. Es gab keine Möglichkeit diese zu verlassen. Heute denkt man weiter und will Bodenproben gezielt gewinnen, selektieren, so wie dies auch Astronauten tun würden. schließlich haben wir ja schon Marsgestein auf der erde - es gibt eine Reihe von Meteoriten, deren chemische Zusammensetzung zu den Analysen der Raumsonden passt. Sie wurde bei einem Einschlag freigesetzt und gelangten später zur Erde.

Ich möchte mal skizzieren, wie eine Mission aussehen könnte, die unbemannte Bodenproben zur Erde zurückbringt. Im ersten Teil will ich mal die Anforderungen skizzieren. Es ist eine Idee, es gibt keine Pläne für eine solche Mission.

Missionsablauf

Primär wird die Mission von der Himmelsmechanik diktiert. Wie bei normalen Marsmissionen gibt es ein Startfenster alle 26 Monate. In diesem Abstand stehen Mars und Erde so zueinander, dass man mit dem geringsten Aufwand zum Mars starten kann. Dort angekommen, hat die Erde aber Mars überholt, sodass man mit vertretbarem Energieaufwand nicht zur Erde zurückkehren kann.

Früher wollte man kurze Missionszeiten haben und erwog daher die Reise zum Mars auf energetisch ungünstigen schnellen Routen, um dann nach wenigen Tagen zurückzufliegen, bevor der Energieaufwand zu hoch wird - auch hier auf einer kurzen Route. Man benötigt dafür sehr viel Treibstoff. Daher zwingend nukleare Triebwerke, weil es mit dem chemischen Antrieb fast nicht möglich ist, die hohen dafür benötigten Geschwindigkeiten zu erreichen.

Heute würde man auf dem Mars verbleiben, bis das nächste Startfenster sich öffnet - das ist 26 Monate nach dem Start von der Erde der Fall. Das bedeutet die Verweilzeit auf dem Mars beträgt inklusive Rückreise 26 Monate - Die Rückreisezeit, das sind je nach Position rund 6-8 Monate geht davon ab. So kommt man auf 500-550 Tage Aufenthalt auf dem Mars und eine Gesamtmissionsdauer in der Größenordnung von 32 bis 34 Monaten.

Aus dieser Verweildauer resultiert auch, dass man nicht einfach wie bei den Luna-Sonden eine Probe zieht, wo man landet. Man hat Zeit genug hat die richtige(n) Proben zu nehmen. So ergibt sich fast zwangsläufig eine erste Entscheidung: Man benötigt einen Roboter zum Probensammeln und eine zweite Mission, welche die Probe zurückbringt. Das dies in nicht in einer Mission möglich ist, dürfte klar sein. Für den Rückflug benötigt man viel Treibstoff, denn man mal nicht so einfach mal über den Mars kutschiert.

Danach kommt der Rückstart zur Erde. Es macht bei der Erde wenig Sinn abzubremsen, um die Proben von der ISS bergen zu lassen und dann zurückzuführen. Dazu benötigt man genauso viel Treibstoff wie um vom Mars wegzukommen. Zudem wäre es riskant, denn eine Möglichkeit Proben an die ISS anzudocken gibt es nicht. Sodass man sie wohl mit dem Roboterarm einfangen und bei einem Außeneinsatz bergen müsste. Wahrscheinlicher aber gibt es die ISS nicht mehr, wenn eine solche Mission angegangen wird

Energetische Überlegungen und technische Einschränkungen

Fangen wir mal mit der Energiebilanz an. Der Start von der Erde zum Mars unterscheidet sich nicht viel von dem einer normalen Mission. Je nach Bahn benötigt man relativ zu einer 200-km-Parkbahn eine Geschwindigkeit von 3,6 bis 3,9 km/s. (alle Angaben für Hohmannbahnen minimaler Energie). Dort gibt es die erste Entscheidung: Man kann nun direkt landen. Dann bremst ein Hitzeschutzschild, ein Fallschirm und etwas Treibstoff die Sonde ab. Die Alternative wäre es, nur einen Teil der Sonde direkt landen zu lassen. Einen zweiten Teil sollte in eine Umlaufbahn einschwenken, wofür dieser dann je nach Bahn zwischen 0,8 und 2,1 km/s an Geschwindigkeit vernichten muss. Das kostet zwar zuerst Treibstoff. Doch es ergibt sich ein anderer Vorteil. Anstatt direkt zur Erde zurückzustarten, reicht es zuerst eine niedrige Marsumlaufbahn zu erreichen und dort mit diesem Vehikel zu koppeln und dann zurück zu starten. Der Treibstoff, der von der Umlaufbahn für den Rückstart benötigt wird, muss aber dann nicht erst von der Marsoberfläche bis in die Umlaufbahn befördert werde. Dies ist energetisch viel ungünstiger, als ihn in einen Orbit einzubremsen.

Das Einschwenken in den Orbit und die Landung aus diesem ist heute nicht mehr nötig. Die Landeellipsen werden von Mission zu Mission immer kleiner und die Marsoberfläche ist heute gut bekannt und Landegebiete können mit <1 m Auflösung aus dem Orbit erfasst werden. So ist heute eine Punktlandung in einem interessanten Gebiet möglich. Es ist auch möglich, einen Rover zum Sammeln der Proben nahe der Hauptsonde niedergehen zu lassen.

Technisch ergibt sich die Notwendigkeit, während der interplanetaren Phase Kurskorrekturen durchzuführen. Man benötigt auch einen dauernden Kontakt zur Sonde, um Telemetrie zu erhalten und die Bahn zu vermessen. Daher benötigt man eine Art Bus, der zumindest die Fähigkeit hat, zu navigieren, zu kommunizieren und den Kurs zu korrigieren. Das ist das, was man bei den letzten Raumsonden als "Cruise Stage" bezeichnete. Da dieser Teil die Reise zum Mars und zurückmacht, sollte er so leicht wie möglich sein und minimal ausgerüstet, also keine wissenschaftliche Mission anstreben. Denkbar wäre eine Nutzung als Kommunikationsrelay, da man dafür nur eine Antenne und einen Empfänger braucht. Beides dürfte schon wegen der Kommunikation mit der Erde vorhanden sein.

Diesen Bus zu landen macht wenig Sinn, denn er ist dort weitgehend nutzlos und müsste auch wieder in den Orbit gebracht werden. Daher ergibt sich aus technischer Sicht fast zwangsläufig, dass man nur einen Teil der Sonde landet und den Zweiten in einer Umlaufbahn parkt.

Es ist sinnvoll, den Roboter der die Bodenproben sammelt, getrennt zu starten. Auch weil schon der Landeapparat sehr schwer sein wird und man es dann einfacher hat den Rover abzuseilen und auch Platz gespart wird. So ergibt sich die Forderung nach zwei Missionen: Einer kleineren, die den Probensammler zum Mars bringt und einer Größeren mit einem Landeapparat, welcher vor allem aus einer Raketenstufe und einer Kapsel mit einem Hitzeschutzschild besteht, sowie einem Orbiter welche die Landesonde zum Mars bringt und den Bodenprobenbehälter zurück zur Erde.

Man kann dies natürlich noch weiter untersuchen. So ist eine Möglichkeit, den Treibstoff auf dem Mars zu gewinnen. Doch erscheint dies nur für eine sehr kleine Probenkapsel nicht so lohnenswert, als wenn man eine dicke Raumkapsel und die Astronauten transportieren in den Orbit muss. Der Aufwand für eine Triebstofffabrik ist aber nicht so viel kleiner. Kryogene Treibstoffe würden die Nutzlast stark erhöhen. Aber auch sie erfordern unter Marsbedingungen einen hohen Kühlaufwand, weil selbst die Nachttemperaturen um 120 Grad über dem Siedepunkt von flüssigem Sauerstoff und um 190 Grad über dem von flüssigem Wasserstoff liegen. Daher vermute ich, sind wohl lagerfähige Treibstoffe die bessere Wahl. Sie sind übrigens auch nicht unproblematisch, denn sie können nun schon ausfrieren und müssen beheizt werden.

Die Bodenprobengewinnung

Nach der Einleitung komme ich heute zu dem ersten Element, das man benötigt, einen Rover der Bodenproben sammelt. Die Anforderungen sind recht einfach zu charakterisieren:

Es bietet sich an, als Ausgangsbasis ein existierendes Gefährt zu nehmen. In meinem Plan ist die Basis das MSL. Das MSL hat einige Vorteile, die für eine solche Mission wichtig wären. Zum einen hat er durch die nukleare Energieversorgung ein oben offenes Deck. Hier kann man die Probenbehälter anbringen, die dann auch leicht erreichbar sind. Beim Einsatz von Solarzellen wäre dies erheblich schwieriger. Weiterhin ist so die elektrische Leistung höher als bei Solarzellen.

Der Rover sollte sehr mobil sein, damit er ausgehend vom Landeort möglichst viele Plätze erreichen kann, die unterschiedliche geologische Formationen aufweisen. Auch hierfür ist die nukleare Energieversorgung wegen ihrer höheren Leistung vorteilhaft.

Darüber hinaus verfügt das MSL über einige Instrumente, um Gesteine ohne Analyse zu untersuchen.

Jedoch gibt es einige Anforderungen, die zeigen, dass das MSL nur eine Basisausführung sein kann. Wenn man die Probenbehälter auf dem Deck anbringt, so benötigt man einen zweiten Arm auf dem Deck, der besser die Behälter erhalten kann. Spätestens, wenn die Probenbehälter umgeladen werden müssen, ist es sinnvoll, zwei Hände zu haben. Dies kann jeder nachvollziehen, wenn er eine Kiste mit einem Arm umladen soll. Die Roboterarme an Bord der Raumsonden sind in der Bewegungsfreiheit mit dem menschlichen Arm vergleichbar.

Es bietet sich an, mehrere Behältergrößen in unterschiedlichen Behältern anzubieten. Nehmen wir an, das 50 x 50 cm Fläche für Proben zur Verfügung stehen, so könnte man mehrere Kästen von 50x50 cm Größe auf dem Deck positionieren - mit unterschiedlicher Aufteilung und Höhe, z.B. eines mit 10 x10 Fächern für Staub und kleine Steine bis hin zu einem von 25 x 25 cm Größe pro Fach für große Steine. Im ersten Fall würden 100 Probenfächer (vergleichbar einem Eiswürfelfach) zur Verfügung stehen, im zweiten Fall nur vier. Beim Umladen werden diese dann gestapelt. Das Deck vom MSL ist über 2 m breit und lang, bietet also genügend Platz für diese Fächer.

Für eine größere Mobilität muss einiges getan werden. Curiosity hat eine Spitzengeschwindigkeit von 90 m/Stunde. Doch im unwegsamen Gelände werden es deutlich weniger sein. Ein normaler GPHS-RTG würde zum einen mehr Leistung für eine höhere Spitzengeschwindigkeit liefern (285 gegenüber 125 Watt). Alternativ könnte man auch zwei der neuen Stirling RTG einsetzen. Nehmen wir eine Spitzenfahrtstrecke von 200 m/Stunde an und 8 Stunden Fahrtzeit pro Tag, so könnte der Rover in der Missionszeit von 500 Tagen rund 800 km zurücklegen. Also entweder viele Gebiete in einem größeren Radius untersuchen, oder sich von einem sicheren Landeort zu einem entfernten unwegsamen Ziel aufmachen.

Die Herausforderung liegt hier aber nicht im Fahrwerk, sondern der Steuerung. Bisher erfolgt die Steuerung so, dass die Kamerabilder auf der Erde genutzt werden, um die Strecke zu bestimmen. Der Fahrtweg wird vom Kontrollzentrum anhand dieser Bilder und Aufnahmen der Orbiter festgelegt. Wenn es keine Hindernisse gibt, so kann der Rover etwa 100 m am Tag fahren. Wenn wie bei Spirit schon kleine Steine vorhanden sind, ist die Strecke weitaus geringer. Um eine große Strecke zu bewältigen, muss der Rover autonomer werden. Er muss selbstständig die Kameras auswerten, Hindernisse erkennen und umfahren. Die Strecke ist daher eher als Sollvorgabe zu verstehen. Dazu benötigt der Rover eine adäquate Computerleistung. Mit den bisherigen Bordrechnern, die in etwa die Rechenleistung eines Pentium II Rechners aus dem Jahr 1997 aufweisen, ist dies nicht zu machen. Mit einer solcher Computerleistung wäre auch eine viel bessere Erfassung der Umgebung möglich. Denkbar wäre z.B., dass ein Instrument ein abbildendes Vis-IR Spektrometer ist. Der Rover macht in regelmäßigen Abständen Stopps. Das Spektrometer tastet einmal die gesamte Umgebung ab, und die einzelnen Spektren werden auf auffällige Gesteinssignaturen untersucht, z.b. mit einer Datenbank, die vorhanden ist. So kann er von der Vorgabe abweichen, einen interessanten Felsen zuerst weiter näher untersuchen und dann die Erde informieren, die über eine Probennahme entscheiden kann.

Die instrumentelle Ausrüstung kann aus einem Teilset der MSL-Instrumente bestehen:

Dazu käme als neues Experiment ein abbildendes Spektrometer wie TES an Bord der MER, nur eben deutlich höher auslösend. Bei einem Standarddetektor mit 640 x 480 Pixeln wäre z.B. bei einem 60-Grad-Blickwinkel eine räumliche Auflösung von 0,1 Grad möglich. Denkbar wären sicher auch weitere Experimente. Es gäbe zwei Gruppen zu unterscheiden: Experimente die eine weitere schnelle Charakterisierung der Umgebung oder potenzieller Bodenproben erlauben. Diese wären in der Primärmission wichtig um die richtigen Bodenproben zu gewinnen. Das Zweite sind weitere Experimente, die Analysen durchführen, die länger dauern wie die Experimente AXPS, SAM. Die für ihren Betrieb nötige mehrstündige Pause steht während der Primärmission nicht zur Verfügung.

Die Nutzung des Orbiters der Landesonde als Kommunikstionsrelais erlaubt es auch einen guten Teil der dabei gewonnenen Spektren zu übertragen, wodurch natürlich die Marsforschung profitiert.

So gibt es zwei Möglichkeiten: Das eine ist eine Modifikation des MSL - denkbar, wenn man es in nächster Zeit angehen würde. Es würde dann ein Spektrometer auf dem Mast erhalten, eine leistungsfähigere Energieversorgung und einen Arm, sowie eben die Probenbehälter auf dem Deck inklusive Halterungen. Da eine Atlas 531, welche das MSL startete, rund 4.050 kg zum Mars befördern kann, das MSL aber nur 3.400 kg wiegt, wäre ein etwas schwerer Rover auch transportierbar. Eine solche Modifikation wäre aber auf eine kleine Landezone beschränkt. Basierend auf den Spezifikationen des MSL würde der Rover maximal 15 bis 20 km zurücklegen.

Das zweite wäre eine Neukonstruktion, bei dem auch das Fahrwerk für größere Strecken ausgelegt ist und das über eine Computerleistung verfügt, die viel mehr Autonomie ermöglicht, als dies bisher möglich ist. Damit wären neue Szenarien möglich, wie z.B. das Landen im Inneren des Valles Marineris und Fahren durch das Tal oder die Landung in der Caldera des Olympus Mons und Erkundung des Vulkans. Unwegsame Gebiete sind so nicht passierbar, aber immerhin erlaubt eine Fahrtstrecke von mehreren Hundert Kilometern die Erkundung eines größeren Gebiets.

Die Landemission und Bodenprobenrückführung

Kommen wir zu dem Hauptbestandteil der Mission: Der Sonde, welche die Bodenproben vom Mars zur Erde zurückbringt. Zwei Vorüberlegungen helfen, hier einige Parameter festzulegen.

Wir haben zum einen den Bus. Er ist für die Kommunikation während der Hin/Rückreise zuständig. Er führt Kurskorrekturen aus und setzt die Landekapsel korrekt auf dem Mars ab und die Rückkehrkapsel wieder auf der Erde aus. Das bedeutet, dass dieser über gewisse Fähigkeiten verfügen muss, was sich in einer Masse von einigen Hundert Kilogramm niederschlägt. Wie schon erläutert macht es keinen Sinn, diesen Bus zu landen. Es ist sogar vorteilhaft, dass er in einer elliptischen Marsbahn verbleibt, weil man sonst doppelt so viel Treibstoff für das Verlassen des Mars benötigt. Er würde idealerweise in einer 24,6 Stundenbahn verbleiben, in der er in der Apoapsis mehrere Stunden lang sich vom Landeort aus gesehen kaum bewegt, und so als Kommunikationsrelay eignet.

Bei einer gegebenen Mindestmasse für den Bus steht die Treibstoffmenge, die für das Erreichen des Mars und zurück benötigt wird fest, damit auch die Mindestmasse für diesen Teil der Mission. Der Rest entfällt dann auf die Landesonde. Daher ist es sinnvoll, die nutzlaststärkste Trägerrakete einzusetzen, die man hat, da dann der Anteil der Landesonde immer höher wird.

Die Landesonde besteht aus drei Teilen. Das eine ist der aerodynamische Schutzschild, der sich nicht großartig von den früheren Missionen unterscheidet, nur eben größer ist. Das Zweite ist die Lande-/Rückstartsonde. Die Landesonde bremst das Gefährt zuerst mit ihren Triebwerken ab. Auf dem Mars angekommen, ist sie die Startplattform für die Rückstartsonde. Dazu muss diese massiver gefertigt sein. Sie benötigt Landebeine, eine Stromversorgung, Kommunikationssysteme, sie muss auch die Vorrichtung enthalten, die es erlaubt, Bodenproben umzuladen. Der Treibstoffvorrat ist dagegen klein. Er dient eigentlich nur dazu, die nach Abtrennung der Backshell noch etwa 200 m/s schnelle Sonde abzubremsen. Dazu benötigt man nur wenig Treibstoff. Da in der aerodynamischen Hülle der Platz begrenzt und die Höhe limitiert ist, bietet es sich an, die Landesonde um die Rückstartsonde herum zu bauen, die sich dann in der Mitte befindet und praktisch die Landesonde als Startplattform nutzt. Denkbar wäre die Konstruktion in Form eines U, dann steht eine Bucht zur Verfügung, wo man in geringer Höhe einen freien Zugang zu der Rückkehrkapsel hat.

Die Landeplattform setzt einen RTG für die Stromversorgung ein. Primär deswegen, weil sonst bei Marsbedingungen die Treibstoffe ausfrieren würden. Die Abwärme reicht aus, dies zu verhindern. Eine Antenne kann sowohl Daten übertragen, wie auch als Peilsender genutzt werden. Kameras erlauben es, die Umgebung zu erfassen und das Umladen zu überwachen. Experimente wird es kaum geben. Vielleicht eine Meteologiestation. Was denkbar wäre, wäre eine Pumpe in den Tanks. Die Treibstoffvorräte werden für jede Eventualität ausgelegt sein. Reste könnte man mit einer Pumpe in die Rückstartstufe umpumpen. So könnte man die Nutzlast dieser maximieren. Deren Tanks dürften dann erst vor dem Start unter Druck gesetzt werden, sonst ist dies nicht möglich.

Eine leichtgewichtige Konstruktion wird dagegen für die Rückstartstufe benötigt. Sie muss die Bodenproben von der Marsoberfläche in eine Umlaufbahn bringen, wofür man mindestens eine Geschwindigkeit von 5 km/s erreich muss. Bei lagerfähigem Treibstoff sinkt dabei die Masse auf ein Fünftel ab, wovon dann noch Tanks und Triebwerk, Steuerung und Rückkehrkapsel abgehen. Das bedeutet nur ein sehr kleiner Anteil der Rückstartstufe werden Bodenproben sein. Um diese zu maximieren, sollte diese selbst keine sehr große Intelligenz aufweisen, keine schwere Steuerung. Idealerweise ist es ein Triebwerk mit den Tanks, einer einfachen Steuerung und eben die Rückkehrkapsel. Im Orbit angekommen sollte die Steuerung deaktiviert werden und Solarzellen auf der Stufe liefern genügend Strom für einen Peilsender und einige Blinklichter.

Das bedeutet, dass der Orbiter die Ankopplung selbstständig durchführen muss und der aktive Teil ist. Es gibt zwar Erfahrungen der unbemannten Kopplung aus dem Erdorbit, aber diese sind nicht vergleichbar. Zwei Prinzipien kamen bisher zum Einsatz: Die Verwendung von Nahbereichssensoren wie Radar (Progress) oder Lidar (ATV, HTV). In den letzten Jahren als System ohne Entfernungsbeschränkung die Nutzung von GPS, um die relative räumliche Position und Geschwindigkeit festzustellen. GPS scheidet schon aufgrund des fehlenden Netzwerks aus. Die Vermessung der Bahn, die man auf der Erde vom Boden auch betreiben kann, auch. Ein aufwendiges System, das eine Kopplung oder auch nur eine Rückmeldung beim Rendezvous gibt, scheidet aus. Die Ankopplung im Marsorbit sehe ich als die größte technische Herausforderung. Hilfe von der Erde ist wegen der langen Funklaufzeiten kaum möglich. Was möglich erscheint, ist eine Vermessung des Funksignals durch zwei Orbiter (den Bus und einen anderen Marsorbiter von denen es derzeit drei aktive gibt). Aufgrund der unterschiedlichen Position ist so eine Triangulationsbestimmung möglich. Das kann zur Bahnbestimmung genutzt werden. Die Annäherung erfolgt dann durch die Registrierung der Leuchtsignale. Es kann auch der Orbiter RADAR zur Abstandsbestimmmung und der Bestimmung der relativen Geschwindigkeit nutzen.

Eine Ankopplung erfordert einen Kopplungsadapter und vor allem eine sehr genaue Positionierung. Das erscheint mir aufwendig, sowohl vom Gewicht wie auch dem Aufwand. Einfacher ist es sicher, wenn der Orbiter die Kapsel nur einfängt. Ich schlage hier eine Art Krallensystem vor. Wie die Finger einer Hand einen Ball umschließen, sollte dieses die Kapsel umfassen, die sich dann von ihrem letzten Rest, der ausgebrannten Stufe und Steuerung trennt (durch Sprengbolzen). So kann die Rückreise angetreten werden. Vor dem Wiedereintritt kann entweder die Kralle sich wieder öffnen oder der Bus verglüht und die Kapsel überlebt den Wiedereintritt.

Die Kapsel selbst wird wohl Kugel oder Kegelform haben. Von Bedeutung wird sein, das man die Bodenproben einfach umladen kann. Idealerweise ist eine Seite der Kapsel eine Tür mit Schnappgelenken, ähnlich bei Schlössern. Beim Start ist sie in seitlicher Lage fixiert und so die Kapsel an einer Seite offen. Dies erlaubt es, die Probenbehälter, die ja feste Abmessungen haben, wie eine Palette übereinander zu stapeln. Dies kann vom Lander aus mit dem Arm erfolgen, man braucht keinen Kran oder Aufzug auf der Landestufe. Vor dem Start wird die Fixierung durchtrennt und Federn ziehen die Tür zu. Diese Konstruktion wäre ideal bei einer runden Kapsel. Bei einem Kegelstumpf ist die beste Zugänglichkeit dagegen von unten gegeben, was eine Art Aufzug nötig macht.

Die Mission

Nun will ich nun die Mission selbst skizzieren. Wir haben zwei Starts - den einer Atlas mit dem kleineren Rover, der die Bodenproben sammelt und den einer Delta Heavy oder Ariane 5 ECA, mit dem eigentlichen Gefährt zur Bodenprobengewinnung. Letzteres braucht, damit es nicht nur wenige Kilogramm Gestein sind, die Träger mit der größtmöglichen Nutzlast. Das wäre nach derzeitigem Stand die Delta IV Heavy mit 7,5 bis 8 t t zum Mars.

Da zwei Träger involviert sind, kann man beide gleichzeitig starten, und beide auf dieselbe Route schicken. Sonst müsste man für einen ein Typ-I und das Zweite ein Typ-II Startfenster wählen. Der Rover muss nicht abbremsen. Er kann, wenn möglich auf einer schnelleren Route zum Mars fliegen. So kann man ihn schon durchchecken, bevor die Rückkehrstufe landet. Er kann schon vor der Ankunft der Landestufe Bodenproben gewinnen.

Wenn sich die Letztere nach 7-10 Monaten dem Mars nähert, trennt der Bus die Landestufe ab und bremst sich selbst in einen niedrigen Orbit ein. Denkbar wäre einer von 300 x 33.800 km. Dieser hat eine Umlaufszeit von 24 Stunden 40 Minuten, es ist ein geosynchroner Orbit um den Mars. Der Vorteil ist, dass der Orbiter nahe des Apogäums vom Lander aus über Stunden kaum bewegt, was die Datenübertragung sehr großer Datenmengen ohne eine hochbündelnde Antenne ermöglicht. Eine Mittelgewinnantenne reicht aus. Zudem gibt es dann für den Rückstart ein Startfenster pro Tag.

Die Landestufe wird nicht viel anders Viking landen: Zuerst abgebremst durch den Schutzschild, dann dessen Fallschirm, auf den letzten 1000 m dann durch die eigenen Triebwerken, gesteuert durch einen Radarhöhen- und Geschwindigkeitsmesser. Sie ist dann weitgehend inaktiv. Sie sendet nur Panoramen des Landeplatzes und Wetterberichte zur Erde.

Aktiv ist dagegen der Lander, der rund 500 Tage Zeit hat, möglichst viele Bodenproben zu sammeln. Er bewahrt sie auf den Behältern mit Raster auf dem Deck auf. Himmelsmechanisch muss nach 500 bis 550 Tagen der Rückstart erfolgen, sodass die reale Sammelzeit eher kleiner ist, schließlich braucht man Reservezeit und muss um Orbit noch ankoppeln. Zum Ende hin lädt er einen Behälter nach dem nächsten um, den größten nach unten, den kleinsten oben. Er entfernt sich vor dem Start, um diesen zu filmen. Zuletzt wird die Fixierung der Tür durchtrennt, sie schwenkt zurück und verschließt die Kapsel mit den Bodenproben und die Tanks werden unter Druck gesetzt. Die Rückstartstufe startet in einen Orbit, denselben wie ihn der Bus innehat. Dort ist sie passiv. Solarzellen auf der Oberfläche reichen gerade aus, um Strom für ein Peilsignal und Leuchtfeuer zu gewinnen. Der Bus sowie ein anderer Orbiter fangen das Peilsignal auf. Sie können durch Stärke, Dopplerverschiebung und Abstand zwischen den Impulsen jeweils den Abstand und die relative Geschwindigkeit bestimmen. Mit den  Daten von zwei Orbitern kann so die räumliche Position relativ zum Bus ermittelt werden, wobei auch die Erde Unterstützung liefern kann. Dies liefert die notwendigen Korrekturen der Bahn des Busses. Wenn er sich bis auf wenige Kilometer der Kapsel genähert hat, können Nahbereichssensoren aktiviert werden. Die Lichtblitze können, wenn sie monochromatisch sind von Kameras genutzt werden, um die räumliche Lage der Kapsel festzustellen. Das Radar liefert Daten über Abstand und Geschwindigkeit. Zum Schluss kommt die Kopplung zustande, wenn Sensoren in den offenen Krallen einen Kontakt signalisieren, dann schließen diese sich und fixieren die Kapsel.

Nun zündet im  marsnächsten Punkt das Triebwerk des Busses erneut und die Kombination macht sich auf den Weg zurück zur Erde. Dort öffnet sich die Kralle und die Kapsel landet geschützt durch den Hitzeschutzschild weich, während der Bus beim Eintritt in die Atmosphäre verglüht. Drucksensoren führen zur Öffnung von Fallschirmen, welche die Landegeschwindigkeit begrenzen und später zum Aufblasen von Airbags. Dazu muss der hintere Teil der Kapsel abgetrennt werden.

Der Rover kann nun zu einer erweiterten Mission aufbrechen. Er kann nun auch Instrumente für eine direkte Analyse nutzen, die vorher aus zeitlichen Gründen nicht möglich war, bzw. deren Zugänge  durch die Probenbehälter blockiert werden. Alternativ kann man seine Mobilität nutzen, um auf dem Mars zu fernen Zielen aufzubrechen. Wenn er, wie ich schrieb, tatsächlich 1,6 km am Tag zurücklegt, sollte er in einem Marsjahr bis zu 1000 km zurücklegen. Gelingt es. ihn auf langsame Fußgängergeschwindigkeit (4 km/h) zu beschleunigen, so kann er an einem Tag 32 km zurücklegen und in einem Marsjahr jedes Ziel auf dem Mares erreichen, selbst wenn es auf der entgegengesetzten Seite des Planeten liegt.

Das wäre in meinen Augen die beste Lösung, wenn es um das Nehmen von gezielten Marsproben geht. Es sind natürlich auch andere Lösungen denkbar. Die, mit dem technisch geringsten Aufwand, was die Entwicklung neuer Technologien und Risiken angeht, ist es direkt zu Landen, keinen Rover zum Sammeln der Bodenproben einzusetzen, sondern sie über einen Bohrer oder Greifer vor Ort zu gewinnen. Dann macht sich der (relativ kleine) Behälter mit einem Miniorbiter zurück zur Erde.

Diese Vorgehensweise spart natürlich den teueren Rover ein, auch gibt es kein riskantes Kopplungsmanöver im Orbit. Die Nachteile sind aber auch offensichtlich. Die Bodenprobe stammt vom Landeort - sie ist nicht ausgesucht. Wenn man Pech hat, ist es langweiliger Sand. Sie ist nicht selektiver als die Marsmeteoriten, die wir schon haben und die man umsonst bekommt. Die Menge ist zudem viel kleiner, da nun auch der ganze Treibstoff zum Verlassen des Mars und der Orbiter von der Marsoberfläche aus mit befördert werden. Die Kapsel wäre so sehr klein, vielleicht so groß wie die von Phobos-Grunt (8 kg) und die Menge an Bodenproben sicher auf 1-2 kg beschränkt.

Die Massenaufteilung

In letzten Teil will ich eine kleine Massenauflistung der Mission geben.

Die Simulation basiert auf folgenden Eckdaten:

Rückstartstufe
Kapsel: 200,0
Bodenproben: 33,3
Behälter: 33,3
Steuerung: 50,0
Summe: 316,7
Trockenmasse Rückkehrstufe: 410,0
Treibstoff Rückkehrstufe: 3280,0
Startmasse Rückkehrstufe: 3596,7
Trockenmasse Rückkehrstufe: 726,7
Geschwindigkeit: 5106,8


Landestufe:
Strukturmasse: 600,0
Tanks + Triebwerke 60,0
Tanks voll 480,0
Startmasse Landestufe: 1080,0
Startmasse mit Rückkehrstufe: 4610,0
Geschwindigkeitsänderung: 305,0
Aeroschild: 1600,7
Gesamtmasse Lander: 6210,7


Orbiter/Bus
Orbiter Trockenmasse: 300,0
Tanks 150,0
Tanks voll 1200,0
Startmasse bei der Rückkehr 980,7
Treibstoff: 303,6
Startmasse bei Einbremsung 999,5
Treibstoff Einbremsung:: 456,8
Treibstoff Kurskorrekturen 245,7
Orbiter Treibstoff Gesamt: 1006,1


Startmasse: 7710,7

Es sind so rund 33 kg Bodenproben gewinnbar. Eine höhere Ankunftsgeschwindigkeit schlägt vor allem auf den Orbiter durch, der wie man sieht jedoch der unkritische Teil ist (er wiegt nur 1420 kg beim Start). Springender Punkt ist der Strukturfaktor bei der Rückkehrstufe, kann er z.B. von 8 auf 9 erhöht werden, so erhöht dies die Bodenproben auf 40 kg zu erhöhen, also rund 20% mehr.

Beim Rover kann man die volle Startmasse einer Atlas V 531 ausnützen, das sind 600 kg mehr. Dieses Mehrgeweicht verteilt sich wie folgt:

bleibt Netto 460 kg (nimmt man die Startmassen die woanders angegeben sind, so sind es leider nur noch 131 kg, da nach einer anderen Quelle die Startmasse 3839 kg beträgt, hier sind Presskit und Website leider nicht identisch). Dazu kann der Lander um 50 kg leichter werden weil das chemische Labor entfällt. Dafür wird ein zweiter Arm rund 120 bis 170 kg mehr wiegen und ein GPHS 30 kg mehr, sodass von einem Mindestmehrgewicht ohne Behälter von 100 kg auszugehen ist.

Eine mögliche Mission:

Start am 5.12.2013, C3 = 9,35 km²/s²

Ankunft am 27.9.2014 mit C3 = 10,08 km²/s² (v∞ = 5,89 km², abzubremsende Geschwindigkeit 1174 m/s)

Abflug am 13.12.2015 mit C3 = 5,42 km²/s² (v∞ = 5,35 km², zu erbringende Geschwindigkeit 757 m/s)

(Berechnet mit IPTO_OCS, weitere Optimierung auf minimale Ankunftsgeschwindigkeit möglich).

Ankunft auf der Erde dann am 8.10.2016 - nach 39 Monaten. Die Verweilzeit auf dem Mars beträgt dann 443 Tage.

Für diese wurden die Geschwindigkeitsreserven oben berechnet. Die Nutzlast einer Delta IV Heavy für diese Bahn beträgt 8130 kg, das lässt noch etwas Spielraum (rund 400 kg), die am besten in den Orbiter Treibstoffvorräten angelegt sind. Bedingt durch die Forderung nach minimaler Ankunftsgeschwindigkeit sind die Reisedauern mit 295 bzw. 300 Tagen sehr hoch. Eine längere Aufenthaltszeit kann man erhalten wenn man die Mission um ein Marsjahr verlängert (+730 Tage) oder die Mission nahe des nächsten Minimalabstands (2018/19) startet, wodurch kürzere Flugzeiten von etwa 6-7 Monaten resultieren.



© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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