Die Schlüsselfrage der Marsexpedition

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.

Seitdem hat man weitere Möglichkeiten um die Masse weiter zu reduzieren erkundet:

• Aerobraking (mehrmaliges Durchqueren der oberen Marsatmosphäre bremst ein Raumfahrzeug im Marsorbit ab – schon mit mehreren Raumsonden erprobt). Das Einschwenken erfolgt aber noch mit chemischem Treibstoff, nur danach wird der Orbit verändert.
• Aerocapture: Ein einziges Manöver, das wesentlich tiefer in die Atmosphäre geht bremst das Raumfahrzeug viel stärker (> 1 km/s) ab, das geht nur mit einem Hitzeschutzschild. So erreicht man ohne Treibstoffverbrauch eine Umlaufbahn.
• Direkte Landung: Kein Eintreten in eine Umlaufbahn. Heute Standard für alle Teile die sowieso auf dem Mars abgesetzt werden, aber auch propagiert für alle Teile der Mission
• Treibstofferzeugung auf dem Mars.

Alle Maßnahmen sollen vor allem die Masse reduzieren, die man zum Mars starten muss. Dafür hat man an anderer Seite Kosten:

Will man Aerocapture praktizieren, so muss man die Station die den Mars umkreist mit einem Hitzeschutzschild umhüllen. Vorher sollte man dann gleich Solarzellen und Antennen einklappen (das geht normalerweise nach dem Ausklappen nicht, weil Federn die Paneels spanen) oder gleich nukleare Stromerzeugung haben. Vor allem ist es extrem kritisch in der Navigation, weil man einen sehr engen Flugpfad einhalten muss.

Wenn ich Treibstoff auf dem Mars produziere, so muss ich die Anlage dafür bringen, eventuell noch Wasserstoff von der Erde. Ansonsten muss ich Wasser aus dem Marsboden gewinnen, ich muss die Marsluft aufbereiten und ich brauche eine Rückverflüssigungsanlage für die Tanks und eine sehr leistungsfähige Stromversorgung (wahrscheinlich ein Kernreaktor, der in dieser Leistungsklage nicht in weltraumtauglicher form existiert). Kurzum, man braucht eine Menge Technologie die man bisher nicht in weltraumtauglicher Form hat.

Diese Vorgehensweise die Masse zu reduzeren beruht vielleicht auf den Erfahrungen beim Apolloprogramm. Von den Entwicklungskosten entfiel fast die Hälfte auf die Saturn Trägerraketen und die Triebwerke. Bei dem Apollo 11 Flug kostete die Trägerrakete 185 von 350 Millionen Dollar der Mission – also auch die Hälfte. Das lag daran, dass die Saturn V enorm konservativ entwickelt wurden mit enorm vielen Tests (wenn SpaceX 120 Flüge ihrer Falcon 9 absolviert hat, dann hat das Triebwerk genauso viele Betriebssekunden absolviert wie das F-1 vor dem ersten Einsatz!). zudem war es ein Sprung in der Leistung um den Faktor 10, vergleichbar wie wenn man heute Triebwerke mit 70.000 kN Schub entwickeln würde. Die würden auch nicht billig werden.

Heute ist dem nicht mehr so. Die SLS wird aus schon bestehenden Elementen aufgebaut, den Triebwerken des Space Shuttles, den RL-10 (vorher: Weiterentwickelungen des J-2) und den Shuttle SRB. Das senkt die Entwicklungskosten und auch die Startkosten, wenngleich immer eine Schwerlastrakete wegen der kleinen Stückzahl nicht unbedingt pro Kilogramm preiswerter ist als eine häufig eingesetzte Trägerrakete wie die Sojus oder Proton.

Mein Vorschlag ist ein anderer:

Man spart an den Entwicklungskosten für die Hardware und nicht an den Transportkosten. Nun wissen wir nicht, was heute eine Marsexpedition kosten würde. (Die letzte Schätzung die ich von der NASA kenne ist von 1989) Doch ich möchte mal von der ISS extrapolieren.

Die ISS wiegt rund 425 t. Würde man sie unbenannt starten und 25 Ariane 5 Starts dafür ansetzen (rund 517 t, aber man braucht beim unbemannten Aufbau auch Treibstoff und ein Servicemodul) so kostet das 4 Milliarden Euro. Die US-Module aber alleine 35 Milliarden Dollar. Rechnet man noch die anderen Module hinzu, so kommt man sicher auf 40+ Milliarden Dollar. Das bedeutet die Transportkosten würden bei wirtschaftlichem Transport nur ein Zehntel der Hardware ausmachen.

Das verwundert nicht, schon bei Forschungssatelliten beträgt dieser Faktor 4-5 und für Menschen steigen die Sicherheitsanforderungen und die Hardware wird noch teurer. Bei einer Marsexpedition konventioneller Art würde aber der Großteil auf Treibstoff entfallen und der ist billig.

Für eine konventionelle Marsexpedition „ohne Tricks“ werden 500 bis 1000 t in einen Erdorbit veranschlagt. Nehmen wir mal die obere Ziffer. Was würde es kosten das heute zu starten?

Eine Ariane 5 als Vergleich ist hier schlecht geeignet, eine Falcon Heavy schon eher, doch ich greife mal extra auf ein echt teures System zurück: Es gab nicht wenige Vorschläge das Shuttle als Schwerlasttransporter zu nutzen. Die grundlegende Tatsache ist die, dass von den 115 t die einen Orbit erreichen 90 t auf den Orbiter entfallen. Lässt man diesen weg, verwendet nur die Triebwerke mit Triebwerksrahmen und eine abwerfbare Nutzlastverkleidung so steigt die Nutzlast auf 90 t. Zu den mittleren Startkosten eine Space Shuttles von 433 Millionen Dollar kommen dann noch drei Triebwerke mit dem Schubrahmen, die Verlustgeräte sind. Jedes kostet rund 40 Millionen Dollar. Das macht 550 ;Millionen Dollar pro Start. Bei 12 diese Starts kann man 1080 t transportieren und die Startkosten liegen bei 6,6 Milliarden Dollar. Würde eine Marsexpedition nur so viel wie die ISS Hardware (35 Millionen Dollar) kosten, so würden die Startkosten nur einen kleinen Bruchteil ausmachen und so billig wird die Expedition nicht werden, sonst wären wie schon längst gelandet. Es macht unter diesem Aspekt also keinen Sinn die Masse zu minimieren und dafür die Entwicklungskosten zu erhöhen.

Es gibt aber noch einen anderen Aspekt. Der Start zum Mars muss während eines Startfensters erfolgen, das typisch 4-5 Wochen lang dauert. Die Space Shuttles hätten mit zwei Startrampen in dieser Zeit vermal starten können, das reicht nicht mal für die Hälfte der Nutzlast. Es gibt jedoch einen Aspekt den man ausnutzen kann: Wir müssen nur die Besatzung in diesem Startfenster auf den Mars schaffen. Treibstoff und Raketenstufen für den Rückflug, eine Wohnung auf dem Mars, die Ausrüstung und Vorräte, das alles kann man ein Startfenster vorher starten, dann weiß man auch das es funktioniert bevor die Besatzung startet. Was bleibt ist die Besatzung, eine kleine Raumstation für die Reise zum Mars und eine Kapsel. Das ist die Hälfte der Masse. So wäre es mit drei Starttrampen und monatlichen Starts zu schaffen (wäre ein unbemannter Shuttle schneller startbereit auch schneller).

Die zweite Möglichkeit die ich schon mal skizziert habe ist die auszunutzen, dass 60% der Masse im Erdorbit nur Treibstoff ist um zum Mars zu gelangen (im besten Fall). Wenn man anstatt die Teile mit einer Stufe zum Mars zu befördern sie in einen zuerst kreisförmigen, dann zwei elliptische Erdorbits bringt (wofür man jedes Mal Treibstoff braucht) dann kann man diese 60% Treibstoff in drei anstatt einem Start befördern. Diese können sich über Monate erstrecken. So streckt man den Zeitplan und kann im Extremfall sogar mit einer deutlich kleineren Trägerrakete auskommen (bedingt dadurch dass man die Bauteile nicht beliebig verkleinern kann, würde ich die Mindestnutzlast auf etwa 50 t ansetzen – eine Trägerrakete dieser Klasse haben wir schon und andere Typen wären auf diese Nutzlast erweiterbar, die Delta IV Heavy z. B. durch zwei weitere Booster. Das würde auch ermöglichen die Expedition international anzugehen da jedes Land Stufen mit Treibstoff starten könnte, das eine hinreichend große Trägerrakete hat.