Die Lösung für ein überflüssiges Problem: ein Neptun-Orbiter ohne Aerobraking

Wieder will ich mich mal mit einem himmelsmechanischen Problem beschäftigen, und zwar dem, ob man mit der heutigen Technologie in vertretbarer Zeit einen Neptun-Orbiter bekommen kann. Daher zuerst einmal eine kleine Erklärung, warum es da ein Problem geben könnte.

Die großen Planeten haben genug Gravitationskraft, dass man mit relativ wenig Geschwindigkeitsänderung eine große Annäherungsgeschwindigkeit kompensieren kann. In eine Jupiter und Saturnumlaufbahn kann man bei vertretbaren Reisezeiten mit einem Δv von weniger als 1.000 m/s in einen Orbit einschwenken, selbst wenn man sich nicht richtig dem Planeten nähert. Das ist bei Jupiter z.B wegen den Strahlungsgürteln nicht möglich und bei Saturn sind die Ringe im Weg.

Uranus und Neptun haben eine etwa zehnmal kleinere Masse. Daher sinkt hier das „Δv-Korrekturvermögen“ schon deutlich ab. Bei Uranus kann man noch die Ankunftsgeschwindigkeit minimieren: Mit einer Hohmannbahn ist man in 12 Jahren bei Uranus mit einem Δv von 4,7 km/s. Da kann man in eine elliptische Umlaufbahn noch mit einem Δv unter 1 km/s einschwenken, wenn man knapp außerhalb der Ringe bleibt. Bei Neptun dauert aber ein Hohmanntransfer schon 30 Jahre und man kommt mit einem Δv von 4,1 km/s an. Das Δv ist erträglich, doch die Reise dauert zu lange. Startet man mit höherer Geschwindigkeit, so kommt man auch mit höherer Geschwindigkeit an und diese muss man wieder abbauen. Daher geht es in diesem Artikel, ob dies möglich ist.

Eckdaten des Neptun-Orbiters

Wie immer gehe ich von einer konkreten Umsetzung um. Ich habe mir folgendes Mal als Ziel gesetzt:

• Die Raumsonde hat die Masse Galileos (2.230 kg).
• Auch das Δv-Korrekturvermögen von Galileo (1.500 m/s).
• Sie sollte in 10 Jahren bei Neptun sein.
• Sie sollte mit einer im Dienst befindlichen Trägerrakete gestartet werden können.

Ich gehe das Problem rückwärts an, weil ich denke, dass man so am ehesten zu einer Lösung kommt. Das bedeutet, dass ich zuerst mal errechne, welches maximale Δv man bei Neptun abbauen kann.

Man wird in jedem Falle zuerst eine elliptische Umlaufbahn anstreben. In Neptuns System gibt es nur einen Mond, der die Bahn verändern kann. Das ist Triton. Doch er ist deutlich gegenüber Neptuns Äquator geneigt und deutlich kleiner als Titan oder die Jupitermonde. So sollte die erste Bahn eine nicht zu lange Umlaufszeit haben, damit man möglichst bald Triton wieder begegnet, der auch die Bahn nicht so stark verändern wird wie die großen Monde die man bei Cassini und Galileo nutzte. Ich habe eine Umlaufsdauer von maximal 90 Tagen als Grenze gesetzt.

Beim neptunnächsten Punkt gibt es zwei Möglichkeiten. Zum einen kann man auf Nummer Sicher gehen und außerhalb der Ringe bleiben. 1000 km oberhalb des Adamrings ist man bei 64.000 km Abstand vom Zentrum. Die zweite Möglichkeit ist die Äquatorebene, innerhalb der Ringe zu durchstoßen und sich stärker dem Planeten zu nähern. Geneigt wird die Umlaufbahn in jedem Falle sein, sonst kann man sich nicht Triton nähern. Dann könnte man bis auf 1000 km an die Wolkenobergrenze rangehen, das ist ein Abstand von 26.000 km vom Zentrum. Im beiden Fällen wird man sich auf 4,3 Millionen km vom Neptun entfernen. Bei 1000 km Abstand darf man sich mit maximal 6,6 km/s nähern. Im zweiten Fall sinkt die maximale Annäherungsgeschwindigkeit auf 5,2 km/s.

Hyperbolische Startbahn

Der zweite Schritt liegt nun in einer Bahn zu Neptun die diese Restriktionen einhält. Die erste Simulation ist eine hyperbolische Startbahn die, das 10 Jahreskriterium einhält. Beim Start mit 42.800 m/s relativ zur Sonne erreicht man Neptun in 10 Jahren mit 4,1 km/s relativ bei einer Annäherung auf 64.000 km vom Zentrum und 2,9 km/s, wenn man sich auf 3.000 km an die Wolkenobergrenze nähert (da das Triebwerk auch noch Zeit zum Brennen braucht, habe ich bewusst nicht die 1.000 km genommen die noch etwas günstiger liegen).

Erstes Ergebnis: Ohne Swing-By nur mit einer hyperbolischen Bahn ist die Sonde in 10 Jahren zu Neptun zu bringen und dass noch mit einer vertretbaren Annäherungsgeschwindigkeit.

Doch nun kommt der Wermutstropfen. 42,8 km/s relativ zur Sonne (13 km/s mehr als in der Erdbahn) das bedeutet aus einer 186 km bahn heraus ein Δv von 17,06 km/s relativ zur Erdoberfläche. Keine US-Trägerrakete könnte mehr als einige Hundert Kilogramm auf diese Geschwindigkeit beschleunigen (New Horizons wurde von der Atlas 551 mit zusätzlicher Oberstufe auf nur 16,5 km/s beschleunigt und wog nur 480 kg).

SwingBy an Jupiter

Der zweitbeste Weg ist daher ein Swingby. Es bietet sich Jupiter an. Jupiter hat mit Neptun ein gemeinsames Startfenster alle 12 Jahre. Bei der Simulation zeigte sich als Phänomen, das man die beste Bahn mit einer Annäherung auf rund 200.000 km erreicht. Darunter wird man zwar stärker beschleunigt aber auch umgelenkt, sodass man sich zuerst einmal wieder stärker nach innen bewegt, anstatt nach außen. Bei einer Geschwindigkeit von 39.420 m/s solar und einer Annäherung auf 210.552 km an Jupiter ist man nach 9 Jahren 358 Tagen bei Neptun. Bis zum Jupiter ist man 1 Jahr 227 Tage unterwegs. Das entspricht ungefähr der Reisezeit von Voyager 1 zu Jupiter und korrespondiert mit einer Startgeschwindigkeit von 14.645 m/s. Die Atlas 551 transportiert 1433 kg auf diese Geschwindigkeit, die Delta IVH 2.260 kg. Das wäre also noch möglich, zumindest wenn man die Delta IVH einsetzt.

Der zweite Punkt ist nun, ob auch die Ankunftsgeschwindigkeit stimmt. Die Simulation ergibt eine Relativgeschwindigkeit von 6,2 km/s in 39.000 km Entfernung von der Planetenoberfläche und 4,5 km/s in 3.000 km. Bei einer sehr starken Annäherung an Neptun könnte die Raumsonde also noch in eine Umlaufbahn einschwenken. Die Bahn außerhalb der Ringe ist so nicht möglich.

Es ist aber knapp. Gerade mal die Delta 4H könnte die Raumsonde starten, und in einen Orbit gelangt sie nur, wenn man sich Neptun stark nähert. Steht allerdings mal die SLS zur Verfügung so wäre ein Neptunorbiter mit einer kurzen Flugzeit eine mögliche Nutzlast. Man würde sie dann wahrscheinlich um eine weitere Stufe, wie eine Centaur erweitern.

Ionentriebwerke und SwingBy

Nun schlägt also der Zeitpunkt, wo man zu meinem Lieblingsantriebskonzept übergeht und das sind Ionentriebwerke. Ich greife das heutige Vorgehen auf und beginne damit erst im Sonnenorbit. Nun stehen relativ viele Träger zur Verfügung nicht nur die leistungsfähigste verfügbare. Ich habe mal die Falcon 9 genommen und bei ihr eine Nutzlast von 5,7 t auf die Fluchtgeschwindigkeit errechnet. Da die Daten spekulativ sind (es gibt keine Stufenvoll- und Leermassen von SpaceX) bin ich mal von 5 t ausgegangen, das lässt noch etwas Spielraum.

Wovon man nun abrücken muss, ist der 10-Jahrezeitraum, denn es dauert noch länger ,Jupiter zu erreichen. Ich habe als Basis für eine Modellation Folgendes angenommen:

• Struktur/Treibstoffverhältnis wie bei Dawn (1:4,21)
• Solare Stromversorgung mit 106 W/kg (5 m Flexarray von ATK)
• Hypothetischer Thruster mit 2,6 kW Leistung 140 mN Schub ispez=26.000 m/s.

Der spezifische Impuls ist bewusst gering angesetzt, damit die Sonde die Zielgeschwindigkeit beim ersten Umlauf schafft, sonst dauert es wirklich sehr lange. Wie beim ersten Mal habe cih auch ein Swingby an Jupiter angesetzt.

Mit etwas Probieren kam ich dann auf folgende Eckdaten:

• Treibstoff: 1850 kg
• Strukturen und Ionentriebwerke: 440 kg
• Ionentriebwerke: 23 Stück
• Solargenerator (60 kW): 566 kg

Unter diesen Umständen wiegt die reine Sonde dann noch 2.144 kg. Das sind etwa 90 kg zu wenig, aber es entfällt auch der Adapter zur Stufe der bei Galileo 156 kg wiegt. Zudem hatte ich ja am Anfang mit 700 kg Reserve gerechnet.

Nach 1 Jahr 129 Tagen ist der Treibstoff in 573,6 Mill. km Entfernung verbraucht. Nach 2 Jahren 23 Tagen wird Jupiter erreicht. Die erste Bahn ist eine 215,89 x 1093,51 Mill. km Bahn in etwa im Aphel vergleichbar der Bahn ohne Ionentriebwerke.

Jupiter wird in 338.500 km Entfernung passiert und nach 8 Jahren 345 Tagen, insgesamt also 11 Jahren 3 Tagen wird Neptun erreicht. Bei einer Annäherung auf 39.000 km beträgt dann die Geschwindigkeitsdifferenz 5,25 km/s und auf 1000 km Annäherung sind es 3,65 km/s. Auch hier: in eine Bahn mit einem neptunnächsten Punkt direkt über den Wolken reicht es, für eine Bahn außerhalb der Ringe wird es knapp.

Eine Lösung kann es sein, das Massenbudget von 5,7 t voll auszunutzen. Das entspricht dann 2.444 kg für die Sonde, die, wenn man dies in das Antriebsmodul steckt, rund dann etwa 400 m/s mehr Geschwindigkeit liefert. Das Zweite ist eine langsamere Bahn mit einer geringeren Ankunftsgeschwindigkeit. Erlaubt man im zweiten Fall z.B. eine Gesamtzeit von 12 Jahren anstatt etwas über 11 Jahren, so sinken die abzubauenden Geschwindigkeiten auf 3,3 bzw. 4,8 km/s. Damit ist man sicher in einer Umlaufbahn, auch wenn man außerhalb der Ringe bleiben will. Gleichzeitig sinkt die Startgeschwindigkeit. Für den chemischen Fall z.B. auf 38.960 m/s solar = 14.376 m/s relativ zur Erdoberfläche. Die Delta IV Heavy kommt so auf 2.690 kg. Bei der Atlas V 551 reicht es mit 1.690 kg trotzdem noch nicht.

Es geht aber auch ohne Swing-By. mit 12 RIT2X Triebwrken und 66 kW Anfangsleistung ist man in weniger als 10 Jahen bei Neptun. Die Sondennettomasse beträgt dann aber nur noch 1.724 kg.

Aercocapture

Insgesamt zeigt sich: Ins äußere Sonnensystem kommt man entweder schnell, aber dann mit hoher Relativgeschwindigkeit, die viel Treibstoff zum Abbremsen benötigt oder es dauert lange. Daher gibt es ja auch die Überlegung die Atmosphäre zum Abbremsen zu nutzen. Dieses Aerocapture wurde aber bisher noch nie probiert. Im Prinzip stattet man die Raumsonde mit einem ausreichend großen Hitzeschutzschild aus und muss sie nun so lenken, dass sie die äußere Atmosphäre so streift, dass sie genug Geschwindigkeit für einen Orbit abbaut (bei Neptun in etwa 5 km/s) aber gleichzeitig nicht nach unten sinkt, wo sie bald verglühen würde. Ich denke ohne genaue Kenntnis der Dichte und Temperatur der Atmosphäre und eine wirklich genaue Navigation um den richtigen Abstand einzuhalten, wird das zu riskant. Dazu muss man die Sonde auch aktiv steuern, denn durch das abbremsen wird sie sonst von alleine zum Planeten hin sinken. In den nächsten Jahren sehe ich noch kein Aerocapture. Wenn dann prognostiziere ich wird man es zuerst bei der Erde einsetzen: Will man eine Marsbodenprobe in einen niedrigen Orbit bringen, um sie z.B. von Astronauten bergen und versiegeln zu lassen, dann müsste man rund 4 km/s abbremsen. Andererseits ist die Erdatmosphäre, die am besten bekannte, es gibt für die genaue Navigation die Möglichkeit GPS zu nutzen und es gibt noch eine Realzeitunterstützung durch Bodenstationen mit Radarhöhen- und Geschwindigkeitsmessung. Auf all das müsste eine Sonde bei einem anderen Planeten verzichten.