Ich habe in den letzten Tagen an meinem Programm zur Berechnung von Raumfahrtproblemen etwas gefeilt und bin damit zwar noch nicht fertig, aber soweit, das ich einige Erkenntnisse schon hier in einem Blog verwursten kann. Es geht darum, dass man bis auf den letzten Start eigentlich alle Bestandteile einer Marsexpedition unbemannt starten kann. Das hat Vorteile. Ein offensichtlicher ist, dass man diese Teile z.B. ein Startfenster vorher starten kann und so vor Start der Mannschaft weiß, dass die Ausrüstung sicher gelandet ist. Mögliche Teile könnten sein:
- Die Wohnung/Labor für die Astronauten auf dem Mars
- Schweres Gerät oder Ausrüstung wie ein „Marswohnmobil“ für Exkursionen, Bohrgeräte, Treibstofffabrik, Kernreaktor, Vorratscontainer mit Essen. Wasser, Gasen.
- Eine Stufe im Marsorbit, welche die Besatzung wieder zur Erde zurückbringt oder die zum Auftanken dient.
Ich habe dies mal mit den verfügbaren Ionentriebwerken getestet. Um es klar zu machen: Für eine bemannte Mission sind diese Antriebe alle zu klein. Man braucht Hunderte oder Tausend davon. Sie sind für den Antrieb oder nur die Lageregelung von kleinen Satelliten entworfen. Aber es gibt eben keinen Ionenantrieb in der benötigten Größe. Wer übrigens mal über einen neuen Antrieb (nicht in der Tabelle) stolpert, möge mir einen Link schicken. Ich brauche für die Berechnung mindestens die Daten: spez. Impuls, Schub, Stromverbrauch und Gewicht.
Vorgaben
Wie immer muss man bei einer Simulation Vorgaben machen. Ich ging von einer Startnutzlast von 100 t in eine 400 km hohe Umlaufbahn aus, eine Nutzlast, die die SLS derzeit hat. Sie kann rund 25 t auf eine Marstansferbahn beschleunigen. Für den Ionenantrieb gab es folgende Rahmenbedingungen:
- Geschwindigkeitsänderung: 11 km/s
- Tankanteil 0,14 des Treibstoffs
- Strukturen: 4.000 kg
- Die Stromversorgung liefert im Durchschnitt 85 W/kg Masse
Zur Erklärung: Die Geschwindigkeitsänderung reicht für das Verlassen der Erde (etwa 7 km/s) und eine Tansferbahn zum Mars (rund 3,5 km/s). Nicht jedoch, um in einen Marsorbit einzuschwenken (etwa 5 km/s zusätzlich). Ich gehe davon aus, dass der unbemannte Transfer nur für Module genutzt wird, die man direkt landet. Der normale Treibstoff für Ionenantriebe ist Xenon. Ich habe für die Tankmasse die Masse von Druckgastanks für Helium bei Ariane 5 genommen und auf das Molekulargwicht von Xenon hochgerechnet. Da Xenon schon bei 59 Bar und unter 16 Grad Celsius flüssig wird, gäbe es natürlich die Möglichkeit es zu verflüssigen und so mehr unterzubringen. Um schwere Druckgastanks (die von Ariane 5 sind für 400 Bar ausgelegt) kommt man allerdings nicht herum, denn irgendwann unterschreitet man den Druck von 59 Bar und dann geht das Xenon wieder in die Gasphase über und das Volumen steigt um den Faktor 3,2. Verflüssigt man aber das Xenon, so käme man auf einen Tankanteil von 0,11. Nebenbei bemerkt: Da Xenon ein relativ teures Gas dürfte bei den benötigten Mengen ein anderer Stoff als Arbeitsmedium besser sein. Früher nutzte man dafür Quecksilber. Es ist flüssig, dadurch leicht förderbar und benötigt keine Drucktanks. Ich denke man ist auf Xenon umgestiegen, weil jeder Antrieb auf der Erde in einem Labor getestet wird und da macht natürlich ein Antrieb der Quecksilberdampf abgibt durchaus Probleme. Neben Quecksilber gäbe es aber noch Cäsium, das zwar fest ist, aber schon bei 29 Grad schmilzt und bei 690 Grad verdampft. Die Strukturen sind ein fester Teil, der immer anfällt. Damit ist gemeint, das man einen Rahmen braucht, um die Triebwerke zu verbinden, Leitungen für Treibstoff und Strom, eine Steuerung und Kommunikationsmöglichkeiten. Wer hier einen anderen Wert haben will, muss die Nutzlast nur gedanklich um die Differenz reduzieren oder erhöhen. Die Stromversorgung für einen Ionenantrieb beziffert man am besten in der Größe Watt pro Kilogramm. Sprich: Wenn ein Solargenerator 1000 kg wiegt und 50 kW Leistung bringt, dann hat er eine Leistung von 50 W/kg. Die angegebene Größe ist, die des Solargenerators von Dawn, also ein Stand der erreicht wurde, allerdings natürlich nicht in der Dimension, die man braucht. Besser sind Flexarays von ATK/Grumman, die jedoch als kreisrunde Paneele zu klein für diesen Einsatz wären. Sie erreichen 120 W/kg. ATK/Grumman verspricht für noch größere 150 W/kg. Zu nuklearer Stromversorgung komme ich noch. Die erste Tabelle zeigt die Ergebnisse für eine gewünschte Maximaldauer von 200 Tagen im Erdorbit. Im Sonnenorbit kämen dann weitere 50 bis 70 Tage hinzu. Ich beschränke mich aber auf die Phase im Erdorbit, da hier 2/3 des Antriebsvermögens und noch mehr der Zeit anfallen.
| Ionentriebwerk | Treibstoff [kg] | Resttreibstoff [kg] | Tanks [kg] | Stromversorgung [kg] | Masse Triebwerke [kg] | Anzahl Triebwerke | Nutzlast [kg] | Spez.Impuls | Simdauer |
| T6 BepiColombo High Thrust | 22.916,6 | 7.629,4 | 3.116,7 | 16.575,9 | 5.046,4 | 304,0 | 48.344,4 | 42.261,7 | 199 d 19 h 19 m 10 s |
| NEXT | 22.306,2 | 7.452,7 | 3.033,6 | 17.133,8 | 5.232,8 | 211,0 | 48.293,6 | 43.582,6 | 199 d 21 h 34 m 50 s |
| Rit 2X | 23.763,8 | 7.878,2 | 3.231,9 | 15.875,6 | 5.068,8 | 288,0 | 48.059,9 | 40.540,5 | 199 d 14 h 41 m 20 s |
| T6 | 24.459,4 | 8.038,3 | 3.326,5 | 15.344,8 | 6.557,0 | 395,0 | 46.312,3 | 39.215,7 | 199 d 15 h 32 m 30 s |
| T6 BepiColombo Low Thrust | 24.498,2 | 8.070,0 | 3.331,8 | 15.317,8 | 8.532,4 | 514,0 | 44.319,8 | 39.144,1 | 199 d 9 h 57 m 40 s |
| NEXIS | 13.878,5 | 4.770,7 | 1.887,5 | 30.011,3 | 6.402,0 | 110,0 | 43.820,7 | 73.622,3 | 199 d 9 h 17 m 10 s |
| NSTAR | 30.117,9 | 9.617,3 | 4.096,0 | 11.731,9 | 6.906,4 | 388,0 | 43.147,8 | 30.695,4 | 200 d 2 h 20 m 20 s |
| Rit 10 evo | 27.843,5 | 9.008,7 | 3.786,7 | 12.998,4 | 8.665,2 | 2.407,0 | 42.706,2 | 33.707,9 | 199 d 17 h 32 m 40 s |
| XIPS 25 | 37.956,4 | 11.651,6 | 5.162,1 | 8.518,0 | 4.603,2 | 168,0 | 39.760,3 | 23.044,7 | 200 d 5 h 7 m 20 s |
| T5 | 27.410,1 | 8.865,0 | 3.727,8 | 13.279,3 | 11.855,0 | 2.371,0 | 39.727,8 | 34.338,0 | 199 d 17 h 23 m 10 s |
| XIPS 8 | 36.150,6 | 11.319,9 | 4.916,5 | 9.067,5 | 8.808,0 | 2.202,0 | 37.057,4 | 24.518,4 | 200 d 9 h 20 m 50 s |
| BPT-4000 | 42.579,2 | 12.805,9 | 5.790,8 | 7.183,2 | 3.769,6 | 152,0 | 36.677,2 | 19.828,3 | 199 d 6 h 6 m 0 s |
| HIPEP High Trust | 10.856,7 | 3.764,4 | 1.476,5 | 39.722,4 | 7.990,0 | 85,0 | 35.954,3 | 95.714,3 | 199 d 1 h 29 m 0 s |
| PPS 1350E | 46.370,5 | 13.644,6 | 6.306,4 | 6.262,0 | 2.247,2 | 212,0 | 34.813,9 | 17.654,5 | 199 d 13 h 25 m 0 s |
| BPT-2000 | 47.018,5 | 13.772,1 | 6.394,5 | 6.108,6 | 2.454,4 | 236,0 | 34.024,0 | 17.316,6 | 199 d 23 h 34 m 0 s |
| HIPEP Low Trust | 16.827,2 | 5.697,7 | 2.288,5 | 23.925,4 | 19.834,0 | 211,0 | 33.124,8 | 59.701,5 | 200 d 20 h 57 m 50 s |
| PPS 1350G | 56.443,5 | 15.465,6 | 7.676,3 | 4.436,3 | 2.957,4 | 279,0 | 24.486,5 | 13.235,3 | 199 d 1 h 56 m 40 s |
| XIPS 13 | 37.915,1 | 11.644,9 | 5.156,4 | 8.476,4 | 20.813,0 | 1.601,0 | 23.639,1 | 23.076,9 | 200 d 23 h 44 m 40 s |
Als bestes Triebwerk kommt das T6 im Hochschubmodus heraus. Doch auch das NEXT und RIT-2X liegen über 48 t Nutzlast – fast doppelt so viel wie beim chemischen Antrieb. Ändert sich etwas groß, wenn man sich mehr Zeit lässt? Ich berechnete die Tabelle neu mit 1 Jahr (365 Tagen) Zeitvorgabe:
| Ionentriebwerk | Treibstoff [kg] | Resttreibstoff [kg] | Tanks [kg] | Stromversorgung [kg] | Masse Triebwerke [kg] | Anzahl Triebwerke | Nutzlast [kg] | Spez.Impuls | Simdauer |
| NEXIS | 13.878,5 | 4.698,1 | 1.943,0 | 13.558,2 | 2.851,8 | 49,0 | 63.768,5 | 73.622,3 | 364 d 23 h 18 m 50 s |
| HIPEP High Trust | 10.856,7 | 3.697,7 | 1.519,9 | 17.773,3 | 3.572,0 | 38,0 | 62.278,0 | 95.714,3 | 364 d 4 h 52 m 50 s |
| NEXT | 22.306,2 | 7.243,8 | 3.122,9 | 7.735,7 | 2.356,0 | 95,0 | 60.479,3 | 43.582,6 | 1 J 9 h 20 m 10 s |
| T6 BepiColombo High Thrust | 22.916,6 | 7.462,2 | 3.208,3 | 7.466,8 | 2.274,2 | 137,0 | 60.134,0 | 42.261,7 | 364 d 16 h 30 m 0 s |
| Rit 2X | 23.763,8 | 7.675,5 | 3.326,9 | 7.131,9 | 2.270,4 | 129,0 | 59.507,0 | 40.540,5 | 1 J 22 h 12 m 30 s |
| T6 | 24.459,4 | 7.869,0 | 3.424,3 | 6.899,6 | 2.938,2 | 177,0 | 58.278,5 | 39.215,7 | 364 d 16 h 30 m 0 s |
| T6 BepiColombo Low Thrust | 24.498,2 | 7.935,3 | 3.429,7 | 6.856,1 | 3.818,0 | 230,0 | 57.398,0 | 39.144,1 | 364 d 22 h 36 m 20 s |
| HIPEP Low Trust | 16.827,2 | 5.621,3 | 2.355,8 | 10.804,4 | 8.930,0 | 95,0 | 57.082,6 | 59.701,5 | 364 d 11 h 34 m 20 s |
| Rit 10 evo | 27.843,5 | 8.818,6 | 3.898,1 | 5.834,4 | 3.888,0 | 1.080,0 | 54.536,0 | 33.707,9 | 364 d 22 h 33 m 10 s |
| T5 | 27.410,1 | 8.758,8 | 3.837,4 | 5.949,0 | 5.310,0 | 1.062,0 | 53.493,4 | 34.338,0 | 364 d 3 h 50 s |
| NSTAR | 30.117,9 | 9.446,1 | 4.216,5 | 5.262,4 | 3.097,2 | 174,0 | 53.306,0 | 30.695,4 | 1 J 18 h 41 m 0 s |
| XIPS 25 | 37.956,4 | 11.432,4 | 5.313,9 | 3.838,1 | 2.055,0 | 75,0 | 46.836,6 | 23.044,7 | 1 J 11 h 3 m 0 s |
| XIPS 8 | 36.150,6 | 11.050,6 | 5.061,1 | 4.079,2 | 3.960,0 | 990,0 | 46.749,1 | 24.518,4 | 1 J 13 h 31 m 30 s |
| BPT-4000 | 42.579,2 | 12.504,1 | 5.961,1 | 3.232,4 | 1.686,4 | 68,0 | 42.540,9 | 19.828,3 | 364 d 11 h 30 m 30 s |
| XIPS 13 | 37.915,1 | 11.492,4 | 5.308,1 | 3.823,1 | 9.386,0 | 722,0 | 39.567,8 | 23.076,9 | 364 d 2 h 50 s |
| PPS 1350E | 46.370,5 | 13.275,0 | 6.491,9 | 2.811,5 | 1.007,0 | 95,0 | 39.319,1 | 17.654,5 | 1 J 17 h 7 m 0 s |
| BPT-2000 | 47.018,5 | 13.496,6 | 6.582,6 | 2.753,0 | 1.102,4 | 106,0 | 38.543,5 | 17.316,6 | 364 d 54 m 0 s |
| PPS 1350G | 56.443,5 | 14.977,5 | 7.902,1 | 1.993,9 | 1.325,0 | 125,0 | 28.335,5 | 13.235,3 | 364 d 14 h 37 m 30 s |
Wie man sieht, ist die Nutzlast allgemein höher, wie zu erwarten. Das NEXIS ist nun mit fast 2 t besser als die folgenden Triebwerke, die jedoch eng mit 57 bis 58 t Nutzlast beieinander liegen. Ich habe mich in der Folge für das Jahr Betrieb in der Erdumlaufbahn entschieden, weil ich dann das HIPEP im Hochschubmodus nehmen kann. Es ist das schubstärkste bisher entwickelte Triebwerk und so brauche ich nur 47 Stück davon. Das ist die bisher beste Annäherung für eine bemannte Mission. Die folgende Tabelle zeigt, wie schnell man die Erde verlässt, abhängig von der Nutzlast. Ausgangsbasis sind 25 t also die gleiche Masse wie beim chemischen Antrieb:
| Nutzlast [kg] | Treibstoff [kg] | Resttreibstoff [kg] | Tanks [kg] | Stromversorgung [kg] | Masse Triebwerke [kg] | Anzahl Triebwerke | Spez.Impuls | Simdauer |
| 25.000 | 10.856,8 | 3.808,5 | 1.520,0 | 48.753,3 | 9.870,0 | 105,0 | 95.714,0 | 130 d 2 h 20 m 20 s |
| 30.000 | 10.856,8 | 3.811,6 | 1.520,0 | 44.599,3 | 9.024,0 | 96,0 | 95.714,0 | 142 d 7 h 7 m 40 s |
| 35.000 | 10.856,8 | 3.822,0 | 1.520,0 | 40.445,3 | 8.178,0 | 87,0 | 95.714,0 | 156 d 15 h 53 m 20 s |
| 40.000 | 10.856,8 | 3.780,2 | 1.520,0 | 36.291,3 | 7.332,0 | 78,0 | 95.714,0 | 175 d 18 h 28 m 50 s |
| 45.000 | 10.856,8 | 3.765,4 | 1.520,0 | 32.137,3 | 6.486,0 | 69,0 | 95.714,0 | 199 d 1 h 5 m 30 s |
| 50.000 | 10.856,8 | 3.763,1 | 1.520,0 | 27.983,3 | 5.640,0 | 60,0 | 95.714,0 | 228 d 18 h 50 m 30 s |
| 55.000 | 10.856,8 | 3.726,8 | 1.520,0 | 23.829,3 | 4.794,0 | 51,0 | 95.714,0 | 270 d 10 h 34 m 30 s |
| 60.000 | 10.856,8 | 3.723,2 | 1.520,0 | 19.675,3 | 3.948,0 | 42,0 | 95.714,0 | 328 d 11 h 31 m 10 s |
Beim Ionenantrieb ist die Nutzlast nicht linear von der Betriebsdauer abhängig. Anfangs verlängert sich die Betriebsdauer pro 5.000 kg mehr um 11 Tage, später um 41 Tage. Ebenso wichtig ist die Stromversorgung. Ich denke für bemannte Missionen wird man um einen Kernreaktor nicht herumkommen. Wir rechnen schon bei 20 t für die Stromversorgung mit einem Strombedarf von 1,7 MW. Das ist achtmal mehr als bei der ISS, wobei dort die Solarpaneele viel schwerer waren. Die NASA hat einen 100 kW Experimentalreaktor (SAFE) entwickelt, der nur 519 kg wiegt. Schon dieser hat also mehr als die doppelte Leistung pro Watt. Da bei einem Kernreaktor die Abschirmung am meisten wiegt (ein 10 kW Prototyp, KRUSTY, kommt z.B. schon auf 226 kg Masse, also ein Zehntel der Leistung bei 40 % der Masse) dürfte ein Kernreaktor im Megawattbereich noch deutlich günstiger liegen. Aber schon 200 W/kg verschiebt das Optimum. Der Grundzusammenhang ist: ein Ionenantrieb mit einem niedrigen spezifischen Impuls hat einen höheren Schub, erreicht also bei gegebener Leistung eine bestimmte Geschwindigkeitsänderung schneller, braucht aber auch mehr Treibstoff, wodurch die Masse, die für die Stromversorgung übrig bleibt, sinkt. Erzielt diese daher mehr Leistung pro Masse, so verschiebt dies das Optimum, aber vor allem zu den hohen spezifischen Impulsen die nun noch mehr Leistung haben. Daher noch nochmals die gleiche Tabelle für 365 Tage Reisedauer, diesmal aber mit 200 W/kg Leistungsdichte.
| Ionentriebwerk | Treibstoff [kg] | Resttreibstoff [kg] | Tanks [kg] | Stromversorgung [kg] | Masse Triebwerke [kg] | Anzahl Triebwerke | Nutzlast [kg] | Spez.Impuls | Simdauer |
| HIPEP High Trust | 10.856,7 | 3.699,2 | 1.519,9 | 7.560,7 | 3.572,0 | 38,0 | 72.490,7 | 95.714,3 | 364 d 3 h 21 m 30 s |
| NEXIS | 13.878,5 | 4.678,4 | 1.943,0 | 6.165,0 | 3.084,6 | 53,0 | 70.928,9 | 73.622,3 | 364 d 23 h 13 m 20 s |
| NEXT | 22.306,2 | 7.288,4 | 3.122,9 | 3.598,0 | 2.579,2 | 104,0 | 64.393,8 | 43.582,6 | 364 d 7 h 56 m 50 s |
| T6 BepiColombo High Thrust | 22.916,6 | 7.476,0 | 3.208,3 | 3.901,9 | 2.788,8 | 168,0 | 63.184,4 | 42.261,7 | 364 d 23 h 16 m 10 s |
| Rit 2X | 23.763,8 | 7.723,9 | 3.326,9 | 3.809,0 | 2.851,2 | 162,0 | 62.249,1 | 40.540,5 | 364 d 17 h 8 m 50 s |
| HIPEP Low Trust | 16.827,2 | 5.588,6 | 2.355,8 | 5.027,2 | 9.776,0 | 104,0 | 62.013,8 | 59.701,5 | 364 d 22 h 5 m 40 s |
| T6 | 24.459,4 | 7.925,7 | 3.424,3 | 4.010,3 | 4.033,8 | 243,0 | 60.072,2 | 39.215,7 | 364 d 17 h 26 m 20 s |
| T6 BepiColombo Low Thrust | 24.498,2 | 7.913,6 | 3.429,7 | 4.108,7 | 5.378,4 | 324,0 | 58.585,0 | 39.144,1 | 364 d 6 h 4 m 0 s |
| T5 | 27.410,1 | 8.761,0 | 3.837,4 | 3.170,1 | 6.655,0 | 1.331,0 | 54.927,4 | 34.338,0 | 364 d 21 h 23 m 10 s |
| Rit 10 evo | 27.843,5 | 8.825,5 | 3.898,1 | 3.672,6 | 5.760,0 | 1.600,0 | 54.825,8 | 33.707,9 | 364 d 19 h 36 m 0 s |
| NSTAR | 30.117,9 | 9.438,1 | 4.216,5 | 3.289,9 | 4.556,8 | 256,0 | 53.818,9 | 30.695,4 | 1 J 19 h 33 m 10 s |
| XIPS 25 | 37.956,4 | 11.425,1 | 5.313,9 | 2.994,2 | 3.808,6 | 139,0 | 45.926,9 | 23.044,7 | 1 J 21 h 34 m 0 s |
| XIPS 8 | 36.150,6 | 10.984,6 | 5.061,1 | 2.892,4 | 6.608,0 | 1.652,0 | 45.287,9 | 24.518,4 | 1 J 9 h 21 m 10 s |
| BPT-4000 | 42.579,2 | 12.484,8 | 5.961,1 | 1.773,7 | 2.182,4 | 88,0 | 43.503,6 | 19.828,3 | 1 J 14 h 3 m 40 s |
| PPS 1350E | 46.370,5 | 13.257,0 | 6.491,9 | 1.971,5 | 1.664,2 | 157,0 | 39.501,9 | 17.654,5 | 1 J 10 h 39 m 50 s |
| BPT-2000 | 47.018,5 | 13.476,6 | 6.582,6 | 1.966,7 | 1.851,2 | 178,0 | 38.581,0 | 17.316,6 | 364 d 13 h 35 m 50 s |
| XIPS 13 | 37.915,1 | 11.439,2 | 5.308,1 | 2.872,2 | 16.588,0 | 1.276,0 | 33.316,6 | 23.076,9 | 364 d 17 h 41 m 50 s |
| PPS 1350G | 56.443,5 | 15.058,2 | 7.902,1 | 1.556,3 | 2.438,0 | 230,0 | 27.660,2 | 13.235,3 | 1 J 21 h 20 m 50 s |
Zuletzt noch für das HiPEP eine Ermittlung, welcher spezifische Impuls welche Nutzlast bei welcher Reisedauer bringt. Die meisten Ionentriebwerke sind ja regelbar, man kann also den spezifischen Impuls absenken, allerdings meist bei konstantem Schub, in meiner Berechnung gehe ich dagegen von konstantem Stromverbrauch aus, d.h. der Schub steigt, wenn der spezifische Impuls absinkt. Die Stromversorgung war hier konstant bei 3 MW.
| Impuls [m/s] | Treibstoff [kg] | Resttreibstoff [kg] | Tanks [kg] | Stromversorgung [kg] | Masse Triebwerke [kg] | Anzahl Triebwerke | Nutzlast [kg] | Simdauer |
| 30.000 | 30.695,9 | 10.350,9 | 4.297,4 | 15.000,0 | 7.144,0 | 76,0 | 38.862,6 | 51 d 12 h 1 m 50 s |
| 33.000 | 28.346,9 | 9.692,4 | 3.968,6 | 15.000,0 | 7.144,0 | 76,0 | 41.540,6 | 57 d 40 m 0 s |
| 36.000 | 26.328,6 | 9.001,9 | 3.686,0 | 15.000,0 | 7.144,0 | 76,0 | 43.841,4 | 63 d 59 m 20 s |
| 39.000 | 24.576,5 | 8.446,1 | 3.440,7 | 15.000,0 | 7.144,0 | 76,0 | 45.838,8 | 68 d 17 h 35 m 10 s |
| 42.000 | 23.041,6 | 7.950,6 | 3.225,8 | 15.000,0 | 7.144,0 | 76,0 | 47.588,6 | 74 d 11 h 18 m 0 s |
| 45.000 | 21.686,0 | 7.481,6 | 3.036,1 | 15.000,0 | 7.144,0 | 76,0 | 49.133,9 | 80 d 11 h 4 m 50 s |
| 48.000 | 20.480,4 | 7.101,9 | 2.867,3 | 15.000,0 | 7.144,0 | 76,0 | 50.508,3 | 86 d 3 h 14 m 20 s |
| 51.000 | 19.401,2 | 6.703,6 | 2.716,2 | 15.000,0 | 7.144,0 | 76,0 | 51.738,7 | 92 d 6 h 26 m 30 s |
| 54.000 | 18.429,6 | 6.416,8 | 2.580,1 | 15.000,0 | 7.144,0 | 76,0 | 52.846,3 | 97 d 19 h 15 m 0 s |
| 57.000 | 17.550,4 | 6.082,6 | 2.457,1 | 15.000,0 | 7.144,0 | 76,0 | 53.848,6 | 104 d 1 m 0 s |
| 60.000 | 16.750,9 | 5.842,1 | 2.345,1 | 15.000,0 | 7.144,0 | 76,0 | 54.759,9 | 109 d 13 h 21 m 20 s |
| 63.000 | 16.021,0 | 5.556,5 | 2.242,9 | 15.000,0 | 7.144,0 | 76,0 | 55.592,1 | 115 d 19 h 59 m 50 s |
| 66.000 | 15.351,8 | 5.363,6 | 2.149,3 | 15.000,0 | 7.144,0 | 76,0 | 56.354,9 | 121 d 7 h 10 m 0 s |
| 69.000 | 14.736,2 | 5.115,6 | 2.063,1 | 15.000,0 | 7.144,0 | 76,0 | 57.056,7 | 127 d 15 h 47 m 0 s |
| 72.000 | 14.168,0 | 4.955,6 | 1.983,5 | 15.000,0 | 7.144,0 | 76,0 | 57.704,5 | 133 d 1 h 35 m 20 s |
| 75.000 | 13.641,8 | 4.739,6 | 1.909,8 | 15.000,0 | 7.144,0 | 76,0 | 58.304,3 | 139 d 11 h 36 m 50 s |
| 78.000 | 13.153,3 | 4.602,5 | 1.841,5 | 15.000,0 | 7.144,0 | 76,0 | 58.861,2 | 144 d 21 h 5 m 0 s |
| 81.000 | 12.698,5 | 4.413,1 | 1.777,8 | 15.000,0 | 7.144,0 | 76,0 | 59.379,7 | 151 d 8 h 11 m 0 s |
| 84.000 | 12.274,0 | 4.297,2 | 1.718,4 | 15.000,0 | 7.144,0 | 76,0 | 59.863,6 | 156 d 16 h 16 m 40 s |
| 87.000 | 11.877,0 | 4.130,3 | 1.662,8 | 15.000,0 | 7.144,0 | 76,0 | 60.316,2 | 163 d 4 h 6 m 20 s |
| 90.000 | 11.504,8 | 4.027,0 | 1.610,7 | 15.000,0 | 7.144,0 | 76,0 | 60.740,5 | 168 d 12 h 52 m 10 s |
| 93.000 | 11.155,2 | 3.874,8 | 1.561,7 | 15.000,0 | 7.144,0 | 76,0 | 61.139,0 | 175 d 3 h 33 m 40 s |
| 96.000 | 10.826,2 | 3.791,0 | 1.515,7 | 15.000,0 | 7.144,0 | 76,0 | 61.514,1 | 180 d 8 h 18 m 10 s |
Man sieht ganz deutlich, wie man Dauer durch Nutzlast erkauft: Verdoppele ich die Betriebsdauer von 51 auf 104 Tage, so steigt meine Nutzlast von 38 auf 53 t. Wie allgemein bei Ionentriebwerken nimmt sie immer langsamer, anfangs um 3 t, zuletzt nur um 400 kg, zu.
Fazit
Schon mit einem Sonnensegel, Stand der Technik und Triebwerken im Einsatz wie dem RIT-2X, T-6 oder NStar kann man, wenn man ein Jahr sich Zeit lässt, die Nutzlast gegenüber dem chemischen Antrieb verdoppeln. Wenn man etwas leichtere Nutzlasten hat, kann man durchaus Monate einsparen (von der Möglichkeit die Beschleunigung zu unterbrechen ganz zu schweigen) und kann so auch den Startplan entzerren: so kann eine SLS alle paar Monate starten anstatt das man zwei bis drei Starts, wie beim chemischen Antrieb in einem Zeitraum von 2-3 Wochen durchführen muss. Mit einem nuklearen Reaktor und Triebwerken mit wirklich hohem spezifischen Impuls kann man die Nutzlast nochmals steigern auf über 60 t, also 60 % der Startmasse. Weiterhin hat man dann auch beim Mars noch genügend Strom, um dort in eine Umlaufbahn einzuschwenken, was beim chemischen Antrieb die Nutzlast nochmals verringert. Das kann man nutzen, um dort einen Tanker zu parken, der Treibstoff und Vorräte für die 200 bis 240 Tage dauernde Rückreise beinhaltet. Das spart gegenüber dem Start mit der Besatzung rund ein Drittel dessen Masse ein und macht vor allem diesen Teil, der schwerste Teil der Mission, leichter.