Mit Ionentriebwerken bemannt zum Mars
Um es vorweg zu nehmen: Der Artikel ist noch spekulativer als die sonstigen über Ionentriebwerke. Zum einen weil die genauen Elemente einer Marsmission nicht feststehen, zum andern weil man von einigen KW Leistung die heute für Antriebe verfügbar sind auf Leistungen von Hunderten von kW bis Megawatt skaliert, ebenso sind Ionentriebwerke in der Größe nicht verfügbar. Meine Annahmen beruhen auf der Annahme, das man alles skalieren kann. Eine zweite Unsicherheit liegt in den Massen und Zeitplänen. Hier muss ich einige Annahmen machen, die ich auch begründen will. Die Angaben für Strukturmassen habe ich von einer SEP Studie für einen Saturnorbiter übernommen.
Damit wir auf einem Level sind, hier einmal die Grundlagen für eine bemannte Marsmission. Anders als bei Apollo geht diese nicht mit einem Start. Aus himmelsmechanischen Gründen dauert eine Mission etwa 3 Jahre, auch mit Ionentriebwerken geht es nicht viel schneller. Man kann die Reisezeit zwischen den Planeten verkürzen, doch da Ionentriebwerke selbst Monate arbeiten, ist der Zeitgewinn beschränkt.
Das zweite ist dass es nicht mit einem Flug geht. Die Besatzung braucht eine Behausung und Labor auf dem Mars. Das alleine wird einen Start ausmachen. dazu kommen Vorräte, schweres Gerät wie Bohrer, ein Reaktor, eventuell eine Art Mars-Wohnmobil damit man nicht auf die unmittelbare Umgebung beschränkt ist. Daneben braucht man auch Treibstoff damit die Besatzung in einer Raumkapsel wieder vom Mars starten kann. Das macht mindestens einen weiteren Start nötig, es können auch zwei sein, je nach Missionsdesign und Trägerleistung. Zuletzt muss die Besatzung zum Mars und zurückkommen. für die Phasen von Landung und Start nutzt sie eine Kapsel wie sie heute schon eingesetzt werden. Man wird sie jeweils auffrischen müssen, z.B. den Hitzeschutzschild erneuern. Für die Reise von der erde zum Mars und zurück braucht man eine kleine Behausung, wahrscheinlich ein Modul wie auf der ISS, um Gewicht zu sparen sicher als aufblasbares Modul wie BEAM. Beim chemischen Antrieb braucht man noch Treibstoff um dieses Modul in eine Marsumlaufbahn zu bringen und sie wieder zu verlassen. Das macht auch einen oder zwei Starts einer Schwelastrakete aus (einer für Modul, einer für die Stufe für Bahnänderungen und die Kapsel).
Beim Chemischen Antrieb ist man so bei 4-6 Starts einer Rakete mit 150 bis 200 t Nutzlast oder rund 600 bis 1000 t im Orbit je nach genauem Missionsdesign. Davon gelangen maximal ein Drittel, eher ein Viertel auf eine Marstransferbahn. Hier setzt nun der Vorteil der Ionentriebwerke ein.
Die meisten Starts erfolgen unbemannt. Genauer gesagt nur der letzte ist bemannt. Alle anderen setzen Ausrüstung, Vorräte oder das Marshabitat auf dem Mars ab oder bringen das Tranferhabitat in die Erdumlaufbahn. Das startet man zweckmäßigerweise schon ein Startfenster vorher, dann ist es auf dem Mars und man erlebt keine böse Überraschung, wenn man die Besatzung startet. Diese Elemente müssen auch nicht in eine Umlaufbahn um den Mars eintreten, sondern können direkt landen. Daher muss man nur eine Bahn von der Erdumlaufbahn bis zu einem Aphel in Höhe des Mars modellieren. Ich habe das mal für drei spezifische Impuls heutiger Ionentriebwerke und einer Stromversorgung von 4 MW modelliert.
| Spezifischer Impuls | 30.000 m/s | 36.000 m/s | 42.000 m/s |
|---|---|---|---|
| Erdumlaufbahn | 66 Tage | 79 Tage | 94 Tage |
| Transferbahn | 249 t | 253 Tage | 256 Tage |
| Masse in Sonnenumnlaufbahn | 120,5 t | 124 t | 128 t |
| Masse vor der Ankunft | 115 t | 117 t | 118,5 t |
Wie bei einer klassischen transferbahn Tntfällt der größte Teil der Reisezeit auf einen antriebslosen Flug, bei 42.000 m/s als längster Betriebszeit entfallen nur 34 Tage auf die Betriebszeit der Rest ist antriebslos. So spielt die Zeit im Erdorbit auch keine Rolle, zumal man leicht die Transferzeit verkürzen kann wenn man eine Bahn mit einem höheren Aphel anstrebt. Opfert man die 3,5 t Masseunterschied zuwehen dem höchsten und niedrigsten spezifischen Impuls um eine elliptische Bahn zu erreichen, so ist man schon nach 173 Tagen beim Mars, hat also die 28 Tage länger im Erdorbit leicht aufgeholt. Die Gesamtdauer von 267 Tagen entspricht die einer klassischen Hohmanntransferbahn. Da man bei 4 MW und 150 W/kg nur 26.700 kg für die Solarzellen braucht habe ich längere Bahnen nicht weiter untersucht. Für einen unbemannten Start sähe die Bilanz dann so aus;
| werte für 4 MW Leistung | |
|---|---|
| Startmasse: | 150 t |
| davon Solarzellen | 26,7 t |
| davon Treibstoff mit Tanks | 42 t |
| davon Triebwerke und Strukturen | 15 t |
| Nettonutzlast | 66,3 t |
| Ankunftsgeschwindigkeit: | 7,1 km/s |
| Gesamtdauer: | 267 Tage |
Zum Vergleich: Eine Falcon Heavy hat 13,6 t von 54,4 t Nettonutzlast für den Mars, das entspricht hochskaliert 37,5 t zum Mars. Diese erreicht ihn aber mit niedriger Ankunftsgeschwindigkeit, typisch 2,6 bis 3 km/s. In Grenzen wirkt sich eine höhere Ankunftsgeschwindigkeit bei den direkt gelandeten Teilen nur wenig aus, der Hitzeschutzschild ist dann etwas schwerer. Ionentriebwerke können die Nutzlast so verdoppeln. Der Treibstoffverbrauch ist weitestgehend konstant, steigt bei längere Missionszeit eher an, sodass eine Verlängerung der Zeit die Nutzlast nur gering erhöht – man kann die Leistung der Solarzellen reduzieren und die Anzahl der Triebwerke auch. Bei zwei Jahren gesamtdauer, von denen man dann mehr als 1 Jahr im Erdorbit verbringt, sieht die Bilanz so aus:
| werte für 1 MW Leistung | |
|---|---|
| Startmasse: | 150 t |
| davon Solarzellen | 6,7 t |
| davon Treibstoff mit Tanks | 42 t |
| davon Triebwerke und Strukturen | 3,8 t |
| Nettonutzlast | 90,4 t |
| Ankunftsgeschwindigkeit: | 4,4 km/s |
| Gesamtdauer: | 1 Jahr 360 Tage |
Mehr als zwei Jahre machen keinen Sinn, weil dann schon das nächste Startfenster ansteht.
Wie sieht es nun bei der bemannten Mission aus? Hier ist die Sache deutlich komplexer. Hier ist man an einer möglichst geringen Reisezeit interessiert. 100 Tage oder noch länger im Erdorbit will man da nicht verbringen zumal man auch die Strahlungsgürtel durchquert. Die naheliegende Lösung ist es, das Habitat mit ionenantrieb separat zu starten und wenn es eine große Erdentfernung erreicht hat, startet man die Besatzung die muss nun zwar mehr Geschwindigkeit aufbringen, aber nur für eine leichte Kapsel und nicht das Habitat. Nimmt man ein Apogäum von 200.000 km als sichere Obergrenze (nicht zu hoch, sonst stört der Mond die Bahn) , 2 MW Leistung so erreicht man diese Bahn (167.000 x 200.000 km) nach 177 Tagen. 13 Tage später hat man das Erde-Mond-System verlassen.
Für die Sonnenumlaufbahn gilt es einen Kompromiss zu machen. Wenn man schnell zum Mars gelangt, dann kommt man dort mit hoher Geschwindigkeit an. Kein Problem für die Landung doch viel Treibstoff verbrauchend wenn man dann in eine Marsumlaufbahn eintreten will. Dafür hat man die Zeit dann aber nicht, auch weil die Leistung der Solarzellen absinkt. In meiner Simulation ist es recht schwer eine Bahn zu erreichen bei dem man sich „einfangen“ lassen kann. Ich habe nach einigen Versuchen abgebrochen als ich eine brauchbare Bahn erhielt. Nach der Erdumlaufbahn wird nach 28 Tagen eine 150,27 x 220 Mill km Bahn erreicht. Diese wird nahe des Perihels aufgeweitet sodass am Schluss eine 216,7 x 226,7 Mill. km Bahn erreicht wird. Die Reisezeit dauert dann 237 Tage, das dV zum Mars 277 m/s. Beim Mars muss man dann mit einem relativ kleinen chemischen Abbremsungsmanöver (in der Größenordnung von <100 m/s) eine erste Umlaufbahn erreichen.
De weitere Vorgehensweise ist dann missionsabhängig. So könnte man das Habitat in einem 24 Stunden Orbit parken. Das minimiert den Treibstoffverbrauch. Da dieser bei Ionentreibwerken nicht so wichtig ist, ist ein anderer Aspekt wichtiger: Senkt man die Bahn ab, so braucht später der Lander weniger Energie um das Habitat zu errichen. Das absenken der Bahn hat den Vorteil dass der Rückkehrteil in eine niedrige Erdumlaufbahn ein DV von 3,4 km/s aufbringen muss anstatt 4,4 km/s in eine elliptische 23 h-Umlaufbahn. Nach Ankunft beim Mars ist die Masse auf 113,9 t abgesunken. Es dauert 301 Tage, deutlich länger als beim chemischen Antrieb. 3,6 t chemischer Treibstoff werden gebraucht, um eine Umlaufbahn zu erreichen. Bremst man in eine 300 km Kreisbahn ab, so braucht man weitere 7,2 t Treibstoff für die Ionentriebwerke.
Die Besatzung kann vor Eintritt in die Marsumlaufbahn mit der Kapsel landen oder dies erst in der Umlaufbahn tun. Dann bleibt sie 2 Jahre auf dem Mars, mehr als genug Zeit eine niedrigere Bahn zu erreichen.
Einfacher ist es beim Rückweg. Es gibt zwei Möglichkeiten. Das eine ist eine klassische Hohmannbahn, bei der das Perihel in Erdentfernung liegt. Dann würde man die Erde nach 284 Tagen erreichen, mit einer Restmasse von 96,5 t. Das zweite ist die Reisedauer zu minimieren, indem man das Perihel niedriger legt. Sinkt es auf 120 Mill. km so ist man schon nach 202 Tagen bei der Erde. Wesentlicher als der höhere Treibstoffverbrauch (Ankunftsmasse 92 t) ist das man sich der Erde mit 10,9 km/s anstatt 2,9 km/s nähert. Die abzubauende Energie ist so 85% größer, in etwa der Unterschied wie zwischen der Rückkehr aus einer Erdumlaufbahn und einer Mondbahn.
Die erste Möglichkeit mit normaler Hohmannbahn erlaubt es die Station wiederzuverwenden. In Erdnähe braucht man nur eine kurze Betriebszeit von 20 Tagen um eine fast kreisförmige Umlaufbahn zu erreichen. Betriebt man die Triebwerke etwas länger, so kann man eine Umlaufbahn mit einer Periode von einem Jahr erreichen welche die Erdbahn kreuzt. Diese erlaubt es nach einem Jahr die Station mit geringem Aufwand in einem Erdorbit zu parken und für die nächste Expedition zu verwenden. Für die Bilanz habe ich diese Möglichkeit genommen.
Für die bemannte Mission sieht es so aus:
| werte für 4 MW Leistung | |
|---|---|
| Startmasse: | 150 t |
| davon Solarzellen | 26,7 t |
| davon Treibstoff mit Tanks | 70,1 t |
| davon Triebwerke und Strukturen | 15 t |
| Nettonutzlast | 38,2 t |
| Ankunftsgeschwindigkeit: | 7,1 km/s |
| Flugdauer in Sonnenumlaufbahn hin | 265 Tage |
| Flugdauer in Sonnenumlaufbahn zurück | 297 Tage |
Die Simulation berücksichtigt nicht, das sich die Masse ändern (die Kapsel landet und startet wieder vom Mars). Nun der direkte Vergleich mit dem chemischen Antrieb. Ich gehe beim Verlasen der Erde von einem LOX/LH2 Antrieb mit einem spezifischen Impuls von 4400 und einem Voll/Lermasseverhältnis von 15 aus. Beim Mars soll der spezifische Impuls des nun lagerfähigen Treibstoffs 3200 m/s betragen und das Voll/Leermasseverhältnis 10. Die Werte beim Mars sind schlechter, weil man bisher aus Sicherheitsgründen auf druckgeförderte Triebwerke setzte die nicht die hohen Leistungen und das Leergewicht von Turbopumpenaggregaten erreichen. Mit LOX/Methan oder LOX/Kerosin in der letzten Stufe wird es ungünstiger. eine hochskaliere Falcon Superheavy hätte z.B. nur 37,5 Nutzlast zum Mars
| Fracht chemisch | Habitat chemisch | Fracht Ionenantrieb | Habitat ionenantrieb | |
|---|---|---|---|---|
| Startmasse: | 150 t | 150 t | 150 t | 150 t |
| Netto-Nutzlast | 57 t | 32,1 t | 66,3 t | 38,2 t |
| Reisedauer |
Zuerst einmal sieht das nicht so viel besser aus. Es gibt aber zwei Punkte zu berücksichtigen. Zum einen kann ich bei Ionentriebwerken Nutzlast in begrenztem Maße durch Verlängerung der Reisezeit erkaufen. Daher habe ich für Fracht auch die Rechnung mit 1 MW Leistung gemacht. Da steigt die Nutzlast schon auf 90,4 t, mithin 50% mehr als beim chemischen Antrieb. Bei der bemannten Mission bin ich beim chemischen Antrieb davon ausgegangen dass das Habitat in einer elliptischen Marsumlaufbahn mit einem DV von 800 m/s zur Rückkehrbahn verbleibt. Bei den Ionentriebwerken ist dagegen das herunterspiralen miteingerechnet. Würde man genauso vorgehen würde die Nutzlast beim chemischen Antrieb auf 14,2 t absinken, was indiskutabel schlecht wäre. Bei einer 6 t schweren Kapsel würde das Ankoppeln in einem niedrigen Orbit anstatt in einem elliptischen ungefähr 14 t Gewicht bei der Startstufe einsparen. Um diesen Anteil wäre die Ionenantriebslösung günstiger also nicht 38,2 zu 32,1 t sondern 52,2 zu 32,1 t.
Was ist nun meine Meinung dazu? Ionenantriebe spielen ihre Vorzüge aus, wenn der Faktor Zeit nicht so wichtig ist. Bei einer bemannten Marslandung will man die Besatzung aber möglichst kurz nicht auf der Oberfläche eines Planeten haben. Zum einen um den Abbau an Leistungsfähigkeit zu reduzieren, zum anderen um die Strahlenbelastung zu minimieren. Man wird nicht die Besatzung vor jedem noch so seltenen Sonnensturm schützen können, daher wird man die Reisezeit verkürzen wollen. Ionentriebwerke brauchen aber immer länger als chemische Antriebe weil sie erst die Bahn über Wochen hinweg verlängern müssen. Denkbar wären daher Kompromisse. So könnte man alles was unbemannt geht mit Ionentriebwerken starten, auch das Habitat in die hohe Erdumlaufbahn. Chemisch dann nur die bemannte Mission zum Mars beschleunigen. Dort würde nur die Besatzung landen, der Ionenantrieb würde danach aktiv werden und die Umlaufbahn anheben und in eine Marsumlaufbahn einschwenken. Dafür hat man rund eineinhalb Jahre Zeit. Die Rückreise könnte man mit Ionentriebwerken machen wenn man den Trick anwendet die Bahn innerhalb der Erdbahn zu legen – dann sinkt die Reisedauer und man kompensiert so die Betriebszeit der Ionentriebwerke. In diesem Szenario ist aber keine erneute Verwendung des Habitats möglich. Der Vorteil ist zudem vor allem gegeben wenn man nur eine Transferbahn zum Mars einschwenken will also den unbemannten Teilen der Missionen. Hier würde ich Ionentriebwerke einsetzen, weniger bei der bemannten Mission.
Es gibt aber auch Ionenantriebe „im kleinen“. Das Habitat wird Solarzellen haben, um es mit Strom zu versorgen. Diese müssen auf den Betrieb beim Mars ausgelegt sein. Nimmt man 13 KW Leistungsbedarf bei 57 t Startmasse an, so muss man die Erde mit 30 kW verlassen. In Erdnähe kann man diesen Überschuss von 17 kW für Ionentriebwerke nutzen. So würde eine Beschleunigung die Reisedauer bei einer typischen Hohmann-ellipse deren Aphel 3,2 Millionen km außerhalb der Marsbahn liegt, die Reisezeit von 223 auf 215 Tagen reduzieren. Bei der Rückreise wären es 250 anstatt 259 Tage, Um das Habitat in eine Erdumlaufbahn einzubremsen reichen diese geringen Leistungen nicht aus – zumindest nicht wenn man nicht Jahrzehnte warten will.
So würde meine Gesamtbilanz beim kombiniert chemischen/Ionenantrieb vergleichen mit dem reinen chemischen Antrieb aussehen:
| 6 Flüge chemisch | 5 Flüge Ionenantrieb 1 MW, einer chemisch | |
|---|---|---|
| Startmasse: | 900 t | 150 t |
| Netto-Nutzlast | 317,1 t | 504,2 t |
Man kann also etwa 60 % mehr Nutzlast transportieren oder zwei Flüge einsparen. Bedeutender ist, dass man unabhängiger von Startfenstern sät. Die Frachtflüge müssen beim chemischen Antrieb beim letzten Startfenster erfolgen. Das erlaubt es zwar die Starts auf zwei Fenster zu verteilen, trotzdem wird man 3-4 Starts innerhalb des ersten Startfensters das etwa 4-6 Wochen lang ist durchführen müssen. Bei Ionentriebwerken entfällt viel Zeit auf das Hochspiralen im Erdorbit und im Sonnenorbit muss man nur kurz arbeiten. Hier kann man leicht durch die Bestückung mit mehr Solarzellen jede Gesamtzeit einstellen die man möchte. Man kann begrenzt durch eine schnellere solare Bahn Zeit aufholen. Die 1 MW Lösung ist z. B. bei dauerndem Betrieb schon nach 224 Tagen beim Mars anstatt 256 Tagen. Bei 4 MW wären es sogar nur 115 Tage. So kann man die Starts auf einen Zeitraum von zwei Jahren verteilen und das entlastet die Logistik enorm. Bei Apollo konnte man zwei Saturn gleichzeitig vorbereiten und 5 Starts pro Jahr durchführen, doch dafür waren auch über 10.000 Personen nur im KSC beschäftigt.