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40 Jahre nach John F. Kennedy beauftragte George W. Bush die NASA im Frühjahr 2004 mit der Ausarbeitung einer "neuen Vision". Die "Space Initiative" von Bush wurde als eine Wahlkampfaussage abgetan, doch 2 Jahre später ist sie noch aktuell und hinterlässt ihre Spuren in den NASA Budgets der nächsten Jahre.
Was kann der Mensch heute auf dem Mond erreichen? Vieles ist noch nicht umrissen. Offensichtlich sollen die neuen Expeditionen länger dauern als die alten Apollo Missionen. Im wesentlichen wird es aber auch darauf hinauslaufen dass man den Mond mit Messgeräten untersucht und Bodenproben zur Erde zurückbringt. Ich will im folgenden zeigen, dass man dies wahrscheinlich auch unbemannt erreichen kann.
Obwohl ich eine fiktive Mission beschreibe, habe ich mich bemüht in diese wieder Raumfahrtwissen einzubringen. Hier über Bahnen zum Mond, um den Mond und Landetechniken.
Obwohl im November 2007 nun mehr als 3 Jahre seit der Ankündigung des Projekts verstrichen sind fehlt es noch an genauen Informationen zu diesem Programm. Die wichtigsten und bislang verfügbaren werde ich an dieser Stelle einmal zusammentragen:
Geplant ist die Entwicklung von 2 Trägerraketen. Einer für bemannte Missionen (Crew Launch Vehicle CLV) mit dieser wird das noch zu entwickelte CEV eine Kapsel mit Service Modul gestartet. Ihre Nutzlastkapazität beträgt etwa 20-25 t. Das CEV soll sowohl an die ISS andocken wie auch zum Mond fliegen. Um dorthin zu kommen wird eine zweite Rakete entwickelt, das Heavy Launch Vehicle (HLV). Sie transportiert den Mondlander in einen Erdorbit und koppelt dort an das separat gestartete CEV an um beide zusammen zum Mond zu transportieren. Das HLV transportiert etwa 120-130 t in den Orbit. Zusammen kommt man so zu einer Startmasse von 150 t für eine Mondmission.
Ziel soll es auf dem Mond vor 2020 zu laden. Das von Bush gewünschte Datum von 2015 wird die NASA nicht einhalten können und visiert nun 2017/18 als ersten Landetermin an. Vier Jahre nach der Ankündigung weis man nur wenig mehr von dieser Idee. Im wesentlichen wird es aber eine Wiederholung von Apollo sein (weshalb einige Medien das bislang noch namenlose Programm auch als "Apollo 2" oder "Apollo by the Clones" titulieren. Neu wird nur sein, dass man mehr Astronauten auf dem Mond landet und diese nun bis zu 7 Tage dort arbeiten können. Das Ziel wird es aber im wesentlichen wieder sein Bodenproben zu nehmen. Weitergehende Visionen von Aufenthalten von bis zu 180 Tagen Dauer sind zwar angekündigt, doch dürfte dies nur in einem späteren Programm erreichbar sein, einfach weil dies finanziell nicht machbar ist und eine Station auf dem Mond bislang nicht geplant ist.
Finanziert soll dieses Programm vor allem durch Einsparungen. Die Space Shuttles sollen bis 2010 ausgemustert werden. Die ISS 2016. Das alleine wird aber nicht reichen und so müssen unbemannte Programme Kürzungen hinnehmen. Schon im Budget 2007-2011 zeigten sich die ersten Folgen:
Insgesamt soll in den nächsten 5 Jahren von 2007-2011 die unbemannte Erforschung um 2 Milliarden Dollar gekürzt werden. Ab 2011 soll nach dem Ausmustern der Space Shuttles die Mondinitiative rapide mehr Geld bekommen. Anfangs 8.8 Milliarden USD pro Jahr. Addiert man die Kosten die man aus einem Chart für die Finanzplanung herauslesen kann, so wird dieses Projekt etwa 150 Milliarden USD bis 2020 kosten.
Bemannte Raumfahrt ist teuer. Sie muss es sein, weil man neben den Messinstrumenten Personen, ein Lebenserhaltungssystem und eine Druckkabine befördern muss. Über den Nutzen der bemannten Raumfahrt streitet man sich seit Jahren. Vor allem durch die wenigen Ergebnisse die bislang bemannte Projekte ergeben haben ist die Kosten zu Nutzenrelation heute weitgehend aus der Diskussion verschwunden. Selbst Verfechter der bemannten Raumfahrt argumentieren heute nicht mehr mit den Ergebnissen die bemannte Missionen erbrachten sondern betonen den Public-Relation Aspekt.
Es ist klar, dass eine unbemannte Mission diesen nicht bieten kann. Doch beschäftigt sich der Autor nicht damit Raumfahrt propagandistisch zu verkaufen, sondern mit deren wissenschaftlichen Nutzen. Ich will im folgenden eine Alternative zu einem bemannten Programm vorstellen, welche nur einen Bruchteil kostet.
Man weis heute wenig von Bushs Mondprogramm. Die folgenden "harten" Daten habe ich gefunden:
Folgendes habe ich aus der Erfahrung von Apollo angenommen:
Basierend auf diesen Eckdaten sollte es möglich sein die wesentlichen Tätigkeiten von Astronauten (Aufstellen von Meßinstrumenten, Sammeln von Bodenproben) von Robotern für einen Bruchteil der Kosten durchführen zu können. Ich habe mir als Vorgabe eine Summe von 15 Milliarden USD für 10 Landungen gesetzt. Das entspricht einem Zehntel der Kosten der bemannten Alternative.
Ich will im folgenden einmal die wesentlichen Daten hier vorstellen die man berücksichtigen muss um zum Mond zu kommen. Dabei ist zu unterschieden zwischen einer Landung und einem Orbit um den Mond. Die folgenden Berechnungen gelten für chemischen Treibstoff, Ionentriebwerke müssen andere Bahnen fliegen die energieintensiver sind.
Gemeinsam ist, das man den Mond erreichen muss - nun ja nicht ganz. Es reicht 8/9 der Distanz zwischen Erde und Mond (die im Mittel 378000 km von der Erdoberfläche beträgt) zurückzulegen. Dann gerät man in den Einflussberich des Mondes und er zieht ein Raumfahrzeug an. Das ist eine Ellipsenbahn mit einem erdfernsten Punkt von etwa 350.000 km. Die Startgeschwindigkeit aus einer niedrigen Erdbahn aus beträgt dabei etwa 10930 m/s.
Der Körper verhält sich dann wie ein Körper der auf den Mond fällt, wobei sie mit einer Anfangsgeschwindigkeit von 480 m/s fällt - das ist die Bahngeschwindigkeit in dieser Entfernung von der Erde. Da man diese abbauen muss, sowohl bei einer Landung wie auch beim Einschwenken in einen Orbit ist die Startgeschwindigkeit von der Erde normalerweise nicht viel höher als die oben angegebene Minimalgeschwindigkeit von 10930 m/s, obwohl eine höhere Startgeschwindigkeit die Reisedauer verkürzt.
Bei einer minimalen Startgeschwindigkeit braucht man 5 Tage 4 Stunden zum Mond. 80 m/s mehr (110009 m/s) also Fluchtgeschwindigkeit reduzieren die Flugzeit auf 2 Tage 4 Stunden. Der Preis ist eine erhöhte Annäherungsgeschwindigkeit die z.B. beim Übergangsbereich von Erde zu Mond nun 1493 m/s. beträgt. Dadurch braucht man mehr Treibstoff um in einen Orbit einzuschwenken oder zu landen.
Die Resiedauer spielt eher eine Rolle bei einem bemannten Raumfahrzeug, Schließlich braucht die Besatzung Sauerstoff, Wasser, Nahrung und Strom (der aus Brennstoffzellen gewonnen wird, wozu man dann noch Wasserstoff und Sauerstoff mitführen muss). Bei einem unbemannten Raumfahrzeug ist eine längere Reisedauer kein Problem. Sie ist eher von Vorteil. Man hat nun mehr Zeit für die grundlegenden Checks der Sonde.
Befassen wir uns zuerst mit einem Mondorbit. Die abzubremsende Geschwindigkeit hängt natürlich von dem gewählten Orbit ab. Typische Satelliten, welche "Monderkundung" durchführen, umkreisen den Mond in 100-200 km Höhe. Für einen kreisförmigen Orbit muss man 727 m/s an Geschwindigkeit abbauen wenn man einen 100 km Orbit erreichen will und 693 m/s für einen 200 km hohen Orbit.
Elliptische Orbits haben geringere Anforderungen und je weiter der Orbit ist, desto mehr nähert er sich er sich der Restgeschwindigkeit von 480 m/s. Ein 24 Stunden Orbit wäre zum Beispiel für einen Mondsatelliten denkbar, der die Kommunikation zur Mondrückseite abwickelt (er würde sich einen Großteil der 24 Stunden auf der Mondrückseite befinden und dann schnell nahe des mondnächsten Punktes die Vorderseite passieren. 24 Stunden deswegen weil dies auf der Erde einen normalen Tag/Nacht Zyklus für die Missionsleitung ermöglicht). Eine 200 x 15850 km Bahn hat z.B. eine Umlaufsdauer von 24 Stunden. Hier muss man nur 166 m/s an Überschussgeschwindigkeit abbauen.
Nähert man sich mit höherer Geschwindigkeit, so muss man mehr Treibstoff mitführen: Bei einem 2 Tage Flug zum Mond sind es z.B. 1117 m/s für einen 100 km Orbit anstatt 727 m/s. Dies lohnt sich nur wenn es entsprechende Vorteile gibt. Bei Apollo war der Vorteil gegeben in einer verkürzten Reisedauer, welche wiederum geringere Vorräte an Bord nötig machte. Bei unbemannten Sonden könnte der Vorteil darin liegen, kryogenen Treibstoff zu nutzen, der mehr Energie liefert und dafür die höhere Annäherungsgeschwindigkeit in Kauf zu nehmen.
Eine
mondnahe Bahn ist jedoch wegen der Störeinflüsse von Erde und Sonne nicht sehr lange stabil. Das gilt leider für alle
Mondbahnen. Die NASA hat für ihren Mondorbiter LRO errechnet dass er zweimal im Monat seinen Orbit anheben muss und dafür
etwa 140-150 m/s Geschwindigkeitsänderung pro Jahr benötigt. ohne Korrekturen würde in 70-90 Tagen der
mondnächste Punkt so weit absinken, dass der Satellit auf die Mondoberfläche aufschlägt. LRO hat einen Orbit mit
einer mittleren Abstand von 50 km von der Oberfläche.
Für die Landung gibt es zwei Möglichkeiten. entweder man landet direkt auf dem Mond, oder man schlägt zuerst eine Umlaufbahn ein. Der erste Fall ist leicht zu berechnen. Die Raumsonde erreicht die für die jeweilige Höhe geltende Fluchtgeschwindigkeit, zu der man noch die Restenergie bei der Ankunft addieren muss. Das sind 2390 m/s bei "Normal-Null" auf dem Mond. Je nach Landpunkt kommt die Raumsonde relativ steil herein, auch in bergigem Gebiet ist eine Landung so möglich. Gelandet kann so allerdings nur auf der erdzugewandten Seite.
Apollo und Luna 16,20 und 24 schwenkten zuerst in eine Mondumlaufbahn ein, erniedrigten dann deren Punkt soweit, dass er auf dem Landepunkt lag und bauten dann die Orbitalgeschwindigkeit ab. Die Landung erfolgt unter einem flachen Winkel, der bei den Apollolandungen es den Astronauten ermöglichte, das Landegebiet vorher einzusehen. Allerdings ist das Risiko in unwegsamen, gebirgigem Gelände groß, dass die Sonde an einem Berg zerschellt, wie dies auch bei mindestens einer Luna Sonde passierte. Im allgemeinen ist es vom Orbit aus möglich eine höhere Landegenauigkeit zu erreichen als bei der direkten Landung. Der wichtigste Vorteil ist jedoch, dass man so auch auf der Mondrückseite landen kann.
Der Geschwindigkeitsbedarf ist nur unwesentlich höher als bei der direkten Landung: Er beträgt für eine Bahn minimaler Energie 2432 m/s. Natürlich braucht eine Raumsonde auch noch ein Sicherheitspolster. Es ist leider schwer dies bei den Apollo Missionen zu berechnen, da nur das LM Gewicht, nicht aber die mitgeführten Experimente, Raumanzüge, der Rover und die Besatzung angegeben sind, die man braucht, um den Gesamtverbrauch zu berechnen. Rechnet man 200 kg für Besatzung und Raumanzüge und 300 kg für den Rover und Experimente hinzu so kommt man bei Apollo 17 auf 2204 m/s Geschwindigkeitskorrekturvermögen für die Abstiegsstufe. Davon werden 80 m/s für die Absenkung des Orbits und 1720 m/s für die Landung benötigt. Es gab also noch eine Reserve von 404 m/s. Genug um bei 1/6 G etwa 300 Sekunden lang zu schweben. Bei Surveyor betrug das Sicherheitspolster etwa 330 m/s. Dies scheint also eine gängige Größenordnung zu sein.
Der Rückstart zur Erde ist einfacher zu berechnen. Auch hier gibt es zwei mögliche Bahnen: Zuerst in einen Orbit und dann zur Erde (wie bei Apollo) oder direkt zur Erde (wie bei Luna). Der Geschwindigkeitsbedarf ist bei beiden gleich groß und liegt bei etwa 2550 m/s. (Der gleiche wie beim Abstieg). Man benötigt weniger Reserven, da man nicht weich landen muss und dafür eine Zeitlang "schweben" muss. Noch benötigt man Reserven um unwegsame Gebiete beim Abstieg passieren zu lassen. Ohne Atmosphäre und mit der geringen Gravitation benötigt man beim Aufstieg weniger Zuschläge als wie bei der Erde (etwa 150 m/s).
Zwei Orbiter wären für ein unbemanntes Programm denkbar, und beide würde man auch bei einem bemannten Programm benötigen. Das eine ist ein Kommunikationsorbiter. Er wird nur benötigt wenn man auf der Mondrückseite landen will, also der Seite die permanent von der Erde abgewandt ist. Es gibt zwei Möglichkeiten einen solchen zu positionieren. Beide sind langfristig nicht stabil. Das eine ist eine elliptische Umlaufbahn um den Mond. Eine elliptische 24 Stunden Bahn erlaubt es den größten Teil des Tages eine Kommunikation mit der Erde. Nur etwa 1-2 Stunden lang wäre der Satellit auf der Mondvorderseite. Wie schon erläutert sind Mondumlaufbahnen nicht stabil und hochelliptische Umlaufbahnen sind zusätzlich Störungen von Erde und Sonne ausgesetzt. Man muss also laufend die Bahn korrigieren.
Die zweite Möglichkeit ist ein Orbiter in dem L5 Punkt des Mondes. Das ist ein Punkt 50.000 km von der Mondrückseite entfernt. Dort bleibt er stabil in einer Position über der Mondrückseite. Dieser Punkt ist wegen der Störungen von Erde und Sonne aber genauso wenig stabil wie die elliptische Umlaufbahn. Für längere Missionen, also über mehrerer Jahre, benötigen beide Satelliten größere Treibstoffvorräte oder noch besser Ionentriebwerke zur Korrektur der Bahn.
Der zweite Orbiter ist ein Satellit der potentielle Landeplätze genauestens kartiert. Verglichen mit der Apollo Ära gibt es heute erheblich bessere Möglichkeiten:
Sowohl bemannte wie auch unbemannte Missionen brauchen diese Vorarbeit um zielgerichteter Bodenproben nehmen zu können und das Risiko einer Landung in einem unbekannten Gelände zu minimieren und Landeplätze mit jungem oder ungewöhnlichen Untergrund von Landeplätze mit homogener Oberfläche zu unterscheiden.
Die Rückführung von Bodenproben wurde schon unbemannt durchgeführt. Die Sowjetunion startete Ende der sechziger Jahre eine Reihe von Sonden die Bodenproben entnahmen und zurück zur Erde brachten. Diese Missionen waren noch sehr einfach. Es gab bei einer Landestufe einen Bohrer, der einen einzigen Bohrkern mit 100-200 g Material zurück zur Erde brachte. Es gab zwar Rover die bis zu 37 km auf dem Mond zurücklegten aber sie sammelten keine Bodenproben. Kombiniert man aber die grundsätzliche Technik mit einem mobilen Gefährt welches Proben sammelt, so kann man durchaus größere Probenmengen gewinnen und zur Erde zurückbringen.
Damit die Menge an Proben relativ groß ist, empfiehlt es sich die stärkste US Trägerrakete zu nutzen die heute verfügbar ist. Dies ist die Delta IV Heavy mit einer Nutzlast von 9900 kg auf eine Mondtransferbahn.
Es empfiehlt sich, wie bei Apollo eine Landestufe und eine Aufstiegsstufe zu konstruieren. Die Landestufe beinhaltet auch alle Vorrichtungen um Bodenproben in die Kapsel zu befördern, Videokameras, Stromversorgung für längere Zeit, Systeme zum Heizen des Treibstoffs etc. Diese Systeme muss man nicht zur Erde zurückführen, man kann sie auf dem Mond zurücklassen. Die Landestufe kann auch als Startplattform für die Aufstiegsstufe dienen.
In meinen ersten Gedanken habe ich die Oberstufe senkrecht auf die Landestufe platziert, die Kapsel wäre dann ganz oben gewesen. Diese Konstruktion hat einige Nachteile. Das Verstauen der Bodenproben in dieser Höhe ist aufwendiger, als wen die Kapsel direkt auf der Landestufe sitzt. Dazu muss es eine Vertiefung in der Landestufe für die Rückstartstufe geben oder man muss die Oberstufe liegend transportieren und vor dem Start aufrichten.
Dann bin ich auf eine elegante Lösung gekommen: Die Landestufe benutzt 2 Triebwerke mit separaten Tanks. (Pro Oxidator und pro Verbrennungsträger einer, insgesamt also 4).Die beiden Tanks sitzen an jeweils gegenüberliegenden Seiten. Die Triebwerke verbinden dann die beiden Seiten. So gibt im Zentrum Freiraum. Zwischen den Triebwerken sitzt dann die Landestufe eingebettet. so ist die Kapsel direkt über dem Ende der Landestufe und leicht zugänglich. Im Rahmen der alle 3 Teile verbindet befinden sich dann oben der Kran mit Greifer und Kamera zum Verstauen der Bodenproben. Weiter unten dann die Elektronik, der Radarhöhenmesser und Thermoelemente zum Heizen des Treibstoffs der Oberstufe und der Elektronik.
Bei einer Landung muss eine Sonde ihre Geschwindigkeit um etwa 2800 m/s reduzieren, wenn man eine energiearme Bahn von etwas mehr als 4 Tagen zum Mond einschlägt. (Inklusive Reserven). Bei lagerfähigen Treibstoffen (Stickstofftetroxid als Oxidator und Hydrazinderivate als Verbrennungsträger) kann man einen spezifischen Impuls von etwa 3200 m/s erreichen. Bei 9900 kg Startmasse braucht man so 5800 kg Treibstoff zum Abbremsen. Tanks und Triebwerk machen dann etwa 800 kg aus. Die Gesamtmasse der Landestufe beträgt dann 6600 kg.
Verwendet man die Mischung Wasserstoff/Sauerstoff, so sind die Tanks voluminöser und die Isolation macht sie noch schwerer. Doch selbst wenn man mit höherer Geschwindigkeit startet und daher 3220 m/s abbauen muss, ist die Landestufe leichter: Bei einem spezifischen Impuls von 4400 m/s benötigt man nur 5130 kg Treibstoff, dazu kommen etwa 900 kg für Triebwerk und Tanks. Zusammen sind dies dann 6030 kg oder 570 kg weniger als bei den lagerfähigen Treibstoffen. (Gelingt es den Treibstoff 4 Tage lang vor dem Sieden zu schützen, und man hat dann ebenfalls nur 2800 m/s abzubauen, dann benötigt man nur 4620 kg Treibstoff und die Landestufe wiegt dann etwa 5470 kg.
Ein Kompromiss bestände in der Verwendung von flüssigem Methan wie es die NASA für Bushs Mondprogramm untersucht. Flüssiges Methan hat durch den höheren Wasserstoffanteil einen höheren spezifischen Impuls als Kerosin oder Hydrazin, aber keinen so hohen wie flüssiger Wasserstoff. Man muss es aber auch nicht so stark kühlen, die Tanks sind nicht so voluminös und der Temperaturbereich in dem es flüssig ist, ist größer als bei Wasserstoff. Spezifische Impulse von 3500 m/s wurden bei niedrigem Brennkammerdruck erreicht, deutlich mehr als mit lagerfähigen Treibstoffen.
In jedem Fall dazu kommt noch Struktur: Landebeine und ihre Befestigung, ein Rahmen der Tanks verbindet und die Rückstartstufe aufnimmt und natürlich ein Landeradar, Kameras, Probenaufnehner und Greifer, Solararrays zur Stromversorgung. Dies soll weitere 500 kg wiegen.
Macht eine Masse von 7100 kg für die Landestufe, wenn man lagerfähige Treibstoffe nutzt.
An der Außenseite der Landestufe befinden sich 100 jeweils 10 x 10 x 10 cm große Aluminiumbehälter, mit einem durch Federn verschließbaren Deckel. Die Anbringung erfolgt durch eine Verbindung, die auf Zug weg von der Stufe reist. Derartige Zugkräfte gibt es bei dem Start und der Landung nicht. Ein mobiler Rover zieht dann mit seinem Robotarm einen Behälter weg, füllt ihn mit einer Bodenprobe und bringt diese zur Kapsel.
Diese hat einen geringeren Energiebedarf, da man keinen Treibstoff braucht um bei der Landung tu schweben oder über ein unwegsames Feld hinweg zu fliegen. Man muss nur die lunare Fluchtgeschwindigkeit erreichen. Das sind 2400 m/s. Dazu noch 100 m/s für Freinkorrekturen macht 2500 m/s. Damit ist eine Abschätzung der Masse möglich die man zur Erde bringt. Die Startmasse beträgt 2750 kg, wozu aber noch 100-150 kg Behälter und Bodenproben kommen. Nach dem Ausbrennen müsste die Landestufe eine Masse von 1280 kg haben - Man benötigt also 1520 kg Treibstoff. Die Leermasse der Stufe dürfte dann etwa 350 kg betragen. Dazu kommt noch die Elektronik, Navigation, Batterien - weitere 100 kg. Das lässt 830 kg für Kapsel und Bodenproben.
Typische Maximalnutzlasten bei Rückkehrmissionen war bislang 1/3 der Gesamtmasse. (Daten übernommen von den KH 1-4 Filmkapseln und Foton Satelliten). So entfallen etwa 280 kg auf Bodenproben und Behälter. Wenn die Behälter 50 % des Gewichts ausmachen (die Bodenproben müssen ja gut verschlossen und getrennt sein). So sind dies immer noch 140 kg - weitaus mehr als jede Apollo Mission zurückbrachte, bei einem Fünftel der Startmasse.
Da man die Bodenproben erst beim Mond zulädt, verändert dies die Massebilanz etwas, doch nicht gravierend. Es sind lediglich 10 kg mehr bei einer genauen Nachrechnung.
Die Rückkehrkapsel kann verschiedene Formen haben. In Russland haben sich fast runde Kapseln etabliert. Sie stabilisieren sich selbst in die korrekte Lage für den Wiedereintritt, man muss fast die ganze Oberfläche mit einem Hitzeschutzschild bedecken als bei dem amerikanischen Konzept eines stumpfen Kegels und eines Konuses. Auch besteht die Gefahr, dass Fallschirme sich beim aerodynamischen Teil der Phase verheddern. Der Nachteil der Kegel ist, dass sie zum einen eine geringere Toleranz bei der räumlochen Ausrichtung haben und ihr Platz im inneren ist jedoch ungünstiger für größere Proben.
Die Genesis Landekapsel hatte eine Masse von 210 kg bei 162 cm Durchmesser und 131 cm Höhe. Der Probenbehälter hatte davon einen Durchmesser von 97.3 cm. Die Foton Kapsel bietet bei 2.3 m Durchmesser 4.7 m³ Volumen für maximal 700 kg Experimente und wiegt 2460 kg. Zwischen diesen Extremen in Größe, Masse und Volumen muss sich die Rückkehrkapsel einordnen. Bei einer Masse von 700 kg erhält man so eine Kapsel von 1.5 m Durchmesser und einem nutzbares Volumen von 1.3 m³ - mehr als ausreichend für 100 kg Bodenproben. Ein kegelförmiges Design bietet weniger Platz, doch müsste er immer noch ausreichend sein.
Sonstige Systeme: Die Rückstartstufe muss einen einfachen Bordcomputer mit einer internen Navigation beinhalten. Einen Sender zur Kommunikation und Bahnverfolgung. Dazu wird eine Stromversorgung über einige Tage (maximal 5) benötigt. Diese kann über Akkus erfolgen.
| System | Masse |
| Gesamtstartmasse | 9850 kg |
| Landestufe voll betankt | 7100 kg |
| Antrieb Landestufe | 800 kg |
| Struktur, Stromversorgung etc. | 500 kg |
| Landestufe leer | 1300 kg |
| Treibstoff (MMH/NTO) | 5800 kg |
| Rückstartstufe voll betankt | 2750 kg |
| Rückstartstufe Antrieb | 350 kg |
| Treibstoffe (MMH/NTO) | 1600 kg |
| Aufstiegsstufe Navigation und Elektronik | 100 kg |
| Kapsel leer | 700 kg |
| Probenbehälter | 100 kg |
| Bodenproben | 100 kg |
Eine Delta IV Heavy befördert die Stufe auf einen Kurs auf ein, vorher anhand von Untersuchungen aus dem Orbit, ausgewähltes Landegebiet. Bei einer Landung auf der Mondvorderseite ist es einfacher direkt zu landen. Bei einer Landung auf der Mondrückseite muss man zuerst eine Umlaufbahn einschlagen um auf die Mondrückseite zu gelangen.
Das Triebwerk arbeitet dann zuerst mit hohen Schub um die Restgeschwindigkeit abzubauen, bis in einigen Kilometern Höhe eine niedrige Geschwindigkeit erreicht ist. Danach wird ein Radar Höhenmesser eingeschaltet, dessen Daten dann benutzt werden um den Schub zu regeln. Die Landegeschwindigkeit sollte dann gering sein bei 1-3 m/s. Die Restenergie übernehmen Stoßdämpfer in den Landebeinen. Das Triebwerk wird bei Bodenkontakt eines Beines automatisch abgeschaltet.
So landete schon Surveyor. Diese Methode ist bewährt, doch hat sie einen Nachteil: Man bekommt so keinerlei Informationen über das Landegebiet. Das ist kein Problem, wenn man kein Risiko eingeht und ein sehr flaches Gebiet ohne irgendwelche Krater oder Felsbrocken nimmt. doch die Apollo Landungen zeigten eines: Diese ungefährlichen Gebiete sind geologisch gesehen langweilig. Die interessanteren sind, die wo es größere Felsen gibt, Einschläge altes Material an die Oberfläche befördert haben. Man hat bei Apollo immer mehr im Laufe der Missionen riskiert und bei einer unbemannten Sonde kann man noch mehr riskieren.
Die heutige Technik macht es möglich, Informationen bei der Landung über das Landegebiet zu gewinnen und dann selbst in einem mit Steinen übersätem Gebiet eine Stelle zu suchen, wo wenige Brocken liegen. Dazu muss man genau navigieren und vor allem bei der Landung Aufnahmen machen und auswerten. Dazu gibt es zwei Möglichkeiten: Entweder man benutzt eine optische Kamera - dann erhält man schon mit einer kleinen Kamera gute Bilder. Eine 30 mm Linse, gekoppelt an einen CCD wiegt weniger als ein Pfund und liefert aus 10 km Höhe schon Aufnahmen mit weniger als 1 m/Pixel. Allerdings kann man solche Aufnahmen nicht sehr gut automatisch auswerten. Bei niedrigem Sonnenstand werfen Krater und Felsen starke Schatten, die man nutzen kann um die Höhe/Tiefe zu bestimmen. mehrere Kameras in verschiedenen Winkeln ausgerichtet liefern Stereoinformationen, die man kombinieren kann. Doch bei einem zeitkritischen Manöver wie beim Abstieg wird es schwierig, zumal selbst die schnellsten weltraumtauglichen Prozessoren heute nur mit 750 MHz getaktet sind.
Eine schlechtere Auflösung, aber dafür Höheninformationen, liefert ein Seitensicht RADAR. an Bord des LRO ist ein kompaktes RADAR Gerät,. dass in einem Spot Modus aus 100 km Höhe Auflösungen von 5-7.5 m liefert. Aus 10 km Höhe erhält man dann entsprechend höher aufgelöste Aufnahmen. Da allerdings ein Seitensicht RADAR 30-45 Grad zur Seite blickt, sieht man so nicht das Landegebiet sondern ein Gebiet seitlich davon. Man muss also das Gebiet seitlich anfliegen. weiterhin benötigt man natürlich einen leistungsstarken Bordcomputer, der die RADAR Aufnahmen laufend auswertet. Durch den seitlichen Blick sieht man allerdings nicht hinter größere Blöcke.
Diese Techniken erlauben es interessantere Landeplätze anzufliegen, anstatt primär auf Sicherheit zu achten. Natürlich können sie auch bei den Rovern angewandt werden.
Wenn die Landestufe gelandet ist, werden Aufnahmen des Landegebietes, die bei der Landung gemacht wurden zur Erde übertragen. Dort wird dann der Rover gestartet, der die Bodenproben sammeln soll. Es können auch mehrere sein. Die Rover suchen die Landestufe und nehmen mit ihren Greifern von der Abstiegsstufe Probebehälter und sammeln damit Bodenproben (genaue Beschreibung bei den Rovern). sie kommen dann mit mehreren Proben zurück und diese werden von dem Greifer der Landestufe aufgenommen und in der Kapsel verstaut. Dies kann durchaus sehr lange dauern - mehrere Wochen oder Monate, man hat anders als bei bemannten Missionen sehr viel Zeit dazu. (Zumindest wenn man lagerfähige Treibstoffe einsetzt). Wenn das Maximalgewicht erreicht ist, dann findet der Rückstart zur Erde statt.
Die Stromversorgung während des Mondaufenthalts geschieht über ein kombiniertes System von Solarzellen auf der Aufstiegsstufe und einem kleinen Radioisotopen Generator, der während der Mondnacht eine geringe Strommenge, vor allem aber genügend Abwärme liefert, um nicht wesentliche System zu weit auskühlen zu lassen. Ein Stirling-RTG mit etwa 123 W elektrischer und 400 Watt thermischer Leistung müsste ausreichen.
Die Kapsel schlägt einen direkten Weg zur Erde ein. Die Aufstiegsstufe führt auch notwendige Feinkorrekturen durch. Kurz vor dem Wiedereintritt wird die Aufstiegsstufe abgesprengt - nicht bevor die Kapsel ausgerichtet und in eine langsame Rotation versetzt wurde um sie zu stabilisieren. Eine derartige Landesonde ist ein relativ einfaches System, im Prinzip zwei Raketenstufen mit einer Rückkehrkapsel und einer Steuerung. Deutlich komplexer wird der Mondlander.
Der Mondlander hat mehrere Aufgaben:
Es liegt zuerst nahe die Marsrover als Vorbild zu nehmen, doch aus mehreren Gründen muss an eine Eigenentwicklung gedacht werden: Zum einen muss der Rover eine gewisse Nutzlast befördern können, Experimente oder Bodenproben. Zum zweiten wird es auf dem Mond erheblich kälter in der Nacht und diese dauert länger. Doch ist der Marsrover recht gut geeignet um den Strombedarf und Fahrtleistungen abzuschätzen.
Die Mars Exploration Rover legen maximal 100 m bei einer gesamten Stromversorgung (Rover und Experimente) von 900 Wh pro Tag. 350 Wh benötigt jeder Rover um zu überleben. 700 Wh reichen für den vollen Betrieb aus. Das bedeutet, dass man auf dem Mars mit 350 Wh Energie einen 180 kg schweren Rover 100 m pro Tag fahren lassen kann (wahrscheinlich mehr, aber dieses Limit setzt die autonome Navigation). Der Mond macht es einfacher und schwieriger: Einfacher weil die Gravitation geringer ist und damit auch die Reibungskräfte die vom "Gewicht" des Rovers abhängen. Der Mond hat 1/6 G Gravitation, Mars dagegen 0.4 G. Es geht also wesentlich einfacher. Weiterhin liefert die Sonne mehr Strahlung - mehr also doppelt so viel wie beim Mars. Sofern man Solarzellen als Energiequelle nutzt hat man so mehr Strom zur Verfügung. Der Nachteil: Eine Mondnacht dauert 14 Tage. Zwar schließt sich daran 14 Tage lang ein Mondtag an, wodurch man auch weiter entfernte Ziele erreicht, doch so lange kann keine Batterie den Lander mit Strom versorgen.
Für das Problem sollte der Rover über eine Heizung verfügen. Eine nukleare Energieversorgung produziert genügend Abwärme dafür. Weiterhin ermöglicht er den Verzicht auf Solarpanel und damit mehr Möglichkeiten bei der Konstruktion, da man die Oberfläche des Rovers benutzen kann um dort Bodenproben aufzunehmen. Man könnte dies auch kombinieren wie dies das Lunochod mit einem Deckel, im inneren mit Solarzellen bedeckt. Er wurde in der Nacht umgeklappt und diente dann als zusätzliche Isolation.
Was muss der Lander leisten und wie wirkt sich dies auf die Konstruktion aus? Das wichtigste ist: Der Rover muss Bodenproben entnehmen und befördern! Das erste ist eine recht komplexe Sache. Natürlich kann man es sich einfach machen und eine Schaufel nehmen - doch bekommt man so keine Felsstücke. Ein Bohrer kann einen Bohrkern entnehmen, doch keine Oberflächenprobe. Wahrscheinlich wird daher ein Rover über mehrere Instrumente verfügen. Denkbar wäre z.B. an der Front des Rovers zwei Arme: Der eine Arm mit einer Greifhand, der andere mit einer Schaufel. Der Bohrer könnte dann hinten sich befinden. Was entfallen muss, ist eine Möglichkeit, Teile von größeren Felsen abzutrennen, wie dies Astronauten bei Apollo mit dem Geologiehammer taten. Allerdings zeigte sich bei diesen Proben, dass die großen Brocken die gleiche Zusammensetzung hatten wie die kleinen. Es gab also keinen Erkenntnisgewinn.
Die Bodenproben müssen irgendwo untergebracht werden - das geht am einfachsten auf der Ladefläche des Rovers. Das schließt Solarzellen auf dieser aus - Möglich wäre dann noch die Deckellösung oder einige Solarzellen an der Seite. Besser wäre wohl nur RTG zur Stromversorgung zu nutzen. Die Ladefläche könnte schon beim Start mit Probenbehältern bestückt werden, dann entfällt dies bei der Landestufe und diese muss nicht so lange auf der Mondoberfläche bleiben.
Der Hauptnachteil von Apollo war, dass man zu dieser Zeit Bodenproben nur auf der Erde untersuchen konnte. Die Astronauten sollten nach Fachverstand (der bei den späteren Missionen durch Kurse in Geologie geschult wurde) interessante Steine und Bodenproben auswählen, in der Hoffnung diese würden sich auf der erde als bislang unbekannte Steine entpuppen. Das täuschte. Zahlreiche besondere Proben entpuppten sich auf der Erde im Endeffekt als Brekzien, also zusammengebackene Steine. Heute kann man die chemische Zusammensetzung durch IR Spektroskopie und Röntgenfloreszenz bestimmen und Altersabschätzung durch Gammastrahlenspektroskopie machen. Diese Voruntersuchungen brauchen aber Zeit und so wird der Rover eher wochen, vielleicht auch Monate brauchen bis er genügend Bodenproben gesammelt hat.
Es bietet sich an, an zwei Armen (einer mit einer Schaufel für Bodenproben, ein zweiter mit einem Greifer für Steine), jeweils eine hochauflösende Kamera und ein abbildendes Spektrometer für das nahe Infrarot anzubringen. Man kann so die Zusammensetzung untersuchen bevor man eine Probe nimmt. In einer Bucht vorne am Rover kann man Röntgenfluoreszenzspektrometer und Gammastrahlenspektrometer und ein Mösslbauerspektrometer (Detailuntersuchung von ferromagnetischen Materialen) unterbringen. An Nabelschnüren hängen sie am Rover und werden vom Greifer auf die Oberfläche abgesetzt für Messungen. Diese letzten Instrumente brauchen lange, einige Stunden sind das Minimum, so dass dies nur an besonders interessanten Stellen oder während der Mondnacht stattfindet.
Weitere Kameras bilden die Umgebung der Sonde ab, ebenfalls verbunden mit einem abbildenden Spektrometer wie THEMIS. Am Bohrer auf der Rückseite ist ebenfalls eine Kamera befestigt. Ein weiteres Instrumentenpacket in der Bucht misst Oberflächeneigenschaften wie Temperatur, Leitfähigkeit etc.
Das alles macht eine umfangreiche Instrumentierung notwendig, die mindestens doppelt so schwer ist wie bei den MER Rovern. Das hat auch Einflüsse auf die Landegewicht. Berücksichtigt man die Behälter für Bodenproben und die nukleare Energieversorgung, sowie eine ausrichtbare Antenne zur Erde um Videoaufnahmen zu übertragen, so ist klar, dass der Lander mindestens doppelt so schwer wird wie die MER Rover. Eine Landemasse von 600 kg mit den Probenbehältern ist sicher wahrscheinlich.
Von Vorteil ist, dass die Erde nur 3 Sekunden (doppelte Signallaufzeit) entfernt ist. Das erlaubt es den Rover von der Erde aus fernzusteuern und so viel höhere Strecken zurückzulegen und ein umfangreiches Gebiet zu erkunden. Dank Komprimierung und besseren Empfängern auf der Erde ist es heute technisch kein Problem mehr ein HDTV Videosignal vom Mond zur Erde zu übertragen und zwar nicht von einer, sondern mehreren Kameras gleichzeitig. Der Lunar Reconnaissance Orbiter sendet z.B. mit 100 MBit/s. Das ist ausreichend für 3 TV Kanäle in PAL Auflösung ohne Komprimierung und 3 Kanäle in FULL HD bei MPEG-2 Komprimierung.
Um 600 kg zu landen braucht man eine Landestufe von etwa 1900 kg Startmasse und 400 kg Landemasse. Diese ist recht "dumm". Sie hat nur Aufgabe den Rover mittels RADARs sicher zu landen, dann kann er von ihr herunterrollen und seinen Betrieb aufnehmen. Eine Atlas 401 reicht aus um diese Stufe zu starten.
Die kosten für einen Rover sind schwer abzuschätzen. Die beiden MER Rover kosteten 625 Millionen USD. Ein Rover mit dieser anspruchsvolleren Instrumentierung kostet sicher mehr, wahrscheinlich über 1 Milliarde Dollar für die ersten beiden Exemplare. Jedes weitere wird dann preiswerter und so bei etwa 300-400 Millionen Dollar liegen.
Mit der einmal entwickelten Landestufe kann man dann auch Zusatzausrüstung zum Mond bringen, anspruchsvollere Meßstationen mit nuklearer Energieversorgung, welche die Rover dann mit dem Greifer aufnehmen und platzieren. Bei Apollowaren dies die ALSEP Stationen welche das Innere des Mondes vermessen haben.
Es gibt zwei Möglichkeiten so Bodenproben zu gewinnen. Sie unterscheiden sich in der zeitlichen Abfolge.
Die Rover werden zum Mond geschickt (einer oder mehrere pro Landeplatz). sie sammeln dann über Monate Bodenproben. Am Mondtag wird gefahren und Proben gewonnen, in der Mondnacht ruht der Rover und macht nur Untersuchungen mit den absetzbaren Spektrometern. Sind alle Behälter voll, so wird ein für die Landung der Landestufe geeignetes Gelände gesucht. Diese wird dann zu Beginn des Mondtages gestartet und landet nahe der Rover - dies kann durch Laserreflketoren auf den Rovern unterstützt werden. Die Proben werden dann umgeladen, die Rückstartstufe startet dann zurück zur Erde.
Bei diesem Szenario kann man einiges vereinfachen bei der Rücktransportstufe für Bodenproben. So kann man eine nukleare Energieversorgung weglassen, die recht teuer ist, da die Stufe maximal 14 Tage auf dem Mond ist - Ein Mondtag, dieser müsste ausreichen um die Bodenproben umzuladen. Des weiteren reicht eine sehr einfache Navigation bei der Landung. Es muss nicht ausgewertet werden ob der Untergrund für die Landung geeignet ist. Diese Vorarbeit erledigt der Rover, indem er für die Landung einen geeigneten Platz aussucht und dorthin fährt und mittels Laserreflektoren oder Funkleitstrahl die Landung an einen geeigneten Landeort steuert. Nachteil: Dieses Manöver ist dann auch zeitkritisch.
Die Landestufe landet zuerst auf dem Mond, ihr folgen dann die Rover. Die Landestufe hat an der Außenseite Behälter - diese müssen die Rover nicht mitführen, wodurch diese leichter werden, oder es können so mehr Proben genommen werden. Missionen von Rover und Landestufen ziehen sich über Monate hin.
Vorteil: Mehr Bodenproben wären so möglich. Keine zeitliche Beschränkung der Mission
Nachteil: Die Landestufe braucht eine nukleare Energieversorgung und muss für die Arbeit während der Mondnacht ausgerüstet sein. Es ist nicht möglich die Rovermasse soweit zu senken, dass ein Start mit einer Delta 2 möglich ist, dies würde die Landemasse auf nur 300 kg pro Rover beschränken.
Man muss wie bei allen Weltraumprogrammen unterscheiden zwischen Entwicklungskosten und Kosten pro Stückzahl. Die Entwicklung eines Raumfahrzeugs und die Produktion von Exemplar 1 ist viel teurer als ein Nachbau. Wie viel das ist abhängig von der Komplexizität der Mission. Ein durchschnittlicher Wert beträgt 30-40% der Kosten des ersten Exemplars für das zweite Exemplar.
Die Landestufe ist sicherlich recht einfach zu entwickeln. Im wesentlichen kann man hier auf Technologien aufbauen die man seit Jahrzehnten zur Verfügung hat und in anderen Missionen schon einsetzt. Ein Kostenrahmen von 500-600 Millionen Dollar für Exemplar 1 und etwa die Hälfte für die folgenden scheint angemessen.
Der Lander ist deutlich komplexer und kostet nach den Erfahrungen mit den MER Rovern sicher 1 Milliarde in der Entwicklung für das erste Exemplar und etwa 350-400 Millionen für jedes folgende.
Dazu kommen mindestens zwei Orbiter. Der erste ist ein lunarer Erkundungssatellit: Ein solcher wird bereits gebaut: Es ist der Lunar Reconniassance Orbiter LRO. Die Projektkosten sind noch nicht abschließend bekannt, doch liegen sie über 400 Millionen Dollar. Das zweite kann ein kleiner Kommunikationssatellit sein der für die Kommunikation zur Erde genutzt wird. Ein solcher kostet etwa 150 Millionen Dollar.
Dazu kommen noch die Trägerraketen:
Dazu kommt die Missionsdurchführung. Diese ist von Dauer und Komplexität abhängig
| Mission | Entwicklungskosten | pro weiteres Exemplar | Trägerrakete | Missionsdurchführung | Gesamt |
|---|---|---|---|---|---|
| Kommunikationsorbiter | 150 Mill. $ | - | 90 Mill $ | 30 Mill./Jahr | 390 Mill. $ (5 Jahre) |
| Monderkundungsorbiter | 250 Mill $ | - | 136 Mill $ | 60 Mill $/Jahr | 506 Mill $ (2 Jahre) |
| Rover | 1000 Mill $ | 350 Mill $ | 136 Mill $ | 30 Mill $/Mission | 1166 Mill / 516 Mill $ |
| Landestufe | 600 Mill $ | 300 Mill $ | 250 Mill $ | 30 Mill $/Mission | 880 Mill $/ 580 Mill $ |
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