| Home | Raumfahrt | Bemannte Raumfahrt | Flug zum Mars | Site Map |
Heute befindet sich der Mars wieder im Mittelpunkt der Forschung. Bei jedem Startfenster starten eine und oder mehrere unbemannte Sonden. Seit einigen Jahren ist nun wieder auch von einem bemannten Marsflug die Rede. In diesem Artikel geht es nicht um konkrete Pläne - derartige gibt es nicht, jedoch einige Studien. Es soll vielmehr aufgezeigt werden, was die Unterschiede zu bisherigen Flügen zum Mond oder in eine Erdumlaufbahn sind, welche Probleme gelöst werden müssen.
In mehreren Teilen will ich dieses Thema eingehender beleuchten.
Auch wenn man seit Apollo nicht an einer Marsexpedition arbeitete, so ist man heute viel weiter als damals. Vielleicht eine Übersicht dessen was wir in den letzten 40 Jahren erreicht haben:
So plant man heute anders als in den sechziger Jahren auch sehr lange Expeditionen zum Mars, die nicht nur einige Tage sondern etwa 18 Monate auf dem Mars bleiben werden. Doch auch diese sind noch aufregend genug.
Wenn an Bord der Mir etwas passierte, so konnte die Mannschaft die Station verlassen oder innerhalb von Wochen war es möglich einen Versorgungsflug mit Ersatzteilen zu schicken. Bei ISS ist derzeit (2002) nur eine Besatzung von 3 Personen möglich, weil das Sojus Raumschiff als Rettungsboot nicht mehr Personen aufnimmt. Eine Rückkehr oder ein Missionsabbruch ist bei einer Marsmission nicht möglich. (Auch wegen der Position zur Erde, die sich verändert). Trotzdem dürfte durch ausreichende Redundanz und Reparaturfreundlichkeit die Zuverlässigkeit und Sicherheit ein sehr kleines Problem darstellen, dass gelöst werden kann. Die Astronauten müssen in der Lage sein ihr Equipment zu reparieren. Kritische Systeme müssen redundant ausgelegt sein
Zuverlässigkeit erreicht man durch Redundanz. Auf der Oberfläche wird es wahrscheinlich mehrere Quartiere geben, weil die Abmessungen eines Quartiers, das sowohl als Wohnung dient, wie auch Vorräte aufnimmt, als auch ein Labor beeinhaltet und noch Stauraum für sperrige Ausrüstung beeinhaltet zu groß ist um es in einem Stück zu transportieren. Bei einem gravierenden Defekt oder einer Undichtigkeit kann die Besatzung ausweichen. Es wäre analog möglich die Lande- und Rückkehrkapsel in einen Marsorbit doppelt auszulegen wbenso wie die das Quartier, indem die Besatzung während ihrer interplanetaren Reise wohnt. Doch erhöht dies die Menge an Gütern beträchtlich.
Der Mehraufwand schwindet, wenn es nicht eine Marslandung gibt sondern mehrere über einen Längeren Zeitraum. Dann kann die redundante Ausrüstung die eine Besatzung nicht benötigt hat von der nächsten genutzt werden. In Zahlen ausgedrückt:
Landen N Besatzungen an einem bestimmten Ort, so benötigen sie um bei einer einfachen Redundnaz N+1 mal die Ausrüstung. Bei einer Expedition ist es also der doppelte Aufwand. Bei Zweien nur noch 50 % Mehraufwand, bei Dreien 33 % und bei vieren 25 %.
Die Hin- und Rückreise zum Mars stellt keine großen Anforderungen an die Stromversorgung. Sie ist leicht durch Solarpanels bei der Raumstation zu gewährleisten. Zwar liefert ein Solarpanel beim Mars nur die Hälfte des Stroms wie bei der Erde, doch dies kann man durch ein größeres Panel ausgleichen. Da die Raumstation zudem keine Forschungsmodule beinhaltet ist der Strombedarf geringer als bei der ISS. Problematisch ist die Versorgung auf der Marsoberfläche. Hier gilt es nicht nur das Habitatmodul mit Strom zu versorgen. Auch Akkus in der Ausrüstung wie Marsautos, Instrumente müssen aufgeladen werden. Dazu kommt das Problem der Heizung, denn nachts wird es bis unter -80 Grad Celsius kalt.
Als wäre dies nicht schwierig genug, gibt es nachts bei Solarpanel keinen Strom, man braucht aber welchen für die Heizung. Im Winter sinkt die Tagdauer rapide ab, pol nahe Missionen haben wie bei uns nur Mitternachtssonne. Große Solarpanels sind aber schwer, weil man sie nun nicht in der Schwerelosigkeit betreiben kann, sondern unter 38 % der Erdschwerkraft. Man braucht also ein stabiles Gestell und muss zudem die Paneele regelmäßig vom Staub befreien. Für die Nacht benötigt man weiterhin einen Akku der genügend Strom speichert um zu heizen und die Stationssysteme über Nacht zu betreiben.
Solarpaneele sind also nicht optimal geeignet für eine Oberflächenmission. Die NASA hält sie jedoch für die ersten Missionen für die beste Möglichkeit, bis etwa 60 kW Gesamtleistung. In der Praxis hat man natürlich nicht 60 kW Dauerleistung zur Verfügung, da man Strom nur während einiger Stunden pro Tag gewinnt. Bei den Mars Exploration Rovers erwartet man von 140 W Spitzenleistung eine tägliche Leistung von 900 Wh. Übertragen auf 60 kW sind dies 385 kWh, pro Stunde also nur noch 16 kW.
Bei höherem Stromverbrauch oder wenn man Treibstoff auf dem Mars produzieren will, gilt es einen kleinen kompakten Kernreaktor mitzuführen. Dieser muss allerdings gut abgeschirmt sein. Die UdSSR hat solche Typen für ihre RORSAT Ozeanüberwachsungssatelliten gebaut. Diese müssen aber nun einige Nummern größer werden. Vor allem muss auch die Leistung pro Kilogramm erhöht werden. Bei den RORSAT Reaktoren war die Leistung pro Masseneinheit nicht wesentlich höher als bei den sicherheitstechnisch weitaus unproblematischen RTG. Die NASA erreichte bei größeren Reaktoren immerhin eine Leistung von 300 kW bei einer Masse von 7.5 t. Das entspricht 40 W/kg. Das ist unter Marsbedingungen besser als bei Solarzellen.
Eine Ergänzung zu Solarzellen wären RTG. RTG sind eingeführt in Planetenmissionen und werden seit 40 Jahren eingesetzt. RTG sind sicher. Man kann sie gut abschirmen und das dort enthaltene radioaktive Material liegt in keramischer Form vor. RTG haben nur zwei Nachteile: Zum einen sind die Wirkungsgrade sehr schlecht, so dass die Masse sehr groß ist. Bei den GPRS die bei den amerikanischen Planetenmissionen eingesetzt wurden, liefert ein 56 kg schwerer RTG nur 285 Watt Strom. Zudem sind diese sehr teuer. ein solcher RTG kostet 75 Millionen USD.
Es ist jedoch Abhilfe in Sicht. Bei der NASA werden derzeit Radioisotopengeneratoren auf Basis von Stirling Motoren (SRG) entwickelt. Diese setzten die Wärme erheblich effektiver in elektrischen Strom um. Derzeit sind die SRG noch klein und haben mit Abschirmung keine höheren Stromausbeute pro Kilogramm Startmasse. Dies liegt daran, dass die Abschirmung immer gleich schwer ist und bei einem RTG etwa die Hälfte der Masse ausmacht. SRG produzieren aber pro Kilogramm Plutonium 102 W Strom, GPHS nur 29 Watt. Zumindest die Produktionskosten sind so geringer und bei großen RTG sicher auch der Wirkungsgrad.
Eine zweite Alternative sind AMTEC RTG (Alkalimetall Thermal to Electric Converters) die Wirkungsrade von 15-20 % erreichen sollen, also ebenfalls 3 mal höher als bei den bislang eingesetzten RTG. Geht man von 20 % Wirkungsgrad (bei großen RTG mit zusätzlicher Nutzung der Abwärme zur Heizung nicht unwahrscheinlich) aus, so sollte man für die Erzeugung von 1 kW elektrischer Leistung etwa einen 67 kg schweren RTG benötigen.
Natürlich werden RTG immer teuer bleiben weil das verwendete Isotop Pu-238 aufwendig gewonnen werden muss und ein Reaktor nur einige Kilogramm pro Jahr davon produziert. Man wird die Kosten für RTG und das Mehrgewicht mit denen für die Entwicklung kleiner Kernreaktoren vergleichen müssen und auch eine Risikoabwägung treffen müssen.
Eine sinnvolle Nutzung von RTG wäre damit eine Mindestmenge an Strom für die Nacht zu gewinnen und vor allem die nicht genützte thermische Energie zur Heizung zu verwenden. Selbst bei einem Sterling RTG wird 80% der Energie als Wärme abgegeben. Das sind über 400 Watt pro Kilogramm Plutonium. Nimmt man an, dass man das Marshabitat mit demselben Standard wie ein Niedrigenergiehaus fertigt (40-80 kWh/m²/Jahr), berücksichtigt aber, dass die Temperatur auf dem Mars geringer ist, und man dauernd heizen muss, nicht nur an maximal 5-6 Monaten, so ist sicher ein Energiebedarf von 100 KWh/m² für die Heizung pro Jahr gegeben. das sind bei 180 m² Wohnfläche immerhin 18000 kWh oder pro Tag 50 kWh. Ein RTG, das dauernd 2.1 kWh thermische Leistung abgibt würde dazu ausreichen. Nebenbei würde ein SRTG noch etwa 0.5 kW Strom liefern. Den Rest des Stromes würden Solarzellen liefern.
Ein Unterschied zwischen Mars und Mond liegt in der
Schwerebeschleunigung an der Oberfläche. Bei der Erde beträgt diese 9.81 m/s und wird meist als 1
g abgekürzt. Auf dem Mond liegt sie nur bei 0.16 g, beim Mars bei 0.38 g. Jeder kennt die Bilder
von hüpfenden Astronauten auf dem Mond. Dies liegt daran, dass die Astronauten trotz eines 84 kg
schweren Anzugs weniger als auf der Erde wogen. Nimmt man an, dass ein Astronaut 80 kg wiegt, so
wiegt er auf der Erde mit Anzug und Lebenserhaltungstornister 164 kg. Er könnte sich hier nicht
bewegen. Auf dem Mond sind es 0.16 * 164 kg = 26.24 kg. Er hat aber Muskeln ausgebildet, die 80
kg heben können und daher sieht alles so leicht auf dem Mond aus.
Beim Mars wird es komplizierter. Zum einen sind heutige Raumanzüge für Arbeiten im Weltraum schwerer. Das liegt daran, dass man nun unter 0 g arbeitet und zudem man längere Arbeitszeiten veranschlagt. Es gibt daher ein schwereres Lebenserhaltungssystem mit mehr Vorräten für die Atemluft. Zudem sind die Anzüge sicherer als ihre Vorfahren aus den sechziger Jahren. Doch das hat auch seinen Preis: Ein Anzug an Bord der ISS wiegt nun 122 kg. Bei 0.38 g entspricht dies mit dem Gewicht des Astronauten gefühlten 76.7 kg auf dem Mars. Dies wäre noch für einen durchtrainierten Astronauten vor dem Start zu tragen, auch wenn er sich kaum bewegen könnte. (Der Raumanzug macht einen so unbeweglich wie einen Ritter in einer Rüstung). Für jemand, der jedoch durch den langen Flug zum Mars einen Großteil seiner Muskelmasse verloren hat und spröde Knochen hat ist dies viel zu viel. Die Entwicklung eines sicheren und dennoch leichtgewichtigen Anzugs betrachtet die NASA daher auch als eines der Probleme die vor einer Marsmission gelöst werden müssen.
Gleichzeitig muss der Anzug mehr leisten als seine Vorgänger: Einsätze über einen Tag hinweg, hohe Beweglichkeit, hohe Sicherheit und Zuverlässigkeit - der Anzug wird nicht einige Male, sondern fast jeden Tag einer 600 Tage dauernden Marsmission getragen werden müssen.
Die meisten Szenarien gehen davon aus dass man mehr als ein Modul auf dem Mars landet. Dies aus geometrischen Anforderungen (Alles was man auf dem Mars landet muss man durch einen aerodynamischen Schutzschild umhüllen. Man kann auf diese Weise nicht in einem Modul Wohnung für die Astronauten, Vorräte, Ausrüstung und eine Rakete zum Zurückstarten unterbringen). Viele Szenarien rechnen mit mindestens 2-3 manchmal auch 4 Einzelflügen zum Landeort.
Wenn die Besatzung auf dem Mars landet, so muss dies in der Nähe des vorher abgesetzten Wohnmoduls sein. Schließlich muss dieses zu Fuß oder einem kleinen Marsrover erreicht werden. Es ist zwar für eine Besatzung wahrscheinlich kein Problem dies durchzuführen, da diese durch eine Luke nach außen schauen kann und so punktgenau landen kann, notfalls durch Korrektur mit den Steuerdüsen. Doch fast alle Pläne sehen mindestens 2 Versorgungsflüge, meistens 3 zur Marsoberfläche vor. Es muss neben dem Wohnmodul auch die Rückstartstufe gelandet werden. Mit ihr gelangen die Astronauten wieder in einen Marsorbit. Dazu kommt ein Reaktor zur Stromversorgung und verschiedenes Equipment. Das alles muss man neben dem Wohnmodul landen und zwar diesmal unbemannt, alleine durch Computer. Hier ist eine Landegenauigkeit im Bereich von maximal einigen Hundert Metern erforderlich, schließlich können die Astronauten nicht zur Stromversorgung kilometerlange Kabel vom Reaktor zum Wohnmodul ziehen.
Für die letzten auf dem Mars abgesetzten Rover hatte die Landeellipse aber Abmessungen von 78 x 10.4 km und 85 x 11 km. In dieser Ellipse mit einem Flächeninhalt von etwa 640 km² gibt es eine Wahrscheinlichkeit von 99 %, dass der Rover in diesem Gebiet landet. Der Rover Spirit landete bei 14.57 Grad Süd und 175.47 Grad West. Geplant war eine Landung bei 14.59 Grad Süd und 175.3 Grad West. Der Rover Opportunity landete bei 1.95 Grad Süd und 354.47 Grad West. Geplant war eine Landung bei 1.98 Grad Süd und 354.06 Grad West. Die Abweichung vom Zielpunkt betrug also 9.8 km und 24.4 km. Das wäre für eine bemannte Marsmission nicht akzeptabel. Astronauten können nicht kilometerweit zum Modul laufen.
Die vier Jahre später gestartete Phoenix Mars Scout Mission profitiert von einer noch besseren Vorerkundung des Landeterrains und Kurskorrekturen bis kur vor der Landung. Geplant war eine Landung bei 68.16 Nord und 233.35 Ost. Gelandet ist er bei 68.218830 Nord und 234.250778E, das war durch die Aufnahmen des MRO Satelliten leicht möglich festzustellen, doch das sind 1.1 km in N/S und 6.3 km in Ost West Richtung vom Zielpunkt entfernt.
Man sollte dabei natürlich bemerken, dass die Landegenauigkeit bei den bemannten Raumfahrzeugen die passiv landen, also nur durch Fallschirme abgebremst auch auf der erde bei nur einigen Kilometern liegt. Da diese jedoch nicht direkt neben ihrer zukünftigen Arbeitsstätte landen müssen ist dies kein so großes Problem.
Da genaue Positionierungen auch in anderen Aspekten wichtig ist, z.B. beim Fahren in unbekanntem Gelände, wäre es zu überlegen, ob nicht auf dem Mars ein GPS System installiert werden sollte wie auf der Erde. Um einen 700 kg schweren GPS Satelliten in eine 12 Stunden Umlaufbahn um den Mars zu bringen (in 9200 km Höhe) müssen etwa 2300 kg in eine fluchtbahn gestartet werden. Bei 24-30 Satelliten sind dies 56-69 t, die etwa 200 t in einer Erdumlaufbahn entsprechen. Das ist ein Mehraufwand von 20 % für den Transport. Dies ist aber noch zu reduzieren, wenn Ionenantriebe benutzt werden um die Endbahn im Mars zu erreichen. Dann wird der Satellit zuerst nur in eine exzentrische Marsumlaufbahn gebracht, die zuerst auf einen marsfernsten Punkt von 92200 km mittels Aerobraking abgesenkt wird und dann durch einen Ionenantrieb zirkularisiert wird. Das kann die Startmasse pro Satellit auf 1500 kg senken und 124 t für den Start von der Erde aus. Anders als bei dem bemannten Unternehmen kann dies jedoch auf viele Starts verteilt werden. Eine Ariane 5 EC-A kann etwa 5 t zum Mars transportieren, das entspricht 2-3 dieser Satelliten. Würde eine Ariane 5, eine Proton, eine Atlas V und eine Lange Marsch 3B pro Startfenster starten, so könnte ein 30 Satellitensystem in 3 Startfenstern aufgebaut werden.
Die Atmosphäre des Mars ist 160 mal dünner als die Atmosphäre der erde auf Meeresniveau. Den Druck der in den tiefsten Senken beim Marsch herrscht ist so niedrig, das auf der Erde weder ein Flugzeug noch ein Ballon jemals in eine Höhe vorgestoßen ist, bei der auf der Erde ein solcher Luftdruck herrscht.
Trotzdem ist die Atmosphäre des Mars kein Vakuum, tritt ein Raumflugkörper ein, so muss er sich wie bei einer Landung auf der Erde vor der Reibungshitze schützen. Die Landung auf dem Mars ist daher ein bisschen wie auf dem Mond, ein bisschen wie auf der Erde.
Alle Raumsonden hatten bislang vergleichsweise große Hitzeschutzschilde und aerodynamische Hüllen. Die Verkleidung der Rover, die 2004 landeten, hatte 2.60 m Durchmesser und die Lander wogen 830 kg als sie landeten. Bei Viking hatten die Verkleidungen 3.7 m Durchmesser bei 1200 kg Landemasse. Das sind 88 bzw. 122 kg pro m², also viel mehr als bei bemannten Raumfahrzeugen auf der Erde. Die Frage ist nun ob dieser Wert charakteristisch ist, oder vielmehr die Hüllen so groß waren, weil die Raumfahrzeuge die sie umhüllten einfach dieses Volumen brauchten.
Das ist entscheidend für die Größe des Schutzschildes. Wenn man - wie in einer ESA Studie - mit 75 m³ Volumen pro Astronaut rechnet so braucht man für 6 Astronauten 450 m³, was bei einem dreigeschossigen Marshabitat mit 2.5 m Deckenhöhe einer Fläche von 60 m² entspricht - das ist in quadratischer Bauweise etwa ein Würfel von 8 x 8 x 8 m. Dieser wäre transportierbar mit heutigen Trägerraketen, auch wenn er von einer aerodynamischen Hülle umgeben ist, die dann etwa 11-12 m Durchmesser hat.
Bei einer Masse von etwa 60 t wäre die Landung dessen auf der Erde kein Thema - bei einer 12 m großen Umhüllung wäre die Belastung pro m² wie bei Mercury und Gemini bei etwa 400 kg. Auf dem Mars müsste man, wenn man die bisherigen Missionen zugrunde liegt aber eine 3 mal größere Fläche zur Verfügung haben, woraus sich ein etwa 26 m großer Schutzschild errechnet. Ein solcher ist zu groß um in einem Stück transportiert zu werden.
Die Alternative wären aufblasbare Hitzeschutzschilde. Es gibt zwei Technologien dafür, die jedoch beide erst noch erprobt werden müssen. Das eine sind aufgeschäumte Hitzeschutzschilde. Sie haben beim Start schon das Endvolumen, doch können sie zusammengepackt werden. Sie arbeiten durch das Verdunstungsprinzip und sind nicht für sehr hohe Energien nutzbar, jedoch vielleicht auf dem Mars. Sie würden vor der Landung entfaltet und würden das Raumschiff soweit abbremsen, bis die Restenergie von der Hülle absorbiert werden kann. Formstabilität erreicht man durch ein Stützgerüst welches z.B. als Drahtgitter nach dem Start aufgebaut werden kann.
Das weite sind aufblasbare Strukturen aus Kevlarfasern mit hohem Druck (16 Bar). Sie sind durch den Innendruck sehr steif und werden dann mit einem üblichen Ablativen Material wie Phenolharz mit Silikatstücken belegt. Das Problem bei diesen ist, dass sie zusammenfallen, sobald es nur ein Leck gibt. Da der eigentliche Hitzeschutzschild jedoch steif ist, wird es immer Stelen geben an denen es Verbindungen gibt zwischen starren Segmenten. Diese sind die Schwachstellen einer entfaltbaren Struktur.
Als Alternative könnte man die Schutzschilde auch aus mehreren, großen Segmenten aufbauen, die dann den maximalen Durchmesser, der von der Nutzlastverkleidung der Trägerrakete diktiert ist nicht überschreiten. Diese könnten wie Blütenblätter vor dem Start ineinander gefaltet sein und im Erdorbit, noch vor dem Start zum Mars in die endgültige Form durch Federn und Scharniere gebracht werden, das erlaubt auch eine Endkontrolle durch eine bemannte Mission vor dem Start.
| Sitemap | Kontakt | Neues | Impressum / Datenschutz | Hier werben / advert here | Buchshop | Bücher vom Autor | |