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Web Log Teil 462: 2.6.2016 - 7.6.2016

2.6.2016: Welchen Einsatzzweck haben "Miniraumsonden"?

Der Trend zu Cubesats hat auch zu Überlegungen geführt, ob Raumsonden so schwer sein müssen. in den letzten 20 Jahren gab es den Trend zu immer größeren und schwereren Sonden. Die Sonden des Discoveryprogramms haben eine Zeitlang diesen schon seit Beginn der Raumfahrt vorliegenden Trend gestoppt, doch da einige Missionen scheiterten, und die NASA ihre Politik änderte sind heute neue Raumsonden meist über 1 t schwer. Zugegeben - es macht auch wenig Sinn eine Kleinere bei den heutigen Trägern zu konstruieren. Mit dem Wegfall der Delta 2 klafft eine große Lücke im US-Arsenal. Die USA sind seit Jahren sowieso in einer misslichen Lage. Es gibt die Pegasus für ganz kleine Sonden, jedoch ist sie unverhältnismäßig teuer und nur noch ein Start gebucht. die Minotaurs sind nur für militärische Nutzlasten verfügbar, da ein Gesetz die NASA zum Nutzen kommerzieller Services zwingt und die Raketen auf ICBM basieren. Die Taurus hatte zwei Fehlstartes und ist inzwischen teurer als eine Falcon 9. So gibt es keine Rakete zwischen 450 und 16.000 kg LEO Nutzlast. Daher macht es auch kein Sinn eine leichtgewichtige Raumsonde zu konstruieren.

Europa ist in einer besseren Lage. Mit der Vega, Sojus und Ariane 5 gibt es drei Träger mit Nutzlasten von 550 kg, 1600 kg und 6600 kg für die Fluchtgeschwindigkeit, also ein etwas bessere Streuung und alle drei werden auch genutzt: Gaia startete auf der Sojus, Lisa-Pathfinder auf der Vega und Bepi-Colombo wird die Ariane 5 nutzen.

Wenn man nun im Gewicht weiter herunter geht tun sich weitere Möglichkeiten auf: Eine Raumsonde als Sekundärnutzlast. Für viele Träger gibt es die Möglichkeiten, kleinere Nutzlasten mitzuführen. Der Träger muss nur die Möglichkeit haben, nach der Hauptmission die Sonde noch auf Fluchtgeschwindigkeit zu bringen. Das geht mit einer wiederzündbaren Oberstufe, wie die Falcon 9, Atlas, Sojus haben. Existiert diese Möglichkeit nicht, z.B. bei der Ariane 5, so muss man einen Antrieb in die Nutzlast integrieren, so wies dies auch bei Lisa-Pathfinder der Fall war. Bei den Massen von denen wir hier reden, braucht man dazu keine Oberstufe sondern ein Apogäumsantrieb mit 400 N Schub reicht aus. Ein Start könnte so relativ oft möglich sein, denn viele Starts von Regierungsnutzlasten nutzen die maximale Nutzlast nicht aus. Bei den USA sind es die GPS-Satelliten die einzeln gestartet werden und in Europa sind es die Sentinel-Satelliten auf der Sojus die nicht mal die Hälfte der Nutzlast ausnutzen.

Wie klein kann eine Raumsonde sein? Sicher beliebig klein, doch wird man eine Kosten/Nutzenanalyse machen müssen. Es gibt harte Grenzen. Instrumente kann man nicht beliebig klein machen. Eine Kamera mit Gehäuse und Abschirmung kann man in 500 g realisieren, doch dann erhält man das Raumfahrtgegenstück einer Webcam - ohne Filter, mit Weitwinkeloptik. Addiert man nur ein weiteres Pfund für eine größere Optik so steigt die Brennweite (KB-Äquivalent) von 35 auf 400 mm, also die Auflösung um das zehnfache. Daher macht die Reduktion unter ein bestimmtes Maß wenig Sinn. Bei fast allen Subsystemen gibt es harte Grenzen. Sie lassen sich nicht beliebig verkleinern. Zudem sinken mit der Verkleinerung dann auch die Leistungen. Solarzellen liefern weniger Strom. Sender haben geringere Sendeleistungen. Antennen bündeln Signale nicht so stark. Alles zusammen senkt die Datenraten ab, was den Nutzen rasch sinken lässt.

Instrumente gibt es natürlich unterschiedliche. Magnetfeldsensoren oder Partikeldetektoren können sehr einfach und leicht aufgebaut sein. Optiken sind schwer und Radargeräte wirklich schwer. Sie machen bei vielen Radarsatelliten ein Drittel der Masse aus. Das wird nur von astronomischen Teleskopen getoppt, bei denen man den Satelliten um das Teleskop herum baut.

Bei den bisherigen Raumsonden gibt es einen Zusammenhang zwischen Instrumentenmasse und Trockenmasse. Etwa Ein Viertel bis ein Sechstel der Trockenmasse als Instrumente sind normal. Wenn man 5 kg als unterste Masse für einige kleinere oder ein größeres Instrument ansetzt, kommt man auf eine untere Grenze von 20 bis 30 kg für eine Sonde. Dazu kann noch ein Antrieb kommen. Zum einen um sie von einer Erdbahn aus zu starten, zum anderen für Kurskorrekturen oder das Einschwenken in eine Umlaufbahn. 5 kg riechen für ein Teleskop mit einer kleineren Optik. Das kann man als Kombiinstrument für eines oder mehrere Spektrometer und eine Kamera nutzen.

Aus Kostengründen wäre es sinnvoll, etwas größere Sonden zu planen. Es gibt eine Reihe von Satellitenbussen für kleine Nutzlasten. Diese sparen Kosten weil man sie fertig übernehmen kann. Sie wiegen aber etwa 100 bis 200 kg. Das erlaubt dann 20 bis 40 kg Nutzlast, das ist dann schon eine größere Suite. In diesem Bereich liegen auch Nutzlasten für standardisierte Mitnahmemöglichkeiten existieren. ASAP-5 erlaubt bis zu 300 kg schwere Sekundärnutzlasten auf der Ariane 5, ESPA auf der Atlas bis zu 200 kg schwere Nutzlasten. Bei nicht-wiederzündbaren Oberstufen muss man dann noch den Antrieb hinzuaddieren.

Wo wäre der Einsatz sinnvoll?

Da mit der Größe auch die Größe der Kommunikationssysteme abnimmt, wird es nicht sehr sinnvoll sein, den erdnahen Raum zu verlassen. Ein weiterer Aspekt ist das je größer ein Himmelskörper ist, desto mehr beeinflusst er seine Umgebung. Ein Asteroid hat anders als ein Planet kein Magnetfeld, keine Atmosphäre, damit auch keine Plasmaumgebung und meist auch keine Monde. Sonden mit wenigen Instrumenten machen daher Sinn für kleine Körper bei denen viele normale Sensoren eh keinen Sinn machen würden. Daneben gibt es noch die Plasmaumgebung der Sonne, die dauernd aktiv ist. Mit ihr will ich anfangen.

Das Weltraumwetter, das sich inzwischen als Begriff schon eingebürgert hat, hat mittlerweile nicht nur wissenschaftliche Aspekte indem man die Aktivität der Sonne und ihre wechselnden Einfluss auf den interplanetaren Raum beobachtet, sondern Eruptionen werden mehr und mehr zu einer Gefahr für die technische Infrastruktur auf der Erde. Mittlerweile gibt es Vorwarnsysteme. Das letzte wurde an Bord von DSCOVR im Januar 2015 gestartet. Für das Verständnis wären hier einige Sonden, nur bestückt mit Teilchen- und Magnefeldsensoren eine preiswerte und nützliche Ergänzung. Für die Vorhersage eher nicht. Um diese zu verbessern, bräuchte man mehr Sonden näher an der Sonne als die derzeitigem im L1-Librationspunkt. Doch anders als diese ändern sie ihre Position dauernd. Man braucht daher nicht eine Sonde, sondern mehrere. Je nachdem, wie eng begrenzt eine Sonneneruption ist, und je näher man der Sonne kommt. Doch selbst bei einem breiten Winkel von 60 Grad bräuchte man schon 6 Sonden für eine Warnung und 12 wenn man die Intensität genauer feststellen will. Dann ist man bald bei einem Punkt angekommen wo viele kleine Sonden doch wieder teuer werden. Für solche Sonden wäre eine venusnahe Umlaufbahn gut geeignet, sie ist um ein Drittel näher an der Sonne, 30-mal näher als bei den bisherigen Sonden (also 30-mal längere Vorwarnzeit) und die dort etwa doppelt so hohe Sonneneinstrahlung ist noch ohne konstruktive Maßnahmen berherschbar.

Das zweite sind erdnahe Asteroiden. Sie sind mit einem relativ geringen dV erreichbar. Der NASA-Trajektorie Browser liefert 86 Objekte die zwischen 2014 und 2020 mit einem dV von 4 km/s relativ zum LEO erreicht werden können. 4 km/s zur Erdbahn entspricht in etwa dem dv zu Mars oder 1,6 km/s über GTO und 0,8 km/s über Fluchtgeschwindigkeit.  Die Objekte sind zwischen 2 und 32 km hoch. Solche Vorbeiflugmissionen erscheinen auf den ersten Blick unattraktiv, vor allem da man die Kombination von kleinen Zielen und wenig Masse bei den Instrumenten hat, z.B. nur ein kleines Teleskop einsetzen kann. Beim größten, dem Asteroiden 1024 Ganymed, begegnet man ihm mit 18,91 km/s. Das heißt alle 2 Sekunden sinkt die Abbildungsgröße auf die Hälfte. Selbst ein relativ großes Teleskop mit einer Auflösung von 1 Bogensekunde (z.B. die LORRI Kamera von New Horizons mit 8,8 kg Gewicht) kann so nur wenige Aufnahmen machen. Zwischen dem Punkt, wo der Asteroid nur 1 Pixel groß ist und der maximalen Annäherung liegen 4 Tage. Bei etwas realistischen 100 Pixeln Größe (in etwa die Auflösung die New Horizons von der abgewandten Seite von Pluto machte) sind es nur noch 56 Minuten. Dank der modernen Elektronik, mit der man CCD-Chips mit hoher Datenrate auslesen und diese Daten auch speichern kann sind solche Missionen bedingt nützlich. New Horizons zeigte diese Vorgehensweise des "Dump-and Store" eindrucksvoll. Allerdings sind ide Ziele hier viel kleiner. Daten werden nur über Minuten gesammelt anstatt einem Tag wie bei New Horizons.

Trotzdem - besser wäre ein Orbit. Bei einer Sondenmasse von 150 kg, einer Startmasse von 300 kg könnte ein integrierter Antrieb die Geschwindigkeit nach dem Start um 1600 m/s ändern. Mit dem Trajectory Browser der NASA findet man zwischen 2014 und 2018 insgesamt 70 Bahnen die diese Bedingung erfüllen. (Maximale Missionsdauer 4 Jahre) aber nur zu kleinen Objekten. Die kleinsten sind nur 300 m groß, der größte ist 4179 Toutaris, nur 7 sind größer als 1 km. Noch etwas besser sieht es bei Ionentriebwerken aus, wo wir bei dieser Sondenmasse auch im Bereich kommerzieller antriebe sind. Teilt man die 150 kg für einen chemischen Antrieb in 20 kg Ionentriebwerke und Subsysteme, 60 kg Xenon und Tanks, davon 50 kg Xenon und 70 kg Solarzellen aus mit einer Dichte von 50 W/kg (wie bei größeren Kommunikationssatelliten) so kann man die Geschwindigkeit um 6.300 m/s ändern, das entspricht z.B. einer elliptischen Bahn mit einem Aphel von 360 Mill km oder einer Kreisbahn in 240 Mill. km Entfernung. Die Kurskorrekturfähigkeit von rund 6,3 km/s (anstatt 1,6 km/s beim chemischen Antrieb) kann man auch nutzen um mehrere Vorbeiflüge durchzuführen anstatt einem.

Eine letzte Kategorie sind Kometen. Sie sind weitaus interessanter als Asteroiden. Aufgrund der Bahn kommen hier nur Vorbeiflugmissionen in Frage. Der Trajectory Browser der NASA liefert 45 Ziele die mit einem DV von maximal 4 km/s, 4 Jahre Flugdauer, die zwischen 2014 und 2018 erreichbar sind. Die meisten sind innerhalb von zwei Jahren erreichbar, einige sogar innerhalb eines Jahrs. Bei solchen Zielen machen dann auch noch Staubdetektoren und Analysatoren, Massenspektrometer und andere direkt messende Instrumente in Betracht. Hier würde auch eine große Sonde nicht viel mehr Daten bei einem Vorbeiflug gewinnen können, weil direkte Messungen erst in unmittelbarer Nähe möglich sind, nützen Fernerkundungsinstrumente nur wenig. Ich würde Kometenvorbeiflüge wirklich für die beste Umsetzung des Konzepts halten. Wenn es gelingt die Sonden sehr preiswert zu bauen kann man auch die Instrumente einer größere Sonde auf mehrere kleine verteilen.

Ein Problem bei Orbitmissionen um Asteroiden ist aber die Datenübertragung. Bei einem Vorbeiflug kann man viele Daten schnell gewinnen und dann langsam übertragen, notfalls auch erst bei einem nahen Erdvorbeiflug, so wie Galileo die ihre Daten vom Venusvorbeiflug erst beim Vorbeiflug bei der Erde übertrug. Bei so kleinen Sonden ist vor allem durch die Anbringung an den den Sekundärnutzlastadaptern die ringförmig an die Oberstufe ansetzen der Platz begrenzt. Mehr als 60 cm Höhe sind da selten drin. Eine Parabolantenne wird so auch nur 60 cm groß sein. Zum vergleich: Exomars startete mit einer 2,20 m großen Antenne und die Sender dürften auch leistungsschwächer sein. Für die Experimente mit kleinen Datenmengen wie die obigen Partikelexperimente von Sonden für die Sonnenüberwachung ist das kein Problem. Für Sonden die Asteroiden umkreisen schon.

Die letzte Frage ist der wirtschaftliche Aspekt. Standardisierte Satellitenbusse erlauben heute relativ preiswerte Kleinsatelliten. Die 5 Rapid Eye Satelliten kosteten 150 Mill. Euro mit eigenem Start. So sollte eine Raumsonde für 30-40 Mill. Euro bei Mitnahme eigentlich möglich sein. Wenn man sie dagegen neu konstruiert, dann wird man kaum Kosten sparen können.

3.6.2016: 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.

7.6.2016: In 4 Jahren zu Chury anstatt in 10

In meiner kleinen Serie über Ionentriebwerke will ich mal was neues versuchen und zwar untersuchen ob eine Mission vielleicht schneller oder besser mit Ionentriebwerken durchgeführt werden kann. Dabei will ich die Originalmission weitestgehend übernehmen.

Diesmal geht es um Rosetta. Rosettas Ziel ist der Komet 67P/Churyumov-Gerasimenko. 67P oder "Tschurri", da sich keiner den Doppelnamen merken kann. 67P gehört zu einer sehr häufigen Klasse dem der von Jupiter umgelenkten Kometen (Jupiter Comet familiy JCF). Diese Kometen haben ein Perihel rund um Jupiters Bahn und eine niedrige Bahnneigung. Viele der bisher von Raumsonden besuchten Kometen, eigentlich alle außer Halley gehören in diese Gruppe. Jupiter ist aber mit Ionentriebwerken zu erreichen, daher mein Ansatz Rosetta mit Ionentriebwerken neu zu simulieren. Hier die für die Simulation wichtigen Kerndaten:

Mein Ansatz ist: Anstatt des chemischen Treibstoffsystems ein solarelektrisches System einzubauen. Idealerweise verbindet man es mit den Solarzellen der Sonne, so wäre wegen der höheren Leistung auch ein betrieb Rosettas im Aphel möglich.

So entfallen von der Originalsonde 1841,5 kg auf das Antriebssystem, diese kann man nutzen. Da die Solarzellen die gleichen wie bei Rosetta sein sollen, nehme ich deren BOL-Leistung von 41,5 W/kg.

Meine Simulation arbeitet nur in der X-Y Ebene. Um die Inklination von 6,4 Grad (Z-Eben) abzubauen habe ich daher zuerst eine Anhebung der Inklination vorgeschaltet. Das ist bei fehlender Änderung der Bahngeschwindigkeit leicht klassisch berechenbar. Ich habe einen spezifischen Impuls von 39.000 angenommen, in etwa in der Mitte des Bereiches den heute Ionentriebwerke haben (35.000 bis 43.000 m/s). Man errechnet eine Geschwindigkeitsänderung von 3722 m/s. Bahntechnisch ist dies ungünstig. Besser wäre das ändern im Aphel, doch da hat man sehr wenig Leistung oder beim heraufspiralen. Dies senkt die Startmasse vor dem Anheben des Aphels von 3.011 auf 2.736 kg.

Beim heraufspiralen steigt das Perihel ab. Die Strategie ist daher die Leistung solange zu erhöhen bis man beim Perihel in etwa in 67P Region kommt. So kam ich zu einer Lösung:

Bahn von Rosetta ionenbetrieben

Simulationseinstellungen
Maximale Simulationsdauer: 13 J 255 d
Vorgabe solare Startgeschwindigkeit: 34.344,0 m/s
Simulationsdauer 219 d
Schrittweite: 50 s
Entfernung bei Sim-Ende 342,1 Mill. km
Geschwindigkeit bei Sim-Ende 22.808,5 m/s
Vorgabe Maximalentfernung: 851,0 Mill. km
Startbahn ist eine Ellipse
Perihel/Perigäum: 149,60 Mill. km
Aphel/Apogäum: 296,42 Mill. km
Große Halbachse: 223,01 Mill. km
Umlaufszeit: 1 J 299 d
Endbahn ist eine Ellipse
Perihel/Perigäum: 186,30 Mill. km
Aphel/Apogäum: 851,25 Mill. km
Große Halbachse: 518,78 Mill. km
Umlaufszeit: 6 J 168 d
Ionentriebwerkseinstellungen
Schubrichtung: Parallel zum Bewegungsvektor
Abbruchbedingung der Simulation: Betrieb bis die Bahn das Zielaphel/-Apogäum überschreitet
Apo-Punkt: 851,0 Mill. km
Betrieb: Dauernder Betrieb
Schub wirkt in die Bahnrichtung
Startgewicht: 2.736,0 kg
Aktuelles Gewicht: 2.346,9 kg
Stromversorgung: 22.700,0 Watt @ 1 AE
Eigenstromverbrauch: 400,0 Watt
Spezifischer Impuls: 39.000,0 m/s
Reine Betriebszeit: 219 d
Missionszeit mit Freiflugphase 3 J 104 d
Differenz zur Kreisgeschwindigkeit bei 851,0 Mill.: 5.009,7 m/s
Gesamte Geschwindigkeitsänderung: 5.983,1 m/s

Die Leistung von 22,7 kW ist fast das dreifache des Rosetta-Arrays. Daher habe ich in einem zweiten Schritt die Leistung auf 21,3 kW reduziert. Das vereinfacht die Konstruktion, man braucht einfach nur nochmals zwei Arrays wie die schon verbauten. Das muss man durch einen etwas geringeren spezifischen Impuls kompensieren, der den Treibstoffverbrauch erhöht. Bei 36500 m/s bekommt man eine Lösung, doch dann muss man das Startgewicht nochmals berechnen, da dieses mit einem spezifischen Impuls von 39.000 m/s berechnet wurde. Man erhält 2719 kg. Wiederholt man dies nochmals so kommt man auf die endgültige Lösung:

Simulationseinstellungen
Maximale Simulationsdauer: 13 J 255 d
Vorgabe solare Startgeschwindigkeit: 34.344,0 m/s
Simulationsdauer 220 d
Schrittweite: 50 s
Entfernung bei Sim-Ende 343,0 Mill. km
Geschwindigkeit bei Sim-Ende 22.767,3 m/s
Vorgabe Maximalentfernung: 851,0 Mill. km
Endbahn ist eine Ellipse
Perihel/Perigäum: 186,68 Mill. km
Aphel/Apogäum: 851,40 Mill. km
Große Halbachse: 519,04 Mill. km
Umlaufszeit: 6 J 170 d
Ionentriebwerkseinstellungen
Schubrichtung: Parallel zum Bewegungsvektor
Abbruchbedingung der Simulation: Betrieb bis die Bahn das Zielaphel/-Apogäum überschreitet
Apo-Punkt: 851,0 Mill. km
Betrieb: Dauernder Betrieb
Schub wirkt in die Bahnrichtung
Startgewicht: 2.722,0 kg
Aktuelles Gewicht: 2.314,8 kg
Stromversorgung: 21.300,0 Watt @ 1 AE
Eigenstromverbrauch: 400,0 Watt
Spezifischer Impuls: 37.000,0 m/s
Reine Betriebszeit: 220 d
Missionszeit mit Freiflugphase 3 J 99 d
Differenz zur Kreisgeschwindigkeit bei 851,0 Mill.: 5.007,0 m/s
Gesamte Geschwindigkeitsänderung: 5.995,4 m/s

Dazu kommen noch 155 Tage um die Inklination anzuheben. Man erhalt also eine Gesamtmissionsdauer von 3 Jahren, 254 Tagen, unter 4 Jahren um Churymasov-Geramisenko zu erreichen. Rosetta benötigte dazu über 10 Jahre, weil ein Marsvorbeiflug und drei Erdvorbeiflüge um die Bahn anzuheben. Für die Anhebung des Perihels waren dann die Treibstoffvorräte an Bord. So sähe ein Vergleich mit der Orginialrosetta aus:

System Rosetta Rosetta solar-elektrisch angetrieben
Startmasse: 3011 kg 3011 kg
Trockenmasse: 1341 kg 2279 kg (5% Treibstoffreste berücksichtigt)
Masse Raumsonde ohne Antriebssystem und Solararrays 974,8 kg 1623 kg*

Während man das Gewicht der Tanks und Solarzellen leicht aus Standardwerten bzw. den bekannten Wert von Rosetta berechnen kann, ist das Gewicht der Ionentriebwerke und ihrer Untersysteme wie Leitungen, Ventile, Strukturen und Stromkonverter nur schätzbar. Bei fast 700 kg mehr als bei Original-Rosetta gibt es da aber einen großen Spielraum. Das reicht auch noch für ein kleineres chemisches Antriebssystem. Das wird auch benötigt um die Bahn um den Kometen mehrfach zu ändern. Das ist aus mit Ionentriebwerken leicht möglich wenn die Sonde nicht gerade im Aphel ist.

Was den Reiz dieser Lösung ausmacht ist auch, das man nur die Solararrays verdoppeln muss. Die Leistung von 21,3 kW würde ausreichen um vier bis fünf schon verfügbare Ionentriebwerke wie das Rit-XT oder RIT-2X zu betrieben. Man ist also in Bereichen die heute schon technisch umsetzbar sind. Vier RIT 2X würden ausreichen. Bei Betriebsende in 343 Mill km Entfernung hat man noch eine Leistung von 4,05 KW, genügend um ein RIT-2X zu betrieben. Für den Betrieb im Aphel wären dann noch vier RIT-10 nötig die von 145 bis 750 W in der Leistung regulierbar ist. Ein RIT-2X kann bis auf 2185 W in der Leistungsaufnahme gesenkt werden.

Was lernen wir daraus?

Nun zum einen kommen wir zu 67P viel schneller - in 4 Jahren anstatt 10. Zum zweiten würde eine Sonde mit um ein Drittel kleinerer Startmasse ausreichen. Das letztere spielte bei Rosetta keine Rolle, da 2004 als sie startete nur die Ariane 5 als Träger verfügbar war. Möglich wäre ein Start mit einem höheren dV gewesen oder man hätte gleich beim Start die Bahnneigung reduziert, da Rosetta nicht die volle Nutzlastmasse ausnutzte.

Übertragen bedeutet dies, das man in 4-5 Jahren sehr viele Kometen erreichen kann. Denn zu dieser Jupitergruppe gehören viele Kometen. Das MIT listet über 500 Stück auf. Selbst wenn man sich auf die beschränkt, deren Bahnneigung nicht zu hoch ist und das Perihel erdnah, so bleiben noch genügend Ziele übrig. Man kann das Szenario noch weiter spinnen. Nehmen wir die 200 kg für die Ionentriebwerkssubsysteme und den Rest für Treibstoff, so könnte die Sonde ihre Geschwindigkeit um weitere 9,1 km/s ändern, also in etwa genauso viel wie bisher. Das würde für mindestens einen weiteren Kometenbesuch, eventuell mehrere wenn die Bahnen ähnlich sind reichen.


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