Reise zum Mars Raketenträgersysteme

Transkript

1 Reise zum Mars Raketenträgersysteme Werner Balogh (Austrian Space Agency) Werner Gryksa (MAGNA STEYR Weltraumtechnik) Sommeruniversität Graz in Space Aktuelle Weltraumforschung 24. September 2002

2 1. Reise zum Mars Inhaltsübersicht! Mars eine Herausforderung!! Unbemannte Mars Missionen! Wann fliegen Menschen zum Mars?! Bemannte Mars Mission Studien 2. NASA Mars Design Reference Mission 3. Technologien für den Flug zum Mars! Raketenträgersysteme! In-Space Transportation! In-Situ Resource Utilization 4. Österreichische Beiträge 2

3 Reise zum Mars

4 Mars eine Herausforderung!! Mars ist der nächste und einzige andere bewohnbare Planet in unserem Sonnensystem! Menschliche Evolution streben nach Expansion (Tsiolkovsky( Tsiolkovsky; ; Leaving the cradle )! Wissenschaft: Vergleichende Planetologie! Internationale Zusammenarbeit! Entwicklung neuer Technologien! Als Inspiration für die Menschheit!...und, die Kosten sind nur relativ gesehen hoch und vergleichbar mit anderen Großprojekten 4

5 Das Marsprojekt! Das Marsprojekt, 1952! Erste technisch realistische Beschreibung einer bemannten Marsmission! 70 Mann Besatzung! 36 Space Shuttles (39 Tonnen Lastkapazität)! 950 Flüge (Erde-LEO)! 10 Mars Raumschiffe à 3720 t! N 2 H 4 /HNO 3 Flüssiggas Antrieb 5

6 Unbemannte Mars Missionen Start der Mars Odyssey Mission 2001 Delta II 6

7 Wann fliegen Menschen zum Mars?! Prinzipiell ein Kostenproblem - Schätzungen: Milliarden US$ pro Mission - Zum Vergleich: Kosten des gesamten Apollo Programms 70 Milliarden US$! Aber auch ein politisches Problem - Wegfall der politischen Motivation durch das Ende des Ost-West Konflikts ( Space Race ) - Sinnkrise - Frage nach dem Warum? 7

8 Wann fliegen Menschen zum Mars?! International Space Station First! - Vorzeigeprojekt für Internationale Zusammenarbeit - Praktische Erfahrung für spätere Langzeitmissionen - Technische und organisatorische Herausforderung - Muss zuerst erfolgreich abgeschlossen werden! Wissenslücken Show Stoppers - Gefährdung durch hohe Strahlendosis/medizinische Folgen des Aufenthalts in der Schwerelosigkeit - Entwicklung leistungsfähiger Antriebsysteme und Nuklearreaktoren 8

9 Kostentreiber bemannter Mars Missionen! Die ersten 100 km (Earth to Orbit ETO) - Bis zu 80% Anteil an den gesamten Missionskosten! - Derzeit: US$/kg ETO! Entwicklungskosten für f r schweres Trägersystems - Mindestens 80 t Erde-LEO werden benötigt - Verfügbar: 23 t Erde-LEO (Ariane 5, EELV) - Vergleich: >100 t Erde-LEO (Saturn 5, N1, Energia)! Kosten des Zusammenbaus im Orbit - Vergleich: International Space Station (ISS) ca. 100 Milliarden US$ 9

10 Bemannte Mars Missionen: Studien! Seit dem Marsprojekt Wernher von Braun s wurden zahlreiche andere Studien über bemannte Mars Missionen durchgeführt hrt! NASA s: EMPIRE Studien (Early( Manned Planetary- Interplanetary Round-trip Expeditions) : post-apollo Ära Space Task Group Studien : 1991: Space Exploration Initiative (SEI) Synthesis Group - Aktuell: NASA Mars Design Referenz Mission! International Academy of Astronautics : International Mars Exploration Study 10

11 Bemannte Mars Missionen: Studien! Sowjetunion/Russland s: Marsflug mit N1 Trägerrakete s: Marsflug mit Energia Trägerrakete - Aktuell: ISTC1172/2120 Projekt mit Unterstützung der European Commission, NASA und Boeing! Europäische (ESA) Studien : MARSEMSI : SISTEMSI : ADAM & EVE /2001: Europäische Beiträge zur Mars Design Referenz Mission (S51, S54, S56 Studien) - Aktuell: Aurora Programm 11

12 NASA Mars Design Reference Mission

13 NASA Mars Design Reference Mission! NASA JSC Mars Exploration Study Team! Eine Standardmission zum qualitativen und quantitativen Vergleich verschiedener Konzepte für bemannte Mars Missionen! Eine Synthese der Missionsarchitektur der SEI Synthesis Group Studien Zubrin Mars Direct Architektur! Nutzung von In-Situ Resource Utilization (ISRU)! Living off the Land 13

14 NASA Mars Design Reference Mission! V t Trägerrakete - Split Mission Konzept - 4 Starts: ERV-1, Cargo-1, Hab-1, Piloted-1 1 (bemannt) - 6 Crew! V t Trägerrakete (geringere Entwicklungskosten) - TransHab (inflatable Modul, 20 t Gewichtsersparnis) - Gas-cooled Nuclear Thermal Reactors (Propulsion & Power) - 6 Starts, jeweils 2 für: ERV-1, Cargo-1, Piloted-1 14

15 Massen Budget Reference Mission Version First Opportunity: Cargo Lander (Cargo-1) 90,190 kg 66,043 kg Habitat (Hab-1) 90,598 kg N/A Earth Return Vehicle-1 (ERV-1) 131,374 kg 74,072 kg Second Opportunity: Crew+Habitat 2 (Piloted-1) 89,980 kg 60,806 kg TOTAL 402 mt 201 mt In V3.0 erzielte Gewichtsreduktion durch Elimination von Hab-1, Verwendung von verbesserter ISRU Technik, TransHab und eines integrierten TPS für das ERV-1 15

16 Design Referenz Mission V3.0 Sequenz Earth Return Vehicle aerocaptures into Mars orbit Ascent Vehicle rendezvous with Earth Return Vehicle in Mars Orbit day return trip to Earth ends with direct entry and precision parafoil landing Cargo Missions Launched Trans-Mars injection and Cruise Cargo lander with propellant production plant, power systems, inflatable hab, ascent vehicle lands on Mars Crew departure. Ascent vehicle uses locally produced methane and LOX Crew transit habitat launched Crew reaches Mars in days on fast transit trajectory Crew Arrival Surface science concentrates on the search for life. Deep drilling, geology and microbiology investigations are supported by both EVA and by surface laboratories. 16

17 Von der Erde in den LEO! Derzeit existiert kein Trägersystem mit einer Transportkapazität von >25 t Erde LEO! Kommerziell nicht interessant! Entwicklungskosten mindestens 9 Milliarden US$! Marsmission benötigt mindestens 80 t Erde LEO 17

18 Magnum Trägerrakete Magnum Launch Vehicle Payload Fairing 92 ft cyl x 25 ft I.D. Circularization Stage LO2 Tank Payload / Stage Adapter Liquid Flyback Booster (2) LH2 Tank Fwd Booster Attach Fly-Back Booster RS-68 Raketenmotoren (entwickelt und getestet) Nutzlast Envelope: 28 m x 7,6 m ca.1000 US$/kg (unrealistisch) Aft Booster Attach Thrust Structure RS 68 Engines (2) 18

19 Von der Erde zum Mars Solid Core Nuclear Thermal Rocket (NTR) Reaktorabwärme ( K) erhitzt LH 2 und expandiert dieses durch die Raketendüse Spezifischer Impuls I sp = s TMI Burn ca. 35 min, v=3970 m/s Getestet in Russland Stack: l=50m, ca. 140 t Mars Insertion mit bipropellant RCS Reactor Radiation Shield LH 2 Tank Nozzle Reflector Control Drum Pumps Turbines 19

20 Start Konfiguration 8.6 m 67 days / TMI: 97 days / TMI: 67 days / TMI: 28 m (max) m ab = 10.2 mt m rethab = 29.1 mt TEI Stage (30klb f total): (boil-off: 0.3%/mo ave.) m dry = 5.9 mt m p = 28.9 mt 24 RCS thrusters m pyld = 74.1 mt m ab = 9.9 mt m ecrv = 4.8 mt Ascent Stage (60klb f total): m dry = 4.1 mt m p = 38.4 mt Surface Payload: m cargo = 31.3 mt (incl. m LH2 = 5.4 mt) Descent Stage (60klb f total): m dry = 4.9 mt m p = 11.0 mt 24 RCS thrusters m ab = 13.6 mt m crew = 0.5 mt Surface Payload: m transhab = 28.9 mt m misc = 1.5 mt Descent Stage (60klb f total): m dry = 4.9 mt m p = 11.4 mt 24 RCS thrusters m pyld = 66.0 mt m pyld = 60.8 mt 37 days / TMI: 7 days / TMI: 37 days / TMI: 28 m (max) L tank = 20 m (typ) TMI Stage: (boil-off: 1.8%/mo LEO) m dry = 23.4 mt m p = 50.0 mt m stage = 73.4 mt TMI Stage: m dry = 23.4 mt m p = 45.3 mt m stage = 68.6 mt TMI Stage: m dry = 26.6 mt m p = 50.0 mt m stage = 76.6 mt 3 15 klb f NTP engines 12 RCS thrusters 3 15 klb f NTP engines 12 RCS thrusters 3 15 klb f NTP engines 12 RCS thrusters 2011 TMI Stack1: mt 2011 TMI Stack 2: mt 2014 TMI Stack : mt 20

21 Konfiguration mit TransHab Note: Picture shows all Propulsive Bimodal LOX-augmented NTR Carrying TransHab 21

22 Orbitalmechanik! Es gibt mehrere Wege zum Mars - Ballistic Transfer (Free Return Flyby s) - Hohmann Transfer (E( min ) - Conjunction Class Mission (E( low, Missionsdauer >) - Opposition Class Mission (E( high, Missionsdauer <) " mit und ohne Venus Swingby - Sprint Class Missions (wie Opposition Class,, aber kürzere Missionsdauer und größerer Energiebedarf) - Low-Thrust Transfer Missions (Electric Propulsion, Solar Sail...) - Cycler-Orbit Missions - Liberation Point (L1) Staging und Earth Swingby 22

23 Orbitalmechanik Outbound Trajectory Inbound Trajectory Mission Length/days Time at Mars/days Hohmann Opposition Fast Conjunction Opposition Hohmann Hohmann Fast Conjunction Hohmann Fast Conjunction Fast Conjunction NASA DRM basiert auf Fast Conjuction/Fast Conjunction Minimiert Flugzeit (>180 Tage) Maximiert Mars Aufenthalt (>500 Tage) Quelle: 23

24 Von der Erde zum Mars Trans Mars Insertion (TMI) Im LEO Kurz vor Abtrennung der TMI Stufe 24

25 Mars Orbit Insertion/Aerocapture Aerocapture in der Marsatmosphäre! Mars Orbit Insertion (MOI) mit bi-propellant Reaction Control System (RCS), und/oder! Aerocapture/Fallschirme! LOX/CH 4, I SP =379 s! 11 t Treibstoff für MOI Burn und Brems- manöver, v=740 m/s Landung 25

26 Aufenthalt am Mars 26

27 Mars Habitat! 160 kw Nuklear Reaktor! ISRU Plant! Rover (nur in V1.0)! EVA Mobility! Aufenthalt >500 Tage 27

28 Aufstieg und Trans Earth Insertion! Benutzt Abstiegs RCS auch zum Aufstieg! 39 t Treibstoff produziert mit ISRU, v=4140 m/s (ohne ERV Rendezvous)! Trans Earth Insertion (TEI) mit bipropellant LOX/CH 4 RCS! 29 t Treibstoff, v=3820 m/s 28

29 Rückkehr zur Erde! Fast Conjunction Return Trajectory! Flugzeit ca. 180 Tage! Direct Entry, v=0 0 m/s! Landung mit Paragleiterschirm (X-38 Entwicklungsprogramm)! Zur gleichen Zeit landet bereits die nächste Mission auf dem Mars 29

30 Technologien für den Flug zum Mars Relevante Raketenträgersysteme

31 Raketengrundgleichung v = ceff ln m m i f v c I m = Geschwindigkeitszuwachs, Antriebsbedarf s m = effektive Ausströmgeschwindigkeit s ceff = F = Is * m& Gesamtschub m& = Treibstoff g0 eff s m m i f M = = M M Nutzlast Nutzlast + Nutzlast + ca. M M Struktur + Struktur 1-5 % M [ kg] M Treibstoffe Treibstoffe [ kg] > 90 % Anfangsmasse Endmasse Massenstrom 31

32 Chemischer Raketenantrieb! Flüssigkeitsantriebe - Monopropellant (Wasserstoffperoxid, Hydrazin) - Bipropellant (LOX/LH 2, LOX/Hydrocarbon Hydrocarbon)! Hybridantriebe - Brennstoff + Oxidator! Feststoff-Antriebe - Metallpulver (Al, Mg, B), Kunststoffe! Allgemein: I s RT Γ c, Tc Reaktionstemperatur, Γ Molekulargewicht 32

33 Raketentriebwerke! Chemische Raketentriebwerke - LOX/Hydrocarbons derzeit für RLV s favorisiert - größere Dichte -> > leichtere Strukturen! Luftatmende Raketentriebwerke - RAM-Jet, SCRAM-Jet - Tests in den USA, Japan; Studien in Europa,! Nukleare Raketentriebwerke - Neue Programme in den USA, vielleicht in Europa - Sicherheitsrisiko daher keine Verwendung für Booster! Exotische Raketentriebwerke - Laser Thermal Rockets - Space Elevator, Rail Guns, Mass Drivers - Anti-gravity (NASA, ESA Studien) 33

34 Ein- und Mehrstufenraketen! Folgt aus der Raketengrundgleichung! Mehrstufenraketen Stufen, je nach Trägersystem - nicht-wiederverwendbar (Ausnahme: Shuttle)! Einstufenraketen (SSTO) - noch zu aufwendig: M Nutzlast <0 - Technologie noch in Entwicklungsphase (X-33)! Expendable Launch Vehicle (ELV)! Reuseable Launch Vehicle (RLV) - Trend bei wiederverwendbaren Systemen geht derzeit zu Two-Stage to Orbit (TSTO) 34

35 Auswahlkriterien von Trägersystemen! Nutzlast (Anzahl und Masse)! Abmessungen der Nutzlast! Umlaufbahn und Zeitfenster! Limits aufgrund von Startbedingungen (statische und dynamische Lasten)! Zuverlässigkeit und Sicherheit! Startkosten! Politische Rahmenbedingungen 35

36 Auswahlkriterien von Trägersystemen! Startfenster - z.b. Interplanetare Missionen, Rendezvous (ISS), EO-Missionen! Nutzlastabmessungen - Limitiert durch physikalische/dynamisch beschränkte Größe der Nutzlastverkleidung! Anpassung der Nutzlast an Startbedingungen - Statische Lasten - Dynamische Lasten " Vibrationen " Akustische Lasten " Pyrotechnisch Lasten/Schocks " Drücke " Temperatur, Feuchtigkeit, Reinheit " Elektromagnetische Umgebung 36

37 Auswahlkriterien von Trägersystemen! Zuverlässigkeit und Sicherheit - Man-rated Launchers (Crew Rescue System) - Self-Destruct System - Startort (Nähe Meeresküste) - Höhe der Versicherungsprämie! Startkosten - derzeit ca US$/kg - kleinere Trägersysteme sind teurer / kg! Politische Rahmenbedingungen - z.b. US militärische/nasa Missionen müssen auf US Trägersystemen gestartet werden 37

38 Marsflug benötigt HLV! Ein bemannter Flug zum Mars benötigt ein Heavy Launch Vehicle (HLV) mit einer Erde- LEO Lastenkapazität von mindestens 80 t! Verwendung kleiner Trägersysteme nicht kosteneffizient!! Regel: je größer die Lastenkapazität desto preisgünstiger (Preis/kg)!! Ein operationelles HLV mit einer solchen Lastenkapazität existiert derzeit nicht!! Aber: HLV mit >100t Erde-LEO sind in der Vergangenheit entwickelt worden! 38

39 Raketenstartplätze Launch Site Map Designation Country Latitude Longitude A. AF Western Test Range WTR United States 34 36' N 'W B. AF Eastern Test Range ETR United States 28 30' N 80 33' W C. Wallops Island Wallops United States 37 51' N W D. Kourou Launch Center Kourou CNES/Arianespace 5 32' N W E. San Marco Launch Platform San Marco Italy 2 56 S' E F. Plesetsk Plesetsk Russia 6 48' N E G. Kapustin Yar Kapustin Yar Russia N E H. Tyuratam (Baikonur) Tyuratam Russia N E 1. Thumba Equatorial Station Thumba UN/India 8 35 ' N E J. Sriharikota Sriharikota India 13 47' N 80 15' E K. Shuang-Ch'Eng-Tzu East Wind China 40 25' N E L. Launch Complex at. Xichang Xichang China 28 06' N ' E M. Launch Complex at Tai-yuan Tai-yuan China 37 46' N ' E N. Launch Complex at Wuzhai Wuzhai China 38 35' N E 0. Kagoshima Space Center Kagoshima Japan/ISAS 31 14' N E P. Osaki Launch Site Osaki Japan/NASDA 30 24' N E 0. Takesaki Launch Site Takesaki Japan/NASDA 30 23' N E R. Woomera Launch Site Woomera Australia/US 31 07' S ' E S. Israeli Launch Complex Yavne Israel 31 31' N E Source: Human Spaceflight, Mc-Graw Hill 39

40 Raketenstartplätze Source: Human Spaceflight, Mc-Graw Hill 40

41 Europa s Raumflughafen Source: Kourou,, Französisch Guiana 41

42 Raketenträgersysteme! Capabilities of Launch Vehicles. The following tables list the capabilities of launch vehicles in terms of payload mass at the time of publication. Most data is compiled from Isakowitz [1995], which contains much more detail. The fairing dimensions refer to the allowable dynamic envelope. Most fairings have a section with constant diameter (con) and then a tapering section (tap). Adding these two lengths gives us the total length. See Page 20 to cross-reference reference letters in the launch-site column. The dashes mean information is incomplete. Source: Human Spaceflight, Mc-Graw Hill 42

43 Europa: Ariane-4/5, Vega Polar LEO (kg) Fairing Diam. (m) Fairing Length (m) System Upper Stage LEO (kg) GTO (kg) Launch Site Ariane-4 D AR40 H con AR42P H tap AR44P H multi- AR42L H payload AR44LP H capable AR44L H Ariane-5 L9 18,000 12, ! Ariane 4: Phase-Out! Ariane 5 mit ESC-A A Oberstufe (operationell 2007): 22 t LEO, 12 t GTO! Vega Launcher (Italien, Frankreich): t LEO 43

44 Ariane 5 - Vega 44

45 USA: Lockheed-Martin Titan Polar LEO Fairing Diam. Fairing Length System Upper Stage LEO (kg) (kg) GTO (kg) Launch Site (m) (m) Titan II stage 2 N/A 1905 N/A A con 1.6 tap Titan III stage 2 14,515 N/A N/A B dual TOS 5000 Titan IV stage 2 Centaur 21,640 18,600 N/A 5220 A & B con 4.0 tap! ICBM! bemannte Gemini Missionen ( ) 1965)! Titan IV: derzeit leistungsfähigstes US ELV! Vorwiegend militärische Nutzlasten! Wird von EELV ersetzt 45

46 USA: Lockheed-Martin Titan Titan IV Titan II 46

47 USA: Lockheed-Martin Atlas Upper LEO Polar LEO GTO Launch Fairing Diam. Fairing Length System Stage (kg) (kg) (kg) Site (m) (m) Atlas 11 Cent-II A&B con Atlas IIA Cent-IIA tap Atlas IIAS Cent-IIA ! Ursprünglich als ICBM entwickelt! Aktuelles Modell: Atlas III mit russischem RD- 180 Triebwerk (4500 kg GTO)! Erststart 2002/2003: Atlas V (EELV) - US Air Force Evolved Expendible Launch Vehicle Programm - Common Core Booster Philosophie kg GTO 47

48 Atlas III 48

49 USA: Boeing-Delta Familie Upper LEO Polar LEO GTO Launch Fairing Diam. (m) Fairing Length (m) System Stage (kg) (kg) (kg) Site Delta II A&B 6925 PAM con 2.4 tap 7925 PAM ! Aktuelles Modell: Delta III und Delta IV (EELV)! Neues RS-68 Triebwerk (erste US Triebwerksneuentwicklung seit Space Shuttle Main Engine (SSME))! Standard-Launcher für zahlreiche wissenschaftliche NASA Missionen 49

50 USA: Boeing-Delta Familie Source: Delta Launch Services 50

51 NASA Space Shuttle Upper LEO Polar LEO GTO Launch Fairing Diam. Fairing Length System Stage (kg) (kg) (kg) Site (m) (m) Space Shuttle 24,400 N/A B PAM-D PAM-D flight IUS or deck TOS! Einziges man-rated US Startsystem! Einziges (teilweise) wiederverwendbares Trägersystem! Bis zu 0,5 Milliarden US$ per Start! Konzept: Starts/Jahr! Realität: Starts/Jahr 51

52 Shuttle STS

53 US/Russian Russian-Zenit/ Zenit/Sea Launch Polar LEO Fairing Diam. Fairing Length System Upper Stage LEO (kg) (kg) GTO (kg) Launch Site (m) (m) Zenit-2 stage 2 13, N/A H con 3.8 tap Zenit-3 (Sea-Launch) stage con 5.0 tap! Sea-Launch Launch: : Ukrainisch-Russisch Russisch-Norwegisch- Amerikanisches Unternehmen! Start von Ölplattform im Pazifik bis zu 6.0 t GTO! Freie Wahl des optimalen Startortes! sea-launch.comcom 53

54 Boeing Sea-Launch Source: 54

55 Russian/Ukrainian System Upper Stage LEO (kg) Polar LEO (kg) GTO (kg) Launch Site Fairing Diam. (m) Fairing Length (m) Energia 88,000 80,000 22,000 H (n-operational) GEO Ikar-1 (SS-18) SS N/A H con 2.78 tap lkar-2 (SS-18) S5M N/A con 2.5 tap KOSMOS based on SS-5 stage F con 2.9 tap Rokot stage H 2.5 OD -- (SS-19) Start-1 stage N/A F con 0.62 tap Start stage N/A based on SS-25 Tsyklon F&H SL-1 1 stage total SL-14 stage con 2.5 tap 55

56 Energia Trägersystem! 2 Starts (Polus( 1987, Buran 1988)! RD-170 Triebwerke! Nicht länger operationell Source: ww.energia.ru 56

57 Russische Trägersysteme Soyuz/Proton Upper LEO Polar LEO GTO System Stage (kg) (kg) (kg) Site Proton H D-1 stage 3 20, N/A con 3.0 tap D-1 e stage , con 4.3 tap Soyuz stage F&H con 2.28 tap Molniya stage for Molniya Launch Fairing Diam. (m) Fairing Length (m) con! Proton: entwickelt für Mondprogramm, Träger für Salyut/Mir/ISS Stationen! Soyuz: : einziges russisches man-rated System! Soyuz/Molniya Molniya: : 1670 Starts(!) 57

58 Russische Trägersysteme Soyuz Proton Source: Angara/Baikal 58

59 Japanische Trägersysteme Upper LEO Polar LEO GTO Launch Fairing Diam. Fairing Length System Stage (kg) (kg) (kg) Site (m) (m) Japan total H-2 stage 2 10, P M-3S11 stage O con 1.4 tap M-V stage O con 2.6 tap! ISAS M-V: M für wissenschaftliche Missionen! H-II: Aktuelles System H-IIAH - wird über Rocket System Corporation (RSC) kommerziell angeboten - 2 erfolgreiche Starts nach Problemen mit H-IIH! RLV Entwicklungsprogramm 59

60 Japan: H-IIAH H-IIA 60

61 Chinesische Trägersysteme Upper Stage LEO (kg) Polar LEO (kg) GTO (kg) Launch Site Fairing Diam. (m) Fairing Length (m) System China Long March CZ-1 D K con 1.0 tap CZ-2C K con 3.0 tap CZ-2E L con 4.0 tap CZ-3B 13, L con 4.0 tap CZ L con 2.5 tap CZ-3A L con 1.25 tap CZ M con 2.6 tap! Long March CZ-2F: man-rated Trägersystem 61

62 China: Man-rated CZ-2F CZ-2F 62

63 Magnum Trägerrakete? Magnum Launch Vehicle Payload Fairing 92 ft cyl x 25 ft I.D. Circularization Stage LO2 Tank Payload / Stage Adapter Liquid Flyback Booster (2) LH2 Tank Fwd Booster Attach Fly-Back Booster RS-68 Raketenmotoren (entwickelt und getestet) Nutzlast Envelope: 28 m x 7,6 m ca.1000 US$/kg (unrealistisch) Aft Booster Attach Thrust Structure RS 68 Engines (2) 63

64 Geschichte: N1 / Saturn 5 64

65 Technologien für den Flug zum Mars In-Space Transportation

66 Antriebsystem Alternativen 66

67 Antriebsystem Alternativen! Thermal: Treibstoff wird erhitzt und beschleunigt! Non-thermal: Treibstoff wird beschleunigt! Active: : Treibstoff erhitzt sich selbst! Passive: Treibstoff wird extern erhitzt! Schub = Ausströmgeschwindigkeit x Treibstoffdurchfluss (F=v e *dm/dt dt)! Maximiere v e! spezifischer Impuls I sp =v e /g (gemessen in s!)! I sp : Chemisch ca. 450 s, Nuklear ca. 900 s, Elektrisch/Plasma mehrere 1000 s 67

68 Nukleare Antriebsysteme! Nuclear Thermal Propulsion s: in den USA (Nuclear( Engine for Rocket Vehicle Application NERVA) und in der Sowjetunion gebaut und bis zur Flugreife getestet - Aktuell: Neues Nuclear Propulsion/Power Programm in den USA gestartet! - I sp = 900 m/s, großer Schub (Impulsbetrieb)! Nuclear Electric Propulsion - I sp = mehrere 1000 m/s, geringer Schub (kontinuierlicher Betrieb)! Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket (VASIMR) - NASA JSC Entwicklung - I sp = m/s (!) 68

69 Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket (VASIMR) 69

70 VASIMR Mission Profile Cargo Ship mit Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket NASA Konzept 70

71 Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket (VASIMR) 71

72 Solar Thermal Electric Propulsion Solar Thermal Electric Propulsion Untersucht als Alternative Transportmöglichkeit in der NASA DRM LEO-HEO Transfer Dadurch treibstoffeffizienterer TMI Burn 72

73 Solar Thermal Electric Propulsion HEO LEO Electric Propulsion (EP) space tug performs low-thrust transfer for Mars-bound cargo to High Earth Orbit (many months transfer) Crew delivered in small chemically-propelled transfer vehicle - X-38 derived (few days rendezvous time) Remainder of trans-mars injection performed by chemically-propelled system Space tug returns for refueling and next assignment (faster or more efficient return since no payload present) 73

74 Technologien für den Flug zum Mars ISS und ISRU

75 Verwendung der ISS 75

76 In-Situ Resource Utilization! DRM ISRU Produktion von t CH 4 / 23.2 t H 2 O Sabatier Reaktion t O 2 / 4.5 t breathable O 2 Elektrolyse von H 2 O und CO 2 Elektrolyse t N 2 /AR (Buffergas) durch Absorption aus der CO 2 reichen Mars Atmosphäre! Technologie entwickelt und im Labor unter Marsbedingungen getestet! Reduziert das Massen Budget der Mission! Hätte teilweise im Rahmen der 2005 Mars Surveyor Mission getestet werden sollen (verschoben) 76

77 Österreichische Beiträge

78 Österreichische Beiträge! Beiträge zur wissenschaftlichen Marsforschung (Weltraummedizin, Mars Astrobiologie, Mars Express Mission)! Mitglied der International Mars Exploration Working Group (IMEWG)! Beteiligung am ESA AURORA Exploration Programm zur Vorbereitung des bemannten Fluges zum Mars! Entwicklung von Technologien für Ariane 5 und für zukünftige Trägersysteme 78

79 ESA Aurora Programm Plan! ESA Programm zur Vorbereitung zukünftiger bemannter Raumflüge - Mars Sample Return ( ) 2015) - Decision to go ahead with a human mission (2015) - Robotic outpost ( ) - Human mission (2029)! Österreichische Projekte - ISRU Technologien - Weltraumarchitektur (Mond-, Marsbasis) - Materialtechnologien 79

80 Österreichische Beiträge Trägersysteme Ariane 5 Upgrades Cryogene Oberstufe Verbindungsringe für Feststoffraketen (Andritz AG) Treibstoffleitungen (MAGNA) Metalllegierungen für Hitzeschilde (Plansee AG) Materialprüfung für RLV (ARCS) 80

81 Österreichische Beiträge Trägersysteme ASTRA (Deutschland) ESA FLPP Hope-X (Japan) X-43 (USA) X-37/X-40 (USA) S:\*.*\powerptKyoto_Konferenz.ppt 81

82 Reise zum Mars: A Work in Progress 82

83 Literatur! W.Larson, L.Pranke, Human Spaceflight Mission Analysis and Design, Space Technology Series, McGraw Hill! W.Larson, J.Wertz, Space Mission Analysis and Design, Space Technology Series, Kluwer Academic Publishers! J. Sellers, Understanding Space: An Introduction to Astronautics, Space Technology Series, McGraw Hill! W. Hallmann, W.Ley, Handbuch der Raumfahrttechnik, Carl Hanser Verlag München Wien, 1988! S.Isakowitz, International Reference Guide to Space Launch Systems, 2nd ed., AIAA, 1995! Wernher von Braun, The Mars Project, University of Illinois Press, edition 1991! R. Zubrin, Entering Space Creating a Spacefaring Civilization, Tarcher/Putnam, 1999! R. Zubrin, The Case for Mars, The Free Press, 1996! Carol R. Stoker, Carter Emmart, eds, Strategies for Mars: A Guide to Human Exploration, American Astronautical Society, 1996! D.Weaver, M.Duke, Mars Exploration Strategies: A Reference Design Mission, IAF93-Q.1.383, 1993! ESA/AURORA-BP(2002)5, Input on Aurora Strategy for the Exploration Programme Advisory Committee (EPAC), April

84 WWW Links! Austrian Space Agency, European Space Agency, Arianespace, Sea Launch, Boeing, NASA Human Spaceflight, Russische Trägersysteme, Indian Space Research Organisation, NASDA, China National Space Administration, Inside Info Chinese Space Programme, Inside Info IMEWG, International Mars Exploration Working Group, Mars Society, NASA Mars Design Reference Mission, NASA Space Launch Initiatvie, 84

85 Austrian Space Agency Austrian Space Agency Garnisongasse 7 Postfach 53 A-1096 Wien Tel: +43 (0) Fax: +43 (0)

86 Backup Slides

87 Nutzlasten! Leistung derzeitiger Launcher zielt auf den kommerziellen, öffentlich/militärischen Markt - typischer GEO Telekommunikationssatellit t - max. 22 t in LEO, bis zu max. 12 t in GSO (Shuttle, Ariane V, EELV, Proton) - zum Vergleich: Saturn V: ca. 110 t in LEO, Energya: : ca. 80 t beide nicht mehr operationell! Mehrfach startbare Oberstufen erlauben das Aussetzen mehrer Nutzlasten in verschiedene Umlaufbahnen! Piggy-back ( Rucksack ) Payloads! Nutzlastleistung eines Trägersystems abhängig vom Startplatz - Größere Nutzlastleistung für Startorte in Äquatornähe (Ausnutzung der Erdrotation) 87

88 Orbitalmechanik - Umlaufbahnen! LEO: Low Earth Orbit - Polar Orbits (SSO: Sun-Synchronous Synchronous Orbit, Erdbeobachtungs- missionen) - Equatorial-, Inclined Orbits! HEO: High Elliptical Orbit - Russische Telekommunikations-Satelliten (Molnyia( Molnyia) - Astrophysik Missionen (z.b. XMM)! MEO: Medium Earth Orbit - GPS, Galileo! GSO: Geo-Synchronous Orbit - Telekommunikations-Satelliten (z.b. Artemis) - Early Warning Satellites! EEO: Earth Escape Orbit - Moon-,, Mars Missions (z.b. Smart-1, Mars Express) - Liberation Point Missions (z.b. SOHO, Herschel-Planck) 88