Stuttgarter Mondmission LUNAR MISSION BW1

Transkript

1 er Mondmission LUNAR MISSION BW1 Prof. Dr. H.-P. Röser Prof. Dr. M. Auweter-Kurtz R. Laufer Dienstag, , Uhr, Hörsaal V27.02

2 Aufnahme aus dem Weltall

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5 Junge, hast du noch nicht genug? Nein! Mehr, mehr! Leuchte, alter Mond, leuchte!

6 Dez Apollo 17 Taurus- Littrow-Tal

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8 15 Tage

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10 Status Quo: Bisherige Mondmissionen Apollo 8, AsiaSat 3/HGS-1 Cassini Clementine Explorer 35, 49 Galileo Hiten & Hagoromo Luna 1-24 Lunar Orbiter 1-5 Lunar Prospector Lunochod 1, 2 Nozomi Pioneer 4 Ranger 3-9 Surveyor 1-7 SMART-1 Zond 3, 5-8 GESAMTZAHL: 71 MISSIONEN (davon neun bemannt)

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12 Quelle: CASC, JAXA, ISRO LUNAR-A (Japan) 2005 SELENE-B (Japan) 2008 SELENE (Japan) 2006 CHANDRAYAAN-1 (Indien) 2008 CHANG E-1 (China) 2007

13 Quelle: NASA/RPIF, IRS Lunar Mission BW1 Masse: unter 200 kg Nutzlast: ~15-20% Größe: ~ 1 x 1 x 1 m 3 Leistung: max. ~ 1 kw Antrieb: Arcjet und PPT-Cluster S- und Ka-Band-Kommunikation Parabolantenne mit 1 m Durchmesser

14 Galileo ( ) Erde-Mond-Vorbeiflug 7. Dezember 1992 (EM2) Zur Erde SSI-Kamera: Falschfarbenmosaik aus drei spektralen Filtern Mineralogische Anteile und Variationen der Zusammensetzung von z.b. Titan, Aluminium, Eisen

15 Clementine (1994) UVVIS-Kamera: HiRes-Mosaik Auflösung: 300 m/pixel Quelle: BMDO, NASA/JPL/ MSSS Nordpol Lunar Prospector ( ) Neutronenpektrometer: Neutronendichteverteilung weist auf mögliche Eisvorkommen hin

16 8. Januar Jahre Tim und Struppi Tintin von Hergé (Georges Remi) Erschienen: 15. April 1952 Erschienen: 30. März 1950 Quelle: Carlsen Verlag GmbH

17 Tim und Struppi ( Tintin ) Schritte auf dem Mond 15. April 1952 Quelle: Carlsen Verlag GmbH

18 Quelle: NASA/RPIF, IRS Lunar Mission BW1 (Baden-Württemberg 1) Masse: unter 200 kg Nutzlast: ~15-20% (inkl. Überwachungssensorik) Größe: ~ 1 x 1 x 1 m 3 (in Startkonfiguration) Leistung: max. ~ 1 kw max. ~ 6 m 2 Solar Panels Antrieb: Thermisches Lichtbogentriebwerk Gepulste Plasmatriebwerke S- und K A -Band-Kommunikation Parabolantenne mit 1 m Durchmesser Geplant ist eine niedrige, hochgeneigte Umlaufbahn für eine Betriebsphase von ca. sechs Monaten

19 IRS-StW-Satellitenbodenstation VHF: 140 MHz Band UHF: / MHz Band L-Band: GHz S-Band: 2 GHz (zwei Antennen im Aufbau) Ka-Band: 20/30 GHz (in der Anschaffung) öst. Länge nördl. Breite 500 m Höhe ü. M.

20 Erde Ø 120 ( km) Mond Ø 32 (3.476 km) 30 m 2 GHz α 20 α 20 3 m 20 GHz Aufbau eines Netzwerkes mit Partnern, z.b. Ägypten, Mauritius, Indien, Australien, Südafrika, Kontaktzeit: >6 Std. pro 24 Stunden Antennenkeule α ~ 2,44 λ/d

21 SMART-1 ESA-Mission zum Mond mit einem Hallionentriebwerk Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Start: 27. September 2003 Ankunft am Mond: 15. November 2004 Hallionentriebwerk: Elektrischer Leistungsbedarf: 1,350 k W Schub: 0,070 N Treibstoffausstossgeschwindigkeit: ca. 15 km/s Treibstoffdurchsatz (Xenon): ca. 4,5 mg/s Triebwerkswirkungsgrad: 42%

22 ESA-Mission SMART-1: Von der Erde zum Mond Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond

23 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond ESA-Mission SMART-1: Ankunft am Mond Quelle: ESA

24 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond SMART-1 0 km Erde Phase 2: Bahnanhebung an der Erde Kontinuierlicher Triebwerksbetrieb Orbits bis Dauer: Betrieb: Xenon: Delta-v: 127 Tage Std. 27,1 kg 1,22 km/s Perigäum: km Apogäum: km Umlaufzeit: 10 h 41 m 24 h 53 m Quelle: ESA 0 km

25 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond SMART-1 Phase 3: Änderung der Bahnneigung und der Exzentrizität 0 km Erde Treibwerksbetrieb im Perigäum bis Dauer: Betrieb: Xenon: Delta-v: 396 Tage Std. 58,8 kg 2,737 km/s Quelle: ESA 0 km Perigäum: km Apogäum: km Umlaufzeit: 10 h 41 m ~14 d

26 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Mond Smart EPER EAPO EPST MPER MAPO EPEN Earth Perigee Earth Apogee Electric Propulsion Start Moon Perilune Moon Apolune Electric Propulsion End Quelle: ESA

27 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond SMART-1 Phase 3: Bahnabsenkung am Mond kontinuierlicher Triebwerksbetrieb Mondorbits bis Dauer: Xenon: 55 Tage min. 10,4 kg 0 km Mond Periselen: km Aposelen: km Umlaufzeit: ~129 h ~14 d Quelle: ESA 0 km Geplanter Zielorbit 300 x km

28 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Gemeinsame Missionsziele von Smart-1 und BW1: (SMART = Small Missions for Advanced Research and Technology = BW1) Neben der wissenschaftlichen Zielsetzungen zur Erkundung des Mondes: Technologiedemonstration für interplanetare Missionen Im Vordergrund stehen bei beiden Missionen die elektrischen Antriebe, da man mit elektrischen Triebwerken enorm viel Treibstoff sparen kann Reduzierung der Startkosten Ziel der ESA mit Smart-1: Qualifikation des Hallionentriebwerkes für interplanetare Missionen Ziel des IRS mit BW1: Qualifikation vor thermischen Lichtbogentriebwerken und instationären MPD- Triebwerken für interplanetare Missionen Vorteil der IRS-Antriebstechnologie: wesentlich preisgünstigere Treibstoffe geringere Triebwerkskosten hohe Zuverlässigkeit der Antriebstechnologie smission möglich

29 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Vergleich SMART-1 / Lunar Mission BW1 Startmasse Lunar Mission BW1 (IRS) max. 200 kg SMART-1 (ESA) 367 kg Nutzlastmasse Abmessungen ca % (inkl. Überwachungssensoren) ca. 1 m x 1 m x 1 m 19 kg 1,6 m x 1,2 m x 1 m Volumen ca. 1 m 3 1,9 m 3 Elektrische Leistung ~ 1,25 kw BOL 1,975 kw BOL

30 Missionsphasen Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Quelle: NASA/RPIF, IRS 1) Startphase Aussetzen im GTO 2) Aufstiegsphase Anheben des Orbits 3) Flugphase Aufspiralisieren in Richtung Mond 4) Einfangphase Übergang vom Erdzum Mondorbit 5) Abstiegsphase Absenken des Orbits 6) Betriebsphase Fernerkundung des Mondes 7) Impaktphase gesteuerter Einschlag auf der Oberfläche

31 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Anforderungen an das Antriebssystem Antriebsbedarf v Aufstiegsphase (II) Flugphase (III) Inklinationsänderung Einfangphase (IV) Inklinationsänderung Abstiegsphase (V) Betriebsphase (VI) Impaktphase (VII) TLT 1,5 km/s TBD 0,4 km/s für bis zu 90º 0,1 km/s > 2 km/s MPD-Cluster 2 km/s 1,4 km/s für bis zu 45º 1,7 km/s TBD > 5,1 km/s Thermisches Lichtbogentriebwerk (TLT):ca. 100 mn Schub, ~ 5 km/s Austrittsgeschindigkeit etwa 1 kw Eingangsleistung am Antriebssystem Instationäres MPD Triebwerk: ca. 6 mn Schub, ~ 14 km/s Austrittgeschwindigkeit etwa 250 W Eingangsleistung am Antriebssystem

32 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Transport im Weltraum Eine Änderung der Geschwindigkeit eines Raumfahrzeuges Beschleunigung oder Abbremsung ist im Weltraum nur möglich durch Nutzung des Rückstoßprinzips Überdruck im Luftballon bewirkt ein Ausströmen des Gases; der Ballon fliegt in die entgegengesetzte Richtung. Raketengleichung: v = v v: Geschwindigkeitszuwachs T m ln m o b Die Rakete stößt den Treibstoff aus und wird beschleunigt. Der Gesamtimpuls und der gemeinsame Schwerpunkt bleiben erhalten. m o : Startmasse der Rakete v T : Treibstoffgeschwindigkeit m b : Brennschlußmasse

33 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Schubkraft: F Ableitung der Raketengleichung dm dt = T Schub vt = mt vt 1 R Summe aller Kräfte muß null sein: mr ar = m& TvT ; ar = dv dt R m R & dv dt R = F dmt v dt 1 + F2 = T 0 F = m R a mr dvr = vt dmt dm T dv = vt ; m R dm R dv R = vt m dm dt R R = R dm dt T F 2 = m& T v T Integration liefert den Geschwindigkeitszuwachs: Raketengleichung m v = vt 1n m v: Geschwindigkeitszuwachs der Rakete v T : Treibstoffgeschwindigkeit O b m 0 : Startmasse m b : Brennschlussmasse

34 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Wünsche an das Raketentriebwerk: m & v T Große Schubkraft: T + Geringer Treibstoffverbrauch Hohe Treibstoffausstoßgeschwindigkeit F m& = T v T : Treibstoffdurchsatz : Ausstoßgeschwindigkeit des Treibstoffes Für die Mondmission BW1: (10 km/s = km/h Für das TLT: F ca. 100 mn v T ca. 5-6 km/s v > 2 km/s 5 km/s = km/h 14 km/s = km/h) Für das i-mpd: F ca. 1,5 mn v T ca. 14 km/s vier Treibwerke sollen erbringen: v > 5,1 km/s

35 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Prinzip eines Raketenantriebes Treibstoff Energie Brennkammer Düse Schubstrahlenergie 1 m v 2 2 T T Im Triebwerk wird die zugeführte Energie in Schubstrahlenergie umgewandelt. Der Triebwerkswirkungsgrad Schubstrahlenergie η T = zugeführte Energie sollte groß sein! Die Schubdichte sollte groß sein! ρ F = Fläche des Schubkraft Düsenendquerschnittes

36 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Klassifizierung der Raketenantriebe nach der zugeführten Energie Zugeführte Energie Triebwerkstyp Maximal erreichbare Austrittsgeschwindigkeit des Treibstoffs v T [km/s] Schubdichte Mechanische Energie Kaltgasantriebe <0,6 Reaktionsenergie Chemische Triebwerke <5 Sehr hoch Strahlungsenergie Solarthermische Triebwerke Laserantriebe <10 Hoch Nukleare Energie Nuklearthermische Antriebe <10 Hoch Elektrische Energie Elektrische Triebwerke <60 Konzeptabhängig Elektrische Triebwerke können erst im Weltraum verwendet werden.

37 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Prinzip eines thermischen Raketenantriebes Brennkammerwände Treibstoff Energie thermische Energie = möglichst hohe Temperatur T 0 Schubstrahlenergie 1 2 m v T T 2 Der thermische Energieinhalt des Treibstoffes wird durch die Temperatur der Brennkammerwände (ca C) begrenzt. Dadurch kann die Treibstoffausstoßgeschwindigkeit bei den meisten thermischen Raketen 10 km/s nicht überschreiten. v ~ T T M O eff

38 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Thermisches Lichtbogentriebwerk Vorteile: Im Lichtbogen ist die Temperatur sehr hoch (ca K) Preisgünstige Treibstoffe sind möglich z.b. Ammoniak Können bei relativ hohen Umgebungsdrücken qualifiziert werden Sehr zuverlässige Technologie Nachteil: Man benötigt einen Kaltgasmantel zum Schutz der Düse, dieser begrenzt v T

39 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Elektrische Antriebe Das mit Ammoniak betriebene ATOS-Triebwerk (Arcjet-Triebwerk auf Oscar-Satelliten) ist flugqualifiziert und sollte zur Bahnregelung des Amateurfunk-Satelliten AMSAT-P3D eingesetzt werden. Leistung: 750 W Massendurchsatz: 24 mg/s Schub: 115 mn Eff. Geschw.: 4,75 km/s Wirkungsgrad: 36,1% 1010h demonstriert Technologie Stand 93 Verbesserte Version: Über 6km/s Wirkungsgrad bis zu 37%

40 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Elektrische Antriebe Das ARTUS-Triebwerk (Ingenieurmodell II) Entwicklung des IRS und Astriums Treibstoff: Hydrazin Leistung: 1,04kW Massendurchsatz: 23,3 mg/s Schub: 113 mn Eff. Geschw.: 4,85 km/s Wirkungsgrad: 26,4% Anodentemp.: 1000 C Steckertemp.: 170 C Qualifiziertes Ingenieurmodell

41 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Thermisches Lichtbogentriebwerk für BW1 Was gibt es noch zu tun? Das ARTUS II -Triebwerk Qualifikation mit Ammoniak Dieses ARTUS II Triebwerk muß mit Ammoniak als Treibstoff qualifiziert werden: - Bestimmung des Betriebspunktes - Demonstration der Lebensdauer Derzeit wird ein neues System zur Treibstoffförderung und Durchsatzregelung entwickelt.

42 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Thermisches Lichtbogentriebwerk für BW1 Wer kümmert sich darum?

43 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Thermisches Lichtbogentriebwerk für BW1 Wer kümmert sich darum?

44 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Magnetoplasmadynamische Antriebe MPD-Triebwerke Es wird mit magnetischen Feldern beschleunigt. Voraussetzung: Der Treibstoff ist möglichst vollständig ionisiert! MPD-Eigenfeldtriebwerke - stationär MPD-Fremdfeldtriebwerke Zeitliche Änderung des Magnetfeldes wird zur Beschleunigung des Treibstoffes genutzt. Instationäres MPD-Eigenfeldtriebwerk : Parallelschienenbeschleuniger

45 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Instationäre MPD-Triebwerke Prinzip eines Parallelschienenbeschleunigers die Entladungszeit beträgt wenige µs

46 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Instationäre MPD-Triebwerke Parallelschienenbeschleuniger sind schon seit den 60er Jahren als Hilfsantriebe zur genauen Lageregelung von Satelliten im Einsatz und dies ohne jemals zu versagen. Vorteile: die Möglichkeiten kleine, präzise und reproduzierbare Impulse zu erzeugen relativ hohe Austrittsgeschwindigkeit Preisgünstiger Treibstoff (z.b. Teflon) Preisgünstig in der Qualifikation Zuverlässige Technologie

47 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Parallelschienenbeschleuniger Labormodell eines Parallelschienenbeschleunigers (Tokyo Metropolitan University) Parallelschienenbeschleuniger für den japanischen Forschungssatelliten ETS-IV

48 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Instationäres MPD-Triebwerk für BW1 Was machen wir zur Zeit? Drei Teststände zur Entwicklung und Qualifikation werden derzeit aufgebaut Vorversuche zur Auslegung des Triebwerkes Aufbau und Qualifikation einer Schubwaage

49 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Instationäres MPD-Triebwerk für BW1 Was gibt es noch zu tun? Das Triebwerk muß qualifiziert werden: - Bestimmung des Betriebspunktes - Demonstration der Lebensdauer Test des Triebwerkes unter Weltraumbedingungen Entwicklung einer Schubstrategie für die BW1-Mission

50 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Instationäres MPD-Triebwerk für BW1 Wer kümmert sich darum?

51 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Instationäres MPD-Triebwerk für BW1 Wer kümmert sich darum?

52 Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie Deep zum Mond Space 1 Erste interplanetare Mission mit einem Ionenantrieb Leistungsbedarf: 2,31 kw Treibstoffdurchsatz (Xenon): 2.86 mg/s; ca. 247g pro Tag Schub: 0,092 N Treibstoffaustrittsgeschwindigkeit: 32,18 km/s Durchmesser: 30 cm (für 100 N ca. 80 m 2 Schubfläche) Wirkungsgrad: 64 %

53 SMART-1 ESA-Mission zum Mond mit einem Hallionentriebwerk Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Start: 27. September 2003 Ankunft am Mond: 15. November 2004 Hallionentriebwerk: Elektrischer Leistungsbedarf: 1,350 k W Schub: 0,070 N Treibstoffausstossgeschwindigkeit: ca. 15 km/s Treibstoffdurchsatz (Xenon): ca. 4,5 mg/s Triebwerkswirkungsgrad: 42%

54 Source: NASA/RPIF, IRS Quelle: IRS Mit fortschrittlicher Antriebstechnologie zum Mond Lunar Mission BW1

55 Quelle: Arbeistkreis Astronomie, Sternwarte Paffenwald Der Mond von aus gesehen

56 Erste Mondforschung Anonymer Bewohner Irlands (Knowth) im Neolithikum Etwa 3000 v. Chr. Gefunden 1999 von Dr. Philip Stooke, University of W. Ontario Quelle: BBC

57 Ein universitärer Kleinsatellit für eine Mondmission Voraussetzungen: Potenziale/Grenzen: - Beherrschbares Missionsziel - Stand des Wissens aus bisheriger Kleinsatellitenentwicklung - Stand des Wissens aus dem Bereich Planetenerkundung Quelle: NASA/RPIF - Finanzielle Mittel - Studentenpotenzial - Technologie - Resourcen an Bord und am Boden im Missionsbetrieb - Wissenschaftliche Aufgaben und ihr Erfüllungsgrad

58 Lunar Development Phases Lunar Exploration Specific Robotic Missions Permanent Robotic Spacecrafts Robotic Ressource Utilisation Human Expeditions Infrastructure in Lunar Orbit Infrastructure on the Lunar Surface Source: ESA, JAXA, CASC, ISRO, NASA Lunar Bases Temporary Outpost Permanent Outpost Lunar Laboratory Lunar Industrial Base Lunar Settlement

59 Instrumentenkategorien Ionisierungsstrahlung (ionizing radiation) Kosmische Strahlung (cosmic rays) Gammastrahlung (gamma-rays) Röntgenstrahlung (x-rays) Ultraviolett (ultraviolet) Sichtbares Spektrum (visible) Infrarot (infrared) Radio Wissenschaft (radio science) Biologie (biology) Kosmische Partikel (cosmic particles) Laser Magnetismus (magnetism) Oberflächenanalyse (soil) Schwerkraft (gravity) Seismologie (seismology) Technologie (technology demonstration)

60 Aufteilung der Instrumente nach Kategorien

61 Anzahl an Experimenten über die Jahre

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63 Lunar Reconnaissance Orbiter (NASA, Start: 12/2008) Ziele: Strahlungsmessungen, Strahlungstestbett Globale Topographie Morphologie, Temperaturverteilung, Illumination und Wasservorkommen an den Polen Zukünftige Landestellen in hoher Auflösung (1 m/pixel)

64 Die indische Mondmission: Chandrayaan-1 Sonne GTO ETO Einschuss in die Mondtransferbahn Kurskorrektur Mondtransferbahn Mondbahneinschussmanöver CHANDRAYAAN x 100 km Polar Orbit Startmasse: 1050 kg, PSLV in GTO (285 x km) Masse des Orbiters: 523 kg (2 Jahre Missionsdauer) Wissenschaftliche Nutzlast: 55 kg Anfangsorbit ~ 1000 km Zielorbit 100 km Polar Mond (beim Start) INSTITUT FÜR RAUMFAHRTSYSTEME

65 Mögliche Technologieerprobung Elektrische Antriebssysteme Bahn- und Lageregelung Target Pointing Observation Mode Stereoaufnahmen VIS/NIR TIR-Aufnahmen (GSD ~10 m) Hochfrequenz- und Mikrowellen-Kommunikation Radar Sounding im S-/Ka-Band Mikroelektronik und Miniaturisierung Rechnerarchitektur mit FPGAs Neuronale Netzwerke Relais-Aufgaben Neue Materialien Impaktexperimente Technologie jenseits des LEO

66 Tests auf dem Weg zum Mond FLYING LAPTOP SPACE ANGEL DESIRE/CERMIT LUNAR MISSION BW1 Integration, Bodenstation & Missionskontrolle FPGA-Bordrechner S/K A -Band-Komm. RGB-NIR-TIR Radarbeobachtung Ga-As-Solarzellen Elektrische Antriebssysteme: Thermisches Lichtbogentriebwerk, Gepulstes Plasmatriebwerk Li-Ionen-Batterien Bahn- & Lageregelungsmanöver Komplexe Bahn- & Lageregelungsmanöver Autonome Navigation und Steuerung Technologien und der Missionsbetrieb jenseits der niedrigen Erdumlaufbahn

67 Potenzielle Forschungsschwerpunkte HOCHAUFLÖSENDE KARTIERUNG Stereoskopische Aufnahmen Mineralogische Zusammensetzung der Mondoberfläche Digitale Geländemodelle kombiniert mit multispektralen Daten Lokalisierung von Spuren früherer Missionen Auswahl zukünftiger Landestellen Wasser an den Polen CISLUNARE UND INTERPLANETARE ERKUNDUNG Gravitations- und Magnetfelder Zweiter Mond: Kordylewski sche Wolke Erdnahe Asteroiden und Kometen Strahlungsmessungen MULTISPEKTRALE BEOBACHTUNG Sichtbarer bis infraroter Bereich Reflektanz- & Illuminationsmessungen

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69 Lunare Aktivitäten: Übersicht Lunare Dienstleistungen Wissenschaft auf, von und für den Mond (Selenologie, Mineralogie, Astronomie, Plasmaphysik, Soziologie, Medizin, Exobiologie, Werkstoffwissenschaften, Verfahrenstechnik) Entwicklung von Prozessen, Materialien und Ausrüstung Start-, Wartungs- und Reparaturplattform Test- und Trainingsgelände für Weltraummissionen Überwachung, Schutzeinrichtungen und Lagerung Ausbildung, Gesundheit, Entertainment und Tourismus Lunare Produkte Technische Gase, Flüssigtreibstoffe (LOX, LH2) Rohmaterialien (Wasser, Zement, Glas, Metalle), Halbzeuge (Platten, Rohre, Kabel) und Baumaterial (Regolith, Basalt, Glas) Thermale und elektrische Energie, Fusionstreibstoff (He-3) Nahrungsmittel, Elektronische Bauteile und Pharmazeutika

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71 Der Mond Als Gott den lieben Mond erschuf, Gab er ihm folgenden Beruf: Beim Zu- sowohl wie beim Abnehmen Sich deutschen Lesern zu bequemen, Ein altdeutsch a formierend und ein altdeutsch Z - Dass keiner groß zu denken hätt. Befolgend dies, war der Trabant Ein völlig deutscher Gegenstand. Christian Morgenstern ( ) AZazZA ZA

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