Raumcon
Raumfahrt => Konzepte und Perspektiven: Raumfahrt => Thema gestartet von: BadCop am 25. Dezember 2014, 21:38:40
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Hallo Ihr,
entweder habe ich falsch gesucht oder das hier ist im Forum noch nicht vertreten:
http://www.spiegel.de/wissenschaft/weltall/raumfahrt-neue-route-soll-fluege-zum-mars-erleichtern-a-1010306.html (http://www.spiegel.de/wissenschaft/weltall/raumfahrt-neue-route-soll-fluege-zum-mars-erleichtern-a-1010306.html)
Wer weiß genaueres?
Tschöö und frohe Weihnachten
Titel geändert (Schillrich)
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Der Spiegelartikel bringt da einiges durcheinander, bzw. Begriffe werden aus meiner Sicht zu unscharf genutzt. Aber schön, dass es die Meldung an sich gibt.
Ballistic Capture ist nicht neu (Belbruno, einer der Autoren des zugrunde liegenden Artikels, ist auch einer der Vordenker dazu). Das wurde sogar schon durchgeführt: HITEN, GRAIL, THEMIS, SMART-1 (übrigens alle, um zum Mond zu gelangen). Das ganze läuft unter dem Stichwort "weak stability boundary". Man nutzt das Mehrkörperproblem aus, um einem Himmelskörper Drehimpuls "zu klauen" und damit selbst welchen zu gewinnen. Gekrönt wird das Ganze durch langsame Endanflüge an den Zielkörper, so dass man ohne aktive Beschleunigungsmanöver in einen Orbit kommen kann ("gravity capture").
Zum Mars scheint es bisher unklar gewesen zu sein, ob man diese Möglichkeit der Physik auch sinnvoll nutzen kann. In dem Papier legt er jetzt dar, dass es wohl machbar ist ...
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Hier das eigentliche Paper:
http://arxiv.org/abs/1410.8856 (http://arxiv.org/abs/1410.8856)
Ich habe den Titel des Threads verallgemeinert.
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Naja ist vermutlich eine Sache der heutzutage vorhandenen Rechentechnik. Denn anders als bei Erde-Mond müssen in der Berechnung "Schnittstellen" sein, um die längere Einwirkung der Zentralgravitation und vielleicht auch die Stellung des Jupiters zum geplanten Zeitpunkt einfließen zu lassen, vermute ich.
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Also laut diesem Artikel hier....
http://www.scientificamerican.com/article/a-new-way-to-reach-mars-safely-anytime-and-on-the-cheap/ (http://www.scientificamerican.com/article/a-new-way-to-reach-mars-safely-anytime-and-on-the-cheap/)
...kamen sie während eines Gesprächs mit Boeing auf die neue Idee. Boeing hat dann die Studie auch gleich finanziert.
Allerdings hat die Methode leider einen Haken. Der Transfer würde deutlich länger als 6 Monate dauern. (Der Artikel spricht von "mehreren zusätzlichen Monaten".) Für Fracht und Roboter toll, für Menschen leider weniger.
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Weiß nicht. Wenn man 6 Monate schafft, scheinen mir 9 oder 12 Monate auch keine unüberwindliche Hürde mehr zu sein. (Es sei denn, es gibt irgendwo auf dieser Skala einen kritischen Punkt, quasi einen "gruppenpsychologischen Phasenübergang", den man besser meidet.) Vielleicht müsste die Abschirmung entsprechend stärker sein, das könnte man ja dann aus dem Gewicht des eingesparten Treibstoffs "finanzieren". Vor allem aber wäre man weder mit dem Flug noch mit dem Rückflug an die bisherigen 2-Jahresfenster gebunden und müsste also die Crew auch nicht mehr so lange auf dem Mars bleiben wie bisher, wenn ich das richtig verstanden habe. :)
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Robotisch ist das auf jeden Fall eine tolle Sache. (bis zu) 25% Treibstoff einsparen - damit fällt dann auch der Tank in der Nutzlast kleiner aus, und somit kann der Träger kleiner ausfallen.
Bemannt - man muss mehr Lebensmittel mitnehmen, und 6 Monate ist doch schon relativ lang...
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(bis zu) 25% Treibstoff einsparen
d.h. meines Erachtens dass dann z.B. ein MCT kleiner ausfallen kann oder weitere Träger für künftige Marsmissionen in Frage kommen, richtig?
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Ich bin das Paper jetzt mal durchgegangen, und da sind zwei Dinge:
- in dem Artikel muss meiner Meinung nach noch nachgearbeitet werden (dazu sage ich später noch was)
- die Ergebnisse (x% gespart ...) sind nicht allgemeingültig, sondern hängen von den Missionsszenarien ab ... man muss also in die Details der Ergebnisse schauen, um sie zu interpretieren ... und das geht bei den Zusammenfassungen unter.
Die sparsameren Routen gegenüber Hohmann gelten für hohe Zielorbits um den Mars, ab h> 22000km. Je höher, desto sparsamer sind diese "ballistic capture"-Transfers. Bei Zielorbits darunter sind die Hohmanntransfers effizienter. (Wenn man dann noch bedenkt, dass heutige Marsmission praktisch keine idealen Hohmanntransfers mehr zum Mars macht, relativiert das die Ergebnisse nochmal ...).
Der ballistische Transfer hätte den Vorteil, dass man Startfenster breiter und öfter gestalten kann. Aber auch das gilt nur gegenüber idealen Hohmanntransfers. Heutige Marsmissionen haben normalerweise auch mehr als nur einen Starttag für ihre Transferbahnen.
"Ballistic Capture" ist nie stabil. Im untersuchten Beispiel bleibt der Orbiter nur für 6 (lange, hohe) Orbits um den Mars gebunden ... danach verlässt er ihn wieder. Wenn man länger bleiben will, muss man auf jeden Fall manövrieren.
Ach ja, die 25% Ersparnis werden nirgendwo im Paper berechnet, sondern stehen nur im Abstract und in der Summary. Die dargestellten Beispielrechnungen haben andere Werte ... aber zur Kritik am Paper komme ich vielleicht noch.
Grundsätzlich ist das Gefundene nicht revolutionär, sie haben nur schon bekannten Techniken angewandt und gut kombiniert. Die Ergebnisse sind dabei sehr fallspezifisch und müssen genau interpretiert werden, um daraus einen Anwendungsfall abzuleiten ... oder auch auszuschließen.
Diese "ballistic captures" zu berechnen, ist an sich ein großes Absuchen des Lösungsraums. Man kommt nicht konstruktiv zum Ergebnis, sondern man probiert viel aus. Es gibt praktisch unzählige Anfangsbedingungen, und damit auch unzählige, mögliche Ergebnisse. Zum Glück ist der Lösungsraum (quasi Gravitationspotentiale) glatt, so dass in Nähe einer Lösung gleichartige Lösungen lauern (also keine unstetigen Überraschungen auftreten). Trotzdem hängen die konkreten Ergebnisse stark vom physikalischen Modell, dessen Parametrisierung und den Such-/Rechenalgorithmen mit ihren Ungenauigkeiten ab. Da der Lösungsraum so riesig ist, können hier Suchstrategien helfen, gute und noch bessere Lösungen zu finden.
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Der Artikel ist aus meiner Sicht noch nicht fertig geschrieben/redigiert. An einer Stelle meine ich sogar einen Fehler gefunden zu haben.
redaktionelle Kritik:
- Abkürzungen sind nicht durchgehend definiert
- Abbildungen und Graphen sind nicht durchgehen ordentlich beschriftet
inhaltliche Kritik:
- Dass sie nur unter bestimmten Szenarien "bessere Lösungen" gefunden haben, die nicht zwingend sinnvoll/missionsrelevant sind, ist aus meiner Sicht nicht deutlich genug. Die Metaberichterstattung dazu (s. SPON) bekommt das dann quasi zwangsläufig in den falschen Hals ...
- Die betonten "bis zu 25%" werden explizit in keiner der Beispielrechnungen gezeigt.
methodische Kritik:
Sie berechnen für verschiedene Zielorbits am Mars die Einsparung S (Saving) gegenüber einem idealen Hohmantransfer, die angegebenen Prozentzahlen zum delta-v:
S= [dVc-dV2] / dVc
Der Zähler ist die dV-Differenz zwischen einem "ballistic capture"-Manöver dVc am Mars und einem 2. Hohmann-Manöver dV2 am Mars. Das Ganze beziehen sie dann auf dVc.
Der so berechnete %-Wert ist aber nicht die Einsparung, wenn ich von Hohmann auf "ballistic capture" wechsle, sondern das sind die Mehrkosten, wenn ich umgekehrt von "ballistic capture" auf Hohmann wechsle.
Richtig für die Einsparung wäre, wenn ich die Differenz auf das 2. Hohmann-Manöver beziehe:
S= [dVc-dV2] / dV2
Ach ja, wenn man so wie sie rechnet, kommen dann auch gleich die größeren %-Zahlen raus, da in den Beispielen dVc<dV2 ... ein Schelm wer Böses denkt ...
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Wenn man zum Deimos will, sollte es sich lohnen. Aber sonst eher weniger.
Ein Rückkehr-Habitat und Antriebsmodul in eine hohe Bahn bringen und dann sehr langsam mit SEP in einen niedrigen Orbit schieben, könnte auch gehen. Man würde die sowieso ein Startfenster früher losschickt, dann hätte man dafür 2 Jahre Zeit. Das könnte man mit einem viel kleineren SEP-Modul machen als den ganzen Transfer von der Erde mit SEP.
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Schaut euch mal die Fotostrecke beim verlinkten SPON-Artikel an. Der Grafiker von SPON scheint die Berichterstattung letztens bei EFT-1 missverstanden zu haben, wonach die Orion in Zukunft auch Teil eines bemannten Marsprogrammes werden könnte.
Der lässt nämlich gleich mal ne Orion mit den Fallschirmen am Mars landen ::)
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Der lässt nämlich gleich mal ne Orion mit den Fallschirmen am Mars landen ::)
Nicht nur das: Zu dem
Als ersten Schritt plant die Nasa Flüge und Landungen auf dem Mond - mit dem neuen Raumschiff "Orion".
und dem
http://cdn2.spiegel.de/images/image-772399-galleryV9-poxq.jpg (http://cdn2.spiegel.de/images/image-772399-galleryV9-poxq.jpg)
Mars-Landung (Zeichnung):
brauche ich hoffentlich nichts hinzufügen... ;)
Gruß
Zenit
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Ich hab hier: http://www.spiegel.de/wissenschaft/weltall/raumfahrt-neue-route-soll-fluege-zum-mars-erleichtern-a-1010306.html (http://www.spiegel.de/wissenschaft/weltall/raumfahrt-neue-route-soll-fluege-zum-mars-erleichtern-a-1010306.html)
einen Artikel über eine alternative Flugroute zum Mars, falls das klappt, würde das einiges auch für die Pläne von SpaceX und MCT verbessern.
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Schau mal auf den ersten Beitrag dieses Threads ;), noch keine 24h alt ... der gesamte Thread dreht sich darum.
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Diese Bahnen sind interessant für Mars Orbit, speziell hohe Orbits. Nicht für SpaceX MCT, die gehen nicht in den Orbit, sondern landen direkt und benutzen Atmosphärenbremsung.
Hier ein PDF einer NASA-Studie für mögliche SLS-Missionen.
http://spirit.as.utexas.edu/~fiso/telecon/Stromgren_11-5-14/Stromgren_11-5-14.pdf (http://spirit.as.utexas.edu/~fiso/telecon/Stromgren_11-5-14/Stromgren_11-5-14.pdf)
Da werden Conjunction class Bahnen mit Opposition class Bahnen verglichen und mögliche SLS-Missionen für beide dargestellt. Interessant, daß man da vorsieht, das Transferhabitat und die Beschleunigungseinheit mit SEP in Höhe des Mondes zu platzieren. Die Astronauten fliegen chemisch separat und dann chemisch zum Mars und zurück. Vorgesehener Treibstoff LOX/Methan.
Interessant daran für SpaceX MCT, daß offenbar Opposition class Bahnen auch bei langen Flügen innerhalb eines Startfensters zurückkehren und Wiederverwendung im nächsten Startfenster ermöglichen. Eine Bahn mit - relativ - niedrigen Energiewerten würde ca. 6 Monate zum Mars hin und 1 Jahr zurück brauchen. Die Opposition class Missionen sind wesentlich aufwändiger, werden von der NASA aber ernsthaft in Erwägung gezogen, wohl weil die Mars-Aufenthaltsdauer kürzer ist, also weniger Verbrauchsgüter gelandet werden müssen.
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und ein bemannter swingby bei Rückkehr zur erde bei Venus auch einen gewissen reiz hat ;)
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@Führerschein:
So ganz konsequent hast du das aber nicht durchdacht, es geht ja nicht nur darum wohin Flüge zum Mars führen, also Marsorbit oder direktes Abbremsen mit anschließender Landung, sondern auch darum wann man überhaupt in der Lage ist von der Erde aus zu starten.
Außerdem ist es sicher unerheblich ob man sich einfangen lässt um anschließend die Bahn so zu verändern das man einen Eintrittskurs in die Atmosphäre wählt.
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@Führerschein:
So ganz konsequent hast du das aber nicht durchdacht, es geht ja nicht nur darum wohin Flüge zum Mars führen, also Marsorbit oder direktes Abbremsen mit anschließender Landung, sondern auch darum wann man überhaupt in der Lage ist von der Erde aus zu starten.
Das ist vielleicht ein Nebennutzen.
Außerdem ist es sicher unerheblich ob man sich einfangen lässt um anschließend die Bahn so zu verändern das man einen Eintrittskurs in die Atmosphäre wählt.
Da irrst du. Manche Dinge bei Flugbahnen sind nicht intuitiv. Das benötigte delta-v von einem hohen Marsorbit bis zum Eintritt in die Marsatmosphäre ist vergleichbar mit dem delta-v vom Erde-Mond L2 bis zum Eintritt in die Marsatmosphäre.
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wenn man von innen kommt, kann man sicher auch direkt in die Atmosphäre eintreten, oder sich zumindest abbremsen lassen. Kommt da eine hoch elliptischer Orbit bei raus, genügt im Apoapsisdistanz wohl ein kleiner Bremsschub um das Teil gezielt eintreten zu lassen, oder zumindest die Apoapsisdistanz zu reduzieren.
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wenn man von innen kommt, kann man sicher auch direkt in die Atmosphäre eintreten, oder sich zumindest abbremsen lassen. Kommt da eine hoch elliptischer Orbit bei raus, genügt im Apoapsisdistanz wohl ein kleiner Bremsschub um das Teil gezielt eintreten zu lassen, oder zumindest die Apoapsisdistanz zu reduzieren.
Wir reden hier aber von der speziellen Einfangtechnik. Die geht eben gerade nicht nahe an den Planeten ran in einem elliptischen Orbit. Deshalb ist sie für eine Direktlandung nicht brauchbar.
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Wäre es bei so einem hocheliptischen Einfangorbit denkbar das Perigäum so weit abzusenken, dass man das ganze mit Aerobraking kombinieren kann?
Würde man damit signifikant Delta-V einsparen?
Grüe Rücksturz
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Hallo Rücksturz,
das wird "direkten Einflügen" in die Atmosphäre immer unterlegen sein (wenn man nur das delta-V betrachtet). Bei einem direkten Einflug macht das Raumschiff ja keine echten/signifikanten Manöver mehr auf Höhe des Mars. Seine Fluchtbahn von der Erde führt es bis in die Atmosphäre des Mars. Die "ballistic capture"-Transfers müssen auf Höhe/in Nähe des Mars immer ein Manöver fliegen, um "in der Nähe des Mars" zu driften und dann überhaupt erst (kurzzeitig) eingefangen zu werden.
Die Fluchtmanöver von der Erde sind bei all diesen Varianten ähnlich.
Wenn man ganz viel Zeit hat (also in astronomischen Zeitaltern ...), kann man natürlich aus einem hohen Orbit um die Erde einen ballistic-departure von der Erde abwarten ... dann langsam (hoffentlich) zum Mars treiben ... und dort einen "ballistic capture" abwarten. Das wäre der komplette Reiseplan, dass unter den Stichwörtern "interplanetarer Highway/interplanetare Autobahn" vor einigen Jahren bekannt wurde. Das sind aus meiner Sicht eher physikalische Spielereien ... aber keine wirklich anwendbaren Szenarien.
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Wenn ich die Diskussion hier verfolge und sie richtig verstehe (Ich bin nun einmal nur in IT-Sicherheit, in Ahnenforschung und im Schwerbehindertenrecht richtig firm) dann ist dieses ballistische Einfangen nur etwas um von einer fiktiven Mond(versorgungs-)basis zu einem fiktiven Mars(versorgungs-)basis Deimos mit unbemannten Frachtern hin und her zu "pendeln". Richtig?
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Wenn ich die Diskussion hier verfolge und sie richtig verstehe (Ich bin nun einmal nur in IT-Sicherheit, in Ahnenforschung und im Schwerbehindertenrecht richtig firm) dann ist dieses ballistische Einfangen nur etwas um von einer fiktiven Mond(versorgungs-)basis zu einem fiktiven Mars(versorgungs-)basis Deimos mit unbemannten Frachtern hin und her zu "pendeln". Richtig?
Nein, das Prinzip geht bei Abflug vom LEO genauso. Es ist die Art der Annäherung an den Mars, die speziell ist. Die Bahnen, die ich gepostet habe, sind wieder was anderes. Beide seit langem bekannt und durchkalkuliert. Auch für die gilt, daß man sie genauso gut vom LEO her starten kann. Der Start von einer mondnahen Umlaufbahn ist nur eine missionsspezifische Angelegenheit. Man kann von da oben mit sehr geringer Beschleunigung zum Mars fliegen. Die Arbeit für den Flug wird schon vorher geleistet, indem man das Raumschiff da hochbringt. Im Fall der beschriebenen Missionen mit SEP - Solar Elektrischer Antrieb (Propulsion).
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Nach nochmaligem Nachdenken zu dem Artikel: Eigentlich ist deren Ergebnis ein "negatives Ergebnis": Für gängige Marsmissionen scheint der ballistic/gravity capture nicht sinnvoll zu sein.
Auch so ein negatives Ergebnis ist gut. Dann weiß man endlich quantitativ: so nicht! Das hilft bei Folgearbeiten. Leider trauen sich die meisten Autoren nicht, das auch so zu formulieren. Stattdessen werden die Sonderfälle mit positiven Adjektiven verklausuliert ... schade.
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Nach nochmaligem Nachdenken zu dem Artikel: Eigentlich ist deren Ergebnis ein "negatives Ergebnis": Für gängige Marsmissionen scheint der ballistic/gravity capture nicht sinnvoll zu sein.
Das sehe ich genauso, mit zwei möglichen Ausnahmen.
Die eine wäre eine Mission zu einem Marsmond. Die sehe ich lange überfällig und verstehe nicht, warum das noch nicht gemacht wurde, mit Ausnahme des leider gescheiterten Phobos Grunt. Mit bisher kalkulierten Bahnen war es einfacher zum Phobos zu kommen als zu Deimos. Mit diesen Bahnen wäre es tatsächlich einfacher, Deimos anzufliegen als mit herkömmlichen Bahnen Phobos.
Das andere wäre ein geändertes Konzept für bemannte Flüge. Die NASA-Konzepte sehen ja vor, daß man ein Antriebssystem und Habitat für den Rückflug in einem niedrigen Orbit stationiert und dort auf das Ende der Oberflächenforschung warten läßt. Es wäre denkbar, dafür die neuen Flugbahnen zu nehmen, ein Startfenster früher, wie sowieso vorgesehen. Dann könnte man mit SEP geringer Leistung in 2 Jahren den niedrigen Orbit erreichen. Wie bei SEP Com-Sats im Erdorbit könnten die Solarpanele zwei Funktionen erfüllen. Zuerst zum erreichen der niedrigen Umlaufbahn. Für den Rückflug dann zur Speisung der Lebenserhaltungssysteme.
SpaceX plant etwas ganz anderes. Für deren Konzept wäre das nicht brauchbar, so wie ich es sehe.
Auch so ein negatives Ergebnis ist gut. Dann weiß man endlich quantitativ: so nicht! Das hilft bei Folgearbeiten. Leider trauen sich die meisten Autoren nicht, das auch so zu formulieren. Stattdessen werden die Sonderfälle mit positiven Adjektiven verklausuliert ... schade.
Volle Zustimmung.
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Wieviel Prozent Stützmasse kann dabei maximal bzw. effektiv eingespart werden?
Gruß,
Jens
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Das Flugprofil von dem NASA Dokument ist zumindest mal ein Fortschritt, wenn auch ich mir sehr sicher bin das es damit nicht bleiben wird.
Ist war schon mal schön das SEP in den Konzepten Einzug gehalten hat, aber konsequent ist das nur solange man keine Systeme hat mit erheblich mehr an Solarleistung,
danach spielen andere Randbedingungen eine größere rolle als ein Minimum an benötigtem dV.
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...Die eine wäre eine Mission zu einem Marsmond. Die sehe ich lange überfällig und verstehe nicht, warum das noch nicht gemacht wurde, mit Ausnahme des leider gescheiterten Phobos Grunt...
Man hat das auch schon vor Fobos-Grunt gemacht(versucht). Fobos 1 und 2 sind 1988 gestartet. Leider war die Mission nicht sehr erfolgreich :-X
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Wenn man 6 Monate schafft, scheinen mir 9 oder 12 Monate auch keine unüberwindliche Hürde mehr zu sein
Ob eine Hohmann-Zander, Sternfeld oder eine andere Bahn mit geringer v zum Mars, alle haben gravierende Nachteile:
Knackpunk einer Marsreise ist der ungelöste Strahlenschutz. Trotz technischer Lösungen und Pharmaka für die Raumfahrer, ist die Gefahr nicht gebannt. Besonders bei sehr langen Flügen nimt die Belastung enorm zu. Bei einer Flugdauer von 30-40 Tagen wird die Gefahr der Strahlung radikal verringert.
Bei langer Reisen müssen auch die Versorgungsmodule (z.B. Technisches- und Trinkwasser, Lebensmittel) grösser sein, das geht wiederum zu Lasten der Nutzlast.
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Das zentrale Problem ist und bleibt der geringe ISP aller chemischen Antriebe, SEP mit einem ISP von 30-50km und leichten Solarsystemen
beseitigt zumindest ärgsten Probleme bei einer machbaren Nutzlast. Bei 500t anstatt 50t, fällt den Leuten genug ein um mit 20% der Nutzlast
einen guten Schutz herzustellen. Das geht schon heute mit Solarsystemen die bei Orion zum Einsatz gekommen sind.
Derzeit fehlt aber noch ein günstiger Schwerlastträger.
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Das mit dem "Knackpunkt" Strahlenbelastung für einen bemannten Marsflug werde ich wohl nie verstehen.
Ich möchte hier nicht über die Strahlendosis diskutieren, weil dies hierfür der falsche Thread ist. Eine Flugdauer von 30-40 Tagen reduziert die Strahlenbelastung einer Marsmission mit 18-monatigem Aufenthalt aber auch nur um ziemlich genau 50% im Vergleich zu einer sechs mal längeren Flugdauer. Dann ist das Dosenverhältnis Flug zu Marsaufenthalt eben nicht mehr 6:4 sondern 1:4.
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Es ist aber nicht die Rede davon, das bei einer Flugdauer von 30-40 Tagen der Aufenthalt 18 Monate betragen wird. Kann auch 4-8 Wochen sein und durch die Marsatmosphäre haben wir reduzierte Belastung als auch kaum der sehr gefährlichen galaktischen Strahlung, den grössten Feind für den menschlichen Körper.
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Eine längere Flugdauer mit der neuen Transferbahn hat eine höhere Strahlenbelastung zur Folge.
Was ist uns in der Raumfahrt wichtiger?
Kosteneinsparung durch weniger mitgeschlepter Stützmasse?
Gesunde und arbeitsfähige Marssiedler oder Forscher?
Gruß,
Jens
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@Jura:
Du hast natürlich recht und die 18 Monaten kamen nur von mir, aber in meinen Augen macht ein Marsaufenthalt von wenigen Wochen bei all dem logistischen und technischen Aufwand einfach sehr wenig Sinn.
Die 18 Monate bezogen sich auf Mars Direct und machen meiner Meinung nach für wissenschaftliche Tätigkeiten vor Ort auch Sinn.
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Eine längere Flugdauer mit der neuen Transferbahn hat eine höhere Strahlenbelastung zur Folge.
Diese Bahnen würden wohl nur zur Platzierung von Ressourcen im Orbit oder auf der Oberfläche genutzt. Astronauten würden auf einem separaten Flug nicht so lange unterwegs sein.
Ich habe gerade keinen Thread zur Strahlung gefunden. Es gibt aber einen, denke ich.
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Das Problem der Strahlenbelastung und des Knochenabbaus könnte man mit einer Trennung von Fracht und Mannschaft lösen.
Das schhwere und unbemannte Frachtraumschiff fliegt die Energiespar-Transferbahn vorne weg.
Das leichte und schnellere Mannschaftsraumschiff fliegt direkt zum Mars. Die Flugzeit wäre kürzer und damit die Belastung
für die Mannschaft.
Beide Raumschiffe kommen dann gleichzeitig in der Marsumlaufbahn an.
Gruß,
Jens
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Andere Idee: Fracht außen, Mannschaft innen.
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Das wäre eine Möglichkeit.
Dann bleibt immer noch das Problem des Knochen und Muskelabbaus.
Gruß,
Jens
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Andere Idee: Fracht außen, Mannschaft innen.
Mit Frachten aus technischen Gründen auch keine gute Lösung. Bei älteren Konzepten von RKK Energija wurden die Treibstofftanks um den Wohnmodul angebracht, auch nicht ganz optimal. Der Treibstoff wird zu 40% bei Beschleunigung um die Erde (bis 90 Tage) und dann zum Mars schon verbraucht.
Eine Möglichkeit ist die entsprechende Anbringung von Wasserbehälter, ähnlich wie bei ISS. Weiter, es müssen auch Schutzräume (spezielle Stahlsorten mit 25-35 g/cm2) gegen die tödliche galaktische Strahlung vorhanden sein als auch entsprechende Pharmaka. Knochen und Muskelabbau ist heute kein Problem, im Wohnmodul werden entsprechende Sportgeräte vorhanden sein.
Auch möglich, Flügen zum Mars bei max. Sonnenaktivität durchzuführen, reduziert stark die galaktische Strahlung.
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Gegen Muskelabbau hilft Training recht gut. Zwar können nicht alle Muskelgruppen gleichermaßen trainiert werden, trotzdem funktioniert dies heute schon gut. Man sollte da natürlich Leute auswählen, denen sportliche Betätigung ohnehin ein Bedürfnis ist. Zeit hätte man ja genug.
Gegen Knochenabbau hilft die Rüttelplatte (Vibrationsplatte) recht gut. In der ISS kann man die Vibrationsplatte nicht einsetzen, da sie die Qualität der Mikrogravitation arg verschlechtert. Auf einem Flug zum Mars kommt es hingegen nicht so auf diese Qualität an.
Die Vibrationsplatte regt durch "harte" Stöße (die Stöße müssen hart sein) in vertikaler Richtung das Wachstum von Knochenzellen an und wird auf der Erde bereits zur Behandlung von Knochen- oder Sehnenproblemen verwendet.
http://www.osd-ev.org/osteoporose-therapie/osteoporose-bewegung-sport/vibrationstraining/index.php (http://www.osd-ev.org/osteoporose-therapie/osteoporose-bewegung-sport/vibrationstraining/index.php)
Gleichzeitig gibt es auch eine Wirkung auf Muskeln, wenn man "weiche" Vibrationen in horizontaler Richtung verwendet. Dadurch führen die Muskeln "automatische" Ausgleichsbewegungen durch. Dadurch werden zudem Muskelgruppen trainiert, die man bei normalem Training auf Ergometer oder Laufband wenig belastet.
http://muskelpower.de/magazin/vibrationsplatte/ (http://muskelpower.de/magazin/vibrationsplatte/)
Zur Knochenerhaltung und Anregung von Knochenzellenneubildung reichen einige Minuten pro Tag bereits aus. Sportliches Training hingegen erbringt in der Schwerelosigkeit eher "weiche" Stöße, deren Bremsbeschleunigung zu niedrig ist, um eine wirkliche Belastung für die Knochen darzustellen.
Der Strahlenbelastung kann man möglicherweise mit einem eigenen Magnetfeld zuleibe rücken. Da gibt es aber meines Wissens noch keine praktischen Versuche.
Die Idee, Fracht auf langsameren, Treibstoff sparenden Bahnen zum Mars zu transportieren und Menschen evtl. unter Verwendung von elektrischen Antrieben auf erheblich "schnelleren" Bahnen, ist heute allgemein akzeptiert.
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Den Muskelschwund gibt es nur dann wenn es keine (Schwere-)Beschleunigung gibt, jedes Transferraumschiff kann dies auf jeden Fall durch Rotation verhindern und ich bin sehr sicher das dies auch gemacht werden wird.
Einen wirksamen Strahlenschutz wird man auf jeden Fall benötigen, sonst werden die Raumfahrer bei einer Strahlungsexplosion der Sonne "gegrillt".
Egal welche Bahn man nehmen wird und nehmen KANN, bleibt es für Menschen so lange sehr gefährlich solange man nur kleine Nutzlasten um die 50t herum zum Mars schicken kann.
Mit chemischen Triebwerken ist aber schon das sehr sehr teuer, selbst dann wenn SpaceX mal 500t ins LEO bringen kann, weil von den 500t einfach sehr viel für den Treibstoff draufgeht wenn man die zum Mars beschleunigen muss.
Noch dazu hat man nach dem Abflug vom LEO genau NULL Optionen die Reise abzubrechen weil eben kaum dV Reserve vorhanden ist.
Noch viel schlimmer ist das dann beim Rückflug.
Für mich ist genau dies der Grund warum SpaceX heute SEP für die Marsreise ins Spiel bringt.
Ich würde mir hier mal wünschen nicht nur wieder gekaute Berichte diskutiert zu bekommen, sondern Zahlen mit realistischen alternativen.
Das was bis jetzt gemacht wird ist eine Sicht auf mögliche Transferbahnen unter Einsatz von SLS.
Wer von uns glaubt den wirklich, dass dies NUR so kommen könnte? Hier gibt es doch viele Leute die rechnen können und in der Lage sind über den Tellerrand von SLS hinaus zu schauen.
Und jetzt komme mir keiner und behaupte für SEP gibt es keine verfügbare technologische Basis, die gibt es sowohl auf der Kollektorseite wie auf der Triebwerksseite.
Wenn jemand meint das wäre SF, sage ich dazu SLS mit 130t Nutzlast ist haute mindestens ebenso noch SF.
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@GG
Mit Magnetfeldern wird schon lange geforscht, das ist aber noch Zukunftsmusik, erfordert viel Masse und Energien.
Eine Reise mit elektrischen Antrieben bei einen Impuls von 10000s (TEM-25MW) senkt nicht die Reisedauer aber die Kosten. Mit einen Bimodularen Antrieb wäre eine Reise von 30-40 Tagen möglich, wurde in Moskau auf einen Kongress diskutiert. Für mich persönlich die einfachste Methode in den nächsten 20-30 Jahren sind nukleare Triebwerke die NASA gegenwärtigt entwickelt. Wir erhalten hohe Nutzlast, gute Abschirmung gegen Strahlen als auch die Beförderung von schweren Wohnmodulen für eien Aufenthalt bis 550 Tage auf den Mars.
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An einen Gravitationsersatz durch Fliehkraft glaube ich gegenwärtig nicht. Die Strukturen müssten größer als 100 m sein, um bei 10 m/s² gegen die Corioliskraft und den "Drehwurm" einigermaßen gefeit zu sein.
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An einen Gravitationsersatz durch Fliehkraft glaube ich gegenwärtig nicht. Die Strukturen müssten größer als 100 m sein, um bei 10 m/s² gegen die Corioliskraft und den "Drehwurm" einigermaßen gefeit zu sein.
Ich glaube auch nicht dran, vor allem weil es nicht nötig ist. Aber wenn man es machen würde, dann würde ja ungefähr Mars-Schwerkraft genügen. So 3-3,5 m/s² äquivalent. Dann ist auch der benötigte Durchmesser viel kleiner. Trotzdem zu groß.
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Warum den Erdschwerkraft, bei einem Flug zum Mars?
Das mit dem Drehwurm glaube ich eh nicht, ich selber bin Gleitschirmflieger, die ersten 2-3 Jahre wurde es mir in der Thermik öfter schlecht, heute so gut wie niemals.
Das ist sicher ein Mythos solange da zwischen Kopf und Füßen nicht 0G und 1G herrschen.
Es gibt einige weitere Beschwerden, z.B. ständige Probleme bei der Nasenatmung.
Das man auf der ISS 0G benötigt hat was mit deren Mission zu tun, das ist für eine Marsreise kompletter Unsinn.
Die Strukturbelastungen sind in jedem Fall sehr viel kleiner als beim Start vom Erdboden.
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Nachtrag: Den Leuten die Denken man braucht keine Schwerkraft, sollten sich mal den Beitrag vom Focus siehe hier:
http://www.focus.de/wissen/weltraum/raumfahrt/tid-14918/weltraummedizin-seekrank-im-all_aid_417641.html (http://www.focus.de/wissen/weltraum/raumfahrt/tid-14918/weltraummedizin-seekrank-im-all_aid_417641.html)
und da vor allem die Seite 2 anschauen.
Gesundheitsprobleme unter Schwerelosigkeit sind leider nicht auf die gemeinhin bekannten Wirkungen beschränkt,
da gibt es offensichtlich sehr viele weitere und da diese Teilweise lebensbedrohlich sind, wird man schon für eine erste Mission kaum
ohne Beschleunigung reisen.
Vermutlich wird dies sogar günstiger, weil z.B. alle Sanitäre Anlagen viel einfacher werden.
Weiterhin werden z.B. Reparaturen an Geräten dann sehr viel einfacher.
Hier noch einen weiteren Artikel zu dem Thema:
http://www.spektrum.de/alias/dachzeile/der-mensch-in-der-schwerelosigkeit/824981 (http://www.spektrum.de/alias/dachzeile/der-mensch-in-der-schwerelosigkeit/824981)
Leider haben wir bis heute noch NULL Forschungsergebnisse ob die Marsschwerkraft diese Auswirkungen verhindern kann.
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Fakt, russische Kosmonauten haben schon Jahresflüge absolviert, der Aufenthalt auf der ISS dauert halbes Jahr, also so lange wie eine Marsflug (6-8 Monate). Nach der Landung auf dem Mars haben die Raumfahrer eine mässige Gravitaton von 3,72 m/s2, die ist leichter zu ertragen als von der ISS auf die Erde mit 9,81 m/s2.
Beim Flug mit elektrischen Triebwerken haben wir auch eine sehr lange Brenndauer von mehreren Monaten.
Lebensbedrohlich für die Raumfahrer ist vielmehr die galaktische kosmische Strahlung als die Schwerelosigkeit. Das ist zumindest der aktuellste Stand.
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Elektrische Triebwerke würden wohl den kompletten Flug in Betrieb sein, was aber nicht wirklich wichtig wäre.
Wichtig ist allerdings die gesamte Flugzeit und gerade beim Rückflug verspreche ich mir da neue Möglichkeiten vor allem dann wenn man den "Umweg" an der Venus vorbei nimmt und ein SEP System in der Lage ist den ISP weitgehend frei zu wählen, weil man ja bei so einer Bahn sich längere Zeit näher an der Sonne und somit mehr elektrische Energie hätte.
Aber selbst für den Hinflug macht das bei gleicher Flugdauer sinn, weil man viel weniger Stützmasse benötigt, was den Flug günstiger macht, oder durch mehr Nutzlast mehr an Raumvolumen und vielleicht auch mehr Menschen mitnehmen kann, was ganz erheblich helfen kann, eine stabilere soziale Balance der Reisenden zu haben.
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Die letzten Beiträge zur Wirkung der Strahlung habe ich in den entsprechenden Thread verschoben. Bitte diskutiert das dort weiter.
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Ich habe gerade hier:http://www.spiegel.de/wissenschaft/weltall/raumfahrt-neue-route-soll-fluege-zum-mars-erleichtern-a-1010306.html (http://www.spiegel.de/wissenschaft/weltall/raumfahrt-neue-route-soll-fluege-zum-mars-erleichtern-a-1010306.html)
was über ballistisches Einfangen was gelesen, weiß jemand was näheres hierzu, der Artikel selber ist mir etwas dünn.
(Ich habe keinen wirklich passenden Thread gefunden, sorry)
Edit tomtom: ich hab den Beitrag aus dem "MCT-Thread" hierhin geschoben.
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Am Anfang des Threads haben wir das Thema, und den Artikel, letztes Jahr diskutiert. Ich habe damals deutliche Kritik an den Ergebnissen des zugrunde liegenden Papers formuliert. Ich halte die allgemeinen und betonten Schlussfolgerungen nicht für valide, da es ausgewählte Sonderfälle sind, und methodisch unsauber durchgeführt. Das Ergebnis ist aus meiner Sicht genau anders herum: für ein paar unbrauchbare Sonderfälle kommen gute Zahlen raus, für allgemeine, realistische Szenarien kommen gerade keine besseren Ergebnisse raus.
Ach ja, Klakow, du hast damals auch mitdiskutiert ...
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Am Anfang des Threads haben wir das Thema, und den Artikel, letztes Jahr diskutiert. Ich habe damals deutliche Kritik an den Ergebnissen des zugrunde liegenden Papers formuliert. Ich halte die allgemeinen und betonten Schlussfolgerungen nicht für valide, da es ausgewählte Sonderfälle sind, und methodisch unsauber durchgeführt. Das Ergebnis ist aus meiner Sicht genau anders herum: für ein paar unbrauchbare Sonderfälle kommen gute Zahlen raus, für allgemeine, realistische Szenarien kommen gerade keine besseren Ergebnisse raus.
Ach ja, Klakow, du hast damals auch mitdiskutiert ...
Ich bin da deiner Meinung. Das beste sind immer noch neue/bessere Antriebstechniken um das Problem zu lösen aber da sind wir im Falschen Thread.
Vergessen kann doch jeder mal was. :-)
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Kann man .... darf man ... :) ...