Kryotreibstoffe auf interplanetaren Flügen

Tiefkalte flüssige Treibstoffe wie LH2 oder LOX stellen bei längerer Bevorratung auf interplanetaren Flügen bekanntlich ein Problem dar:
die unvermeidliche Wärmeeinleitung durch Tankstrukturen und Leitungen führt zum Verdampfen des Treibstoffs (boil-off) und Druckanstieg im Tank, der bisher durch entsprechendes Ablassen des gasförmigen Anteils beherrscht werden muss. Modellrechnungen ergeben zB für einen nuklear-thermischen Marsflug für einen LH2-Tank mit 38 t Inhalt und bestmöglicher Isolierung eine Boil-off-Verlustrate von 16 t pro Jahr Flugdauer.
Verbesserung ist hier nur durch eine aktive Kühlung und Rekondensierung des verdunsteten Treibstoffs möglich. Dabei wird unterkühlter Treibstoff entweder als scharfer Strahl oder als Tröpfchennebel in den Tank injiziert. Die Wechselwirkungen dieser unterkühlten Flüssigkeiten mit dem gasförmigen verdampften Treibstoff unter Bedingungen der Mikrogravitation sind komplex und teilweise noch nicht verstanden, wie Vorversuche auf der ISS gezeigt haben (Zero-Boil-Off Tank (ZBOT) Microgravity Science Experiment).
Einzelheiten zu diesen Entwicklungen zB hier:  https://science.nasa.gov/science-research/science-enabling-technology/zero-boil-off-tank-experiments-to-enable-long-duration-space-exploration/

ZBOT ist eine ganze Serie von Experimenten. NASA listet auf der Seite offenbar "ihre" Experimente:

    ZBOT-1 : Self-Pressurization & Jet Mixing
    ZBOT-NC : Non-Condensable Gas Effects
    ZBOT-DP : Droplet Phase Change Effects

Das DLR entwickelt mit Airbus auch ein Experiment:

    ZBOT-FT : Fuel Transfer

Zumindest für LOX plus LCH4 sollte das kein so großes Problem sein, solange man in der Lage ist, genug Sonnenlicht in elektrischen Strom umzuwandeln und damit aktive Heiz- und Kühlkreisläufe am leben zu erhalten. Was man darüber hinaus braucht, sind Radiatoren oder vielleicht auch nur aktive Sonnenschutz ähnlich dem, was man beim James Webb gemacht hat, aber eher nur mit einer Folienschicht.
Will man unbedingt LH2, z.B. für Nuklear-Thermische Antriebe nutzen, wird das eher nicht ausreichen, den dessen Siedepunkt ist, bei gut beherrschbaren Drücken, sehr viel anspruchsvoller und dessen dichte ist leider miserabel kein (80kg/m³).
Man könnte natürlich so eine "Stützmasse" auch nur dafür einsetzten aus dem LEO schnell Richtung Treffpunkt beim Mars, zu beschleunigen und bis auf eine kleine Restgeschwindigkeit das abbremsen mittels Atmosphere vorzunehmen.
Allerdings braucht man dann eine größere Lagerinfrastruktur dann auch auf dem Mars, aber die Kühlinfrastruktur ist vermutlich erheblich einfacher weil der Mars ja eh schon ziemlich kalt ist.