Berechnung einer bemannten Marsmission

Hallo zusammen,
ich stehe vor folgender Aufgabe:

Ich möchte eine bemannte Rakete aus dem LEO auf einer Hohmann-Transferbahn zum Mars schicken.
Um die Rakete aus dem LEo auf die Hohmann-Bahn zu bringen, benötige ich meinen Berechnungen zufolge ein delta v von 2,9km/s.
Ausserdem muss die Rakete gegen Ende der Reise ein delta v von 2,65km/s erfahren um auf die Umlaufbahn des Mars zu gelangen.

Und nun zu meinem Problem:
Ich möchte den Treibstoffverbrauch berechnen der für dieses Manöver nötig ist, jedoch weiß ich weder welche Rakete dafür am besten geignet ist (evtl. SpaceX Raketen ? ), noch kenne ich die Technischen Daten der Raketen (z.B. die effektive Strahlgeschwindigkeit bei den SpaceX oder NASA Raketen).

Ich würde mich freuen wenn sich jemand in das Szenario eindenken und mir mit meinem Problem helfen könnte 

[...]Ich möchte den Treibstoffverbrauch berechnen der für dieses Manöver nötig ist, jedoch weiß ich weder welche Rakete dafür am besten geignet ist (evtl. SpaceX Raketen ? ), noch kenne ich die Technischen Daten der Raketen (z.B. die effektive Strahlgeschwindigkeit bei den SpaceX oder NASA Raketen).[...]

Es gibt zur Zeit keine (und gab es bisher auch nie) existierenden Antriebsstufen die in der Lage sind ein bemanntes Raumfahrzeug aus dem LEO heraus in eine Umlaufbahn um den Mars zu bringen.

Da musst dir entweder selber etwas "zusammenbasteln" ...ein paar Eckdaten dazu: LH2/LOX als Treibstoff hat etwa 4.500 m/s Auströhmgeschwindigkeit, aber problematisch wegen Lagerfähigkeit. Besser lagerbar und zur Zeit "voll im Trend" aber etwas lahmer ist Methan/LOX mit bis zu 3.800 m/s. Konservativ könnte man auch hypergole, gut lagerbare Treibstoffkombis vorsehen, hier kann man dann bis 3.200 m/s annehmen. Nächster wichtiger Eckpunkt ist das Voll/Leermasse-Verhältnis der Stufen, hier kannst pi mal Daumen etwa 1:15 annehmen, bei Wasserstoff schlechter, bei Methan besser.

Es gibt aktuell natürlich auch mehr oder weniger kronkrete Planungen, ich nehme an das ist auch der Anlass der dich zu deiner Frage hier bewegt. Guck dazu einfach im SpaceX-Speziealforum, da steht alles zu MCT/ITS, Raptor und co

Zitat

[...]Ich möchte den Treibstoffverbrauch berechnen der für dieses Manöver nötig ist, jedoch weiß ich weder welche Rakete dafür am besten geignet ist (evtl. SpaceX Raketen ? ), noch kenne ich die Technischen Daten der Raketen (z.B. die effektive Strahlgeschwindigkeit bei den SpaceX oder NASA Raketen).[...]

Es gibt zur Zeit keine (und gab es bisher auch nie) existierenden Antriebsstufen die in der Lage sind ein bemanntes Raumfahrzeug aus dem LEO heraus in eine Umlaufbahn um den Mars zu bringen.

Er soll sich mal Mission Ares von Stephen Baxter besorgen, das Buch beschreibt ein Marslandung 1986 mit Apollo/Saturn5 Technik. Grundsätzlich muss man beim Mars 2 Missionprofile unterscheiden, ein Profil mit wenigen Wochen Aufenthalt und eines über viele hundert Tage. Das Profil mit wenigen Wochen hat natürlich den Vorteil das man wenig auf den Mars landen muss, sowas scheint schon in den 80ern im Bereich des Möglichen gewesen zu sein hätte man einfach genug Saturn5 gekoppelt.

Micha

Hallo zusammen,
ich stehe vor folgender Aufgabe:

Ich möchte eine bemannte Rakete aus dem LEO auf einer Hohmann-Transferbahn zum Mars schicken.
Um die Rakete aus dem LEo auf die Hohmann-Bahn zu bringen, benötige ich meinen Berechnungen zufolge ein delta v von 2,9km/s.
Ausserdem muss die Rakete gegen Ende der Reise ein delta v von 2,65km/s erfahren um auf die Umlaufbahn des Mars zu gelangen.

Und nun zu meinem Problem:
Ich möchte den Treibstoffverbrauch berechnen der für dieses Manöver nötig ist, jedoch weiß ich weder welche Rakete dafür am besten geignet ist (evtl. SpaceX Raketen ? ), noch kenne ich die Technischen Daten der Raketen (z.B. die effektive Strahlgeschwindigkeit bei den SpaceX oder NASA Raketen).

Ich würde mich freuen wenn sich jemand in das Szenario eindenken und mir mit meinem Problem helfen könnte 

Die Strahlgeschwindigkeit ist einfach der spezifische Impuls x die Erdbeschleunigung, also x 9.81 ungefähr. Also z.B. ein Wasserstofftriebwerk wie das RL-10 hat ca. 450s spezifischer Impuls, das macht 450 Sekunden x 9.81 Meter/Sekunde^2 = 4400 m/s.

Zitat von: Astroben am 06. Oktober 2016, 19:50:03

Hallo zusammen,
ich stehe vor folgender Aufgabe:

Ich möchte eine bemannte Rakete aus dem LEO auf einer Hohmann-Transferbahn zum Mars schicken.
Um die Rakete aus dem LEo auf die Hohmann-Bahn zu bringen, benötige ich meinen Berechnungen zufolge ein delta v von 2,9km/s.
Ausserdem muss die Rakete gegen Ende der Reise ein delta v von 2,65km/s erfahren um auf die Umlaufbahn des Mars zu gelangen.

Und nun zu meinem Problem:
Ich möchte den Treibstoffverbrauch berechnen der für dieses Manöver nötig ist, jedoch weiß ich weder welche Rakete dafür am besten geignet ist (evtl. SpaceX Raketen ? ), noch kenne ich die Technischen Daten der Raketen (z.B. die effektive Strahlgeschwindigkeit bei den SpaceX oder NASA Raketen).

Ich würde mich freuen wenn sich jemand in das Szenario eindenken und mir mit meinem Problem helfen könnte 

Die Strahlgeschwindigkeit ist einfach der spezifische Impuls x die Erdbeschleunigung, also x 9.81 ungefähr. Also z.B. ein Wasserstofftriebwerk wie das RL-10 hat ca. 450s spezifischer Impuls, das macht 450 Sekunden x 9.81 Meter/Sekunde^2 = 4400 m/s.

Mal abgesehen davon, daß dies nicht die Geschwindigkeit des ausströmenden Gases ist, gefragt war dei effektive Strahlgeschwindigkeit, die müsste man erstmal definieren.
Der Treibstoffverbrauch ergibt sich bekanntermaßen aus der Ziolkowski-Gleichung, dazu muss man dann aber zusätzlich zum spez. Impuls noch einen Strukturfaktor (z.B. Leermasse zu Treibstoffmasse) für die Stufen annehmen.

Ein leicht verständliches Erklärungsvideo  zur dV Berechnung (ja ja, für kerbal) findet man z.b. hier



-
Ich befürchte auch dass der herausgesuchte dV Bedarf zum Mars falsch ist. Das müsste doch der Hohmann Transfer sein?!:

https://i.imgur.com/SqdzxzF.png

Ein leicht verständliches Erklärungsvideo  zur dV Berechnung (ja ja, für kerbal) findet man z.b. hier ...

leider nicht...
Hier schon eher...
  =
&feature=youtu.be
- ...
https://i.imgur.com/SqdzxzF.png

Gruß, HausD

Du solltest dir den Antriebsbedarf nochmal genau überlegen. Wenn du auf deine 7,79 km/s im LEO nochmal 2,65 km/h draufaddierst, landest du bei 10,44 km/s relativ zur Erde. Damit kommst du nicht weit. Nach wenigen hunderttausend Kilometern wirst du feststellen, dass du dich nicht mehr weiter von der Erde entfernst.

Wenn ich mich recht entsinne, kannst du überschlägig rechnen, dass deine Brennschlussgeschwindigkeit in Erdnähe gleich der Wurzel der Summe vom Quadrat der "2. kosmischen Geschwindigkeit" und dem Quadrat des notwendigen Geschwindigkeitsüberschusses für den Hohmann-Übergang sein muss, um bis zum Mars zu gelangen. Davon kannst du dann deine LEO-Geschwindigkeit abziehen, und es bleibt dein delta-v für dieses erste Manöver übrig.

Beispiel:
LEO in 200 km Höhe. Da liegt die Bahngeschwindigkeit bei 7,79km/s, die Fluchtgeschwindigkeit beträgt rund 11,01 km/s.
Wenn die aufgezehrt ist, befindest du dich relativ zur Erde in Ruhe, bist aber von der Sonne noch kein Stück weiter entfernt (energetisch betrachtet).
Für den Hohmann-Übergang zum Mars brauchst du in Erdnähe 32,72km/s relativ zur Sonne, das sind rund 2,95km/s mehr als die Bahngeschwindigkeit der Erde.
Wurzel(11,01²+2,95²)km/s ist ungefähr 11,40km/s.
Davon hast du im LEO bereits 7,79km/s, es fehlen demnach rund 3,61km/s. Das ist dein delta-v, um aus einem 200km LEO per Hohmann-Transfer zum Mars zu gelangen.

Hallo ihr,

Ich stehe vor einer Aufgabe und weiß teilweise nicht weiter :
Ich möchte eine bemannte Falcon Heavy(da ich keine geeignetere bereits existierende Rakete gefunden habe ) aus einem LEO über eine Hohmann-Transferbahn zum Mars schicken und brauche die:

-Flugdauer
-das delta v das benötigt ist um aus dem LEO auf die Transferbahn zu gelangen
-das delta v das benötigt ist um von der Tranferbahn auf die Marsumlaufbahn zu gelangen
-den Treibstoffverbrauch

Ich würde mich freuen wenn mir jemand mit groben (oder gerne auch ausführlichen ) nachvollziehbaren Rechenwegen und/oder Erklärungen weiterhelfen könnte schonmal danke im Voraus 

Hallo zusammen,

ich schreibe für die Schule eine Seminararbeit über das Thema einer bemannten Marsmission und ich habe nun das Problem, dass ich nicht weiß in welcher Größenordnung sich die Leermasse(bzw. Strukturmasse + Nutzlast) einer bemannten Rakete befindet, die aus einem 500km hohen Orbit über eine Hohmann-Bahn zum Mars startet befindet.
Ich würde mich freuen wenn ihr mir mit einer Groben Schätzung weiterhelfen könntet.

Viele Grüße,
Ich

Wie viel Masse man mitnimmt zum Mars, ist mehr oder weniger Abhängig von dem, was man dort machen möchte. Nur hin, "Hallo" sagen und wieder zurück? Dann könnte man die Mondlandefähre als Basis nehmen und sagen "Mehr Essen+Trinken+Sauerstoff. Oder möchte man dort für 1 Jahr bleiben? Dann braucht man viel mehr.

Eine Falcon Heavy z.B. kann ja eine RedDragon zum Mars schicken. Aber natürlich unbemannt und nicht wieder zurück. Aber hier hätte man zahlen welche man verwenden könnte.

Wie viel Masse man jetzt braucht weiß ich leider auch nicht. Aber vielleicht habe ich ein paar Ideen zum Ansetzen.

Zum einen hat SpaceX seine Rakete vor kurzem vorgestellt. Da kann man vielleicht was rausfinden. Es gibt seit ein paar Tagen eine riesige (englische) Wikipedia-Seite dazu: https://en.wikipedia.org/wiki/Interplanetary_Transport_System

Wenn Elon keine Zahlen genannt hat, könnte man ggf. welche schätzen. Man schätzt Länge und Durchmesser der Rakete, und dann nimmt man Länge, Durchmesser und Gewicht eines Raumschiffes aus Russland (Soyus). Jetzt könnte man zumindest ganz grob sagen, daß die Masse der Soyus hochgerechnet werden kann. Auch wenn Elon zahlen genannt hat, könnte man so die Zahlen grob vergleichen.

Für eine F9 habe ich folgende Daten notiert. Sie helfen zwar nicht für den Mars, aber man sieht man das Verhältnis von Rakete und Treibstoff. Am Ende ist der Treibstoff das A und O. Es zählt somit: Will man zurück? Will man landen? Will man nur umkreisen?

$masse_1 = 25300; // KG, Leermasse Stufe 1;
$masse_2 = 4120;  // KG, Leermasse Stufe 2;
$masse_3 = 5271;  // KG, Leermasse Nutzlast;
$treibstoff_1 = 391700; // KG, Stufe 1;
$treibstoff_2 = 105600; // KG, Stufe 2;
In wiefern die stimmen, weiß ich natürlich nicht, ich habe sie auch ergoogelt, hauptsächlich auf Webseiten von Bernd Leitenberger. Und hier wäre der nächste Ansatzpunkt. Auf seinen Webseiten sind
sehr viele Infos. Auf seinem Sitemap (https://www.bernd-leitenberger.de/site-map.shtml) ist der Mars vielfach vorhanden und dann folgen Seitenweise Text. Ich habe die Texte leider nicht gelesen, ich weiß somit nicht, ob da Zahlen für Dich sind. Aber auf jeden Fall findest Du dort Informationen zum Lesen und mit Sicherheit auch Information für Deine Seminararbeit. Seine Seiten sind immer sehr lesenswert, auch wenn viele ihn Bemängeln und nicht für ernst nehmen, ich bin absolut begeistert von ihm, denn er TEILT sein Wissen auf seiner Website!

Hallo zusammen,

ich schreibe für die Schule eine Seminararbeit über das Thema einer bemannten Marsmission und ich habe nun das Problem, dass ich nicht weiß in welcher Größenordnung sich die Leermasse(bzw. Strukturmasse + Nutzlast) einer bemannten Rakete befindet, die aus einem 500km hohen Orbit über eine Hohmann-Bahn zum Mars startet befindet.
Ich würde mich freuen wenn ihr mir mit einer Groben Schätzung weiterhelfen könntet.

Viele Grüße,
Ich

Das ist schon der dritte Thread wo du mehr oder weniger dasselbe fragst. Wie wärs mal mit dort weiter posten?

Und so ganz generell kann man diese Frage eh nicht so einfach beantworten wie du das gerne hättest. Ein wenig Recherche, Nachdenken und Eigeninitiative die darüber hinaus geht in einem Forum drei mal die selbe Frage zu stellen ist da schon angebracht.