Mars Wiederaufstiegsstufe

Bei der Treibstoffkombination RP-1/LOX sehe ich eher das Problem, LOX flüssig zu halten und RP-1 nicht fest werden zu lassen. Hypergole Treibstoffe haben den Vorteil, daß beide Komponenten in einem ähnlichen Temperaturbereich flüssig sind. Methan/LOX haben auch ähnliche Temperatur, aber das ist hier ja nicht das Thema. Für die Merlin Triebwerke haben einige schon bezweifelt, daß sie unter Weltraumbedingungen nach mehreren Stunden Ruhezeit noch starten können, z.B. für Transport in den GEO statt GTO. SpaceX sagt aber, sie können das. Für die Zeitspanne Marslandung - Marsstart wird es gehen. Aber für die Transferzeit Erde-Mars?

Nur damit wir uns recht verstehen: Für den langen Erde-Mars-Transit macht der Sauerstoff ebenso viele Probleme wie Methan oder Kerosin, letzteres nur eher umgekehrt (einfrieren statt verdampfen)?

Welche Treibstoff/Oxidator-Kombination ist denn weltraum- und marstauglich? UDMH/MMH und NO₂?

Ja, leider. Man hat die Wahl zwischen relativ kurzen Transferzeiten und langer Wartezeit auf dem Mars, bzw. in der Umlaufbahn und kurzer Aufenthaltsdauer und langen Transferzeiten.

Aus der Sicht der Crew gewinnt wohl der Mars. Man hat ein wenig Schwerkraft und viel zu tun.

Das ist dann wieder eine komplizierte Architektur.

Auch wieder wahr, aber es wäre immer noch weniger kompliziert als mehrere unbemannte Missionen mit der überlebenswichtigen Technik zur Rohstoffgewinnung vorweg.

Aber jetzt mal rein spekulativ: Nehmen wir an, man könnte eine Transferstufe bauen, die (vermutlich) wiederverwendbar ist, auf dem Mars landen und wieder starten und ihren Treibstoff und Oxidator für bis zu zweieinhalb bis drei Jahre im Weltraum und für einige Tage bis wenige Wochen auf der Marsoberfläche einsatzbereit halten kann. Dann würde es tatsächlich Sinn machen, mit zwei solcher Modulen zu arbeiten. Das erste brächte die Besatzung schnell zum Mars und flöge dann langsam zurück, vielleicht schon mit den ersten Bodenproben an Bord. Das zweite flöge langsam (vielleicht mit weiteren Vorräten) zuM mars und brächte die Besatzung zurück zur Erde.

Enge Bedingungen und hohes Risiko - so etwas wird man kaum machen wollen. 

Okay, dröseln wir mal auf:

ich meine nicht eine original F9V1.0 oder V1.1 erststufe auf dem Mars zu landen.

Die Stufe muss natürlich auf die gegebenheiten des Mars herunterskalliert werden.
Es geht nur darum ob eine Landung auf einem Haupttriebwerk mit dem dann wieder gestartet werden soll möglich ist.


Ob die Stufe dann oben eine Orion,Dragon oder Sojus drauf hat ist wiederum egal, ob die Stufe dann gleich zur Erde weiterbeschleunigt oder ob im Marsorbit an eine weitere Stufe gekoppelt wird ist egal.

Ich glaub dich schon zu verstehen. Es bringt nur wenig.

1. landet F9r hier nahezu leer. Du müsstest sie zwingend wieder auftanken. Und RP1 gewinnt sich auf dem Mars eher ... schwierig.

2. die erststufe der F9r landet ohne Nutzlast. Das wäre für eine Marsmission eher ... blöd.


Was übrig bleibt ist die wage erkenntnis, dass man mit einem Haupttriebwerk auf einem Planeten mit Erdschwere landen und wieder starten könnte. Aber das war quasi schon nach Apollo klar.
Es gibt gründe warum man das bisher nicht in den Missionskonzepten drin hatte. Du würdest ne menge toter masse mit dir rum schleppen (bei nicht-wiederverwendbaren Konzepten)

Ich kann nur immer wieder den Kopf schütteln - "Wir gewinnen 3...400 Tonnen Treibstoff auf dem Mars....
Mit welchem Technologiekomplex in welchem Jahr?
Also wenn MCT schon 50 Jahre im Museum steht vielleicht...

Ins blaue geschossen: etwa im Jahre 2045-2050. Mit einigem Equitment das vorher als ISRU- Komplex hochgeschossen wird. Das wird schon einige Tonnen ausmachen - Aber eben auch keine ganze Industrieanlage sein. Größenordnung dürfte so 50-100 Tonnen auf dem Mars sein.

Fraglich ist dann wie viele dieser Anlagen man hat. Wohl über etliche Jahre nur eine an einem Punkt auf dem Mars. Das ist für die Forschung alles andere als ideal - und passt besser in das konzept einer langfristigen Erschließung des Mars.
Wenn man nur 3-5 kleine Missionen an einzelnen Punkten das Mars absetzen will um Flaggen+Fußabdrücke zu hinterlassen, etwas wissenschaft zu betreiben und dann wieder zu fliegen geht man wohl tatsächlich besser den weg der NASA.

EDIT:

Welche Treibstoff/Oxidator-Kombination ist denn weltraum- und marstauglich? UDMH/MMH und NO2?

Ja genau. Alle langfristig lagerfähigen Treibstoffe. Was im Moment hauptsächlich Hydrazine sind.

[
Diese Diskusion würde besser wo anders hin gehören. Aber die betreffenden Threads sind leider zu 
Am Hilfreichsten ist da noch der hier zu 'Basistechnologien für Marsbasen' https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=13092.msg310639#msg310639
]

Zur Größenordnung des ISRU-Komplexes lohnt sich ein Blick in die Studie von MarsOne

https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=12275.msg334974#msg334974
(und folgende Beiträge)

Jetzt noch zum Thema selber:

Man muss unterscheiden zwischen wiederverwendbaren (und nachtankbaren) und nicht wiederverwendbaren Wiederaufstiegsstufen (meist MAV genannt). Deren Konstruktion würde sich wohl Drastisch unterscheiden!

Wie man sich ein klassisches MAV vorstellt sieht man recht einfach per Google Bildersuche. Es wäre wohl noch verdammt nahe an der Apollo "Ascend Stage".


(NASA’s Mars Design Reference Mission von 2001)

@Trallala: Jain. Das ist ein reines Lebenserhaltungs-ISRU. Treibstoffproduktions-ISRU würde WESENTLICH schwerer und größer werden und mehr Energie verbrauchen. Ich guck mal ob ich was dazu finde..

EDIT2: Man bräucht über den Daumen etwa 0,5to Wasser pro Tag. Das ist etwa das 50-fache des Partagon-Szenarios.
Macht allein dafür einen Energiebedarf von rund 2 MW.
Das ist schon ne ordentliche Hausnummer - aber wohl noch händelbar. Bei 3kg/KW wären wir da bei 6 Tonnen für die Photovoltaikanlage.

Ich hab keine Ahnung wie die restliche Anlage skaliert - auf jeden Fall hätten wir weniger als einen linearen Anstieg der benötigten Anlagenmasse.
Aber wenn man da noch das Wasser übers Rhegolit gewinnt sind wir bei einem Regolit-Verbrauch von 10 Tonnen pro Tag (oder rund 14 kg pro Minute!). Das wird tatsächlich schwer zu schaffen sein.
...besser man stellt die Anlage in die Nähe von Wassereisvorkommen.

Wenn die F9 auf der erde leer landet, wissen wir ja das das Treibwerk bereits ncit weit genug heruntergeregelt werden kann um zu schweben. Auf dem Mars ist etwa 1/3 der schwerkraft, daher muss deine gleichwertige Stufe bei der der Landung auf dem Marsr mindestens das Dopelte der Leermasse der Stufe haben, sie darf also ruhig wesentlich mehr enthalten.

Dass klasische MAVs wie die Apollo Lander aussehen ist mir bekannt.

Weiter oben wurde mal erwähnt man habe bisher nur geringste Lasten auf dem Mars gelandet. 
Wenn es möglich ist eine komplette Erststufe auf der Erde zu landen, dann sollte mit einer Falcon9 ähnlichen Abstiegsstufe ein vielfaches an Masse auf dem Mars zu landen sein.

Kann man ein Triebwerk welches dann auf einer Staub/Steinoberfläche gelandet ist ohne Wartungsarbeiten für den Rückflug wiederzünden? Oder muss man wirklich eine Wiederaufstiegsstufe als Nutzlast oben drauf setzen?

Aus der Sicht der Crew gewinnt wohl der Mars. Man hat ein wenig Schwerkraft und viel zu tun.

Würde ich als Crewmitglied auch so sehen. Hindernis dabei ist, daß man entsprechend große Vorräte landen muß, was bisher immer als Problem gesehen wird. Mit verfügbarer Technik für die Landung von größeren Nutzlasten kann sich das ändern.

Zitat

Das ist dann wieder eine komplizierte Architektur.

Auch wieder wahr, aber es wäre immer noch weniger kompliziert als mehrere unbemannte Missionen mit der überlebenswichtigen Technik zur Rohstoffgewinnung vorweg.

Stimmt, wenn man an die berühmten flags and footprint Missionen denkt. Also hin, umsehen und zurück.
Aber auch die NASA redet inzwischen viel von längeren Missionen mit einer dauerhaften Basis auf dem Mars. Dafür bräuchte man mit Sicherheit Wasser- und Atemluftgewinnung. Dazu noch ein kleines Gewächshaus für Gemüse und Kräuter. Muß ja nicht gleich die ganze Versorgung der Crew sicherstellen. Dann verschiebt sich das Gleichgewicht Richtung Infrastruktur am Boden.

Kann man ein Triebwerk welches dann auf einer Staub/Steinoberfläche gelandet ist ohne Wartungsarbeiten für den Rückflug wiederzünden? Oder muss man wirklich eine Wiederaufstiegsstufe als Nutzlast oben drauf setzen?

Die NASA erwartet da Probleme, sicher zu recht. Lösung ist, einen Rover hinzuschicken, der eine Landefläche aussucht und ggf. Steine wegräumt.

Beim Real war ein solcher Roboter für 49€ im Angebot

Beim Real war ein solcher Roboter für 49€ im Angebot

Tesla bringt demnächst ein SUV raus. Schicken wir das, mit einer vormontierten Schneeschaufel.

Aber im Ernst, so ein Rover muß nicht wie Curiosity 2 Mrd. $ kosten.

Kann man ein Primärtriebwerk denn so einfach Wiederzünden?
Wie ist das bei den Merlins angedacht. Die werden nach der Landung doch sicher zerlegt und gewartet wie die SSMEs?

Kann man ein Primärtriebwerk denn so einfach Wiederzünden?
Wie ist das bei den Merlins angedacht. Die werden nach der Landung doch sicher zerlegt und gewartet wie die SSMEs?

Wir werden es abwarten müssen, wie es mit der Wiederverwendung nach erfolgreicher Landung aussieht. Aber schon jetzt ist es so, daß das zentrale Erststufentriebwerk 6 Zündungen hat bis zur Landung.

Acceptance Test der Stufe in McGregor
Hotfire am Pad
Start
Rückflug
Bremsung zum Wiedereintritt in die Atmosphäre
Landung

Ich glaube auch, daß jedes Triebwerk im Teststand läuft, bevor es in die Stufe eingebaut wird. Dann wären es schon 7 Zündungen.

An eine Zerlegung wird nicht gedacht. Jedenfalls nicht nach jedem Flug. Aktuelle Aussage ist 40 Zyklen, dann ist ein Austausch von stark belasteten Komponenten nötig.

Wie wieviele Zündungen und wieviele Brennsekunden hatten denn die Merlins in Grasshopper? Und hat man in der einen oder anderen Weise an den Triebwerken gearbeitet?

Wie wieviele Zündungen und wieviele Brennsekunden hatten denn die Merlins in Grasshopper? Und hat man in der einen oder anderen Weise an den Triebwerken gearbeitet?

Darüber gibt es leider keine Aussagen.

Jetzt noch zum Thema selber:

Man muss unterscheiden zwischen wiederverwendbaren (und nachtankbaren) und nicht wiederverwendbaren Wiederaufstiegsstufen (meist MAV genannt). Deren Konstruktion würde sich wohl Drastisch unterscheiden!

Wie man sich ein klassisches MAV vorstellt sieht man recht einfach per Google Bildersuche. Es wäre wohl noch verdammt nahe an der Apollo "Ascend Stage".


(NASA’s Mars Design Reference Mission von 2001)

@Trallala: Jain. Das ist ein reines Lebenserhaltungs-ISRU. Treibstoffproduktions-ISRU würde WESENTLICH schwerer und größer werden und mehr Energie verbrauchen. Ich guck mal ob ich was dazu finde..

EDIT2: Man bräucht über den Daumen etwa 0,5to Wasser pro Tag. Das ist etwa das 50-fache des Partagon-Szenarios.
Macht allein dafür einen Energiebedarf von rund 2 MW.
Das ist schon ne ordentliche Hausnummer - aber wohl noch händelbar. Bei 3kg/KW wären wir da bei 6 Tonnen für die Photovoltaikanlage.

Ich hab keine Ahnung wie die restliche Anlage skaliert - auf jeden Fall hätten wir weniger als einen linearen Anstieg der benötigten Anlagenmasse.
Aber wenn man da noch das Wasser übers Rhegolit gewinnt sind wir bei einem Regolit-Verbrauch von 10 Tonnen pro Tag (oder rund 14 kg pro Minute!). Das wird tatsächlich schwer zu schaffen sein.
...besser man stellt die Anlage in die Nähe von Wassereisvorkommen.

Wie viel Tonnen Treibstoff würden für eine klassische MAV benötigt werden?

Pi*Daumen um die 10-15 Tonnen?

Dann verstehe ich nicht, dass sich so viele in ISRU verrennen. Das kann man doch mit einem extra Tanklander runterbringen.
Die Chemiefabrik + Solarkraftwerk + Aufbauroboter + Einsammelroboter + Lagertank sind doch sicher un ein vielfaches schwerer.

Ein umpumpfen zwischen 2 Tankstufe und wiederaufstiegstufe ist sicher einfacher

Dann verstehe ich nicht, dass sich so viele in ISRU verrennen. Das kann man doch mit einem extra Tanklander runterbringen.
Die Chemiefabrik + Solarkraftwerk + Aufbauroboter + Einsammelroboter + Lagertank sind doch sicher un ein vielfaches schwerer.

Ein umpumpfen zwischen 2 Tankstufe und wiederaufstiegstufe ist sicher einfacher

Zweifellos richtig, wenn es darum geht, 2-4 Leute runter und wieder rauf zu bringen mit einer Rückkehrstufe im Orbit und wenn das Geld für zusätzliche Starts für den Treibstoff auch keine Rolle spielt. Also wenn so eine Mission 30-50 Milliarden kosten darf.

Wenn man aber eine Basis von mindestens der Größe einer Antarktisstation dauerhaft unterhalten will, dann müssen die Kosten um eine Größenordnung runter und das geht nur mit Treibstoff vom Mars. Robert Zubrin hat die Idee zuerst aufgebracht. Mit den heute verfügbaren Solarzellen und dem Wissen, daß es Wasser gibt, ist die Idee noch viel praktikabler geworden. Nicht für eine einzelne Mission, aber für einen längeren Aufenthalt.

Zum Vergleich: Elon Musks Konzept soll die Kosten um zwei Größenordnungen runterbringen, bei gleichzeitig viel größerer Nutzlast. Wenn man in einem Flug 100t Nutzlast absetzen kann, dann ist die Infrastruktur für Treibstoff auf einmal gar nicht mehr so unmöglich. Aber dafür gibt es die anderen Threads.

Es sind eben, wie bereits erwähnt, komplett unterschiedliche Konzepte.
Ein klassisches MAV würde man nicht mal auftanken. Das wurde schon befüllt runter schicken.

Nächste stufe wäre wohl, zumindest den Sauerstoff zu produzieren. Das könnte sich, je nach dem, sogar bei einer einzelmission lohnen.

Aber bei alles ab zwei, spätestens 3, starts (und isbesondere wenn  man eine basis hat) lohnt sich ISRU.  Alles was dann danach mit ISRU produziert ist reiner gewichtsgewinn.

Und gewicht ist Gold wert.

Es gibt ein relativ einfaches Konzept, bei dem man nicht einmal Wasser für die Treibstoffherstellung braucht. 2 CO2 aufspalten in 2 CO und O2. Es würde genügen, um auf dem Mars mit einem dafür konstruierten Triebwerk in den Orbit zu kommen.

Ganz nebenbei bekäme man noch das Atemgas. Stickstoff und Argon würden vom CO2 der Atmosphäre abgetrennt. Da Treibstoff immer Brennstoffreich verbrannt wird, würde noch O2 fürs Habitat übrig bleiben.

Gibt es überhaupt erfolgreiche Tests mit einem CO/O2 Triebwerk?
Ich meine eins, wo man von einigermaßen Effizienz reden kann?
Ich denke da nur an den CO-Transport innerhalb der Maschine u.a.
Ich denke erstmal noch nicht an eine austretende CO-Wolke....

Gibt es überhaupt erfolgreiche Tests mit einem CO/O2 Triebwerk?
Ich meine eins, wo man von einigermaßen Effizienz reden kann?
Ich denke da nur an den CO-Transport innerhalb der Maschine u.a.

Den ISP einer Brennstoff-Oxydator Kombination konnte man schon vor 80 Jahren berechnen. Ich lese gerade das Buch "Ignition", sehr interessant.

Falls, ich wiederhole, falls man zu dem Ergebnis kommt, daß die ISRU Technologie für CO/LOX auf dem Mars Vorteile hat gegenüber anderen Lösungen, dann kann die Entwicklung eines geeigneten Triebwerks kein unüberwindbares Hindernis sein.

Ich denke erstmal noch nicht an eine austretende CO-Wolke....

Eine austretende UDMH oder Wasserstoffwolke ist auch nicht komisch. Und auf dem Mars ist es sowieso egal. Wobei ich eher Probleme mit der UDMH Verseuchung hätte.

Den ISP einer Brennstoff-Oxydator Kombination konnte man schon vor 80 Jahren berechnen.

Berechnen schafft allenfalls die Erkenntnis, ein Versuch wäre nicht aussichtslos. Mehr nicht. Zeigt die Geschichte.
Den ISP von Methan kannte man sicher auch . Und trotzdem gibts leichte Fotschritte erst jetzt. Und noch kein praxisfähiges Triebwerk. Ein ISP ist offensichtlich kein Technologieersatz.

Und ein Treibstoff, wo von 2 Atomen nur eins brennbar ist und der O Anteil erstmal  keineswegs hilfreich ist (sonst wäre CO ein einmolekulares Knallgas) will erstmal beherrscht (!) sein. Wo also die kleinste Mischungenauigkeit zum Rußabsetzen führt - da kann man wohl nicht so einfach sagen "Wenns gebraucht wird, machen wir es einfach".

Ich finde sehr wohl, solange da auf der Erde nix ist, was sauber ca 20 Min. brennt, kann man eine Technologie für Menschen auf dem Mars nicht mal in Erwägung ziehen. Dann lieber ein paar Jahre länger einplanen und auf der Erde den Geldvermauschlern auf die Finger klopfen. Dann wird das schon...

Für die Energieversorgung muss man derzeit wohl mit 12kg/kW (beim Mars) kalkulieren. Bei 2MW(peak) wären das nur 24t. Die Chemiefabrik kann vermutlich viel leichter werden, aber da hab ich wenig Ahnung.
Das größte Problem sehe ich eh in der Erstausrüstung, weil da alles von autonomen Systemen (Robotern) gemacht werden muss.

Für eine permanente Besatzung muss man sehen wie man vor allem die Energieversorgung ausbaut ohne alles an Material von der Erde kommen zu lassen. Die ersten Besucher werden wohl etliches zu arbeiten haben, aber nun den sie haben dafür ja längere Tage 

Ja, Energie ist bei größeren Projekten dort wohl das Hauptproblem. Was mich auch immer wundert, daß man bei Berechnungen ganz toll genau ausrechnen kann , wieviel qm Solarfläche man braucht. Und dann kommt mal eben ein Meteoritchen und haut ein Drittel davon kaputt, von Folgeschäden in der Elektrik mal abgesehen. Aber es geht um Menschen. Ehe man nicht sagen kann , wir schaffen von allem das 1,5 fache hin, Sch***egal ob es nie genutzt wird (!!!), sollte man nicht zu kühn sein.

@McFire: Ich halte CO+LOX eher für keine Lösung, weil man dann ein Triebwerk bracht das genau dafür gemacht ist, da wird es sicher besser sein ein kleineres Methantriebwerk zu entwickeln. Die Treibstoffkombination hat sicher nach LH2/LOX die kleinsten Probleme mit Ablagerungen im Triebwerk.
Die Idee von Teslar ein Fahrzeug zu nehmen um damit den Landeplatz einzuebnen hat was.