Mars Sample Return Earth Return Orbiter – welches Antriebssystem wofür?

Viele Quellen (z. B. diese ) zeigen den Mars Sample Return Earth Return Orbiter sowohl mit Ionen- als auch mit chemischem Antrieb und geben auch an, dass er auf einer Ariane 6 gestartet wird, aber ich kann keine klare Aussage darüber finden, wie sie verwendet werden , und ob Aero-Braking oder Aero-Capture am Mars eine Rolle spielt.

Meine Frage ist also, wie sieht das Missionsprofil in Bezug auf Umlaufbahnen und Antrieb aus? Konkret: In welche Umlaufbahn wird die Ariane 6 sie bringen? Wie wird es in die Marsumlaufbahn gelangen? und niedrige Marsumlaufbahn? Wie wird es den Mars verlassen? Wird es bei der Rückkehr in den erdnahen Weltraum überhaupt langsamer werden oder befindet es sich auf einer direkten Eintrittsflugbahn?

Wenn diese kleine Kugel unten im Bild die Probenkapsel von der Oberfläche ist, dann haben Sie vielleicht zumindest eine teilweise Antwort auf die Frage: Werden Oberflächenproben vom Mars ihn in einer kugelförmigen Kapsel umkreisen, bis sie eingefangen werden?
Ich verstehe nicht, warum sie nicht ein Raumschiff mit einer betankten Oberstufe im Erdorbit andocken, damit genug Masse auf dem Mars gelandet werden kann, um die Probe direkt zurückzubringen. Die Probe in einem riskanten autonomen Mars-Orbit-Manöver zu riskieren, klingt für mich nicht vernünftig.
@LocalFluff Ich habe angefangen zu versuchen zu zeigen, dass dafür eine große, komplexe Rakete mit Flüssigbrennstoff erforderlich wäre, um vom Mars mit all den damit verbundenen Komplikationen zu starten, aber am Ende habe ich gefragt space.stackexchange.com/questions/45972/…

Antworten (1)

Die MSR Earth Return Orbiter-Mission verwendet eine Hybridkombination aus solarelektrischem Antrieb und chemischem Antrieb. Solar Electric Propulsion (SEP) wird auf dem "Main Module" und Chemical Propulsion (CP) auf dem "Orbit Insertion Module" (OIM) verwendet. Dieses Hybriddesign scheint das Ergebnis einiger umfassender Konzeptuntersuchungen und Kompromisse gewesen zu sein, wie in diesem Dokument angegeben: http://electricrocket.org/2019/927.pdf

Die Ariane 64 bringt das Raumschiff auf eine Erdfluchtbahn. Das SEP-System wird dann verwendet, um den Transfer zum Mars abzuschließen. Das Raumschiff wird den Mars mit einer positiven hyperbolischen Überschussgeschwindigkeit erreichen, und das OIM wird verwendet, um ein impulsives Manöver zum Einbringen der Marsbahn in eine stark elliptische Umlaufbahn durchzuführen. Nach dem MOI wird das OIM abgeworfen und das SEP-System wird für alle verbleibenden größeren Manöver verwendet (einschließlich des Transfers nach unten zum LMO, Mars Escape und des Rücktransfers zur Erde). Das gesamte Missionsszenario ist in der folgenden Abbildung dargestellt:

Illustration des ERO-Missionskonzepts

Illustration des ERO-Missionskonzepts

Hocheffiziente SEP-Systeme ermöglichen die Reduzierung der Startmasse, normalerweise auf Kosten einer zusätzlichen Transferzeit. Eine reine CP-Mission ist jedoch aufgrund der hohen Delta-V-Anforderungen (und damit der Treibmittelmasse) im Zusammenhang mit dem Transfer zum LMO und zurück wahrscheinlich nicht durchführbar, was wahrscheinlich die Startfähigkeit der Ariane 64 übersteigen würde.

Das Papier weist darauf hin, dass dieses Hybridantriebskonzept ausgewählt wurde, weil es einen guten Kompromiss zwischen der Reduzierung der Startmasse mit hocheffizientem SEP und der Reduzierung der Missionsdauer mit dem OIM zur Verkürzung der Hinflugreise darstellt.

Das Papier enthält auch eine Aufschlüsselung der Referenzmissionszustände und -schritte, die einen hilfreichen Hinweis darauf geben, welches Antriebssystem für welches Manöver verwendet wird, und sollte Ihre verbleibenden Fragen beantworten. Um diese Tabelle zu lesen, überprüfen Sie einfach, welche Art von Treibmittel für jeden Zustand oder Schritt verbraucht wird ("Xe" oder entspricht einer EP-Verbrennung, BiProp/RCS entspricht einer CP-Verbrennung). Unter Verwendung der bereitgestellten Masseninformationen könnten Sie das für jedes Manöver/jede Phase berücksichtigte Delta-v annähern, wenn Sie einige zusätzliche Annahmen über den spezifischen Impuls jedes Antriebssystems treffen.

Geben Sie hier die Bildbeschreibung ein

Zustand und Zeitachse des Raumfahrzeugs während der gesamten Basismission

Referenz: Sutherland, O., et al. "Mars Sample Return-Earth Return Orbiter: Das nächste Konzept der ESA für interplanetare Missionen mit elektrischem Antrieb." 36. International Electric Propulsion Conference, Wien, Österreich. 2019.

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