Warum nicht in 2 Monaten zum Mars reisen?

Die Antwort auf Ihre Titelfrage "Warum nicht in 2 Monaten zum Mars reisen?" wurde schon beantwortet. Geld. Viel, viel Geld.

Wir sollten zuerst anmerken, dass die Antwort auf eine andere Frage: "Warum sind die Menschen nicht zum Mars gegangen?" ist ganz ähnlich. Geld. Der Geldbetrag, um in zwei Monaten dorthin zu gehen, ist jedoch um ein Vielfaches höher als der Geldbetrag, um in acht Monaten dorthin zu gehen. Oder sogar sechs Monate. Um in zwei Monaten dorthin zu gelangen, fahren Sie den sehr steilen Teil der exponentiellen Raketengleichung hinauf.

Das Zusammenbauen des Fahrzeugs in LEO ändert die in LEO erforderliche Gesamtmasse nicht wesentlich. Dies ermöglicht Ihnen lediglich, mehr kleinere Trägerraketen anstelle weniger großer Trägerraketen zu verwenden. (Ich sage "alle", aber tatsächlich ist es eine große Kostenverbesserung, keine neuen riesigen Trägerraketen entwickeln zu müssen.)

Denken Sie daran, dass das „nur“ in Ihrem „Wenn das einzige Hindernis, um dies zu erreichen, große Mengen an benötigtem Kraftstoff wären“ die wichtige Tatsache verbirgt, dass Sie den Kraftstoff dorthin bringen müssen, wo er verwendet werden muss. Da wird das ganze Geld ausgegeben.

Um die andere Frage im Körper zu beantworten, wie viel mehr Kraftstoff verbraucht wird und wie dieser minimiert werden kann, finden Sie in diesem Artikel einige Untersuchungen zu schnellen Transfers und der Minimierung ihrer Kosten. In diesem Papier können Sie nur das sehen$\Delta V$Um die Erdumlaufbahn zu verlassen und die Marsumlaufbahn zu verlassen (also ohne Landung und Start vom Mars oder der Erde für diese Angelegenheit), gehen wir von$5.6\,\mathrm{{km}/s}$zu$28.6\,\mathrm{{km}/s}$! Und das reduziert sich nur auf etwa 2,5 Monate Reisezeit, nicht auf Ihre zwei Monate.

Beachten Sie, dass die Geschwindigkeit im Exponenten der Raketengleichung steht. Du multiplizierst hier nicht einmal, sondern erhöhst den Exponentialterm auf die fünfte Potenz , um deinen zwei Monaten näher zu kommen. Was dieser exponentielle Term überhaupt war, hängt von dem spezifischen Impuls der Raketen ab, die Sie verwenden. Für einen typischen chemischen Antrieb betrug der Begriff etwa 3,5 für einen Hohmann-Transfer. Es geht bis zu etwa 580 für eine 2,5-monatige Überweisung! Etwa die 170-fache Masse.

Das bedeutet etwa das 170-fache der Kosten . Es würde Einsparungen bei der Lernkurve bei der Massenproduktion von so vielen, so großen Trägerraketen geben, aber wir sprechen immer noch von ungefähr dem Hundertfachen der Kosten. Auch wenn ich von nuklearen Thermalraketen mit einem bestimmten Impuls ausgehe$1000\,\mathrm{s}$, dann würde eine 2,5-Monats-Überweisung zehnmal so viel kosten . Selbst wenn ich mir vorstelle zu versuchen, Phobos für den Rücktransport von Treibstoff abzubauen, reden wir immer noch über ein Vielfaches der Kosten. Und das alles beschönigt die Masse der Antriebssysteme - ich habe für sie Nullmasse angenommen, wo ihre Berücksichtigung mit Stufung den effektiven spezifischen Impuls verringern würde. Ich habe auch die Kosten für das Erreichen beider Körper mit viel höheren Geschwindigkeiten beschönigt, was viel massivere Eintrittssysteme oder Orbit-Einführungssysteme erfordert.

Es gibt keine Probleme mit der längeren Übertragungszeit, die nicht mit viel, viel weniger Masse zu lösen wären. ZB mehr Vorräte, mehr Strahlungsabschirmung, Zentrifuge für die Schwerkraft usw. Unterm Strich wäre es also ein Vielfaches der Kosten, wesentlich schneller dorthin zu gelangen, ohne einen offensichtlichen Vorteil außer weniger Langeweile.

In Anbetracht der Tatsache, dass wir niemanden auch nur zum Einfachen der Kosten geschickt haben , sollte die Antwort auf Ihre Frage jetzt kristallklar sein.

In einer anderen Frage – Proportionen eines wiedereintretenden Raumfahrzeugs im Vergleich zur Treibstoffmasse – habe ich die Tsiolkovsky-Raketengleichung und ihre Tyrannei untersucht. In dem verwandten NASA-Link erklärt Don Pettit, dass es selbst bei Verwendung der Hohmann-Transferbahn zwischen Erde und Mars, die am sparsamsten ist, ungefähr so ​​viel Geschwindigkeitsänderung erfordert, um LEO zu brechen und zum Mars zu fliegen, wie es tut, um zu gehen vom Launchpad zu LEO. Woher kommt diese Energie? Nun, es kommt davon, dass superheiße Gase aus Ihrem Auspuffrohr geschoben werden.

Wenn also ein Raumschiff ungefähr die Masse des Space-Shuttle-Orbiters hat (nur als Beispiel; das Mars-Fahrzeug kann größer, vielleicht kleiner sein), das sind 110 Tonnen plus bis zu 24 Tonnen Fracht, um das in LEO zu bekommen, brennen wir normalerweise herum 725 Tonnen LH2/LOX-Kraftstoff durch die Haupttriebwerke plus etwa tausend Tonnen Perchlorat-Kraftstoff in den SRBs. Das Brutto-Startgewicht des Shuttles beträgt 2.000 Tonnen, wovon das Orbiter-Fahrzeug und die Fracht maximal 6,7 % der Brutto-Startmasse ausmachen. Der Stützstruktur des Tanks und der SRBs ist eine gewisse Masse inhärent, als hier berücksichtigt wird, aber nicht annähernd so viel, wie Sie denken würden. Der SLWT-Außentank hat beispielsweise eine Leermasse von nur 3,7 % seiner beladenen Masse.

Sobald das Shuttle in LEO ist, ist das normalerweise alles; Es trägt eine kleine Menge Treibstoff für seine Deorbit-Verbrennung und zum Manövrieren, aber die Hauptmotoren sind für den gesamten Rest der Reise kalt. Wir sprechen jetzt jedoch darüber, diese Masse aus LEO heraus und auf eine Transferbahn zum Mars zu bringen. Das erfordert tatsächlich ungefähr das gleiche Delta-V wie das Erreichen von LEO und daher ungefähr die gleiche Menge an Kraftstoff (wir müssen aufgrund des Luftwiderstands etwas mehr Kraftstoff verbrennen, um aus der Atmosphäre herauszukommen; die Tsiolkovsky-Gleichung geht von einem "idealen" - Luftwiderstand aus -less - Rakete). Nehmen Sie also diese 135 Tonnen, schnallen Sie weitere 1725 Tonnen Treibstoff und vielleicht 140 Tonnen Stützstruktur darauf und starten Sie erneut von LEO zu unbekannten Teilen.

... Aber warte, wo kam der Treibstoff her? Wir müssen den Treibstoff gut aus der Schwerkraft der Erde holen. Das erfordert, dass wir bei nachfolgenden Starts 1725 Tonnen Nutzlast in LEO heben, um unser Raumschiff zu „betanken“. Angenommen, wir können ein von Shuttles abgeleitetes Fahrzeug wie das Space Launch System verwenden, um dies mit einer ähnlichen Gesamtnutzlast pro Start wie beim Start des Shuttles zu tun (es wird schließlich möglich sein; SLS Block II ist für den Transport von 130 Tonnen ausgelegt Nutzlast an LEO und wir können das wahrscheinlich verbessern), und auch angenommen, dass das von uns gestartete Raumschiff seinen Treibstofftank behalten kann, anstatt ihn wie das Shuttle abzuwerfen, würde es ungefähr 13 Starts dauern (diese Starts bestehen im Grunde aus einem großen Treibstofftank an auf einem größeren Treibstofftank), um genug Treibstoff in die Umlaufbahn zu bringen, um unser Raumschiff auf den Weg zum Mars zu schicken.

... Aber warte, wir wollen vom Mars zurückkommen können. Nun, das erfordert ein ähnliches Delta-V wie überhaupt dorthin zu gelangen. Wir brauchen also 1725 Tonnen Treibstoff, um unser 135 Tonnen schweres Raumschiff aus der Marsumlaufbahn und zurück zur Erde zu bringen. Wie kommt dieser Treibstoff zum Mars? Es fährt mit dem Raumschiff. Und das bedeutet, dass wir mehr als 1725 Tonnen Treibstoff benötigen, um die Erdumlaufbahn zu durchbrechen. Tatsächlich benötigt es die gleichen 22.425 Tonnen, die wir berechnet haben, um die 1725 Tonnen Treibstoff von der Erde nach LEO zu bringen, die nun verwendet werden, um die Marsumlaufbahn zu durchbrechen. Diese 22.425 Tonnen werden verwendet, um die Erdumlaufbahn zu durchbrechen und die 1860 Tonnen des Fahrzeugs zu transportieren und den Treibstoff zum Mars zurückzubringen.

Und dieser Treibstoff muss jetzt aus der Schwerkraft der Erde in LEO gehoben werden, damit er auf der Rückseite unserer viel größeren Rakete festgeschnallt werden kann. Um 22.425 Tonnen Treibstoff, 135 Tonnen auf einmal, auf LEO zu heben, wären 166 weitere Starts erforderlich, zusätzlich zu den 13, die für den Rücktreibstoff benötigt werden, plus dem einen Start für das eigentliche Fahrzeug, für insgesamt 180 Starts von der Erde Oberfläche nach LEO, um dieses Schiff in die Umlaufbahn zu bringen und für seinen Abflug zu betanken. Mit anderen Worten, wir würden mehr SLS-Starts brauchen, die nur Treibstoff transportieren, als Saturn V- und Shuttle-Starts insgesamt (die die einzigen zwei Fahrzeuge sind, die wir jemals mit einer Hubkapazität gestartet haben, die sogar nahe daran ist, die Arbeit zu erledigen). Jeder dieser Starts benötigt 1725 Tonnen Kraftstoff, da 310.500 Tonnen Kraftstoff verbrannt werden, nur um das Fahrzeug und den Kraftstoff in LEO zu bringen. Dann wird das Schiff selbst 22 brennen, 425 Tonnen Treibstoff gelangen zum Mars, dann 1725 Tonnen zurück, was einem Gesamttreibstoffverbrauch von etwa 335.000 Tonnen entspricht. Die Kraftstoffkosten sind also nicht allzu schlimm; für LH2/LOX, bei einer 11%-89%-Mischung und den heutigen Preisen (5,50 $ /kg LH2, 0,20 $ /kg LOX), sehen wir uns ungefähr 250 Millionen $ an Rohbrennstoffkosten an , plus Abgasverluste (flüssiger Wasserstoff und Sauerstoff liegen nicht einfach in flüssiger Form bei Raumtemperatur herum ).

Die Gesamtstartkosten sind jedoch eine große Sache. Der SLS wird, wenn er seine Kostenziele erreicht, etwa eine halbe Milliarde Dollar pro Start kosten. 180 Starts, um das Fahrzeug und den Treibstoff in LEO zu bringen, bedeuten Kosten von etwa 90 Milliarden US- Dollar, nur um das Material in den Weltraum zu bringen. Das tatsächliche Entwerfen und Bauen dessen, was wir auf den Markt bringen, könnte eine Billion Dollar überschreiten, vorausgesetzt, es darf nicht scheitern . Wenn die Besatzung auf halbem Weg zum Mars ein "Problem" hat, wie es Apollo 13 tat, sind die Chancen, dass sie sicher zur Erde zurückkehren, gleich Null.

Wie @oefe in den Kommentaren bemerkte, haben Sie in Ihrer Frage bereits die Gründe, warum Sie den direkten Start zum Mars nicht verwenden sollten, ziemlich gut behandelt, also gehe ich davon aus, dass Sie sich einfach nicht genug Zeit für all diese ziemlich schwierigen Konzepte genommen haben klären, und ich zeige Ihnen eine schön geschriebene und relativ leicht verständliche Beschreibung dafür, die dabei helfen sollte. Aus NASA Jet Propulsion Laboratory's Basics of Space Flight, Abschnitt I, Kapitel 4. Interplanetare Trajektorien :

Wenn Sie zwischen den Planeten reisen, ist es eine gute Idee, die von Ihrem Raumfahrzeug und seiner Trägerrakete benötigte Treibmittelmasse zu minimieren. Auf diese Weise ist ein solcher Flug mit den derzeitigen Startmöglichkeiten möglich, und die Kosten werden nicht unerschwinglich sein. Die benötigte Treibmittelmenge hängt stark von der gewählten Route ab. Trajektorien, die naturgemäß ein Minimum an Treibmittel benötigen, sind daher von großem Interesse.

Hohmann-Transferbahnen

Um ein Raumschiff mit möglichst wenig Treibstoff von der Erde zu einem äußeren Planeten wie dem Mars zu starten, bedenken Sie zunächst, dass sich das Raumschiff bereits in einer Sonnenumlaufbahn befindet, wenn es auf der Startrampe sitzt. Diese vorhandene Sonnenumlaufbahn muss angepasst werden, damit sie das Raumschiff zum Mars bringt: Das Perihel der gewünschten Umlaufbahn (nächste Annäherung an die Sonne) wird in der Entfernung der Erdumlaufbahn sein, und das Aphel (am weitesten von der Sonne entfernt) wird sein die Entfernung der Umlaufbahn des Mars. Dies wird als Hohmann-Transferbahn bezeichnet. Der Teil der Sonnenumlaufbahn, der das Raumschiff von der Erde zum Mars führt, wird als Flugbahn bezeichnet.

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                                                 ^{Erde zum Mars über den Least Energy Orbit}

^{Zitat- und Bildquelle: NASA Jet Propulsion Laboratory's Basics of Space Flight, Section I, Chapter 4. Interplanetary Trajectories}

Und so weiter, und ich schlage vor, den ganzen Satz zu lesen. Es ist die einfachste und dennoch ausreichend vollständige Beschreibung der interplanetaren Raumfahrtökonomie , die ich mir vorstellen kann, und manchmal reicht es aus, sie zu lesen oder in anderen Worten ausgedrückt zu hören, um sie wirklich zu verstehen. Eine weitere Ressource, die ich vorschlage, ist das Lesen von Emily Lakdawallas Blog-Beitrag mit dem Titel Warum nehmen MAVEN und die Mars Orbiter Mission so unterschiedliche Wege zum Mars? Aber ich würde zuerst mit dem NASA JPL beginnen, da es sich mit den Konzepten befasst, und dann zu einem tatsächlichen Beispiel übergehen, wie in Emilys Blog beschrieben.

Wie Sie sehen, läuft das alles auf Wirtschaftlichkeit hinaus. Zum Beispiel wird erwartet, dass das Mars One-Projekt vier separate Starts von Delta IV Heavy (vier der stärksten derzeit erhältlichen Raketen) verwendet, um die erforderlichen Teile in den Low-Earth Orbit (LEO) zu bringen, die Montage im Orbit zu verwenden und dann alle zu starten davon in eine Hohmann-Transferbahn in Richtung Mars. Wenn sie versuchen würden, alle erforderlichen Teile in eine direktere Flugbahn zu bringen, müssten sie viel mehr Starts verwenden (es ist die Tragfähigkeit, die Sie nach unten ziehtund Sie würden mehr Kraftstoff benötigen, um die Fluchtgeschwindigkeit für eine direktere Flugbahn zu erreichen, was ein größeres Delta-V erfordert, was mehr Masse hinzufügt, was mehr Schub erfordert, bis zum Erbrechen), und dies gleichzeitig für die Montage innerhalb der Flugbahn tun, andernfalls Am Ende jagen sich die Teile auf unbestimmte Zeit gegenseitig. Um es anders auszudrücken, wir haben einfach keine Tragfähigkeit für eine direktere Flugbahn zum Mars-Start. Und selbst wenn wir es getan hätten, wären wir immer noch in der Lage, eine viel größere Masse in Richtung Mars zu bringen, indem wir weniger Delta-V benötigen, indem wir die Hohmann-Transferbahn verwenden.

Zusätzlich zu den obigen Antworten sollte man hinzufügen, dass Sie unter der Annahme, dass Sie sehr, sehr schnell zum Mars gelangen können, dort mit einer sehr hohen Geschwindigkeit relativ zum Mars ankommen werden. Dies macht das Problem der Landung auf dem Mars viel schwieriger. Wenn beim Einsetzen des Mars etwas schief geht, rasen die Marsforscher ohne Weg zurück in den Weltraum. Der Plan von Mars Direct sah Hohmann-Transfers teilweise vor, weil, falls beim Einsetzen in den Mars (oder auf dem Weg zum Mars) etwas schief geht, die Umlaufbahn stattdessen mit minimalem Treibstoffbedarf zurück zur Erde fortgesetzt werden kann.

Alle obigen Antworten haben sehr gute Punkte. Aber es ist noch schwieriger. Selbst mit spekulativen Antriebssystemen wird es sehr schwierig sein, schnell zum Mars zu fliegen. Nach der Beobachtung von Wertz (Gated Link, Entschuldigung), dass wir vermeiden können, lange auf die Rückkehr zu warten, wenn der Transfer schnell genug ist, habe ich eine Vorstudie mitverfasst, in der die erforderliche Masse geschätzt wird, um schnell genug zu gehen und zurückzukehren, wobei modern und gleichmäßig verwendet werden ein sehr spekulatives Antriebssystem. Die Studie wurde zur Veröffentlichung in J. Astronautical Sciences angenommen, aber ein Preprint ist hier verfügbar. Die Schlussfolgerung ist, dass selbst mit einem sehr spekulativen Antriebssystem viel benötigt wird – viel! - Masse, um es zu tun. Eine detailliertere Studie nur für impulsive Manöver wurde dieses Jahr auch auf dem International Astronautical Congress vorgestellt (Abstract hier , demnächst bei einer Zeitschrift eingereicht) und die Schlussfolgerung ist im Grunde die gleiche: Wir brauchen viel bessere Antriebssysteme, um die Möglichkeit des Gehens in Betracht zu ziehen viel schneller als die übliche Hohmann-ähnliche Lösung.