Was ist der billigste Weg, um eine 2-köpfige Besatzung auf dem Mond zu landen?

Während der Apollo-Mondmissionen schickte eine einzige sehr große Rakete sowohl die Apollo CSM als auch die LM in einem einzigen Schuss zum Mond, und es dauerte nur etwa 3 Tage, um dorthin zu gelangen. Nach den Apollo-Missionen wurden jedoch bedeutende Forschungsarbeiten zu Niedrigenergie-Umlaufbahnen, Aerobraking in der Erdatmosphäre und unbemannten Sonden durchgeführt.

Für das folgende Szenario nehmen Sie bitte an, dass die Masse von LM ähnlich der auf Apollo ist (ca. 15-16 Tonnen) oder vielleicht etwas kleiner ist, da die Computer seitdem geschrumpft sind.

Nehmen wir also an, wir haben eine Mittelklasse-Rakete, die etwas kleiner ist als die Delta IV Heavy (etwa 25 Tonnen auf 300 km LEO) und mit einer Oberstufe, die mit etwas anderem als LH2 betrieben wird (etwas, das es aushält, monatelang im Weltraum zu sein und nicht zu lecken ), und wir starten nur den LM mit dieser Rakete, und anstatt wie im Apollo-Stil direkt zum Mond zu fliegen, starten wir ihn in einer kurzen elliptischen Umlaufbahn und lassen ihn mit der Oberstufe der Rakete (oder vielleicht mit einem separate Transferstufe, in diesem Fall können wir LH2 als Treibstoff für die Oberstufe der Rakete verwenden). Wir erhöhen den Apogäum weiter, bis der ballistische Einfang stattfindet, und wenn sich das LM dann in einer Umlaufbahn um den Mond befindet, bringen wir es auf ähnliche Weise allmählich näher an den Mond heran, bis es sich in der gewünschten Umlaufbahn befindet. Lassen' Wir sagen, dass dieser ganze Prozess, um das LM in eine niedrige Mondumlaufbahn zu bringen, 3-8 Monate dauert. Einige der Missionen, die Niedrigenergieübertragungen verwendeten:

1) Chandrayaan-2

2) GRAL

3) Schlagen

Und dann starten wir die Crew mit einer anderen Rakete der gleichen Klasse, vielleicht etwas kleiner. Und sagen wir, wir lassen das Wiedereintrittsmodul in einer erdnahen Umlaufbahn von etwa 200-250 km (da bemannte Mondlandungsmissionen in ein oder zwei Wochen abgeschlossen werden können, muss das Wiedereintrittsmodul nur so lange im Orbit bleiben, also wir kann die Höhe minimieren, in der wir das Wiedereintrittsmodul im Orbit verlassen). Dann wird das Servicemodul von der Oberstufe der Rakete in 3 Tagen zum Mond gebracht (im gleichen Apollo-Stil). Dann docken das Servicemodul und das LM in einer niedrigen Mondumlaufbahn an und die Landung erfolgt, dann wieder im gleichen Apollo-Stil, die Besatzung startet vom Mond, dockt an das Servicemodul an, verlässt den Lander auf der Mondoberfläche und die Aufstiegsstufe in der Mondumlaufbahn und steuert darauf zu Erde.

Beim Erreichen der Erde führt das Servicemodul dann ähnlich wie das japanische Hiten -Raumschiff eine Luftbremsung durch. Nach 2-4 Aerobraking-Manövern (wobei jedes etwa 1,5 - 1,7 km/s abfällt, ähnlich wie beim Hiten-Raumschiff), scheint es, als sollte es in der Lage sein, das Wiedereintrittsmodul zu erreichen und daran anzudocken. Danach verlassen wir das Servicemodul in LEO für eine weitere Mondmission und bringen die Crew im Wiedereintrittsmodul auf die Erde. Um das Wiedereintrittsmodul wiederzuverwenden, landen wir es entweder an Land (Boeings Starliner-Stil) oder wir schnappen es mit Hubschraubern über dem Ozean aus der Luft.

Auf diese Weise nutzen wir also 4 Dinge, um hier die Kosten zu senken:

1. Verwenden eines Niedrigenergiepfads für LM, um den Mond zu erreichen (daher müssen wir die Crew später separat starten, um eine monatelange Exposition im Weltraum zu vermeiden).

2. Das Wiedereintrittsmodul in LEO belassen und später mit Aerobraking daran andocken.

3. Nach dem Transfer der Besatzung zum Wiedereintrittsmodul, Belassen des Servicemoduls in LEO, um es für weitere Missionen wiederzuverwenden.

4. Wiederverwendung des Wiedereintrittsmoduls durch Landung an Land (Boeing-Stil) oder durch Helikopter in der Luft über dem Ozean.

Die meisten dieser Punkte wurden erfolgreich demonstriert, und ich sehe keine offensichtlichen Hindernisse.

Meine einzigen Bedenken hier:

1. Ist eine Rakete der schweren Klasse Delta IV stark genug, um das LM zum Mond zu befördern (selbst mit einer treibstoffeffizienten Flugbahn)? Wie sparsam sind treibstoffeffiziente Trajektorien? Grundsätzlich wollen wir das LM (ungefähr die gleiche Masse wie in Apollo, dh 15-16 Tonnen) so treibstoffeffizient wie möglich in eine niedrige Mondumlaufbahn bringen. Ist es wirklich möglich, dies mit einer Rakete zu tun, die in der Lage ist, nur 25 Tonnen in 300 km LEO zu befördern? Wenn nicht, was ist die geringstmögliche Masse, die eine Rakete in der Lage sein sollte, 300 km LEO einzubringen, um dies zu erreichen?

2. Wenn eine ballistische Erfassung stattfindet, um das LM in eine niedrige Mondumlaufbahn zu bringen, verwenden wir die obere Stufe der Rakete (oder die Transferstufe) und verwerfen sie dann in einer niedrigen Mondumlaufbahn, oder verwenden wir den eigenen Abstiegsmotor des LM (und verwenden somit ein wiederstartfähiger Motor in der Abstiegsphase) ?

3. Wie viel Zeit wird benötigt, um die erforderliche Anzahl von Bremsmanövern durchzuführen (ein Tag? Zwei Tage? Drei Tage?)

Es wäre großartig, wenn Sie Ihre Gedanken zum obigen Szenario teilen, die obigen Fragen beantworten und andere mögliche Missionsarchitekturen erwähnen könnten, die die Kosten einer bemannten Mondlandung senken können.