Transferbahnen zum Mars

Hallo Ihr,

entweder habe ich falsch gesucht oder das hier ist im Forum noch nicht vertreten:

http://www.spiegel.de/wissenschaft/weltall/raumfahrt-neue-route-soll-fluege-zum-mars-erleichtern-a-1010306.html

Wer weiß genaueres?

Tschöö und frohe Weihnachten


Titel geändert (Schillrich)

Der Spiegelartikel bringt da einiges durcheinander, bzw. Begriffe werden aus meiner Sicht zu unscharf genutzt. Aber schön, dass es die Meldung an sich gibt.

Ballistic Capture ist nicht neu (Belbruno, einer der Autoren des zugrunde liegenden Artikels, ist auch einer der Vordenker dazu). Das wurde sogar schon durchgeführt: HITEN, GRAIL, THEMIS, SMART-1 (übrigens alle, um zum Mond zu gelangen). Das ganze läuft unter dem Stichwort "weak stability boundary". Man nutzt das Mehrkörperproblem aus, um einem Himmelskörper Drehimpuls "zu klauen" und damit selbst welchen zu gewinnen. Gekrönt wird das Ganze durch langsame Endanflüge an den Zielkörper, so dass man ohne aktive Beschleunigungsmanöver in einen Orbit kommen kann ("gravity capture").

Zum Mars scheint es bisher unklar gewesen zu sein, ob man diese Möglichkeit der Physik auch sinnvoll nutzen kann. In dem Papier legt er jetzt dar, dass es wohl machbar ist ...

Hier das eigentliche Paper:
http://arxiv.org/abs/1410.8856

Ich habe den Titel des Threads verallgemeinert.

Naja ist vermutlich eine Sache der heutzutage vorhandenen Rechentechnik. Denn anders als bei Erde-Mond müssen in der Berechnung "Schnittstellen" sein, um die längere Einwirkung der Zentralgravitation und vielleicht auch die Stellung des Jupiters zum geplanten Zeitpunkt einfließen zu lassen, vermute ich.

Also laut diesem Artikel hier....
http://www.scientificamerican.com/article/a-new-way-to-reach-mars-safely-anytime-and-on-the-cheap/
...kamen sie während eines Gesprächs mit Boeing auf die neue Idee. Boeing hat dann die Studie auch gleich finanziert.

Allerdings hat die Methode leider einen Haken. Der Transfer würde deutlich länger als 6 Monate dauern. (Der Artikel spricht von "mehreren zusätzlichen Monaten".) Für Fracht und Roboter toll, für Menschen leider weniger.

Weiß nicht. Wenn man 6 Monate schafft, scheinen mir 9 oder 12 Monate auch keine unüberwindliche Hürde mehr zu sein. (Es sei denn, es gibt irgendwo auf dieser Skala einen kritischen Punkt, quasi einen "gruppenpsychologischen Phasenübergang", den man besser meidet.) Vielleicht müsste die Abschirmung entsprechend stärker sein, das könnte man ja dann aus dem Gewicht des eingesparten Treibstoffs "finanzieren". Vor allem aber wäre man weder mit dem Flug noch mit dem Rückflug an die bisherigen 2-Jahresfenster gebunden und müsste also die Crew auch nicht mehr so lange auf dem Mars bleiben wie bisher, wenn ich das richtig verstanden habe.

Robotisch ist das auf jeden Fall eine tolle Sache. (bis zu) 25% Treibstoff einsparen - damit fällt dann auch der Tank in der Nutzlast kleiner aus, und somit kann der Träger kleiner ausfallen. 

Bemannt - man muss mehr Lebensmittel mitnehmen, und 6 Monate ist doch schon relativ lang...

(bis zu) 25% Treibstoff einsparen

d.h. meines Erachtens dass dann z.B. ein MCT kleiner ausfallen kann oder weitere Träger für künftige Marsmissionen in Frage kommen, richtig?

Ich bin das Paper jetzt mal durchgegangen, und da sind zwei Dinge:

• in dem Artikel muss meiner Meinung nach noch nachgearbeitet werden (dazu sage ich später noch was)
  
• die Ergebnisse (x% gespart ...) sind nicht allgemeingültig, sondern hängen von den Missionsszenarien ab ... man muss also in die Details der Ergebnisse schauen, um sie zu interpretieren ... und das geht bei den Zusammenfassungen unter.
  

Die sparsameren Routen gegenüber Hohmann gelten für hohe Zielorbits um den Mars, ab h> 22000km. Je höher, desto sparsamer sind diese "ballistic capture"-Transfers. Bei Zielorbits darunter sind die Hohmanntransfers effizienter. (Wenn man dann noch bedenkt, dass heutige Marsmission praktisch keine idealen Hohmanntransfers mehr zum Mars macht, relativiert das die Ergebnisse nochmal ...).
Der ballistische Transfer hätte den Vorteil, dass man Startfenster breiter und öfter gestalten kann. Aber auch das gilt nur gegenüber idealen Hohmanntransfers. Heutige Marsmissionen haben normalerweise auch mehr als nur einen Starttag für ihre Transferbahnen.
"Ballistic Capture" ist nie stabil. Im untersuchten Beispiel bleibt der Orbiter nur für 6 (lange, hohe) Orbits um den Mars gebunden ... danach verlässt er ihn wieder. Wenn man länger bleiben will, muss man auf jeden Fall manövrieren.

Ach ja, die 25% Ersparnis werden nirgendwo im Paper berechnet, sondern stehen nur im Abstract und in der Summary. Die dargestellten Beispielrechnungen haben andere Werte ... aber zur Kritik am Paper komme ich vielleicht noch.

Grundsätzlich ist das Gefundene nicht revolutionär, sie haben nur schon bekannten Techniken angewandt und gut kombiniert. Die Ergebnisse sind dabei sehr fallspezifisch und müssen genau interpretiert werden, um daraus einen Anwendungsfall abzuleiten ... oder auch auszuschließen.

Diese "ballistic captures" zu berechnen, ist an sich ein großes Absuchen des Lösungsraums. Man kommt nicht konstruktiv zum Ergebnis, sondern man probiert viel aus. Es gibt praktisch unzählige Anfangsbedingungen, und damit auch unzählige, mögliche Ergebnisse. Zum Glück ist der Lösungsraum (quasi Gravitationspotentiale) glatt, so dass in Nähe einer Lösung gleichartige Lösungen lauern (also keine unstetigen Überraschungen auftreten). Trotzdem hängen die konkreten Ergebnisse stark vom physikalischen Modell, dessen Parametrisierung und den Such-/Rechenalgorithmen mit ihren Ungenauigkeiten ab. Da der Lösungsraum so riesig ist, können hier Suchstrategien helfen, gute und noch bessere Lösungen zu finden.

Der Artikel ist aus meiner Sicht noch nicht fertig geschrieben/redigiert. An einer Stelle meine ich sogar einen Fehler gefunden zu haben.

redaktionelle Kritik:

• Abkürzungen sind nicht durchgehend definiert
• Abbildungen und Graphen sind nicht durchgehen ordentlich beschriftet

inhaltliche Kritik:

• Dass sie nur unter bestimmten Szenarien "bessere Lösungen" gefunden haben, die nicht zwingend sinnvoll/missionsrelevant sind, ist aus meiner Sicht nicht deutlich genug. Die Metaberichterstattung dazu (s. SPON) bekommt das dann quasi zwangsläufig in den falschen Hals ...
• Die betonten "bis zu 25%" werden explizit in keiner der Beispielrechnungen gezeigt.

methodische Kritik:
Sie berechnen für verschiedene Zielorbits am Mars die Einsparung S (Saving) gegenüber einem idealen Hohmantransfer, die angegebenen Prozentzahlen zum delta-v:

S= [dV_c-dV₂] / dV_c

Der Zähler ist die dV-Differenz zwischen einem "ballistic capture"-Manöver dV_c am Mars und einem 2. Hohmann-Manöver dV₂ am Mars. Das Ganze beziehen sie dann auf dV_c.
Der so berechnete %-Wert ist aber nicht die Einsparung, wenn ich von Hohmann auf "ballistic capture" wechsle, sondern das sind die Mehrkosten, wenn ich umgekehrt von "ballistic capture" auf Hohmann wechsle.

Richtig für die Einsparung wäre, wenn ich die Differenz auf das 2. Hohmann-Manöver beziehe:

S= [dV_c-dV₂] / dV₂
 
Ach ja, wenn man so wie sie rechnet, kommen dann auch gleich die größeren %-Zahlen raus, da in den Beispielen dV_c<dV₂  ... ein Schelm wer Böses denkt ...

Wenn man zum Deimos will, sollte es sich lohnen. Aber sonst eher weniger.

Ein Rückkehr-Habitat und Antriebsmodul in eine hohe Bahn bringen und dann sehr langsam mit SEP in einen niedrigen Orbit schieben, könnte auch gehen. Man würde die sowieso ein Startfenster früher losschickt, dann hätte man dafür 2 Jahre Zeit. Das könnte man mit einem viel kleineren SEP-Modul machen als den ganzen Transfer von der Erde mit SEP.

Schaut euch mal die Fotostrecke beim verlinkten SPON-Artikel an. Der Grafiker von SPON scheint die Berichterstattung letztens bei EFT-1 missverstanden zu haben, wonach die Orion in Zukunft auch Teil eines bemannten Marsprogrammes werden könnte.

Der lässt nämlich gleich mal ne Orion mit den Fallschirmen am Mars landen

Der lässt nämlich gleich mal ne Orion mit den Fallschirmen am Mars landen

Nicht nur das: Zu dem

Als ersten Schritt plant die Nasa Flüge und Landungen auf dem Mond - mit dem neuen Raumschiff "Orion".

und dem

http://cdn2.spiegel.de/images/image-772399-galleryV9-poxq.jpg
Mars-Landung (Zeichnung):

brauche ich hoffentlich nichts hinzufügen... 

Gruß
Zenit

Ich hab hier: http://www.spiegel.de/wissenschaft/weltall/raumfahrt-neue-route-soll-fluege-zum-mars-erleichtern-a-1010306.html
einen Artikel über eine alternative Flugroute zum Mars, falls das klappt, würde das einiges auch für die Pläne von SpaceX und MCT verbessern.

Schau mal auf den ersten Beitrag dieses Threads , noch keine 24h alt ... der gesamte Thread dreht sich darum.

Diese Bahnen sind interessant für Mars Orbit, speziell hohe Orbits. Nicht für SpaceX MCT, die gehen nicht in den Orbit, sondern landen direkt und benutzen Atmosphärenbremsung.

Hier ein PDF einer NASA-Studie für mögliche SLS-Missionen.

http://spirit.as.utexas.edu/~fiso/telecon/Stromgren_11-5-14/Stromgren_11-5-14.pdf

Da werden Conjunction class Bahnen mit Opposition class Bahnen verglichen und mögliche SLS-Missionen für beide dargestellt. Interessant, daß man da vorsieht, das Transferhabitat und die Beschleunigungseinheit mit SEP in Höhe des Mondes zu platzieren. Die Astronauten fliegen  chemisch separat und dann chemisch zum Mars und zurück. Vorgesehener Treibstoff LOX/Methan.

Interessant daran für SpaceX MCT, daß offenbar Opposition class Bahnen auch bei langen Flügen innerhalb eines Startfensters zurückkehren und Wiederverwendung im nächsten Startfenster ermöglichen. Eine Bahn mit - relativ - niedrigen Energiewerten würde ca. 6 Monate zum Mars hin und 1 Jahr zurück brauchen. Die Opposition class Missionen sind wesentlich aufwändiger, werden von der NASA aber ernsthaft in Erwägung gezogen, wohl weil die Mars-Aufenthaltsdauer kürzer ist, also weniger Verbrauchsgüter gelandet werden müssen.

und ein bemannter swingby bei Rückkehr zur erde bei Venus auch einen gewissen reiz hat

@Führerschein:
So ganz konsequent hast du das aber nicht durchdacht, es geht ja nicht nur darum wohin Flüge zum Mars führen, also Marsorbit oder direktes Abbremsen mit anschließender Landung, sondern auch darum wann man überhaupt in der Lage ist von der Erde aus zu starten.
Außerdem ist es sicher unerheblich ob man sich einfangen lässt um anschließend die Bahn so zu verändern das man einen Eintrittskurs in die Atmosphäre wählt. 

@Führerschein:
So ganz konsequent hast du das aber nicht durchdacht, es geht ja nicht nur darum wohin Flüge zum Mars führen, also Marsorbit oder direktes Abbremsen mit anschließender Landung, sondern auch darum wann man überhaupt in der Lage ist von der Erde aus zu starten.

Das ist vielleicht ein Nebennutzen.

Außerdem ist es sicher unerheblich ob man sich einfangen lässt um anschließend die Bahn so zu verändern das man einen Eintrittskurs in die Atmosphäre wählt.

Da irrst du. Manche Dinge bei Flugbahnen sind nicht intuitiv. Das benötigte delta-v von einem hohen Marsorbit bis zum Eintritt in die Marsatmosphäre ist vergleichbar mit dem delta-v vom Erde-Mond L2 bis zum Eintritt in die Marsatmosphäre.

wenn man von innen kommt, kann man sicher auch direkt in die Atmosphäre eintreten, oder sich zumindest abbremsen lassen. Kommt da eine hoch elliptischer Orbit bei raus, genügt im Apoapsisdistanz wohl ein kleiner Bremsschub um das Teil gezielt eintreten zu lassen, oder zumindest die Apoapsisdistanz zu reduzieren.

wenn man von innen kommt, kann man sicher auch direkt in die Atmosphäre eintreten, oder sich zumindest abbremsen lassen. Kommt da eine hoch elliptischer Orbit bei raus, genügt im Apoapsisdistanz wohl ein kleiner Bremsschub um das Teil gezielt eintreten zu lassen, oder zumindest die Apoapsisdistanz zu reduzieren.

Wir reden hier aber von der speziellen Einfangtechnik. Die geht eben gerade nicht nahe an den Planeten ran in einem elliptischen Orbit. Deshalb ist sie für eine Direktlandung nicht brauchbar.

Wäre es bei so einem hocheliptischen Einfangorbit denkbar das Perigäum so weit abzusenken, dass man das ganze mit Aerobraking kombinieren kann?
Würde man damit signifikant Delta-V einsparen?

Grüe Rücksturz

Hallo Rücksturz,

das wird "direkten Einflügen" in die Atmosphäre immer unterlegen sein (wenn man nur das delta-V betrachtet). Bei einem direkten Einflug macht das Raumschiff ja keine echten/signifikanten Manöver mehr auf Höhe des Mars. Seine Fluchtbahn von der Erde führt es bis in die Atmosphäre des Mars. Die "ballistic capture"-Transfers müssen auf Höhe/in Nähe des Mars immer ein Manöver fliegen, um "in der Nähe des Mars" zu driften und dann überhaupt erst (kurzzeitig) eingefangen zu werden.

Die Fluchtmanöver von der Erde sind bei all diesen Varianten ähnlich.

Wenn man ganz viel Zeit hat (also in astronomischen Zeitaltern ...), kann man natürlich aus einem hohen Orbit um die Erde einen ballistic-departure von der Erde abwarten ... dann langsam (hoffentlich) zum Mars treiben ... und dort einen "ballistic capture" abwarten. Das wäre der komplette Reiseplan, dass unter den Stichwörtern "interplanetarer Highway/interplanetare Autobahn" vor einigen Jahren bekannt wurde. Das sind aus meiner Sicht eher physikalische Spielereien ... aber keine wirklich anwendbaren Szenarien.

Wenn ich die Diskussion hier verfolge und sie richtig verstehe (Ich bin nun einmal nur in IT-Sicherheit, in Ahnenforschung und im Schwerbehindertenrecht richtig firm) dann ist dieses ballistische Einfangen nur etwas um von einer fiktiven Mond(versorgungs-)basis zu einem fiktiven Mars(versorgungs-)basis Deimos mit unbemannten Frachtern hin und her zu "pendeln". Richtig?

Wenn ich die Diskussion hier verfolge und sie richtig verstehe (Ich bin nun einmal nur in IT-Sicherheit, in Ahnenforschung und im Schwerbehindertenrecht richtig firm) dann ist dieses ballistische Einfangen nur etwas um von einer fiktiven Mond(versorgungs-)basis zu einem fiktiven Mars(versorgungs-)basis Deimos mit unbemannten Frachtern hin und her zu "pendeln". Richtig?

Nein, das Prinzip geht bei Abflug vom LEO genauso. Es ist die Art der Annäherung an den Mars, die speziell ist. Die Bahnen, die ich gepostet habe, sind wieder was anderes. Beide seit langem bekannt und durchkalkuliert. Auch für die gilt, daß man sie genauso gut vom LEO her starten kann. Der Start von einer mondnahen Umlaufbahn ist nur eine missionsspezifische Angelegenheit. Man kann von da oben mit sehr geringer Beschleunigung zum Mars fliegen. Die Arbeit für den Flug wird schon vorher geleistet, indem man das Raumschiff da hochbringt. Im Fall der beschriebenen Missionen mit SEP - Solar Elektrischer Antrieb (Propulsion).