Bemannte Missionen zum Mars mit kontinuierlichen Antrieben

Abstract

Im Rahmen dieser Arbeit werden bemannte Missionen zum Mars für unterschiedliche Antriebskonzepte im Hinblick auf Flexibilität, kurze Gesamtmissionsdauern, kurze Transferzeiten und moderate Startmassen untersucht und verglichen. Die untersuchten Antriebskonzepte sind kontinuierliche elektrische Antriebe sowie chemische und nuklear-thermische Antriebe, die zur Kategorie der impulsiven Antriebe gehören. Die im Rahmen dieser Arbeit hierzu erstellten Programme bzw. Routinen zur Bahnsimulation und -optimierung werden vorgestellt. Es werden die Ergebnisse einer detaillierten, systematischen Bahnanalyse für helio- und planetozentrische Bahnen und für Rundreise-Missionen aufgezeigt. Speziell für die kontinuierlichen elektrischen Antriebe werden Variationen der Antriebsparameter (Schub, spezifischer Impuls und Triebwerkswirkungsgrad) durchgeführt und deren Einfluß auf Flugzeit und Startmasse bzw. Treibstoffmasse untersucht. Es werden die hierfür notwendigen minimalen Antriebsparameter für bemannte Marsmissionen ausgearbeitet und verschiedene elektrische Antriebskonzepte hinsichtlich Anwendbarkeit untersucht. Die atmosphärischen Flugsegmente einer solchen Mission werden im Rahmen dieser Arbeit mittels Literaturstudien untersucht. Die in der Literatur diskutierten Konzepte für Schwerlaststartraketen an der Erde, Marsaufstiegsfahrzeuge sowie Aermanöver-Vehikel für Mars und Erde werden hinsichtlich Anwendbarkeit für bemannte Marsmissionen evaluiert und Konzeptvorschläge ausgearbeitet. Neben dem Antriebssystem werden im Rahmen dieser Arbeit die Lebenserhaltung, Habitate und die Energieversorgung untersucht. Es werden Modelle für diese Subsysteme erstellt und verschiedene Konzepte miteinander verglichen. Basierend auf den Ergebnissen dieser Arbeit wird ein Konzeptvorschlag einer bemannten Marsmission mit kurzer Gesamtmissionsdauer unter Verwendung kontinuierlicher elektrischer Antriebe vorgestellt.

Within this work piloted Mars missions are analyzed with respect to flexibility, a short total mission duration, moderate transfer times and moderate masses. The propulsion concepts that have been analyzed within this work are continuous electric propulsion and chemical and nuclear-thermal propulsion system, which belong to the impulsive propulsion concepts. The programs and routines for trajectory simulation and optimization that have been implemented within this work are presented. The results of detailed, systematic analyses for helio- and planetocentric trajectories as well as for roundtrip-trajectories are shown. For continuous electric propulsion parameter variations concerning thrust, specific impulse and thruster efficiency are performed and the influence of these propulsion parameters on flight time and spacecraft initial mass, propellant mass respectively, is investigated. The minimum thruster configuration for piloted Mars missions is assessed. The application of different electric propulsion concepts for piloted Mars missions is analyzed. The atmospheric flight phases of such missions are assessed within this work by a literature research. The concepts as heavy lift launch vehicles from Earth, Mars ascent vehicles as well as aeromaneuver vehicles for Mars and Earth that are discussed in the literature are evaluated and designs for aeromaneuver vehicles are developed. Besides the propulsion system, life support, habitats and electric power systems are investigated. Models of these subsystems are developed and different concepts are compared. Based on the results of this work a mission concept for a short-stay option for piloted Mars missions with continuous electric propulsion is presented.