Reise zum Mars -...

��Reise zum Mars�Reise zum Mars�RaketenträgersystemeRaketenträgersysteme

WernerWerner BaloghBalogh(Austrian(Austrian SpaceSpace Agency)Agency)

WernerWerner GryksaGryksa(MAGNA STEYR Weltraumtechnik)(MAGNA STEYR Weltraumtechnik)

Sommeruniversität �Graz inSommeruniversität �Graz in SpaceSpace��Aktuelle WeltraumforschungAktuelle Weltraumforschung

24. September 200224. September 2002

2224.09.200224.09.2002 Reise zum MarsReise zum Mars

InhaltsübersichtInhaltsübersicht

1.1. Reise zum MarsReise zum Mars!! Mars Mars �� eine Herausforderung!eine Herausforderung!!! Unbemannte Mars MissionenUnbemannte Mars Missionen!! Wann fliegen Menschen zum Mars? Wann fliegen Menschen zum Mars? !! Bemannte Mars Mission StudienBemannte Mars Mission Studien

2.2. NASA Mars Design NASA Mars Design ReferenceReference MissionMission3.3. Technologien für den Flug zum MarsTechnologien für den Flug zum Mars

!! RaketenträgersystemeRaketenträgersysteme!! InIn--SpaceSpace TransportationTransportation!! InIn--SituSitu ResourceResource UtilizationUtilization

4.4. ÖsterreichischeÖsterreichische BeiträgeBeiträge

Reise zum MarsReise zum Mars


Mars Mars �� eine Herausforderung!eine Herausforderung!

!! Mars ist der nächste und einzige andere Mars ist der nächste und einzige andere bewohnbare Planet in unserem Sonnensystembewohnbare Planet in unserem Sonnensystem

!! Menschliche Evolution Menschliche Evolution �� streben nach streben nach Expansion (Expansion (TsiolkovskyTsiolkovsky; �; �LeavingLeaving thethe cradlecradle�)�)

!! Wissenschaft: Vergleichende Wissenschaft: Vergleichende PlanetologiePlanetologie!! Internationale ZusammenarbeitInternationale Zusammenarbeit!! Entwicklung neuer TechnologienEntwicklung neuer Technologien!! Als Inspiration für die MenschheitAls Inspiration für die Menschheit!! ....und, die Kosten sind nur relativ gesehen hoch ....und, die Kosten sind nur relativ gesehen hoch

und vergleichbar mit anderen Großprojektenund vergleichbar mit anderen Großprojekten


Das MarsprojektDas Marsprojekt

!! �Das Marsprojekt�, 1952�Das Marsprojekt�, 1952!! Erste technisch Erste technisch

realistische Beschreibung realistische Beschreibung einer bemannten einer bemannten MarsmissionMarsmission

!! 70 Mann Besatzung70 Mann Besatzung!! 3636 SpaceSpace Shuttles (39 Shuttles (39

Tonnen Lastkapazität)Tonnen Lastkapazität)!! 950 Flüge (Erde950 Flüge (Erde--LEO)LEO)!! 10 Mars Raumschiffe à 10 Mars Raumschiffe à

3720 t3720 t!! NN22HH44/HNO/HNO33 Flüssiggas Flüssiggas

AntriebAntrieb


Unbemannte Mars MissionenUnbemannte Mars Missionen

Start der Mars Odyssey Mission 2001 � Delta II


Wann fliegen Menschen zum Mars?Wann fliegen Menschen zum Mars?

!! Prinzipiell ein KostenproblemPrinzipiell ein Kostenproblem-- Schätzungen: 50Schätzungen: 50--100 Milliarden US$ pro Mission100 Milliarden US$ pro Mission-- Zum Vergleich: Kosten des gesamten Apollo Zum Vergleich: Kosten des gesamten Apollo

Programms 70 Milliarden US$ Programms 70 Milliarden US$

!! Aber auch ein politisches ProblemAber auch ein politisches Problem-- Wegfall der politischen Motivation durch das Ende Wegfall der politischen Motivation durch das Ende

des Ostdes Ost--West Konflikts (�West Konflikts (�Space RaceSpace Race�)�)-- �Sinnkrise� �Sinnkrise� -- Frage nach dem �Warum?�Frage nach dem �Warum?�


Wann fliegen Menschen zum Mars?Wann fliegen Menschen zum Mars?

!! InternationalInternational SpaceSpace Station First!Station First!-- Vorzeigeprojekt für Internationale ZusammenarbeitVorzeigeprojekt für Internationale Zusammenarbeit-- Praktische Erfahrung für spätere LangzeitmissionenPraktische Erfahrung für spätere Langzeitmissionen-- Technische und organisatorische HerausforderungTechnische und organisatorische Herausforderung-- Muss zuerst erfolgreich abgeschlossen werdenMuss zuerst erfolgreich abgeschlossen werden

!! Wissenslücken Wissenslücken �� Show StoppersShow Stoppers-- Gefährdung durch hohe Strahlendosis/medizinische Gefährdung durch hohe Strahlendosis/medizinische

Folgen des Aufenthalts in der SchwerelosigkeitFolgen des Aufenthalts in der Schwerelosigkeit-- Entwicklung leistungsfähiger Antriebsysteme und Entwicklung leistungsfähiger Antriebsysteme und

NuklearreaktorenNuklearreaktoren


Kostentreiber bemannter Mars MissionenKostentreiber bemannter Mars Missionen

!! Die Die ��ersten 100 kmersten 100 km�� (Earth to Orbit (Earth to Orbit �� ETO)ETO)-- Bis zu 80% Anteil an den gesamten Missionskosten!Bis zu 80% Anteil an den gesamten Missionskosten!-- Derzeit: 10.000Derzeit: 10.000--20.000 US$/kg ETO 20.000 US$/kg ETO

!! Entwicklungskosten fEntwicklungskosten füür schweres Trr schweres Träägersystemsgersystems-- Mindestens 80 t ErdeMindestens 80 t Erde--LEO werden benLEO werden benöötigttigt-- VerfVerfüügbar: 23 t Erdegbar: 23 t Erde--LEO (Ariane 5, EELV)LEO (Ariane 5, EELV)-- Vergleich: >100 t ErdeVergleich: >100 t Erde--LEO (Saturn 5, N1, LEO (Saturn 5, N1, EnergiaEnergia) )

!! Kosten des Zusammenbaus im OrbitKosten des Zusammenbaus im Orbit-- Vergleich: InternationalVergleich: International SpaceSpace Station (ISS) ca. 100 Station (ISS) ca. 100

Milliarden US$Milliarden US$


Bemannte Mars Missionen: StudienBemannte Mars Missionen: Studien!! Seit dem Seit dem ��MarsprojektMarsprojekt�� Wernher von BraunWernher von Braun��s s

wurden zahlreiche andere Studien wurden zahlreiche andere Studien üüber ber bemannte Mars Missionen durchgefbemannte Mars Missionen durchgefüührthrt

!! NASANASA-- 1960s: EMPIRE Studien (1960s: EMPIRE Studien (EarlyEarly MannedManned PlanetaryPlanetary--

InterplanetaryInterplanetary RoundRound--triptrip ExpeditionsExpeditions))-- 1969: post1969: post--Apollo Apollo ÄÄra ra ��Space TaskSpace Task GroupGroup�� StudienStudien-- 19891989--1991:1991: SpaceSpace Exploration Initiative (SEI) Exploration Initiative (SEI)

��Synthesis GroupSynthesis Group��-- Aktuell: NASA Mars Design Referenz MissionAktuell: NASA Mars Design Referenz Mission

!! International International AcademyAcademy of of AstronauticsAstronautics-- 1993: International Mars Exploration 1993: International Mars Exploration StudyStudy


Bemannte Mars Missionen: StudienBemannte Mars Missionen: Studien!! Sowjetunion/RusslandSowjetunion/Russland

-- 1960s: Marsflug mit N1 Trägerrakete1960s: Marsflug mit N1 Trägerrakete-- 1980s: Marsflug mit 1980s: Marsflug mit EnergiaEnergia TrägerraketeTrägerrakete-- Aktuell: ISTC1172/2120 Projekt mit Unterstützung der Aktuell: ISTC1172/2120 Projekt mit Unterstützung der

European Commission, NASA und BoeingEuropean Commission, NASA und Boeing

!! Europäische (ESA) StudienEuropäische (ESA) Studien-- 1992: MARSEMSI1992: MARSEMSI-- 1993: SISTEMSI1993: SISTEMSI-- 1997: ADAM & EVE1997: ADAM & EVE-- 2000/2001: Europäische Beiträge zur Mars Design 2000/2001: Europäische Beiträge zur Mars Design

Referenz Mission (S51, S54, S56 Studien)Referenz Mission (S51, S54, S56 Studien)-- Aktuell: Aurora ProgrammAktuell: Aurora Programm

NASA Mars DesignNASA Mars DesignReferenceReference MissionMission


NASA Mars Design NASA Mars Design ReferenceReference MissionMission

!! NASA JSC Mars Exploration NASA JSC Mars Exploration StudyStudy TeamTeam!! Eine �Standardmission� zum qualitativen und Eine �Standardmission� zum qualitativen und

quantitativen Vergleich verschiedener Konzepte quantitativen Vergleich verschiedener Konzepte für bemannte Mars Missionenfür bemannte Mars Missionen

!! Eine Synthese der Missionsarchitektur derEine Synthese der Missionsarchitektur der-- 1991 SEI �Synthesis Group� Studien1991 SEI �Synthesis Group� Studien-- 1991 1991 ZubrinZubrin �Mars �Mars DirectDirect� Architektur� Architektur

!! Nutzung von InNutzung von In--SituSitu ResourceResource UtilizationUtilization (ISRU)(ISRU)!! ��LivingLiving off off thethe Land�Land�


NASA Mars Design NASA Mars Design ReferenceReference MissionMission

!! V1.0 1993V1.0 1993--19941994-- 200 t Trägerrakete200 t Trägerrakete-- �Split Mission� Konzept�Split Mission� Konzept-- 4 Starts: ERV4 Starts: ERV--1, Cargo1, Cargo--1, Hab1, Hab--1,1, PilotedPiloted--1 (bemannt)1 (bemannt)-- 6 Crew6 Crew

!! V3.0 1996V3.0 1996--19981998-- 80 t Trägerrakete (geringere Entwicklungskosten)80 t Trägerrakete (geringere Entwicklungskosten)-- TransHabTransHab ((inflatableinflatable Modul, 20 t Gewichtsersparnis)Modul, 20 t Gewichtsersparnis)-- GasGas--cooledcooled NuclearNuclear Thermal Thermal ReactorsReactors ((PropulsionPropulsion & &

Power)Power)-- 6 Starts, jeweils 2 für: ERV6 Starts, jeweils 2 für: ERV--1, Cargo1, Cargo--1,1, PilotedPiloted--1 1


Massen BudgetMassen Budget

Reference Mission Version 1.0 3.0

First Opportunity: Cargo Lander (Cargo-1) 90,190 kg 66,043 kg Habitat (Hab-1) 90,598 kg N/A Earth Return Vehicle-1 (ERV-1) 131,374 kg 74,072 kg

Second Opportunity: Crew+Habitat 2 (Piloted-1) 89,980 kg 60,806 kg

TOTAL 402 mt 201 mt

In V3.0 erzielte Gewichtsreduktion durch Elimination von Hab-1, Verwendung von verbesserter ISRU Technik, TransHab und eines integrierten TPS für das ERV-1


Design Referenz Mission V3.0 SequenzDesign Referenz Mission V3.0 Sequenz

2011 - 2 Cargo Missions Launched

2014 - Crew transit habitat launched

Crew reaches Marsin 130-180 days onfast transit trajectory

Trans-Marsinjection andCruise

Earth ReturnVehicleaerocaptures intoMars orbit

Cargo lander withpropellant productionplant, power systems,inflatable hab, ascentvehicle lands on Mars

CrewArrival

Surface science concentrates on the search for life. Deep drilling, geology and microbiology investigations are supported by both EVA and by surface laboratories.

Crew departure.Ascentvehicle useslocally producedmethane andLOX.

Ascent Vehicle rendezvouswith Earth Return Vehicle in Mars Orbit. 130-180day return trip to Earthends with direct entry andprecision parafoil landing.


Von der Erde in den LEOVon der Erde in den LEO

!! Derzeit existiert kein Derzeit existiert kein Trägersystem mit einer Trägersystem mit einer Transportkapazität von >25 t Transportkapazität von >25 t Erde Erde �� LEOLEO

!! Kommerziell nicht Kommerziell nicht interessantinteressant

!! Entwicklungskosten Entwicklungskosten mindestens 9 Milliarden US$mindestens 9 Milliarden US$

!! Marsmission benötigt Marsmission benötigt mindestens 80 t Erde mindestens 80 t Erde �� LEOLEO


�Magnum� Trägerrakete�Magnum� TrägerraketeMagnum Launch Vehicle

Liquid Flyback Booster (2)

Payload Fairing 92 ft cyl x 25 ft I.D.

Circularization Stage

LO2 Tank

LH2 Tank

RS 68 Engines (2)

Payload / Stage Adapter

Fwd Booster Attach

Aft Booster Attach

Thrust Structure

�Fly-Back Booster�RS-68 Raketenmotoren(entwickelt und getestet)

�Nutzlast Envelope: 28 m x 7,6 m�ca.1000 US$/kg (unrealistisch)


Von der Erde zum MarsVon der Erde zum Mars�Solid Core Nuclear Thermal Rocket (NTR)�Reaktorabwärme (2700-3100°K) erhitzt LH2 und expandiert dieses durch die Raketendüse�Spezifischer Impuls Isp=940-960 s�TMI Burn ca. 35 min, ∆v=3970 m/s�Getestet in Russland�Stack: l=50m, ca. 140 t�Mars Insertion mitbipropellantRCS

Nozzle Reflector ControlDrum

Turbines

Pumps

LH2Tank

ReactorRadiationShield


Start KonfigurationStart Konfiguration8.6 m

–67 days / TMI:

mab = 10.2 mt

mretHab = 29.1 mt

TEI Stage (30klbf total): (boil-off: 0.3%/mo ave.) mdry = 5.9 mt mp = 28.9 mt 24 RCS thrusters

mpyld = 74.1 mt

–37 days / TMI:

Ltank = 20 m (typ)

TMI Stage: (boil-off: 1.8%/mo LEO) mdry = 23.4 mt mp = 50.0 mt

mstage = 73.4 mt

3 15 klbf NTP engines12 RCS thrusters

28 m(max)

28 m(max)

–97 days / TMI:

mab = 9.9 mt mecrv = 4.8 mt

Ascent Stage (60klbf total): mdry = 4.1 mt mp = 38.4 mt

Surface Payload: mcargo = 31.3 mt (incl. mLH2 = 5.4 mt)

Descent Stage (60klbf total): mdry = 4.9 mt mp = 11.0 mt 24 RCS thrusters

mpyld = 66.0 mt

–7 days / TMI:

TMI Stage: mdry = 23.4 mt mp = 45.3 mt

mstage = 68.6 mt


–67 days / TMI:

mab = 13.6 mt

mcrew = 0.5 mt

Surface Payload: mtransHab = 28.9 mt mmisc = 1.5 mt

Descent Stage (60klbf total): mdry = 4.9 mt mp = 11.4 mt 24 RCS thrusters

mpyld = 60.8 mt

–37 days / TMI:

TMI Stage: mdry = 26.6 mt mp = 50.0 mt

mstage = 76.6 mt


2011 TMI Stack1: 147.5 mt 2011 TMI Stack 2: 134.7 mt 2014 TMI Stack : 137.5 mt


Konfiguration mit Konfiguration mit TransHabTransHab

Note: Picture shows all Propulsive Bimodal LOX-augmented NTR Carrying TransHab


OrbitalmechanikOrbitalmechanik!! Es gibt mehrere �Wege� zum MarsEs gibt mehrere �Wege� zum Mars

-- BallisticBallistic Transfer (Free Return Transfer (Free Return FlybyFlyby�s)�s)-- Hohmann Transfer (Hohmann Transfer (EEminmin))-- ConjunctionConjunction ClassClass Mission (Mission (EElowlow, Missionsdauer >), Missionsdauer >)-- Opposition Opposition ClassClass Mission (Mission (EEhighhigh, Missionsdauer <), Missionsdauer <)

""mit und ohne Venus mit und ohne Venus SwingbySwingby-- Sprint Sprint ClassClass MissionsMissions (wie Opposition (wie Opposition ClassClass, aber , aber

kürzere Missionsdauer und größerer Energiebedarf)kürzere Missionsdauer und größerer Energiebedarf)-- LowLow--ThrustThrust TransferTransfer MissionsMissions (Electric (Electric PropulsionPropulsion, ,

Solar Solar SailSail...)...)-- CyclerCycler--Orbit Orbit MissionsMissions-- LiberationLiberation Point (L1) Point (L1) StagingStaging und Earth und Earth Swingby Swingby


OrbitalmechanikOrbitalmechanik

540860 FastConjunction

FastConjunction

500920 Hohmann FastConjunction

460980 Hohmann Hohmann

30640 Opposition FastConjunction

30700 Opposition Hohmann

Time atMars/days

MissionLength/days

InboundTrajectory

OutboundTrajectory

�NASA DRM basiert auf Fast Conjuction/Fast Conjunction�Minimiert Flugzeit (>180 Tage)�Maximiert Mars Aufenthalt(>500 Tage)

�Quelle: http://mars.caltech.edu/


Von der Erde zum MarsVon der Erde zum Mars

Im LEO

Trans Mars Insertion(TMI)

Kurz vorAbtrennungder TMI Stufe


Mars Orbit Insertion/Mars Orbit Insertion/AerocaptureAerocapture

Aerocapture inder Marsatmosphäre

Landung

!! Mars Orbit Insertion Mars Orbit Insertion (MOI) mit bi(MOI) mit bi--propellantpropellantReactionReaction ControlControl System System (RCS), und/oder(RCS), und/oder

!! AerocaptureAerocapture/Fallschirme/Fallschirme

!! LOX/CHLOX/CH44, I, ISPSP=379 s=379 s!! 11 t Treibstoff für MOI 11 t Treibstoff für MOI

BurnBurn und Bremsund Brems--manövermanöver, , ∆∆vv==740 m/s740 m/s


Aufenthalt am MarsAufenthalt am Mars


Mars HabitatMars Habitat

!! 160 kW 160 kW Nuklear Nuklear ReaktorReaktor

!! ISRU PlantISRU Plant!! Rover (nur Rover (nur

in V1.0)in V1.0)!! EVA EVA MobilityMobility!! Aufenthalt Aufenthalt

>500 Tage>500 Tage


Aufstieg und Trans Earth InsertionAufstieg und Trans Earth Insertion

!! Benutzt Abstiegs RCS Benutzt Abstiegs RCS auch zum Aufstiegauch zum Aufstieg

!! 39 t Treibstoff produziert 39 t Treibstoff produziert mit ISRU, mit ISRU, ∆∆vv==4140 m/s 4140 m/s (ohne ERV Rendezvous)(ohne ERV Rendezvous)

!! Trans Earth Insertion Trans Earth Insertion (TEI) mit (TEI) mit bipropellantbipropellantLOX/CHLOX/CH44 RCSRCS

!! 29 t Treibstoff, 29 t Treibstoff, ∆∆vv==3820 3820 m/sm/s


Rückkehr zur ErdeRückkehr zur Erde!! Fast Fast ConjunctionConjunction

Return Return TrajectoryTrajectory!! Flugzeit ca. 180 TageFlugzeit ca. 180 Tage!! DirectDirect EntryEntry, , ∆∆vv==0 m/s0 m/s!! Landung mit Landung mit

ParagleiterschirmParagleiterschirm (X(X--38 38 Entwicklungsprogramm)Entwicklungsprogramm)

!! Zur gleichen Zeit landet Zur gleichen Zeit landet bereits die nächste bereits die nächste Mission auf dem MarsMission auf dem Mars

Technologien für denTechnologien für denFlug zum MarsFlug zum Mars

RelevanteRelevanteRaketenträgersystemeRaketenträgersysteme


RaketengrundgleichungRaketengrundgleichung

f

i

mmv lnceff=∆

[ ][ ]

% 90 % 5-1 ca.Endmasse kg

seAnfangsmas kg

mMassenstro Treibstoff bGesamtschu gc

smeitschwindigkAusströmge effektive c

sm darfAntriebsbe chs,gkeitszuwaGeschwindi

*0

eff

eff

>==

===

=

=∆

+

++

eTreibstoffNutzlast

StrukturNutzlastf

eTreibstoffStrukturNutzlasti

ss

MMMMm

MMMm

mmIFI

v

&&


Chemischer RaketenantriebChemischer Raketenantrieb

!! FlFlüüssigkeitsantriebessigkeitsantriebe-- MonopropellantMonopropellant ((WasserstoffperoxidWasserstoffperoxid, , HydrazinHydrazin))-- BipropellantBipropellant (LOX/LH(LOX/LH22, LOX/, LOX/HydrocarbonHydrocarbon))

!! HybridantriebeHybridantriebe-- Brennstoff + Brennstoff + OxidatorOxidator

!! FeststoffFeststoff--AntriebeAntriebe-- Metallpulver (Al, Mg, B), KunststoffeMetallpulver (Al, Mg, B), Kunststoffe

!! Allgemein: Allgemein:

ewichtMolekularg emperatur,Reaktionst, ∝ΓΓ

∝ cc

s TRTI


RaketentriebwerkeRaketentriebwerke!! Chemische RaketentriebwerkeChemische Raketentriebwerke

-- LOX/LOX/HydrocarbonsHydrocarbons derzeit für RLV�s favorisiertderzeit für RLV�s favorisiert-- größere Dichte größere Dichte --> leichtere Strukturen> leichtere Strukturen

!! Luftatmende RaketentriebwerkeLuftatmende Raketentriebwerke-- RAMRAM--Jet, SCRAMJet, SCRAM--JetJet-- Tests in den USA, Japan; Studien in Europa,Tests in den USA, Japan; Studien in Europa,

!! Nukleare Raketentriebwerke Nukleare Raketentriebwerke -- Neue Programme in den USA, vielleicht in EuropaNeue Programme in den USA, vielleicht in Europa-- Sicherheitsrisiko Sicherheitsrisiko �� daher keine Verwendung für Boosterdaher keine Verwendung für Booster

!! Exotische RaketentriebwerkeExotische Raketentriebwerke-- Laser Thermal Laser Thermal RocketsRockets-- SpaceSpace Elevator, Elevator, RailRail GunsGuns, , MassMass DriversDrivers-- AntiAnti--gravitygravity (NASA, ESA Studien)(NASA, ESA Studien)


EinEin-- und Mehrstufenraketenund Mehrstufenraketen

!! Folgt aus der RaketengrundgleichungFolgt aus der Raketengrundgleichung!! MehrstufenraketenMehrstufenraketen

-- 22--5 Stufen, je nach Trägersystem5 Stufen, je nach Trägersystem-- nichtnicht--wiederverwendbar (Ausnahme: Shuttle)wiederverwendbar (Ausnahme: Shuttle)

!! Einstufenraketen (SSTO)Einstufenraketen (SSTO)-- noch zu aufwendig:noch zu aufwendig: MMNutzlastNutzlast<0<0-- Technologie noch in Entwicklungsphase (XTechnologie noch in Entwicklungsphase (X--33)33)

!! ExpendableExpendable LaunchLaunch VehicleVehicle (ELV)(ELV)!! ReuseableReuseable LaunchLaunch VehicleVehicle (RLV)(RLV)

-- Trend bei wiederverwendbaren Systemen geht Trend bei wiederverwendbaren Systemen geht derzeit zu derzeit zu TwoTwo--Stage to Orbit (TSTO)Stage to Orbit (TSTO)


Auswahlkriterien von TrägersystemenAuswahlkriterien von Trägersystemen

!! Nutzlast (Anzahl und Masse)Nutzlast (Anzahl und Masse)

!! Abmessungen der NutzlastAbmessungen der Nutzlast

!! Umlaufbahn und ZeitfensterUmlaufbahn und Zeitfenster

!! Limits aufgrund von Startbedingungen (statische Limits aufgrund von Startbedingungen (statische und dynamische Lasten) und dynamische Lasten)

!! Zuverlässigkeit und SicherheitZuverlässigkeit und Sicherheit

!! StartkostenStartkosten

!! Politische RahmenbedingungenPolitische Rahmenbedingungen



!! Startfenster Startfenster -- z.B. Interplanetare Missionen, Rendezvous (ISS), EOz.B. Interplanetare Missionen, Rendezvous (ISS), EO--MissionenMissionen

!! NutzlastabmessungenNutzlastabmessungen-- Limitiert durch physikalische/dynamisch beschränkte Größe der Limitiert durch physikalische/dynamisch beschränkte Größe der

NutzlastverkleidungNutzlastverkleidung!! Anpassung der Nutzlast an StartbedingungenAnpassung der Nutzlast an Startbedingungen

-- Statische LastenStatische Lasten-- Dynamische Lasten Dynamische Lasten

"" VibrationenVibrationen"" Akustische LastenAkustische Lasten"" Pyrotechnisch Lasten/SchocksPyrotechnisch Lasten/Schocks"" DrückeDrücke"" Temperatur, Feuchtigkeit, ReinheitTemperatur, Feuchtigkeit, Reinheit"" Elektromagnetische UmgebungElektromagnetische Umgebung



!! Zuverlässigkeit und SicherheitZuverlässigkeit und Sicherheit-- ManMan--ratedrated Launchers (Crew Launchers (Crew RescueRescue System)System)-- SelfSelf--DestructDestruct SystemSystem-- Startort (Nähe Meeresküste)Startort (Nähe Meeresküste)-- Höhe der VersicherungsprämieHöhe der Versicherungsprämie

!! StartkostenStartkosten-- derzeit ca. 10.000derzeit ca. 10.000--30.000 US$/kg30.000 US$/kg-- kleinere Trägersysteme sind teurer / kgkleinere Trägersysteme sind teurer / kg

!! Politische RahmenbedingungenPolitische Rahmenbedingungen-- z.B. US militärische/NASA Missionen müssen auf US z.B. US militärische/NASA Missionen müssen auf US

Trägersystemen gestartet werdenTrägersystemen gestartet werden


Marsflug benötigt HLVMarsflug benötigt HLV!! Ein bemannter Flug zum Mars benötigt ein Ein bemannter Flug zum Mars benötigt ein

�Heavy �Heavy LaunchLaunch VehicleVehicle (HLV)� mit einer Erde(HLV)� mit einer Erde--LEO Lastenkapazität von mindestens 80 tLEO Lastenkapazität von mindestens 80 t

!! Verwendung kleiner Trägersysteme nicht Verwendung kleiner Trägersysteme nicht kosteneffizient!kosteneffizient!

!! Regel: je größer die Lastenkapazität desto Regel: je größer die Lastenkapazität desto preisgünstiger (Preis/kg)! preisgünstiger (Preis/kg)!

!! Ein operationelles HLV mit einer solchen Ein operationelles HLV mit einer solchen Lastenkapazität existiert derzeit nicht!Lastenkapazität existiert derzeit nicht!

!! Aber: HLV mit >100t ErdeAber: HLV mit >100t Erde--LEO sind in der LEO sind in der Vergangenheit entwickelt worden!Vergangenheit entwickelt worden!


RaketenstartplätzeRaketenstartplätze

Launch Site Map Designation Country Latitude Longitude

A. AF Western Test Range WTR United States 34°36' N 120°36'W B. AF Eastern Test Range ETR United States 28°30' N 80°33' W C. Wallops Island Wallops United States 37°51' N 75°28� W D. Kourou Launch Center Kourou CNES/Arianespace 5°32' N 52°46� W E. San Marco Launch Platform San Marco Italy 2°56� S' 40°12� EF. Plesetsk Plesetsk Russia 6°48' N 40°24� EG. Kapustin Yar Kapustin Yar Russia 48°24� N 45°48� EH. Tyuratam (Baikonur) Tyuratam Russia 45°54� N 63°18 E1. Thumba Equatorial Station Thumba UN/India 8°35� ' N 76°52� EJ. Sriharikota Sriharikota India 13°47' N 80°15' EK. Shuang-Ch'Eng-Tzu East Wind China 40°25' N 99°50� EL. Launch Complex at. Xichang Xichang China 28°06' N 102°18' EM. Launch Complex at Tai-yuan Tai-yuan China 37°46' N 112°30' EN. Launch Complex at Wuzhai Wuzhai China 38°35' N 111°27� E0. Kagoshima Space Center Kagoshima Japan/ISAS 31°14' N 131°05� EP. Osaki Launch Site Osaki Japan/NASDA 30°24' N 130°59� E0. Takesaki Launch Site Takesaki Japan/NASDA 30°23' N 130°58� ER. Woomera Launch Site Woomera Australia/US 31°07' S 136°32' ES. Israeli Launch Complex Yavne Israel 31°31' N 34°27� E

Source: Human Spaceflight, Mc-Graw Hill


RaketenstartplätzeRaketenstartplätze



Europa�s RaumflughafenEuropa�s Raumflughafen

KourouKourou, Französisch , Französisch GuianaGuianaSource: www.esa.int


RaketenträgersystemeRaketenträgersysteme!! Capabilities of Launch Vehicles. Capabilities of Launch Vehicles. The following tables The following tables

list the capabilities of launch vehicles in terms of payload list the capabilities of launch vehicles in terms of payload mass at the time of publication. Most data is compiled mass at the time of publication. Most data is compiled from from IsakowitzIsakowitz [1995], which contains much more detail. [1995], which contains much more detail.

The fairing dimensions refer to the allowable dynamic The fairing dimensions refer to the allowable dynamic envelope. Most fairings have a section with envelope. Most fairings have a section with constant´diameter (con) and then a tapering section constant´diameter (con) and then a tapering section (tap). Adding these two lengths gives us the total length. (tap). Adding these two lengths gives us the total length.

See Page 20 to crossSee Page 20 to cross--reference letters in the launchreference letters in the launch--site site column. The dashes mean information is incomplete.column. The dashes mean information is incomplete.



Europa: ArianeEuropa: Ariane--4/5, 4/5, VegaVega

System Upper Stage

LEO (kg)

Polar LEO (kg)

GTO (kg)

Launch Site

Fairing Diam. (m)

Fairing Length (m)

Ariane-4 D AR40 H10 4900 3900 2050 3.65 6.52 con AR42P H10 6100 4800 2840 4.52 tap AR44P H10 6900 5500 3320 multi- AR42L H10 7400 5900 3380 payload AR44LP H10 8300 6600 4060 capable AR44L H10 9600 7700 4520 Ariane-5 L9 18,000 12,000 6800 4.57 10.35

!! Ariane 4: PhaseAriane 4: Phase--OutOut!! Ariane 5 mit ESCAriane 5 mit ESC--A Oberstufe (operationell A Oberstufe (operationell

2007): 22 t LEO, 12 t GTO2007): 22 t LEO, 12 t GTO!! VegaVega Launcher (Italien, Frankreich): 1Launcher (Italien, Frankreich): 1--2 t LEO2 t LEO


Ariane 5 Ariane 5 -- VegaVega


USA: LockheedUSA: Lockheed--Martin TitanMartin Titan

Titan II stage 2 N/A 1905 N/A A 2.84 5.1 con 1.6 tap

Titan III stage 2 TOS

14,515 N/A N/A 5000

B 3.65 11 dual

Titan IV stage 2 Centaur

21,640 18,600 N/A 5220

A & B 4.57 12.2 con 4.0 tap

System Upper Stage

LEO (kg)

Polar LEO (kg)

GTO (kg)

Launch Site

Fairing Diam. (m)

Fairing Length (m)

!! ICBMICBM!! bemannte Gemini Missionen (1963bemannte Gemini Missionen (1963--1965)1965)!! Titan IV: derzeit leistungsfähigstes US ELV Titan IV: derzeit leistungsfähigstes US ELV !! Vorwiegend militärische NutzlastenVorwiegend militärische Nutzlasten!! Wird von EELV ersetztWird von EELV ersetzt


USA: LockheedUSA: Lockheed--Martin TitanMartin Titan

Titan IV Titan II


USA: LockheedUSA: Lockheed--Martin AtlasMartin Atlas

Atlas 11 Cent-II 6580 5510 2255 A&B 2.92 4.19 con Atlas IIA Cent-IIA 7316 6192 3180 5.55 tap Atlas IIAS Cent-IIA 8618 7212 3810

System Upper Stage

LEO (kg)

Polar LEO (kg)

GTO (kg)

Launch Site

Fairing Diam. (m)

Fairing Length (m)

!! Ursprünglich als ICBM entwickeltUrsprünglich als ICBM entwickelt!! Aktuelles Modell: Atlas III mit russischem RDAktuelles Modell: Atlas III mit russischem RD--

180 Triebwerk (4500 kg GTO)180 Triebwerk (4500 kg GTO)!! Erststart 2002/2003: Atlas V (EELV)Erststart 2002/2003: Atlas V (EELV)

-- US Air Force US Air Force EvolvedEvolved ExpendibleExpendible LaunchLaunch VehicleVehicleProgramm Programm

-- Common Common CoreCore Booster PhilosophieBooster Philosophie-- 8670 kg GTO8670 kg GTO


Atlas IIIAtlas III


USA: BoeingUSA: Boeing--Delta FamilieDelta Familie

Delta II A&B 6925 PAM 3990 2950 1450 2.79 3.7 con

2.4 tap 7925 PAM 5089 3890 1840

System Upper Stage

LEO (kg)

Polar LEO (kg)

GTO (kg)

Launch Site

Fairing Diam. (m)

Fairing Length (m)

!! Aktuelles Modell: Delta III und Delta IV (EELV)Aktuelles Modell: Delta III und Delta IV (EELV)!! Neues RSNeues RS--68 Triebwerk (erste US 68 Triebwerk (erste US

Triebwerksneuentwicklung seitTriebwerksneuentwicklung seit SpaceSpace Shuttle Shuttle Main Main EngineEngine (SSME))(SSME))

!! StandardStandard--Launcher für zahlreiche Launcher für zahlreiche wissenschaftliche NASA Missionenwissenschaftliche NASA Missionen


USA: BoeingUSA: Boeing--Delta FamilieDelta Familie

Source: Delta Launch Services


NASANASA SpaceSpace ShuttleShuttle

Space Shuttle 24,400 N/A B 4.7 18.6 PAM-D -- 1300 + PAM-D2 -- 1800 flight IUS or -- 5900 deck TOS

System Upper Stage

LEO (kg)

Polar LEO (kg)

GTO (kg)

Launch Site

Fairing Diam. (m)

Fairing Length (m)

!! Einziges manEinziges man--ratedrated US StartsystemUS Startsystem!! Einziges (teilweise) wiederverwendbares Einziges (teilweise) wiederverwendbares

TrägersystemTrägersystem!! Bis zu 0,5 Milliarden US$ per StartBis zu 0,5 Milliarden US$ per Start!! Konzept: 50Konzept: 50--60 Starts/Jahr 60 Starts/Jahr !! Realität: 6Realität: 6--8 Starts/Jahr8 Starts/Jahr


Shuttle STSShuttle STS--111111


US/US/RussianRussian--Zenit/Zenit/SeaSea LaunchLaunch

Zenit-2 stage 2 13,740 11380 N/A H 3.3 8.4 con 3.8 tap

Zenit-3 (Sea-Launch)

stage 3 -- -- 5180 3.7 6.0 con 5.0 tap

System Upper Stage

LEO (kg)

Polar LEO (kg)

GTO (kg)

Launch Site

Fairing Diam. (m)

Fairing Length (m)

!! SeaSea--LaunchLaunch: Ukrainisch: Ukrainisch--RussischRussisch--NorwegischNorwegisch--Amerikanisches UnternehmenAmerikanisches Unternehmen

!! Start von Ölplattform im Pazifik bis zu 6.0 t GTOStart von Ölplattform im Pazifik bis zu 6.0 t GTO!! Freie Wahl des optimalen StartortesFreie Wahl des optimalen Startortes!! wwwwww..seasea--launchlaunch..comcom


Boeing Boeing SeaSea--LaunchLaunch

Source: www.sea-launch.com


RussianRussian//UkrainianUkrainian

Energia (n-operational)

88,000 80,000 22,000 GEO

H

5.5 37

Ikar-1 (SS-18)

SS-18 4200 2800 N/A H 2.7 1.88 con 2.78 tap

lkar-2 (SS-18)

S5M 4050 3600 N/A 2.38 3.84 con 2.5 tap

KOSMOS based on SS-5

stage 2 1400 1100 -- F 2.4 1.8 con 2.9 tap

Rokot (SS-19)

stage 3 1850 -- -- H 2.5 OD --

Start-1 stage 4 -- 360 N/A F 1.45 2.2 con 0.62 tap

Start based on SS-25

stage 5 -- 570 N/A

Tsyklon F&H SL-1 1 stage 2 2800 -- -- 2.13 14.1 total SL-14 stage 3 3600 -- -- 2.42 3.4 con

2.5 tap

System Upper Stage

LEO (kg)

Polar LEO (kg)

GTO (kg)

Launch Site

Fairing Diam. (m)

Fairing Length (m)


EnergiaEnergia TrägersystemTrägersystem

!! 2 Starts (2 Starts (PolusPolus 1987, 1987, BuranBuran 1988) 1988) !! RDRD--170 Triebwerke170 Triebwerke!! Nicht länger operationellNicht länger operationellSource: ww.energia.ru


Russische Trägersysteme Russische Trägersysteme SoyuzSoyuz/Proton/Proton

Proton H D-1 stage 3 20,900 -- N/A 4.1 10.8 con

3.0 tap D-1 e stage 4 -- 20,900 4.35 3.5 con

4.3 tap Soyuz stage 2 7000 F&H 2.85 6.72 con

2.28 tap Molniya stage 3 -- 2000 for

Molniya 2.65 1.65 con

System Upper Stage

LEO (kg)

Polar LEO (kg)

GTO (kg)

Launch Site

Fairing Diam. (m)

Fairing Length (m)

!! Proton: entwickelt für Mondprogramm, Träger Proton: entwickelt für Mondprogramm, Träger für für SalyutSalyut/Mir/ISS Stationen/Mir/ISS Stationen

!! SoyuzSoyuz: einziges russisches man: einziges russisches man--ratedrated SystemSystem!! SoyuzSoyuz//MolniyaMolniya: 1670 Starts(!): 1670 Starts(!)


Russische TrägersystemeRussische Trägersysteme

Soyuz Proton

Source: http://www.russianspaceweb.com/rockets_launchers.html

Angara/Baikal


Japanische TrägersystemeJapanische Trägersysteme

Japan total H-2 stage 2 10,500 6600 4000 P 4.6 9.2 M-3S11 stage 4 880 680 517 O 1.4 2.06 con

1.4 tap M-V stage 4 1800 1300 1215 O 2.2 3.5 con

2.6 tap

System Upper Stage

LEO (kg)

Polar LEO (kg)

GTO (kg)

Launch Site

Fairing Diam. (m)

Fairing Length (m)

!! ISAS MISAS M--V: für wissenschaftliche MissionenV: für wissenschaftliche Missionen!! HH--II: Aktuelles System HII: Aktuelles System H--IIAIIA

-- wird über Rocket System Corporation (RSC) wird über Rocket System Corporation (RSC) kommerziell angebotenkommerziell angeboten

-- 2 erfolgreiche Starts nach Problemen mit H2 erfolgreiche Starts nach Problemen mit H--IIII!! RLV EntwicklungsprogrammRLV Entwicklungsprogramm


Japan: HJapan: H--IIAIIA

H-IIA


Chinesische TrägersystemeChinesische Trägersysteme

China Long March CZ-1 D 790 -- 200 K 1.56 1.0 con

1.0 tap CZ-2C 3200 1750 1000 K 3.07 2.0 con

3.0 tap CZ-2E 8800 -- 3370 L 3.8 6.0 con

4.0 tap CZ-3B 13,600 -- 4500 L 3.8 6.0 con

4.0 tap CZ-3 -- 4800 1400 L 2.7 2.6 con

2.5 tap CZ-3A -- 7200 2500 L 3.0 4.0 con

1.25 tap CZ-4 4000 --- 1100 M 3.0 3.9 con

2.6 tap

System Upper Stage

LEO (kg)

Polar LEO (kg)

GTO (kg)

Launch Site

Fairing Diam. (m)

Fairing Length (m)

!! Long Long MarchMarch CZCZ--2F: man2F: man--ratedrated TrägersystemTrägersystem


China: ManChina: Man--ratedrated CZCZ--2F2F

CZ-2F


�Magnum� Trägerrakete ?�Magnum� Trägerrakete ?Magnum Launch Vehicle

Liquid Flyback Booster (2)

Payload Fairing 92 ft cyl x 25 ft I.D.

Circularization Stage

LO2 Tank

LH2 Tank

RS 68 Engines (2)

Payload / Stage Adapter

Fwd Booster Attach

Aft Booster Attach

Thrust Structure

�Fly-Back Booster�RS-68 Raketenmotoren(entwickelt und getestet)

�Nutzlast Envelope: 28 m x 7,6 m�ca.1000 US$/kg (unrealistisch)


Geschichte: N1 / Saturn 5Geschichte: N1 / Saturn 5


InIn--SpaceSpace TransportationTransportation


Antriebsystem AlternativenAntriebsystem Alternativen


Antriebsystem AlternativenAntriebsystem Alternativen

!! Thermal: Treibstoff wird erhitzt und beschleunigtThermal: Treibstoff wird erhitzt und beschleunigt!! NonNon--thermal: Treibstoff wird beschleunigtthermal: Treibstoff wird beschleunigt!! ActiveActive: Treibstoff erhitzt sich selbst: Treibstoff erhitzt sich selbst!! Passive: Treibstoff wird extern erhitztPassive: Treibstoff wird extern erhitzt!! Schub = Ausströmgeschwindigkeit x Schub = Ausströmgeschwindigkeit x

Treibstoffdurchfluss (F=Treibstoffdurchfluss (F=vvee*dm/*dm/dtdt))!! Maximiere Maximiere vvee

!! spezifischer Impuls spezifischer Impuls IIspsp==vvee/g /g (gemessen in s!(gemessen in s!))!! IIspsp: Chemisch ca. 450 s, Nuklear ca. 900 s, : Chemisch ca. 450 s, Nuklear ca. 900 s,

Elektrisch/Plasma mehrere 1000 sElektrisch/Plasma mehrere 1000 s


Nukleare AntriebsystemeNukleare Antriebsysteme!! NuclearNuclear Thermal Thermal PropulsionPropulsion

-- 1960s: in den USA (1960s: in den USA (NuclearNuclear EngineEngine forfor Rocket Rocket VehicleVehicleApplicationApplication NERVA) und in der Sowjetunion gebaut und bis zur NERVA) und in der Sowjetunion gebaut und bis zur Flugreife getestetFlugreife getestet

-- Aktuell: Neues Aktuell: Neues NuclearNuclear PropulsionPropulsion/Power Programm in den USA /Power Programm in den USA gestartet!gestartet!

-- IIspsp = 900 m/s, großer Schub (Impulsbetrieb)= 900 m/s, großer Schub (Impulsbetrieb)

!! NuclearNuclear Electric Electric PropulsionPropulsion-- IIspsp = mehrere 1000 m/s, geringer Schub (kontinuierlicher Betrieb)= mehrere 1000 m/s, geringer Schub (kontinuierlicher Betrieb)

!! Variable Variable SpecificSpecific Impulse Magnetoplasma Rocket Impulse Magnetoplasma Rocket (VASIMR)(VASIMR)-- NASA JSC EntwicklungNASA JSC Entwicklung-- IIspsp = 3000= 3000--30000 m/s (!)30000 m/s (!)


Variable Variable SpecificSpecific Impulse Magnetoplasma Impulse Magnetoplasma Rocket (VASIMR)Rocket (VASIMR)


VASIMR Mission ProfileVASIMR Mission Profile

Cargo Ship mit Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket � NASA Konzept


Variable Variable SpecificSpecific Impulse Magnetoplasma Impulse Magnetoplasma Rocket (VASIMR)Rocket (VASIMR)


Solar Thermal Electric Solar Thermal Electric PropulsionPropulsion

�Solar Thermal Electric Propulsion�Untersucht als Alternative Transportmöglichkeit in der NASA DRM�LEO-HEO Transfer�Dadurch treibstoffeffizienterer TMI Burn


Solar Thermal Electric Solar Thermal Electric PropulsionPropulsion

Electric Propulsion (EP) spacetug performs low-thrust transferfor Mars-bound cargo to HighEarth Orbit (many monthstransfer)

Crew delivered in “small”chemically-propelledtransfer vehicle - X-38derived (few daysrendezvous time)

HEO

Remainder of trans-Marsinjection performed bychemically-propelled system

Space tug returns forrefueling and nextassignment (faster or moreefficient return since nopayload present)

LEO


ISS und ISRUISS und ISRU


Verwendung der ISSVerwendung der ISS


InIn--SituSitu ResourceResource UtilizationUtilization!! DRM ISRU Produktion von DRM ISRU Produktion von

-- 5.8 t CH5.8 t CH4 4 / 23.2 t H/ 23.2 t H22O Sabatier ReaktionO Sabatier Reaktion-- 20.2 t O20.2 t O2 2 // 4.5 t 4.5 t breathablebreathable OO2 2 Elektrolyse von HElektrolyse von H22O O

und COund CO22 ElektrolyseElektrolyse-- 3.9 t N3.9 t N22/AR (Buffergas) durch Absorption aus der CO/AR (Buffergas) durch Absorption aus der CO22

reichen Mars Atmosphreichen Mars Atmosphäärere!! Technologie entwickelt und im Labor unter Technologie entwickelt und im Labor unter

Marsbedingungen getestetMarsbedingungen getestet!! Reduziert das Massen Budget der MissionReduziert das Massen Budget der Mission!! Hätte teilweise im Rahmen der 2005 Mars Hätte teilweise im Rahmen der 2005 Mars

SurveyorSurveyor Mission getestet werden sollen Mission getestet werden sollen (verschoben)(verschoben)

Österreichische BeiträgeÖsterreichische Beiträge


Österreichische BeiträgeÖsterreichische Beiträge

!! Beiträge zur wissenschaftlichen Marsforschung Beiträge zur wissenschaftlichen Marsforschung (Weltraummedizin, Mars Astrobiologie, Mars (Weltraummedizin, Mars Astrobiologie, Mars Express Mission)Express Mission)

!! Mitglied der International Mars Exploration Mitglied der International Mars Exploration WorkingWorking Group (IMEWG)Group (IMEWG)

!! Beteiligung am ESA AURORA Exploration Beteiligung am ESA AURORA Exploration Programm zur Vorbereitung des bemannten Programm zur Vorbereitung des bemannten Fluges zum MarsFluges zum Mars

!! Entwicklung von Technologien für Ariane 5 und Entwicklung von Technologien für Ariane 5 und für zukünftige Trägersystemefür zukünftige Trägersysteme


ESA Aurora Programm PlanESA Aurora Programm Plan

!! ESA ESA ProgrammProgramm zurzur VorbereitungVorbereitungzukünftigerzukünftiger bemannterbemannter Raumflüge Raumflüge -- Mars Sample Return (2009Mars Sample Return (2009--2015)2015)-- Decision to go ahead with a human mission Decision to go ahead with a human mission

(2015)(2015)-- Robotic outpost (2015 Robotic outpost (2015 -- 2020)2020)-- Human mission (2029)Human mission (2029)

!! ÖsterreichischeÖsterreichische ProjekteProjekte-- ISRUISRU TechnologienTechnologien-- WeltraumarchitekturWeltraumarchitektur ((MondMond--, , MarsbasisMarsbasis))-- MaterialtechnologienMaterialtechnologien


Österreichische Beiträge TrägersystemeÖsterreichische Beiträge Trägersysteme

Ariane 5 UpgradesCryogene Oberstufe

Treibstoffleitungen(MAGNA)

Verbindungsringefür Feststoffraketen(Andritz AG)

Metalllegierungenfür Hitzeschilde(Plansee AG)

Materialprüfungfür RLV (ARCS)


Österreichische Beiträge TrägersystemeÖsterreichische Beiträge Trägersysteme

X-37/X-40(USA)

X-43(USA)

S:\*.*\powerptKyoto_Konferenz.ppt

Hope-X(Japan)

ASTRA(Deutschland)

ESA FLPP


Reise zum Mars: A Reise zum Mars: A WorkWork in Progressin Progress


LiteraturLiteratur! W.Larson, L.Pranke, �Human Spaceflight � Mission Analysis and Design�,

Space Technology Series, McGraw Hill! W.Larson, J.Wertz, �Space Mission Analysis and Design�, Space Technology

Series, Kluwer Academic Publishers! J. Sellers, �Understanding Space: An Introduction to Astronautics�, Space

Technology Series, McGraw Hill! W. Hallmann, W.Ley, �Handbuch der Raumfahrttechnik�, Carl Hanser Verlag

München Wien, 1988! S.Isakowitz, �International Reference Guide to Space Launch Systems�, 2nd

ed., AIAA, 1995! Wernher von Braun, �The Mars Project�, University of Illinois Press, edition

1991! R. Zubrin, �Entering Space � Creating a Spacefaring Civilization�,

Tarcher/Putnam, 1999! R. Zubrin, �The Case for Mars�, The Free Press, 1996! Carol R. Stoker, Carter Emmart, eds, �Strategies for Mars: A Guide to Human

Exploration�, American Astronautical Society, 1996! D.Weaver, M.Duke, �Mars Exploration Strategies: A Reference Design Mission�,

IAF93-Q.1.383, 1993! ESA/AURORA-BP(2002)5, �Input on Aurora Strategy for the Exploration

Programme Advisory Committee (EPAC)�, April 2002


WWW LinksWWW Links! Austrian Space Agency, www.asaspace.at! European Space Agency, www.esa.int! Arianespace, www.arianespace.at! Sea Launch, www.sea-launch.com! Boeing, www.boeing.com! NASA Human Spaceflight, http://spaceflight.nasa.gov/index.html! Russische Trägersysteme, http://www.russianspaceweb.com/! Indian Space Research Organisation, www.isro.org! NASDA, www.nasda.go.jp! China National Space Administration, http://www.cnsa.gov.cn/! �Inside� Info Chinese Space Programme,

http://www.geocities.com/CapeCanaveral/Launchpad/1921/index.htm! �Inside� Info NASA@Watch, http://www.reston.com/nasa/watch.html! IMEWG, International Mars Exploration Working Group,

http://www.geo.fmi.fi/PLANETS/IMEWG/! Mars Society, www.marssociety.org! NASA Mars Design Reference Mission,

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http://www.esa.int/

http://www.arianespace.at/

http://www.arianespace.at/

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http://www.boeing.com/

http://spaceflight.nasa.gov/index.html

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http://www.isro.org/

http://www.nasda.go.jp/

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http://www.marssociety.org/

http://spaceflight.nasa.gov/mars/reference/hem/hem1.html

http://slinews.com/


Austrian Space AgencyAustrian Space Agency

Austrian Space AgencyAustrian Space AgencyGarnisongasseGarnisongasse 77PostfachPostfach 53 53 AA--10961096 WienWienTel: +43 (0)1 403 81 770Tel: +43 (0)1 403 81 770Fax: +43 (0)1 405 8228 Fax: +43 (0)1 405 8228 http://http://wwwwww..asaspaceasaspace.at.at

Backup SlidesBackup Slides


NutzlastenNutzlasten

!! Leistung derzeitiger Launcher zielt auf den Leistung derzeitiger Launcher zielt auf den kommerziellen, öffentlich/militärischen Marktkommerziellen, öffentlich/militärischen Markt-- typischer GEO Telekommunikationssatellit 3typischer GEO Telekommunikationssatellit 3--6 t6 t-- max. 22 t in LEO, bis zu max. 12 t in GSO (Shuttle, Ariane V, max. 22 t in LEO, bis zu max. 12 t in GSO (Shuttle, Ariane V,

EELV, Proton)EELV, Proton)-- zum Vergleich: Saturn V: ca. 110 t in LEO, zum Vergleich: Saturn V: ca. 110 t in LEO, EnergyaEnergya: ca. 80 t : ca. 80 t ��

beide nicht mehr operationellbeide nicht mehr operationell!! Mehrfach startbare Oberstufen erlauben das Aussetzen Mehrfach startbare Oberstufen erlauben das Aussetzen

mehrer Nutzlasten in verschiedene Umlaufbahnenmehrer Nutzlasten in verschiedene Umlaufbahnen!! PiggyPiggy--back (�Rucksack�) back (�Rucksack�) PayloadsPayloads!! Nutzlastleistung eines Trägersystems abhängig vom Nutzlastleistung eines Trägersystems abhängig vom

StartplatzStartplatz-- Größere Nutzlastleistung für Startorte in Äquatornähe Größere Nutzlastleistung für Startorte in Äquatornähe

(Ausnutzung der Erdrotation)(Ausnutzung der Erdrotation)


Orbitalmechanik Orbitalmechanik -- UmlaufbahnenUmlaufbahnen

!! LEO: LEO: LowLow Earth OrbitEarth Orbit-- Polar Orbits (SSO: SunPolar Orbits (SSO: Sun--SynchronousSynchronous Orbit, ErdbeobachtungsOrbit, Erdbeobachtungs--

missionenmissionen))-- EquatorialEquatorial--, , InclinedInclined OrbitsOrbits

!! HEO: High HEO: High EllipticalElliptical OrbitOrbit-- Russische TelekommunikationsRussische Telekommunikations--Satelliten (Satelliten (MolnyiaMolnyia))-- Astrophysik Missionen (z.B. XMM)Astrophysik Missionen (z.B. XMM)

!! MEO: Medium Earth OrbitMEO: Medium Earth Orbit-- GPS, GalileoGPS, Galileo

!! GSO: GeoGSO: Geo--SynchronousSynchronous OrbitOrbit-- TelekommunikationsTelekommunikations--Satelliten (z.B. Artemis)Satelliten (z.B. Artemis)-- EarlyEarly WarningWarning SatellitesSatellites

!! EEO: Earth EEO: Earth EscapeEscape OrbitOrbit-- MoonMoon--, Mars, Mars MissionsMissions (z.B. Smart(z.B. Smart--1, Mars Express)1, Mars Express)-- LiberationLiberation PointPoint MissionsMissions (z.B. SOHO, Herschel(z.B. SOHO, Herschel--Planck)Planck)

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