Aerocapture – Wie?

Frohes neues Jahr. Thema heute: die unterschiedlichen Möglichkeiten zum aerodynamischen Einfang (engl.: “aerocapture”) eines interplanetaren Raumschiffs. Aerocapture ist von hohem Interesse, weil man sich dadurch eine erhebliche Treibstoffersparnis erhofft. Auf jeden Fall ist so ein Manöver hochgradig nichttrivial.

Zunächst einmal der Hinweis, dass Aerocapture nicht mit Aerobraking verwechselt werden sollte. Aerobraking ist zumeist langwierig, dann aber vergleichsweise einfach und risikoarm. Aerocapture dagegen bedeutet, dass innerhalb der wenigen Minuten eines atmosphärischen Durchflugs sehr viel kinetische Energie eines Raumschiffs, das sich dem Zielplaneten mit hyperbolischer Geschwindigkeit nähert, in Form von Wärme dissipiert wird. Hier ein grobes Schema des Ablaufs:

Schematische Darstellung des aerodynamischen Einfangs (engl. aerocapture)

Credit: Michael Khan / Schematische Darstellung des aerodynamischen Einfangs (engl. aerocapture)

Die rote Kurve zeigt die Bahn des Raumschiffs, wenn die Atmosphäre nicht da wäre, es also auch keine atmosphärische Abbremsung gäbe. Das Schiff nähert sich mit hyperbolischer Anfluggeschwindigkeit, also zu schnell für eine gebundene Bahn um den Planeten (hier: Mars). Während der Annäherung wird das Schiff relativ zum Mars schneller; seine Bahn wird zum Planeten hin gebogen. Nach der größten Annäherung wird das Schiff wieder langsamer und verlässt die Einflusssphäre mit derselben Geschwindigkeit relativ zum Planeten wie bei der Ankunft. Es wurde dabei allerdings umgelenkt.

Betrachtet man aber auch die Abbremsung in der Atmosphäre durch aerodynamischen Widerstand, dann wird, wenn der Bahn genug Energie entzogen wird, aus der Hyperbel eine Ellipse. Genau das ist der zentrale Punkt des Aerocapture.

Nach dem Verlassen der Atmosphäre ist die Einfangbahn elliptisch, aber ihr niedrigster Punkt liegt noch immer innerhalb der Atmosphäre. Man muss also am ersten Apozentrum das Bordtriebwerk zünden, so dass das Raumschiff in Richtung seiner augenblicklichen Geschwindigkeit beschleunigt wird. Das heißt, der Bahn wird wieder etwas Energie zugeführt. Dadurch wird das Perizentrum aus der Atmosphäre geholt.

Ich gehe im Folgenden nur auf die zwei Hauptgeschmacksrichtungen ein. Man könnte sich natürlich noch weitere Möglichkeiten ausdenken, um das Manöver weiter zu verfeinern. Aber so lange noch nicht einmal das Verfahren an sich demonstriert wurde, liegen irgendwelche zusätzlichen Komplikationen in weiter Ferne.

Deep Aerocapture

Deep Aerocapture bedingt einen Eintritt in die Atmosphäre mit einem relativ steilen Eintrittswinkel, etwa -7 bis -9 Grad. Die Bahn führt tief herunter, beim Mars typischerweise in 24-45 km Höhe. Dabei wird es zu erheblichen Wärmeflüssen und aerodynamischen Kräften kommen. Das Schiff muss also in eine mit einem Hitzeschild versehene Umhüllung gesteckt werden. Es ist immer notwendig, die Bahn zu steuern, denn weder lässt sich der nominale Eintrittswinkel punktgenau einhalten, noch sind die atmosphärischen Bedingungen exakt vorhersagbar. Hier eine schematische Darstellung des Deep Aerocapture:

Schematische Darstellung des aerodynamischen Einfangs mit tiefem Eintritt (deep aerocapture). Diese Strategie bedarf eines steuerbaren Körpers, der aerodynamischen Auftrieb erzeugt.

Credit: Michael Khan / Schematische Darstellung des aerodynamischen Einfangs mit tiefem Eintritt (deep aerocapture). Diese Strategie bedarf eines steuerbaren Körpers, der aerodynamischen Auftrieb erzeugt.

Die wahrscheinlich sinnvollste Methode zur Steuerung ist, die aerodynamische Umhüllung (engl.: aeroshell) so auszulegen, dass sie aerodynamischen Auftrieb erzeugt. Bikonische Körper, also solche, deren Form aus zwei Kegelstümpfen zusammengesetzt wird, werden in der Literatur oft genannt.

Der aerodynamische Angriffspunkt und der Massenmittelpunkt müssen so liegen, dass der Anstellwinkel relativ zur Anströmung passiv stabil bleibt. Die Widerstandskraft wirkt per Definition parallel zur Anströmrichtung, die Auftriebskraft senkrecht dazu. Die Richtung der Auftriebskraft kann dann aber noch gesteuert werden, und zwar durch eine Rotation des gesamten Objekts um die Richtung der Anströmung herum, ohne dabei den Anstellwinkel zu veränden. Dies wurde bereits vielfach in der Praxis angewendet, z.B. bei den Apollo- und Soyuz-Eintrittskapseln und bei der Aeroshell der NASA-Mars-Landemission MSL.

Wird der nominale Eintrittswinkel getroffen, dann ist das Eintrittsgefährt anfangs “über Kopf” ausgerichtet, sodass der Vektor der Auftriebskraft nach unten zeigt. An einem bestimmten Punkt im Lauf des aerodynamischen Durchflugs wird das Gefährt rotiert, sodass es der Auftrieb nach oben zeigt.

Der Verlauf der Trajektorie ergibt sich aus der Summe aller während des Durchflugs einwirkenden Beschleunigungen. Es ist wohlgemerkt nicht so, dass das Raumschiff “an der Atmosphäre abprallt”, wie man manchmal liest. Das sieht nur so aus – eine Konsequenz der Tatsache, dass hier eine gebogene Bahn um einen runden Körper relativ zu einer flachen Oberfläche aufgemalt wurde.Trotzdem ist es so, dass aerodynamische Kräfte die Bahn stark beeinflussen. Es kann durchaus so sein, dass das Schiff nicht aus der Atmosphäre heraus kommt, wenn der Auftrieb zu lange in die falsche Richtung zeigt.

Eine inertiale Plattform an Bord registriert die aerodynamische Abbremsung und vergleicht sie mit dem erwarteten nominalen Profil, das im Speicher abgelegt wurde.

Ist die Abbremsung stärker als erwartet, dann ist das ein Indiz dafür, dass der Eintritt steiler war als geplant. Als Reaktion darauf wird die Rotation in die Position “Auftrieb nach oben” etwas vorgezogen.Im umgekehrten Fall, wenn die Abbremsung geringer ist als erwartet, war der Eintritt wohl zu flach. Dann bleibt das Schiff etwas länger “über Kopf”. So kann die Chance vergrößert werden, dass Abbremsung und Wärmefluß die Grenzwerte nicht überschreiten und dass das Schiff in eine gebundene Bahn eingefangen wird und nicht entweder auf die Oberfläche stürzt oder den Mars auf einer immer noch hyperbolischen Bahn verlässt.

Die aerodynamische Umhüllung, die das eigentliche Schiff vollkommen umschließt, muss nach dem atmosphärischen Durchflug abgesprengt werden. Es sei denn, man findet eine Lösung, um die Aeroshell in die Schiffsstruktur zu integrieren und trotzdem die nachher benötigten Solargeneratoren, Antennen und Sensoren auszufahren und die thermische Regelung des Schiffsinneren hinzubekommen.

Beim ersten Apozentrum muss das Schiff bereits imstande sein, ein Triebwerksmanöver durchzuführen, um das Perizentrum aus der Atmosphäre zu heben. Das ist nicht verhandelbar. Je nach erzielter Bahnperiode liegt das Manöver weniger als eine Stunde bis maximal einige wenige Stunden nach dem Verlassen der Atmosphäre. Man muss sich also mit der Umkonfiguration des Raumschiffs sputen und auch sicher stellen, dass die Bahn hinreichend gut bekannt ist, damit das Schiff zuverlässig die Bahnperiode, den Zeitpunkt und die erforderliche Richtung und Größe des Manövers kennt.

Shallow Aerocapture

Es geht auch anders. Wahrscheinlich sogar etwas einfacher, wenn auch immer noch nicht “ganz einfach”. Wenn die ganzen Probleme mit der aerodynamischen Steuerung durch Drehung des Auftriebsvektors und die thermischen und mechanischen Belastungen des Deep Aerocapture vermieden werden sollen, kann man sich auch vorstellen, dass das Schiff flach in die Atmosphäre eintritt und deswegen nicht so tief eintaucht. Weiter oben ist die atmosphärische Dichte um Größenordnungen geringer. Deswegen ist auch der Wärmestrom und der dynamische Druck viel kleiner. Man braucht daher keinen Hitzeschild, oder allenfalls einen kleinen, dünnen (Ja, es heißt der Hitzeschild, nicht das).

Schematische Darstellung des aerodynamischen Einfangs mit flachem Eintritt (shallow aerocapture). Dieses Verfahren benötigt keine aerodynamische Auftriebskraft, wohl aber einen geschleppten Widerstandskörper geringer Masse und großer Querschnittsfläche

Credit: Michael Khan / Schematische Darstellung des aerodynamischen Einfangs mit flachem Eintritt (shallow aerocapture). Dieses Verfahren benötigt keine aerodynamische Auftriebskraft, wohl aber einen geschleppten Widerstandskörper geringer Masse und großer Querschnittsfläche

Das Problem ist aber, dass die viel geringere Abbremsung wahrscheinlich nicht ausreicht, um die Geschwindigkeit so zu verringern, dass das Schiff in einer gebundenen Bahn ankommt. Die einzige Lösung ist, die Querschnittsfläche zu vergrößern. Das ginge beispielsweise über eine aufblasbare Struktur. Diese nennt man auf Englisch “ballute”, eine Zusammensetzung aus “balloon” und “parachute”. Es gibt bereits erhebliche praktische Erfahrung mit Ballutes, allerdings in der Erdatmosphäre, mit relativ kleinen Abmessungen und vorwiegend für militärische Anwendungen. Für ein Aerocapture am Mars wäre ein sehr großer Ballute erforderlich. Wie groß, das hängt davon ab, welche Masse des Raumschiff hat. Wahrscheinlich reden wir von Hunderten Quadratmeter Querschnittsfläche.

Der Ballute kann vorne am Raumschiff sitzen oder auch geschleppt werden. Auch hier über eine inertiale Plattform die Abbremsung registriert und mit einem Nominalprofil verglichen. Da es hier keinen Auftrieb gibt – zumindest nicht, wenn der Ballute geschleppt wird – bleibt als einzige Möglichkeit des Eingriffs der Moment des Abtrennens des Ballute. Bei zu steilem Eintritt trennt man ihn früher ab, bei zu flachem später. Ohne Ballute folgt das Raumschiff weitgehend ungebremst seiner Bahn aus der Atmosphäre heraus.

Auch hier ist ein Bahnanhebungsmanöver am ersten Apozentrum zwingend erforderlich.

Und wo ist das Problem?

Zunächst einmal: Ein vollkommen passives, also unkontrolliertes Aerocapture halte ich für technisch nicht durchführbar. Die erforderliche Zielgenauigkeit im Anflug kann nicht relaisiert werden. Und selbst wenn, wäre die erzielte Einschussgenauigkeit zu gering. Die Endbahn wäre dann irgendwo zwischen ziemlich niedrig und stark exzentrisch.

Ich denke nicht, dass die Schwierigkeit mit den oben skizzierten Techniken zum kontrollierten Aerocapture verbundenen Schwierigkeiten unlösbar sind. Das kann man hinkriegen.

Beim Deep Aerocapture sind die Knackpunkte:

  • Hohe thermische und strukturelle Belastungen
  • Erhebliche konstruktive Komplexität
  • Hohes Risiko
  • Erhebliche Anforderungen an das Raumschiff, dass in die Aeroshell passen muss

Beim Shallow Aerocapture sehe ich eigentlich nur ein großes Problem:

  • Konstruktion des Ballute oder der Ballutes, die trotz riesigen Volumens schnell aufblasbar und stabil genug sein müssen, um den (allerdings reduzierten) Belastungen beim atmosphärischen Durchflug standzuhalten.

Mit beiden Verfahren sollte es möglich sein, trotz der unvermeidlichen Fehler im Eintrittswinkel und  der Unwägbarkeiten der variablen Atmosphäre das verabreichte Delta-v recht genau zu dosieren. d.h., die Apozentrumshöhe der Einfangbahn wird in etwa dort landen, wo man sie haben will.

Ich gehe davon aus, dass wir in absehbarer Zeit Missionen mit Aerocapture sehen werden. das werden natürlich unbemannte Missionen sein. Der Schwierigkeitsgrad steigt mit der Größe und Masse des Raumschiffs. Die Masse steigt in erster Näherung mit der dritten Potenz der Abmessungen, die Querschnittsfläche aber nur mit deren Quadrat. Das betrifft in erster Linie die Aeroshell für das Deep Aerocapture. Für ein richtig großes Schiff müsste die aerodynamische Umhüllung riesengroß werden und dennoch thermisch abgeschirmt, solide gebaut, und manövrierbar sei, dazu eventuell noch absprengbar?

Beim Shallow Aerocapture sind die Abmessungen des Schiffs nicht relevant, sondern nur seine Masse. Wenn ein Schiff eine Masse von X kg hat und der zum Shallow Aerocapture erforderliche Ballute den Durchmesser Y m, und ein viel größeres Schiff hat eine Masse von 10x kg, dann braucht dieses größere Schiff nur einen Ballute mit dem Durchmesser (√10)*Y m.

In beiden Fällen gibt es für den Eintrittswinkel einen möglichen Korridor. Beim Deep Aerocapture ist dies der Bereich zwischen dem steilsten Eintrittswinkel, bei dem der Auftriebsvektor schon sehr früh nach oben gerichtet wird, und dem flachsten Eintrittswinkel, bei dem die Aeroshell während der gesamten Trajektorie über Kopf fliegen muss. Noch steiler: die Zielbahn wird unterschritten, vielleicht kommt es zum Absturz. Noch flacher: Die Endbahn bleibt zu hochexzentrisch, vielleicht erfolgt sogar überhaupt kein Einfang. Hinzu kommen bei zu steilem Eintritt die dann zu hohen thermischen und strukturellen Belastungen. Ähnliches gilt beim Shallow Aerocapture.

Nach meiner unmaßgeblichen Einschätzung wird Shallow Aerocapture der Weg sein, den man gehen wird.

 

Ich bin Luft- und Raumfahrtingenieur und arbeite bei einer Raumfahrtagentur als Missionsanalytiker. Alle in meinen Artikeln geäußerten sind aber meine eigenen und geben nicht notwendigerweise die Sichtweise meines Arbeitgebers wieder.

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  1. Vielen Dank für diese plastische Darstellung. Mir scheint, es geht beim Aerocapture darum, das Risiko klein zu halten. Auch die Zuladung (Aeroshell oder ballute) sollte nicht zu gross sein und möglichst wenig Komplikationen verursachen. Beim Shallow Aerocapture scheint das Risiko kleiner als beim Deep Aerocapture. Doch könnte man das Risiko nicht noch weiter reduzieren, indem man Aerocapture durch 2 bis 10 Aerobrake-Manöver ersetzt? Eine andere Möglichkeit, das Risiko noch weiter zu reduzieren und zudem die Kontrolle über den Abbremseffekt zu erhöhen wäre durch ein Ballute gegeben, der elektromagnetische Kräfte auf die beim Abbremsen entstehenden Ionen ausübt. Das bezeichnet man auch als Magnetoshell Aerocapture

  2. Das erste Aerobraking-Manöver müsste in einer stark exzentrisch elliptischen Bahn um den Zielplaneten resultieren, die weiteren Aerobraking-Manöver würden die Bahn ausrunden, indem sie die kinetische Energie vernichten. Es stimmt natürlich, dass damit schon das erste Aerobraking-Manöver ein Aerocaptire wäre – nur eben eines, welches noch lange nicht den gewünschten Orbit erreichen würde.
    Die Idee scheint mir naheliegend, nur habe ich davon noch nirgends gelesen. Das liegt wohl daran, dass solch ein Vorgehen eben auch seine Probleme hätte.

    • Ergänzung: Die Idee auf ein erstes Aerocapture mehrere bahnkorrigierende Aerobrakes durchzuführen, folgt auch aus folgender Überlegung von Michael Khan:

      Ein vollkommen passives, also unkontrolliertes Aerocapture halte ich für technisch nicht durchführbar. Die erforderliche Zielgenauigkeit im Anflug kann nicht relaisiert werden. Und selbst wenn, wäre die erzielte Einschussgenauigkeit zu gering. Die Endbahn wäre dann irgendwo zwischen ziemlich niedrig und stark exzentrisch.

      Man müsste das erste Aerocapture so wählen, dass es im zu wenig gebremsten Fall zu einer stark exzentrischen Bahn, im stark gebremsten Fall aber gerade zum Zielorbit führt. Die Anzahl nachfolgender bahnkorrigierender Aerobrakes wäre dann umso grösser, je exzentrischer die Bahn wäre.

      • Wozu sollte man das tun? Ein hochexzentrisches Orbit ist typischerweise so rund 100 m/s von der parabolischen Bahn entfernt. Es gibt überhaupt keinen Grund dafür, ein solches Risiko einzugehen, denn das passive Aerocapture bietet keinerlei Vorteil zumindest gegenüber dem Shallow Aerocapture. Die Steuerung dort ist trivial und kann eigentlich nicht schief gehen, wenn man sie nicht gerade von der Firma Tha … ach, lassen wir das. Die Steuerung beim shallow Aerocapture ist trivial, Punkt. Das technische Problem ist die technische Ausführung der Ballutes.

        Wenn man wirklich mehrfach in die Atmosphäre eintauchen will, dann braucht man entweder mehrere Ballutes, oder man lässt die, die man hat dran, muss dann aber zusehen, dass man mit diesem Riesenotto, der irgendwo an einer langen Strippe hinten am Raumschiff dranbaumelt das unvermeidliche Triebwerksmanöver am Apozentrum macht. Und dann muss man auch noch zusehen, dass Raumschiff und Ballute korrekt relativ zueinander ausgerichtet sind, bevor es wieder rein geht in die Atmosphäre.

        Niemand würde sich auf so etwas einlassen.

        OK, zugegeben, ich kenne eine Raumfahrtagentur, die ausgerechnet eine Merkursonde mit elektrischem Antrieb ausgestattet hat, was weder Massenvorteile, noch Kostenvorteile, noch eine kleinere Rakete, noch eine kürzere Flugdauer einbringt, aber dafür endlose thermische und technische Probleme. Die würden sich wahrscheinlich auch ein Mehrfach-Aerocapture aufschwatzen lassen. Aber sonst niemand.

        • Shallow Aerocapture mit Ballute, der im “richtigen” Moment abgetrennt wird, wäre also die Lösung. Tönt einfach. Einziger Nachteil: Kann nicht getestet werden und der Ballute muss zu etwas sehr Grossem aufgeblasen werden – also ein materialtechnisches Problem.

          • Tönt einfach.

            Naja. Hängt von der Definition von “einfach” ab. Ich halte Aerocapture für eine ziemliche herausforderung.

            Einziger Nachteil: Kann nicht getestet werden und der Ballute muss zu etwas sehr Grossem aufgeblasen werden – also ein materialtechnisches Problem.

            Ich habe schon gesagt, dass im Ballute die größte technische Schwierigkeit steckt. Man hat schon viel Erfahrung mit Ballutes bei hohen Geschwindigkeiten. Es ist nicht so, dass hier komplettes Neuland betreten werden muss. Nur sidn die Dimensionen hier ganz andere. Darin steckt die Herausforderung.

            Dass das nicht getestet werden kann, stimmt so nicht. Man kann durchaus bereits bei Hochgeschwindigkeitstestst in der Erdatmosphäre Daten sammeln. Das wäre nicht einmal besonders kostspielig. Mit einer ausrangierten ICBM kann man erhebliche Massen in eine suborbitale Trajektorie starten, einen großen, umfangreich instrumentierten Ballute aufblasen und beim Wiedereintritt bis zur Zerstörung Daten sammeln.

            Die Technik muss halt ein Mal bis zur Einsatzreife entwickelt werden. Just do it.

    • Ergänzung 2: What precision is needed for aerocapture? Answer:

      A typical metric is that you want to exit with no more than 100 m/s of correction ΔV to get to your targeted conditions. (That does not include the deterministic ΔV required to raise periapsis assuming a perfect exit state.) That generally requires that the flight through the atmosphere be guided or drag-modulated to account for both uncertainty in the entry flight path angle and uncertainty in the atmospheric density. With such guidance, the entry flight path angle accuracy required isn’t any tighter than what is needed for targeting a landing site, around a quarter of a degree.

      • Ist doch genau, was ich schrieb, oder nicht? Passiv ungesteuertes Aerocapture ist angesichts der unvermeidlichen Dispersion des Eintrittswinkels und der Unsicherheit bezüglich der atmosphärischen Dichte nicht machbar – eine Steuerung ist zwingend erforderlich. Sowohl Shallow als auch Deep Aerocapture bieten die Möglichkeit zur Steuerung, d.h., zur Dosierung des verabreichten Delta-v.

  3. Vielen Dank für die anschauliche Erklärung der Möglichkeiten und Risiken!

    Ich finde das Thema ziemlich interessant und habe mich deshalb noch ein wenig weiter umgesehen. Dabei kam mir 1. das Abstract zum Programm des diesjährigen International Planetary Probe Workshops unter, bei dem es unter anderem auch um “Drag, Aerobraking and Aerocapture” ging: http://ippw2016.jhuapl.edu/ bzw. http://ippw2016.jhuapl.edu/docs/abstracts/combined-drag.pdf (Hauptsächlich eine Literaturliste weiterer Papers mit deren Abstracts, aber zumindest für mich doch durchaus informativ. Unter anderem sind auch die Themen “Preliminiary Study on Mars Aerocapture and Lander Mission Using Deep Space Micro Spacecraft and Membrane Aeroshell” sowie “Development of an Earth SmallSat Flight Test to Demonstrate Viability of Mars Aerocapture” vertreten.)

    Noch in meiner Pipeline hängt 2. “Application of a Fully Numerical Guidance to Mars Aerocapture” vom Dezember 2016: https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20160014583.pdf . Ich bin noch nicht ganz durch, aber vielleicht interessiert es ja auch den einen oder anderen Mitleser.

    • Zum 2. Paper: Na, wenn der Steuerungsalgorithmus das zentrale Problem bein Deep Aerocapture wäre, das die Autoren voraussetzen, dann wären wohl viele froh. Man sollte aber auch nicht “Das steht in unserem Paper drin” mit “Das wird einmal so gemacht werden”. verwechseln.

      Die Herrschaften sind übrigens fast alle vom JSC. Dort wo man seit vier Jahrzehnten keine Hands-On-Erfahrung jenseits des LEO gesammet hat. Dort, wo man auch schon Space Shuttle, ISS und nun offenbar SLS als richtigen Weg sieht.

      • Nun, ich komme ferienbedingt und wegen mangelnder Vorbildung bei der Lektüre nur langsam voran. Aber bisher hatte ich nicht den Eindruck, dass das Paper als Dogma gedacht ist. Die Autoren erscheinen mir eher vorsichtig optimistisch, weisen ja aber selber darauf hin, dass das FNPAG zunächst eher ein Hilfsmittel beim Design zukünftiger Missionen sein wird. Ich selbst werde mich sowieso hüten, da eine Einordnung vorzunehmen. Eben drum schätze ich ja die Diskussionen hier, weil du schon einen Gesamtüberblick hast, während ich quasi noch Puzzleteile sammle.

  4. Aerocapture – Warum?
    Aerocapture kann Treibstoff einsparen und somit mehr Nutzlast für eine gegebene Rakete bereitstellen. Gemäss englischsprachiger Wikipedia (von mir übersetzt) gilt:

    Eine Studie zeigte, dass Aerocapture, verglichen mit der nächstbesten Methode (Abbremsen mit Triebwerk + Aerobraking), die Nutzlast deutlich vergrösseren würde. Je nach Mission wäre der Nutzlastgewinn von Aerocapture unterschiedlch gross: 79% für Venusmissionen, 280% für Missionen zu Titan und 832% für Missionen zu Neptun. Auch Missionen zu Jupiter und Saturn könnten von Aerocapture profitieren.

    Eine grössere Nutzlast für eine gegebene Rakete kann auch bedeuten, dass man keine grössere Rakete bauen muss um ein bestimmtes Ziel zu erreichen. Man stelle sich vor, man könnte mit einer Rakete von der Grösse des in Bau befindlichen Space Launch Systems (im Endausbau etwa gleiche Transportkapazität wie die Saturn V) eine bemannte Marsmission durchführen, weil man mit einem an den bemannten Flug angepassten Aerocapture die Nutzlast genügend erhöhen kann. Das könnte den Unterschied ausmachen zwischen Finanzierbarkeit einer bemannten Marsmission und der Einschätzung, dass eine bemannte Marsmission jetzt und eventuell immer zu teuer ist und bleibt.

    • Aerocapture ist eindeutig eine enabling technology. Bei einer ESA-Vorstudie für eine bemannte Marsmission kam man bei einem rein propulsiven Missionskonzept auf eine Masse im niedrigen Erdorbit von rund 1500 Tonnen. Bei verwnedungung von Aerocapture könnte die Angfangsmasse im LEO auf die Hälfte reduziert werden. Das ist beachtlich. Mir ist keine andere Einzeltechnologie bekannt, mit der eine derartige Einsparung bei ansonsten ähnlichem Missionskonzept erzielt werden kann.

      Eine bemannte Mission mit einerm Start selbst einer Rakete wie der SLS halte ich für unwahrscheinlich. Zumindest nicht, wenn es um eine komplette Mission geht, wo im Prinzip alles, was hin und zurück fliegt, am Anfang in einem Paket die Erde verlässt. Irgendwelche Vorstellungen wie die von Zubrin sind ein anderes Thema.

      Es wird also ein Zusammenbau im LEO erforderlich sein. Aber wenn die masse im LEO um die Hälfte reduziert werden kann, dann kann auch die Anzahl der Starts und die Dauer des Aufbaus deutlich reduziert werden. Beide Punkte sind kostenträchtig.

      Zum Thema SLS – alles, was ich über dieses Vehikel in letzter Zeit lese, zum Thema erreichbare Startfrequenz oder wahrscheinliche Startkosten deprimiert mich. Ich weiß nicht, ob die SLS wirklich die bemannte Exploratio voran bringt oder eher selbst der größte Stolperstein werden wird.

      • Zurbrins ausserhalb der NASA gewachsenen Ideen, das Constellation-und jetzt SLS-Programm und der fehlende Fortschritt in Technologien wie Aerocapture, etc. passen zur Einschätzung einiger NASA-Kritiker, die NASA sei heute mehr ein Beschäftigungsprogramm für Leute und Firmen, die früher schon dabei waren. Neue Ideen entwickle sie aber kaum noch. In dieser Sicht war es die Aufgabe des Constellation Programs und ist es die Aufgabe des Space Launch System-Programms, frühere Space-Shuttle-Zulieferer weiterhin zu beschäftigen.
        Das SLS-Programm ist vor allem darum ein Problem für die NASA, weil sie heute das kleinste Budget ihrer Geschichte zur Verfügung hat. Die Tatsache, dass jeder Start einer SLS zum Verlust der gesamten Rakete im Wert von mindestens 500 Millionen Dollar führt, bedeutet beim gegenwärtigen NASA-Budget, dass kaum Geld für SLS-Missionen übrigbleibt und Starts nur alle 3 oder 4 Jahre möglich bleiben.

        Es scheint, das NASA-Geld, das heute am besten ausgegeben wird, ist dasjenige für private Raumfahrtanbieter. Also das Geld welches in das “Commercial Orbital Transportation Service” und das “NASA Commercial Crew and Cargo”-System investiert wird. Innovationen gehen jetzt am ehesten noch von privaten Raumfahrtanbietern aus und weniger von der NASA selbst.

    • Einige Antworten zum Aufbau von Ballutes in dieser Präsentation von Reuben Rohrschneider und Bobby Braun. Ich denke, wir reden von Lagen aus verschiedenen Materialen, um Reißfestigkeit, Gasdichtigkeit und Wärmefestigkeit zu gewährleisten. Unobtainium scheint nicht zu den erforderlichen Ausgangsmaterialien zu gehören.

  5. Hallo Herr Kahn,
    nur mal neben bei…
    einige Ihrer Ausführungen zum Thema Raumfahrt versuche ich immer mal in der Raumfahrtsimulation “Kerbal Space Program” nachzuvollziehen, genau dieses Thema zum Beispiel. Kennen Sie das? Bodenständige Raumfahrt am PC (ohne Warp und Hyperdrive Gedöns) Vielleicht haben sie ja mal Zeit, sich das an zu schauen. Ist nichts für ne Kaffepause 😉

    • Warum sollte man so ein Simulationsspiel benutzen, wenn man eine Trajektoriensimulation doch einfach in Scilab oder Fortran programmieren kann? Die Differentialgleichungen für eine Trajektorie in der Atmosphäre sind simpel, Routinen zur numerischen Integration sind frei erhältlich.

  6. Aerocapture – Wie Testen?
    Das Jet Propulsion Laboratory des California Institute of Technology hat in Development of an Earth SmallSat Flight Test to Demonstrate Viability of Mars Aerocapture eine SmallSat-Mission vorgestellt, mit der Aerocapture in der Erdatmosphäre getestet werden könnte. Bei dieser Mission wäre das Delta-V 2 km/s und der mit einer Pica-Aeroshell (Phenolic-Impregnated Carbon Ablator auf Aluminium) geschützte, 25 kg schwere Satellit wäre sehr klein (Schildaussenradius 25 cm, Schildinnenradius 10 cm). Bei dieser Mission würde also kein Ballute verwendet, vielmehr würde sich der Satellit hinter einer harten, aus 4 Quadranten (Flügeln) bestehenden Pica-Aeroshell befinden. Diese Aeroshell könnte genau dann abgesprengt werden, wenn beim Durchqueren der Atmosphäre die durch die Satelliteninstrumente gemessene Abbremsung den Zielwert erreicht hätte.
    Die Bahnveränderung, die mit diesem Aerocapture-Manöver erreicht würde, wäre die von einer geostationären Transferbahn (GTO: Bahn die einen sehr erdnahen Punkt und einen erdfernen Punkt in Höhe des GEO hat ) zu einem erdnahen Orbit (LEO). Eingeleitet würde sie von einem bahnabsenkenden Manöver beim erdfernsten Punkt der geostationären Transferbahn. Der Satellit würde im weiteren Verlauf seiner zur Erde weisenden Bahn durch die Erdatmosphäre hindurchziehen und im richtigen Moment seine Hitzeschildflügel abwerfen. Nach dem Wiederverlassen der Erdatmosphäre würde der Satellit schliesslich mit einem letzten Raktenschub die Bahn anheben, so dass der Satellit in einen zirkulären, sehr erdnah gelegenen Orbit einparkieren könnte.

    Eigene Beurteilung: Aussagekräftiger, kostengünstiger Test eines vor allem für kleinere Satelliten geeigneten Aerocapture-Manövers wobei ein abwerfbarer Hitzeschild, der am Kopf des Satelliten sitzt, benutzt wird.

  7. Aerocapture durch kontinuierlich angepasste Ausrichtung des Satelliten während der Atmoshärenpassage
    Der Artikel Aerocapture Guidance Algorithm Development and Testing beschreibt ein Aerocapture-Manöver, das durch ständige Anpassung der Ausrichtung des Satelliten während der Atmosphärenpassage gekennzeichnet ist.
    Der Satellit misst dazu während der Atmosphärenpassage kontinuerlich seine Geschwindkeit, Beschleunigung und die Ausrichtung relativ zur Bahn und ändert mit seinen Lagetriebwerken die Richtung des Satelltiten relativ zur Bahn, so dass der aerodynamische Auftrieb während der Passage der Atmosphäre ständig so korrigiert wird, dass die Ist- und die Sollbahn übereinstimmen.

    Es wurden Simulationen für derart kontinuierlich kontrollierte Aerocapture-Manöver für die Planeten Venus, Mars, Titan, Neptun und Erde durchgeführt.

    Meine Beurteilung: Dies könnte man als smarte Atmosphärenpassage bezeichnen. Der Satellit benimmt sich dabei wie ein Vogel, der seinen Flügelschlag ständig anpasst.

    • Wesentlich ist nicht die inertiale Ausrichtung oder die Ausrichtung relativ zur Bahn, sondern die Ausrichtung relativ zur Anströmrichtung.

      Die Ausrichtung relativ zur Anströmrichtung ändert sich beim Shallow Aerobraking überhaupt nicht und bei Deep Aerobraking nur insofern, als dass um die Anströmrichtung herum gedreht wird, was mit überschaubarem Drehmoment möglich ist. Der Anstellwinkel selbst ändert sich gar nicht. Wie in meinem Blog-Artikel beschrieben. Das ist Stand der Technik und einsatzerprobt.

      Die aktive Steuerung des Anstellwinkels wäre in der Praxis auch kaum möglich, zumindest nicht mit Steuertriebwerken. Man müsste vielmehr entweder den aerodynamischen Angriffspunkt oder den Massenmittelpunkt verschieben. Das ginge natürlich irgendwie, durch Klappen oder Umpumpen von Flüssigkeiten, aber es wäre wohl ziemlich leichtsinnig, etwas so Riskantes auf den kritischen Pfad zu setzen.

      Die inertiale Ausrichtung während des atmosphärischen Durchflugs ändert sich natürlich allein durch die erheblichen aerodynamischen Momente, beim Shallow Aerobraking mit Anstellwinkel Null ebenso wie beim Deep Aerobraking mit passiv festem Anstellwinkel.

  8. HeatShield-Aeroshell vs. Ballute vs. Magneto-Aeroshell-Ballute

    Beim Deep Aerocapture mit einem Hitzeschild entstehen hohe Temperaturen un der so gebremste Satellit wird hohen aerodynamischen Kräften ausgesetzt und inner kurzer Zeit stark abgebremst, wobei die Bremskraft nur wenig beeinflusst/gesteuert werden kann.

    Beim Shallow Aerocapture mit einem Ballute – einem nachgeschleppten Ballon – wird der Satellit viel weniger erhitzt, denn die aerodynamischen Kräfte wirken vor allem auf den Ballute. Auch beim Shallow Aerocapture mit Ballute kann die Bremskraft nur wenig gesteuert werden.

    Beim Shallow Aerocapture mit MagnetoShell-Ballute gibt es die gleichen Vorteile wie beim Shallow Aerocapture (geringe aerodynamische Kräfte, geringe Erhitzung des Satelliten). Zusätzlich aber kann die Bremskraft auf einfache Weise vergrösser oder verkleinert werden indem die Stärke des Dipolmagnetfeldes variiert wird.
    Eine Magnetoshell entsteht durch die Interaktionen zwischen einem mit dem Ballute mitgeführten kalten Plasma und den in der durchflogenen Atmosphäre vorhanden neutralen Gasatomen in der Anwesenheit eines starken Magnetfeldes (ein elektrisch gespiesener Dipolmagnet ist Teil der Magnetoshell). Bei dieser Interaktion werden die neutralen Gasatome der umgebenden Atmosphäre von der Ballute abgebremst, ionisiert und schliesslich reemittiert, wobei die Kräfte des erzeugten Magnetfeldes bestimmen wie stark dieser Vorgang bremsend wirkt.
    Gemäss Altius-Space Machines sind damit folgende Vorteile verbunden:
    – Der Durchmesser der Magnetoshell kann durch Varieeren der Magnetfeldstärke des Dipolmagnets sehr schnell verändert werden
    – Der effektiver Durchmesser der Magnetoshell kann 100 m erreichen und damit den Durchmesser einer passiven Ballon-Ballute deutlich übertreffen
    – Durch die Grösse des effektiven Durchmesser der Magnetoshell wird der Hitzefluss durch den Satelliten sehr gering und der Abstand Planet Satellit (die Flughöhe) kann höher sein als bei einem Ballon-Ballute

    Die Vorteile einer Ballute vom Typ Magnetoshell scheinen überzeugend, müssen allerdings zuerst getestet werden.

    • Das ist nicht richtig. Beim Deep Aerocapture can die Bremskraft ziemlich effektiv gesteuert werden: Man braucht dazu nur das Schiff etwas zu rollen – das hat einen erheblichen Einfluss auf die gesamte nachfolgende Trajektorie.

      Welche elektische Eingangsleistung braucht man denn, um beispielsweise 1kN effektiven Schub über die magnetische Beschleunigung der Ionen zu erhalten? Irgendwie scheinen die Quellen sich zu diesem Punkt ziemlich bedeckt zu halten.

      1kN wäre übrigens immer noch sehr wenig im Vergleich zu den aerodynamischen Bremskräften.

      • Zur nötigen Stärke des Dipolmagnetfelds findet man einiges in der NIAC Phase I – Studie Magnetoshell Aerocapture for Manned Missions and Planetary Deep Space Orbiters
        Dort liest man:

        In Phase I a full system was designed for Neptune and Mars missions. This analysis showed that a 200 kg, 2 m magnet could generate a 9 m radius Magnetoshell for Neptune aerocapture with a 21 km/s injection at a peak force of 150 N entirely removing the need for a TPS. At Mars, a 2.5 m magnet could generate a 21 meter radius Magnetoshell, providing aerocapture for a 60 metric ton payload removing the dedicated aerocapture TPS and saving $2 B for DRA 5.0.

        Die letzten Sätze die man dort findet sind:

        A hypersonic plasma-neutral interaction validation study will prove the fundamental particle and plasma effects at 10 to 15 km/s velocities and relevant densities. And finally, a detailed Aerocapture orbital gravity model, based on the satellite tour design program (STOUR) will be developed to model in 3D, the full dynamics of an interplanetary, 60 meter Aerocapture system.

        Allerdings scheint jetzt ( May 13, 2016) erst das Ende der Phase I des NIAC-Programms erreicht. Auch NIAC-Programme, die in Phase II sind, sind meist immer noch Konzepte und nicht wirklich getestet.

  9. Aerocapture – Technical Readiness Level?
    Es ist erstaunlich wieviel Material man zu Aerocapture im Internet findet. Und zwar in Form von Studien, Missionsvorschlägen, Labortests. Und auch der Zeitraum in dem es solche Studien schon gibt, ist sehr lang.
    Doch wirklich mit Satelliten durchgeführte Tests konnte ich keine finden. Dagegen fand ich in einer Präsentation folgende Frage:

    Bottom line facing Aerocapture: Is flight validation NECESSARY?

    Die Präsentation stammt aus dem Jahr 2008.
    Bezüglich Magnetoshell Aerocapture gibt es einen erfolgreichen Labortest:

    MSNW also performed proof-of-concept demonstrations of the MAC technology in a vacuum chamber at their Redmond, WA facility, which they use for testing electric propulsion systems (picture shown above). They found an over 1000X increase in drag when the magnetoshell system was operating compared to the drag caused on the system without it being activated. As David Kirtley of MSNW put it, most plasma physics ideas he’s seen tried out over the years don’t work as expected the first time they’re tried in the lab, but this worked straight out of the box.

    • Die Frage ist immer, wie belastbar die gemachten Behauptungen sind wie hoch das TRL der besagte Technologien ist. Und auch, was noch dahinter stecken muss, beispielsweise eine hohe elektrische Eingangsleistung, die ja bei einer Raumsonde oder einem Raumschiff auch nicht vom Himmel fällt.

  10. In diesem weiteren Zusammenhang habe ich mal eine Frage:
    Bei der Abbremsung für die Landung auf dem Mars benötigt die NASA sog. Ballance-Gewichte, also Massen, die während der Landung abgeworfen werden, um damit den Massenmittelpunkt zu verlagern. Diese “Dummy”-Massen haben aber im Vergleich zu der Payload eine absurd hohe Masse.
    Ich frage mich: (1) Was wird damit bezweckt? (2) Warum gibt es keine andere Lösung, die nicht so viel “Dummy”-Masse benötigt, die ja auch erst fast bis zur Marsoberfläche transportiert werden muss?

    • Die EDL-Phase inklusive der Funktion der Ballast-Massen aus Wolfram mit einer Gesamtmasse von 300 kg (2*75 kg in der ersten Gruppe, 6*25 kg in der zweiten Gruppe) ist im Press Kit erklärt, dort auf den Seiten 27ff. 300 kg sind zwar viel, aber ich halte es nicht für sinnvoll, diesen Wert in Relation zur wissenschaftlichen Nutzlast zu stellen. Die Masse des Eintrittsmoduls lag halt auch bei 3300 kg. Die 300 kg der Ballastmasse sind also weniger als 10% der Masse des Eintrittsmoduls.

      Durch den Abwurf des ersten Satzes von Ballast-Massen erzeugte das Eintrittsmodul Auftrieb. Die Richtung des Vektors der Auftriebskraft konnte durch durch Rotation des Eintrittsmoduls um die Anströmrichtung herum gesteuert werden, so wie ich das oben im Artikel im Abschnitt “Deep Aerocapture”beschrieben habe. Hier ist allerdings der Auftriebsbeiwert im Vergleich zum Widerstandsbeiwert viel geringer als bei einem bikonischen Objekt.

      Der Vorteil dieser Strategie ist, dass die Landeellipse auf etwa 20 km reduziert werden konnte. Bei einem ungesteuerten Eintritt wären es etwa 100 km gewesen. Wenn die Landeellipse so viel kleiner ist, werden viele Landestellen erst möglich, die sonst gar nicht möglich gewesen wären, weil in einer viel größeren Ellipse an den meisten Lokationen auch gefährliche Stellen enthalten wären. Außerdem verringert sich bei einer kleinern Landeellipse dramatisch die Fahrzeit auf dem Boden hin zu den Stellen, die man wirklich untersuchen will, also Auswaschungen, Klippen, etc., da wo viel anstehendes Gestein durch Erosion freigelegt wurde, es aber zu zerklüftet ist für eine Landung.

      Ich erinnere mal daran, dass Curiosity bis jetzt nur 16 km zurück gelegt hat. Sehr viel mehr werden es auch nicht werden, wenn man sich den Zustand der Räder anschaut.

  11. Beim Aerobraking (Ausrunden des Orbits durch wiederholtes Eintauchen in die Atmosphäre des Planeten, der umkreist wird z.B. Mars) und noch mehr beim Aerocapture (Vollbremsung eines ankommenden Raumfahrzeugs durch einmaliges Eintauchen in die Atmosphäre) wird das ankommende Raumfahrzeug starken Kräften und Erwärmungen ausgesetzt – vor allem deshalb, weil die abbremsenden Kräfte alle beim Raumfahrzeug angreifen.
    Würde der Angriffspunkt, bezugsweise die Angriffsfläche dagegen auf ein viel grösseres Volumen als nur das unmittelbare Raumfahrzeugvolumen verteilt, dann würde das Raumfahrzeug weit weniger belastet und bräuchte im besten Fall keine speziell auf das Aerobraking/Aerocapture ausgerichtete Bauweise.

    Genau diese enorme Ausdehnung des Bremsvolumens verspricht das Aerocapture mit einer Magnetoshell. Dabei wird in einem hinter dem Raumfahrzeug hergezogenen Ballute mit einem starken Dipol-Magnetfeld in dem ein Plasma eingeschlossen ist, eine Bremskraft dadurch erzeugt, dass das Plasma Ionen mit der umgebenden Atmosphäre austauscht. Das Plasmavolumen kann dabei Durchmesser von dutzenden Metern erreichen, so dass sich die Bremskraft auf ein sehr grosses Volumen verteilt, wobei letztlich aber das Ballute – und indirekt über Zugskräfte am Verbindungsseil auch das vor dem Ballute daherziehende Raumfahrzeuge – abgebremst wird.
    Magnetoshell Aerocapture ist jetzt ein Phase 2 NIAC-Projekt und soll in naher Zukunft einen Cubesat-Satelliten an der Erdatmosphäre abbremsen.

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