Hauptgürtel-Asteroid 543060 / Liefke
In “Sterne im Weltraum” 6/2022 wird berichtet, dass die Astrophysikerin und scilogs-Bloggerin Dr. Carolin Liefke jetzt ihren eigenen Asteroiden besitzt. Also gut, nicht ganz … aber immerhin wurde ein Asteroid nach ihr benannt.
Das ist grundsätzlich schon mal eine ziemlich coole Sache. Meinen Glückwunsch an Carolin! Und jetzt schauen wir uns diesen Asteroiden mal an. Wo ist er, was ist er und wie kommt man hin?
Was und wo ist Liefke?
Der Asteroid 543060 wurde in der Woche 35 oder 36 des Jahres 2013 katalogisiert und trug zunächst den etwas sperrigen Namen 2013 RQ95. Er hat eine absolute Helligkeit von +17.08 mag, was je nach der Albedo seiner Oberfläche einem Durchmesser von 1 bis 2.5 km entspricht.
Er braucht für einen Umlauf um die Sonne 2085 Tage (5.7 Erdjahre). Die Bahn ist ziemlich exzentrisch; der minimale und maximale Sonnenabstand (Perihel und Aphel) betragen 2.523 und 3.865 astronomische Einheiten. Eine astronomische Einheit bezeichnet den mittleren Sonnenabstand der Erdbahn und liegt bei 149.6 Millionen km. Die Bahnebene ist gegenüber der Ekliptik um knapp 6 Grad geneigt, was den Hinflug schwieriger macht. Dazu gleich mehr.
Die obige Grafik zeigt die Bahnen von 543060 Liefke und einigen anderen Asteroiden im Hauptgürtel – die von Liefke ist dabei keineswegs ungewöhnlich. Sie kommt weder dem Mars noch dem Jupiter besonders nahe.
Der Abstand von Erde und Sonne ist hier für die nächsten 10 Jahre gezeigt. Liefke erreicht Ende 2025 einen Erdabstand von etwas über 1.5 AE – das Minimum, was seine Bahn zulässt.
Die Elongation des Asteroiden, also der Winkel der Asteroidenposition, von der Erde aus gesehen, relativ zur Sonnenrichtung, ist immer dann maximal (d.h., der Asteroid ist dann am dunklen Nachthimmel am besten zu beobachten), wenn der Erdabstand minimal ist. Das ist nicht weiter verwunderlich – dann steht er in Opposition. Auch jetzt ist gerade Opposition, wenn auch noch in größerem Abstand. Die kommenden Oppositionen werden bis zu der Ende 2025 immer besser.
Und wie kommt man hin?
OK, jetzt wird es etwas kompliziert. Natürlich habe ich auch mal eruiert, wie Carolin sich ihr neues Eigentum aus der Nähe anschauen kann. Der Raumfahrtingenieur erstellt dazu immer erst einmal die so genannten Pork-Chop-Plots. Wie die auf Deutsch heißen, weiß ich leider nicht: “Schweinekotelettdiagramme” wohl eher nicht.
Hier erst mal der PCP für den Direktflug von der Erde zum Asteroiden. Die Fluchtgeschwindigkeit liegt dabei immer bei mindestens 7, eher 8 km/s. Das ist schon viel Holz. Logisch, denn man muss ja erst einmal in eine Transferbahn, die zu Sonnenabständen weit jenseits der Marsbahn führt. Wenn man dann nach 1-5 Jahren ankommt, werden für den Einschuss in die Bahn um Liefke nochmals mindestens 4 km/s delta-v übrig, gern auch deutlich mehr.
Oha. So wird das wohl nix…
Allerdings. Der Direktflug in den Asteroidenhauptgürtel ist meist eine ziemlich teure Sache. Man kann die Abfluggeschwindigkeit von der Erde deutlich verringern, indem man eine Kombination eines Venus-Swingbys mit einem oder zwei Erd-Swingbys einbaut. Dann reduziert man sehr deutlich die Fluchtgeschwindigkeit auf 3-4 km/s, muss aber einen um mehrere Jahre längeren Transfer in Kauf nehmen. Das Delta-v bei der Ankunft wird damit auch nicht kleiner. Dazu braucht man einen Vorbeiflug am Mars, und idealerweise kann man sich dann auch die anderen Swingbys an Venus und Erde sparen. Schaunwerma …
Interessant! Da sieht man eine deutliche Resonanz mit einer Periode von 5.7 Jahren, was daran liegt, dass in der Zeit, in der Asteroid Liefke die Sonne einmal umrundet, der rote Planet fast genau drei Umrundungen (Marsjahr: 687 Tage) schafft. Idealerweise würde man also Anfang 2027, Mitte 2032 oder Anfang 2038 einen Mars-Swingby durchführen und dann etwa 25 Monate später am Asteroiden ankommen. Allerdings muss dann auch der Transfer Erde-Mars genau so passen, dass man zu den genannten Zeiten mit etwa 6 km/s am Mars ankommt, und das ist etwas problematisch.
Die Transferoptimierung
Jetzt muss mal der Computer ran, auf dem meine Transferoptimierungssoftware läuft. Ich habe jetzt nicht allzuviel Aufwand investiert – wer sich ein bisschen Mühe gibt, kann da sicher noch einiges mehr herausholen. Hier meine Lösung:
| Ereignis | Datum | Größe | Sonnenabstand |
| Erdflucht | 2.3.2031 | 2.79 km/s | 1 AE |
| Manöver 1 | 3.12.2031 | 1.751 km/s | 1.48 AE |
| Mars-Ankunft | 31.1.2032 | 3.945 km/s | 1.4 AE |
| Manöver 2 | 17.7.2032 | 2.923 km/s | 1.74 AE |
| Ankunft bei Liefke | 14.10.2034 | 2.128 km/s | 3.82 AE |
Was hat’s gebracht? Zunächst einmal eine deutliche Reduzierung der Erdfluchtgeschwindigkeit von dem vollkommen absurden Wert von mehr als 7 km/s auf jetzt unter 3 km/s. Damit ist man im üblichen Bereich, den man von Missionen zum Mars kennt.
Die Transferdauer ist mit 3.5 Jahren noch hinnehmbar – viel schneller geht’s halt nicht, und mit Venus- und Erdswingbys würde es wahrscheinlich noch viel länger dauern.
Das Delta-v ist mit 6.8 km/s zwar immer noch schmerzhaft hoch. Aber zumindest muss man jetzt nicht mehr alles davon bei großem Sonnenabstand aufbringen. Die ersten beiden Manöver kosten zusammen schon 4.7 km/s, finden aber bei geringerem Sonnenabstand statt, sodass sie mit einem Ionenantrieb aufgebracht werden können.
Große Solargeneratoren braucht die Sonde ja ohnehin, wenn sie draußen am Asteroiden noch funktionieren soll. Wenn man bei 3 AE noch 1 kW elektrische Leistung hat, dann sind es bei 1.5 AE immerhin 4 kW. Damit lässt sich schon ein ordentlicher Ionenantrieb betreiben.
Für den endgültigen Bahneinschuss braucht man wahrscheinlich immer noch einen konventionellen Raketenantrieb, Das Delta-v für dieses Manöver ist aber nur noch 2.128 km/s. Das bedeutet: “nur noch” 50% der Masse der Raumsonde geht für den Treibstoff dieses Triebwerks drauf. Beim direkten Transfer von der Erde wären es dagegen 75% oder noch mehr.
Wirklich einfach zu erreichen ist Asteroid Liefke auf keinen Fall, aber so sind wir wenigstens im Bereich des Machbaren.
Hier sieht man die Transferbahn im Sonnensystem und die Position der Manöver. Mit Ionenantrieb wäre es keine punktuellen Manöver mehr, sondern ausgedehnte Bögen um die gezeigten Punkte herum. das rechne ich jetzt nicht aus, aber auf Basis der obigen Ergebnisse ließe sich die Transferoptimierung weiter verfeinern.
Unten sieht man die Abstände von Sonne, Erde und Mars während des Transfers. Die beiden großen Manöver sind offenbar schon so nahe an der Sonne angesiedelt wie möglich.
Das hier wäre als der Anfangsschritt des Missionsdesigns. Wenn die stolze Besitzerin oder besser jemand mit richtig tiefen Taschen Budget bereitstellt, kann ich gern noch weiter an der Sache feilen.
Die Kotelett-Übersetzung scheint nicht falsch zu sein, so die NASA
“Porkchop plot, that is. In the sometimes peculiar vocabulary of JPL mission designers, that nickname describes the porkchop-shaped, computer-generated, contour plots that display the launch date and arrival date characteristics of an interplanetary flight path for a given launch opportunity to Mars or any other planet.”
Erstaunlich, was mit Planeten-Swingbys alles möglich wird – allerdings auf Kosten der Schnelligkeit. Andererseits wären ohne solche Swingbys die Missionskosten oft unverhältnismässig (relativ zum wissenschaftlichen Return) gross würden sie doch grosse und damit teure Raketen 🚀 benötigen. Eine lange Flugdauer bietet aber andere Herausforderungen. Etwa die, dass Ionentriebwerke dann jahrelang funktionsfähig bleiben müssen oder chemische Antriebe auch noch nach Jahren fast kryogener Ruhe noch zünden müssen.
Auch das Wärmemanagement muss bedacht werden. Doch inzwischen hat man wohl einige Erfahrungen darin.
In mittlerer Zukunft, also vielleicht in 20 Jahren, sehe ich noch eine andere Möglichkeit als SwingBys um ein Ziel mit geringen Treibstoffmengen zu erreichen, nämlich die Beschleunigung durch eine Sonnensegel-Mission, die sehr nahe an der Sonne vorbeiführt und die allein aufgrund des hohen Strahlungsdrucks in der Nähe der Sonne die betreffende Sonde enorm beschleunigt. Allerdings bringt das ein anderes Problem mit sich: Das Abbremsen am Ziel würde dann sehr teuer werden oder ganz unmöglich, weil keine mitgeführte Rakete dazu in der Lage wäre. Im Fall einer Liefke-Mission könnte man immerhin mittels Sun-Diving – Beschleunigung eine so grosse Missionsgeschwindigkeit erreichen, dass man den recht grossen Liefke-Asteroiden anschliessend wie ein Geschoss treffen könnte. Um die Wirkung des Treffers zu beobachten, müsste man kurz vor dem Erreichen von Liefke einen kamerabewehrten Hilfssazelliten absetzen. Dieser würde seine Beobachtungen zur Erde zurücksenden.
Detaillierte Überlegungen zum Sun Diving werden im Archiv-Artikel The Sun Diver: Combining solar sails with the Oberth effect angestellt.
*wirft einen skeptischen Blick in ihr Portemonnaie*
Ich fürchte das könnte eng werden mit dem Budget 😉
Aus eigener Tasche sollte man sowas aus Prinzip nicht finanzieren, es sei denn, man heißt Jeff Bezos. Man sollte einen Sponsor dafür suchen. Raumfahrtmissionen müssen mittlerweile gar nicht mehr so teuer sein; für große Unternehmen, die werbeträchtige Aktionen wie einen Fallschirmsprung aus einem Höhenballon mit zweistelligen Millionenbeträgen unterstützen, wäre auch eine Raumsondenmission problemlos finanzierbar.
Voraussetzung ist natürlich, dass man die Geldgeber davon überzeugen kann, dass der Werbeeffekt die Ausgabe lohnt. Zugegeben, bei deiner Mission zu 543060 Liefke könnte das schwierig sein, bei einer Mission zu einem NEO dagegen, je nach Objekt, schon deutlich einfacher. Es kommt darauf an, wie groß der Bekanntheitsgrad des Zielobjekts ist. 99942 / Apophis wäre schon ein ganz anders gelagerter Fall.
Das heißt, die deutsche Wissenschaftsblogosphäre hat jetzt schon zwei Asteroiden, nach diesem hier.
Meinen herzlichen Glückwunsch.
Der ist deutlich größer als Carolins, aber mit 30 Grad Inklination unerreichbar für eine Beobachtungsmission