Die Mars Society Ballon Mission

Die Mars Society Ballon Mission
Von:
K. Pauly, Prof. M. Bosch, Prof. H. Schlingloff, Prof. H. Ruppe, Dr. M. Landgraf,
R. Scheucher, F. Kalkum, H. Griebel, S. Knuth
Mars Society Deutschland e. V.
Und
M. Hettmer, W. Porges
Mars Society Österreich
Grafiken z. T. von:
H. Wierzchowski
Mars Society Deutschland e. V.
Animation und Rendering:
C. Nussbaum
Mars Society Deutschland e. V.
1

Inhaltsverzeichnis
Zusammenfassung: .....................................................................................................................3
Einleitung: ..............................................................................................................................3
Geschichte des Ballons ...............................................................................................................4
Annahmen und Designphilosophie:............................................................................................5
Erfolgspotenzial: ....................................................................................................................5
Mögliche Missionsziele: ........................................................................................................5
Das Ballonsystem........................................................................................................................5
Der Ballon ..............................................................................................................................5
Voraussichtliche Flugbahn .....................................................................................................6
Die Gondel .............................................................................................................................7
Wissenschaftliche Nutzlast: ...................................................................................................8
Datenübertragung...................................................................................................................8
Energiehaushalt ......................................................................................................................9
Forderung: .........................................................................................................................9
Sendebetrieb ......................................................................................................................9
Vorraussetzungen:..............................................................................................................9
Massenabschätzung der Energieversorgung....................................................................10
Konfiguration: .................................................................................................................11
Allgemeines zur Optimierung der Ausrichtung der Solarzellen......................................11
Kälteschutz der Gondel ........................................................................................................12
Positionsbestimmung ...........................................................................................................12
Mögliche Gefahren...............................................................................................................13
Massenzunahme der Ballonhülle durch Massenablagerung............................................13
Start und Flug zum Mars...........................................................................................................14
Bei Mitstart mit BepiColombo:............................................................................................14
Varianten:.........................................................................................................................14
Startmasse........................................................................................................................15
Mitstart mit einer kommerziellen GTO Nutzlast: ................................................................15
Startmasse........................................................................................................................16
Generelles zur Kickstage und der Lageregelung .................................................................17
Letzte Flugphase: .................................................................................................................17
Eintritt in die Marsatmosphäre:............................................................................................17
Ablauf im einzelnen: ............................................................................................................18
Weiteres Abbremsen:.......................................................................................................18
Das Füllen des Ballons ....................................................................................................18
Massenbudget (in kg):...............................................................................................................19
Gondel Masse.......................................................................................................................19
Ballonmasse .........................................................................................................................19
Grunddaten des Ballons:..................................................................................................19
Standart:...........................................................................................................................19
Daten.........................................................................................................................................20
Kosten: ......................................................................................................................................20
Zusammenfassung.....................................................................................................................21
Referenzen: ...............................................................................................................................21
Anlage 1:...................................................................................................................................22
Anlage 2:...................................................................................................................................23
2

Die Mars Society Ballon Mission
Zusammenfassung
Die MSB Mission ist das Konzept einer
kostengünstigen Mars-Ballonmission in
der Größenordnung bis 300kg, dessen Ziel
es ist, wissenschaftliche Erkenntnisse für
die deutsche Planetologie zu gewinnen.
Dabei haben wir uns auf das Konzept des
Überdruckballon (superpressure balloon)
beschränkt und hauptsächlich auf die Arbeiten
des Jet Propulsion Laboratory’s
(JPL) der NASA sowie der Franzosen zur
ehemals geplanten Mars ’96 Mission gestützt.
Praktische Versuche konnten für die
Studie nicht gemacht werden, es wurde
auf Datenmaterial aus den verschiedensten
Quellen zurückgegriffen. Untersucht wurde
einschließlich der Kosten alle Aspekte
und erforderliche Technologien einer solche
Mission
Einleitung:
Der Mars ist ohne Zweifel der erdähnlichste
Planet in unserem Sonnensystem. Dazu
trägt die unwahrscheinliche Übereinstimmung
zweier astrophysikalischer Größen
bei: Die Neigung der Äquatorebene gegenüber
der Bahnebene und die Rotationsdauer
der Eigendrehung von ca. 24 h (24.6 h
auf Mars ) für den Mars und die Erde. Es
liegt also nahe, die Geologie des Mars durch
Analogien mit den sehr viel zugänglicheren
Prozessen auf der Erde zu verstehen. Wie
sich herausgestellt hat, führt dies aber zu
Fehlschlüssen.
Ein glaubwürdiges Verständnis der Geologie
des Mars ist also nur von in situ Messungen
zu Erwarten. Es gibt bereits eine beeindruckende
Datenmenge, die sowohl von
Orbitern als auch von Landesonden gesammelt
wurde.
Wie vergangene Missionen gezeigt haben,
weist die Kombination von Orbiter- und
Landesondendaten eine Lücke auf. Orbiter
können zwar eine globale Kartierung der
Oberfläche im verschiedenen Wellenlängenbereichen
durchführen und auch eine
Übersicht der globalen geologischen Eigenschaften
mit Hilfe von Radioexperimenten,
Radar-, und Magnetfeldmessungen liefern,
jedoch sind detaillierte mineralogische,
mikroskopische und chemische Analysen
nicht möglich. Genau diese Messungen
werden von Landesonden und Rovern
durchgeführt. Der Nachteil existierender
Landesonden- und Rovertechnologie ist
allerdings der Mangel an Mobilität. Die
Reichweiten liegen Größenordnungen unter
planetaren Dimensionen, folglich bleiben die
Analysen auf Punktmessungen beschränkt.
Gerade in diesem Bereich zwischen globaler
Übersicht und in situ Analyse sind aber
vielversprechende geologische Ergebnisse
zu erwarten.
Die Verwendung von Überdruckballons
ist schon mehrfach für geologische in situ
Messungen auf Mars vorgeschlagen worden.
Bisher war für diese innovative, aber robuste
Technologie kein Platz in den konventionellen
Marsprogrammen der Europäischen und
Nordamerikanischen Raumfahrtagenturen.
In jüngster Vergangenheit haben Meldungen
von Wasser auf dem Mars mehrfach zu
Schlagzeilen in vielen Teilen der Welt geführt.
Spätestens zur Jahreswende 2003/2004 wird
die Erforschung des Roten Planeten wieder
in aller Munde sein.. Die japanische Nozomi-
Sonde wird zu diesem Zeitpunkt am Mars
eintreffen – zeitlich zusammen mit Mars
Express, dem Beagle Lander sowie den zwei
amerikanischen Athena-Rovern. Zu dieser
Zeit wird also der Rote Planet beachtlich oft
in der Presse vertreten sein; nie dagewesene
Bilder werden das Interesse der Bevölkerung
finden, mehr noch als es seinerzeit bei Pathfinder
und Sojourner der Fall war – ohnehin
schon das größte Internet-Ereignis aller
Zeiten. Trotz des abzusehenden Publicityboosts
existieren jedoch für die Zeit nach
2003/4 weder innerhalb der ESA noch
innerhalb des DLR konkrete Pläne in Sachen
Mars.
3

Die Franzosen (CNES) sind starke Befürworter
einer Mars Sample Return Mission und
haben dabei einen nicht zu unterschätzenden
Einfluss auf die Planungen der NASA im
Rahmen des Mars Surveyor Programms.
Und während Großbritannien sich mit einem
eigenem Lander und Italien sich mit einem
eigenen Bohrexperiment in naher Zukunft in
die Erforschung des Mars einbringen, ist der
Beitrag Deutschlands (insbesondere für den
Durchschnittsbürger) kaum wahrnehmbar.
Deutschland würde dabei durchaus über das
notwendige Know-how verfügen, wie die
Beteiligung am IMP und am APX Experiment
des Mars Pathfinder gezeigt hat.
Auch die notwendigen finanziellen Mittel
sind vorhanden. Das von der Deutschen
Forschungsgemeinschaft (DFG) jüngst
gegründete Schwerpunktthema "Mars und die
terrestrischen Planeten" 1 ist ein Anfang, doch
auch ihm fehlt die Basis aktiver Forschung
vor Ort.
Es ist an der Zeit, dass Deutschland sich
gebührend in die internationale Marsforschung
einbringt. Dennoch fehlt ein
schlüssiges Konzept, wie dies bewerkstelligt
werden kann. Das vorliegende Memorandum
beinhaltet die Beschreibung einer Mission,
welche genau dies erreichen kann.
Geschichte des Ballons
Der Ballon ist das älteste Luftfahrzeug, dass
der Mensch kennt. Aufgrund seines einfachen
Bauprinzips, des geringen Gewichts und
seiner niedrigen Kosten eignet es sich
auch heute noch hervorragend für wissenschaftliche
Untersuchungen in der Erdatmosphäre.
Für wissenschaftliche Ballonmissionen
werden im wesentlichen zwei verschiedene
Typen eingesetzt: zero-pressure und superpressure
(Überdruck) Ballons. Zero-pressure
Ballons sind offen wodurch zu keinem
Zeitpunkt ein Überdruck entsteht. Auftrieb
erhält der Ballon durch das niedrigere
Molekulargewicht des Füllgases und höheren
Temperaturen im Inneren des Ballons. Um
die Flughöhe zu halten muss der Ballon
jedoch tagtäglich Ballast abwerfen, was die
Lebensdauer eines solchen Ballons stark
einschränkt.
Super-pressure Ballons sind geschlossen
und haben ein konstantes Volumen. Dadurch
halten sie auch eine nahezu konstante
Flughöhe. Den am Tag entstehenden
Überdruck muss die Ballonhaut aushalten.
Zum Preis einer höheren Ballonhautmasse
kann dabei eine deutlich höhere Lebensdauer
erreicht werden.
1985 konnten erfolgreich die sowjetischfranzösischen
VEGA Ballons in der Venus
Atmosphäre abgesetzt werden. Kurze Zeit
später begannen wiederum Frankreich und
die Sowjetunion die Arbeit an einem Marsballon.
Wie die Vega Ballons sollte es ein superpressure
Ballon sein. Nachdem erhebliche
Entwicklungsarbeit geleistet wurde musste
das Projekt 1995 vor allem wegen finanzieller
Schwierigkeiten Rußlands abgebrochen
werden.
1994 wurde die "Mars Aerial Platform"
(MAP) als Projektvorschlag für eine Discovery
Mission bei der NASA eingereicht. Dieser
Vorschlag sah mehrere kleinere Ballons mit
einer Gondelmasse von je etwa 7kg vor.
Das Jet Propulsion Laboratory der NASA
untersuchte bis 1996 eine Mission 2 mit
einem etwas größeren Ballon, Gondelmasse
16 kg, im Rahmen der "Mars Aeobot/Balloon
Study". Im Anschluss konzentrierte
es seine Aufmerksamkeit mehr
auf die technischen Vorraussetzungen einer
solchen Mission: Ein funktionierendes
System zum Aufblasen des Ballons und
geeignete Ballonhautmaterialien.
1
(http://www.dfg.de/foerder/schwerpunktprogramme/
index.hmtl#3)
2
Cutts, et.al. “Role of Mars Aerial Platforms in Future
Exploration in Mars”
4

Durch diese Arbeiten ist eine Ballonmission
auf Mars nun technisch weit näher gerückt als
zur Zeit des MAP Vorschlags. Ein einzelner
Ballon in der Größe des MAP, aber aufbauend
auf den Arbeiten des JPL scheint uns die beste
Möglichkeit zu sein, eine Ballonmission
durchzuführen.
Annahmen und Designphilosophie:
Bei unseren Berechnungen sind wir von
einer wissenschaftlichen Nutzlast von 2 kg
ausgegangen, sowie einem max. zulässigen
Startgewicht von 300 kg, für eine Mikromission
die mit einem kommerziellen Satelliten
oder einer wissenschaftlichen Mission wie
BepiColombo mitstartet, um die Kosten
für einen eigenen Launcher zu sparen. Das
Eintrittsgewicht sollte unter 120kg liegen.
Die Lebensdauer des Ballons mindestens
100 Tage betragen.
Des weiteren nahmen wir eine Kostenobergrenze
von 50 Mio. Euro als absolutes
oberstes Limit für die Mission an. Wobei
in den 50 Mio. Euro keinerlei Startkosten
enthalten sind, sondern nur Entwicklungs-,
Bau- und Operationskosten.Auch aus diesem
Grunde ist die ganze Mission nach dem
Motto: "Keep it as simple as possible" geplant
worden. Dadurch steigen auch die Erfolgschancen
einer solchen Mission. So haben
wir eine Landungen gänzlich ausgeschlossen
und ein Atmosphäreneintritt in der Nacht vermieden.
Denn dies würde das ganze System
komplizierter und teuerer machen.
Des weiteren wurden Design- und Verfahrensprinzipien
des Transcost Konzeptes
sowie der Vorgehensweise in Skunk Works
beachtet.
Erfolgspotenzial:
Hauptsächlich sollen zwei Ziele damit
erreicht werden:
Wichtige Wissenschaftliche Erkenntnisse,
die für die Zukunft der Marserforschung
von entscheidender Wichtigkeit
sind, gerade auch um die starke
deutsche Planetologie nicht international
zurückfallen zu lassen.
Abzusehender PR Erfolg. Denn eine
solche Mission wurde noch nie
durchgeführt und würde spektakuläre
Bilder vom ganzen Mars liefern. Dies
würde die Sichtbarkeit der starken
deutschen Planetologie verbessern.
Mögliche Missionsziele:
1. Suche nach Wasser (in flüssiger
oder fester Form) im Marsboden bis
zu 250 m Tiefe z.B. mit einem Ground
Penetrating Radar.
2. Übermittle ein Photo alle drei bis vier
Min. (entspricht ca. 180 Photos pro
Sol) für die gesamte Lebensdauer (100
Sol) mit einer Auflösung von bis zu 0.2
m aus einer Nominalflughöhe von 7 km
über NN. Die Photos sind zum einen
Nadirphotos für Kartierungszwecke
und geologische Untersuchungen,
zum anderen Look-Ahead Photos für
Überblick und PR Zwecke.
3. Neue Erkenntnisse über die Marsatmosphäre
insbesondere durch Analyse
der Bewegung des Ballons und
dadurch der Windgeschwindigkeit.
4. Messungen mit hoher Genauigkeit, als
dies aus einem Marsorbit möglich
wäre. Z.B. mit einem Magnetometer.
Das Ballonsystem
Das Ballonsystem besteht aus einer Gondel
in der die wissenschaftlichen Instrumente,
Energieversorgung und Kommunikationseinrichtungen
untergebracht sind und dem
eigentlichen Ballon, der die Nutzlast trägt.
Die Gondelmasse liegt bei etwa 8 kg, die
wissenschaftliche Nutzlast bei 2 kg.
Der Ballon
Der Ballon ist als super-pressure Ballon
konstruiert, ist also geschlossen. Die Wahl
eines geeigneten Materials für die Ballonhaut
5

und die Wahl des Füllgases ist entscheidend
für den Erfolg der Mission. Beide Größen
bestimmen die Gesamtmasse der Mission.
Als Füllgas stehen hauptsächlich Helium und
Wasserstoff zur Wahl. Wegen des geringeren
Molekulargewichts ziehen wir Wasserstoff
vor. Verluste an Füllgas kann durch eine
geeignete Ballonhaut in ausreichendem Maße
verhindert werden.
Für die Ballonhaut stehen im wesentlichen
Mylar, Nylon 6 und Komposit-Materialien
zur Verfügung. Die Flächendichte des
Materials muss sehr gering sein und dennoch
muss die Haut die Belastung beim Entfalten
und Aufblasen und die Druckdifferenzen
zwischen Innen- und Atmosphärendruck
(zwischen 20 Pa (Nacht) und 240 Pa (Tag)
) aushalten.
Wir ziehen porenfreies, biaxiales Nylon-6
mit einer Dicke von 12 µm vor. Es hat
eine ähnliche Flächendichte wie die 6 µm
Mylar Haut, die für den französischen Mars
96 Ballon vorgesehen war, ist dabei aber
deutlich stärker. Winzen Technologies setzt
Nylon-6 erfolgreich in erdgebundenen Ballons
ein. Nach Aussage von Winzen werden
Leckverluste über Jahre hinweg gering genug
zu sein, so dass der Ballonflug deswegen
nicht beendet werden müsste. Die Lebensdauer
des Ballons wird also eher durch die
Lebensdauer der Instrumente begrenzt 3 .
Das JPL hat im Rahmen der Studien zum
MARS 2001 AEROBOT 4 Komposit Materialien
untersucht. Sie empfehlen dabei eine
Materialzusammensetzung aus: 3,5 µm
Mylar, Kevlar-Netz, 6 µm SF-372® PE.
Die Flächendichte liegt hierbei etwas höher
als bei 12 µm Nylon-6 (19,66 g/m^2 statt
etwa 16 g/m^2). Das Material scheint eine
geeignete Alternative darzustellen, auch wenn
der Ballon dadurch schwerer würde. Andere
Kompositmaterialien sollten ebenfalls in
3
Zubrin, et. al. “The Mars Aerial Platform Mission”,
AIAA 93-4741
4
Nock, et. al. “Mars 2001 Aerobot/Ballon System
Overview”, AIAA 97-1447
Erwägung gezogen werden.Der Ballon hat
eine sphärische Form. Die Ballongröße
wird so gewählt, dass der Ballon in Höhe
einer Atmosphärendichte von 0,008 kg/m^3
schwebt. Daraus ergibt sich ein Ballonradius
von 9,48 m (Volumen 3430m^3).
Voraussichtliche Flugbahn
Einmal ausgesetzt fliegt der Ballon in Höhen
konstanter Luftdichte – bei 0,008 kg/m^3.
Dies entspricht einer minimalen Flughöhe
von etwa 5600 m über NN 5 . Tag-Nacht Variationen
werden bei wenigen hundert Metern
liegen 6 . Die Variationen durch verschiedene
Jahreszeiten könnten mit bis zu 2000m nach
oben deutlich höher ausfallen. In Abb. 1 sind
alle Gebiete mit einer Höhe von über 7000m
schwarz markiert – sie zeigt, dass die meisten
Gebiete insbesondere auf der Nordhalbkugel
gefahrlos überflogen werden können.
Abbildung 1 Topographie des Mars, Erhebungen
über 7000 m sind schwarz markiert
Unter worst-case Bedingungen, also wenn
der Ballon in einer Höhe von nur 5600 m
fliegen sollte, ergeben sich mehr gefährliche
Gebiete. In Abbildung 2 sind alle Gebiete
über 5600m weiß eingefärbt. Dabei handelt
es sich aber um die gleichen Gebiete die
auch bei normaler Flughöhe gemieden
werden müssen – das Tharsis Plateau und
der Olympus Mons.
5
V.V.Kerzhanovivh et. al.; “MABVAP: One step
closer to an aerobot mission to Mars”
6
Neck, Kerry T.; Smith, Steve; Gamvber Terry; “Mars
2001 Aerobot/Balloon System Overview”, 1997,
AIAA 97-1447
und
Heun, Mathew K.; Cathey, Henry M. Jr.; Haeberle,
Robert: “Mars Balloon Trajectory Model for Mars
Geoscience Aerobot Development”, AIAA 1997
6

Abbildung 2 Simulation verschiedener Flugbahnen mit verschiedensten Aussetzpunkten
In horizontaler Richtung folgt der Ballon
den Winden in Flughöhe. Bei einem Startpunkt
auf der Nordhalbkugel können Jetstreams
erwartet werden, die den Ballon mit
Geschwindigkeiten zwischen 10 m/s und
80 m/s um den Planeten treiben. Simulationen,
die vom JPL durchgeführt wurden
bestätigen dies. Dadurch sind während der
veranschlagten Lebensdauer des Ballons (100
Sol) einige komplette Planetenumrundungen
zu erwarten. Nach Simulationen des JPL 7
und von uns (Abbildung 2) können etwa zehn
Planetenumrundungen erwartet werden.
nördlich. Eine geringe Wahrscheinlichkeit,
dass es zu einer Kollision kommt, kann
jedoch nicht vermieden werden.
Wir erwarten, dass die Jetststreams stabil
sind und der Ballon während eines großen
Teils seiner Lebensdauer in einem Bereich
zwischen dem 40. und 60. Breitengrad
verbleibt wenn er dort ausgesetzt wird.
Flughindernisse sind im wesentlichen der
Tharsis Rücken mit seinen hohen Vulkanen
und der Olympus Mons. Wird der Ballon
nördlich des 40. Breitengrades ausgesetzt,
dann umfliegt der Ballon diese Hindernisse
aufgrund der Jetstreams voraussichtlich
7
Neck, Kerry T.; Smith, Steve; Gamvber Terry; “Mars
2001 Aerobot/Balloon System Overview”, 1997,
AIAA 97-1447
und
Heun, Mathew K.; Cathey, Henry M. Jr.; Haeberle,
Robert: “Mars Balloon Trajectory Model for Mars
Geoscience Aerobot Development”, AIAA 1997
Die Gondel
Die Gondel bietet insgesamt etwa 37 L
Raum für die wissenschaftliche Nutzlast,
und übernimmt die Datenverarbeitung und
Energieversorgung sowie die thermische
Regulation.
7

Die Konstruktion der Gondel ist an das
Design des Sojourner Rovers der Pathfinder
Sonde und der Mars Express landeeinheit
Beagle 2 angelehnt. Eine Struktur in Leichtbauweise
enthält eine thermisch gut isolierte
"Elektronikbox", die die erweiterten Umgebungsanforderungen
für die Elektronik
erfüllt.
Wissenschaftliche Nutzlast:
Vorstellbar sind eine Unzahl von wissenschaftlichen
Nutzlasten. Wir würden u.a.
vorschlagen:
Magnetometer
Kamera
Infrarot-Kamera
Atmosphärische Messinstrumente
Partikelzähler
Wir wollen hier nur auf die Mitnahme einer
hochauflösenden Kamera und die daraus
entstehenden Chancen eingehen.
Im Verlaufe eines Marstages (= bei Sonneneinstrahlung)
können z. B. alle sechs
bis sieben min zwei Photos geschossen
werden. Das eine mit einer hochauflösenden
CKD-Schwarzweiskamera (High Resolution
Camera HRC) mit einer Auflösung von 0.2
m per Pixel in der nominalen Flughöhe
von 7 km über NN. Mit einem 1024 x 1024
Pixelfeld ergibt sich daraus ein Sichtbereich
von 204 m Seitenlänge. Das andere Photo
wird mit einer Farbweitwinkelkamera (Wide
Angle Color Camera WACC) mit mittlerer
Auflösung genommen. Mittels eines Spiegels
kann diese Kamera Photos sowohl senkrecht
nach unten (-90º zur Horizontalen, Nadir)
als auch schräg nach unten (bis zu -20º
zur Horizontalen) nehmen. Dies ergibt
für Nadiraufnahmen bei einer nominalen
Auflösung von 10 m pro Pixel einen Sichtbereich
von 10.2 km Seitenlänge. In diesem
Falle (Nadiraufnahme) sind die Weitwinkelkamera
sowie die hochauflösende Kamera
ausgerichtet, so dass das Zoombild in der
Mitte des Weitwinkelfarbbildes liegt. Letzteres
kann dazu dienen, das untersuchte
Gebiet genau auf den Karten des Mars Global
Surveyors zu lokalisieren (siehe dazu auch
den Abschnitt über Positionsbestimmung).
Im 15 Min. Takt nimmt das Radar Messungen
durch. Diese dienen zum einen zur Bestimmung
der aktuellen Höhe über Grund, zum
anderen zur Auffindung von evtl. vorhandenem
Untergrundwasser(eis) (Ground Penetrating
Radar GPR).
Trotz des vergleichsweise geringen Umfangs
und Kostenrahmen der Mission ist die zu
erwartende wissenschaftliche Ausbeute
enorm: 180 Bildern pro Tag und insgesamt
18000 Bildern innerhalb der angestrebten
Lebensdauer von hundert Tagen. Die Hälfte
davon sind hochauflösende Photographien
mit einer siebenfach höheren Genauigkeit
als sie die hochauflösende Kamera des Mars
Global Surveyor liefert. Die Ortung der
Ballone wird zum besseren Verständnis der
globalen Atmosphärenzirkulation beitragen.
Datenübertragung
Zur Kommunikation mit der Erde dient
einer der Orbiter in der Marsumlaufbahn als
Relaystation. Zur Zeit befindet sich Mars
Globals Surveyor im Marsorbit. 2001 wird
der Orbiter "2001 Mars Odyssey" der NASA
zum Mars fliegen. 2003 folgt die Sonde
Mars Express der ESA. Und 2005 wieder
ein Orbiter der NASA. 2007 wird ein
Telekommunikationssatellit der italienischen
Raumfahrtagentur ASI folgen. Für 2009
sind weitere Missionen geplant Es ist also
zu erwarten, dass zu jedem Starttermin
mindestens ein Orbiter bereitsteht.
Die Datenübertragung findet im UHF Bereich
(401 MHz) statt. Bei einer Sendeleistung von
5W kann eine Datenübertragungsrate von
128kbs erreicht werden. Damit können pro
Sol durchschnittlich etwa 20Mbyte Daten
übertragen werden 8 .
8
William D. Home, Rolf Hastrup, Robert Cesarone;
“Telecommunications for Mars Rovers and Robotic
Missions”
8

90% der Daten werden als Bilddaten angenommen,
so dass bei einer Datenkompression
um den Faktor zehn und einer
Bildgröße von 1024 x 1024 Pixel etwa 180
Bilder/Sol erwartet werden können. Die pro
Sol übertragene Datenmenge hängt jedoch
von der verfügbaren Energie, dem Aufenthaltsort
des Ballons sowie dem Orbit
und dem Sendeprotokoll des verwendeten
Orbiters ab.
Energiehaushalt
Forderung:
Um die Anforderungen an die Energieversorgung
zu finden, ist es notwendig zwischen
Tages- und Nachteinsatz zu unterscheiden,
da die Energieversorgung durch Solarzellen
und einen Akku erfolgt. Wir nehmen an,
dass pro Sol 10 h Tageslicht zur Verfügung
stehen. Sollte das einfallende, tatsächliche
Sonnenlicht zeitweise geringer ausfallen,
so kann dies durch verringerten Einsatz
der Kamera, des Computer und des Radars
überbrückt werden.
Der Energiebedarf des Kommunikationssystems
beträgt für 20 Mbyte Daten und
einer Eingasleistung von 18 W des Senders
etwa 6.4 Wh/Sol.
Energiebedarf bei Nacht
Datenübertragung
4,4 Wh/sol
Radar
5 Wh/sol
Computer
7.9 Wh/sol
Navigationssensoren 0,75 Wh/sol
sonstige Systeme
4 Wh/sol
Gesamtbedarf
22,1 Wh/sol
Akkukapazität (mit 20% Margin) 26,5 Wh
Energiebedarf bei Tageslicht
Datenübertragung
2,2 Wh/sol
Radar
3 Wh/sol
Kameras
10 Wh/sol
Computer
8,6 Wh/sol
Laden des Akkus
21,1 Wh/sol
Navigationssensoren
2 Wh/sol
sonstige Systeme
2 Wh/sol
Gesamtbedarf
49,9 Wh/sol
Gesamtbedarf mit 20% Margin 59,8 Wh/sol
Wir brauchen also Solarzellen-Flächen mit
einer Leistungsabgabe von 6W für den
Dauerbetrieb.
Sendebetrieb
Da die Sende-Leistung von 5 W bei Tage
zur Gänze von den Solarzellen bereitgestellt
wird, kann der Sender alleine solargestützt
arbeiten, d.h. er kann über einen Regler-IC
direkt von den Solarzellen versorgt werden.
Die anderen Verbraucher können dabei
unabhängig alleine vom Akku versorgt
werden. Für eine temporäre Spitzenleistung
von 18 W über 15 min. hinweg muss der
Akku also nur 13 W bereitstellen, was
einer Kapazität von 3,25 Wh, aufgerundet
also 4 Wh entspricht. Nimmt man an, von
mindestens 6 W Solarzellen-Leistung seien
nur 2 W zum Laden des Akkus verfügbar, ist
dann die temporäre Spitzenleistung etwa alle
2 h möglich. Mit einer geringen Anpassung
des Ladestromes kann die Spitzenleistung
also für die Tageslicht-Kontakte mit einem
äquatorialen Orbiter verfügbar sein.
Der Ladestrom für den Akku selbst kann bei
der geringen Leistungsaufnahme ebenfalls
alleine durch einen Regel-IC stabilisiert werden,
was den Wegfall von DC/DC-Wandlern
ermöglicht und damit die Einhaltung des
Massenbudgets unterstützt. Alle Verbraucher
mit Ausnahme des Senders werden alleine
vom Akku versorgt, wobei der Akku-
Ausgang ebenfalls IC-stabilisiert ist. Für
jeden Regel-IC sind Kondensatoren zur
Unterdrückung der vom Regler erzeugten
Brummfrequenz vorzusehen. Da eine
Kapazität von 0,47 pF ausreichen dürften,
kann man die Masse einer Regler-Einheit
mit etwa 10 g annehmen.
Vorraussetzungen:
Energie-Quellen mit Instrumententräger
befinden sich in einer Gondel unterhalb des
Ballons. Somit ist keine Vorzugsrichtung der
Solarzellen zur Sonne abzusehen, weshalb die
Kollektorfläche horizontal isotrop angelegt
sein muss. Dadurch kann zu jedem Zeitpunkt
nur die Hälfte der Gesamtfläche sonnenzu-
9

gewandt sein. dies führt dazu, dass wegen
einem mittleren Winkel von 45 Grad nur
70,7 % (cos 45) des Leistungspotentials
genutzt werden können.
Der vertikale Winkel kann bei nicht nachgeführten
Flächen maximal zweimal am
Tag ideal sein. Dadurch sind während eines
Sonnendurchganges bei einem maximalen
Einfallswinkel von 45° auch nur 70,7 %
(cos45) [av] des verbleibenden Potentials
nutzbar.
Um eine Nettoleistung von 6W zu erhalten
sind somit als Bruttoleistung von 24W
notwendig.
Somit ist bei einer Intensität des Sonnenlichts
von 100 W/m 2 (eine sehr pessimistische
Annahme) eine Gesamtfläche
von 0,24 m 2 Solarzellenfläche notwendig.
Bei Verwendung eines Kegelstumpfes als
tragende Fläche für die Solarzellen ergibt sich
die Möglichkeit dem Winkel zur Horizontalen
frei zu wählen. In obiger Rechnung wurde
er daher als 45° angenommen.
D.h., das Sonnenlicht fällt bereits am Morgen
mit 45 Grad auf die Zellen. Zur Halbzeit
zwischen Morgen und Mittag, bzw. Mittag
und Abend kann mit einer nahezu senkrechten
Einstrahlung gerechnet werden, während mittags
wieder nur 45 Grad anliegen. Man sollte
nicht von einer senkrechten Einstrahlung
zu Mittag ausgehen, da der Verbraucher
auch in einer hohen geographischen Breite
arbeiten muss.
Im worst-case, bei einer geographischen
Breite von 60° Breite Nord im Nordwinter
würde die Sonne nie höher als 6° über der
Horizontalen stehen. In diesem Fall würde
man den Kegelstumpf steiler wählen. Diese
Entscheidung muss jedoch, da die Solarzellen
nicht auf beweglichen Trägern montiert
werden, bereits vor dem Start der Sonde
getroffen werden.
Die Optimierung der Solarzellenfläche auf
einen Tagesmittelwert von einem mittleren
Einstrahlwinkel von 22,5° welcher bei
Anpassung auf einen vorgegebene Breite und
Jahreszeit aber tatsächlich erreichbar ist und
in jedem Breitengrad zu unterschiedlicher
Tageszeit eintritt, erlaubt den Einsatz in
der zuvor beschriebenen Form mindestens
einmal täglich mit einem zeitweiligen Leistungsmaximum.
Diese Möglichkeit ist aber in höheren Breiten
erst einige Zeit nach Sonnenaufgang gegeben,
während sie in niedrigeren Breiten um die
Mittagszeit nicht mehr gegeben ist, die
Anzahl von Leistungsspitzen pro Tag ist
daher auch vom jeweiligen Breitengrad
abhängig.
Im oben genannten worst-case Fall erhalten
wir also eine sehr spitzen Kegelstumpf mit
einer Neigung von nur 84°. Das verringert
allerdings die Wahrscheinlichkeit, dass die
Effektivität der Zellen durch Staubablagerung
wesentlich eingeschränkt wird, kann diese
Gefahr aber nicht eliminieren. Die Brutto
Leistung würde bei etwa 19W liegen.
Ein dauerhafter Einsatz höher als dem 60.
Breitengrad ist jedoch nicht empfehlenswert
und höher als 66° im Winter in der vorliegenden
Konfiguration nicht möglich.
Sollte der Ballon jedoch nur kurzfristig in
solche Breiten vorstoßen kann die durch
verringerten Energieeinsatz überbrückt
werden.
Massenabschätzung der
Energieversorgung
Für den Akku gehen wir von einer Masse
von 20 g/Wh (wie bei LunarSat ) aus. Für
den Akku mit einer Kapazität von 27Wh
erhalten wir: 0,55 kg.
Für GaAs/Ge-Zellen werden 2,5 g für eine
40 x 40-Zelle angegeben, was 1,5625 kg/m²
ergibt. Eine 40 x 20mm-Zelle hat demnach
eine Masse von 2.29 g, eine 40 x 40-Zelle
von 4,57 g. Bei einer Verdrahtungsmasse von
0,58 g pro Zelle kommt man bei GaAs/Ge-
Zellen Auf 2,14 kg/m², was für 19 W eine
Masse von 0,41 kg mit Margin und 0,33 kg
ohne Margin ergibt.
10

Wir müssen bedenken, dass wir 38 Zellen
in Serie schalten müssen, von denen aber
immer nur 19 bestrahlt werden, um 16 V
zu erhalten. Bei 0,19 m² ist die non-factory-
Zellengröße also auf 0,5 cm² beschränkt. Das
ergibt 22 g zuzüglich der reinen Zellenmasse.
In der Summe hätten wir dann aufgerundet:
0,55 kg Akku
0,41 kg GaAs/Ge-Zellen
0,05 kg V-Stabilisierung
0,03 kg Zellen-Verdrahtung
----------------------------------
1,04 kg mit Margin
0,83 kg ohne Margin
Ungeklärt ist noch ob die thermischen Eigenschaften
von GaAs/Ge Zellen einen
Einsatz auf Mars zulassen. Ansonsten wären
GaAs/GaAs Zellen vorzuziehen. Und wir
kämen auf eine Masse von 0,55 kg für die
Solarzellen.
Konfiguration:
Ein wesentlicheres Problem stellt die Frage
dar, wie eine Serien-Schaltung zur Bereitstellung
der geforderten Spannung hergestellt
werden kann, wenn die Größe der Zellen
nicht variabel ist. Wenn durch eine Zelle
mehr Strom fließt, als sie selbst produziert,
kann diese Zelle auf Dauer ausfallen, bzw.
wirkt sie dann als Widerstand?
Bei einem nicht homogen bestrahlten
Kegelstumpf tritt diese Situation auf, wenn
eine senkrechte Zellenreihe nicht zur Bereitstellung
der geforderten Spannung ausreicht.
Ansonsten ist die Masse einer Regelschaltung
zu bedenken, sollte der zuvor vorgeschlagene
Einsatz einzelner Regel-ICs nicht anwendbar
sein. Andernfalls kann eine Platine auch
0,1 kg oder mehr wiegen.
Da die Möglichkeit einbezogen wurde
nicht seriengefertigte Komponenten zu
verwenden, nehmen wir an, sowohl der
Akku, als auch die Größe der einzelnen
Zellen werden den beschriebenen Bedürfnissen
angepasst. Damit wäre die Frage der
Konfiguration, vor allem der Serien-Schaltung
der Zellen nicht mehr relevant. Gleiches
gilt für die Frage der Spannungsregelung. Zu
klären ist noch die Frage nach dem Verhalten
der Zellen bei ungleichmäßigem Stromfluss
in einzelnen seriell geschalteten Zellen, da
alle 38 Zellen verschaltet werden müssen.
Es ist nicht absehbar, welche Zellen gerade
bestrahlt werden. Ebenso ist zu klären, bis
zu welcher Zahl ausfallender Zellen, die
Spannungsregelung noch funktioniert.
Allgemeines zur Optimierung der
Ausrichtung der Solarzellen
In der allgemeinen Beschreibung zur Energieversorgung
wurde vorgeschlagen, den Kegelstumpfwinkel
von 6 Grad für den Einsatz
am 60. Breitengrad zur Wintersonnenwende
zu konfigurieren. Da dabei stets der Winkel
zwischen dem einfallendem Sonnenlicht
und der Normalen der Solarzellenfläche
kleiner als 22,5 Grad ist. Da der Winkel
zur Sonne maximal 6 Grad erreicht,
ist die Nominalmission u.U. auch bei
einer Tageslänge von weniger als 10 h
durchführbar. Dadurch ist die Mission bis
zum 21. Breitengrad zur Wintersonnenwende
konfiguriert.
Um ein beliebiges Missionsprofil nach den
Möglichkeiten der elektrischen Versorgung
definieren zu können, bzw. den Kegelstumpfwinkel
bei gegebener Solarzellenfläche dem
möglichen Einsatz zwischen verschiedenen
Breiten zur jeweiligen Jahreszeit und Einsatzdauer
anzupassen, hat einer der Autoren
(Walter Porges) den folgenden Integral
definiert:
Berechnung zur mittleren Höhe des Sonnenstandes:
Annahmen:
1.) exakte Sphäre, d.h. Berge, Flughöhe,
Äquatorialwulst etc. unberücksichtigt,
2.) ohne Refraktion (Dämmerung),
11

3.) gleichförmige Rotation entlang Äquator;
ohne Berücksichtigung von Präzession und
Nutation,
4.) klassisch, euklidisch.
E = Achsneigung (abhängig von Jahreszeit)
Z = Zenit
S = Sonne
P = Pol
h = Höhe (über Horizont)
a = Stundenwinkel
y = geographische Breite
sich empfindliche Elektronik und die Batterie
befindet - der Gondel in der Nacht warm
zu halten (minimal –40°C). Die Datenverarbeitung
und -übertragung der Bilder wird
auch nachts durchgeführt werden. Ebenso
der Betrieb des Radars. Dies wird die Gondel
aufheizen und damit helfen die Elektronik
zu schützen.
Positionsbestimmung
Der Computer der Gondel ist in der
Lage selbstständig seine Position zu ermitteln.
Dadurch können in wissenschaftlich
besonders interessanten Gebieten in erhöhtem
Maße Daten aufgenommen werden. Dies
wäre wegen der großen Funkverzögerung
bei Steuerung von der Erde nur schwer
möglich.
Für die Positionsbestimmung des MSB bieten
sich eine Vielzahl von Möglichkeiten:
y´ = (PI / 2) - y
cos(h´) = sin(y) . sin(E) + cos(y) . cos(E).
cos(a)
Auf-/Untergang: h = 0
a(Auf) = arccos[- tan(y) . tan(E)]
tagsüber gilt: cos(h´) = sin(h)
h = arcsin[sin(y) . sin(E) + cos(y) . cos(E).
cos(a)]
mittlere Sonnenhöhe:
H = 1 / a(Auf) int{0|a(Auf)}[sin(y).sin(E) +
cos(y).cos(E).cos(a)] d(a)
Kälteschutz der Gondel
Die Gondel kann, wie auch der Beagle Lander,
bei Anwendung geeigneter Designkonzepte
ohne Radioisotopen-Heizelemente (RHUs)
auskommen 9 . Die Schmelzwärme von Wasser
(etwa 500 g) wäre als Energiespeicher geeignet
um einen gut isolierten Teil – in der
9
http://www.beagle2.com/technology/warm.htm
1. Mit Hilfe eines Orbiters und einem
Funkempfänger (vergl. Argos System).
Daraus ergibt sich eine Genauigkeit von
etwa 150 m. Solch ein System wurde
z.B. auch im SARSAT verwendet. Das
notwendige Funkgerät ist ein einfach
und leicht, so werden mit Hilfe des
Argos Systems auf der Erde die
Flugbahnen von Vögeln beobachtet,
die dazu kleine Sender umgeschnallt
bekommen.
2. Mit Accelerometern und Gyroskopen,
Sonnen-, Phobos- und Sternen-Sensoren.
Wir haben für ein Sonnen-, Phobos-
und einen Sternensensor sowie für
ein Accelerometer im Massenbudget
etwa 500 gr. Masse reserviert. Sollte
ein "Argos"-fähiger Orbiter zur Zeit
der Mission im Orbit des Mars sein
würden wir nur die Mitnahme eines einfachen
Sonne, Phobos, Sternesensors
empfehlen. Dann könnte die wissenschaftliche
Nutzlast noch entsprechend
steigen.
Insgesamt existieren noch weitere Möglichkeiten
zur Positionsbestimmung auf die wir
hier nicht mehr eingehen.
12

Mögliche Gefahren
Massenzunahme der Ballonhülle
durch Massenablagerung
Da die Gesamtmasse des Systems im
Verhältnis zu seinem Volumen begrenzt ist,
sind atmosphärische Ablagerungen auf der
Ballonhülle nur im begrenztem Umfang
akzeptabel. Man kann dem Problem jedoch
kausal begegnen.
Grundsätzlich kann man folgende Möglichkeiten
unterscheiden:
Wasserdampfkondensation: Da die
Atmosphäre des Mars Wasser nur in
äußerst geringer Konzentration enthält,
kann man dieses Problem vernachlässigen.
Trockeneisablagerung: Im Gegensatz
zum auf der Erde bekannten Problem
der Taubildung kann dieses Phänomen
in der Marsatmosphäre auftreten, wenn
ein Körper sich unterhalb des Gefrierpunkts
von Kohlendioxid abkühlt.
Diesem Problem kann man begegnen,
indem man versucht ein Auskühlen des
im Ballon befindlichen Gasvolumens
unterhalb des kritischen Wertes während
der Nachtstunden zu verhindern.
Das kann in einfacher Form geschehen
indem die Oberseite des Ballons mit
einer IR-reflektierenden Schicht, z.B.
Aluminium, der untere Teil mit einer
IR-absorbierenden Schicht versehen
wird. Dadurch kann die vom Mars
abgestrahlte IR-Strahlung das Füllgas
erwärmen, ohne dass gleichzeitig zuviel
Wärme in den Weltraum abgestrahlt
wird. Diese Maßnahme ist nicht nur
für das Trockeneisproblem relevant.
Im Ballon muss für einen permanenten
Tag-/Nachtbetrieb ein gewisser Mindestdruck
und damit eine gewisse Mindesttemperatur
herrschen. Mit der gleichen
materialspezifischen Eigenschaft
der Ballonhülle kann man also auch
dem Trockeneisproblem begegnen.
Staubablagerung durch elektrostatische
Aufladung der Ballonhülle: Da die
Dichte, Größe, Temperatur, Häufigkeit,
etc. der in der Atmosphäre vorhandenen
Staub- und Aerosol-Partikel nicht
sehr genau bekannt ist, kann in
der Missionsvorbereitung dazu nicht
viel vorweggenommen werden. Das
Problem sollte jedoch berücksichtigt
werden. Partikelablagerungen in
missionsgefährdender Quantität sind an
sich nur denkbar, wenn die Ballonhülle
sich in Folge mechanischer Reibung
mit jenen Partikeln elektrostatisch
auflädt. Diesem Problem kann man
in zweierlei Hinsicht entgegen treten.
Einerseits sollte die Hülle neben den
oben genannten Eigenschaften auch
antistatisch sein. Andererseits ist dieses
Problem in der irdischen Luftfahrt
bereits lange bekannt, so dass man auf
dort eingesetzte Präventivmaßnahmen
zurückgreifen kann. Flugzeuge haben
im Allgemeinen stabförmige Ausleger
meist an den Enden von Trag- und
Steuerflächen zur Ableitung elektrostatischer
Aufladung. Nun bewegen sich
Flugzeuge nicht mit der Luft, sondern
durch die Luft und ziehen einen Schweif
aufgeladener Luft hinter sich her.
Ein Ballon hat dagegen die Möglichkeit
sein Potential über die Gondel, die
an einer langen Leine hängt, an die
Atmosphäre abzugeben. Auch diese
Maßnahme dient nicht nur zur Verhinderung
des genannten Problems,
auch die Elektronik sollte vor Beeinträchtigung
durch elektrostatische Phänomene
geschützt werden. Wie bereits
erwähnt fliegt ein Flugzeug der durch
die Ableitung der elektrostatischen Aufladung
entstehenden Potentialwolke
stets davon. Bei einem Ballon kann
die Aufladung durch Reibung nur entstehen,
wenn die umgebende Luft den
Körper umströmt. Die Potentialwolke
wird durch eben diese Luftströmung
auch vom Ballon weggetragen, so dass
der Fall einer den Ballon umgebenden
stationären Potentialwolke nichtper-
13

manent eintreten kann. Eine Aufladung
durch UV-Strahlung, welche auch bei
Windstille auftreten kann, sollte durch
die antistatischen Eigenschaften der
Ballonhülle verhindert werden.
Wie wir sehen kann man dem Ablagerungsproblem
kausal durch Maßnahmen
begegnen, die vom Missionsprofil bereits
grundsätzlich gefordert werden.
Start und Flug zum Mars
Wir studieren mehrere Optionen für eine
Startgelegenheit, um der Mission maximale
Flexibilität zu verleihen. Typischerweise
wird eine Mikromission mit Ariane 5 auf
dem ASAP5 Adapter in einen geosynchronen
Transferorbit (GTO) gebracht. Um die
Raumsonde auf eine klassische Oppositionstransferbahn
zum Mars mit einer asymptotischen
Geschwindigkeit von 3 km/s
zu bringen, muss ein Perigäumsmanöver
von 1169 m/s durchgeführt werden. Diese
Geschwindigkeitsänderung kann durch einen
sog. Weak Stability Boundary (WSB) transfer
mit anschließendem Mondvorbeiflug auf
800 m/s reduziert werden. Dieses Verfahren
wurde bei der Japanischen Nozomi Mission
demonstriert. Es muss allerdings gesagt
werden, dass WSB transfers in operationeller
Hinsicht sehr kostspielig sind, sodass sich
kaum eine Ersparnis im Gesamtbudget ergibt.
Im Falle eines Mitflugs auf Ariane 5 zum
GTO muss eine sog. Kick-stage mitgeführt
werden, die das Perigäumsmanöver ausführt.
Eine weitere Option ist der Start vom niedrigen
Erdorbit (200 km Höhe) mit einer kommerziellen
Oberstufe (z.B. Sozuz/Fregat).
Ein solcher Start wurde von der Cluster-II
Mission geflogen und wird 2003 von ESA´s
Mars Express für Transferbahnen zum Mars
demonstriert werden. Von einem 200 km
hohen, zirkularen Orbit aus muss die Bahngeschwindigkeit
um 1901 m/s erhöht werden,
um auf eine Marstransferbahn zu gelangen.
BepiColombo, die voraussichtlich 2010
zum Merkur aufbricht. BepiColombo wird
wahrscheinlich von Suyuz/Fregat gestartet,
mit einem möglichen Ariane 5 Start als
Reserve. Eine Mitfluggelegenheit ergibt sich
nur für Ariane 5. Die MSB Sonde müsste
dann zuerst mit BepiColombo Richtung
Venus fliegen, um dann durch Venus- und
Erdvorbeiflüge zum Mars zu gelangen. Bei
der Berechnung einer solchen Bahn ist zu
bedenken, dass die Ankunftsgeschwindigkeit
möglichst gering gehalten werden muss, die
Flugzeit jedoch nicht zu lang werden darf.
Bei Mitstart mit BepiColombo:
Wenn wir von BepiColombo ausgehen gibt
es mehrere Optionen:
Nach einem Swingby an der Venus direkt
zum Mars führt zu einer Ankunftsgeschwindigkeit
von 7.2 km/s. Die nächsten
Alternativen (2 x Venus oder 1 x Venus + 1 x
Erde) führen zu 5,9 km/s - Flugzeit 2,3 Jahre.
Schließlich der dreifache Swingby (einer ist
ja obligatorisch) führt zu 3,8 km/s und einer
Flugzeit von 4 Jahren. Dabei wird keine
besondere Raketenstufe benötigt, da wir "no
deterministic post launch Dv" brauchen. Wir
bräuchten nur die stochastischen Flugbahnstörungen
aus zu manövrieren. Die Manöver
sind jeweils eine Woche vor und eine Woche
nach dem Swingby (bzw. Start) durchzuführen
(je Manöver werden 0 bis 25 m/s
benötigt).
Varianten:
Die E-V-M Variante ist nur der Vollständigkeit
halber aufgeführt. Die Ankunftsgeschwindigkeit
übersteigt die Möglichkeiten
des Hitzeschutzschildes für direct-entry.
Wir möchten zeigen, dass MSB Mission auch
exotischere Mitfluggelegenheiten nutzen
kann. Dazu betrachten wir die ESA mission
14

Mikrolavaldüsen. Da der Geschwindigkeitsbedarf
relativ gering ist, waehlen wir
monergolen Treibstoff (z.B. Aerozin). Also
haben wir nur einen Treibstofftank und einen
Druckgastank. Die Solarzellen sollen auf
zwei Kegelstümpfen angeordnet werden:
einer zwischen den beiden Tanks, einer
am andern Ende, in dessen Hohlraum die
Batterien und Steuerelektronik sitzen soll.
Fixe Massen:
------------
1 kg Haupttriebwerk inkl. starrer
Aufhängung und Zuleitungen
1 kg Manövertriebwerke inkl. starrer
Aufhängung und Zuleitungen
1 kg Solarzellen, Struktur darunter
und Verkabelung
0,5 kg Batterien, Bordcomputer und
Verkabelung
0,5 kg komplette (restliche) Struktur
Geschwindigkeitsbedarf: v = 50 m/s pro Jahr
x 4 Jahre = 200 m/s
Bei einer Margin von 20% für die Transfereinheit
ergibt das ein gesamtes Startgewicht
von etwa 140 Kg.
Abbildung 4 Die EVVEM Variante ist aus bahnmechanischen
Gründen eine sehr interesante Variante,
aber sie führt zu einer zu langen Flugzeit.
Insgesamt wäre die EVVM Variante die in der
Praxis günstigste Bahn. Denn einerseits ist
die Flugzeit mit gut 2 Jahren akzeptabel, auf
der anderen Seite ist die Ankunftsgeschwindigkeit
niedrig genug für direct-entry. Sollte
der Mars Society Ballon mit BepiColombo
auf einer Ariane 5 gestartet werden, empfehlen
wir diese Variante. Dabei wir keine Kickstage
benötigt, das Startgewicht liegt also
max. 20% über dem Eintrittsgewicht des
Ballons in die Marsatmosphäre.
Startmasse
Hier ist kein Haupttriebwerk notwendig,
wir haben nur die 4 x 4 Manövertriebwerke
(Anordnung wieder wie bei Apollo) mit
Hierbei wäre nicht so auf Leichtbau zu
achten, damit würde die Transferstufe billiger
werden.
Mitstart mit einer kommerziellen
GTO Nutzlast:
Hierbei wird ein Drei-Impuls-Manöver in der
Erdumlaufbahn durchgeführt. Wir bräuchten
hier also eine Kick-Stufe, die insgesamt max.
800 m/s aufbringen müsste. Die verwendeten
Treibstoffe wären Monomethylhydrazin
(MMH) und Stickstoff-Tetroxid (N2O4), die
bei Berührung zünden (sie sind hypergol). Ein
400 N Triebwerk wäre völlig ausreichend.
Prof. Schlingloff rechnet damit, dass der
MSB bei Dv = 2,2 km/s mit der doppelten
Masse als Startmasse auskommt.
15

Bepi Colombo (10.8.2010) Mitflug:
Venus Swingby (Ankunft Mars
10.8.2011)
Venus Venus Earth Swingby
(Ankunft Mars 2.8.2014)
Alternativen:
Ariane 5 ASAP Piggyback (z.B.
2007, 2009, 2011)
GTO Hohmann Transfer
GTO Weak Stability Boundary
Trajectory
potentielle Marsmitfluggelegenheiten (à la
Beagle 2):
Mars Express 2 (2005) oder
ASI Telemars Orbiter (2007) oder
CNES Orbiter Aerocapture /
Netlanders (2007) oder
NASA Smart Landers (2007) oder
weiteren Missionen.
Wir wollen hiermit zeigen, dass wir neben
einer "Bepi-EVVM" auch eine "Banana-GTO
-> Typ I/II", eine "Banana-GTO ->WSB-
Bahn" und eine "Marshuckepack-Mission"
fliegen können (a la Beagle, z.B. mit dem
ASI Orbiter oder der CNES Aerocapture
Mission oder den Netlanders oder den Smart
Landers oder weiteren Missionen).
Startmasse
Für den Transfer von GTO zum Mars stelle
man sich die Triebwerke des Apollo-CM vor
(Haupttriebwerk + 4 x 4 Manövertriebwerke
mit Mikrolavaldüsen). Die Raketenstufe hat
aber keine zylindrischen Wände, sondern
besteht aus drei Kugeltanks (von oben nach
unten: Druckgas + Oxydator + Brennstoff).
Verbunden ist Alles nur durch sehr leichte
Gestänge. Zwischen dem kleinen Oxydatorund
großen Brennstoff-Tank stelle ich mir
einen hauchdünnen Kegelstumpfmantel
vor, auf dem die Solarzellen sitzen. Im
Inneren, sind dann die Batterien und der
Bordcomputer.
Fixe Massen:
------------
1 kg Haupttriebwerk inkl. starrer
Aufhängung und Zuleitungen
1 kg Manövertriebwerke inkl. starrer
Aufhängung und Zuleitungen
1 kg Solarzellen, Struktur darunter
und Verkabelung
0,5 kg Batterien, Bordcomputer und
Verkabelung
0,5 kg komplette (restliche) Struktur
Die Tankmassen wurden nicht überprüft,
sondern es wurde nach plausiblen Zahlen
gesucht. Folgendes Verfahren wurde angewendet:
Geschwindigkeitsbedarf v = 800 m/s (für
Einschuss) + 80 m/s (für Manöver) = 1000
m/s (incl. Sicherheitsmargin).
Massenverhältnis R = m_0 / m_e = exp ( v /
c ); m_0 = m_pr + m_e
m_0 ... Startmasse, m_e ... Trockenmasse,
m_pr ... Treibstoffmasse,
c ... Ausströmgeschwindigkeit im Vakuum
Abbildung 5 Ab GTO und LEO existieren Standardbahnen.
16

Aufgrund der extrem geringen Masse, die die
leere Stufe haben soll (ca. 12 kg), halten wir
Turbopumpen für ausgeschlossen.
Wir nehmen deshalb Druckgasförderung an.
Damit haben wir aber das Problem, dass der
Brennkammerdruck bei etwa 25 bis 30 bar
sein Optimum erreicht, weil sonst die Tanks
zu schwer werden. Das bedeutet aber, dass c
wohl maximal 2800 m/s erreicht.
Also ergibt sich m_0 = 220 kg => m_e =
122,14 kg was realistisch erscheint. Wir
müssen also mit einer Startmasse unseres
Gerätes von etwa 220 kg ausgehen. Plus einer
Margin von 20% auf die Transferstufe ergibt
sich eine Startmasse von 240 Kg. Diese wird
mit Sicherheit nicht überschritten.
Generelles zur Kickstage und der
Lageregelung
Generell sind verschiedene Varianten für
die entsprechende Kickstage sowie die
Lageregelungsvarianten denkbar. Für die
Lageregelung ist auch Blowdown denkbar,
sprich der Nominal-Treibstofftankdruck wird
zum Missionsende hin unterschritten. Isp
sinkt zwar dadurch etwas, dafür verschwendet
man aber auch nicht soviel Druckgas durch
Residuals.
Die Alternative zu MMH/NTO ist natürlich
immer ein elektrischer Antrieb bzw. Monoprop
(die Grenze zw. denen beiden ist zunehmend
fließend) 10 ,
dafür müssten allerdings Low-Thrust-Bahnen
gerechnet werden. Monoprop wird
wahrscheinlich etwas schwerer, aber unter
Umständen beträchtlich simpler und billiger.
Von der Startmasse her wäre dafür allerdings
noch Raum vorhanden.
Letzte Flugphase:
Nach dem Transfer trennt sich der Wiedereintrittskörper
von der Transferstufe und
beginnt den direkten Abstieg zum Mars.
Die Genauigkeitsanforderungen für den
10
vergl. http://www.irs.uni-stuttgart.de/research/
d_el_prob.html
Eintrittskorridor sind dabei im Vergleich zu
Landermissionen vergleichsweise harmlos.
Eintritt in die Marsatmosphäre:
Abbildung 6 Nachdem der Hauptfallschirm den
Ballon auf unter 35 m/s abgebremst hat, wird der
Ballon aufgeblasen.
Mit freundlicher Genehmigung von JPL/NASA
Wir fliegen direct-entry, es ist kein Eintritt in
den Marsorbit geplant. Der Hitzeschutzschild
ist entsprechend dem des Pathfinders dimensioniert
in unserer Massenabschätzung. Auch
für den Start mit BepiColombo, obwohl die
Ankunftsgeschwindigkeit am Mars dann
sehr viel geringer sein könnte (je nach
Bahn). Nach den üblichen Verfahren beträgt
die Hitzeschutzschildmasse 9 bis 14% der
Eintrittsmasse.
Bei sehr kleinen Flugkörpern ergibt sich
allerdings ein sehr viel ungünstigeres Verhältnis
von Volumen und Oberfläche, so
dass dort der prozentuale Anteil ansteigt.
Ausgehend von einem Durchmesser von
einem Meter des Hitzeschutzschildes kamen
wir bei einer Ankunftsgeschwindigkeit von
etwa 7,6 km/s auf eine Hitzeschutzschildmasse
incl. Struktur von ca. 20 kg. Verwendet
wird ein ablativer Hitzeschutzschild mit
Graphit wie auch beim Pathfinder. Der
Einfachheit halber, wurde diese Hitzeschutzschildmasse
von 20 kg auch bei einem
Mitstart mit BepiColombo angenommen.
Dort wäre die Ankunftsgeschwindigkeit
geringer und der Hitzeschutzschild würde
dementsprechend leichter ausfallen. Die
17

Hitzeschutzschildmasse wurde konservativ
berechnet, ohne L/D.
Ablauf im einzelnen:
Der Eintritt in die Atmosphäre wird ähnlich
wie bei der Mars Pathfinder Sonde durchgeführt.
Ein Hitzschild (Pathfinder Typ) mit
einem Durchmesser von 1,0m 11 bremst die
Sonde auf eine Geschwindigkeit von etwa
400m/s ab. Bei dieser Geschwindigkeit wird
der Fallschirm ausgeworfen (in Größe und
Typ wie bei Pathfinder).
Abbildung 7 Bevor der Ballon richtig aufgeblasen
ist, wird der Hauptfallschirm abgeworfen. Mit
freundlicher Genehmigung von Don Folev.
Nach einer Flugzeit von 30s erreicht die
Sonde eine stabile Geschwindigkeit von
unter 35m/s. Zu diesem Zeitpunkt beginnt
das Füllen des Ballons (Abbildung 3). Dauer
des Füllprozesses ist etwa 60s und endet mit
dem Fallschirmabwurf. Nach weiteren 60s
wird das Hitzeschild mit dem Aufblassystem
abgetrennt und der Ballon sucht seine
Flughöhe.
11
Damit entspricht das Verhältnis von Masse des
Eintrittskörpers zu Querschnittsfläche etwa dem der
Pathfinder Sonde. Die Ergebnisse aus (3) können
daher auch auf den MSB angewandt werden.
18
Abbildung 8 Topographie des Mars, Erhebungen
über 2000 m sind weiß markiert
Weiteres Abbremsen:
Simulationen des Atmosphäreneintritt von
Mars Pathfinder lassen für den MSB eine
Höhe für den Fallschirmauswurf zwischen
4.5 und 11.5 km über Normal-Null erwarten
12 . Simulationen des weiteren Abstiegs
wurden von uns durchgeführt. Diese lassen
erwarten, dass der Ballon eine minimale Höhe
von 2000m über Normal Null bei worstcase
Bedingungen erreicht. In Abbildung
8 sind alle Gebiete weiß markiert, die eine
Höhe von mindestens 2000m erreichen. Der
Eintritt des Ballon und das Aufblasen sollten
also möglichst über den tief gelegenen blauen
Gebieten geschehen um eine Sicherheitsreserve
zu haben. Die Grafiken in Anlage
1 zeigen einige Abstiegssequenzen bei
verschiedenen Umgebungsbedingungen
und Anfangswerten. Insgesamt zeigt sich,
dass das Risiko eines Fehlschlages niedrig
gehalten werden kann, wenn die Topografie
des Mars dazu genutzt wird eine Sicherheitsreserve
zu haben.
Das Füllen des Ballons
Das Missionsprofil des MSB sieht vor, dass
der Ballon noch während des Abstieges
gefüllt wird. Dadurch kann auf eine Landeeinheit
verzichtet werden und eine Beschädigung
des Ballons durch Kontakt mit dem
Boden kann vermieden werden. Eine funktionsfähige
und sichere Methode zum Füllen
eines Ballons bei Geschwindigkeiten um
35 m/s zu finden war und ist eine große
technische Herausforderung. Die Arbeiten
der Französischen CNES zum Mars 96
Ballon belegen dies.
12
Spencer, David A.; Braun, Robert D.; “Mars
Pathfinder Atmospheric Entry Trajectory Design”;
AAS 95-379

Erfolgreiche Versuche in einer ähnlichen
Konfiguration konnten mit dem U.S. Off-
Board Jammer System (OBJS) durchgeführt
werden. Nicht unerwähnt bleiben sollte
auch die russisch-französischen VEGA Ballons
die erfolgreich in der Venus Atmosphäre
aufgeblasen werden konnten. In Anlage 2
sind die Versuche und deren Ergebnisse
aufgeführt.
Inzwischen konnte jedoch die Durchführbarkeit
eines solchen Unterfangens im
Rahmen des Mars Balloon Validation Programs
(MABVAP) am Jet Propulsion Laboratory
(JPL) der NASA zwischen 1997 und
1999 gezeigt werden. Das JPL konnte eine
Konfiguration identifizieren die in allen
Flugphasen stabil bleibt und die Ballonhaut
nicht gefährdet. Diese Konfiguration wurde
in Vakuumkammern, Windtunneln und bei
Abwurftests, einer davon in einer Höhe von
35 km, getestet.
Wir halten allerdings weitere Abwurfversuche
für zwingend notwendig um den
Vorgang des Aufblasens sowie die dabei
ablaufenden Prozesse zu verstehen. Dies
kann relativ günstig aus Hubschraubern,
Flugzeugen sowie von Stratosphärenballonen
(der für eine Marsmission gebaute Ballon
würde auf der Erde etwa in einer Höhe von
35 km also in der Stratosphäre schweben)
aus geschehen.
Die Tanks mit dem Füllgas befinden sich
in dieser Konfiguration zusammen mit der
Gondel unterhalb des Ballons. Die obere
Abdeckung der Sonde, an der der Fallschirm
befestigt ist, befindet sich zusammen mit
dem Container, in dem der Ballon aufbewahrt
wird, oberhalb des Ballons. Die
Aufblassequenz beginnt mit dem Entfalten
des Ballons. Die Last von Hitzeschild und
Aufblassausrüstung wird dabei durch einen
zentralen Schlauch getragen, die durch die
Mitte des Ballons führt. Durch diesen wird
der Ballon von oben beginnend gefüllt. Ist
der Ballon vollständig aufgeblasen so wird
der Fallschirm abgeworfen. Nach Abwurf des
Hitzeschildes wird die Gondel an einem Seil
auf 20 m unterhalb des Ballons abgesenkt.
Massenbudget (in kg):
Für das Massenbudget haben wir auch
verschiedene Möglichkeiten untersucht. Die
Gondelmasse ist fix und vorgeben durch
den Ballon und die Flughöhe. Allerdings
können sich innerhalb der Gondelmasse
noch Verschiebungen zugunsten der wissenschaftlichen
Nutzlast ergeben. Sollten an
den Akku und den Navigationsmechanismus
weniger hohe Anforderungen gestellt werden,
könnte die wissenschaftliche Nutzlast noch
auf deutlich über 2 kg steigen.
Gondel Masse
Batterie (Li-Ionen, 28Wh) 0,55
Solarzellenfläche 0,40
Funkgerät 0,50
Bordcomputer 0,75
Navigationssensoren 0,75
Struktur & Thermalhaushalt 1,50
Wissenschaftliche Nutzlast 2,00
(HRC 0,60)
(WACC 0,30)
(GPR 1,20)
Kabel 0,30
Total Gondel 6,75
20,0% Margin Gondel 1,35
Total Gondel mit Margin 8,10
Ballonmasse
Grunddaten des Ballons:
Durchmesser des Ballons: 18.8m
Ballonvolumen: 3448m^3
Standart:
Ballonhautmasse: 16gr/m^2
19

Flächengewicht Ballon
Mindestgewicht Füllgas
Mindestgewicht Ballon
0,016 kg/m^2
2,02 kg
17,66 kg
Kosten:
Erfahrungswerte ergeben folgende
Schätzungen:
Eintrittsmasse Mars Pathfinder
275 Mio. US$
Eintrittsmasse Mars Polar Lander 120 Mio. US$
Darauf würde folgen:
Entry mass MSB 55 Mio. Euro
Im Vergleich zum Beagle ergibt sich:
Beagle: 60kg Entry Mass = 50 Mio. US$
MSB: 110kg Entry Mass = 100 Mio. Euro
Daten
Gaskonstante
Marsatmosphäre
Gaskonstante Füllgas (H2)
Min. Druck Marsatmosphäre
@ NN
Maximaler Fülldruck
Maximaltemperatur in
Flughöhe
Skalenhöhe für Mars
Min. Flughöhe
Mindestdichte in
Flughöhe
Füllgasdichte
min. Ballonvolumen
min. Ballonradius 9,37 m
min. Ballonoberfläche
188 J/kgK
4127 J/kgK
600 Pa
600 Pa
250 K
11800 m
5600 m
0,008 kg/m^3
0,59 g/m^3
3448 m^3
1104 m^2
Der MSB wurde im Rahmen der Design-to-
Cost-Philosophie so entworfen, dass die
absoluten Kostengrenze von 55 Mio.
Euro, auf Basis der Jahres 2001, nicht
überschritten wird. Je nach den zugrundegelegten
Annahmen (Masse, Komplexität,
Missionsverlauf und -dauer) ergeben sich
bei Verwendung typischer Cost Estimation
Relationsships (CERs) Werte zwischen
35 Mio. Euro und 90 Mio. Euro. Hierbei
wurde davon ausgegangen, dass für den
Start keine Kosten anfallen. Die ermittelten
Werte beinhalten daher lediglich Entwurfs-
,Entwicklungs- ,Produktions- und Operationskosten.
Die Operationskosten sind der
größte Teil der Kosten, bedingt durch die
lange Missionsdauer von bis zu 100 Tagen.
Unter Verwendung der oben genannten
Daten kommen wir zu einer Kostenprognose
von 55 Mio. Euro. Diese Grenze sollte insbesondere
bei Einhaltung von Kostensenkenden
Faktoren wie sie im Transcost Programm
beschrieben werden, einzuhalten sein. Dabei
enthalten sind Abwurfversuche um das
Aufblasen eines Ballons während des Fluges
zu testen.
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Zusammenfassung
Die MSB Mission kann einen signifikanten
Beitrag zur gegenwärtig vorangetriebenen
wissenschaftlichen Erforschung des Roten
Planeten bringen. Neben neuen Erkenntnissen
in den Bereichen Geologie und Meteorologie
kann es den Ingenieuren auch die Daten
geben, welche diese für den Entwurf von
Rovern und Landern benötigen. Zukünftigen
Forschern auf der Marsoberfläche kann es
Erkenntnisse über Wasservorkommen dicht
unter der Marsoberfläche liefern – ebenso
kann es Kandidaten für Oasen des Lebens
auf dem Mars ausfindig machen.
Der größte Output der MSB Mission ist
jedoch der Eindruck, den die Mission in
der öffentlichkeit hinterlassen wird. Bei
unterdurchschnittlichen Kosten wird MSB
die Augen der Öffentlichkeit in eine bisher
nie da gewesene Position bringen. Durch
die Kameras der Gondel werden wir in der
Lage sein, den Roten Planeten in seiner
ganzen Groesse zu sehen, seine Canyons,
seine Vulkane, seine Krater, seine Hochebenen,
seine ausgetrockneten Seen, seine
Steinwüsten, alles erstmalig aus der Vogelperspektive.
Die erreichten Auflösungen sind
dabei teilweise mehr als eine Größenordnung
besser als die Auflösung der MOC Kamera
an Bord des Mars Global Surveyor. Die
Flughöhe liegt zwar bei konstant 7km über
NN, die wahre Höhe über Grund wechselt
während einer Marsumrundung jedoch
stark, so dass eine Reihe verschiedener
Auflösungen erzielt werden kann. Dieses ist
insbesondere für die Erstellung von Modellen
der Marsumgebung nützlich. Landungen
werden im Gegensatz zum französischen
Mars 96 Ballon vermieden, was die Lebensdauer
wesentlich erhöht.
Magnetometer, IR-Radiometer, IR-Spektrometer,
Nephelometer, Hygrometer, uvm..
Die MSB Mission ist machbar, ihr wissenschaftliche
Ausbeute beachtlich und das alles
zu einem sehr niedrigen Preis. Der MSB
ist prinzipiell simpler als Lander-, Rover-,
Flugzeug- und andere Ballonkonzepte und
genau deshalb auch erfolgversprechender.
Noch in diesem Jahrzehnt könnte die Mars
Society Ballon Mission starten.
Referenzen:
[1] MABS Presentation 9 May 1996 -
Agenda im Internet
htp:/lheawww.gsfc.nasa.gov/docs/baloon/MABS_9may1996/mabs_9may96.html
[2] Zubrin, Robert et. al.; "The Mars Aerial
Platform Mission: A Global Reconnaissance
of the Red Planet Using Super-Pressure
Balloons", 1993, AIAA 93 - 4741
In diesem Memorandum wurden nur zwei
mögliche Nutzlasten (Kameras/Radar) vorgestellt,
die Liste der möglichen Nutzlasten ist
jedoch nahezu unbegrenzt. Denkbar wären
auch Neutronenspektrometer, Gammastrahlenspektrometer,
Mikrowellenradiometer,
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Anlage 1:
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Anlage 2:
System 70’s
Description VEGA OBJS ADDBS ALBS ALEWS Mars’96 MAP MABVAP
Anzahl der erfolg-
Kein
reichen Aufblas- 2 Er- 2 Er- Kein Kein Kein Verversuche:
folge 1 Erfolg folge Erfolg Erfolg Versuch such 1 Erfolg
Alle Angaben laut JPL/NASA, die nicht erfolgreichen Aufblasversuche während eines
Abwurfes wurden nicht publiziert bzw. sind uns nicht bekannt. Die VEGA-Mission auf der
Vernus war ein voller Erfolg. Weitere Ballon-Missionen gab es nicht. Auf der Erde wurden
nach dem 2. Weltkrieg eine Vielzahl von hochfliegenden Ballons eingesetzt. U.a. auch zur
Spionage mit einfachen Kameras.
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