DE102008019666A1

DE102008019666A1 - Raumschiff der wiederverwendbaren Nutzung für den Flug zum Mars

Info

Publication number: DE102008019666A1
Application number: DE102008019666A
Authority: DE
Inventors: Alexander Rubinraut
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2008-04-18
Filing date: 2008-04-18
Publication date: 2009-10-22

Abstract

Das Raumschiff für mehrmalige Nutzung für den Flug zum Mars, das nach dem Typ des Raumschiffes „Spaceshuttle” ausgeführt ist, mit analogen Starttriebwerken und mit einem Raketenkomplexsystem für den Start von Erde und Einlauf in die Erdumlaufbahn und für den Flug von der Erdumlaufbahn zur Marsumlaufbahn, das ein Marschtriebwerk der geringen Zugkraft hat, der von der autonomen Atomenergiequelle gespeist wird, mit der Ausführung der Landung auf der Marsoberfläche und dessen Start vom Mars mit Hilfe der Starraketentriebwerke, das sich von den bekannten dadurch unterscheidet, dass
1. Zum Zwecke der bedeutenden Reduzierung der Flugzeit auf dem Raumschiff ein Marschelektroraketentriebwerk (8) montier wird mit einem äußeren Quermagnetfeld, dessen Konstruktion dem Gebrauchsmuster: DE2006007 717 U1 entspricht.

Das Raumschiff, ausgeführt wie im P. 1, das sich dadurch unterscheidet, dass
2. Zum Zwecke der weichen Landung auf der Marsoberfläche anstatt Flügel und des Schwanzleitwerks am Raketenheck mit Hilfe des Trägers (13) und...

Description

Die Erfindung gehört zur Konstruktion eines Raumschiffes, das für den Flug von der Erde bis auf die Oberfläche des Planeten Mars, den Start vom Mars und den Rückflug auf die Erdumlaufbahn bestimmt ist.
Konstruktionen von Raumschiffen für den Flug zum Mars, mit denen man vorhat, die ersten Expeditionen zum Mars zu verwirklichen, sind bekannt, bekannt sind auch technologische Systeme des Fluges zum Mars und der Rückkehr zur Erde, die eine etappenweise Lösung der Aufgabe vorsehen. [1], [2], [3], [4].
Die erste Etappe – Start der Rakete von der Erdoberfläche wird mit Hilfe der Starttriebwerke, analog zum Start des Raumschiffes „Spaceshuttle”, realisiert. Die zweite Etappe – der Überflug von der Erdumlaufbahn zur Marsumlaufbahn wird mit Hilfe des an Bord aufgestellten Elektroraketenmarschtriebwerks geringer Zugkraft ausgeführt. In der Arbeitskammer des Marschtriebwerks wird der Arbeitsstoff – Argon mit Hilfe der Bogenentladung bis zum Plasmazustand gebracht und bei der Interaktion des eigenen Magnetfeldes mit dem Strom bildet sich die Volumenkraft. Unter der Wirkung der elektrodynamischen Kraft wird der Arbeitsstoff aus der Düse gestoßen, wodurch Strahlschubkraft entsteht. Die Speisung des Raketenmarschtriebwerks wird vom Bordkernkraftwerk realisiert. Die dritte Etappe – die Marslandung des Schiffes wird mit Hilfe der Starttriebwerke durch Bremsmanöver in der Marsatmosphäre durchgeführt. Vierte Etappe – Marsaufenthalt. Während des Marsaufenthalts wird das vorgesehene Expeditionsprogramm ausgeführt und gleichzeitig wird die Rückkehr zur Erde vorbereitet, wofür auf der Marsoberfläche Geräte zur Herstellung des Kraftstoffes und Oxidators aufgestellt werden. Als Kraftstoff dient Methan, das aus Kohlendioxid der Marsatmosphäre und dem von der Erde mitgebrachten Flüssigwassersoff produziert wird. Als Oxidator dient Sauerstoff, der durch Elektrolyse des Wassers erzeugt wird, das bei der Synthese von Methan entsteht.
Fünfte Etappe – Start von der Marsoberfläche und Einlauf in die Marsumlaufsbahn wird mit Hilfe der Starttriebwerke, die mit Kraftstoff und Oxidator betankt sind, ausgeführt. Sechste Etappe – Überflug von der Marsumlaufbahn zur Erdumlaufbahn wird mit Hilfe eines Elektroraketenmarschtriebwerks ausgeführt.
Die siebente, die letzte Etappe – Landung der Besatzung auf der Erdoberfläche wird beabsichtigt, mit Hilfe einer wassernden Kapsel auszuführen, wie dies beim Raumflug des Schiffes „Apollo” der Fall war.
Die bekannten Konstruktionen von Raumschiffen für den Flug zum Mars haben Mängel

1. Länge Flugdauer. Die Flugdauer von der Erdumlaufbahn bis zur Marsumlaufbahn beträgt nicht weniger als 200 Tage. So viel Zeit braucht man auch für die Rückkehr zur Erde. Die Gesamtzeit der Durchführung der Expedition wird mit 500 Tagen geplant. Dies geschieht deshalb, weil die existierenden Raketenmarschtriebwerke die Entwicklung einer größeren Geschwindigkeit über 15 km/s. nicht zulassen.
2. Das Raumschiff kann für mehrere Flüge nicht benutzt werden. Dies geschieht deshalb, weil das bekannte technologische Schema bei der vierten Flugetappe vorsieht, nach der Produktion von Methan und Sauerstoff, die gesamten notwendigen Geräte auf der Marsoberfläche stehenzulassen.
3. Beschwerung der Flugmasse des Raumschiffes wegen der Notwendigkeit der Zustellung zur Marsumlaufbahn des Arbeitskörpers – Argon für die Rückreise.

Das Ziel dieser Erfindung besteht darin, die angegebenen Mängel der genannten Prototypen zu beheben, ein Raumschiff für den Flug zum Mars zu bauen, das um ein Mehrfaches die Flugdauer verringert und die Durchführung mehrmaliger wiederholter Flüge zum Mars ermöglicht.
Das technische Ergebnis, zu dessen Erreichung diese Erfindung gerichtet ist, soll die Verwirklichung regulärer bemannter Flüge zum Mars sein, wobei die Flugdauer um ein Mehrfaches geringer sein wird, als in den vorhandenen Projekten vorgegebenen ist, und durch die mehrmalige Nutzung des Raumschiffes sollen auch die finanziellen Kosten wesentlich verringert werden.
Um das angegebene Ergebnis zu erreichen, muss die Geschwindigkeit des Fluges des Raumschiffes von der Erdumlaufbahn zur Marsumlaufbahn um ein Mehrfaches vergrößert werden. Zu diesem Zwecke muss anstatt des existierenden Marschraketentriebwerks im Raumschiff ein Marschelektroraketentriebwerk installiert werden, dessen Konstruktion dem Gebrauchsmuster [5] entspricht.
Dieses Marschraketentriebwerk des Magnetoplasmatyps unterscheidet sich von den existierenden dadurch, dass er eine äußere supraleitende Erregerwicklung mit axialer Stromrichtung hat, um die sich das Magnetfeld generiert, das senkrecht (perpendikular) zur Triebwerkachse gerichtet ist. Der Wert der Tangentenkomponente des Magnetfeldes wird im Vergleich zu den existierenden dreimal größer. Infolgedessen vergrößert sich die Wechselwirkungskraft zwischen dem Strom und dem Magnetfeld und der Triebwerkschub wird dreimal größer. Da der Verbrauch des Arbeitskörpers dabei unverändert erhalten bleibt, vergrößert sich der Wert des spezifischen Impulses des Marschraketentriebwerks im Vergleich zu den existierenden auch auf das Dreifache. Die Fluggeschwindigkeit des Raumschiffes ist direkt proportional zum Wert des Raketentriebwerkschubs. Deshalb macht die Installierung des Marschraketentriebwerks es möglich, dass das Raumschiff eine Geschwindigkeit entwickelt, die dreimal größer ist als die der existierenden. Dabei wird sich der Flug von der Erd- zur Marsumlaufbahn und von der Mars- zur Erdumlaufbahn um das Dreifache reduzieren.
Die Anwendung des neuen Marschtriebwerks [5] bestimmt auch die Hauptkonstruktionskonzeption des Raumschiffes das auf dem Bild 1 dargestellt ist. In dieser Erfindung wird die Welterfahrung in der Konstruktion von Raumschiffen und vor allem die Patente der NASA in den Programmen „Apollo” und „Spaceshuttle” benutzt, die Prototypen der Erfindung sind. Das Raumschiff hat einen zylindrischen Körper 1, der in funktionale Zellen unterteilt ist. Im unteren Teil der Rakete 1 befindet sich die Zelle des Starttriebwerks 2, die nach dem Typ des Raumschiffes „Spaceshuttles” ausgeführt ist.
Auf dem Bild 1 sind die chemischen Starttriebwerke 3 dargestellt, deren Kraftstoff Wasserstoff und deren Oxydator Sauerstoff ist. Der Start des Raumschiffes wird ähnlich dem Start des Raumschiffes „Spaceshuttle” mit Hilfe der Hartbrennstoffbeschleuniger und der Triebwerke 3, mit Installierung eines hinausgetragen (außenangebrachten) Tanks für flüssigen Wasserstoff und Sauerstoff.
Über der Zelle der Starttriebwerke 2 befindet sich die Zelle des Atomkraftwerks 4, das für die Energiespeisung des Marschraketentriebwerks während des Fluges zur anderen Umlaufbahn sowie für die Energiespeisung aller Systeme des Schiffes vorgesehen ist.
Nach der Landung auf dem Planet Mars versorgt das Bordkraftwerk mit Elektroenergie den Prozess der Produktion von Treibstoff und des Oxydators für das Startraketentriebwerk zum Start und Einflug in die Marsumlaufbahn. Über der Zelle 4 befindet sich die Zelle 5 mit technologischer Ausrüstung, die für die Produktion von Treibstoff und des Oxydators beim Start von der Marsoberfläche und Erreichung deren Umlaufbahn notwendig sind. Als Treibstoff für das Startraketentriebwerk 3 dient Methan, das durch eine Synthesereaktion aus Kohlendioxid der Marsatmosphäre und Wasserstoff in Flüssigzustand, der von der Erde mitgebracht wurde, produziert wird. Im Ergebnis dieser chemischen Reaktion bildet sich auch Wasser, das durch Elektrolyse in Wasserstoff und Sauerstoff zerlegt wird. Der Sauerstoff wird als Oxydator des Starttriebwerks 3 benutzt, und der Wasserstoff wird abermals für die Erzeugung von Methan verwendet. In der Zelle 5 ist ein Ausrüstungskomplex untergebracht, der aus einem Verflüssiger von Kohlendioxid und Argon, einem Apparat zur Methansynthese, Elektrolyseur, Rohrleitungen, Verflüssiger von Methan, Wasserstoff und Sauerstoff besteht.
In den existierenden Prototypen [1], [2], [3] wird Methan und Sauerstoff außerhalb des Raumschiffsgehäuses, auf der Marsoberfläche produziert. Und nach dem Abschluss der Arbeiten der Produktionsfabrik von Treibstoff und Oxydator bleibt die gesamte Ausrüstung auf dem Mars liegen. Deshalb ist es nicht möglich, einen wiederholten Flug mit demselben Raumschiff auszuführen. Im Unterschied zu den Prototypen ist in der darbietenden Schiffskonstruktion die gesamte notwendige Ausrüstung an Bord der Zelle 5 aufgestellt, dies macht es möglich, dass das Raumschiff für wiederholte Marsflüge verwendet werden kann. In der Zelle 5 sind auch die chemischen Raketentriebwerke geringer Hubkraft aufgestellt, deren Düsen 6 während der Landung an der Marsoberfläche vorgerückt werden. Die Triebwerke 6 schaffen eine Schubkraft, die senkrecht zur Richtung der Schubkraft der Starttriebwerke 3 ist. Bei der Landung auf der Marsoberfläche arbeiten die Triebwerke 3 im Abbremsungsregime des Schiffes und die Triebwerke 6 machen es möglich, dass das Schiff sich horizontal bewegen kann. Die Kombination der vertikalen und horizontalen Bewegung gewährleistet eine weiche Landung des Schiffes auf der Marsoberfläche, so wie dies bei der Mondlandung des Landungsmoduls „Apollo” der Fall war.
Über der Zelle 5 befindet sich die Zelle 7, in der die Ausrüstung, die mit der Arbeit des Marschraketenantriebs verbunden ist, untergebracht. Das Marschraketentriebwerk 8 wird aus der Zelle 7 mit Hilfe des Trägers 9 vorgeschoben. Innerhalb der Zelle 7 sind Tanks-Kryostate mit dem Arbeitskörper Argon aufgestellt, das in Flüssigform aufbewahrt wird. Im oberen Teil des Schiffsgehäuses befindet sich die Zelle 10, in der die Besatzung mit allen notwendigen Systemen der Lebensversorgung untergebracht ist. Im Kegelteil der Zelle 10 befindet das Steuerpult des Schiffes. Zur Beobachtung des Raumes gibt es in der Kabine der Besatzung das Fenster 11. An der Oberfläche des Gehäuses des Schiffes 1 sind Tanks-Kryostate 12 angebracht. Sie sind für die Transportierung von Flüssigwasserstoff auf die Marsoberfläche vorgesehen. Im unteren Teil des Raketenkörpers ist anstatt der Flügel und des Heckleitwerks, wie dies beim Raumschiff „Spaceshuttle” der Fall ist, der Träger 13 mit den Gelenken 18 befestigt. Auf den Gelenken 18 werden Stützen montiert, die aus Spornen und Dämpfern 14 bestehen. Am Ende der Sporne befinden sich Schüsseln 16. Das Vorhandensein von amortisierenden Stützen macht es möglich, dass die Rakete eine stabile vertikale Position auf der Marsoberfläche nach der Landung einnimmt.
An der seitlichen Oberfläche der Dämpfer 14 werden die Heckstabilisatoren 17 montiert, die eine Dreieckform haben. Die Stabilisatoren 17 dienen zur Steigerung der Stabilität (Standfestigkeit) der Rakete bei der Bewegung in der Marsatmosphäre.
Auf dem Bild 2a wird die Vorrichtung zur Befestigung des Marschraketentriebwerks und die elektromagnetische Steuerung seiner Position im Weltraum gezeigt. Das Marschraketentriebwerk 1 wird auf dem Träger 2 mit Hilfe des Diskus 3 befestigt, der mit Hilfe des Sporns 4 befestigt wird. Für die Drehung in Beziehung auf die Diskusachse gibt es im unteren Teil des Triebwerkgehäuses 1 die Welle 5 und ein Lager. Die Konstruktion des Marschraketentriebwerks 1, die ausführlich in [5] gegeben ist, sieht die Montierung innerhalb des Gehäuses des Elektromagnets 6 mit einem starken ständigen Magnetfeld. Dieser Umstand wird für die Feststellung der Position des Marschtriebwerks im Raum und der Steuerung des Raumschiffes benutzt. Dies wird durch die Magnetzusammenwirkung der supraleitenden Erregerwicklung 6, die sich innerhalb des Gehäuses des Marschtriebwerkes 1 befindet, mit den äußeren Elektromagneten des Antriebsteuersystems verwirklicht. Für die Drehung des Marschantriebs bezüglich der vertikalen Achse an der äußeren Oberfläche des Diskus 3 sind Auskehlungen gemacht, in die zwei gegenseitig senkrechte Wicklungen 7 verlegt sind. Auf dem Bild 2b ist die gegenseitige Anordnung der Wicklungen am Diskus 3 dargestellt. Wenn man die Stromwerte bei jeder der Wicklungen ändert, so kann man im Raum die Winkellage des resultierenden Stroms und des magnetischen Flusses „α” drehen, wie dies auf dem Bild 2c dargestellt ist. Das Magnetfeld, das durch den Elektromagnet 7 erzeugt wird, der aus gegenseitig senkrechten Wicklungen besteht, dreht sich gegenüber der Diskusachse 3, und bei gegenseitiger Einwirkung (Wechselwirkung) mit dem Magnetfeld, das durch die Wicklung 6 erzeugt wird, wird der notwendige Drehwinkel des Marschantriebs 1 eingestellt. Auf dem Bild 2a sind vier ausfahrbaren Stützen 9 mit Elektromagneten 10 am Ende dargestellt. Sie dienen zur Drehung des Marschantriebs 1 gegenüber des Trägers 2. Die ausfahrbaren Stützen 9 bewegen sich parallel der Trägerachse 2 in den Lagern 11, die an den Träger montiert sind. Zwei Elektromagnete 9 drehen den Diskus, der im Gelenk 4 in der Fläche der Längsneigung befestigt ist, und zwei andere Elektromagnete führen die Drehung des Diskus in der senkrechten Fläche durch, indem der Rollenwinkel des Marschantriebs verändert wird. Um die gegenseitige Einwirkung zwischen dem Diskus 3 und den Elektromagneten 10 zu verstärken, wird auf der Innenseite des Diskus 3 ein Außenring in Form einer Felge 12 montiert, die aus ferromagnetischen Stoff hergestellt wird. Bei der Änderung des Stroms in den Elektromagneten 10 ändert sich die Kraft der magnetischen Wechselwirkung zwischen ihnen und der Wicklung 6, dabei bildet sich ein Drehmoment, der den Diskus 3 in der Fläche der Längsneigung und des Rollens dreht. Die gemeinsame Wirkung der gegenseitig senkrechten Wicklungen 7 und der Elektromagnete 10 machen es möglich, dass die Positionsstellung des Marschraketenantriebs im Raum mit notwendiger Präzision gesteuert werden kann.
Auf dem Bild 3 sind Behälterkonstruktionen dargestellt, die für die Transportierung von Flüssigwasserstoff an die Marsoberfläche vorgesehen sind. Das äußere Zylindergehäuse des Behälters 1 wird an den Raketenkörper angebracht.
Zur Verbesserung der aerodynamischen Charakteristik des Schiffes hat der Behälter einen kegelförmigen Aufsatz 2. Der Behälter dient zur Aufbewahrung von Flüssigkomponenten und hat die Konstruktion eines Kryostats. Er hat zwei innere zylindrische Hohlräume 3 und 4 und einen äußeren ringartigen Hohlraum 5 mit dem Stirnzylinder 6. Die Inneren Hohlräume 3 und 4 werden mit Flüssigwasserstoff und der äußere Hohlraum 5 mit Flüssigargon gefüllt, der im Kryostat als Kühlflüssigkeit benutzt wird. Während des Starts des Schiffes von der Marsoberfläche wird der Behälter 3 mit Flüssigsauerstoff und der Behälter 4 mit Flüssigmethan gefüllt. Der Kryostat hat eine äußere schirmluftleere Isolierung 7 und eine innere luftleere Isolierung 8. Die mechanische Befestigung des Hohlraumes 5 an den äußeren Behälter 1 wird mit Hilfe der zylindrischen Aufhängungen 9 ausgeführt. Die inneren Hohlräume 3 und 4 werden an den äußeren Hohlraum 5 mit Hilfe zylindrischen Aufhängungen 10 befestigt. Die Konstruktion der Aufhängungen ist in der Projektion a–b, Bild 3 dargestellt. Die zylindrische Aufhängung wird wie eine Warmbrücke ausgeführt, in der zur Steigerung des Wärmewiderstandes Ringeinschnitte 12 gemacht werden. Innerhalb des Raketenkörpers in der Parzelle 5 (Bild 1) ist das System der ununterbrochenen Produktion des Arbeitskörpers, Brennstoffes und des Oxydators für den Rückflug von der Marsoberfläche zur Erdumlaufbahn. Im Unterschied zu den bekannten Systemen basiert sie auf dem Prozess der Verflüssigung der Gasmischung der Marsatmosphäre. Das technologische Schema des Systems ist auf dem Bild 4 dargestellt. Im Raketenkörper wird der Verflüssiger 1 montiert, an dessen Eingang steigt die gasförmige Atmosphäre der Marsoberfläche hinein, die aus Kohlendioxid mit geringem Anteil von Argon und Stickstoff besteht. Das im Verflüssiger erhaltene Flüssigargon wird in den Kryostat 2 zugeführt und wird ferner als Arbeitskörper für den Marschraketenantrieb 3 verwendet. Ein Produkt der Verflüssigung ist auch das Flüssigkohlendioxid, das in die leeren Behälter– Kryostate 4 abgeführt wird, und wird im technologischen Prozess der Produktion von Brennstoff und des Oxydators verwendet. Flüssigkohlensäure und Flüssigwasserstoff, der im Behälter – Kryostat 5 von der Erde mitgebracht wurde, werden zum Eingang des Apparates 6 zugeführt, in dem infolge der chemischen Reaktion der Synthese Methan und Wasser gebildet werden. Die Reaktion wird mit Hilfe der Erwärmung ausgeführt, wofür innerhalb des Apparates 6 ein elektrisches Heizelement 7 montiert ist. Das im Apparat 6 erhaltene Wasser wird in den Elektrolyseur 8 zugeführt. Der durch die Elektrolyse des Wassers erhaltene Sauerstoff wird in den Verflüssigen 9 zugeführt und ferner im Flüssigzustand in den Behälter – Kryostat 5 abgegossen.
Das gasförmige Methan, das aus dem Apparat 6 aussteigt, wird in dem Verflüssiger 12 verflüssigt und wird ferner in den Kryostat 13 zugeführt. Der Flüssigwasserstoff aus dem Behälter-Kryostat 5 wird wieder in den Apparat 6 zur Methanproduktion sowie in den Kryostat der supraleitenden Wicklung der Erregung des Marschraketenantriebs 3 zugeführt. Die Flüssigkohlensäure, die sich im Kryostat 4 befindet, wird zur Vorkühlung der Gase verwendet. Zu diesem Zwecke werden montiert: ein Wärmeaustauscher des Methans 15, ein Wärmeaustauscher des Wasserstoffs 16 und ein Wärmeaustauscher des Sauerstoffs 17.
Der Flüssigsauerstoff, der sich im Kryostat 11 befindet, wird in das chemische Startraketentriebswerk 14 als Oxydator und das Flüssigmethan aus dem Kryostat 13 als Brennstoff zugeführt. Mit Hilfe des Startraketentriebswerks 14 wird der Start des Raumschiffes von der Marsoberfläche ausgeführt. Die gesamte Apparatur des technologischen Komplexes, einschließlich der Kompressoren, Pumpen, Verflüssiger sowie die Heizelemente des Apparates der Methansynthese 7 und der Elektrolyseur 8 erhalten ihre Energiespeisung vom Bordatomwerk, das sich in der Parzelle 4 befindet.
Das Raumschiff für den Flug zum Mars funktioniert folgendermaßen. Das Raumschiff wird auf dem Startplatz aufgestellt, und während der Vorbereitungszeit zum Start werden die Behälter des Startraketentriebwerkes, sowie der außenangebrachte Behälter (auf dem Bild 1 nicht dargestellt) mit flüssigem Wasserstoff und flüssigen Sauerstoff gefüllt. Gefüllt werden auch die Behälter des Raketentriebwerkes der horizontalen Bewegung 6. Die Behälter-Kryostate 12 werden mit Flüssigwasserstoff und Flüssigargon gefüllt. Mit Flüssigwasserstoff wird die Kammer der supraleitenden Erregerwicklung des Marschraketentriebwerks 6 (Bild 2) gefüllt. Mit Flüssigargon werden die Behälter des Arbeitskörpers gefüllt, die sich in der Parzelle 7 befinden.
Das Raumschiff startet senkrecht mit Hilfe zweier Harttreibstoffbeschleuniger. Nach dem Start des Raumschiffes, der ähnlich wie der Start des Raumschiffes „Spaceshuttle” vor sich geht, fliegt er die vorgesehene Erdumlaufbahn an, dabei werden die Gehäuse der Harttreibstoffbeschleuniger mit Fallschirmen zurück an die Erdoberfläche heruntergelassen, und der außenangebrachte Behälter des Startantriebs wird von der Rakete abgetrennt und verbrennt in den dichten Schichten der Atmosphäre. Während des Umlaufbahnfluges wird das Bordatomkraftwerk in Betrieb genommen, das sich in der Parzelle 2 befindet. Danach schiebt sich aus der Parzelle 7 der Träger 9 heraus an dem das Marschelektroraketentriebwerk 8 (Bild 1) befestigt ist. Der Strom wird in die supraleitende Erregerwicklung des Marschelektroraketentriebwerks 6 (Bild 2) geleitet. Durch Einstellung der Stromstärke in den Wicklungen der Elektromagnete des Diskus 7 und der beweglichen Elektromagnete 10 wird das Marschtriebwerk im Raum in die vorgesehene Flugbahn positioniert. Nach der Zuführung des Argons in die Arbeitskammer und der Spannung an die Elektroden beginnt das Triebwerk zu arbeiten, indem es die Trägheitsbewegung des Schiffes ändert. Unter der Wirkung der Zugkraft des Marschtriebwerks steigt die Schiffsgeschwindigkeit. Nach der Erreichung der zweiten Raumfluggeschwindigkeit verlässt das Raumschiff die Erdumlaufbahn und beginnt seine Bewegung in Richtung des Planeten Mars.
Die rationelle Bewegung des Raumschiffes setzt eine ununterbrochene Arbeit des Marschtriebwerks bis zum maximalen berechneten Wert von 45–50 km/s voraus. Ferner wird der Flug bei ausgeschaltetem Marschtriebwerk fortgesetzt. Während des Flugs wird das Marschtriebwerk periodisch zur Korrektur der Flugbahn entsprechend der berechneten eingeschaltet. Beim Anflug des Planeten Mars wird das Marschtriebwerk mit Hilfe der Elektromagneten des Diskus 7 und der beweglichen Elektromagneten 10 in die dem Flug des Raumschiffes entgegengesetzte Richtung gebracht. Das Marschtriebwerk wir ins Bremsarbeitsregime eingeschaltet. Die Fluggeschwindigkeit des Schiffes wird bis zur zweiten kosmischen Geschwindigkeit am Planeten Mars gesenkt. Das Raumschiff steigt in den Anziehungsbereich des Mars ein und beim Erreichen der ersten kosmischen Geschwindigkeit beginnt es sich um den Mars nach der vorgegebenen Umlaufbahn bewegen. Die Entfernung von der Erde bis zum Mars beträgt 100 Mio. km, diese Entfernung bewältigt das Schiff in 40 Tagen. Während des Fluges um die Marsumlaufbahn wird das Marschelektrotriebwerk 8 abgeschaltet. Mit Hilfe des Trägers 9 wird es in das Innere der Parzelle 7 gebracht. Die chemischen Raketentriebwerke der horizontalen Bewegung 6 werden aus der Parzelle 5 herausgeschoben und in die Position gebracht. Nach dem Manöver des Raumschiffes mit der Drehung um 180° werden die Startraketentriebwerke 3 eingeschaltet. Die Geschwindigkeit des Schiffes verringert sich, es verlässt die Marsumlaufbahn und bewegt sich zur Marsoberfläche. Beim Eingang in die Marsatmosphäre manövriert das Schiff. Dabei wird seine Lage in der Atmosphäre mit der Schwanzstabilisatoren 17 stabilisiert. Beim Flug in nicht großer Höhe, bewegt sich das Schiff mit kleiner Geschwindigkeit über der Marsoberfläche mit Hilfe der Triebwerke 3, die eine senkrechte Zugkraft erzeugen, und der Triebwerke 6, die eine horizontale Zugkraft erzeugen, analog zu dem, wie das beim Weltraummodul „Apollo” bei der Mondlandung war.
Ferner vollbringt das Schiff eine weiche Landung auf dem vorgegebenen Marsoberflächenabschnitt. Dank den Federnspornen 15 mit Schüsseln am Ende 16, stellt das Schiff nach der Berührung der festen Oberfläche seine vertikale Position wieder her. Die Besatzung des Raumschiffes steigt aus der Parzelle 10 auf die Marsoberfläche zur Durchführung des Expeditionsprogramms aus.
Es beginnt die Vorflugvorbereitung zur Rückkehr auf die Erde. Zu diesem Zwecke wird der Argonverflüssiger 1 (Bild 3) eingeschaltet, an dessen Eingang ständig die Marsatmosphäre zufließt. Das Flüssigargon wird in den Behälter 2 abgegossen. Die bei der Argonverflüssigung erhaltene Kohlensäure wird in den während des Fluges lehr gewordenen Behälter zur Aufbewahrung des Arbeitskörpers 4 abgegossen. Der Erhitzer 7 im Apparat für Methansynthese 6 eingeschaltet. Nachdem sich am Ausgang des Apparats 6 Wasser gebildet hat, wird der Elektrolyseur 8 eingeschaltet. Nach dem Erhalt der ersten Portion von Flüssigwasserstoff und Flüssigsauerstoff am Ausgang aus den Verflüssiger 9 und 10 sowie Flüssigmethan am Ausgang aus dem Verflüssiger 12, wird der ununterbrochene Prozess der Produktion von Treibstoff, des Oxydators und des Arbeitskörpers für den Rückflug auf das automatische Arbeitsregime umgestellt. Nach der Aufspeicherung der notwendigen Menge von Flüssigmethan, -sauerstoff und -argon wird der Prozess angehalten. Der Leerraum 4 (siehe Bild 3) des Kryostatbehälters ist mit Flüssigmethan, der Lehrraum 3 mit Flüssigsauerstoff und die Lehrräume 5 und 6 mit Flüssigargon gefüllt. Abgeschaltet wird der Apparat für Methansynthese 6 (siehe Bild 4) und der Elektrolyseur 8. Ferner werden die Verflüssiger 1, 9, 10, 12 abgeschaltet. Der Prozess der Ansammlung der Kryogenkomponenten für den Rückflug nimmt bis zu 30 Tage in Anspruch.
In dieser Zeit erfüllt die Besatzung das vorgemerkte Programm der Expedition und führt die Kontrolle des technologischen Prozesses der Produktion von Treibstoff, des Oxydators und Arbeitskörpers durch. Beim Start des Raumschiffes von der Marsoberfläche werden die Startraketentriebwerke 3 eingeschaltet. Das Schiff fliegt durch die Marsatmosphäre und steigert seine Geschwindigkeit bis zur ersten kosmischen Marsgeschwindigkeit. Beim Marsbahneinlauf werden die Triebwerke 3 abgeschaltet. Aus der Parzelle 7 schiebt sich das Marschelektroraketentriebwerk 8 heraus.
Nach der Einschaltung des Stroms in die supraleitende Erregerwicklung des Triebwerks 6 (Bild 2), wird mit Hilfe der Elektromagnete 7 und 10 das Triebwerk im Raum entsprechend der berechneten Richtung der Zugkraft ausgerichtet. In die Arbeitskammer des Marschtriebwerks 8 (Bild 1) wird vom Behälter 12 Argon zugeführt. Vom Generator des Bordatomkraftwerkes 4 wird an die Elektroden des Triebwerkes 8 Spannung zugeführt. Unter der Wirkung der Zugkraft steigt die Geschwindigkeit des Schiffes. Beim Erreichen der zweiten kosmischen Geschwindigkeit verlässt das Raumschiff die Marsumlaufbahn und schlägt die Richtung zum Planeten Erde ein. Das Schiff bewegt sich mit dem eingeschalteten Marschtriebwerk bis zur Erreichung des maximalen berechneten Geschwindigkeitswertes von 45–50 km/s. Ferner wird das Marschtriebwerk nur periodisch zur Korrektur der Flugbahn eingeschaltet. Beim Anfliegen der Erde wird mit Hilfe der Elektromagnete des Orientierungssystems 7 und 10 (Bild 2) das Marschtriebwerk in die Richtung positioniert, die der Richtung des Schiffes entgegengesetzt ist. Das Triebwerk 8 wird eingeschaltet, es arbeitet nun im Bremsregime. Die Geschwindigkeit des Raumschiffes verringert sich bis zur ersten kosmischen Geschwindigkeit auf der Erde. Das Schiff beginnt nach der vorgegebenen Umlaufbahn um die Erde zu kreisen. Die Korrektur des Umlaufbahnflugs wird ferner mit Hilfe des Marschtriebwerks 8 ausgeführt. Der Flug von der Marsumlaufbahn bis zur Erdumlaufbahn nimmt 40 Tage in Anspruch. Also braucht man für die gesamte Expedition 110 Tage. Von der Erde fliegt zum Austausch der Besatzung ein Raumschiff „Spaceshuttle”, das sich mit Hilfe des typischen Kopplungsknotens an das Marsraumschiff andockt. Der Spaceshuttle bringt zum Raumschiff an der Umlaufbahn Flüssigargon und Flüssigwasserstoff, die in die Behälter-Kryostate 12 abgegossen werden, sowie alle erneuerbaren Komponente der Lebenssicherungssysteme. Nach der Ausladung bringt der Spaceshuttle die Astronauten, die auf dem Mars waren, zurück zur Erde. Das Raumschiff ist zum wiederholten Flug bereit.
Somit ermöglicht die vorgelegte Konstruktion des Raumschiffes für den Flug zum Mars mit Anwendung des Marschelektroraketentriebwerks mit einem Queraußenmagnetfeld, das durch eine supraleitende Wicklung erzeugt wird die Flugdauer, im Vergleich zu den existierenden Projekten um ein Mehrfaches zu reduzieren.
Das vorgelegte technologische Schema, das auf der Verflüssigung der Marsatmosphäre basiert, deren Komponente zum Zwecke des Erhalts von Flüssigargon als Arbeitskörper für das Marschtriebwerk und flüssiger Kohlensäure notwendig sind, die als Ausgangsprodukt zum Erhalt von Treibstoffkomponenten und des Oxydators für das Starttriebwerk verwendet wird. Dies ermöglicht ein Raumschiff für mehrmalige Nutzung zu bauen. Im Ergebnis wird eine bedeutende Kürzung der finanziellen Ausgaben für die Marsexpedition erreicht.
Literatur:

1. Zubrin. R. Wagner R Unternehmen Mars, Heyne Verlag München 1997
2. NASA 1997: Human Exploration of Mars (NASA SP7101)
3. S. Karamanolis. Der Flug zum Mars Elektra 2000
4. US Patent 5,407,152
5. Gebrauchsmuster DE 20 2006 007 717 01

Claims

Das Raumschiff für mehrmalige Nutzung für den Flug zum Mars, das nach dem Typ des Raumschiffes „Spaceshuttle” ausgeführt ist, mit analogen Starttriebwerken und mit einem Raketenkomplexsystem für den Start von Erde und Einlauf in die Erdumlaufbahn und für den Flug von der Erdumlaufbahn zur Marsumlaufbahn, das ein Marschtriebwerk der geringen Zugkraft hat, der von der autonomen Atomenergiequelle gespeist wird, mit der Ausführung der Landung auf der Marsoberfläche und dessen Start vom Mars mit Hilfe der Starraketentriebwerke, das sich von den bekannten dadurch unterscheidet, dass 1. Zum Zwecke der bedeutenden Reduzierung der Flugzeit auf dem Raumschiff ein Marschelektroraketentriebwerk (8) montier wird mit einem äußeren Quermagnetfeld, dessen Konstruktion dem Gebrauchsmuster: DE2006007 717 U1 entspricht. Das Raumschiff, ausgeführt wie im P. 1, das sich dadurch unterscheidet, dass 2. Zum Zwecke der weichen Landung auf der Marsoberfläche anstatt Flügel und des Schwanzleitwerks am Raketenheck mit Hilfe des Trägers (13) und der Scharniere (18) Stützen montiert werden, die aus Sporen (15) und Dämpfer (14) bestehen, am Ende der Sporen befinden sich Schüsseln (16). Das Raumschiff, ausgeführt wie im P. 1, P. 2 und das sich dadurch unterscheidet, dass 3. Zum Zwecke der Stabilisierung der Rakete bei der Bewegung in der Marsatmosphäre vor seiner Landung auf der Oberfläche auf der Rakete Schwanzstabilisatoren in der Dreieckform (17) aufgestellt werde, die an der Seitfläche der Dämpfer (14) befestigt werden. Das Raumschiff, ausgeführt wie in P. 1, 2, 3 und das sich dadurch unterscheidet, dass 4. Das Marschelektroraketentriebwerk auf dem aus der Parzelle herausziehbaren Träger (2) (Bild 2) aufgestellt wird, an dessen Ende sich der Diskus (3) befindet, in dem das Marschtriebwerk mit Hilfe der Welle (5) sich um die vertikale Achse dreht, dabei dreht sich selbst der Diskus mit Hilfe des Scharniers (4) bezüglich des Trägers (2). Das Raumschiff, ausgeführt wie in P. 1, 2, 3, 4 und das sich dadurch unterscheidet, dass 5. Die Einstellung der Position des Marschtriebwerk im Raum durch die magnetische Wechselwirkung der supraleitenden Erregerwicklung, die sich innerhalb des Triebwerkgehäuses befindet, mit den außerhalbbefindlichen Elektromagneten des Triebwerksteuerungssystems, die an dem drehenden Diskus und den herausziehbaren Stützen befestigt sind, vor sich geht. Das Raumschiff, ausgeführt wie in P. P. 1, 2, 3, 4, 5 und das sich dadurch unterscheidet, dass 6. Die Drehung des Marschtriebwerkes bezüglich der vertikalen Achse wird durch die Änderung des Stroms in den zwei gegenseitig senkrechten Wicklungen ausgeführt, die sich in äußeren Diskusfläche befinden, dabei bewegt sich der resultierende Vektor des Magnetfeldes, der durch zwei Wicklungen entsteht, um die Diskusachse und bewegt das Marschtriebwerk auf den notwendigen Winkel Das Raumschiff, ausgeführt wie in P. P. 1, 2, 3, 4, 5, 6 und das sich dadurch unterscheidet, dass 7. Die Drehung des Marschtriebwerkes bezüglich des tragenden Trägers wird durch Änderung des Stroms in den Elektromagneten ausgeführt, die auf vier herausziehbaren Stützen aufgestellt sind, die sich parallel der Trägerachse bewegen in den an ihr befestigten Lagern. Dabei führen zwei Elektromagnete die Drehung des Diskus in der Längsneigungsfläche aus und die zwei anderen Elektromagnete führen die Drehung des Diskus in der senkrechten Fläche aus, dadurch ändert sich der Querneigungswinkel des Marschtriebwerkes. Das Raumschiff, ausgeführt wie in P. P. 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7 und das sich dadurch unterscheidet, dass 8. Zur Steigerung der magnetischen Wechselwirkung wird zwischen dem Diskus, bezüglich dessen sich das Marschtriebwerk dreht, und den herausziehbaren Elektromagneten in der Innenseite des Diskus ein äußerer Ring (12) in Form eines Reifens installiert, der aus ferromagnetischem Stoff hergestellt wird. Das Raumschiff, ausgeführt wie in P. P. 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8 und das sich dadurch unterscheidet, dass 9. Zum Zwecke der Verringerung der Verdampfung des Flüssigwasserstoffs und seiner Aufbewahrung während der Zustellung auf den Mars, wo er für die Produktion von Methan als Raketentreibstoff verwendet wird, werden außen im mittleren Teil der Rakete Behälter-Kryostate montiert, in denen als Kühlungsflüssigkeit der Arbeitskörper des Marschtriebwerks Argon verwendet wird. Das Raumschiff, ausgeführt wie in P. P. 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9 und das sich dadurch unterscheidet, dass 10. Der Behälter-Kryostat hat eine äußere Abschirmvakuumisolierung (7) (Bild 3), eine zylindrische Kammer (6), einen zylindrischen Hohlraum (5), der mit Flüssigargon gefüllt ist, sowie zwei innere Behälter, in denen Flüssigwasserstoff aufbewahrt wird (3, 4), und während des Starts des Schiffes von der Marsoberfläche wird ein Behälter mit Flüssigmethan und der andere mit Flüssigsauerstoff gefüllt. Das Raumschiff, ausgeführt wie in P. P. 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10 und das sich dadurch unterscheidet, dass 11. Die mechanische Befestigung der inneren Behälter des Kryostats mit Hilfe von Warmbrücken (9, 10) ausgeführt wird, die die Form von Metallzylinder haben, die zur Steigerung des Warmwiderstandes Quereinschnitte haben (12). Das Raumschiff, ausgeführt wie in P. P. 1–11 und das sich dadurch unterscheidet, dass 12. Innerhalb des Raketenkörpers befindet sich das einheitliche System der ununterbrochenen Produktion des Arbeitskörpers, des Treibstoffs und des Oxydators für den Flug vom Planet Mars zur Umlaufbahn des Planeten Erde, das auf dem Prozess der Verflüssigung der Marsatmosphäre beruht; wofür im Raketenkörper ein Verflüssiger aufgestellt wird, an dessen Eingang die Marsatmosphäre fließt und am Ausgang bildet sich Flüssigargon und flüssige Kohlensäure (Kohlendioxid), die für die Produktion von Methan und Sauerstoff verwendet wird. Das Raumschiff, ausgeführt wie in P. P. 1–12 und das sich dadurch unterscheidet, dass 13. Flüssige Kohlensäure und Flüssigwasserstoff, der im Behälter-Kryostat von der Erde mitgebracht wurde, werden an den Eingang des Apparats zugeführt, in dem infolge einer chemischen Reaktion mit Hilfe der Erwärmung eine Synthese des Methans und Bildung von Wasser, das zum Elektrolyseur geleitet wird, der in derselben Parzelle der Rakete untergebracht ist. Das Raumschiff, ausgeführt wie in P. P. 1–13 und das sich dadurch unterscheidet, dass 14. Zum Zwecke der Steigerung der Wirtschaftlichkeit des ununterbrochenen Prozesses der Erzeugung der Komponente des Treibstoffs und des Oxydators wird mit Hilfe der flüssigen Kohlensäure die Abkühlung der Gasen vorgenommen, wofür am Ausgang des Apparats für Methansynthese und am Ausgang aus der Elektrolyse Wärmeaustauscher aufgestellt werden. Das Raumschiff, ausgeführt wie in P. P. 1–14 und das sich dadurch unterscheidet, dass 15. Die vorher abgekühlte Gasen: Wasserstoff, Sauerstoff und Methan werden in die am Bord der Rakete aufgestellten Verflüssigen zugeführt und nach der Verflüssigung in die Behälter-Kryostate abgegossen. Dabei wird das Flüssigwasserstoff wieder in den Apparat für den Erzeugung von Methan sowie in den Kryostat der supraleitenden Erregerwicklung des Marschraketentriebwerks zugeführt.