Die Ausbeutung des Roten Planeten

Dieser Aufsatz des visionären Raumfahrtpioniers Krafft Ehricke ist im Oktober 1975 entstanden und beschreibt detailliert, wie in fünf Phasen über 12 Jahre hinweg auf dem Mars eine menschliche Kolonie, eine Rohstoff- und Fertigungsindustrie und auch ein Tourismuszweig entstehen kann. Dies ist eine exklusive Erstveröffentlichung, alle Grafiken stammen vom Autor.

1. Einleitung

Die Entwicklung der Beziehung von Mensch und Umwelt folgt einem grundsätzlichen Muster, das bereits in der Gesamtentwicklung und Ausbreitung des Lebens vorgezeichnet, aber erst im Menschen zu einem bewussten Vorgang erhoben ist: Entdeckung, Erforschung und Erschließung.

Gewöhnlich stehen Entdeckung und Erforschung in einem sich gegenseitig fördernden Wechselspiel. Die Entdeckung der „Marskanäle“ durch Giovanni Schiaparelli hat der Marsforschung einen starken Auftrieb verliehen, der auch die Wahl des Mars als ein bevorzugtes Ziel unbemannter Proben stark beeinflusst hat. Die Entdeckung mondähnlicher Kraterlandschaften durch die „Mariner 6“-Sonde 1969 führte zu einer Krise in den modernen Vorstellungen der Marswelt und machte die eingehendere Erforschung durch die „Mariner 9“-Sonde 1971 nur noch dringlicher, da von den Ergebnissen das Schicksal der Pläne, auf dem Mars nach Leben zu suchen, abhing.

„Mariner 9“ brachte entscheidende neue Entdeckungen, welche die Natur der Marsumwelt deutlich von der des Mondes abgrenzten und ihr eine Zwischenstellung zwischen Erde und Mond zuwiesen. Trotzdem ähneln die Verhältnisse auf dem Mars in vieler Hinsicht mehr denen des Mondes. Vom Standpunkt der Erschließung entspricht die Marswelt mehr erleichterten Mondbedingungen als erschwerten Erdbedingungen.

2. Erschließungsphasen

Wegen der grösseren Entfernung, verglichen zum Mond, spielt das unbemannte Raumgerät eine dauerhaftere und bedeutendere Rolle in der Erforschung des Mars. Diese Rolle wird auch bei der Erschließung groß sein. Die erste bemannte Landung aber bedeutet die letzte Etappe in der Erforschung und den Anfang der Erschließung des Mars.

Die Erschließung kann in drei Hauptphasen gegliedert werden – Zugang, örtliche Nutzung und industrielle Ausbeutung (Abb. 1). Die erste Phase umfasst die technische Fähigkeit, mit bemannten Geräten den Mars zu erreichen, auf ihm zu landen, unabhängig von der Umwelt zu leben und zur Erde zurückzukehren. Die zweite Phase schließt die technische Fähigkeit ein, zu einem gewissen Grade von der Umwelt abhängig zu leben und zu arbeiten. Dies ist eine logische Voraussetzung der dritten Phase, der Ausbeutung von Marsressourcen in grösserem, industriellem Maßstabe. Im Laufe dieser Entwicklung muss sich der Verkehrssektor der ersten Phase laufend verbessern, um eine technische Entwicklung der zweiten und dritten Phase wirtschaftlich attraktiv zu machen.

Abbildung 1. Die drei Hauptphasen der Erschließung des Mars: Zugang, örtliche Nutzung und industrielle Ausbeutung. — **Abbildung 1.** Die drei Hauptphasen der Erschließung des Mars: Zugang, örtliche Nutzung und industrielle Ausbeutung.

Bei der Erschließung des Mars rücken also wirtschaftliche neben den technischen Forderungen in den Vordergrund, Damit ergibt sich die Frage nach dem Zweck, der bei der Forschung noch aus der Natur der Tätigkeit folgt, selbst noch in der zweiten Phase, sofern sie die bemannte Etappe der Marsforschung wirkungsvoller und kosteneffektiver gestaltet.

Der Wert der industriellen Ausbeutungsphase kann jedoch nur auf wirtschaftlicher Basis beantwortet werden. Dabei muss jedoch der derzeitig wahrscheinliche oder mögliche wirtschaftliche Rahmen zugrunde gelegt werden, nicht der gegenwärtige. Da örtliche Nutzung und industrielle Ausbeutung ineinander übergehen werden (sofern eben eine industrielle Ausbeutung postuliert werden darf), werden die beiden Phasen im folgenden bis auf spezielle Ausnahmen gemeinsam behandelt.

Grundsätze der Wirtschaftlichkeit werden bei der Erschließung von Anfang an berücksichtigt. Die Notwendigkeit dafür ergibt sich bereits aus der groben funktionellen Aufschlüsselung der Nutzungs- und Industriephasen, die in Abbildung 2 dargestellt ist.

Abbildung 2. Die Nutzungs- und Industriephasen bei der Erschließung des Mars. — **Abbildung 2.** Die Nutzungs- und Industriephasen bei der Erschließung des Mars (nicht vollständig).

Die einzigen Produkte, für die ein Ausfuhrmarkt vorhanden sein kann, sind Materialprodukte und, wie weiter unten erläutert, die außergewöhnlichen Naturschönheiten des Roten Planeten (Touristenindustrie). Energieversorgung stellt, wirtschaftlich gesehen, eine „Dienstleistung“ dar, deren Kosten in das „erkäufliche“ Endprodukt (Materialprodukte, Tourismus) eingeht. Die in den einzelnen Entwicklungsstufen, besonders aber in der industriellen Phase benötigte Energie muss daher so billig wie möglich erzeugt werden.

Informationssysteme, Energieversorgung, der Bio-Sektor und die benötigten Verkehrsmittel (interplanetarisch, im Marsraum und auf der Oberfläche) stellen die Infrastruktur für eine voll entwickelte Ausbeutung des Roten Planeten dar. Es ist daher nötig, den Mars von verschiedenen Gesichtspunkten zu betrachten: Als Lebensraum und Ressourcenquelle, als Verkehrsziel und als Wirtschaftsraum.

3. Das Marssystem als Lebensraum und Ressourcenquelle

Das Marssystem besteht aus dem Planeten und seinen Monden Phobos und Deimos. Abbildung 3 zeigt die beiden Mondbahnen und die „24-Stundenbahn“ (areosynchrone Bahn, ASB) im korrekten Maßstab. Diese Bahn, welche in 6 Marsradien etwas innerhalb der Deimos-Bahn liegt, ist für die Erschließung des Marsraumes von Bedeutung. Das Marssystem besteht aus drei Makroumwelten: Raumbahnen, Mondoberflächen und Marsoberfläche.

Abbildung 3. Die beiden Mondbahnen des Mars und die „24-Stundenbahn“ (areosynchrone Bahn) im korrekten Maßstab. — **Abbildung 3.** Die beiden Mondbahnen des Mars und die „24-Stundenbahn“ (areosynchrone Bahn) im korrekten Maßstab.

3.1 Raumbahnumwelt

Die Raumbahnumwelt unterscheidet sich von der irdischen in zweierlei Hinsicht. Sie liegt in einem schwächeren Gravitationsfeld und in einem schwächeren Strahlungsfeld der Sonne. Das schwächere Schwerefeld erleichtert den Verkehr zwischen Raumbahnen und macht daher schnellere Verbindungen mittels elektrisch angetriebener Raumschlepper bei sehr geringem Treibstoffverbrauch möglich. Das ist von wirtschaftlicher Bedeutung für die Wartung und Versorgung von Kommunikations- und Marsbeobachtungs-Satelliten sowie anderen Satelliten in der ASB von einem orbitalen Mars-Stützpunkt in einer marsnäheren Bahn. Es erleichtert auch die Versorgung von Mars-Raumfabriken mit Rohmaterialien von den Marsmonden.

Die Sonnenenergie pro Flächeneinheit beträgt etwa 43 Prozent des Wertes im irdischen Raum (0,585 gegenüber 1,36 kW/m²); also doppelte Fläche für die gleiche Energiemenge. Der Durchmesser der Sonne ist im Mittel auf 0,35° reduziert, verglichen zu 0,53° auf der Erde. Wegen der elliptischen Marsbahn schwankt der Sonnendurchmesser zwischen 0,39° (Perihelion) und 0,32°. Von einer Bahn gleicher Höhe über der Oberfläche kann also das reflektierte Licht schärfer auf die Marsoberfläche als auf die Erdoberfläche fokussiert werden. In der Raumbahnumwelt des Mars ist Sonnenenergie also durchaus noch eine brauchbare Energiequelle. Als Lebensraum ist die Raumbahnwelt im wesentlichen der irdischen vergleichbar, so dass alle hier durchgeführten Entwicklungen von Raumstationen und Raumfabriken auf die Raumbahnumwelt des Mars anwendbar sind.

3.2 Mars, Mond, Umwelt

Die Marsmondoberflächen bieten Umwelten, die hinsichtlich Vakuum und Oberflächenmaterialien sicher unserem Mond vergleichbar sind. Die Oberflächenschwere entspricht derjenigen kleiner Planetoiden, aber mit dem großen Vorteil, dass die Monde nicht schnell rotieren, sondern dem Mars immer die gleiche Seite zuwenden. Dadurch wird das Landen und Verweilen auf ihrer Oberfläche sehr erleichtert im Vergleich zu den Bedingungen auf vielen Planetoiden. Für Phobos als dem grösseren Mond ergibt sich aufgrund seiner Rotationsgeschwindigkeit an einem Oberflächenpunkt 15 km vom Drehzentrum eine Fliehkraft von 800 Millionstel Erdschwere (8 · 10^-8g). Dagegen dürfte die Schwerkraft an diesem Punkt kaum weniger als 10^-4 g sein, also etwa 1000mal so stark wie die Fliehkraft. Geräte auf der Oberfläche brauchen demnach nicht vertäut zu werden, um zu verhindern, dass sie von der Fliehkraft der Rotation weggeschleudert werden, was industrielle Arbeiten sehr begünstigt. Das gleiche gilt für Deimos.

Abbildung 4. Dieses Bild des Marsmondes Phobos ist eine Montage aus drei einzelnen Aufnahmen, die Viking 1 während eines ihrer Vorbeiflüge an Phobos 1978 aufgenommen hat. Der große Krater (größtenteils im Dunkeln) oben links im Bild ist der Krater Stickney. Bild: NASA — **Abbildung 4.** Dieses Bild des Marsmondes Phobos ist eine Montage aus drei einzelnen Aufnahmen, die Viking 1 während eines ihrer Vorbeiflüge an Phobos 1978 aufgenommen hat. Der große Krater (größtenteils im Dunkeln) oben links im Bild ist der Krater Stickney. Bild: NASA

Abbildung 4 zeigt eine Nahaufnahme von Phobos. Die kraterbedeckte Oberfläche deutet auf erhebliche Festigkeit der Phobosmaterie. Die sichtbare Oberfläche umfasst nahezu 600 Quadratkilometer. Hamburg hätte bequem darauf Platz, aber nicht Groß-Berlin. Die Oberfläche der Marsmonde dürfte hauptsächlich aus Mineralien bestehen, die einen hohen Prozentsatz von Silikaten des Eisens und Magnesiums aufweisen, denn vieles spricht dafür, dass sie am äußeren Rand des Schuttwirbels entstanden, der zur Marsbildung führte – dass sie also nicht eingefangene Planetoiden sind. Daher werden ihre Minerale auch weniger chemisch gebundenes Wasser aufzuweisen haben (sofern sie nicht wie Mondgesteine völlig trocken sind), als man es von Planetoiden-Material erwarten darf. Auf dieser Basis dürften die von den Marsmonden angebotenen Rohstoffe hauptsächlich aus Silizium, Sauerstoff, Magnesium, Eisen und geringen Promille-Sätzen von schweren Metallen höherer Schmelzpunkte und Kohlenstoff bestehen.

Als Lebensraum bietet Phobos mehr Vorteile, hauptsächlich wegen seiner grösseren Masse (etwas höhere Schwerkraft) und der grösseren Nähe zur Marsoberfläche. Getunnelte Wohnanlagen bieten grösseren Schutz vor Meteoriten und bessere Temperaturkontrolle als eine künstliche Station. Baumaterial steht örtlich zur Verfügung und Vorräte (z. B. vom Mars geliefertes Wasser oder aus dem Phobos oder durch Wasserzersetzung produzierter Sauerstoff sowie andere Flüssigkeiten) können in praktisch beliebigen Mengen und unter leicht kontrollierbaren Temperaturbedingungen gelagert werden.

Diese Vorteile mögen den etwas höheren Energieverbrauch für Transporte von der Marsoberfläche, verglichen zum Aufstieg zu einer Raumstation in niedrigerer Bahn, rechtfertigen. Wegen der lockeren Marsatmosphäre müsste eine Raumstation zumindest in etwa 1000 km Höhe umlaufen. Nimmt man an, eine Marsfähre steigt zunächst in eine 200 km hohe Parkbahn, dann beträgt die Summe der beiden Manöver zum Aufstieg in die 1000 km Bahn mindestens 320 m/s, während zum Aufstieg in die Phobosbahn mindestens 1250 m/s erforderlich sind, also der 13,5-fache Energiebedarf. Aber der absolute Unterschied beträgt nur 910 m/s. Da Wasserstoff sowie Sauerstoff örtlich verfügbar sind (beides auf dem Marsboden, Sauerstoff auf Phobos), ist der Unterschied wirtschaftlich gesehen nicht groß. Die Bahn des Phobos ist leicht elliptisch. Am marsnächsten Punkt ist Phobos etwa 5844 km, am fernsten Punkt 6236 km über der Marsoberfläche. Die Differenz von 400 km beeinflusst den Energiebedarf sehr wenig. Man darf also Phobos als den prinzipiellen orbitalen Lebensraum und Umschlagplatz in der fortgeschrittenen Nutzungsphase und der industriellen Phase ansehen.

3.3 Marsumwelt

Die Marsoberfläche selbst bietet eine, wenn auch dünne Atmosphäre, Wasser und eine große Vielfalt von areologischen Regionen, wie in Abbildung 5a und 5b vereinfacht dargestellt.

Abbildungen 5a und 5b. Übersicht über die Oberflächenstruktur des Mars. — **Abbildungen 5a und 5b.** Übersicht über die Oberflächenstruktur des Mars.

3.3.1 Physiographische Eigenschaften

Ähnlich wie auf dem Mond besteht die südliche Halbkugel hauptsächlich aus kraterbedeckten Hochländern, während auf der nördlichen Halbkugel riesige flache, mare-ähnliche Lavaebenen vorherrschen, die im allgemeinen mehrere Kilometer unterhalb des durchschnittlichen Niveaus der Südhalbkugel liegen.

Diese Nord-Süd-Teilung ist vor allem auf der westlichen Hemisphäre (0° bis 180° Länge) unterbrochen durch riesige vulkanische Gebiete (Terrain Nr. 6 in Abbildung 5a), aus denen Großvulkane hervorragen, deren gewaltigster Vertreter der „Olympus Mons“ ist mit 600 km Basisdurchmesser und 25.000 m Höhe über seiner Umgebung. Nordwestlich und westlich des Olympus Mons liegen große Gebiete (Nr. 13) mit parallelen Gebirgszügen von 1 bis 5 km Breite und bis zu 100 km Länge.

Östlich der großen vulkanischen Region erstrecken sich große kraterbedeckte Ebenen (Nr. 7, 8). In diesen Gebieten, etwas südlich vom Äquator, liegt das westliche Ende eines gewaltigen Systems von Tälern, „Kanälen“, flussbettartigen Rillen und Bergschluchten (Canyons) (Nr. 11). In einem riesigen Bogen erstreckt sich das „Chasm Marineris“ genannte System von der südlichen auf die nördliche Halbkugel über mehr als 60 Längengrade. Das großartigste Gebilde in diesem System, das sich über 2500 km (die gesamte Breite der Vereinigten Staaten) erstreckt, ist ein gigantisches Tal, „Tithonium Chasma“ genannt, etwa 75 km weit, bis zu mehreren Kilometern tief und über 500 km lang, im „Tithonius Lacus“ gelegen, etwa 600 km südlich vom Äquator am westlichen Ende des Chasm Marineris. Das System, welches durch schnelles Schmelzen und Ablaufen großer unterirdischer Eismassen in einer früheren Epoche entstanden sein mag, nimmt offenbar seinen Ausgang in dem chaotischen hügligen Hochland Nr. 12 zwischen 10° und 50° Länge auf der Südhalbkugel. Die östliche Hemisphäre weist kein großartiges Canyon-System auf und hat nur ein kleineres vulkanisches Gebiet („Elysium“) sowie eine große Lavawüste („Hellas“) inmitten des weiten kraterigen Hochlandes der südlichen Halbkugel.

Die Ablagerungen in den Polargebieten bestehen aus einem Gemisch von Sand, Staub sowie gefrorenem Wasser und Kohlendioxyd (CO₂). Dicht an den Polen sinkt die Temperatur auf etwa 150 K (–123° C), dem Kondensationspunkt von CO₂. Die Pole sind von einer kleinen permanenten, hauptsächlich aus gefrorenem Wasser bestehenden Eiskappe bedeckt, die sich im Winter durch Ausfrieren von CO₂ bis zu etwa 60° Breite ausweitet.

3.3.2 Die Atmosphäre

Die Atmosphäre des Mars hat einen Bodendruck von nur 0,01 bis 0,02 atm, vergleichbar dem Druck zwischen 26 und 30 km Höhe in der irdischen Atmosphäre. Sie besteht hauptsächlich aus CO₂. Ein verhältnismäßig hoher Prozentsatz von Argon (bis zu etwa 30 Prozent) ist angedeutet, während nur geringe Mengen an freiem Sauerstoff und Kohlenmonoxyd (CO) (etwa 0,1 Prozent) sowie verschwindend geringe Mengen von Wasser (0,01 Prozent) enthalten sind.

Zwischen 16 und 25 Prozent CO₂ frieren jeweils auf der Winterhalbkugel aus der Atmosphäre aus und lagern sich über dem Winterpol ab, verdampfen im Frühjahr, um danach auf dem entgegengesetzten Pol auszufrieren. Im Frühjahr dürfte also die atmosphärische Dichte ihren höchsten Wert erreichen. Das Marsjahr währt 687 Erdtage (oder Marstage, die etwa gleich lang sind). Davon währt der Frühling auf der nördlichen Hemisphäre etwa 199 Tage, auf der südlichen 146 Tage, der südliche Sommer (nördliche Winter) 160 Tage und der nördliche Sommer (südliche Winter) 182 Tage.

Zu Beginn des südlichen Sommers, wenn der Mars nahe seinem Perihelion ist, beginnen sich große Sandstürme auf der Südhalbkugel zu entwickeln, die ihren Ausgang gewöhnlich westlich und nordwestlich von der Hellas-Tiefebene, also in der Kraterwüste um 30° südlicher Breite und 330° westlicher Länge nehmen. Windgeschwindigkeiten von 160 bis 250 km/h wirbeln Sand und Staub bis zu Höhen von 50 km. Die Staubstürme bewegen sich schnell in westlicher Richtung. Innerhalb von einigen Wochen umringen sie den Planeten und breiten sich nach Süden und Norden aus. Örtliche Staubstürme beginnen auch an anderen Stellen auf der Südhalbkugel, und innerhalb eines Monats ist nahezu die gesamte Halbkugel in Staubwolken eingehüllt. Gelegentlich, aber nicht immer, greifen die Sandstürme auch auf die nördliche Hemisphäre über. Dies war z. B. 1971 der Fall, als „Mariner 9“ den Mars erreichte.

Es wird vermutet, dass die von der Sonne erwärmten Staubteilchen, die ihrerseits die umgebende Luft erwärmen, auf dem Mars eine ähnliche Rolle spielen wie Wasserdampf auf der Erde, wo Kondensation die nötige Wärmeenergie für Stürme und Hurrikane liefert. Wenn die abgekühlten Staubteilchen aus der nunmehr etwas gleichmäßiger erwärmten Atmosphäre wieder zu Boden sinken, lässt der globale Sturm nach, und ein bis drei Monate später ist die Atmosphäre wieder ruhig und transparent.

Die dünne Atmosphäre schützt die Oberfläche vor Mikrometeoriten. Aber hinsichtlich Korpuskularstrahlung kann sie nicht nur nicht schützen, sondern sogar schädlich sein. Dieser Nachteil scheint bisher übersehen worden zu sein.

Wie bereits in der irdischen Atmosphäre nachgewiesen, kollidieren die Korpuskeln der kosmischen Primärstrahlung mit Luftmolekülen und produzieren Schauer von energiereichen, also ionisierenden kosmischen Sekundärstrahlen. Nicht nur wird die Intensität der Gesamtstrahlung erheblich erhöht, sondern die fast ausschließlich aus Protonen bestehende Primärstrahlung wird stark mit einer viel durchdringenderen und biologisch gefährlicheren Neutronenstrahlung angereichert (zusätzlich zu weiterer Protonenerzeugung). Die Intensität der Gesamtstrahlung erreicht ihr Maximum zwischen 20 und 30 km über der Erdoberfläche, wird aber durch die darunter liegenden dichten Luftschichten nahezu völlig absorbiert, bevor sie den Erdboden erreichen kann.

Auf dem Mars aber entsprechen die atmosphärischen Dichten, bei denen die Gesamtstrahlung ihre größte Intensität erreicht, gerade den Bedingungen am Marsboden. Bei Arbeiten an der Oberfläche werden die Menschen also erheblich höheren Dosen an Neutronen- und Protonenstrahlung ausgesetzt sein als selbst auf den höchsten irdischen Gebieten. Wie weit sich das im Einzelnen auf den Aufenthalt in der offenen Umgebung als Lebensraum auswirken wird, kann nur durch genauere Strahlungsmessungen auf dem Marsboden entschieden werden.

3.3.3 Marsboden

Der Marsboden besteht wahrscheinlich überwiegend aus felsigen Trümmern und grösseren Bruchstücken (Regolith genannt), die bis zu einer Tiefe von mehreren hundert bis zu über 1000 Metern den Untergrund der Marskruste überlagern. Das trifft besonders für die Geländetypen Nr. 12 bis 15 (Abb. 5a, b) zu. Es ist von Interesse, dass ein großes, scheinbar saharaähnliches (also sandiges) Wüstengebiet von etwa 900 Quadratkilometern in 47° südlicher Breite und 330° West liegt, also im Wiegengebiet der großen Staubstürme. Sandiger Boden findet sich auch um die permanenten Polkappen (Geländetyp Nr. 2). Terrain Nr. 3 ist wahrscheinlich durch Erosion geglättet, aber sehr uneben. Selbst die großen Lavagebiete der nördlichen Hemisphäre sind von Furchen, Hügelketten, Rillen und Eskarpen durchsetzt. Aber sie sind flach, im Gegensatz zu den kraterbedeckten und gebirgigen Widernissen, welche die südliche Halbkugel beherrschen.

3.3.4 Materialressourcen

An Mineralien dürfte die Marskruste – also die ausbeutbare Materialbasis des Planeten – hauptsächlich aus Verbindungen bestehen, die reich an Silizium, Sauerstoff und Aluminium sind, mit geringeren Vorkommen an Oxyden von Titanium, Eisen, Mangan, Zirkonium, Chrom, Wolfram, Seltenen Erden und anderen schweren Metallen sowie radioaktiven Elementen. In dieser Hinsicht ist Ähnlichkeit mit der Zusammensetzung der Mondkruste zu erwarten. Wenn der Vergleich zutrifft, dann dürfte die Mehrzahl der oben genannten Oxyde reichhaltiger im Lavabasalt der Nordhalbkugel vorkommen, während die viel ältere verkraterte Kruste der Südhalbkugel hauptsächlich aus Oxyden von Silizium, Aluminium und Kalzium besteht.

Darüber hinaus werden aber flüchtigere Elemente und Verbindungen auf dem Mars häufiger sein als auf dem Mond (wo sie zum Teil völlig abwesend zu sein scheinen), aber weniger häufig als auf der Erde. Das trifft offenbar für Wasser und Kohlendioxyd zu. Darüber hinaus dürfte es aber auch auf Elemente und Verbindungen zutreffen, wie Schwefel, Phosphor, Natrium, Halogene, Alkalimetalle, Kupfer, Zink, Zinn, Wismut und vielleicht Quecksilber. Ihr Nachweis und die Bestimmung ihrer relativen Häufigkeit muss allerdings der Analyse von Bodenproben vorbehalten bleiben. Es wäre aber überraschend, wenn die Vielfalt der Elemente sich als geringer herausstellen sollte als die des Mondes.

Auf dem Mond wurden durch die Orbiterproben eine Anzahl von Massenkonzentrationen (sogenannte Mascons) festgestellt – Regionen, in denen erhöhte Gravitationskraft das örtliche Vorhandensein dichterer und schwererer Massen verriet. Zu diesen Mascons gehören eine Reihe von Maria (Imbrium, Serenitatis, Crisium, Nectaris, Humorum etc.). Alle sind wahrscheinlich Einschlagstellen großer Meteoriten während der ersten Milliarde Jahre nach der Bildung des Mondes. Die ungeheure Wucht des Einschlages von 10 bis 50 km großen Körpern muss das Mondmaterial zu hoher Dichte komprimiert haben. Aber es müssen auch Teile des Meteoriten dort begraben sein. Sollte es sich um eisen- und nickelhaltige Meteoriten handeln, dann würden diese Einschlagstellen wertvolle Konzentrationen schwerer Metalle enthalten.

Der Mars zeigt ebenfalls Zeugnisse solcher Kollisionen und zwar zum Teil mit noch grösseren Körpern von 50 bis 100 km Durchmesser, wahrscheinlich aus dem Planetoidengürtel. Die gewaltigsten Einschlagstellen sind „Hellas“ (45°S, 290°W), „Argyre“ (50°S 45°W) und „Isidis“ (15° N, 270° W). Hellas ist die größte mit etwa 2000 km Durchmesser und 4 km Tiefe. Es ist noch nicht festgestellt worden, ob diese Regionen Gravitationsanomalien nach Art der lunaren Mascons darstellen. Aber bis zum Beweis des Gegenteils stellen sie mögliche Konzentrationen schwerer Metalle von potentiellem Wert für industrielle Ausbeutung dar.

Wasser ist, in scharfem Gegensatz zur Mondumwelt, relativ reichlich vorhanden, und zwar nicht nur an den Polen. Während die saisonmäßige Veränderung der Polkappen hauptsächlich auf Ausfrieren von CO₂ zurückzuführen sein dürfte, bestehen die permanenten Polkappen zu größtem Teil aus Wasser. Trotz ihrer Kleinheit ergibt sich, dass, wenn das in ihnen enthaltene Wasser gleichmäßig über den Planeten verteilt wäre, die Oberfläche unter einer etwa 10 Meter tiefen Wasserschicht liegen würde. Darüber dürfte aber eine mindestens ebenso große Menge in Mineralien chemisch gebunden und unterirdisch als Permafrost (in allen Breiten vorkommend ) enthalten sein. Wasser steht also wahrscheinlich überall zur Verfügung, obwohl es am leichtesten an den Polkappen zugänglich ist.

Sauerstoff dürfte ebenfalls reichlich in Mineralien vorkommen. Mondgestein besteht zu etwa 42 Prozent aus Sauerstoff, obwohl der Grad der Oxydation nicht vollständig ist. Das Marsgestein wird mindestens im gleichen Masse oxydiert sein. Ursprünglich wurde postuliert, dass der Oxydationsgrad praktisch vollständig ist, unter der Annahme, dass die phototechnische Zersetzung des Marswassers durch Sonnenstrahlung zusätzlichen Sauerstoff, besonders für Oberflächenoxydation, zur Verfügung stellte. Prof. M. B. McElroy von der Harvard-Universität hat aber gezeigt, dass phototechnische Prozesse in der äußeren Marsatmosphäre Sauerstoffatome erzeugen, die genügend hohe Geschwindigkeiten besitzen, um in den Raum zu entweichen. In diesem Falle dürfte der Oxydationsgrad des Marsgesteins nicht höher als der des Mondgesteins sein, was immer noch einen enormen Vorrat an Sauerstoff bedeutet.

Stickstoff, ein für biologische Prozesse wichtiges Element, ist praktisch nicht vorhanden. Da es kaum im Boden gebunden werden kann und aus der Atmosphäre scheinbar durch photochemische Prozesse entfernt wurde, dürfte Stickstoff auf Mars eine Mangelware sein.

Kohlenstoff ist reichhaltiger als auf dem Mond, und zwar nicht nur in der Atmosphäre, sondern auch im Boden in der Form von adsorbiertem CO₂.

3.3.5 Energieressourcen

Die Energiequellen der Marsumwelt sind chemisch (Sauerstoff/Wasserstoff), nuklear (radioaktive Materialien), areothermal und in der Form von Sonnenenergien (Strahlung, Wind).

Chemische Energiegewinnung erfordert, dass zunächst Sauerstoff entzogen wird (Reduktion), um durch nachfolgende Oxydation (z. B. von Wasserstoff oder Aluminiumpulver) Wärme zu erzeugen. Natürlich muss zur Reduktion zunächst Energie zur Verfügung gestellt werden, da freier Sauerstoff nur in verschwindend geringen Mengen in der Atmosphäre vorkommt; oder Wasserstoff müsste zunächst importiert werden. Chemische Energie ist daher auf dem Mars keine primäre Energiequelle.

Nukleare Energiegewinnung erfordert ebenfalls zunächst Energie zur Ausbeutung von Uran- oder Thoriumlagern, zu ihrer Anreicherung sowie zum Bau von Atomkraftwerken; oder Atomkraftwerke und Plutonium-239 müssten zunächst eingeflogen werden. Nukleare Energie ist daher ebenfalls keine primäre Energiequelle.

Areothermale Energiequellen, sofern sie in technisch ausnutzbarer Form existieren, können als primäre Quellen angesehen werden. Der Wärmegradient des Marsbodens mit wachsender Tiefe ist gegenwärtig noch nicht bekannt. Er ist sicher geringer als der irdische. Die prinzipiellen areothermalen Quellen dürften die Vulkane sein. Die Nordhalbkugel enthält viele geologisch junge Vulkane, speziell die westliche Hemisphäre. Das Infrarot-Radiometer der „Mariner 9“-Raumsonde entdeckte in der Tat eine ausgeprägte Bodentenperaturanomalie mit einer über 20 °C höheren Wärme auf 11° südlicher Breite und 119° W, also im vulkanischen Tharsis-Gebiet (Äquator, 100-120° W). Diese Messung deutet darauf hin, dass an dieser Stelle Temperaturen von 100° C schon in verhältnismäßig geringen Tiefen zugänglich sein könnten, da Gestein im allgemeinen ein schlechter Wärmeleiter ist und es daher einer erheblichen Wärmequelle in nicht zu großer Tiefe bedarf, um eine so starke Anomalie an der Oberfläche zu erzeugen. Andere warme Stellen im riesigen Gebiet in der westlichen Hemisphäre (Terrain Nr. 6) und in Elysium harren sicher noch der Entdeckung durch die Viking-Orbiter und nachfolgende Mars-Sonden.

Sonnenenergien können ebenfalls als primäre Energiequellen angesehen werden. Ihre vorherrschenden Formen sind Sonnenstrahlung und Windkraft.

Hinsichtlich der Sonnenstrahlung gilt natürlich das gleiche wie für die Raumumwelt des Mars, nur noch stärker betont durch den Tag-und-Nacht-Wechsel sowie atmosphärische Absorption. Obwohl die Atmosphäre natürlich grundsätzlich viel transparenter als die irdische Atmosphäre ist, so kann doch zur Zeit der großen Staubstürme die Sonneneinstrahlung für viele Wochen praktisch für die Energieerzeugung ausgeschaltet sein (allerdings auf der nördlichen Halbkugel weniger als auf der südlichen). In gebirgigen Gebieten, wie z. B. im vulkanischen „Tharsis“-Gebiet werden gelegentlich auch örtliche Wolkenbildungen beobachtet, die von Mariner 9 als Wassereiskristalle identifiziert wurden. Sie entstehen durch Aufsteigen und Abkühlen der Luft über aufsteigenden Bodenformationen, wobei der geringe Feuchtigkeitsgehalt ausgefroren wird. Diese Wolkenformationen sind besonders häufig im Sommer, wenn der Wasserdampfgehalt der Luft am höchsten ist. Außerdem bilden sich Kondensationswolken im Herbst über mittleren Breiten, wenn die Lufttemperatur die Ausfriergrenze des Wassers (etwa –83 °C in der dünnen Marsatmosphäre) unterschreitet. Daraus folgt also, dass die Sonnenenergiedurchlässigkeit der Marsatmosphäre nicht besonders günstig zu sein scheint.

Für die Windenergienutzung sind die hohen Geschwindigkeiten von großem Vorteil, da die gewinnbare Energie proportional der dritten Potenz der Windgeschwindigkeit, aber nur proportional der ersten Potenz der Luftdichte ist. Vergleicht man also irdische Windgeschwindigkeiten von ca. 30 km/h, dann folgt, dass der Marswind selbst bei nur ein Hundertstel Dichte über das Doppelte an Energie bietet, und bei 2 Prozent Dichte die vierfache Energie.

Leider herrschen diese starken Winde nur während eines geringen Teiles des Marsjahres vor. Die ursprünglich von D. B. McLaughlin in 1954 aufgestellte Hypothese, dass die saisonmäßigen Änderungen in der Verteilung von hellen und dunklen Gebieten auf Staubverteilungen durch Stürme zurückzuführen sind (und nicht auf Verfärbungen durch Bodenfeuchtigkeit oder Vegetation), hat sich inzwischen bestätigt. Der Rhythmus der Änderungen in der Hell-Dunkel-Verteilung deutet an, dass starke Winde nicht beständig wehen. Danach könnten also Mars-Windgeneratoren nur während eines verhältnismäßig kleinen Bruchteils des Marsjahres, möglicherweise nur 20 Prozent, nützliche Energie erzeugen.

Allerdings erlauben die geringere Schwerkraft und die geringe Luftdichte den Leichtbau sehr hoher Türme, etwa 1000 m. Ob in diesen Höhen ständige Winde wehen, die stark genug sind, um den Einfluss der verringerten Luftdichte wettzumachen, bleibt noch durch eingehendere Untersuchungen der Marsumweltbedingungen festzustellen. Die Möglichkeit der Nutzung von Windgeneratoren auf dem Mars kann also beim gegenwärtigen Stand unseres Wissens nicht ausgeschlossen werden.

3.3.6 Standortwahl des Siedlungsraumes

Aus den oben beschriebenen physiographischen und atmosphärischen Merkmalen sowie den Ressourcen der Marsumwelt lassen sich gewisse Schlüsse auf die Wahl der geeignetsten als Siedlungsraum dienenden Gebiete ziehen.

Offensichtlich muss zunächst eine künstliche Umwelt für den menschlichen Aufenthalt geschaffen werden – beginnend mit einem Landegerät, dann ein Marsoberflächenstützpunkt, eine kleine Marssiedlung und schließlich vielleicht eine oder mehrere Großsiedlungen (Areopolis). Untergrundanlagen sind praktisch unabhängig von der Lage auf dem Planeten. Der Standort wird hauptsächlich von zwei Kriterien bestimmt werden: den Oberflächenbedingungen, soweit die über dem Boden gelegenen Anlagen betroffen sind, und, wie auf Erden, durch Vorkommen benötigter Ressourcen.

Die Oberflächentemperatur dürfte kaum eine Rolle spielen, da exponierte Anlagen überall gegen Kälte geschützt werden müssen. Technisch ist es immer einfacher, ein Domizil gegen äußere Kälte warm zu halten, als es gegen äußere Wärme zu kühlen. Für die Lagerung verflüssigter Gase und Treibstoffe sind sehr kalte Gebiete, also vor allem die zirkumpolaren Regionen, günstiger als niedrigere Breiten.

Der Luftdruck ist so gering, dass Werte zwischen ein und zwei Prozent des irdischen Druckes wohntechnisch kaum von Belang sind. Wird die Atmosphäre verfahrenstechnisch genutzt, z. B. zur Gewinnung von Kohlenstoff und Sauerstoff oder verflüssigtem CO₂, dann sind natürlich Standorte mit höchstem Luftdruck wünschenswert. Höherer Luftdruck findet sich in niedrigeren Gebieten. So wird der Oberflächendruck auf der Nordhalbkugel grösser sein als auf der Südhalbkugel. In den Canyonböden des Chasm Marineris werden wahrscheinlich die höchsten örtlichen Luftdruckwerte auf dem Mars zu verzeichnen sein.

Die Nähe eines noch nicht verstorbenen Vulkans ist besonders vorteilhaft, da nicht nur Wärmeenergie sondern auch Wasser und andere chemische Verbindungen in örtlich überdurchschnittlichen Mengen gewinnbar sein können.

Im allgemeinen weist die Nordhalbkugel günstigere Bedingungen auf. Staubstürme treten am stärksten auf der Südhalbkugel auf. Die Nordhalbkugel dürfte grösseren Mineralreichtum aufweisen und vergleichsweise günstigere Bedingungen für Oberflächentransporte bieten.

Das Gebiet, das durch die Breitengrade 25° N bis 40° N und die Längengrade 50° W bis 70°W begrenzt wird, erscheint im Licht gegenwärtiger Informationen von speziellem Interesse. Eine große Vielfalt areologischer Formationen liegt verhältnismäßig dicht beieinander: Canyons (Nr. 11), Lavaterrain (Nr. 4), Kraterlandschaften (Nr. 5, 8), hügliges Gelände (Nr. 15) und, im Nordwesten, ein Großvulkan (Nr. 9). Aber selbst dieses Gebiet umfasst eine Fläche von etwa 210.000 Quadratkilometern, also 85 Prozent der Bundesrepublik Deutschland. Die Canyons und das hüglige Gelände erstrecken sich über Bayern und Baden-Württemberg, das Lavaterrain umfasst etwa das Rheinland und Hessen, der Großvulkan liegt im Raum Schleswig-Holstein, die Kraterlandschaften bedecken Nordrhein-Westfalen und Niedersachsen. Offensichtlich muss ein derartiges Gebiet noch im Detail erforscht werden, bevor die geeignetsten Standorte für einen oder eine Anzahl von strategisch verteilten Stützpunkten gewählt werden kann.

3.3.7 Reiseziel Mars

Mars ist ein kleiner Planet ohne den Reichtum an Landschaften, die durch Küsten, Inseln, Flüsse und Pflanzenwuchs auf der Erde geschaffen sind. Aber die Szenerie des Mars ist an vielen Stellen von einer eigenen titanischen Majestät und wilden Schönheit, die ihren Eindruck auf die Bewohner eines an Wildnissen immer ärmer werdenden Planeten nicht verfehlen kann.

Vor der gewaltigen Pracht der Chasma-Riesenschluchten der Mariner-Täler muss selbst der Grand Canyon in Nordamerika verblassen. Ein Berg wie der „Olympus Mons“, dessen Basis sich von Hamburg beinahe nach München erstreckt, dessen Grundfläche die Fläche der Bundesrepublik um beinahe 40.000 Quadratkilometer übertrifft und dessen Gipfel 25 Kilometer über seiner Umgebung in den schwarzblauen Himmel ragt, hat auch nicht annähernd seinesgleichen auf der Erde. Sein Anblick muss überwältigen, vom Boden und noch mehr aus niedriger Höhe gesehen. Viele andere Großvulkane werden vergleichsweise eindrucksvoll sein.

Die chaotischen Landschaften (Nr. 12) werden an malerischer Wildheit und Vielfalt alles irdische übertreffen. Das gekräuselte hüglige Gelände (Nr. 15) besteht aus Flachland, über dem sich zahllose Hochplateaus türmen, deren Anblick die Mesas des amerikanischen Südwestens und Mexikos weit überbieten.

Dies sind nur einige Großeindrücke, als ob ein Beobachter der Erde die Schweiz, Arizona oder die Südseeinseln als Ganzes beschreibt. Innerhalb dieser und anderer Mars-Landschaftstypen wird es zahllose eindrucksvolle Lokalszenerien und Ansichten geben.

Die Naturschönheiten des Mars können von Besuchern am Boden, aus der Luft, von Kreisbahnen und vom Phobos oder Deimos bewundert werden. Phobos hat den Vorteil grösserer Nähe, und von ihm muss der Anblick des Planeten höchst eindrucksvoll sein (Abb. 6). Die Marsoberfläche ist bis zu einer Breite von etwa 69° sichtbar. Von Deimos kann die Oberfläche bis etwa 82° Breite übersehen werden. Mit so vielen Möglichkeiten stellen die touristischen Vorzüge des Mars eine Ressource dar, die den Planeten im nächsten Jahrhundert zu einem beliebten Reiseziel machen dürften. Tourismus darf also als Wirtschaftsfaktor in die industrielle Ausnutzung des Roten Planeten mit einbezogen werden.

Abbildung 6. Künstlerische Darstellung vom Blick eines Astronauten vom Phobos auf den Mars. Bild: NASA — **Abbildung 6.** Künstlerische Darstellung vom Blick eines Astronauten vom Phobos auf den Mars. Bild: NASA

4. Der Rote Planet als Ziel

Um von einem Planeten zu einem anderen zu fliegen, müssen beide in einer bestimmten Stellung zueinander stehen. Da diese Konstellation zeitlich begrenzt ist, kann der Start nur während einer bestimmten Zeitperiode von zwei bis sechs Wochen erfolgen. Diese Periode wird Startfenster genannt. Das Datum und die Länge der Startfenster von Erde zu Mars und Mars zur Erde hängt vom Flugprofil ab.

4.1 Flugbahnen

Im interplanetaren Verkehr gibt es eine große Zahl von Flugprofilen. Rundflüge können in drei Kategorien eingeteilt werden (Abb. 7). Die synodische Kategorie I ist dadurch gekennzeichnet, dass zwischen Hin- und Rückflug eine synodische Periode zwischen den beiden Planeten liegt, d. h. der Zeitraum zwischen zwei aufeinanderfolgenden Konstellationen, in welcher Sonne, Erde und Mars etwa auf einer Linie liegen. In Kategorie I bestimmt die synodische Periode bei einem Rundflug die Gesamtheit der Abwesenheit vom Ausgangsplanet (wir sind daran gewöhnt, die Erde als Ausgangsplanet zu betrachten, aber bei Lieferung industrieller Produkte in den Erde-Mond-Raum könnte ebensogut Mars als Ausgangsplanet der Raumfrachter angesehen werden). Die synodische Periode zwischen Erde und Mars währt 25,6 Monate, im Vergleich zu 19,2 Monaten zwischen Erde und Venus. Die synodischen Perioden zwischen Mars und den Körpern im Planetoidengürtel sind noch erheblich länger, da die Periode für Mars und Jupiter immer noch 26,88 Monate beträgt.

Abbildung 7. Die verschiedenen synodischen Perioden für Reisen zwischen Erde und Mars. — **Abbildung 7.** Die verschiedenen synodischen Perioden für Reisen zwischen Erde und Mars.

Eine lange synodische Periode bedeutet nicht notwendigerweise lange Flugzeiten, wie die drei Flugprofile dieser Kategorie zeigen. Das Profil 1/2–3/4 stellt die klassische Hohmann-Route dar. Flugzeiten und Verweilzeiten beim Planeten sind sehr lang. Profil 5/6–7/8 ergibt kurze Flugzeiten und erhöht die Verweilzeit am Zielplaneten. Profil 1/2–7/8 ergibt eine mittlere Verweilzeit. Die beiden anderen Kategorien sind durch kurze Verweilzeiten zwischen den Flügen gekennzeichnet.

In Kategorie II wird die Verweilzeit dadurch gekürzt, dass die Flugzeit durch Überschießen der Marsbahn sozusagen künstlich verlängert wird. Während ein leichtestes Überschießen der Marsbahn öfters vorkommen kann, ist Kategorie III für unsere Betrachtungen hier nur in solchen Fällen von potenziellem Wert, wo ein Planetoid auf dem Weg zum Mars angelaufen werden soll.

Interessantere Flugrouten ergeben sich in der dritten Kategorie. Da ist zunächst das schnelle Profil 1/2–3/4, in dem die Mars-Erde-Route 3/4 durch ein Perihelion innerhalb der Venusbahn oder sogar der Merkurbahn führt. Diese Bahnen stellen Abkürzungen dar, mittels derer das Raumschiff die schneller (als Mars) laufende Erde wieder einholt. Nur führt dies zu einer sehr hohen Eintreffgeschwindigkeit an der Erde (15 bis 20 km/s), so dass ein sehr teures (energiereiches) Bremsmanöver oder ein riskantes atmosphärisches Bremsmanöver durchgeführt werden muss, für welches der Treibstoff oder das Wärmeschild über den ganzen Rundflug mitgeschleppt werden muss. Einen Ausweg bietet ein Bremsmanöver beim Periheliondurchgang. Mittels eines Perihelion-Bremsmanövers (PBM) kann die Erdeintreffgeschwindigkeit kosteneffektiver reduziert werden, vor allem, wenn die intensive Sonnenenergie zur Erhitzung des Wasserstoff-Treibstoffes ausgenutzt wird. Daraus ergibt sich das Profil 1/2–3‘/4‘, in dem der Rückflug durch das PBM um 30 bis 60 Tage verlängert wird gegenüber Profil 3/4.

Anstelle eines PBM kann auch das Schwerefeld der Venus als Bremse benutzt werden, sofern Venus in der richtigen Konstellation steht. In diesem Fall mag der Abflug vom Mars verzögert werden, um mit Venus zusammenzutreffen (Profil 1/2–3“/4“). Auch hier wird die Flugdauer verlängert gegenüber Profil 3/4, und zwar um 40 bis 100 Tage. Das vierte Profil der Kategorie III (5/6–7/8) besteht aus zwei sehr schnellen Flügen und einer kurzen Verweilzeit, und stellt das Profil mit der kürzesten möglichen Abwesenheit von der Erde dar.

Alle Profile unterliegen dem Prinzip der Austauschbarkeit von Zeit und Energie. Im irdischen See- oder Luftverkehr sucht Wirtschaftlichkeit die kürzeste Verbindung. Im Raumverkehr ist die kürzeste Verbindung gewöhnlich die teuerste, da sie den höchsten Energieverbrauch pro Nutzlastmasse erfordert, d. h. die größte Menge Treibstoff bei kleinster Nutzlast. Je länger die Flugstrecke, innerhalb vernünftiger Grenzen, um so billiger der Flug, also um so grösser das Verhältnis von Nutzlast zu Treibstoff, aber um so länger die Flugzeit. Für Raumfrachter ergeben sich daher zwei widerstreitende Wirtschaftlichkeitserfordernisse. Das Verhältnis von Nutzlast zu Treibstoff sollte so hoch wie möglich sein. Auf der anderen Seite ist es rentabler, so viele Nutzlastflüge wie möglich in einer gegebenen Zeitspanne (also, in diesem Falle, z. B. in einem Jahrzehnt) durchzuführen. Aus letzterem Grunde sind z. B. Strahlflugzeuge für Luftlinien rentabler als Propellermaschinen, trotz höherer Anschaffungs- und Unterhaltungskosten sowie grösserem Treibstoffverbrauch. Im Raumverkehr, speziell auf interplanetaren Routen, wird aber zunächst der Nutzlastverlust, also der steil ansteigende Energiebedarf schneller Routen, den Rentabilitätseffekt kürzerer Flugzeiten überwiegen und damit längere Routen wirtschaftlich lohnender machen. Das wird sich erst ändern, wenn am Mars für den Flug zur Erde getankt werden kann (Mars-Treibstoffindustrie) oder wenn sehr fortgeschrittene Triebwerke zur Verfügung stehen. Die wirtschaftlichste Verbindung hängt also vom Antrieb, von der Treibstoffversorgung und von der erwünschten Verweilzeit an einem oder beiden Zielpunkten ab, aber auch von der Hauptrichtung des Nutzlasttransportes. Raumschiffe liefern anfänglich Nutzlast hauptsächlich von der Erde zum Mars. In diesem Falle sollte, bei einer Kombination von langen und kurzen Flügen, der lange Flug von Erde zum Mars, der kurze vom Mars zur Erde führen. In der industriellen Phase, bei Ausbeutung von Marsressourcen für den Erde-Mond-Raum, liegen die Verhältnisse umgekehrt.

Abbildung 8. Systematische Darstellung aller Rundflugverbindungen zum Mars zwischen 1984 und 2002. — **Abbildung 8.** Systematische Darstellung aller Rundflugverbindungen zum Mars zwischen 1984 und 2002.

Abbildung 8 zeigt alle Rundflugverbindungen zum Mars (und zur Venus, woraus die Möglichkeit des Profils 1/2–3“/4“ der Kategorie III folgt) zwischen 1984 und 2002. Gezeigt sind Flugrouten der ersten und dritten Kategorie. Am oberen Rand sind die Jahre und die Julianischen Daten angegeben, die eine Abschätzung der Perioden in Tagen ermöglichen. Der erste Rundflug oben links stellt ein synodisches Profil des Typs 1/2–3/4 (Abb. 7) dar, durch den Buchstaben S gekennzeichnet. Erdflugdatum ist Ende 1983, Marsankunft im Herbst 1984. Abflug im Februar 1986 und Erdankunft im Herbst 1986. Alle diese synodischen Flugrouten S sind durch Flugzeiten von je 250 bis 300 Tagen und Verweilzeiten von 500 bis 550 Tagen, also eine gesamte Rundflugzeit von 950 bis 1100 Tagen oder etwa 3 Jahren, gekennzeichnet. Dafür ist der Energiebedarf ein Minimum. Er entspricht einer totalen Geschwindigkeit für alle Manöver, von Erdsatellitenbahn zu Marssatellitenbahn und zurück, von 10 bis 12 Kilometer pro Sekunde (km/s). Zum Vergleich, eine von der Erdoberfläche in eine 200 km hohe Kreisbahn aufsteigende Trägerrakete muss ein Geschwindigkeitsäquivalent von 9 bis 10 km/s aufbringen. Die nächste Verbindung (zweite Reihe von oben links in Abbildung 8) zeigt zwei Flugprofile 1/2–3/4 der dritten Kategorie (die linke zum Mars, wo es sich auch um das Profil 1/2–3‘/4‘ mit PBM handeln kann, die rechte zur Venus). Erdabflug zum Mars ist Anfang 1981, Marsankunft ist 120 bis 140 Tage später. Verweilzeit etwa 10 Tage, Rückflug etwa 200 Tage. Die gesamte Rundflugzeit dieser mit B gekennzeichneten Verbindungen beträgt zwischen 400 und 450 Tagen, also in der Grössenordnung von 1,1 bis 1,25 Jahren. Diese Verkürzung (gegenüber Kategorie I) auf ein Drittel muss allerdings mit einer totalen Geschwindigkeit von 18 bis 23 km/s bezahlt werden, also dem 3- bis 5-fachen Energiebedarf, der sich ja mit dem Quadrat der Geschwindigkeit ändert. Mit Hilfe des PB-Manövers reduziert sich der Energiebedarf auf das 2- bis 3-fache, verglichen zum Profil 1/2–3/4 der Kategorie I.

Die dritte Verbindung in Abbildung 8 (entlang der „Marslinie“) zeigt ein Profil mit Venus-Manöver auf dem Rückflug (1/2–3“/4“ in Abbildung 3). Vergleich zu dem vorherigen Profil zeigt längere Verweilzeit und einen etwa 500 Tage langen Rundflug mit einem 1,5- bis 2-fachen Energiebedarf verglichen zum Minimum in Kategorie I.

Die vierte Verbindung in Abbildung 8 zeigt ein Profil, bei dem ein Venus-Manöver auf dem Weg zum Mars durchgeführt wird. Der Energiebedarf für den Erde-Mars-Flug ist entsprechend verringert und die Flugzeit verlängert. Die danach folgenden Profile mit Venus-Manövern sind durch den Buchstaben V gekennzeichnet.

Abbildung 8 zeigt, dass die Flugprofile S, B und V einander in gewissem Rhythmus folgen. Zwischen 1983 und 2002, also in 20 Jahren, sind 24 Verbindungen dieser drei Profile zwischen Erde und Mars möglich und damit auch zwischen Mars und Erde, da die Abbildung ja Rundflüge zeigt. Dazu kommen in jeder Dekade noch etwa 5 schnelle Flüge der dritten Kategorie (5/6–7/8 in Abbildung 7). Diese sind in Abbildung 9 für die Periode 1988–1999 gezeigt. Im oberen Teil sind die Erdflucht- und Marseinfang-Manöver gegen die Flugzeit für fünf Verbindungsflüge gezeigt, im unteren Teil das Gleiche für die Flüge vom Mars zur Erde. Die Flugzeiten sind sehr kurz, von 1 bis 3 Monaten, und der Energiebedarf ist sehr hoch. Selbst in den besten Fällen kann die totale Geschwindigkeit für einen Rundflug mit 30-Tage-Flugrouten in beiden Richtungen etwa 140 km/s betragen, also etwa das 200-fache des Energiebedarfs des Minimalprofils der synodischen Kategorie. Im Falle von 90 Tagen kann sich der Energiebedarf immer noch auf das 40-fache des Minimums belaufen. Nur Triebwerke mit einer Strahlgeschwindigkeit, die das 5- bis 10-fache der eines chemischen Triebwerks (also einen 25- bis 100-fachen Energieausstoss) besitzen, können derartige Energieanforderungen wirtschaftlich absorbieren. Selbst die Möglichkeit, Raumschiffe am Mars zu tanken, so dass sie nicht den gesamten für den Rundflug benötigen Treibstoff mit sich zu führen brauchen, würde für so schnelle Flüge eine Verdopplung oder Verdreifachung der Strahlgeschwindigkeit eines chemischen Triebwerkes, also den 4- bis 9-fachen Energiebedarf pro Einheit Nutzlastmasse, erfordern.

Abbildung 9. Darstellung von fünf schnellen Flügen der dritten Kategorie für die Periode 1987–1999. Im oberen Teil sind die Erdflucht- und Marseinfang-Manöver gegen die Flugzeit für fünf Verbindungsflüge gezeigt, im unteren Teil das Gleiche für die Flüge vom Mars zur Erde. — **Abbildung 9.** Darstellung von fünf schnellen Flügen der dritten Kategorie für die Periode 1988–1999. Im oberen Teil sind die Erdflucht- und Marseinfang-Manöver gegen die Flugzeit für fünf Verbindungsflüge gezeigt, im unteren Teil das Gleiche für die Flüge vom Mars zur Erde.

Aus dem Vergleich von Abbildung 8 und Abbildung 9 ergibt sich noch eine weitere Kombination, die nicht in Abbildung 7 gezeigt ist, nämlich ein sehr schneller Erde-Mars-Flug (5/6), gefolgt von einer mittleren Verweilzeit (80 bis 160 Tage) und einem Rückflugprofil 3/4, 3‘/4‘ oder 3“/4“ der Kategorie III. Zum Beispiel zeigt Abbildung 9, dass um den 1. Januar 1995 ein günstiges Startfenster für ein 5/6-Profil zum Mars besteht. Wählt man einen 90-Tage-Transit, erreicht man Mars am Ende des ersten Quartals 1995. Abbildung 8 zeigt ein Startfenster etwa im Juli 1995 für einen Rückflug zur Erde entlang Profil 3/4, 3‘/4‘ (B) oder 3“/4“ (V). Ähnliches trifft für 1997, sowie andere Jahre zu. Die umgekehrte Folge (1/2–7/8, Kategorie III), die noch kürzere Gesamtreisezeiten ergeben würde, ist dagegen nicht durchführbar. Wie man aus dem Vergleich des unteren Diagramms in Abbildung 9 (Profil 7/8) mit den Erde-Mars-Flugfenstern in Abbildung 8 sehen kann, liegt das Ankunftsdatum am Mars immer hinter dem zeitlich nächsten Rückflugfenster entlang Profil 7/8. Die Kombination 5/6–3/4 (oder 3‘/4‘, 3“/4“) ist von Interesse für Mars-Erde-Frachtbeförderung sowie für Touristenflüge in der mittleren Preisklasse zwischen 1/2–3/4, Kategorie III.

Wie man sieht, müssen also sehr viele Variablen bei der Auswahl der Flugrouten berücksichtigt werden. Zu diesen gehören die Hauptrichtung des Massentransports, die Bedeutung des Zeitfaktors, die Strahlgeschwindigkeit des Triebwerkes, die Triebwerks- und Treibstoffkosten sowie die wirtschaftliche Verfügbarkeit einer Mars-Treibstoffindustrie. Wegen dieser Vielfalt gibt es keine allgemein günstigste Flugroute. Wir werden daher im Folgenden die für die gegebenen Bedingungen besten Lösungen hervorheben. Man sieht aber, dass der Rote Planet als Ziel von der Erde verhältnismäßig gut zugänglich ist. Es bietet sich eine breite Wahl von Flugrouten und somit eine grössere Freiheit in der Wahl geeigneter Triebwerke, was wiederum den Zugzwang in der Entwicklung neuer Triebwerke herabsetzt und Probleme der Finanzierung von Triebwerksentwicklungen erleichtern kann.

4.2 Flugverbindungen und Flugauftrag

Die Flugverbindungen können aber gemäß Flugauftrag in Bezug auf Flugenergie, Flugzeit und Verweilzeit am Mars ausgewertet werden. Das linke Diagramm in Abbildung 10 zeigt die qualitative Beziehung zwischen zwei Gruppen von Kurven.

Abbildung 10. Die Beziehung zwischen Flugbahntypen, Flugzeit, Marsverweilzeit und Verweilzeitquotient. — **Abbildung 10.** Die Beziehung zwischen Flugbahntypen, Flugzeit, Marsverweilzeit und Verweilzeitquotient.

Tabelle 1. Flugbahntypen und Zeitwerte

Zeile	Flugbahntypen	Flugzeit Erde-Mars (T₁)	Flugzeit Mars-Erde (T₂)	T₁ + T₂	Verweilzeit Mars (T_C)	Verweilzeit Quotient (T_C/(T₁ +T₂))
	Synodische Kategorie (Kategorie I)
1	1/2–3/4	260	250	510	455	0,89
2	1/2–7/8	260	120	380	550	1,45
3	5/6–7/8	150	120	270	670	2,48
4	5/6–7/8	60	60	120	730	6,1
	Kurze Verweilzeit (Kat. III)
5	1/2–3/4	170	240	410	10–40	0,024–0,1
6	1/2‘–3‘/4‘ (Perihelion Bremsmanöver)	160	290	450	10–40	0,022–0,09
7	1/2–3“/4“ (Venus Manöver Mars-Erde)	170	330	500	10–50	0,02–01
8	5/6–7/8	45	90	135	20	0,15
9	5/6–3/4 oder 3‘/4‘	90	240–330	330–410	80–100	0,24
10	5/6–3“/4“	30	240–330	270–360	140–160	0,52–0,44

Die erste Gruppe, als „Synodische Kategorie“ und „Kategorie III“ gekennzeichnet, zeigt, dass mit steigender interplanetarer Flugzeit das Verhältnis von Verweilzeit zu Flugzeit (kurz Verweilzeitquotient oder VZQ bezeichnet) kleiner wird, d. h. man gewinnt weniger Tage Marsaufenthalt pro Tag Flugzeit (hin und zurück). Charakteristische Werte für Flugprofile der Kategorien I und III (Abb. 7) sind in Tabelle 1 aufgeführt. Zeile 1 bis 4 entspricht der Bewegung entlang der Kurve „Synodische Kategorie“ in Abbildung 10 von rechts nach links. Dabei steigt der VZQ von weniger als einem Tag bis zu 6 Tagen Verweilzeit am Mars pro Tag im interplanetaren Flug. Zeilen 5 bis 8 zeigen dagegen einen wesentlich geringeren VZQ zwischen einer dreiviertel Stunde und 3,5 Stunden Verweilzeit pro Tag Flugzeit. Dafür liegt aber die gesamte Reisezeit zwischen 5 Monaten und 1,5 Jahren, verglichen zu etwa 3 Jahren in Kategorie I. Zeile 9 zeigt aber, dass durch die vorerwähnte Kombination von sehr schnellem Erde-Mars-Flug und Kategorie III-Rückflug der VZQ von einem viertel bis einem halben Tag pro Tag Flugzeit gesteigert werden kann, während die Gesamtreisezeit zwischen etwa 400 und 500 Tagen gehalten wird. Aus diesen Gründen ist diese Profilkombination von besonderem Interesse für den Touristenverkehr und für einen hauptsächlich in Richtung Mars-Erde laufenden Nutzlaststrom. Ein Vergleich von Abbildung 8 und Abbildung 9 zeigt, dass auch eine Kombination 5/6 und 3/4, Kategorie I (sehr langsamer Rückflug) für schweren Frachttransport Mars-Erde möglich ist (oder das umgekehrte, also 1/2, Kategorie I und 7/8, wie schon in Abbildung 7 gezeigt) für schweren Transport Erde zu Mars. In diesen Fällen sind aber die Verweilzeiten erheblich länger (vgl. Zeilen 2 und 9 in Tab. 1). Zum linken Diagramm in Abbildung 10 zurückkehrend, sieht man, dass im Extremfall der Kategorie III kein Einfang (Abb. 11) stattfindet, sondern nur ein Vorbeiflug (VF) (Abb. 12) oder Vorbeiflug mit Korrekturmanöver (VFM). Das führt zu einer nur nach Stunden bemessenen Verweilzeit in der Nähe des Planeten (in Kategorie I ist ein solches Profil definitionsmäßig nicht möglich). Da kein oder nur vergleichsweise geringes Manöver am Mars erforderlich ist, ist der Energiebedarf geringer als bei Flügen mit Einfang in eine Zirkum-Marsbahn.

Das ist in den beiden anderen Kurven im linken Diagramm in Abbildung 10 angedeutet, welche die Beziehung von Flugenergie zu Flugzeit zeigen. Die feste Kurve gilt für Flüge mit Einfang am Mars (z. B. 1–1‘, 2–2‘, 5–5‘, 6–6‘), die gestrichelte Kurve für Vorbeiflüge (3–3‘, 4–4‘).

Das kleinere Schaubild rechts in Abbildung 10 zeigt, dass die Vielzahl der Verbindungsmöglichkeiten auf folgendes hinausläuft: Kategorie I für Flüge mit langer Verweilzeit am Mars (Flugauftragsgruppe FAG A), Kategorie III für Flüge mit kurzer Verweilzeit (FAG B) oder mit Vorbeiflug (FAG C).

FAG A umfasst hauptsächlich Erforschung und industrielle Nutzung. FAG B gilt z. B. für Laden und Entladen von Fracht, Wechsel von Personal und der Aufnahme von Treibstoffen für den Rückflug, sobald eine Treibstoffindustrie entwickelt ist. Auf Tourismus kann A oder B Anwendung finden, je nach erwünschter Reise- und Aufenthaltsdauer sowie Reisekosten. Zeile 8 in Abbildung 1 stellt eine teurere Rundreise für Leute dar, die wenig Zeit haben; Zeile 4 eine noch teurere Reise für Leute mit viel Zeit, die alle Marsschönheiten besuchen wollen. Zeilen 1, 2 und 3 erfordern geringere Flugkosten und sind insgesamt billiger, wenn die Erschließung des Mars zur vollen Nutzung örtlicher Ressourcen vorgeschritten ist, wodurch die Lebenskosten reduziert werden. Zeile 9 stellt einen Fall mittlerer Reisekosten dar.

FAG C ist auf Lieferung von Nutzlasten in den Marsraum (oder von Marsnutzlasten in den Erdraum) und auf die Aufnahme von Nutzlasten durch das vorbeifliegende (interplanetare) Fernraumschiff beschränkt, also im wesentlichen die gleichen Flugaufträge wie bei kurzer Verweilzeit (einschließlich der Aufnahme von Treibstoffen). Vorbeiflug ist lediglich eine billigere, aber gewagtere Methode. Sie erfordert hochpräzise Raumnavigation und, für die Aufnahme von Nutzlasten, Rendezvous bei hoher Geschwindigkeit in Planetennähe oder im interplanetaren Raum. Lieferung ist flugtechnisch einfacher als Aufnahme von Nutzlast, da Lieferung sich vom normalen Einfang nur dadurch unterscheidet, dass ein kleineres Liefergerät anstatt der grösseren Masse des Fernraumschiffes eingefangen wird. Dadurch ergibt sich die Verringerung des Energiebedarfes bei Vorbeiflugprofilen.

Abbildung 11 zeigt ein wirtschaftliches Einfangmanöver am Mars (das gleiche gilt für Einfang eines Mars-Schiffes an der Erde). Das Fernraumschiff fliegt in eine langgestreckte Einfangellipse ein, die, je nach der interplanetaren Flugbahn, von den Bahnebenen der Marsmonde (die nahe der Marsäquatorebene liegen) mehr oder weniger abweicht. Das Fernraumschiff muss die Einfangbahn in jedem Falle ändern, da sie nicht mit der erforderlichen Bahn für den Rückflug übereinstimmt. Trotzdem kann diese Bahnänderung weniger Energie erfordern als Manöver, die zu einem Rendezvous mit Phobos oder einer Raumstation führen. In dem Falle ist es wirtschaftlicher, die große Masse des Raumschiffes so wenig wie möglich zu manövrieren und die Verbindung zu Phobos oder einer Raumstation einem Raumschlepper zu überlassen, genauso wie auch ein Abstieg zur Oberfläche mit einer Landefähre durchgeführt wird und nicht mit dem Fernraumschiff.

Abbildung 12 illustriert den Prozess der Nutzlast-Lieferung und -Aufnahme im Vorbeiflug am Mars (entsprechendes gilt für Vorbeiflug an der Erde). Während das Zubringergerät mit Nutzlast für das Fernraumschiff in einer geeigneten Satellitenbahn wartet, nähert sich das Fernraumschiff dem Planeten. Zu vorgegebenem Zeitpunkt löst sich das Liefergerät vom Fernraumschiff, tritt in eine Bahn, welche dicht am Mars (ein paar hundert Kilometer) vorbeiführt und führt an diesem Peri-Mars-Punkt das Einfangmanöver durch. Je nach Flugauftrag manövriert das Liefergerät sich danach in eine gewünschte Satellitenbahn für Rendezvous mit Phobos oder einer Raumstation; oder es landet auf dem Planeten (wie in Abbildung 12 angedeutet).

Abbildung 12. Der Prozess der Nutzlast-Lieferung und -Aufnahme im Vorbeiflug am Mars. — **Abbildung 12.** Der Prozess der Nutzlast-Lieferung und -Aufnahme im Vorbeiflug am Mars.

Noch bevor das Fernraumschiff hinter Mars die Marsbahn zum Rückflug zur Erde gekreuzt hat, führt das Zubringergerät ein Fluchtmanöver durch und tritt in eine Übergangsbahn, die zum Rendezvous mit dem Fernraumschiff führt zwecks Nutzlastaufnahme. Das Zubringergerät könnte anschließend zum Mars zurückkehren. Es ist aber wirtschaftlicher, es mit dem Fernraumschiff zurück zur Erde zu nehmen und beim nächsten Vorbeiflug als Liefergerät zu verwenden.

4.3 Flugprofile und Raumschiffantriebe

Tabellen 2a und 2b zeigen die Beziehung zwischen Raumschiffantrieb und Flugprofilen der Kategorien I und III und zwar für die Fälle, dass Treibstoffaufnahme im Marsraum entweder noch nicht oder bereits möglich ist. Bei den chemischen Triebwerken handelt es sich um Wasserstoff und Sauerstoff, bei den solar-thermalen sowie den Festkern- und Gaskern-Atomtriebwerken um Wasserstoff, bei den anderen meistens um metallische Treibstoffe. Sehr schnelle Flugzeiten (Kategorie I, 5/6–7/8) und sehr schnelle Rundreisen (Kategorie III, 5/6–7/8) sind wirtschaftlich nur mit Hochschubtriebwerken möglich, deren Energieausstoss hoch genug ist, um nicht mehr als 400 g Treibstoff pro Tonne Schub pro Antriebsekunde zu verbrauchen (spezifischer Impuls über 2500 kg Schub pro kg/s Treibstoffverbrauch). Elektrische Triebwerke genügen zwar der letzteren Bedingung, aber ihr Energieausstoss ist nicht konzentriert genug, um Schubbeschleunigungen, wie sie für 1,5 bis 3 Monate lange Flugzeiten erforderlich sind, zu erzeugen.

Tabelle 2a: Beziehung zwischen Raumschiffantrieb und Flugprofilen (Kategorie I)

Antrieb	Treibstoffverbrauch (kg/s Antrieb) pro Tonne Schub¹⁾	Treibstoffaufnahme am Mars	K I²⁾: 1/2–3/4	K I²⁾: 5/6–7/8	K I²⁾: 1/2–7/8
Chemisch	2,13 (470)²⁾	Nein Ja	E³⁾E	– –	– E⁵⁾
Chemisch und solar-thermal für interplanetare Manöver	2,13 (470) 1,67 (600)–1,25 (800)	Nein Ja	E³⁾E	E³⁾⁶⁾E⁶⁾	E³⁾E⁵⁾
Festkern-Atomtriebwerk	1,21 (825)	Nein Ja	E³⁾E	E³⁾⁶⁾E⁶⁾	E³⁾E⁵⁾
Festkern-Atomtriebwerk und solar-thermales Triebwerk für Rückflug	1,21 1,67–1,25	Nein Ja	E³⁾E	E³⁾⁶⁾E⁶⁾	E³⁾E⁵⁾
Gaskern-Atomtriebwerk	0,59 (1700) 0,4 (2500)	Nein Ja Nein Ja	E E E E	E⁶⁾E⁶⁾E⁷⁾E⁷⁾	E E E E
Nukleardetonationstriebwerk	0,4–0,2	Nein oder ja	E	E⁷⁾	E
Elektrisches Triebwerk	0,33 (3000)–0,165 (6000)	Nein oder ja	–	E⁶⁾	–

E = Einfang; VF = Vorbeiflug; K = Kategorie; 1) Der reziproke Wert multipliziert gibt den sog. spezifischen Impuls – in Klammern angegeben; 2) Flugprofile s. Abb. 7; 3) Langzeitlagerung verflüssigten Wasserstoffs in den Raumschifftanks für den Rückflug ist ein kritisches Problem; 4) VF schließt hier mit oder ohne Manöver ein; 5) Für die schnelle Bahn nicht unter 120 Tagen Flugzeit; 6) Wenn nicht schneller als 150 bis 120 Tage pro interplanetarem Flug; 7) Einschließlich sehr kurzer Flugzeiten (60–90 Tage).

Tabelle 2b: Beziehung zwischen Raumschiffantrieb und Flugprofilen (Kategorie III)

Antrieb	Treibstoffverbrauch (kg/s Antrieb) pro Tonne Schub¹⁾	Treibstoffaufnahme am Mars	K III²⁾: 1/2–3/4	K III²⁾: 1/2–3‘/4‘	K III²⁾: 1/2–3“/4“	K III²⁾: 5/6–7/8
Chemisch	2,13 (470)¹⁾	Nein/Ja	VF⁴⁾VF; E	– VF; E	VF VF; E	– –
Chemisch und solar-thermal für interplanetare Manöver	2,13 (470) 1,67 (600)–1,25 (800)	Nein/Ja	VF; E VF; E	VF; E VF; E	VF; E VF; E	– –
Festkern-Atomtriebwerk	1,21 (825)	Nein/Ja	VF; E VF; E	VF; E VF; E	VF; E VF; E	– –
Festkern-Atomtriebwerk und solar-thermales Triebwerk für Rückflug	1,21 1,67–1,25	Nein/Ja	VF; E VF; E	VF; E VF; E	VF; E VF; E	– –
Gaskern-Atomtriebwerk	0,59 (1700) 0,4 (2500)	Nein/Ja/Nein/Ja	VF; E VF; E VF; E VF; E	VF; E VF; E VF; E VF; E	VF; E VF; E VF; E VF; E	– – – E
Nukleardetonationstriebwerk	0,4–0,2	Nein oder ja	E	E	E	E
Elektrisches Triebwerk	0,33 (3000)–0,165 (6000)	Nein oder ja	VF; E	–	VF; E	–

E = Einfang; VF = Vorbeiflug; K = Kategorie; 1) Der reziproke Wert multipliziert gibt den sog. spezifischen Impuls – in Klammern angegeben; 2) Flugprofile s. Abb. 7; 3) Langzeitlagerung verflüssigten Wasserstoffs in den Raumschifftanks für den Rückflug ist ein kritisches Problem; 4) VF schließt hier mit oder ohne Manöver ein; 5) Für die schnelle Bahn nicht unter 120 Tagen Flugzeit; 6) Wenn nicht schneller als 150 bis 120 Tage pro interplanetarem Flug; 7) Einschließlich sehr kurzer Flugzeiten (60–90 Tage).

Die chemischen und solar-thermalen sowie die Festkern-Atomtriebwerke für Marsraumschiffe sind in 1985–1990 verwirklichbar. Das solar-thermale Triebwerk (Abb. 13) konzentriert Sonnenenergie auf einen Wärmetauscher, in dem Wasserstoff erhitzt und anschließend ausgestossen wird. Der Wärmetauscher ersetzt den Reaktor im Nukleartriebwerk als Wärmequelle für den Wasserstoff. Die spezifischen Impulse sind daher auch vergleichbar. Das Triebwerk ist zwar erheblich leichter, liefert aber nur eine geringere Schubkraft als das Nukleartriebwerk. Daher ist der solar-thermale Antrieb hauptsächlich im interplanetaren Raum anwendbar, wo ein Manöver sich leicht über mehrere Tage hinziehen kann und keine starken Gravitationskräfte zu überwinden sind. Das Triebwerk ist besonders effektiv innerhalb der Venusbahn, im Bereich sehr starker Sonnenintensität.

Abbildung 13. Das solar-thermale Triebwerk. — **Abbildung 13.** Das solar-thermale Triebwerk.

Das Gaskernatomtriebwerk (GAT) und das Nukleardetonationstriebwerk (NDT) sind Antriebe erheblich höherer Leistungsfähigkeit, die im Zeitraum 1990–2010 für interplanetare Zwecke zur Verfügung stehen könnten.

Im GAT werden erheblich höhere Temperaturen erzeugt als im Festkern-Atomantrieb dadurch, dass ein gasförmiger Uran- oder Plutonium-Feuerball erzeugt und auf gewisse Weise auf einen bestimmten Raum beschränkt wird. Der Feuerball, der Temperaturen von 20.000° K oder mehr erreichen kann, wird umströmt von Wasserstoff, dem strahlungsabsorbierende Elemente zugemischt sind. Der so erhitzte Wasserstoff kann spezifische Impulse bis zu 2500 kg Schub pro kg/s Treibstoffverbrauch (kg/(kg/s)) und theoretisch noch höhere Werte erzielen.

Das NDT benutzt je nach Schiffsgrösse bemessene nukleare Sprengkörper zum Antrieb. Die Sprengkörper werden der Reihe nach aus der Rückseite des Schiffes ausgestossen und detonieren in einem je nach Bauart kleinerem oder grösseren Abstand vom Gerät (Abb. 14). Die Detonation schleudert Plasma-Gasmassen gegen eine Schubplatte am Schiffsheck. Die Schubplatte ist elastisch, etwa wie ein unter Druck stehender Autoreifen und absorbiert den Stoß ferner mit einem System von hydraulischen Stoßdämpfern, so dass die Nutzlast im Schiffsbug ebenso von Erschütterungen bewahrt bleibt, wie die Passagiere eines Autos, dessen Reifen mit großer Wucht in ein Schlagloch stossen. Das Schiff zieht sich gewissermassen zusammen, indem die Schubplatte auf den Stoßdämpfern nach vorne getrieben wird. Wenn der Plasmastoss vorüber ist, entspannt sich der Stoßdämpfer wieder. Das Schiff wird nach vorne geschoben, während sich die Stoßplatte rückwärts in die Ausgangsstellung bewegt, worauf sich der Zyklus von Ausstoss, Detonation, Kontraktion und Expansion wiederholt. Die Grösse des Manövers, also der Geschwindigkeitsänderung, bestimmt die Zahl der Detonationen. Insgesamt werden für einen Rundflug zum Mars zwischen 2000 und 3000 Sprengkörper verbraucht (mehr für sehr schnelle Flüge). Die Grösse der Detonation liegt zwischen 0,001 und 0,5 Kilotonnen TNT, je nach Grösse des Schiffes.

Abbildung 14. Raumschiff mit einem Nukleardetonationstriebwerk. — **Abbildung 14.** Raumschiff mit einem Nukleardetonationstriebwerk.

Das NDT ist der vielversprechendste Antrieb für die industrielle Phase. Je grösser das Schiff, um so wirtschaftlicher ist sein Betrieb, da der spezifische Impuls mit der Grösse der Schubplatte wächst. Da der Schub jede gewünschte Stärke erreichen kann, steigt die Nutzlastkapazität ebenfalls mit der Schiffsgrösse. Die Superfrachter, die im nächsten Jahrhundert Tausende und Zehntausende von Nutzlasttonnen zwischen Mond und Erde, Mars und Erde und anderen Planeten transportieren, werden mit großer Wahrscheinlichkeit durch nukleare Sprengkörper kosteneffektiv angetrieben.

Mit Ausnahme des NDT, des solar-thermalen und des elektrischen Antriebs sind die Schiffe aller anderen Antriebsarten äußerlich einander ähnlich: große Treibstofftanks und kleine Raketenmotoren mit Düsen. Dieser Typ wird der Einfachheit halber den folgenden Betrachtungen zugrunde gelegt.

5. Der bemannte Zugang zum Roten Planeten

Dies ist die erste Phase des in Abbildung 1 dargestellten Entwicklungsprozesses. Um lohnenswert zu sein und die höheren Kosten einer bemannten Expedition gegenüber unbemannten Geräten zu rechtfertigen, ist ein möglichst hoher Verweilzeitquotient erforderlich, also ein Profil der Bahnkategorie I. Dieser Einsatz sei kurz Einzelrundflug genannt. Aber, wie in Tabellen 2a und 2b angedeutet, enthält dieser Einsatz ein erhebliches Risiko für die Expeditionsmitglieder infolge der Notwendigkeit, den flüssigen Sauerstoff und Wasserstoff für einen Zeitraum von über 1,5 Erdjahren in den Treibstofftanks zu lagern. Verluste durch Meteoreinschläge oder technische Fehler können zur Strandung der Expedition am Mars führen.

Abbildung 15. Flugprofil für die bemannte Erforschung und Erschließung des Mars. — **Abbildung 15.** Flugprofil für die bemannte Erforschung und Erschließung des Mars.

Eine andere Methode, die wir kurz als geteilten Rundflug bezeichnen wollen, vermeidet dieses Risiko und fügt noch einige Vorteile hinzu. Der Einsatz ist in zwei Phasen geteilt (Abb. 15): Während eines Startfensters läuft die Expedition (Personal und Nutzlast) mit einem Konvoi von zwei oder mehr Schiffen entlang einer 1/2-Route (Kategorie I) zum Mars aus. Die Schiffe des ersten Konvois sind nicht für einen Rückflug ausgerüstet, so dass das Problem der Treibstofflagerung nicht auftritt. Während des nachfolgenden Startfensters wird ein Schiff oder ein zweiter Konvoi von zwei Schiffen auf den Weg geschickt, und zwar für einen Rundflug der Kategorie III mit kurzer Verweilzeit in der Grössenordnung von ein paar Tagen bis zu zwei Wochen (je kürzer um so kosteneffektiver). Die Flugroute des zweiten Konvois ist in Abbildung 15 durch die Profile 3/4–5/6 angedeutet und schließt in diesem Falle ein Venusmanöver ein. Die Schiffe des zweiten Konvois sind an Grösse denen des ersten Konvois vergleichbar (so dass Bauteile standardisiert werden können). Aber sie können die energiereichen Profile fliegen, da sie im Vergleich zum ersten Konvoi geringe Nutzlastgewichte tragen. Ihr Zweck ist lediglich das Abholen der Expeditionsmitglieder.

Die Schiffe des ersten Konvois folgen einer langsamen, also wenig Treibstoffenergie erfordernden Route. Sie enthalten keine Ladung von Treibstoffen für den Rückflug. Daher können sie bei gleicher Grösse mehr als das Doppelte an Nutzlast befördern und der Besatzung mehr Forschungsgeräte, grössere Sicherheit und Bequemlichkeit sowie bessere Arbeitsmöglichkeiten für die lange Verweilzeit bieten.

Abbildung 16 zeigt einen ersten Konvoi von zwei Schiffen. Sie sind in zwei Flugzuständen gezeigt, wie weiter unten erläutert. Jedes Schiff enthält ein komplettes System für Umweltkontrolle und Lebensunterhaltung, d. h. einen vollständigen Satz von Führerraum sowie Arbeits- und Wohnräumen. Außerdem transportiert jedes Schiff ein Nutzlastmodul, das mit dem Führerraum durch einen Tunnel verbunden ist, bei dem Marsfähren oder Raumschlepper andocken können. Diese Geräte stellen einen Teil der Nutzlast dar, zusammen mit unbemannten Geräten sowie wissenschaftlich-technischen Ausrüstungen.

Abbildung 16. Raumschiffe eines ersten Marskonvois. — **Abbildung 16.** Raumschiffe eines ersten Marskonvois.

Die Wohn- und Arbeitsräume sind so ausgestattet, dass jedes Schiff im Notfalle die Besatzung und einen Teil der Ausrüstung des anderen Schiffes aufnehmen und das gemeinsame Überleben bis zum Eintreffen des zweiten Konvois sicherstellen kann.

Die Wohn- und Arbeitsräume jedes Schiffes sind in zwei Baugruppen (Modulen) untergebracht, die am Ende von etwa 30 m langen Tunneln montiert sind. Die beiden entgegengesetzten Module rotieren um die Längsachse des Schiffes mit etwa 3,1 Umläufen pro Minute und erzeugen in den einzelnen Stockwerken des Moduls zwischen 0,3 und 0,4 g, also etwa die Schwerkraft, welcher die Besatzung auf der Marsoberfläche ausgesetzt sein wird, so dass sie bei Ankunft bereits völlig an diese Eigenschaft der Marsumwelt gewöhnt sind und keine Zeit für biologische Anpassung zu verlieren brauchen.

In Abbildung 16 ist das obere Schiff im Zustand künstlicher Schwerkraft während des Fluges zwischen Manövern gezeigt. Die Tunnelarme sind so konstruiert, dass sie um ein Gelenk (zwischen zwei Luftschleusen) gedreht werden können, wie am unteren Schiff in Abbildung 16 gezeigt. Dies ist die Modulstellung während der Hauptmanöver, Erdflucht und Marseinfang. Die Schubkraft wirkt somit in der gleichen Richtung wie die künstliche Schwerkraft. Der Führerraum nimmt an der Rotation nicht teil und ist daher schwerelos.

Selbst wenn nur eines der beiden Raumschiffe den Mars erreicht, kann es als Stützpunkt bis zum Eintreffen des zweiten Konvois dienen, Wenn beide Raumschiffe ihr Ziel erreichen, können Teile ihrer Nutzlastsektoren zu einem Orbitalen Mars-Stützpunkt (OMS) zusammengekoppelt werden, ähnlich einer irdischen Raumstation mit Null-G-Räumen und rotierenden Armen für künstliche Schwerkraft. Abbildung 17 zeigt einen aus den Besatzungs- und Nutzlastmodulen der beiden Schiffe des ersten Konvois zusammengesetzten OMS. Die Wohn- und Arbeitsräume beider Schiffe sind verkoppelt und dadurch sozusagen aufgestockt. Die Länge der Rotationsarme ist durch Zusammenkopplung derjenigen beider Schiffe verdoppelt. Die Mars-Landefähre (MLF), interorbitale Raumschlepper und andere Geräte können den Nutzlastmodulen entnommen und für zukünftige Benutzung an den zum Anlegen vorgesehenen Ausschlusspunkten angekoppelt werden. Der OMS benutzt alle Teile der Konvoi-Schiffe mit Ausnahme der leeren Treibstofftanks und der Motoren. Es ist jedoch möglich, die Triebwerke so zu modularisieren, dass Tanks und Motoren als Raumschlepper für interorbitale Flugzwecke im Marsraum verwendet werden können.

Abbildung 17. Ein Orbitaler Mars-Stützpunkt mit Besatzungs- und Nutzlastmodulen der beiden Schiffe des ersten Konvois. — **Abbildung 17.** Ein Orbitaler Mars-Stützpunkt mit Besatzungs- und Nutzlastmodulen der beiden Schiffe des ersten Konvois.

Der OMS ist für ein detailliertes Studium der Marsoberfläche ausgerüstet und stellt die Kommandozentrale dar für unbemannte Satelliten, Wetterballons.und Landegeräte sowie für bemannte Flüge zu Phobos, Deimos und zur Marsoberfläche.

Der zweite Konvoi verlässt den Erdraum während des nachfolgenden Startfensters entlang einem Kategorie-III-Profil 1/2. Die Schiffe führen keine Nutzlastmodule mit sich. Sie gleichen den in Abbildung 16 gezeigten Schiffen, nur dass der Führerraum das vordere Ende darstellt und bei Erdflucht 4 Seitentanks enthält, bei Marseinfang 2 Seitentanks. Wie Abbildung 8 zeigt, startet der zweite Konvoi kurz nachdem der erste Konvoi im Falle eines Einzelrundfluges den Mars zum Rückflug zur Erde verlassen würde. Das gibt der Expedition zusätzliche 120 bis 150 Arbeitstage, die sie sonst bereits auf dem Heimflug wäre. Die gesamte Verweilzeit liegt also bei 750 Tagen (Verweilzeitquotient etwa 1,5), wodurch erhebliche bessere Tiefenarbeit in engem audio-visuellen Kontakt mit Ingenieuren und Wissenschaftlern im Erdraum geleistet werden kann. Der zweite Konvoi trifft am Mars etwa zu der Zeit ein, an dem die Expedition an einem Einzelrundflug mit dem ersten Konvoi im Erdraum angekommen wäre. Nach möglichst kurzer Verweilzeit tritt der zweite Konvoi den Rückflug zur Erde an (Profil 5/6, Abbildung 15) und bringt die Expedition nach einer Abwesenheit von etwa 4 Jahren heim, einer Zeitspanne, die etwa den drei Jahren vergleichbar ist, die Ferdinand Magellan zur ersten Erdumseglung benötigte.

Der geteilte Rundflug erfordert also eine etwa ein Jahr längere Abwesenheit als der Einzelrundflug. Diesem Nachteil (wenn man ihn als solchen bewerten will) steht eine Reihe von Vorteilen gegenüber. Die Schiffe des ersten Konvois können etwa zweimal soviel Nutzlast befördern, als wenn sie Treibstoffe für den Rückflug mitführen müssen. Daher bieten sie der Besatzung grössere Sicherheit, Bequemlichkeit und besere Arbeitsmöglichkeiten während der langen Verweilzeit, wodurch die technisch-wissenschaftliche Wirksamkeit der Expedition erhöht wird. Die Notwendigkeit, große Mengen flüssiger Treibstoffe für über 500 Tage in den Marsschiffen zu lagern, wird vermieden. Die Verwendung von Schiffen im zweiten Konvoi, die bei Erreichen des Mars erst etwa 120 Tage „alt“ sind, erhöht die Wahrscheinlichkeit einer erfolgreichen Rückkehr. Da die Transportanforderungen auf zwei Flüge verteilt sind, können die einzelnen Schiffe für die gleiche Leistung kleiner sein. Ihre Triebwerke und Besatzungsmodule können weitgehend vereinheitlicht werden, was die Zuverlässigkeit erhöht und die Kosten senkt. Durch die Benutzung zweier aufeinanderfolgender Startfenster werden die Arbeiten in der Erdbahn und auf der Erde verbilligt infolge gleichmäßigerer Verteilung der Arbeitslast und besserer Anlagennutzung. Schließlich ist der geteilte Rundflug die logische Verkehrsmethode zur Erschließung des Mars in der örtlichen Nutzungsphase.

6. Erschließung zur örtlichen Nutzung des Marsraumes

Anstatt sich darauf zu beschränken, nur die Expeditionsmitglieder heimzubringen, kann der zweite Konvoi eine Besatzung zum Mars fliegen, die als Ablösung der ersten fungiert, welche den zweite Konvoi übernimmt und zur Erde zurückkehrt. Ein dritter Konvoi verlässt die Erde etwas vor dem zweiten Konvoi zur Nachschublieferung auf einer ähnlichen Route wie vor ihm der erste Konvoi. Er trifft etwa 3 Monate nach der Ablösung am Mars ein. Dieser Zyklus kann über eine Reihe von synodischen Perioden fortgesetzt werden, bis ein gewünschtes Nutzungsniveau erreicht ist. Im Folgenden ist das Beispiel eines systematischen Aufbauplans kurz geschildert. Er umfasst 5 Startfenster über eine Periode von 12 Jahren und führt von verhältnismäßig einfachen Anfangsbedingungen zu Stützpunkten und Produktionsanlagen auf Phobos und der Marsoberfläche.

Startfenster I und Phase I. Hauptziele: Orbitaler Mars-Stützpunkt und Marslandung. Expedition: Konvoi 1, Besatzung von 12, Erde-Mars-Profil 1/2, Kategorie I. Marsraum: Zusammenbau eines Orbitalen Mars-Stützpunktes (OMS-1) in einer elliptischen Bahn. Ein bemannter Raumschlepper für Flüge zwischen Bahnen. Kommunikationssatellit und Beobachtungssatellit für Mars und Deimos in die areosynchrone Bahn. Oberfläche: Eine Marslandefähre (MLF-1). Maximum von 2 bemannten Landungen von je etwa 3 Wochen. Unbemannte Landegeräte sowie Materialprobenzubringer für die Laboratorien in dem OMS. Monde: Eine bemannte Landung und Errichtung einer automatischen Station auf Phobos.

Startfenster II und Phase II. Hauptziele: Aufbau eines Phobos-Stützpunktes und Wahl eines Marsbodenstützpunktes. Expedition: Konvoi 2 mit Nachschub. Minimale Besatzung, welche zur Marsgrunpe zustösst. Erde-Mars-Profil 1/2, Kategorie I. Konvoi 3 zum Entsatz und Rücktransport der ersten Marsgruppe. Rundflug entlang einem Kategorie-III-Profil. Neue Expeditionsstärke: 18. Marsraum: Zusammenbau eines Orbitalen Mars-Stützpunktes (OMS-2) in der Phobosbahn, dicht bei Phobos. OMS-2 löst OMS-1 als Kontrollzentrum im Marsraum ab. Nachschub an lebenswichtigen Materialien, Treibstoffen, MFL-2, ein zweiter bemannter Raumschlepper und Geräte, um den Aufbau eines Stützpunktes auf Phobos zu beginnen. Oberfläche: Maximum von 4 bemannten Landungen von je etwa 1 Monat. Endgültige Wahl des zukünftigen ersten Marsbodenstützpunktes zur Gewinnung von Wasser. Monde: Aufbau eines bemannbaren Stützpunktes und einer Sauerstoffproduktionsanlage auf Phobos. Tunnelung für Wohn- und Lagerstätten. Einbau von Wohnanlagen. Aufnahme von Sauerstoffproduktion, Verflüssigung und Lagerung.

Startfenster III und Phase III. Hauptziele: Ausbau des Phobos-Stützpunktes und Aufbau des ersten Marsbodenstützpunktes. Expedition: Konvoi 4 wie Konvoi 2. Konvoi 5 wie Konvoi 3. Beide Konvois mit verstärktem Personal. Neue Expeditionsstärke 40–50. Marsraum: Lieferung allen Nachschubs zu OMS-2 und Phobos-Stützpunkt. Personal lebt und arbeitet auf OMS-2 und Phobos. Nachschub umfasst MFL-3 und MFL-4, zwei weitere bemannte Raumschlepper. Geräte für weiteren Ausbau des Phobos-Stützpunktes und für den Start des Aufbaus des ersten Marsbodenstützpunktes (MBS-1). Weitere Kommunikations- und Beobachtungssatelliten zum Einsatz in der areosynchronen Bahn für erweiterte Kommunikationskapazität (einschließlich Laserkommunikation) und Datenversorgung zwischen Oberfläche und Phobos. Oberfläche: MLF-3 landet die erste stationäre Wohnanlage, MLF-4 landet ein kleines Atomkraftwerk, MLF-1 und -2 dienen zur Lieferung von Geräten zum Aufbau einer Wasserproduktionsanlage. Besatzung von MBS-1: etwa 15 Personen. Produktion von Wasser für den Bedarf von MBS-1 und für Lieferung zu Phobos beginnt. Monde: Fortgesetzter Ausbau des Phobos-Stützpunktes. Errichtung einer mit Sonnenenergie betriebenen elektrolytischen Wasserzersetzungsanlage zur Wasserstoff- und Sauerstoffproduktion.

Startfenster IV und Phase IV. Hauptziele: Erweiterung des Marsbodenstützpunkts; Aufbau einer Nahrungsmittelproduktion auf Mars und Phobos. Expedition: Konvoi 6 wie Konvoi 2. Konvoi 7 wie Konvoi 3. Personalablösung nicht mehr vollständig. Ein Teil des Personals verbleibt für eine zweite Periode. Bevölkerung im Marsraum (Phobos, Mars) auf etwa 100 erhöht. Marsraum: Lieferung allen Nachschubs zu Phobos, der OMS-2 als Kontrollzentrum aller Operationen im Marsraum ablöst. Nachschub umfasst weitere Mars-Landefähren, bemannte Raumschlepper, Geräte zum Ausbau des MBS-1, von Produktionsanlagen auf Phobos und von stickstoffhaltigen Düngemitteln. Oberfläche: Landung weiterer Wohn- und Arbeitsmodule vollendet die erste Phase des Aufbaus von MBS-1. Bevölkerung etwa 40. Abbildung 18 illustriert MBS-1. Im Hintergrund, Mitte, das zum Teil unterirdische Atomkraftwerk. Im Mittel- und Vordergrund die von ihm mit Energie versorgten Wohn- und Arbeitsmodule. Der helle Stern links von der Sonne ist die Erde. Hauptprodukt: Wasser und elektrolytisch gewonnener Wasserstoff und Sauerstoff. Der Treibstoff versorgt Flugverkehrsgeräte, von Flugplattformen für Nahverkehr zu semi-ballistischen Langstreckenfluggeräten zur weiteren Erforschung und Suche nach Rohstoffvorkommen, Vulkanausnutzung usw., die zur Wahl weiterer Stützpunkte führen können. Wegen der scheinbar sehr schwierigen Bodenverhältnisse ist Flugverkehr dem Oberflächenverkehr vorzuziehen. Das wird praktisch ermöglicht durch Treibstoffproduktion in MBS-1. Diese Produktion macht auch den Transport wachsender Mengen von Wasser zu Phobos möglich. Monde: Erweiterung der Phobosanlagen. Erhöhung der Treibstoffkapazität und Energieerzeugung. Extraktion von biologisch wichtigen Elementen. Anlage von unterirdischen hydroponischen Anlagen, Steingärten, Tierställen. Einfuhr benötigter Bio-Elemente von MBS-1.

Abbildung 18. Darstellung des Marsbodenstützpunkts (MBS-1). — **Abbildung 18.** Darstellung des Marsbodenstützpunkts (MBS-1).

Der Aufbau einer Nahrungsmittelproduktionskapazität setzt u. a. voraus, dass so viele der 19 von der Biomaterie benötigten Elemente örtlich gewonnen werden wie möglich. Von diesen sind die folgenden Hauptelemente sicher verfügbar: Sauerstoff, Kohlenstoff, Wasserstoff, Kalzium, Silizium, Magnesium, Aluminium, Eisen, Mangan. Die Verfügbarkeit von Kalium, Schwefel, Phosphor und Chlor ist unbekannt und müssen möglicherweise von der Erde eingeführt werden. Die Elemente Natrium, Kupfer, Zink, Bor und Molybdän werden in so geringen Mengen benötigt, dass sie entweder vom Marsboden geliefert werden können, wo sie als Spurenelemente sicher vorhanden sind; oder sie können ohne große Schwierigkeiten von der Erde eingeführt werden. Die Nahrungsmittelfabrikation erfolgt in hydroponischen und Steingarten-Anlagen als Grundlage von Tier- und Menschennahrung. Obwohl das Ökosystem (das bereits auf irdischen Raumstationen und dem Mond entwickelt wurde) geschlossen ist, müssen Materialien zugeführt werden, bis die gewünschte Produktionskapazität erreicht ist und danach, um unvermeidliche Verluste auszugleichen. Hand in Hand mit dem Aufbau der Nahrungsmittelproduktionskapazität geht der Aufbau einer Nahrungsmittelverarbeitungsindustrie und einer Kreislaufanlage (Bakterien-Pflanzen-Tiere-Menschen).

Am Ende der vierten Phase, also etwa 9 Jahre nach Beginn des 12-Jahresplans ist damit im Marsraum die örtliche Nutzung der Umwelt für die fundamentalsten Bedürfnisse zumindestens eingeleitet und zum Teil voll entwickelt: (1) Die Entwicklung des Phobos und eines Marsbodenstützpunktes als Lebens- und Verfahrensraum; (2) Energieversorgung (nuklear auf dem Marsboden); solar und chemisch (O₂/H₂-Turbogeneratoren während des Durchlaufens durch den Marsschatten auf Phobos); (3) Gewinnung von Wasser, Sauerstoff und biochemisch wichtigen Elementen aus der Umwelt auf dem Mars und z.T. auf Phobos; (4) Treibstoffproduktion (Wasserstoff/Sauerstoff) auf Phobos und Mars; (5) Nahrungsmittelproduktion und Verarbeitung auf Mars und Phobos.

Startfenster V und Phase V. Hauptziele: Erweiterung der vorgenannten Kapazitäten; Aufbau von Materialproduktion und Fabrikation auf Phobos; Vorbereitungen für eine Materialindustriekapazität auf dem Mars. Expedition: Konvoi 8 wie Konvoi 2. Konvoi 9 wie Konvoi 3. Personalablösung nur noch selektiv. Bevölkerung im Marsraum auf 200 bis 300 erhöht. Konvois umfassen entweder mehr Schiffe oder Schiffe mit fortgeschrittenen Antrieben. Marsraum: Lebensmittel und Treibstoffnachschub stark reduziert. Lieferung weiterer Marslandefähren, Raumschlepper, nukleare Sprengkörper, Stickstoffverbindungen und anderen biochemisch wichtigen Substanzen (einschließlich Bakterienkulturen) vom Mond, industrielle Chemikalien, Werkzeugmaschinen und elektronische Steuermaschinen sowie Datenverarbeitungsanlagen. Oberfläche: Das Hauptproblem für eine weitere industrielle Entwicklung ist die Energieversorgung. Sofern nicht verhältnismäßig bequem zugängliche natürliche areothermale Quellen zur Verfügung stehen, erscheint die Entwicklung künstlicher areothermaler Quellen durch unterirdische Nuklardetonation in Wasser (s.unten) die wirtschaftlichste Alternative zu sein. Das hat den Vorteil, dass der Standort industrieller Anlagen unabhängig vom Vorkommen natürlicher Energiequellen durch die Lage gewünschter Erzvorkommen bestimmt werden kann. Während dieser Phase erfolgt also die Standortwahl einer Industrieanlage, sofern nicht MSB-1 bereits den Anforderungen genügt. Der Aufbau einer oder mehrerer Wasserstoffbombenkraftwerke in der Grössenordnung von 500 bis 5000 Megawatt beginnt. Monde: Entwicklung ist in dieser Phase weiterhin auf Phobos konzentriert. Aufbau einer Rohstoffgewinnungs- und Fabrikationskapazität. Werkstoffe: Hauptsächlich Magnesium, Aluminium, Silizium, Eisen. Zweck: Fabrikation von Treibstofftanks, Sonnenkraftanlagen für Phobos, Teile unbemannter Satelliten, Treibstoffdepots und Bauteile für die Marskolonie (bis diese selbst zu fabrizieren beginnt). Sollte die Erforschung des Deimos industriell bedeutsame Unterschiede in der Materialzusammensetzung verglichen zu Phobos ergeben, wird die industrielle Kapazität der Phobosanlagen auch zum Aufbau eines Stützpunktes auf Deimos eingesetzt. Für Sonnenkraftwerke hat Deimos den Vorteil, dass nur 22 Prozent seiner Oppositionen (d. h. „Vollmond“ vom Mars gesehen) im Marsschatten liegen, während die Zahl der Mondfinsternisse auf Phobos dreimal so hoch ist.

Am Ende der fünften Phase, also des oben ausgeführten 12-Jahresplanes, steht die Erschließung des Marsraumes vor dem Beginn von Materialgewinnung und Fabrikation auf dem Mars (Null-G-Fabrikation im Vakuum ist auf Phobos beschränkt) für örtliche Bedürfnisse, wobei der Produktionsplan mit dem der Phobosanlagen abgestimmt wird. Außerdem ist die Schwelle der industriellen Phase erreicht.

7. Industrielle Ausbeutung – Mars als Wirtschaftsraum

Drei Faktoren bestimmen diese Phase: Zweck, Wirtschaftlichkeit und Methoden. Der Zweck bestimmt die Wirtschaftlichkeit und Methoden. Der Zweck bestimmt die Wirtschaftlichkeit (Absatzmarkt). Wirtschaftlichkeit und Zweck bestimmen die Methoden der industriellen Ausbeutung. Wenn eine gewisse Bevölkerung im Marsraum leben soll, muss sie nicht nur ökologisch weitgehend autark sein, sondern auch eine wirtschaftliche Basis haben.

7.1 Zweck

Selbst im Weltwirtschaftsrahmen des 21. Jahrhunderts ist es schwierig, Rohmaterialien oder Fertigprodukte einer Marsindustrie zu nennen, die für die Erde nicht ebensogut und billiger in einem industrialisierten Erde-Mond-System erhältlich sind. Einige mögliche Ausnahmen sind Wismut, Zinn, Quecksilber, Blei und vielleicht Kupfer. Diese Elemente, sowie das wichtige Mineral Asbest, zeigen echte Verknappungserscheinungen auf der Erde. Sie kommen auf dem Monde nicht oder nur in verschwindenden Mengen vor. Sofern diese Elemente industriell nicht durch andere Materialien ersetzt werden können, müssen sie auf anderen Planeten oder deren Monden gesucht werden. Sollte Mars reich an einigen dieser Stoffe sein, so würde der Erdraum für sie ein natürlicher Absatzmarkt sein. Die Transportkosten könnten niedrig genug gehalten werden, um diese Materialien erschwinglich zu machen. Wenn Profil 1/2 der Kategorie III für den Flug zum Mars mit geringer Nutzlast und Profil 3/4 der Kategorie III für den Rückflug mit hoher Nutzlast gewählt wird, und wenn der Treibstoff für den Rückflug im Marsraum aufgenonmmen wird, dann braucht die Triebwerksentwicklung nicht einmal über den Festkernreaktor-Antrieb hinauszuführen. Leider ist es nicht wahrscheinlich, dass Mars einen besonderen Reichtum an diesen Mangelstoffen aufweist, mit der möglichen Ausnahme von Asbest (Mg₃Si₂O₅(OH)₄) und Kupfer.

Hinsichtlich des Erdmondes allein ist eine Marsindustrie jedoch in einer wettbewerbsfähigeren Lage als die Erdindustrie, zumindest sofern es sich um die Transportkosten handelt. Der Aufstieg vom Marsboden in eine niedrige Kreisbahn erfordert etwa 4,3 km/s, im Falle der Erde 9 km/s. Der Übergang zum Phobos oder Mond erfordert 1,3 oder 3,2 km/s. Das Einfangmanöver am Phobos ist vernachlässigbar, der Einfang am Mond erfordert etwa 1 km/s. Der Flug vom Phobos in eine mondnahe Einfangbahn entlang dem Profil 1/2, Kategorie III erfordert rund 4,5 km/s. Vergleicht man also die Gesamtgeschwindigkeiten bis zum Einfang in eine mondnahe Bahn vom Marsboden (10 km/s) mit denen vom Erdboden (13,2 km/s), so ergibt sich für die Versorgung von der Erde ein 70 Prozent höherer Energiebedarf. Es könnte sich also lohnen, den auf dem Mond dringend benötigten Wasserstoff und Kohlenstoff vom Mars anstatt von der Erde einzuführen, wobei das Energieverhältnis noch etwas mehr zugunsten von Mars verschoben werden kann, wenn der Wasserstoff nicht von Phoboslagern ausgeführt wird, sondern von den interplanetaren Frachtern in einer niedrigeren Umlaufbahn geladen wird.

Nun werden aber die Kosten für den Käufer auf dem Mond nicht nur von den Energieerfordernissen allein bestimmt, sondern auch von der Reisezeit und den Herstellungskosten. Hier ist der Mars im Nachteil. Der Energievorteil ist aber nicht so überwältigend, dass diese Nachteile ihn nicht zumindest aufwiegen, wenn nicht überwiegen. Welcher Lieferant wettbewerbsfähiger ist, hängt also von vielen Einzelheiten ab, die jetzt noch nicht bestimmt werden können. Die wirtschaftlichen Bedingungen würden den Marsraum eindeutig begünstigen, wenn Wasserstoff auf Phobos oder Deimos gewonnen werden könnte. Es erscheint aber sehr zweifelhaft, dass die Marsmonde Rohmaterialien bieten, die auf dem Erdmond nicht vorhanden sind.

Wenn aber die Marsindustrie nicht viel an Produkten zu bieten hat, so kann sie doch eine wirtschaftlich starke Touristenindustrie entwickeln. Das bedeutet den Bau und die Unterhaltung von Touristenanlagen (nicht nur Hotels im irdischen Sinne, sondern Mini-Ökosysteme) auf Phobos, an geeigneten Stellen auf dem Mars und vielleicht auf Deimos. Eine leistungsfähige Lebensmittelindustrie und Verkehrsindustrie müssen aufgebaut werden, was wiederum die Bedeutung der Treibstoffindustrie und Energieversorgung erhöht. Dagegen brauchen Metalle nur in vergleichsweise geringeren Mengen gewonnen und verarbeitet zu werden.

Wenn man noch etwas phantasievoller sein will, kann man sich eine Reihe bunter Raumspiegel in der areosynchronen Bahn vorstellen, die besonders malerische Gebiete auf der Marsoberfläche für die Touristen nachts nicht nur in reflektiertem Sonnenlicht, sondern auch in farbigem Licht baden – eine Art kosmisches Disneyland. Man denke sich den Olympus Mons nachts von einem roten Spiegel angestrahlt, Canyons in grünes Licht getaucht und chaotisches Terrain eine wilde Symphonie in Blau.

Ein runder Raumspiegel von 90 Prozent Reflektivität in der areosynchronen Bahn muss einen Durchmesser von nur 250 m (4,9 Hektar Fläche) haben, um eine Sub-Satellitenfläche von rund 10.000 Quadratkilometer auf dem Mars mit der Helligkeit des vollen Erdmondes in einer klaren Nacht zu erleuchten. Farbige Spiegel würden nur die Hälfte bis ein Drittel der Helligkeit liefern oder eine Fläche von 10 bis 15 Hektar erfordern.

Ein noch etwas weiter in der Zukunft liegender Zweck der industriellen Ausbeutung ist der potenzielle Wert eines entwickelten Marsraums als Ausgangspunkt für Expeditionen zur bemannten Erforschung und eventuellen Nutzung des äußeren Sonnensystems.

7.2 Wirtschaftlichkeit

Die Wirtschaftlichkeit aller vorerwähnten Nutzungen hängt entscheidend nicht nur von geringen Transportkosten, sondern auch davon ab, den Materialstrom von der Erde zur Erschließung des Marsraumes so gering wie möglich zu halten.

7.3 Methoden der industriellen Ausbeutung

Das Wirtschaftlichkeitskriterium erfordert, dass die Zahl der zur Erschließung im Marsraum tätigen Personen auf das jeweils praktische Minimum reduziert wird, denn ein Arbeitsplatz im Marsraum ist teuer wegen der besonders hohen Bedürfnisse menschlicher Arbeitskräfte. Das erfordert erstens maximale Automatisierung, Fernlenkung von Operationen auf dem Mars vom Raum wo immer praktisch, Einsatz von Robotern und Benutzung von Teleoperatoren. Zweitens verlangt es die Wahl von energieintensiven Arbeitsmethoden.

7.3.1 Energie

Solange es sich um geringe Energiemengen, also bis zu etwa 200 kw handelt, sind die Materialanforderungen für Sonnenenergienutzung selbst im Marsraum nicht allzu groß. Darüber wird aber nukleare Energie in wachsendem Masse materialsparender – immer unter der Annahme der Notwendigkeit, dass die benötigten Solarpanele oder solar-thermalen Anlagen noch von der Erde geliefert werden müssen. Kugelhaufen-Hochtemperaturreaktoren oder Salzschmelzbrüter erscheinen als die günstigste Wahl für Atomkraftstationen von anfänglich 20 bis 50 Megawatt und danach bis zu einigen hundert Megawatt. Wenn aber die erforderlichen Leistungen 1000 Megawatt erreichen und überschreiten, würde die Lieferung von Atomkraftwerken eine enorme Transportleistung erfordern. Da in diesem Stadium die Wasserproduktion schon in vollem Gange sein müsste, erscheint es wirtschaftlicher, Energieerzeugung mittels Wasserstoffbomben in Betracht zu ziehen. Hierbei werden Wasserstoffbomben in einer wassergefüllten Kaverne von 100 bis 300 m Durchmesser in 500 bis 700 m Tiefe detoniert. Der Wasserdampf wird zur Oberfläche durch einen Wärmetauscher geleitet, der mittels eines zweiten Dampfzyklus oder eines Gaskreislaufs ein Turbogeneratorensystem antreibt. Der kondensierte Primärdampf wird wieder in die heiße Kaverne zurückgeleitet und erneut erhitzt.

Eine Sprengkraft von einer Kilotonne (kt) entspricht 1250 thermischen Megawattstunden. Wird 40 Prozent der freigesetzten Energie in Elektrizität umgewandelt, dann folgt, dass die Detonation einer kleinen 20 kt Ladung alle 2 Stunden, oder einer 50 kt Ladung alle 5 Stunden einen Kraftwerkkomplex von 5000 Megawatt betreiben kann. Eine 200 kt Wasserstoffbombe kostete vor einigen Jahren etwa 88.000 Dollar. Wenn man den Preis der 50 kt Ladung auf 200.000 Dollar ansetzt (einschließlich Transport), dann betragen die Primärenergiekosten (d. h. ausschließlich Turbogeneratorenanlage, Kaverne, Stromverteilung und Wartung) immer noch nur 0,83 Cent pro Kilowattstunde.

Eine Sonnenkraftanlage in der areosynchronen Bahn, die 5900 Megawatt in der Form von Mikrowellen einer Empfangsanlage auf dem Marsboden für einen Ausstoss von 5000 Megawatt zustrahlt, erfordert eine Fläche von etwa 5000 Hektar entweder in der Form von Sammlern oder Solarpanelen. Die Empfangsanlage erstreckt sich über eine vergleichbar große Fläche. Es ist leicht einzusehen, dass die Materialanforderungen einer solchen Anlage ungeheuer viel grösser sind als die für ein Wasserstoffbomben-Kraftwerk gleicher Leistung.

7.3.2 Materialien

Wie beim Mond besteht die Marskruste nicht aus Platten, die auf der Erde auf flüssigem Magma treiben und dabei im Laufe von Jahrmillionen durch Differenzierung metallreiche Erzlager erschaffen. Daher ist die kosteneffektive Gewinnung gewünschter Metalle oder Nichtmetalle aus der undifferenzierten oder wenig differenzierten Marskruste von großer Bedentung. Um hier wiederum so wenig importierte Materialien wie möglich zu verbrauchen, muss man auf chemische Methoden weitgehend verzichten und auf die energieintensiven Verfahren des Schmelzens, Verdampfens oder gar der Elemententrennung durch Dissoziation zurückgreifen.

Eine Möglichkeit ist der Tagebau. Ein Raupenfahrzeug schaufelt Geröll und Schutt (wie er sich z. B. in großen Mengen in Canyons oder um Hochplateaus herum findet) oder Sand in einen Zubringerbehälter. Von dort werden grob nach Grösse sortierte Stücke verschiedenen elektrischen Schmelzöfen zugeführt und geschmolzen. Die in die Schmelze getauchten Elektroden sind der Sammelpunkt des Materialtrennungsprozesses. Sauerstoff sammelt sich an der positiven Elektrode und wird als Gas eingefangen und verflüssigt. Wasser verdampft beim Schmelzen und wird gesondert abgeleitet und kondensiert. An der negativen Elektrode sammeln sich die metallischen Elemente. Durch die Regelung der Spannung zwischen den Elektroden kann man bestimmen, welches Metall sich ablagert. Somit kann man nacheinander Eisen, Aluminium, Magnesium, Kalium, Natrium, Kalzium usw. aus der Schmelze in ziemlich reinem Zustand sammeln und in Barren gießen.

Aber zumindest Sauerstoff und Wasser müssen in grösseren Mengen (Tausenden von Tonnen) gewonnen werden. Hier sind wiederum nukleare Untergrundexplosionen von unschlagbarer Wirtschaftlichkeit. Außerdem stören sie nicht die Umwelt an der Oberfläche (Bodenformationen und Atmosphäre). Selbst verhältnismäßig schwache Detonationen befreien große Mengen von Sauerstoff, Wasserstoff sowie andere Gase und auch Wasser aus dem Gestein. Wenn der Sauerstoff aus der Kaverne schnell genug entfernt wird, bevor er sich mit metallischen Elementen und Silizium wieder verbinden kann, dann wird ein reiches Metalllager in der Kruste künstlich erzeugt.

Auf der Basis irdischer Untergrundexplosionen und unter Berücksichtigung der wahrscheinlich lavaähnlichen Eigenschaften des Marsbodens in den Bodentypen Nr. 4 und 9 (Abb. 5), würde die Explosion einer 1-Kilotonne Sprengladung etwa 20.000 Kubikmeter Material zertrünmern, das etwa 330.000 Tonnen (Erde) wiegt und zwischen 100.000 und 150.000 Tonnen Sauerstoff sowie zwischen 3000 und 6000 Tonnen Wasser enthält. Mindestens 10 Prozent dieser Materie wird dabei vollständig verdampft, davon 30 bis 45 Prozent Sauerstoff und 1 bis 2 Prozent Wasser. Vernachlässigt man die erhebliche Sauerstoffmenge, die aus dem nicht vollständig verdampften Material gewonnen werden kann, und nimmt an, dass in der Praxis nur 10 bis 20 Prozent des aus dem völlig verdampften Material befreiten Sauerstoffs aus der Kaverne entfernt und somit der Oxydierung entzogen werden kann, dann ergibt sich sehr konservativ geschätzt ein Gewinn von 6000 bis 10.000 Tonnen (Erde) Sauerstoff aus dieser für nukleare Verhältnisse sehr bescheidenen (und billigen) Detonation, sowie zwischen 2000 und 4000 Tonnen Wasser und ein Lager von 8000 bis 14.000 Tonnen angereicherten Metalls.

8. Nachwort

Mars, die Welt zwischen Erde und Mond, ist verkehrsmäßig über eine große Vielfalt von Flugrouten zu erreichen, die einem weiten Bereich von Ansprüchen genügen. Der Marsraum bietet den Vorteil zweier kleiner Monde, von denen besonders Phobos bei der Erschließung eine wichtige Rolle spielen kann. Aufbauend auf den im lunaren Raum entwickelten Verfahrenstechniken kann die, verglichen zum Mond, reichhaltigere Umwelt industriell und als Lebensraum entwickelt werden.

Von wenigen möglichen Ausnahmen abgesehen, erscheint es nicht aussichtsreich, dass eine Rohstoff- und Fertigungsindustrie im Marsraum dem Erde-Mond-Raum als Absatzmarkt viel zu bieten hat. Aber an Naturschönheiten steht der Planet sicher keinem anderen Körper im Sonnensystem nach. Deshalb erscheint es durchaus plausibel, dass nach anfänglicher Erschließung des Marsraumes die Ausbeutung seiner gewaltigen Landschaften zur Touristenindustrie als der ersten großen Nutzung des Planeten führt.