Dissertação
{pt_PT=Rapid Crewed Missions to Mars: Impulsive Case} {} EVALUATED
{pt=Transferências de energia mínima têm, tipicamente, um tempo de transferência (só ida) de cerca de 259 d. Adicionalmente, uma estadia de cerca de 453 d é necessária para esperar por condições ótimas de retorno. Tempos longos aumentam o risco devido à radiação e a ambientes de gravidade reduzida. Estes podem ser reduzidos indo mais rápido, mas levam a penalidades na massa. Uma vez que massa e tempo são indicadores de custo e risco, respetivamente, viagens rápidas têm riscos menores, mas custos maiores. Para verificar o impacto de várias escolhas na massa geral, os elementos requeridos para cada arquitetura de missão foram identificados e a sua massa estimada. Sistemas de propulsão representativos foram selecionados, para sistemas atuais e para futuros. Para estimar a massa de propelente, a equação do foguete foi modificada para incluir perdas por gravidade e o descarte de tanques vazios durante manobras. Esta inclusão levou a novos efeitos, não englobados pela equação tradicional, como a existência de um tempo total mínimo para a viagem. Os resultados obtidos sugerem que missões rápidas podem não ser ainda atingíveis com massa razoável. Porém, são encorajadores para o futuro próximo. Como comparação, a Design Reference Architecture 5.0, a referência na exploração tripulada a Marte, indica uma massa inicial em órbita baixa de 849 t para um tempo de viagem total de 916 d. Para a mesma massa, uma duração de 200 d pode ser atingida com um impulso específico de 1 000 s e um rácio propulsão-peso de 75., en=Traditional minimum-energy transfers have a long transfer time (one leg) of about 259 d. Additionally, a stay of about 453 d is required to wait for the optimal return conditions. Such long times increase the risks posed by radiation and reduced gravity environments. These can be reduced by going faster, but lead to mass penalties. Since mass and time are proxies for cost and risk, respectively, rapid trips have lower risks but higher costs. In order to assess the impact of several choices in the overall mass, required elements for each mission architecture were identified and its mass estimated. Representative propulsion systems were selected, for actual and for future systems. For propellant mass estimations, the rocket equation was modified in order to include gravity losses and the disposal of empty tanks during manoeuvres. The former lead to new effects, unperceived by the traditional equation, such as the existence of a minimum total trip time. Obtained results suggest that rapid missions may not yet be achievable with reasonable mass. However, they are encouraging for the near future. As a comparison, the Design Reference Architecture 5.0, the benchmark in crewed Mars exploration, states an Initial Mass in Low Earth Orbit of 849 t for a total trip time of 916 d. For the same mass, a duration of 200 d can be achieved with a specific impulse of 1 000 s and a thrust-to-weight ratio of 75.}
janeiro 28, 2021, 14:0
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