Una evaluación independiente de la viabilidad técnica del plan de misión de Marte 1 - Análisis actualizado

Abstracto

En los últimos años, el programa Marte Uno ha ganado una gran publicidad por sus planes de colonizar el planeta rojo. A partir de 2025, el programa planea aterrizar a cuatro personas en Marte cada 26 meses a través de una serie de misiones unidireccionales, utilizando exclusivamente la tecnología existente. Este enfoque unidireccional ha sido frecuentemente citado como un factor clave para acelerar el primer aterrizaje con tripulación en Marte. Si bien el programa Marte Uno ha recibido considerable atención, poco se ha publicado en la literatura técnica sobre la formulación de su arquitectura de misión. A la luz de esto, realizamos un análisis independiente de la viabilidad técnica del plan de misión Mars One, enfocándonos en la arquitectura de los sistemas de soporte de vida y uso in situ de recursos (ISRU) y su impacto en el ahorro y la logística espacial. Para realizar este análisis, adoptamos un enfoque de análisis iterativo en el cual modelamos y simulamos la arquitectura de la misión, evaluamos su viabilidad, implementamos cualquier modificación aplicable mientras intentamos permanecer dentro de las restricciones establecidas por Marte Uno, y luego reimulamos y reanalizamos la versión revisada de la arquitectura de la misión. Cuando no se dispone de información sobre la arquitectura de la misión Mars One, asumimos valores numéricos derivados de manuales y documentos de diseño de vuelos espaciales estándar. A través de cuatro iteraciones de este proceso, nuestro análisis encuentra que el plan de misión de Marte Uno, como se describe públicamente, no es factible. Esta conclusión se obtiene a partir de análisis basados ​​en supuestos de misión derivados y limitados por las declaraciones hechas por Marte Uno, y es el resultado de las siguientes conclusiones: (1) varias tecnologías incluyendo ISRU, soporte de vida, y entrada, descenso y aterrizaje (EDL) no están actualmente "existentes, validados y disponibles" según lo afirmado por Marte Uno; (2) el área de crecimiento de cultivos descrita por Marte Uno es insuficiente para alimentar a su tripulación; (3) aumentar el área de crecimiento de los cultivos para proporcionar alimento suficiente a la tripulación, conduce a desequilibrios atmosféricos que requieren un procesador atmosférico ISRU prohibitivamente grande o una arquitectura de sistema notablemente diferente para manejar; y (4) al menos 13 lanzamientos de Falcon Heavy se necesitan para entregar una parte del equipo requerido a la superficie marciana, un valor que es al menos el doble que el planeado por Marte Uno para la misma fase de misión. Lo que es más importante, encontramos que la naturaleza unidireccional de la misión Mars One, junto con sus planes de aumentar la población de su tripulación cada 26 meses, hace que los costos de operación del programa crezcan continuamente con el tiempo. Esto se debe al hecho de que el mantenimiento de una colonia en crecimiento en la superficie de Marte implica mayores requerimientos de reabastecimiento de equipos y repuestos y, por lo tanto, costos de lanzamiento a lo largo del tiempo. Basado en las estimaciones publicadas de vehículo de lanzamiento y de aterrizaje, nuestro análisis concluye que con el lanzamiento de la quinta tripulación, el costo asociado con el lanzamiento de una parte de todos los equipos y recambios requeridos es aproximadamente igual a la mitad del presupuesto total de la NASA para el año fiscal 2015. crecen cuando se incluyen otros sistemas críticos fuera del alcance de este análisis. Para mitigar estos costos y acercar el plan a la viabilidad, recomendamos que se implementen una serie de modificaciones en la arquitectura de la misión y los esfuerzos de desarrollo tecnológico antes del inicio de cualquier campaña de asentamiento de Marte.

Palabras claves

MarteColonizaciónHabitaciónSoporte vitalISRUSoportabilidad

1 . Introducción

A mediados de 2012, el programa Marte Uno fue anunciado con el objetivo de construir el primer asentamiento humano en la superficie de Marte. Tras una serie de misiones precursoras para demostrar e implementar tecnologías clave, la primera misión tripulada partiría de la Tierra en 2024, enviando a cuatro personas en un viaje de ida a la superficie de Marte. Después de esta misión inicial, otras cuadrillas de cuatro personas serían enviadas a Marte en cada oportunidad de lanzamiento posterior para expandir la colonia extraterrestre.

Si bien este programa ha recibido una gran publicidad, poco se ha publicado en la literatura técnica sobre la formulación de esta arquitectura misionera. Además, los argumentos comunes para la viabilidad de la misión basada en su uso exclusivo de las tecnologías existentes [1] entran en conflicto con las ampliamente publicadas capacidades y limitaciones de la serie actual de tecnologías validadas de vuelos espaciales.

Como el plan de misión de Marte Uno representa una desviación del enfoque tradicional de las primeras misiones de salida seguidas de misiones posteriores de larga duración, hay muchas incertidumbres en el diseño de la misión que deben ser abordadas antes de su implementación. Los esfuerzos de colonización a largo plazo en Marte presentan nuevos desafíos logísticos, y se basan en varias tecnologías que están en un bajo nivel de preparación tecnológica (TRL) [2, 3] .

A la luz de estas observaciones, este trabajo tiene como objetivo:

Con respecto a los puntos (2) y (3) enumerados anteriormente, enfatizamos que este análisis no intenta diseñar la arquitectura de misión de Marte Uno. Más bien, se sugieren y analizan recomendaciones para ampliar el alcance de este análisis de factibilidad a variantes menos restrictivas de la arquitectura Mars One.

Realizamos este análisis compilando primero declaraciones y suposiciones hechas públicamente por Mars One para modelar y simular su plan de misión base. Cuando los datos insuficiente está disponible a partir de fuentes Marte Uno, utilizamos datos de manuales aeroespaciales estándar y fuentes de datos, tales como el Manual de Diseño Integración humana NASA [4] y la NASA Línea de base valores y supuestos de documentos (BVAD) [5]. Después de analizar los resultados de la simulación de la misión Mars One, evaluamos su viabilidad y, si procede, hacemos recomendaciones a la arquitectura de la misión basándonos en las consideraciones enumeradas anteriormente. Estas recomendaciones se implementan en una arquitectura de sistema modificada y se repite el proceso de simulación, análisis, recomendaciones basadas en una evaluación de factibilidad intermedia y realización de un análisis actualizado con una arquitectura actualizada. Continuaremos iterando a través de este ciclo de análisis hasta que descubrimos que: (1) la misión requiere el desarrollo de nuevas tecnologías cuyas capacidades son tan inciertas que su desempeño y las propiedades del ciclo de vida aún no pueden predecirse con seguridad; y / o (2) el coste del ciclo de vida del programa no alcanza un estado estacionario y, por tanto, es insostenible.

Por último, observamos que la primera versión de este análisis se informó originalmente en un documento presentado en el 65 º Congreso Astronáutico Internacional [6] , 1 . Este artículo presenta una actualización de este análisis original que incorpora:

Si bien estas actualizaciones han llevado a algunos cambios en los resultados cuantitativos de cada una de las áreas estudiadas, este análisis actualizado encuentra que los resultados generales y conclusiones presentados en el documento original permanecen sin cambios.

Este artículo está estructurado de la siguiente manera: La sección 2 proporciona un antecedente sobre la arquitectura Mars One y define el alcance de este análisis. La sección 3 describe el proceso y las suposiciones utilizadas para modelar y simular la arquitectura de misión de Marte de referencia. La sección 4 presenta los resultados del proceso de análisis iterativo que se empleó para investigar la factibilidad de la arquitectura de la misión Mars One, así como las correspondientes recomendaciones hechas. Finalmente, la Sección 5 resume las conclusiones del estudio con un enfoque en la masa del sistema y los controladores de costo y las posibles vías para la reducción de estas cantidades.

2 . Fondo

Esta sección proporciona un resumen del plan de misión de Marte Uno y las suposiciones subyacentes hechas en este análisis. Debido a que no se encontró información sobre la misión Mars One en la literatura técnica, los detalles de la arquitectura de la misión se derivan principalmente del sitio web de Mars One [7] , así como la solicitud pública de propuestas y el paquete de información de la propuesta para 2018 Mars Lander [ 8]. Este análisis se realizó de abril a diciembre de 2014 y, como tal, todos los datos utilizados fueron tomados del sitio web de Mars One en este momento. Es posible que en el momento en que el lector revise este documento, los datos correspondientes descritos en el sitio web de Mars One hubieran sido cambiados del conjunto de datos utilizado en este análisis. Como resultado, todas las URL de sitios web citadas en este documento presentan tanto la URL actual como una URL que enlaza con una versión archivada de la página web a la que se hace referencia en el momento de este estudio.

2.1 . Resumen del Plan de Misión Mars One

Una característica distintiva de la arquitectura Mars One es la filosofía de enviar a la gente en un viaje de ida a Marte utilizando "tecnología existente, validada y disponible" [1] . El plan de misión a Marte Uno consiste en una serie de misiones precursoras no tripulados para demostrar e implantar las tecnologías clave, seguido de un solo sentido misiones tripuladas a Marte en cada oportunidad posterior lanzamiento (intervalos de 26 meses [1] ). Estas misiones se llevan a cabo con un conjunto de elementos de misión comunes, resumidos en la Tabla 1 .

Tabla 1

La campaña comienza con una misión precursora que se lanzará en 2018, con un aterrizador de superficie de Marte basado en el diseño de la NASA Phoenix Lander. El objetivo de esta misión es demostrar las tecnologías clave necesarias para sostener un asentamiento humano en la superficie marciana, incluyendo paneles solares de película delgada y un horno para extraer agua del regolito marciano. También se lanzará un satélite de comunicaciones en órbita en Marte en esta misión para apoyar tanto al precursor como a las misiones posteriores [7] .

En espera del éxito de esta primera misión, está prevista una misión de seguimiento para el lanzamiento en 2020, que transporta a un vehículo polivalente a un lugar predeterminado, probablemente en el hemisferio norte cerca de 45 ° de latitud [8] . El explorador recorrerá la región para un sitio de asentamiento adecuado y preparará el sitio seleccionado para la llegada posterior de los módulos de habitación.

En la siguiente oportunidad de lanzamiento en 2022, se pondrán en marcha seis versiones ampliadas de la nave espacial SpaceX Dragon [9] y, a su llegada en 2023, se conectarán utilizando el rover previamente desplegado para formar un hábitat contiguo. Estas unidades habitacionales vienen en tres variantes:

A los efectos de la redundancia, cada hábitat completo contiene dos copias de cada unidad. Más detalles sobre la distribución del hábitat de Marte Uno se describen en la Sección 3.1 . Además, una unidad de aterrizaje humano separada, también basada en la cápsula del Dragón, se utiliza para entregar a cada tripulación a la superficie a partir del año 2025 en adelante.

Después del emplazamiento inicial de las unidades habitacionales, las matrices solares de película delgada se despliegan junto con el sistema ISRU. Durante el período posterior de 500 días, el rover entrega regolith al horno de ISRU, donde se cuece para extraer el agua. Una parte de esta agua se electroliza luego para generar oxígeno. Al mismo tiempo, un procesador atmosférico extrae y almacena nitrógeno de la atmósfera marciana. Cuando el primer tripulante salga de la Tierra, el sistema ISRU habrá producido 3.000 L (3 m 3 ) de agua de contingencia, 120 kg de oxígeno de contingencia y suficiente oxígeno y nitrógeno para generar una atmósfera transpirable de 70 kPa dentro del hábitat [14]. , 11] .

Este primer equipo partirá nominalmente de la Tierra en 2024 en un vehículo de tránsito de Marte (MTV) que empleará principalmente un sistema de soporte de vida en bucle abierto. Dentro de la misma ventana de lanzamiento, se enviarán otras seis unidades de habitación para proporcionar el equipo y la superficie requerida para la segunda tripulación de cuatro personas.

Después de aterrizar en 2025, la primera tripulación entrará en el hábitat, activará el sistema de producción de alimentos e integrará las seis unidades habitacionales que se lanzaron con ellas al sistema de habitación inicial. Estas unidades recién agregadas apoyarán a una segunda tripulación de cuatro personas, que saldrá de la Tierra en 2026, junto con otro equipo para apoyar a la tercera tripulación subsiguiente. Este ciclo de envío de equipos de cuatro personas, junto con el equipo de habitación para apoyar el seguimiento de las cuadrillas de cuatro personas continúa cada 26 meses, lo que permite que el asentamiento se expanda con el tiempo [7] .

2.2 . Ámbito de análisis

Para los propósitos de este estudio, hemos limitado nuestro análisis a centrarse exclusivamente en el control ambiental y el soporte vital (ECLS) y las tecnologías de utilización in situ de los recursos (ISRU), y su impacto en las estrategias de ahorro y logística espacial para la misión. Estos sistemas componen sólo un subconjunto de toda la arquitectura. Es importante señalar que varias otras áreas necesitan ser investigadas en detalle para madurar la arquitectura de misión de Marte en un plan ejecutable. Estos incluyen la entrada de Marte, la estrategia de descenso y aterrizaje, la estrategia de protección contra la radiación, y la arquitectura de comunicaciones, por nombrar algunos. Estas áreas imponen cada una sus propias exigencias en las operaciones y la arquitectura logística de la misión y deben ser consideradas de acuerdo con las analizadas aquí.

El análisis presentado aquí se concentra en el hábitat antes del despliegue y fases tripuladas del perfil de misión de Marte Uno. Tratamos el período entre el predespliegue de un hábitat de superficie completo (consistente en 6 cápsulas de Dragon SpaceX modificadas) y 26 meses después de que llegue la tripulación (un ciclo de lanzamiento) como unidad repetitiva de las demandas de recursos a lo largo del tiempo. Esto nos permite cuantificar las demandas de recursos del asentamiento a medida que se expande más allá de la llegada de la primera tripulación de cuatro personas. La única excepción es el requisito de piezas de repuesto, para lo cual se supone que las tripulaciones pueden compartir piezas de repuesto para artículos idénticos. Como se analiza más adelante en la Sección 3.3 , esta uniformidad significa que cada tripulación puede beneficiarse de las piezas de repuesto que fueron traídas por cualquier misión antes de ellas y requiere un análisis de la campaña completa de la misión.2

2.3 . Actualmente, las tecnologías existentes, validadas y disponibles

El plan de misión de Marte Uno se basa en una filosofía de explotar la tecnología existente [1] . La afirmación de que la tecnología actualmente disponible es capaz de apoyar la misión se ha utilizado a menudo como un argumento para justificar la viabilidad de la misión y se indica claramente en el sitio web de Mars One:

"No se necesitan nuevos desarrollos o inventos importantes para hacer realidad el plan de la misión. Cada etapa del plan de misión de Marte emplea tecnología existente, validada y disponible " [1].

Teniendo en cuenta el potencial de numerosas interpretaciones de esta declaración, es importante definir claramente nuestra interpretación de esta declaración con el fin de proporcionar una base inequívoca para este análisis. Como resultado de la falta de datos clarificadores disponibles, utilizamos la métrica de nivel de preparación tecnológica (TRL) estándar del sector, como se especifica en el Manual de Ingeniería de Sistemas de la NASA [15] , para definir nuestra interpretación. Observamos que las siguientes interpretaciones basadas en TRL de la declaración anterior son nuestras y no necesariamente se alinean con las de Marte Uno.

La afirmación de que "no se necesitan nuevos desarrollos o invenciones importantes" implica que todas las tecnologías están en TRL 5-6, donde se han demostrado en un entorno operativo relevante, ya sea a nivel de componente o sistema [15] . El uso del término "validado" apoya aún más esta interpretación, basada en la definición ampliamente aceptada de que se ha demostrado que una tecnología validada cumple "el propósito previsto en el entorno previsto ... como se muestra mediante la realización de una prueba, análisis, inspección o demostración " [15] .

Por último, una tecnología "existente" puede considerarse como una que está al menos en TRL 3, donde se ha demostrado una "prueba analítica y experimental de concepto" [15] . Cualquier cosa debajo de este nivel de preparación está dentro de su fase inicial de formulación, todavía no se ha construido, y por lo tanto se considera como inexistente.

Teniendo en cuenta estas definiciones, examinamos el estado actual del arte en la tecnología de vuelos espaciales y encontramos que en muchos casos, las tecnologías requeridas para el plan de misión de Marte Uno aún no existen o no han sido demostradas en un entorno operativo relevante. Algunas tecnologías pertinentes y enfoques operacionales han tenido un uso significativo en el vuelo espacial, pero no fueron diseñados para el medio ambiente marciano, mientras que otras tecnologías relevantes se encuentran todavía en las primeras etapas de desarrollo, donde todavía se están probando en pequeñas escalas en condiciones de laboratorio o entorno analógico . Esta encuesta tecnológica se presenta en la Sección 4.1.1 , donde realizamos la primera iteración de nuestro análisis.

Sin embargo, dada la posibilidad de un desarrollo exitoso de la tecnología y esfuerzos de validación para todos los sistemas requeridos antes del lanzamiento de la primera tripulación de Mars One, hacemos el supuesto optimista de que todas las tecnologías especificadas por Mars One estarán disponibles cuando sea necesario y continuar nuestro análisis basado en las declaraciones realizadas en el sitio web de Mars One. Sin embargo, es importante destacar que el esfuerzo de desarrollo requerido para madurar las tecnologías requeridas a sus niveles necesarios contribuirá significativamente al costo del programa Marte Uno. Debido a la alta incertidumbre en la predicción de este costo de desarrollo, no lo capturamos dentro de este análisis.

También observamos que debido a la falta de datos relevantes y experiencia operacional para muchas de las tecnologías incluidas en el plan de misión de Marte Uno, nos hemos visto obligados a hacer varias suposiciones. Estos se han basado en extrapolaciones del estado actual de la técnica (como se ha discutido a lo largo de la sección 3 ) y en las filosofías de diseño fundamentales discutidas anteriormente.

En los casos en que el análisis ha requerido modificaciones arquitectónicas, éstas han sido implementadas con el objetivo de aumentar la factibilidad de la arquitectura del sistema, manteniéndose lo más posible dentro de las limitaciones establecidas por las declaraciones y suposiciones hechas por Marte.

3 . Metodología

Para evaluar la viabilidad del plan de misión de Mars One, hemos desarrollado un entorno de simulación integrado que captura tanto el rendimiento funcional como el dimensionamiento de tecnologías seleccionadas. La figura 1 representa un diagrama de bloques del entorno de simulación.

• Descargar imagen de alta resolución (461KB)Descargar imagen en tamaño completo

Fig. 1

Como puede verse en la figura 1, el entorno de simulación consta de cuatro módulos: un módulo Habitation, un módulo ISRU Sizing, un módulo Sparing y un módulo Space Logistics. El módulo Habitation utiliza parámetros clave de misión para calcular el requisito de consumibles y el tamaño del hardware de ECLS. Además, el módulo Habitation genera un requisito de reabastecimiento para el módulo ISRU Sizing, que combina esta información con la arquitectura ISRU seleccionada para predecir la masa y el volumen del hardware ISRU requerido. Paralelamente, el módulo Sparing toma la lista de equipos maestros de los sistemas ECLS e ISRU y lo actualiza con el número de repuestos requeridos para cada componente. Finalmente, el módulo de logística espacial recibe la lista de equipos maestros de los tres módulos de preprocesamiento para predecir la masa de lanzamiento y el coste de lanzamiento a lo largo del tiempo. En las subsecciones siguientes,

3.1 . Módulo habitacional

El módulo Habitation predice los requisitos de consumibles e identifica los modos de fallo que se producen como resultado de recursos agotados y de interacciones de control imprevistas. Basado en el entorno de modelado dinámico ECS de BioSim [16] desarrollado a principios de los años 2000 en el Centro Espacial Johnson de la NASA, este modelo propaga el estado de los almacenes de recursos y la salud de la tripulación a lo largo del tiempo. La Fig. 2 muestra un resumen del flujo de datos dentro del módulo Habitation.

• Descargar imagen de alta resolución (285KB)Descargar imagen en tamaño completo

Fig. 2

Como se muestra en la Fig. 2 , se requiere un cronograma de la tripulación para inicializar el módulo Habitation. Esto consiste en un conjunto de actividades, cada una con una ubicación, duración y nivel de esfuerzo. A medida que la simulación se propaga hacia adelante en el tiempo, cada miembro de la tripulación progresa a través de su propio calendario, gastando diferentes niveles de esfuerzo, que a su vez varía su consumo de recursos y los tipos de cambio metabólicos con el hábitat. Además, las actividades pueden asignarse a módulos individuales dentro del hábitat para afectar la distribución espacial de los recursos. Varios niveles de esfuerzo y lugares de actividad introducen un comportamiento transitorio en el entorno de simulación de habitación.

Un conjunto de tecnologías de Control Ambiental y Apoyo de Vida (ECLS) modeladas dentro de este módulo actúa para manejar este comportamiento transitorio controlando el consumo de recursos y la producción a niveles apropiados para mantener la salud de la tripulación. Estas tecnologías ECLS se asignan a diferentes módulos dentro del hábitat.

Una vez que se ejecuta, una de las dos condiciones termina la simulación: (1) Se cumple una de las condiciones de fallo preespecificadas mostradas en la Tabla 2 ; o (2) la simulación llega sin incidentes al final del horizonte de tiempo de simulación especificado. Las acciones tomadas para corregir el fallo de las simulaciones posteriores dependen de hasta qué punto se produce el fallo en el horizonte de simulación. En el caso de que el fallo ocurra temprano en la simulación, normalmente se requiere un cambio de arquitectura para el sistema ECLS. Por el contrario, los fallos que se producen más tarde en el horizonte de tiempo de simulación normalmente se rectifican mediante la introducción de recursos adicionales. Estos pueden provenir de una tecnología ISRU, de una fuente de reabastecimiento logístico, o bien aumentando la cantidad inicial de recursos transportados.

Tabla 2

Como se indicó en la Sección 2.2 , el módulo Habitation fue utilizado para simular el primer hábitat de Marte Uno, desde la llegada de la primera tripulación en la superficie marciana hasta la llegada de la segunda tripulación. Tal arquitectura de habitación puede ser utilizada como una unidad funcional repetitiva común que se despliega con cada misión de expansión más allá de la llegada de la primera tripulación.

Para realizar el análisis de la vivienda, se hicieron varias suposiciones para simular el hábitat de Marte Uno. La mayoría de estos supuestos, detallados en el Apéndice A , provienen de las recomendaciones del Grupo de Trabajo de Exploración Atmosférica de la NASA [17] , el Documento de Valores y Asunciones de Base de la NASA (BVAD) [5] y el Análisis de Misión de Vuelo Espacial Humano y libro de diseño [20] . El diseño detallado de cada subsistema dentro del sistema de habitación se describe en las siguientes secciones.

3.1.1 . Composición de la tripulación

El módulo Habitation utiliza el modelo desarrollado por Goudarzi y Ting [21] para determinar las demandas de recursos de la tripulación en función de su nivel de actividad y de su tasa metabólica basal, impulsada por su género, edad y masa corporal. Para los propósitos de este análisis, asumimos una tripulación de cuatro personas compuesta por dos hombres y dos mujeres, todos ellos de 35 años de edad. Uno de los machos tiene una masa de 72 kg mientras que el otro tiene una masa de 75 kg. Ambas hembras tienen una masa de 55 kg. Estos valores son típicos de la población astronauta [22] .

3.1.2 . Horario de la tripulación

El cronograma asumido de la tripulación se basa en el horario típico de un miembro actual de la ISS [23] . Para cada tripulante, se presupuestan 8 h de sueño y 2 h de ejercicio por día. En los días de EVA, se programan 8 h de EVA, con el resto asignado a Actividades Intravehiculares (IVA), como realizar experimentos científicos, preparar comidas o cosechar y replantar cultivos. Todas las actividades que no son EVA, sueño o ejercicio se clasifican como IVA y se supone que requieren el mismo nivel de gasto de energía de la tripulación. Como resultado, en los días que no son EVA, los miembros de la tripulación son asignados con tareas de IVA durante sus horas de vigilia sin ejercicio. El impacto de las variaciones en este esquema en la arquitectura del sistema se investiga en la Sección 5.5 .

3.1.3 . Tecnologías ECLS

Basándose en la afirmación de que las unidades de soporte de vida de Mars One " serán muy similares a aquellas unidades que son completamente funcionales a bordo de la Estación Espacial Internacional" [13] , asumimos que tecnologías similares a las de la Estación Espacial Internacional (ISS) Se utilizará el segmento orbital de Estados Unidos (USOS). Observamos que si bien actualmente se están realizando esfuerzos de desarrollo para las capacidades ECLS europeas [24] y japonesas [25,26] , el rendimiento de estas tecnologías en vuelo todavía no se ha evaluado completamente y los datos operativos necesarios para un análisis de ahorro son por lo tanto, no está disponible (ver Sección 3.3). Del mismo modo, aunque ha habido una experiencia operativa sustancial con los sistemas rusos de ECLS a bordo de la ISS, se dispone de poca información sobre sus propiedades de masa y fiabilidad, limitando así la medida en que puede realizarse un análisis cuantitativo. Además, observamos que la actual base de la NASA Marte superficie hábitat ECLS arquitectura [27] también se basa en la ISS USOS. Esta observación proporciona confianza adicional sobre la idoneidad de nuestra hipótesis de tecnología ECLS.

Sin embargo, la única modificación de nuestra supuesta arquitectura ECLS es el sistema de producción de alimentos, que según Marte Uno, vendrá predominantemente de cultivos locales [11] . Asumimos que esto se ha logrado a través de la Técnica de Película Nutritiva (NFT) descrita por Wheeler [28] y adoptado como el enfoque hortícola de referencia para el crecimiento de los cultivos en la Cámara de Producción de Biomasa del Centro Espacial Kennedy (KSC), debido a su flexibilidad a través de especies vegetales y su eficiencia en el agua [29].

Además, observamos que las tecnologías ECLS a bordo de la ISS se desarrollaron originalmente específicamente para su uso en microgravedad y no se han validado para su uso en la superficie marciana. La introducción de un entorno de gravedad parcial conducirá inevitablemente a diferentes tecnologías ECLS que probablemente serán menos complejas que las de la ISS, debido a la simplificación de las separaciones químicas que proporciona un entorno de gravedad. Por lo tanto, en ausencia de datos para las tecnologías ECLS específicas de Marte, se puede considerar que la hipótesis de propiedades de masa y volumen de ECLS basadas en ISS para sistemas ECLS basados ​​en Marte de funcionamiento similar puede ser considerada como conservadora. Sin embargo, a la luz de la restricción tecnológica existente de Mars One, la asunción de características de confiabilidad similares entre los sistemas basados ​​en ISS y los sistemas ECLS basados ​​en Marte puede considerarse razonable,[30] .

Además, como se menciona en la Sección 4.1.1 , la falta de tecnologías ECLS actualmente disponibles en Marte y la falta de experiencia en el cultivo de alimentos en la superficie marciana requiere la adopción de la hipótesis indicada en la Sección 2.3 : que todas las tecnologías requeridas por Marte Uno estará disponible cuando sea necesario. Estas tecnologías se resumen en el Apéndice B .

La Fig. 3 representa el sistema ECLS y ISRU de línea de base asumido para este análisis. En esta figura, los elementos blancos con bordes sólidos representan las tecnologías actualmente en la ISS, los elementos verdes representan la BPS, y los elementos naranjas representan las tecnologías ISRU. A partir de esta figura es evidente que la línea de base Mars One ECLS arquitectura es una versión de la arquitectura ISS ECLS aumentada con BPS e ISRU sistemas. Debido a que actualmente no hay experiencia de vuelo con estos dos sistemas, las estimaciones de ingeniería de primer orden sobre su rendimiento y tamaño fueron realizadas para este análisis. Los detalles del proceso de dimensionamiento BPS se describen en la Sección 3.1.8 , mientras que la Sección 3.2 discute el enfoque adoptado para dimensionar el sistema ISRU.

• Descargar imagen de alta resolución (561KB)Descargar imagen en tamaño completo

Fig. 3

3.1.4 . Tecnologías de sistemas de soporte de vida portátiles

Para el sistema de soporte de vida portátil de spacesuit, asumimos el uso de la próxima generación Portable Life Support System 2.0 (PLSS2.0) [31,32]actualmente en desarrollo en la NASA Johnson Space Center (JSC). Para este sistema particular, hemos visto obligados a adoptar una tecnología completamente nueva como el traje espacial actual utilizado en la ISS fue diseñado para su uso en un ambiente de microgravedad y vacío, y es por lo tanto inapropiada para su uso en la superficie de Marte [5] . La PLSS2.0 emplea un evaporador de membrana de agua Spacesuit (SWME) para rechazo de calor, y una cama de balanceo de amina de ciclo rápido (RCA) para la eliminación de dióxido de carbono [31]. El SWME está diseñado para operar en la atmósfera marciana y utiliza menos agua con una mayor vida operativa en comparación con las actuales tecnologías de sublimación utilizadas en la ISS PLSS [31] .

Además, la RCA tiene la misma capacidad de eliminación de CO 2 que la tecnología METOX (Metal Oxide) utilizada en la ISS mientras pesa un 75% menos [31] . RCA también tiene la capacidad añadida de eliminar la humedad (simplificando así la arquitectura PLSS) [32] y regenerar continuamente sus camas de adsorción, permitiendo actividades extravehiculares más largas (EVAs) que la actual arquitectura METOX [32] . Estos atributos de la RCA sobre el METOX se han considerado para compensar la capacidad de METOX intensiva de poder de la reintroducción de la tripulación expiró CO 2 de nuevo en la cabina de hábitat después de EVA para la posterior reducción de nuevo en el oxígeno [31] .

3.1.5 . Sistemas de tripulación y estructuras de hábitat

El sistema de tripulación y las estructuras de hábitat consideradas en este análisis se basan en estimaciones de primer orden proporcionadas en Stilwell et al. [20] . Los productos de esta categoría incluyen una galera y sistema de alimentos, un sistema de recogida de desechos metabólicos, equipo de higiene personal, un sistema de ropa y lavandería, equipo recreativo y estiba personal, limpieza, suministros operativos y restricciones de la tripulación, fotografía, alojamiento para dormir y salud de la tripulación cuidado. La masa de los hábitats inflables se calcula utilizando el estimado de la NASA BVAD de 9,16 kg / m 3 para un módulo inflable no blindado en la superficie de Marte [5] . El volumen estibado de estos módulos inflables se calcula asumiendo una relación de embalaje de 15: 1 basada en el del sistema de demostración de hábitat expansible desplegado en la estación McMurdo en la Antártida en 2008 [33] . En el Apéndice E se puede encontrar un desglose detallado de masa y volumen de estos sistemas .

3.1.6 . Manejo de residuos sólidos

La ISS utiliza actualmente una estrategia de gestión de residuos sólidos para transferir todos los residuos sólidos a los diversos vehículos de logística de uso único que visitan la estación para su posterior combustión en la atmósfera terrestre. Para un asentamiento de Marte, el creciente requerimiento de almacenamiento de residuos sólidos a lo largo del tiempo hace que este enfoque sea insostenible, y requiere la adopción de prácticas alternativas de manejo de residuos sólidos. Los enfoques pasados ​​adoptados en entornos cerrados han incluido la incineración (como parte del Proyecto Lunar de Apoyo a la Vida Lunar de la NASA (LMLSTP) [34] ), y medios biológicos tales como digestión anaerobia (ver Sección 3.1.8.8.1). Aunque se ha demostrado que estos enfoques funcionan en entornos cerrados, se han experimentado varios problemas durante su funcionamiento, y se necesita más investigación y desarrollo para aumentar la fiabilidad de estos sistemas y para escalar su rendimiento al nivel requerido para la misión Mars One. Además, una revisión de la literatura de Marte disponible públicamente encontró que no se ha especificado información sobre la estrategia de gestión de residuos sólidos, aparte de la declaración de que su sistema de soporte de vida será similar al ISS.

Teniendo en cuenta estas observaciones, junto con el hecho de que se requiere información relacionada con los flujos de residuos esperados para especificar y dimensionar un sistema nocional de gestión de desechos sólidos (información que no se ha puesto a disposición), hemos optado por excluir las consideraciones de gestión de residuos sólidos del ámbito de este análisis.

3.1.7 . Asignación de ubicación de tecnología ECLS

Un elemento importante del modelado de sistemas ECLS en hábitats multi-módulo es la asignación de tecnologías a ubicaciones físicas dentro del hábitat. Esto introduce una dimensión espacial en el entorno de simulación que captura los intercambios de recursos entre la tripulación y los diversos módulos que ocuparán a medida que se mueven por el hábitat. Esto permite conocer mejor la efectividad de la asignación de una tecnología ECLS particular a las actividades que se espera realizar en un módulo dado. Por ejemplo, los sistemas de eliminación de dióxido de carbono se encuentran generalmente cerca de las áreas de ejercicio para manejar los aumentos locales de dióxido de carbono. Una separación adicional entre este sistema y las áreas de ejercicio requeriría ventilación intermódulos adicionales para limitar el aumento total de CO ambiente 2 concentración en todo el hábitat.

En este análisis, asignamos tecnologías a ubicaciones dentro del hábitat de Marte 1 usando una combinación de imágenes obtenidas por Marte 1 (ver Fig. 4 ) y heurísticas derivadas de la asignación de tecnologías ECLS a bordo del ISS (ver Apéndice C ). La Fig. 5 representa la disposición de línea de base asumida para este análisis. Obsérvese que sólo se muestra la mitad del hábitat, ya que se supone que la otra mitad es una copia simétrica. Esta suposición es apoyada por las afirmaciones de que la combinación de una unidad viva y una unidad de soporte vital es capaz de sostener a una tripulación de cuatro personas, con las unidades secundarias que actúan como copias de seguridad redundantes [35]. Mientras que en una emergencia (es decir, un fallo irreparable en el sistema primario) la unidad redundante podría sostener a la tripulación, esta peligrosa condición de pérdida de redundancia no es una condición de funcionamiento nominal. Por lo tanto, en este modelo, las unidades redundantes se utilizan sólo para apoyar temporalmente a la tripulación durante las operaciones de mantenimiento en la unidad primaria.

• Descargar imagen de alta resolución (56KB)Descargar imagen en tamaño completo

Fig. 4

• Descargar imagen de alta resolución (719KB)Descargar imagen en tamaño completo

Fig. 5

3.1.8 . Diseño de sistemas de producción de biomasa

3.1.8.1 . Selección del cultivo de la producción de biomasa (BPS)

La falta de experiencia de vuelo BPS introduce una incertidumbre significativa para el comportamiento integrado del hábitat. Tal sistema puede requerir recursos significativos, dependiendo del número y tipo de cultivos. La cantidad de cultivos depende en última instancia de la proporción de la dieta de la tripulación proveniente del crecimiento de la planta, así como de la demanda calórica diaria de la tripulación, que es a su vez impulsada por el género, la edad, el peso y el nivel de actividad de cada tripulante.

Para los fines de este análisis, utilizamos el enfoque descrito en Jones [36] para determinar la demanda diaria de macronutrientes de la tripulación e introducimos nuestro propio esquema de optimización para determinar la selección de cultivos apropiada para satisfacer esta demanda. Aquí, basamos todas las predicciones de crecimiento de los cultivos en la cascada de energía modificada (MEC) modelos descritos en la NASA BVAD [5] . Estos modelos predicen crecimiento de las plantas, la transpiración, y las tasas de producción de oxígeno en función de la atmósfera CO 2 concentración, nivel de humedad y el nivel de iluminación local, y se han validado con datos de prueba publicados en la literatura [38] , como se muestra en la Fig. 6 .

A medida que aumentamos la ponderación de la segunda componente de la función objetivo ( w 2 ), nos movemos a través de la Tabla 3 de izquierda a derecha, haciendo que el optimizador de introducir gradualmente más variedad en la dieta de la tripulación, a costa de una mayor área de crecimiento. Además, observamos que los cultivos se añaden de forma secuencial con una variedad creciente, lo que indica que existe una prioridad en la selección de plantas que tienen tanto una alta tasa de crecimiento como un gran contenido de nutrientes. Los cultivos de cacahuete y trigo siempre se incluyen en la mezcla de cultivos porque los cacahuetes tienen el mayor contenido de grasa de todas las opciones de cultivo, mientras que el trigo tiene un alto contenido de carbohidratos.

A partir de la Tabla 3 , se observa un área de crecimiento de cultivo máxima de 468 m 2 (Opción 5) y un requerimiento mínimo de área de crecimiento de cultivo de 185 m 2 (Opción 1) para apoyar a una tripulación de cuatro. La gama completa de áreas de crecimiento de cultivos es significativamente mayor que los 50 m 2 por tres tripulaciones de cuatro reclamados 5 por Marte Uno [11] .

Habiendo tomado nota de que el plan de producción de alimentos de Marte mencionado es calóricamente insuficiente, seleccionamos la Opción 4 en la Tabla 3para continuar nuestro análisis, ya que representa un equilibrio razonable entre los dos objetivos competidores. Este perfil logra tres especies de cultivos más sobre la opción de área de crecimiento mínimo para el costo relativamente bajo de un agregado de 16 m 2 de área de crecimiento.

3.1.8.2 . Disposición de hardware del sistema de producción de biomasa (BPS)

Mientras que el área de 201 m 2 requerida para la Opción 4 de la Tabla 3 es cuatro veces mayor que la inicialmente indicada por Marte Uno, un análisis dimensional indica que todavía puede ser posible encajar esto en una porción de la Unidad Inflable si un embalaje de alta densidad y el esquema de iluminación se emplea, tal como ésa planeada originalmente para el BIO-Plex de la NASA [41] - una instalación propuesta de la habitación integrada y del BPS que estaba en el desarrollo en los últimos 90s.

La Fig. 7 muestra una disposición potencial para el BPS basado en la arquitectura BIO-Plex [41] , consistente en estantes de planta densamente compactados, cada uno con un sistema de iluminación dedicado y zona de raíz hidropónica. Las zonas de raíz contienen una solución nutritiva suministrada por un tanque instalado en el suelo de la cámara. Este diseño particular de BPS requiere aproximadamente el 40% del volumen presurizado de una única unidad inflable, en comparación con el valor de 17% de volumen estimado a partir de las representaciones del sistema proporcionadas por Mars One ( figura 4 ). Además, aunque el BIO-Plex fue diseñado con una cámara dedicada para su BPS, imágenes renderizadas de la línea de base Marte Uno BPS indican que comparte espacio y el ambiente con el equipo en el interior de cada Unidad inflable [37] (ver Fig. 4). Las subsecciones siguientes amplían las diversas tecnologías necesarias para el cultivo de la mezcla de cultivos seleccionada, mientras que la Sección 4.1.3 explora las implicaciones operacionales de incluir un BPS de esta escala en el comportamiento del hábitat en todo el sistema.

• Descargar imagen de alta resolución (291KB)Descargar imagen en tamaño completo

Fig. 7

3.1.8.3 . Iluminación BPS

Asumimos que el uso de luces LED en el Sistema de Iluminación de Crecimiento (GLS) similar a la Heliospectra LX601 crecen luz [42] , un estado actual de la técnica disponible comercialmente opción. Utilizando los datos de rendimiento de este sistema de iluminación, se calculó que se requerirían al menos 137 unidades LED, cada una de 8 kg de peso, para proporcionar una cobertura completa de la zona de crecimiento de 201 m 2 . Este cálculo se basó en comparar los requisitos de flujo de fotones fotosintéticos (PPF) de los diversos cultivos seleccionados para el BPS, con los valores de densidad de PPF publicados de la luz de crecimiento seleccionada. Este cálculo se resume en la Tabla 4 .

Tabla 4

3.1.8.4 . Gestión del agua BPS

Para el perfil de cultivo seleccionado, los modelos de MEC estiman que se consumirán hasta 150 L de agua por hora, una cantidad significativamente más allá de la capacidad del sistema de recuperación y manejo de agua ISS derivado descrito por Mars One [13] . Como resultado, se implementó un sistema de agua para cultivos dedicado, basado en el de la Cámara de Producción de Biomasa de la NASA KSC mencionada anteriormente.

En este caso, se mantiene una capa de solución nutritiva de 0,5-1 cm de profundidad en la zona de la raíz del cultivo. Esta solución fluye en un circuito a una velocidad de 3.2-4.8 L / min / m 2 , y se recarga diariamente para compensar los nutrientes perdidos a través de la absorción del cultivo. Para soportar esta tasa de flujo y la frecuencia de recarga de nutrientes, el sistema KSC mantiene un reservorio de solución nutritiva de 185 L para soportar aproximadamente 40 L de solución requerida para cada 5 m 2 de área de crecimiento del cultivo [43] . Suponiendo una relación lineal entre la capacidad tampón de la solución nutritiva y el área de crecimiento del cultivo, esto equivale a 9045 L de solución nutritiva requerida para sostener los 201 m 2 del área de crecimiento de la cosecha requerida para el Mars One BPS.

Basado en la confianza de Marte en las tecnologías ISRU (ver Sección 2.1 ), asumimos que esta solución se producirá disolviendo nutrientes crudos en agua derivada de ISRU. Por lo tanto, para asegurar que haya suficiente agua disponible para activar el BPS con la llegada de la primera tripulación de Marte One, se requiere que el sistema ISRU pre-implementado genere por lo menos 9045 L de agua (ver Sección 3.2.1 para los detalles del tamaño del sistema ISRU). Este requisito se suma a los 3000 L de agua de contingencia presupuestados por Marte Uno para todo el hábitat [14] . Además, hacemos las suposiciones optimistas de que todo el agua utilizada dentro de la BPS puede ser completamente reciclada para ser reutilizada por los cultivos en crecimiento y que todos los nutrientes están disponibles cuando sea necesario (según los supuestos de los modelos MEC [5] ), sin necesidad de ser transportados de la tierra. Anteriores experimentos de crecimiento de la planta en el KSC han indicado que las necesidades diarias de maquillaje de agua pueden variar desde 0.7-10 L / m 2 / día dependiendo del tipo de cultivo, y el nivel de madurez de los cultivos [43] .

3.1.8.5 . Estrategia hortícola

Seleccionamos un esquema de crecimiento continuo según lo recomendado por Gitelson et al. [44] , donde el área de crecimiento total de cada cultivo se divide en lotes más pequeños que están escalonados en el tiempo, de modo que después de la primera cosecha, un lote de cultivos llega a su madurez cada día subsiguiente. Mientras aumenta el tiempo de tripulación dedicado a la horticultura, este esquema de crecimiento reduce los requerimientos de almacenamiento de alimentos y asegura que los alimentos estarán disponibles cuando lo requiera la tripulación.

3.1.8.6 . Gestión del CO 2

Una heurística comúnmente citado en el análisis del sistema de soporte de vida biológica es que si aproximadamente el 50% de las necesidades de alimentos de la tripulación se obtienen de un sistema de producción de biomasa, este mismo sistema puede regenerar todo el aire necesario para la respiración tripulación [5] . Dado que el plan de Marte Uno consiste en alimentar a la tripulación principalmente con cultivos locales, este intercambio de gas será desequilibrado, con el CO 2expirado por la tripulación que es insuficiente para mantener el nivel previsto de crecimiento de los cultivos.

Este fenómeno se puede observar en la figura 8 , donde una simulación preliminar de la BPS encuentra que sin fuentes de CO 2 adicionales , la muerte de la cosecha se produce después de 12 a 19 días en la misión, incluso cuando se ejecuta el conjunto de remoción de dióxido de carbono (CDRA) un modo reducido, en el que se conecta inicialmente para mantener el CO 2 atmosférico dentro de los niveles de seguridad de la tripulación y se desconecta a medida que los cultivos crecen y son capaces de manejar la carga de CO 2 de la tripulación. Estos valores se basan en una concentración atmosférica inicial de CO 2 de 3000 ppm - un valor proporcional a los niveles observados en la ISS [28] . En la Fig. 8 , el aumento de CO 2 la concentración que ocurre cada 7-8 días corresponde a los días de fin de semana cuando los cuatro tripulantes están dentro del hábitat. Cada día de la semana, dos miembros de la tripulación realizan EVA cada ocho horas.

• Descargar imagen de alta resolución (318KB)Descargar imagen en tamaño completo

Fig. 8

Además, encontramos que debido a que este tiempo de la muerte del cultivo es bastante anterior al momento de la cosecha de la primera cosecha (62 días para la cosecha de trigo en este caso), empleando inicialmente técnicas de oxidación tales como incineración o digestión aerobia para recuperar CO 2 de la biomasa no comestible [45] sería ineficaz, ya que esta biomasa no estaría disponible 6 .

Marte Uno planea hacer frente a este desequilibrio mediante la introducción de CO 2desde la atmósfera marciana en la cabaña marciana [11] . En este análisis, modelamos este sistema como un inyector de CO 2 idealizado que selectivamente separa y comprime CO 2 de la atmósfera marciana. Un controlador introduce el CO 2 en el hábitat para mantener un nivel de concentración de CO 2 de 1200 partes por millón (ppm) - un valor dentro de la región de crecimiento máximo para la mayoría de plantas de tipo C3 [28, 39, 40] . Este sistema se basa en el concepto de captura de CO 2 basado en cryocooler descrito por Yu et al. [46]y dimensionado por escala a la comercialmente disponible Sunpower Inc. CT-F nominal de vuelo criocoolers [47] . Un concepto basado en cryocooler fue elegido sobre uno basado en la compresión mecánica debido a su masa aproximadamente 9 veces más baja y 3 veces menor consumo de energía [48] .

3.1.8.7 . Procesamiento de alimentos

Para convertir la biomasa cruda en alimentos comestibles y recuperar el agua consumida por los cultivos maduros para su reutilización en el sistema de gestión del agua BPS, se incluye un procesador de alimentos nocional en la arquitectura del sistema. Al igual que muchas de las otras tecnologías previamente discutidas, no se ha desarrollado una versión de esta tecnología que tenga un espacio nominal.

De todos modos, todavía podemos deducir lo que tal sistema podría contener. Para procesar trigo crudo, un molino será probablemente requerido para convertir semillas de trigo en harina. De esta forma, se encuentran disponibles múltiples opciones adicionales de procesamiento, incluyendo una extrusora para producir cereales y pastas, una panificadora para producir pan, o un separador de almidón / gluten para extraer el gluten de trigo, que luego puede usarse para hacer seitan [49].

Para procesar la soja, un sistema de procesamiento multifuncional ha sido propuesto por la NASA JSC para producir leche de soya, tofu, okara y suero de soja cruda [50] . Las funciones de remojo y ebullición contenidas en este sistema son probablemente suficientes para procesar los cultivos restantes elegidos para este estudio.

3.1.8.8 . Consideraciones adicionales de diseño BPS

En las secciones anteriores, clasificamos un BPS basado en el objetivo declarado de Marte Uno de desarrollar un sistema de soporte vital que: (1) se basa en la tecnología existente [1] ; y (2) proporciona todos los alimentos que utilizan cultivos locales [11]. Como resultado, la función objetivo utilizada en el desarrollo de la BPS se formuló con el objetivo principal de proporcionar calorías suficientes y variadas para la tripulación. Esto representa un análisis simplificado de primer orden que omite una serie de consideraciones adicionales que se introducen como resultado de incluir un BPS dentro de una arquitectura de soporte de vida. Estos pueden ser ampliamente clasificados como opciones adicionales ECLS que acompañan a la inclusión de un BPS, y los requisitos adicionales que deben ser acomodados para apoyar un BPS. En las secciones siguientes se discute cómo se consideran estas consideraciones en este análisis.

3.1.8.8.1 . Opciones adicionales de ECLS

La inclusión de un sistema BPS introduce opciones adicionales de ECLS más allá de aquellas que pueden ser servidas por sistemas fisicoquímicos ECLS solo. Estos incluyen opciones biológicas para el procesamiento de agua, pretratamiento de orina, revitalización del aire, recuperación de nutrientes y procesamiento de residuos sólidos.

Como se discutió en la Sección 3.1.8.4 , asumimos un sistema de gestión de agua BPS independiente para este análisis, debido a la alta demanda de agua de la BPS. Se supone que este sistema está desacoplado de la porción del sistema ECLS que proporciona agua potable a la tripulación, basada en la asunción de sistemas de ECLS de tipo ISS por parte de Marte [13] . Si bien existen opciones biológicas tanto para el pretratamiento de la orina como para el procesamiento del agua, éstas vienen típicamente en forma de microorganismos (como las bacterias anaeróbicas termofílicas usadas en el proyecto MELiSSA de la ESA [51] ) o plantas acuáticas (como la lenteja de agua, el jacinto de agua , y cañas acuáticas utilizados en la Biosfera 2 experimento [52]) - sistemas que no han sido especificados por Marte Uno y por lo tanto no están incluidos en el ámbito de este estudio. Por otra parte, los cultivos alimentarios generalmente no se consideran para el tratamiento del agua debido a preocupaciones relacionadas con la acumulación de toxinas y la inocuidad de los alimentos. Por el contrario, un umbral mínimo para la calidad del agua reciclada es necesario antes de que pueda ser alimentado a los cultivos alimentarios [53] . Como resultado, este estudio asume tecnologías fisicoquímicas de procesamiento de agua y orina para todas las funciones de reciclaje de agua.

De manera similar, los medios biológicos para procesar desechos sólidos y recuperar nutrientes para el crecimiento de plantas no se consideran en este análisis, puesto que tampoco han sido especificados por Mars One. Los enfoques como los adoptados por los proyectos Biosphere 2 y MELiSSA (véase más arriba) son candidatos potenciales, pero requieren más investigación y desarrollo antes de poder ser operados de manera fiable en el ambiente marciano.

Por el contrario, el potencial de los cultivos para servir a las funciones de revitalización del aire se explorará en este análisis (ver Sección 4.2.1 ). A diferencia de las funciones de soporte de vida biológica discutidas anteriormente, la revitalización del aire basada en cultivos alimentarios ha sido previamente demostrada en el laboratorio a escalas relevantes. Ejemplos específicos incluyen el LMLSTP de la NASA [34] y el japonés Closed Ecology Experiment Facilities (CEEF) [54].

3.1.8.8.2 . Requisitos adicionales derivados de BPS

Además de proporcionar opciones adicionales para ECLS, los sistemas de crecimiento de plantas también imponen requisitos adicionales que de otra manera no estarían presentes. Estos vienen principalmente en forma de requisitos adicionales de energía y gestión térmica que surgen de la necesidad de sistemas de iluminación dedicados para apoyar el crecimiento de las plantas y los requisitos de almacenamiento y procesamiento de la biomasa no comestible producida por el BPS. Para este estudio, consideraremos los requisitos de potencia y de sistema térmico sólo en el contexto de comparar los requisitos de reabastecimiento del ciclo de vida de una arquitectura ECLS basada en BPS a uno que dependa del reabastecimiento periódico de Alimentos Almacenados (SF) (ver Sección 4.2.3 ). Los supuestos de potencia se basarán en la arquitectura de energía declarada de Marte consistente en matrices solares flexibles de película delgada y baterías para el almacenamiento de energía[55] .

Por el contrario, los requisitos de almacenamiento y procesamiento de biomasa no comestibles no se incorporarán en este análisis. Observamos que estos requisitos imponen sanciones de masa y volumen en la arquitectura del sistema y deben ser cuantificados cuando se realiza un diseño detallado de un sistema de vuelo.

3.2 . Módulo de dimensionamiento de utilización de recursos in situ

La arquitectura de Marte Uno aprovecha los recursos tanto del suelo marciano como de la atmósfera para apoyar el hábitat. Para producir agua, un procesador de suelo utiliza un horno especializado para evaporar el hielo de agua en el suelo local. Esta agua se condensará y una fracción será electrolizada para producir oxígeno. El segundo sistema, un módulo de procesamiento atmosférico, utiliza la atmósfera local para producir nitrógeno y argón para reabastecer la atmósfera del hábitat. Estas dos tecnologías representan los sistemas TRL más bajos de la arquitectura Mars One, ya que tampoco tiene experiencia en vuelos espaciales. En esta sección se intenta, en la medida de lo posible, derivar diseños de hardware y literatura existentes para permanecer fieles al plan tecnológico de Marte One de utilizar la tecnología existente.

3.2.1 . Módulo del procesador del suelo

El módulo procesador del suelo (SP) se deriva de diseños desarrollados por Interbartolo et al. [56] . Tal como se representa en la figura 9 , este módulo contiene una tolva para contener el regolito excavado por el rover, un sinfín para transportar el regolito de la tolva al horno, un horno con una barrena interna para extraer el hielo de agua en el regolito y varios pantallas y canales para filtrar y dirigir el suelo. Se dimensionó un diseño geométricamente similar para proporcionar la tasa de producción de agua apropiada derivada de las simulaciones ECLS 7 . Es decir, los requisitos ISRU generados por las simulaciones ECLS se utilizaron para parametrizar el tamaño del horno de tal manera que podría procesar suficiente suelo para satisfacer esa demanda.

• Descargar imagen de alta resolución (192KB)Descargar imagen en tamaño completo

Fig. 9

Una vez que se determinó el diseño del horno, se generó una estimación de la masa utilizando aluminio para la mayoría de los componentes y titanio para aplicaciones a alta temperatura, incluyendo la barrena de mezcla interna. Un calentador similar al utilizado por Interbartolo et al. [56] también fue incluido en el diseño, basado en "El OMEGALUX Calentador eléctrico completo Manual y Enciclopedia" [57] . Aunque el diseño de Interbartolo et al. fue utilizado como un punto de referencia, los diseños futuros del horno incorporarán probablemente muchas de las lecciones aprendidas de la puesta en práctica del hardware de la muestra de Curiosity Rover en la habitación del instrumento de Marte [58] .

Hay dos suposiciones principales en el módulo del procesador del suelo. En primer lugar, se supone que la concentración de agua en el suelo es del 3% en masa, lo cual ha sido detectado por Curiosidad, aunque quizá se encuentren concentraciones más altas del orden de 10% en regiones localizadas [58,59] . La segunda suposición es que esta agua se puede extraer fácilmente calentando y agitando el suelo con un sinfín, y que este agua no requerirá procesamiento adicional para eliminar los contaminantes. Aunque el agua marciana derivada del suelo probablemente incluya percloratos [56] , un módulo de limpieza de agua fue excluido del diseño del sistema ISRU por simplicidad.

3.2.2 . Módulo del procesador atmosférico

El diseño del módulo del procesador atmosférico (AP) se basa más libremente en diseños existentes que en el SP. La mayoría de las investigaciones de procesamiento atmosférico marciano se han centrado en la obtención de CO 2 con el propósito de producir oxígeno [56 , 60-62] , pero la arquitectura de Marte 1 sugiere un uso diferente para la atmósfera marciana: la captura de gases inertes con el propósito de manteniendo la atmósfera del hábitat contra pérdidas y pérdidas de EVA. El diseño de un sistema de procesamiento gaseoso para capturar nitrógeno y argón desde una atmósfera rica en CO 2 es algo diferente de las técnicas existentes desarrolladas para la adquisición de CO 2 de la atmósfera marciana. Por lo tanto, el diseño detallado aquí y mostrado en la figura 10 es de naturaleza fuertemente conceptual y requerirá mayor desarrollo antes del vuelo.

• Descargar imagen de alta resolución (81KB)Descargar imagen en tamaño completo

Fig. 10

El procesador atmosférico asume una atmósfera marciana estándar (95.3% CO 2 , 2.7% N 2 y 1.6% Argon por volumen) [56] con una densidad de 0.02 kg / m 3 y una presión de aproximadamente 0.6 kPa [61] .

El primer desafío del procesamiento atmosférico marciano es comprimir la presión ambiental baja de 0,6 kPa a un valor nominal de 101,3 kPa para tecnologías de procesamiento típicas. Aunque las bombas de vacío son ideales para tal requisito, son típicamente demasiado grandes para misiones espaciales. Los datos de regresión de la familia de sopladores DVJ de Dresser Roots se utilizaron para generar la masa, el volumen y la potencia estimados del compresor de entrada en función del caudal [63] . El trabajo futuro puede analizar la efectividad de las técnicas de compresión alternativas.

El gas comprimido se dirige a continuación a través de un filtro de zeolita cilíndrica que permite selectivamente que el CO 2 penetre en la atmósfera mientras retiene el nitrógeno [64, 65] . Para determinar el área requerida de la membrana de zeolita, se desarrolló una simulación de permeación de la membrana para calcular el área de membrana requerida para lograr una cierta fracción de corte (la fracción de flujo de gas permeado sobre el flujo de gas inicial). Los resultados de este modelo, mostrados en la figura 11 , se utilizaron para determinar el área de superficie requerida para lograr una fracción de corte de 0,99. Una relación de corte de 0,99 se eligió para eliminar la mayor cantidad de CO 2como sea posible de la corriente de entrada, evitando asimismo una caída de presión demasiado significativa. A medida que la presión de flujo se aproxima a la presión atmosférica ambiente, la eficacia del filtro de membrana cae drásticamente. De la Fig. 11 , podemos ver que incluso con una filtración tan dramático de la atmósfera, el flujo retenido todavía contiene aproximadamente el 30% de CO 2 , con nitrógeno y argón que comprende el resto del flujo.

• Descargar imagen de alta resolución (213KB)Descargar imagen en tamaño completo

Fig. 11

Una vez elegida una fracción de corte, se utilizó el área superficial requerida para generar un diseño de membrana con un diámetro cilíndrico de 5 cm. Una membrana de zeolita con una densidad de 2,1 g / cm 3 , una fracción de vacío de 0,45 y un CO 2 permeancia de 5 × 10 -7 se utilizó para este diseño en particular [65]. Se diseñó un marco de soporte de aluminio delgado alrededor de la membrana de zeolita. Se suponía que este marco abarcaba 33% del área superficial de la zeolita, de modo que la longitud de la membrana se incrementó en un 50% para conseguir la superficie requerida. Después de pasar a través del filtro de membrana de zeolita, el gas se comprime a presión del tanque y se dirige a uno de dos criocoolers (que operan fuera de fase en paralelo, similar a un sistema de oscilación de presión) que congelan el CO 2 restante del flujo antes de la ventilación el nitrógeno restante al tanque de almacenamiento (véase la figura 10 ). Estos cryocoolers fueron modelados después de CryoTel GT 16 Cryocooler [66] .

Cabe señalar que se suponía que dos criocoolers serían capaces de procesar suficiente gas, ya que la simulación del rendimiento de los criocoolers estaba fuera del alcance de este estudio. Todos los demás componentes de la AP fueron parametricamente dimensionados para producir suficiente gas inerte para satisfacer la demanda media predicha por las simulaciones ECLS. También se supone que la membrana de zeolita sería suficiente para producir alta pureza N 2 después de utilizar el refrigerador criogénico para eliminar CO adicional 2 . Pueden ser necesarios componentes adicionales para asegurar que los trazas de monóxido de carbono y óxido nítrico no contaminen los gases producto, ya que sus puntos de fusión son significativamente más bajos que los del CO 2 .

ISRU sistemas correspondientes a dos fases distintas misión se han clasificado para cada caso examinado en este estudio. Un ISRU pre-desplegado (PDISRU) fue diseñado para producir suficiente O 2 , N 2 , y agua para inflar el hábitat y llenar los tanques de depósito antes de la llegada humana. Después de la llegada de la primera tripulación, este sistema fue asumido para continuar las operaciones para prepararse para la próxima llegada de la tripulación. El segundo sistema ISRU que fue dimensionado como un diseño de sistema de "soporte" para reabastecer recursos para contrarrestar las ineficiencias del sistema ECLS, fugas atmosféricas y maquillaje para pérdidas de EVA durante la fase de tripulación de la misión.

Para combinar adecuadamente las estimaciones de masa del sistema ISRU con las del sistema ECLS, se agregó tanto un margen como una contingencia a la estimación de masa del sistema ISRU. Esto se debe a que las estimaciones de masa y volumen para el sistema ECLS se basan en datos de hardware del ISS mientras que la estimación de masa del sistema ISRU proviene de diseños conceptuales de tecnología TRL baja. El módulo de procesamiento atmosférico está a un TRL bajo; toda la tecnología ha sido objeto de una demostración de prueba de concepto, pero, a juicio de los autores, no se ha realizado ninguna prueba integrada de dicho sistema. Ha habido un desarrollo significativo de la tecnología para la captura y procesamiento de CO 2 de la atmósfera [60 , 67] , pero no ha ocurrido tal desarrollo para un sistema de captura de N 2 y Argon[59] . Por lo tanto, estimamos que el procesador atmosférico es TRL-3, lo que indica la necesidad de desarrollo tecnológico continuo. El módulo de procesamiento del suelo está a un TRL ligeramente más alto, ya que la tecnología del horno ha sido demostrada en suelo marciano en un entorno relevante [58] , pero no a escala de un sistema de producción ISRU completo. Estimamos la tecnología de procesamiento del suelo a ser TRL 4-5 [58] . Dada la baja TRL y la naturaleza conceptual del diseño del sistema, una contingencia de masa y volumen de 30% junto con un margen de 25% se incluyó en el diseño [68] . En los Apéndices E se presenta una lista completa de las estimaciones de masa y volumen de los componentes del sistema ISRU .

3.3 . Módulo de ahorro

Los componentes ECLS e ISRU emplazados son sólo una porción de la masa requerida para apoyar a la tripulación en el tiempo entre las misiones de reabastecimiento y la llegada de nuevos tripulantes. Un suministro de piezas de repuesto también será necesario para mantener el sistema como componentes fallan o llegar al final de su vida útil de diseño. La operación continua de la ISS depende del reabastecimiento regular (e incluso no planificado) de las piezas de repuesto de la Tierra, y en caso de un fallo irrecuperable del sistema, la tripulación tiene la opción de regresar rápidamente a la Tierra [69]. En Marte, la logística de reabastecimiento será mucho más difícil y no habrá opción factible para que la tripulación regrese a la Tierra de manera oportuna. En el caso del plan de Marte Uno, que intencionalmente excluye la capacidad de regresar a la Tierra desde Marte, no hay opción para que la tripulación regrese a la Tierra en caso de una emergencia. La capacidad de la tripulación para reparar los sistemas que los sostienen - y por lo tanto la disponibilidad de piezas de repuesto para implementar las reparaciones - es fundamental para la seguridad de la misión [3]. Esta sección describe el análisis utilizado para determinar el número de repuestos requeridos para cada elemento reparable en el sistema durante el período de 26 meses entre las misiones de reabastecimiento. El número requerido de piezas de recambio considera tanto fallos aleatorios como reparación programada, donde el número de repuestos asociados con el primero se basa en el requisito de una probabilidad de al menos 0,99 que suficientes repuestos están disponibles para reparar fallos aleatorios entre reabastecimiento.

3.3.1 . Fuentes de datos

El análisis de piezas de recambio se realizó para ECLS, ISRU y hardware EVA, ya que son críticos para la supervivencia de la tripulación. Los datos utilizados se presentan en el Apéndice E . Los valores primarios de interés para cada componente son el tiempo medio entre fallas (MTBF) y límite de vida (LL). El MTBF para un componente dado es el inverso de la tasa de fallos, y da el tiempo promedio entre fallas de ese componente. El LL informa la frecuencia de reparaciones programadas para ese componente, donde el componente se reemplaza cada vez que alcanza su LL. Como la arquitectura y tecnología ECLS de Marte One se considera muy similar a la tecnología ISS ECLS (ver Sección 3.1.3 ), el MTBF y el LL para equipos ISS se utilizan para el análisis de demandas de recambios ECLS [13, 69]. Los valores enumerados en el Apéndice E se basan en la NASA BVAD a menos que se indique lo contrario [5] . Los datos son mucho más escasos para los sistemas ISRU, por lo que los datos de confiabilidad para esos sistemas se determinan en base a la analogía con el equipo ECLS siempre que sea posible. Si no existe un análogo adecuado, se supone un MTBF de 500.000 h, lo que se considera un valor optimista, ya que es más alto que la mayoría de los valores MTBF para componentes ECLS. Los componentes primarios de EVA considerados son las baterías, ya que son artículos que sólo son utilizables para un número limitado de EVAs. Para este análisis, los datos de la batería de la Serie 2000 de la Unidad de Movilidad Extravehicular (EMU) se utilizan como una analogía con las baterías que se utilizarán para los sistemas de superficie de Marte [71] .

3.3.2 . Modelo de fallo de componentes

El fracaso aleatorio fue modelado usando una distribución exponencial, o un modelo de tasa de fallo constante - un modelo de primer orden de uso común del comportamiento de fallo de componentes. La Función de Densidad de Probabilidad (PDF) que describe el tiempo hasta el fallo de un componente está dada por la Ec. (2) [72] .

• Descargar imagen de alta resolución (143KB)Descargar imagen en tamaño completo

Fig. 12

La probabilidad general de que el sistema tenga suficientes repuestos es el producto de las probabilidades para cada componente. Para este análisis, el requisito de probabilidad del sistema de 0,99 se distribuye uniformemente entre los diversos componentes del sistema. Es decir, para un sistema con n componentes reparables, cada componente debe suministrar piezas de recambio suficientes para proporcionar una probabilidad mayor que p , como se describe en la Ec. (5) :

El estudio del Dragón Rojo seleccionó el aterrizaje propulsivo como la opción de línea de base para el Dragon Martian EDL [83] . Este documento supone que la misma tecnología estará disponible; por lo tanto, no se realiza un análisis detallado de factibilidad EDL.

Se supone que toda la carga, excepto las unidades inflables, se ajusta al volumen presurizado del módulo de aterrizaje. Esta excepción se debe a que la masa pronosticada de 4580 kg para cada unidad inflable (basada en coeficientes de equivalencia proporcionados dentro de la BVAD de la NASA [5] ) es más pesada que la capacidad de carga útil presurizada indicada del supuesto vehículo Dragon. Es importante señalar que esta suposición amplía efectivamente la capacidad de masa de dos de los dragones de cada misión al valor requerido para entregar los hábitats inflables, creando dos landers especializados. Por lo tanto, 9160 kg de hábitat inflable se supone que se entregan a la superficie por dos vehículos con una capacidad de carga útil nominal nominal de 5000 kg. Esta es una suposición muy optimista, pero se adopta en reconocimiento del requisito de entregar los hábitats inflables a la superficie en un aterrizaje. Este requisito surge del plan declarado de Mars One de tener un hábitat completamente integrado y funcionando antes de la salida de la primera tripulación [14] , y la necesidad de evitar la fabricación autónoma y la integración de estructuras inflables en la superficie marciana debido a limitaciones significativas en la tecnología actual.

Además de los requisitos de lanzamiento para las cápsulas de aterrizaje, una serie de lanzamientos son necesarios para montar un vehículo de tránsito de Marte (MTV), para apoyar su viaje a Marte. La MTV y el lander de la tripulación se lanzan con un equipo adicional a bordo para ayudar con el montaje de la tripulación de la tripulación y MTV. Dos etapas de propulsión para la inyección trans-Mars también se lanzan por separado. Después de la integración de la MTV y el aterrizador, el equipo de Marte se lanza y el equipo de montaje regresa a la Tierra. Por lo tanto, el transporte de una sola tripulación a Marte requiere un total de cuatro lanzamientos de Falcon Heavy. Antes de entrar en la atmósfera marciana, la tripulación se desplaza al aterrizador y la MTV es desechada.

3.4.2 . Análisis de viabilidad de vehículos de lanzamiento

Basado en las suposiciones hechas en el estudio Red Dragon, el módulo de aterrizaje se entrega a Orbit Trans-Marte usando la etapa superior del vehículo de lanzamiento y entra directamente la atmósfera de Marte antes de aterrizar en la superficie de Marte [83] . La capacidad prevista de lanzamiento de Falcon Heavy es de 13.200 kg en órbita Trans-Marciana , mientras que la masa total estimada del aterrizador, incluida la carga útil, es de 14.400 Kg. (Vida, Apoyo vital o unidades de suministro). Por lo tanto, un único lanzamiento Falcon Heavy no puede entregar un módulo de aterrizaje con carga útil a la Órbita Trans-Marciana (Δ V = 3,8 km / s). Por lo tanto, un cambio de diseño se requiere ya sea para el lander o para el cohete Falcon Heavy. Para continuar con este análisis, hacemos la hipótesis optimista de que un lander de carga puede ser entregado por un lanzamiento de Falcon Heavy.

3.4.3 . Optimización del manifiesto

Para determinar el número mínimo de landers necesarios para desembarcar una lista dada de componentes y repuestos, se realizó una optimización de manifiesto [86] . En este trabajo, una optimización geométrica no se realiza debido a la falta de datos de dimensión de componentes. En su lugar, sólo se consideran las limitaciones de masa y volumen. La formulación resultante es similar a un problema clásico de optimización conocido como problema de empaquetamiento de contenedores, y se presenta como sigue:

Por lo tanto, basándonos en las observaciones hechas en esta primera iteración de análisis, concluimos que debido a que la arquitectura Mars One de base requiere un amplio uso de tecnologías que no son "existentes, validadas y disponibles", la capacidad de sostener la tripulación Mars One para los 26 período de un mes entre períodos de reabastecimiento no está actualmente disponible. Por lo tanto, el plan de misión de referencia de Marte Uno, tal como se presenta públicamente, es arquitecturalmente inviable.

4.1.2 . Iteración 2: ISRU, lander, y desarrollo de tecnología de crecimiento de plantas

La segunda iteración de análisis aborda la conclusión de la primera iteración de análisis al hacer la suposición optimista de que todas las tecnologías ISRU, de aterrizaje y de crecimiento de plantas requeridas se desarrollarán a tiempo para la misión. Se espera que el costo de este esfuerzo de desarrollo sea significativo, pero la estimación de ese costo está fuera del alcance de este estudio, así que simplemente asumimos que la tecnología requerida existe y procedemos con el análisis.

Aquí se revisa el análisis realizado en la Sección 3.1.8.1 , donde la afirmación de Marte de que 50 m 2 de área de crecimiento de cultivos proporcionará "suficiente capacidad de producción vegetal para alimentar a tres tripulaciones de cuatro" [11] 10 . Se descubrió a partir de este análisis que se requería al menos 185 m 2 para sostener a una sola tripulación de cuatro. Un análisis de sensibilidad de este resultado encontró que el aumento de esta área a 201 m 2 permitiría la introducción de más variedad a la dieta de la tripulación, para el área relativamente baja de cultivo adicional de 16 m 2 . Observamos, sin embargo, que este análisis se basa en tasas idealizadas de crecimiento de cultivos bajo condiciones óptimas de iluminación y nutrientes. Un análisis de mayor fidelidad en condiciones más similares a las experimentadas en la superficie de Marte probablemente dará como resultado un requerimiento de área de crecimiento de cultivos sustancialmente mayor. Como referencia, Cassidy et al. [90] estimó que en la actualidad toma en promedio 1667 m 2 de área de crecimiento de plantas para alimentar a una sola persona en la Tierra en una dieta típica, lo que explica las ineficiencias de la conversión de alimentos a animales. Si todos los cultivos actualmente cultivados en la Tierra fueran alimentados directamente a las personas, este valor se reduciría a 1000 m 2 por persona 11 . Esto nos lleva a concluir que a pesar de la asunción de la disponibilidad de tecnología resultante de la primera iteración de diseño, la arquitectura de Marte 1 sigue siendo arquitectónicamente inviable debido a la insuficiencia de su plan de 50 m 2 de crecimiento de cosechas para sostener a su población declarada de la tripulación.

4.1.3 . Iteración 3: Aumento de la superficie de crecimiento de los cultivos

En la tercera iteración de análisis, aumentamos el área de crecimiento de la planta a 201 m 2 con base en el análisis realizado en la Sección 3.1.8.1 . Esto tiene como objetivo permitir que el plan de Marte proporcione toda la comida de cultivos locales [11] . Con este ajuste, ejecutamos una simulación de extremo a extremo de esta arquitectura modificada de Mars One.

Como se describe en la Sección 3 , el primer paso de este análisis es ejecutar el módulo Habitation para determinar los requisitos para el módulo ISRU Sizing ( Sección 3.2 ). Esto se logra simulando el hábitat con el cronograma de la línea base y la arquitectura ECLS, pero sin la introducción periódica de consumibles derivados de ISRU. Dado que el plan de misión de Mars One se basa en todos los requisitos de reabastecimiento de consumibles atendidos por ISRU [1] , la tasa resultante de agotamiento de consumibles se establece como requisito de reabastecimiento ISRU. Este valor se envía al módulo ISRU Sizing, donde se calcula la masa y el volumen del sistema ISRU correspondiente y se envía al módulo Logistics ( Sección 3.4 ).

Esta primera simulación reveló que el aumento de la superficie de crecimiento de los cultivos para mantener la ingesta calórica de la tripulación, al tiempo que cultivaba en el mismo entorno atmosférico que el de la tripulación (véase la figura 4 ), introduciría desequilibrios atmosféricos que conducirían a una relación nitrógeno- que requeriría un sistema de procesador atmosférico prohibitivamente grande.

Específicamente, este desequilibrio surge de una discrepancia entre la tasa de respiración de la tripulación y la tasa de fotosíntesis combinada de los cultivos, y está relacionada con las simulaciones iniciales realizadas en la Sección 3.1.8.6donde se discutió la necesidad de un inyector de CO 2 . A medida que se plantan y crecen los diversos lotes de cultivos (ver Sección 3.1.8.5 ) de la BPS, la tasa de fotosíntesis de cultivos permitida por el CO 2 inyectado supera rápidamente la velocidad de respiración de la tripulación. Esto provoca la acumulación continua de O 2 dentro de la cabina a lo largo del tiempo, resultando el umbral de seguridad contra incendios de 30% de concentración de O2 (véase Tabla 2 ) superado en el día de misión 36 (véase la figura 13). Para abordar esta cuestión, se adopta un enfoque basado en ISS, basado en la especificación de Marte One, de que su sistema será "muy similar a aquellas unidades que son completamente funcionales a bordo de la Estación Espacial Internacional" [13] . Esto implica el uso de Asambleas de Control de Presión (PCA) para ventilar una parte de la atmósfera del hábitat antes de introducir N 2 para diluir la concentración de O 2 dentro de la atmósfera, reduciéndola a valores por debajo de los límites de seguridad contra incendios.

• Descargar imagen de alta resolución (256KB)Descargar imagen en tamaño completo

Fig. 13

Dentro de esta simulación, este proceso se produce entre los días de misión 36 y 49, la reducción del O 2 concentración y manteniéndola en el valor establecido de 0,265 (véase la Fig. 13 ) y de rápido consumo de N 2 (ver Fig. 14 ) hasta el día 49, cuando El tanque N 2 está agotado.

• Descargar imagen de alta resolución (175KB)Descargar imagen en tamaño completo

Fig. 14

Una vez que el N 2 se agota tanque, el O basada en la ISS 2 estrategia de control de la concentración ya no es viable, ya que no hay más N 2 para diluir la atmósfera. Sin introducir más N 2 en el sistema, el O 2 fracción molar aumenta rápidamente después de día 49, como se muestra en la Fig. 13 . El umbral de seguridad contra incendios - Concentración de O 2 superior al 30% [17] - se viola rápidamente al día 57, provocando una de las condiciones de fallo de la misión descritas en la Tabla 2 . Si se ignora esta condición de fallo, el O 2 concentración sigue aumentando más allá del umbral hiperoxia de 50% en el día 108, como se muestra enFig. 13 12 .

Como se discutió anteriormente, estas simulaciones iniciales se llevaron a cabo para determinar los requisitos para el sistema ISRU. Aquí, se encontró que la O basada en la ISS asumido 2 esquema de control de concentración consume N 2 a una velocidad de aproximadamente 795 moles por día en su pico. Para sostener esta demanda, el módulo ISRU Sizing encontró que se requiere un sistema de Procesador Atmosférico (AP) con una masa de aproximadamente 31,105 kg. La tabla 5 presenta un desglose de esta estimación de masa 13 . Aquí, observamos que la masa total del procesador atmosférico requerido está dominada por la masa de las bombas. Esto se debe a una combinación de: (1) la baja presión de la atmósfera marciana (600 Pensilvania); (2) el bajo contenido de nitrógeno de la atmósfera marciana (2,7% en volumen); 3) el hecho de que el sistema está alimentado por energía solar y, por lo tanto, sólo puede funcionar durante la luz del día (aumentando así la tasa de producción requerida durante el funcionamiento para compensar su tiempo de inactividad durante la noche); (4) pérdidas en el flujo a través del filtro de membrana de zeolita usado para separar N 2 del flujo entrante (la fracción de corte descrita en la Sección 3.2.2 ); y (5) pérdidas de presión aguas abajo del filtro de membrana de zeolita. Esta combinación de factores da lugar a un requisito de flujo de 11,9 m 3 / s de atmósfera marciana a través del sistema, lo que a su vez conduce a la necesidad de una gran masa de bomba y masa de estructura de soporte.

Tabla 5

La masa estimada de 31.105 kg del Procesador Atmosférico requerido excede con creces la masa de 2500 kg de carga útil de la Unidad de Apoyo a la Vida derivada del Dragon SpaceX (descrita en la Sección 3.4 ), por lo que se considera que es prohibitivamente grande. De esta tercera iteración concluimos que la supuesta arquitectura basal de Marte 1 aumentada con un BPS de 201 m 2 permanece arquitectónicamente inviable debido a desequilibrios atmosféricos inherentes que bajo las restricciones de Marte solo se pueden manejar con un sistema ISRU prohibitivamente grande que excede su capacidad específica de masa desembarcada.

4.2 . Iteración 4: Evaluación de la viabilidad arquitectónica y programática de dos casos de habitación

A la luz de las observaciones realizadas en la tercera iteración de análisis, relajamos aún más las limitaciones de Marte y desarrollamos y comparamos dos alternativas alternativas de hábitat. La primera de estas opciones intenta desarrollar una solución arquitectónicamente viable basada en el plan de Marte para producir todos los alimentos localmente con un BPS. Aquí se conserva un BPS, y una arquitectura que soporta y aprovecha la presencia de este BPS se desarrolla de tal manera que puede sostener a la tripulación Mars One de cuatro personas durante 26 meses. Se supone que las misiones de expansión posteriores repiten esta arquitectura.

En contraste, la segunda opción de hábitat se basa en la eliminación de los BPS de la arquitectura en conjunto, y el mantenimiento de las necesidades calóricas de la tripulación totalmente con alimentos preenvasados ​​y almacenados que se entrega desde la Tierra. Esta arquitectura apunta a eliminar los desequilibrios atmosféricos observados en la Iteración de Análisis 3 modificando completamente el diseño del sistema alimentario de Marte. Estas dos opciones, de aquí en adelante denominadas "Caso de Sistema de Producción de Biomasa (BPS)" y "Caso de Almacenamiento de Alimentos (SF)", pueden considerarse representativas de los extremos de la gama de opciones de suministro de alimentos. Las siguientes subsecciones describen estas dos arquitecturas con mayor detalle y presentan los resultados de sus evaluaciones de viabilidad arquitectónicas y programáticas.

4.2.1 . El caso de la Vivienda del Sistema de Producción de Biomasa (BPS)

Esta opción de vivienda intenta transformar la arquitectura de línea base explorada en la Iteración 3 en una arquitectura que sea factible desde el punto de vista arquitectónico. Esto se logra relajando la restricción de Marte de usar sólo tecnologías que son "existentes, validadas y disponibles" [1] y "muy similares a" las utilizadas en la ISS [13] , para abordar los problemas con los desequilibrios atmosféricos observados en Análisis Iteración 3. Específicamente, introducimos un "conjunto de remoción de oxígeno (ORA)" que retira selectivamente el O 2 de la atmósfera y lo transporta a un tanque de O 2 para su uso posterior por la tripulación, mitigando así la posibilidad de que la cabina O 2concentración superior al umbral de seguridad contra incendios. Este sistema ORA probablemente consistirá en una combinación de un CDRA, un depurador de nitrógeno basado en adsorción y un depurador de etileno fotocatalítico [91] para separar CO 2 , vapor de agua, nitrógeno, etileno y otros compuestos orgánicos volátiles de una corriente de BPS gas, de tal manera que una alta concentración de O 2 mezcla permanece.

Además, movemos el BPS a una cámara dedicada de crecimiento de plantas para desacoplar los efectos de la fotosíntesis de las plantas y la transpiración de los requerimientos atmosféricos de la tripulación. Esta modificación permite el control por separado de las atmósferas de la tripulación y los cultivos a los niveles que mejor se adapten a sus respectivas tasas de respiración. La implementación de esto requiere dedicar una de las Unidades Inflables enteramente al crecimiento de la planta, que a su vez elimina la redundancia dual originalmente imaginada por Marte Uno (ver Sección 3.1.8 ).

Por último, se intenta minimizar la masa y la complejidad del sistema aprovechando el exceso de O 2 proporcionado por el BPS. Como se discutió en la Sección 3.1.8.8.1 y representado por las líneas discontinuas en la Fig. 15 , reorganizamos el sistema ECLS de tal manera que el BPS proporciona ambas funciones deproducción de alimentos y revitalización del aire 14 . Específicamente, redirigimos la salida del CDRA para que envíe CO 2 directamente a la cámara BPS dedicada. Dentro de esta cámara, este CO 2 se complementa con CO 2 adicional introducido por el inyector de CO 2 para apoyar la fotosíntesis de cultivos 15 . El O 2 resultantese retira de la cámara de BPS por el ORA, y se entrega a los tanques de O 2 del hábitat , donde se utiliza para apoyar la respiración de la tripulación y EVA.

• Descargar imagen de alta resolución (582KB)Descargar imagen en tamaño completo

Fig. 15

Simulaciones preliminares de esta arquitectura modificada revelaron que O 2generado por la ORA es suficiente para soportar toda la respiración tripulación y EVA necesita sin la necesidad de O complementario 2 . En condiciones de funcionamiento nominales, esto significa que el O 2 Asamblea Generación (OGA) y CO 2 Sistema de Reducción (CRS), nunca se accionan y por lo tanto pueden ser eliminados del sistema ECLS de este caso morada para los fines de evaluación de la viabilidad de arquitectura y programática. Sin embargo, observamos que durante la fase de pre-despliegue del caso BPS, todavía se requiere un OGA para generar O 2 para la inflación inicial de las Unidades Inflables, según el plan de Marte Uno (ver Sección 3.2). Así, en el caso BPS, el OGA se traslada del sistema ECLS al sistema ISRU.

4.2.2 . El caso de vivienda almacenada (SF)

En contraste con el caso de BPS, la arquitectura Stored Food (SF) intenta abordar los problemas de desequilibrio atmosférico descritos en la Sección 4.1 eliminando el BPS por completo y utilizando el alimento almacenado para satisfacer las necesidades nutricionales de la tripulación. Esto da como resultado un sistema mucho menos complejo, mostrado en la Fig. 16 . Sin cosechas que crean exceso de O 2 , el ORA nocional descrito en el caso de BPS ya no es necesario. Sin embargo, este sistema requiere reabastecimiento regular de alimentos, lo cual viola el plan de Marte One para cultivar todos los alimentos en el sitio. Para esta arquitectura, se calculó que cada equipo requeriría 5152 kg de alimentos (incluyendo el envasado de alimentos) para mantenerlos durante el período de 26 meses entre el reabastecimiento. Este valor se basa en las estimaciones de la NASA para un sistema alimentario de tránsito de Marte y supone principalmente alimentos termoestabilizados suplementados con una menor proporción de forma natural y alimentos liofilizados [49] . Esta distribución del tipo de alimento es impulsada por las propiedades de vida útil de las diferentes formas de envasado [49] .

• Descargar imagen de alta resolución (441KB)Descargar imagen en tamaño completo

Fig. 16

4.2.3 . Análisis del poder comparativo y del sistema térmico

Con el fin de garantizar una comparación equitativa entre los costes del ciclo de vida de las arquitecturas BPS y SF, se realiza un análisis de los sistemas de potencia y térmicos requeridos. Esto es particularmente importante porque estas dos arquitecturas tienen vías para ahorros masivos y sanciones masivas - ambas tienen implicaciones significativas en el coste del ciclo de vida. El caso BPS, por ejemplo, proporciona funciones ECLS adicionales que eliminan el número total de tecnologías necesarias sobre la línea de base, a la vez que requieren sistemas de soporte adicionales, como la iluminación y la gestión del agua de los cultivos. Además, una encuesta de estudios previos de sistemas bioregenerativos de soporte de vida encontró que los requisitos de potencia, enfriamiento y volumetría típicamente representan el 70% de la masa equivalente del sistema [92] .

En contraste, el caso SF conduce a una arquitectura mucho menos compleja a costa de la necesidad de entregar 5152 kg adicionales de masa alimenticia para cada tripulación en la superficie de Marte. A medida que la población de la tripulación crece, el requisito de entregar alimentos crece en consecuencia.

En lugar de realizar una estimación completa del poder y del sistema térmico para todos los sistemas en ambos casos de vivienda, examinamos las demandas de potencia y térmicas de sólo los sistemas que diferencian estos dos casos de habitación. Es decir, no se consideran las demandas de energía y térmicas de los sistemas que son comunes a los casos de habitabilidad de BPS y SF, tales como CDRA y los PCA. La adopción de este enfoque nos permite centrarnos en nuestro análisis en la comparación de los impactos del ciclo de vida de ambas arquitecturas.

La Tabla 6 enumera los sistemas clave que diferencian los casos de BPS y SF, junto con sus demandas de potencia. Los sistemas enumerados bajo cada caso de vivienda están presentes dentro de esa arquitectura en particular, pero no en la otra.

Tabla 6

Para determinar los requisitos de potencia y térmico de estos sistemas diferenciadores, se hicieron los siguientes supuestos:

La Tabla 7 resume la masa de las contribuciones de las arquitecturas BPS y SF a las fases de pre-despliegue y tripulación de sus misiones.

Tabla 7

A partir de la Tabla 7 , se puede observar que la arquitectura BPS tiene una potencia significativamente mayor y un requerimiento de masa del sistema térmico que el SF. Esto es impulsado por una combinación de la demanda de alta potencia del procesador de suelo de la fase de pre-implementación, que es impulsada por la alta demanda de agua requerida para sostener el BPS; y la alta demanda de energía del sistema de iluminación requerido para sostener la fotosíntesis del cultivo.

Por último, observamos que Marte Uno planea alimentar su hábitat superficial con una matriz de 3000 m 2 de paneles solares de película delgada [1] . Con base en los resultados presentados en la Tabla 7 , este valor planeado parece ser insuficiente para sostener la demanda de potencia combinada de los sistemas diferenciadores para el caso BPS durante su fase de tripulación, incluso en las condiciones optimistas asumidas para este análisis.

Cuando se toman en cuenta las condiciones de operación del mundo real menos que óptimas, el área de la matriz solar requerida aumentará más allá de la capacidad de generación de energía presupuestada por Mars One. Esto sugiere que se requiere más capacidad de generación de energía y / o se requieren cambios en la arquitectura del sistema alimentario.

4.2.4 . Evaluación comparativa de la viabilidad arquitectónica

En esta sección presentamos los resultados de nuestras evaluaciones de la viabilidad arquitectónica y programática de los dos casos habitacionales descritos en las secciones 4.2.1 y 4.2.2 . Estas evaluaciones se realizaron en bicicleta a través del entorno de simulación representado en la Fig. 1 y se describe a lo largo de la Sección 3 . En primer lugar, los módulos de dimensionamiento de la vivienda y de ISRU se utilizaron para simular ambas arquitecturas y para dimensionar los sistemas ISRU requeridos. A partir de este análisis, se encontró que tanto los casos de BPS como de SF son arquitectónicamente viables, ya que son capaces de sostener a una tripulación de cuatro personas durante el período de 26 meses entre reabastecimiento con sistemas ISRU que están dentro del alcance de los límites de masa de carga útil de los vehículos de aterrizaje.

La Tabla 8 resume los requerimientos de recursos ISRU derivados del módulo Habitation y las masas del sistema ISRU correspondientes determinadas por el módulo ISRU Sizing. A partir de esta tabla, observamos que los procesadores atmosféricos requeridos por los casos BPS y SF durante la fase con tripulación son significativamente más bajos en masa que los requeridos por la arquitectura Mars One de referencia, analizada en la Sección 4.1.3 . Esto se debe a que los desequilibrios atmosféricos observados dentro de la arquitectura de línea de base ya no están presentes dentro de los casos BPS y SF.

Tabla 8

Además, observamos que el caso BPS requiere un procesador de suelo significativamente más grande que el caso SF durante la fase de pre-implementación, debido a su necesidad de producir una cantidad significativamente mayor de agua inicial para soportar el crecimiento del cultivo. Durante la fase de tripulación sin embargo, la arquitectura BPS tiene un requisito ISRU menor que el caso SF, debido principalmente al hecho de que el O 2 capturado por el ORA es suficiente para sostener la tripulación, eliminando así la necesidad de O generados por ISRU 2 .

Con estos resultados establecidos, la lista de equipos maestros (MEL) para los sistemas ECLS e ISRU para ambos casos de habitabilidad se actualizó con el número requerido de piezas de recambio determinado por el módulo Sparing (ver sección 3.3 ). Estos resultados se combinaron con las estimaciones de potencia y masa del sistema térmico calculadas en la Sección 4.2.3 (ver Tabla 7 ) y la entrada en el módulo Logística (ver Sección 3.4 ) para determinar el número total de landers y lanzamientos requeridos durante el ciclo de vida de cada arquitectura , lo que permite evaluar su viabilidad programática. La MEL para los casos de BPS y SF se presentan en el Apéndice E .

4.2.5 . Evaluación comparativa de la viabilidad programática

La figura 17 muestra la distribución de la masa total (para los sistemas descritos en este documento) que debe entregarse a la superficie de Marte para las arquitecturas BPS y SF durante las primeras 11 misiones, incluida la misión de pre-implementación. Este gráfico muestra el desglose de la masa entre los sistemas de Habitation, Crew y Storage, ECLS, ISRU y Food, así como los repuestos requeridos para dichos sistemas y los sistemas de potencia y térmicos requeridos para soportar los sistemas de diferenciación entre estas arquitecturas; dando así una idea del coste masivo de los diversos elementos del hábitat. En este gráfico, la barra de la izquierda en cada grupo corresponde a los requerimientos de masa entregada del caso BPS, mientras que la barra derecha de cada grupo corresponde a los requerimientos de entrega del caso SF. Como se discutió en la Sección 2.2, la masa mostrada en esta figura sólo incluye la masa de componentes relacionados con ISRU y sistemas de habitabilidad, incluyendo el BPS. Por lo tanto, los requerimientos de masa reales serán mayores que la cantidad mostrada aquí cuando todos los subsistemas necesarios para una misión completa se incluyen en el análisis.

• Descargar imagen de alta resolución (343KB)Descargar imagen en tamaño completo

Fig. 17

Es importante señalar que la Fig. 17 no es una trama de masa acumulativa, sino más bien una trama de masa requerida por misión. Esta cifra indica que en ambos casos de habitación, la masa requerida aumenta significativamente con el tiempo a medida que crece la colonia.

Para el caso BPS, el mayor factor impulsor de este aumento de masa en el tiempo es la demanda de piezas de recambio ECLS e ISRU, calculadas utilizando el método descrito en la Sección 3.3. Aquí, encontramos que el primer equipo tiene un mayor requerimiento de masas de recambio que las otras tripulaciones, ya que debe inicializar el stock de repuestos. Cuando llegue la segunda tripulación, debe traer suficientes repuestos para reponer la reserva a ese mismo nivel de confianza para dos tripulaciones. La tercera tripulación debe reponerla al nivel requerido para tres tripulaciones, y así sucesivamente. A medida que lleguen más tripulantes, se requieren más unidades de soporte vital para sostenerlas, por lo que se requieren más piezas de repuesto para mantener esas unidades de soporte vital. La masa de piezas de repuesto requerida para la segunda tripulación es inferior a la masa de repuestos requerida para la primera debido a la gran reserva que trajo la primera tripulación y el uso de la comunalidad entre las diferentes tripulaciones. Sin embargo, comenzando con la tercera tripulación el efecto de la creciente demanda de repuestos sobrepasa los beneficios de la comunidad entre las tripulaciones. A partir de este momento, la masa de repuestos requeridos en cada oportunidad de reabastecimiento aumenta con el tiempo. Por la décima misión tripulada, 44 t de recambios se requieren para apoyar el asentamiento, en comparación con los 14 t de recambios necesarios en la segunda misión con tripulación.

Por el contrario, para el caso SF, encontramos que el crecimiento de la masa de reabastecimiento es impulsado por una combinación de un aumento de la demanda de alimentos y repuestos. Dado que no se incluye BPS, el único alimento disponible para la colonia es el alimento enviado desde la Tierra. Como tal, cada equipo debe traer no sólo suficiente comida para mantenerse hasta el próximo reabastecimiento, sino también un reabastecimiento de alimentos para cada equipo que ya está en la superficie. El requisito de reabastecimiento de alimentos crece linealmente con el número de tripulaciones en la superficie.

Contribuir a este crecimiento masivo es la creciente demanda de recambios ECLS e ISRU en cada oportunidad de reaprovisionamiento, por las mismas razones observadas en el caso BPS. Una vez más, comenzando con la tercera tripulación, cada misión de reabastecimiento debe llevar más repuestos que la misión anterior. Como resultado de la combinación de estos dos factores de crecimiento, el crecimiento de la masa de reabastecimiento es más rápido en el caso SF que en el caso BPS.

El hecho de que ambos casos arquitectónicos experimenten mayores requerimientos de reabastecimiento a través del tiempo significa que el número de lanzamientos requeridos crece con el tiempo y, por lo tanto, el costo operacional crece con el tiempo. Este crecimiento del coste es particularmente evidente en la Fig. 18 , que muestra el número y costo de lanzamientos requeridos para entregar los manifiestos pronosticados para los casos BPS y SF a la superficie marciana, calculado por el módulo de Logística. En ambos casos de vivienda, independientemente de sus diferencias significativas en la estrategia de crecimiento de los alimentos, la arquitectura ECLS y las demandas ISRU, este crecimiento de costos surge de las dos características definitorias del plan Mars One:

• Descargar imagen de alta resolución (210KB)Descargar imagen en tamaño completo

Fig. 18

Estas dos características - viajes unidireccionales y una continua acumulación de infraestructura de superficie - son inherentes a la meta de Marte y la estrategia para desarrollar un asentamiento en Marte, minimizando al mismo tiempo el desarrollo de nuevas tecnologías. Sin embargo, este análisis ha iluminado el hecho de que los costos de reabastecimiento asociados con una creciente colonia en Marte continuarán aumentando mientras esa colonia dependa del reabastecimiento de la Tierra para mantener funciones críticas. Este crecimiento continuo del costo es programáticamente imposible. Dado que este crecimiento de los costos está dominado por el alto costo del transporte interplanetario, una estrategia apropiada para mitigar esta ineficacia programática probablemente será un equilibrio entre estrategias agresivas de reducción de la masa logística y capacidad de fabricación in situ. Ambas opciones probablemente requerirán un esfuerzo de desarrollo tecnológico muy significativo. Como resultado, encontramos que las restricciones especificadas por Mars One -específicamente, el concepto de misiones unidireccionales para hacer crecer un asentamiento y el uso de sólo la tecnología existente- no resultan en un plan de misión factible. Se requiere un esfuerzo de desarrollo de tecnología muy significativo para permitir que el plan de Marte sea factible desde el punto de vista arquitectónico, y se requiere un esfuerzo de desarrollo tecnológico aún más significativo para posibilitar la viabilidad programática.Por lo tanto, concluimos que el plan de misión de Marte Uno no es factible bajo las restricciones que han sido declaradas públicamente y especificadas por Marte Uno .

5 . Discusión

En esta sección, seguimos explorando las implicaciones de desarrollo arquitectónico y tecnológico de los resultados obtenidos en la Sección 4 . Estas se resumen en las siguientes secciones.

5.1 . Crecimiento masivo

Una conclusión clave de este análisis es que la cantidad de masa que debe enviarse a Marte en cada oportunidad de reabastecimiento aumenta con el número de tripulaciones en la superficie. Tal como se describe en la sección 4.2.5 , esto se debe en gran medida a la creciente demanda de piezas de recambio (véase la figura 17), que no puede producirse en Marte sin un desarrollo tecnológico muy significativo. Por lo tanto, a medida que más y más unidades de soporte vital se ponen en funcionamiento en la superficie de Marte, más y más piezas de repuesto son necesarios para sostenerlos. La primera tripulación debe traer suficientes repuestos para mantenerse durante 26 meses. La segunda tripulación debe traer suficiente para ellos y la primera tripulación, la tercera tripulación debe traer suficiente para sí mismos, la segunda tripulación, y la primera tripulación, y así sucesivamente. El único sistema para el cual los repuestos no necesitan ser reabastecidos de esta manera es el sistema ISRU pre-desplegado, que se supone que se reutiliza cada vez. En el caso de SF, la masa creciente se ve exacerbada por la necesidad de reabastecer los alimentos también.

El uso de la uniformidad entre las tripulaciones ayuda a simplificar el sistema y reducir el número de repuestos necesarios, ya que las tripulaciones pueden compartir piezas de repuesto. Sin embargo, para alcanzar este nivel de requisitos de repuestos, el diseño de los sistemas de habitación para cada tripulación debe ser fijo para cada tripulación - las piezas de repuesto deben seguir siendo comunes. Cualquier actualización del equipo para futuras tripulaciones que resulte en piezas de repuesto no comunes aumentaría el requisito de repuestos por encima de esta línea de base. Para evitar esto, o bien el nuevo sistema tendría que ser diseñado para que un sistema antiguo pudiera todavía aceptar las nuevas piezas de repuesto, o todos los hábitats antiguos en Marte necesitarían ser reemplazados por otros nuevos para mantener la uniformidad. De lo contrario, el aumento de los requisitos de reabastecimiento aumentaría significativamente debido a la pérdida de similitud entre las tripulaciones.

Los números de masa de los recambios presentados aquí son una estimación de los requerimientos de masa basados ​​en la necesidad de proporcionar el mismo nivel de seguridad a cada tripulación y podrían potencialmente ser algo reducidos informando los repuestos que se manifiestan basados ​​en el rendimiento de los sistemas de superficie hasta la misión de reabastecimiento fecha de lanzamiento. Debido a los largos tiempos de vuelo entre la Tierra y Marte, sin embargo, es imposible manifestar misiones de reabastecimiento sólo para dar cuenta de los fracasos que ya han ocurrido; los requerimientos de reabastecimiento siempre serán un valor estocástico y esa incertidumbre siempre elevará el número de repuestos que necesitan ser manifestados para proporcionar confianza en el sistema.

A medida que más sistemas se desplieguen y operen en la superficie de Marte, se necesitarán más repuestos para mantenerlos. Esto es cierto independientemente de cuál es el nivel de ahorro implementado en - ya sea a nivel de ORU utilizado en la ISS o el nivel de componente / subconjunto implementado en este estudio. El sitio web de Mars One señala este desafío, afirmando que "durante mucho tiempo, las solicitudes de suministro del puesto avanzado serán para piezas de repuesto complejas, que no pueden ser reproducidas fácilmente con la limitada tecnología en Marte" [1]. Sin una capacidad avanzada de extracción, procesamiento y fabricación de recursos en Marte -que implicaría tanto esfuerzos significativos de desarrollo tecnológico como (muy probablemente) una masa inicial muy grande transportada a Marte desde la Tierra- esta demanda de piezas de repuesto sólo puede ser satisfecha con suministros de la Tierra, e indica que la masa requerida para reabastecer la colonia Marte 1 aumentará significativamente e insosteniblemente a medida que crezca la colonia.

La tecnología de impresión 3D, aunque prometedora, todavía requiere un desarrollo tecnológico significativo antes de que pueda implementarse en un asentamiento de Marte [89]. Sin embargo, incluso si se pudieran utilizar impresoras 3D para fabricar cada componente en el sistema, la masa de reabastecimiento seguiría creciendo con el tiempo debido a la necesidad de material de alimentación. Con un desarrollo tecnológico significativo, este material podría obtenerse mediante el procesamiento ISRU de suelo marciano, o quizás las piezas viejas podrían reciclarse en material para nuevas partes. Sin embargo, ambas opciones requieren esfuerzos significativos de desarrollo y validación de tecnología. Hasta que toda la cadena de suministro de piezas de recambio se encuentre en Marte y utilice recursos derivados de Marte -una capacidad que actualmente no existe- el costo de mantener una colonia en crecimiento en Marte continuará aumentando con el tiempo, reafirmando así las conclusiones de la Sección 4.2 .5 .

5.2 . Requisitos de lanzamiento del ciclo de vida

La Fig. 18 muestra el número de lanzamientos estimados por Marte Uno en comparación con el número requerido de lanzamientos para las arquitecturas BPS y SF. El plan de misión de Mars One prevé 6 lanzamientos para transportar el sistema de pre-despliegue a Marte en la primera misión, luego 10 lanzamientos (6 para carga y 4 para el transporte de la tripulación) en cada oportunidad de lanzamiento posterior [98] . Este análisis concluye que, aun cuando sólo se considere la masa de la vivienda y los sistemas ISRU, Marte subestima significativamente el número y el costo de los lanzamientos que se requerirán para colocar y sostener una colonia en Marte.

Esto es cierto incluso para las misiones de pre-despliegue, donde el requisito de masa desembarcada para la misión de pre-despliegue requiere por lo menos 13 lanzamientos en ambos casos habitacionales - más del doble de los 6 lanzamientos estimados por Marte Uno. El costo de los 13 lanzamientos previos al despliegue (estimado en 300 millones de dólares por cápsula y vehículo de lanzamiento sin ajustar por inflación para futuros lanzamientos - ver Sección 3.4.1 ) es de aproximadamente $ 3.900 millones. A medida que el asentamiento crece, el crecimiento masivo discutido en la Sección 5.1 causa un aumento en el número de lanzamientos requeridos en cada oportunidad de reabastecimiento. Nuestro análisis concluye que para ambos casos de arquitectura examinados, los costos de lanzamiento asociados con la quinta misión tripulada son aproximadamente iguales a la mitad del presupuesto total de la NASA para el año fiscal 2010 [99](véase la figura 18). En la décima misión, el costo de lanzamiento en el caso BPS es de aproximadamente $ 12,6 mil millones, y el costo acumulado de lanzamientos para crecer y sostener la colonia es de aproximadamente $ 109,5 mil millones. En el caso de SF, el costo de la décima misión es de aproximadamente 15.600 millones de dólares y el costo acumulado de lanzamiento es de aproximadamente 106.800 millones de dólares. Es importante enfatizar que estas estimaciones sólo cuentan los costos de lanzamiento asociados con el transporte de hardware requerido para los sistemas de habitabilidad y ISRU de la Tierra a Marte. No incluyen los costos de desarrollo, ni incluyen los costos asociados con el lanzamiento de otros sistemas como las comunicaciones y el transporte de superficie. El número real de lanzamientos requeridos, y por lo tanto los costos reales de lanzamiento del plan Marte Uno, es mayor que los números mostrados aquí.

5.3 . Sistema de producción de biomasa vs. alimentos almacenados

Este análisis examinó dos opciones para un sistema arquitectónicamente factible: uno que utilizaba un sistema de producción de biomasa (BPS) para toda la producción de alimentos ( sección 4.2.1 ) y uno que utilizaba alimentos almacenados (SF) ( sección 4.2.2 ).

La figura 19 muestra la masa acumulada entregada a la superficie de Marte entre estas dos opciones. Con base en estos resultados, parece que el empleo de un BPS para la producción de alimentos no es rentable en términos de masa del sistema en el horizonte temporal elegido para este análisis.

• Descargar imagen de alta resolución (212KB)Descargar imagen en tamaño completo

Fig. 19

El uso de un BPS aumenta la masa inicial del sistema con el objetivo de reducir los requerimientos de reabastecimiento produciendo localmente alimentos. Los requerimientos energéticos y térmicos resultantes de la mayor infraestructura (GLS, ORA, Inyector de CO 2 ) requerida para soportar el BPS, así como cambios en el tamaño de los sistemas ISRU, resultan en un aumento en el requerimiento de masa total aterrizada cuando un BPS se utiliza para cultivar alimentos. De hecho, como se muestra en la Fig. 19, la masa de equipo requerida para soportar el caso de BPS sigue siendo mayor que la masa de repuestos requerida para el caso de alimento almacenado, y la brecha entre los dos crece durante las seis primeras misiones con tripulación. Sin embargo, la masa de alimentos requerida por la creciente colonia crece a un ritmo más rápido, y después de la sexta misión con tripulación, esta brecha comienza a disminuir de nuevo. Basándose en las tendencias observadas en la Fig. 19 , se espera que ocurra un punto de cruce durante la 11ª o 12ª misión, donde el caso BPS se convierte en la opción de masa más baja.

Este resultado sugiere que, por lo menos para las diez primeras misiones con tripulación, puede ser más eficiente llevar comida en vez de cultivarla in situ. Este hallazgo coincide con los de otros investigadores [92] .

Además, observamos que estos dos casos representan los dos extremos del espectro de suministro de alimentos, donde o bien todos los alimentos se producen in situ o ninguno de ellos. Es posible que se pueda desarrollar una arquitectura más óptima, equilibrando entre los alimentos enviados desde la Tierra y los alimentos cultivados en Marte. Por ejemplo, las primeras tripulaciones podrían complementar su dieta con alimentos almacenados mientras aumentan gradualmente la capacidad de crecimiento de las plantas. Además, se podría encontrar un equilibrio que permita el uso de plantas para cultivar alimentos sin requerir un sistema de inyector ORA y CO 2 para manejar el desequilibrio atmosférico resultante. La eliminación de la masa de recambio para estas dos tecnologías también puede reducir de alguna manera los requerimientos generales de reabastecimiento.

5.4 . Sensibilidad a la confiabilidad del componente

Los valores de MTBF utilizados en este análisis se basan, en la mayor medida posible, en la tecnología actual de la tecnología ECLS con patrimonio de vuelo en la ISS [5] . Sin embargo, es razonable esperar que la fiabilidad de estos componentes pueda aumentar antes del inicio de la campaña de superficie de Marte. Con el fin de investigar los beneficios potenciales de componentes más fiables, se repitió el análisis de ahorro para un caso adicional en el que el MTBF de cada componente individual se duplicó con respecto al valor de referencia. Los resultados se muestran en la figura 20 .

• Descargar imagen de alta resolución (218KB)Descargar imagen en tamaño completo

Fig. 20

Como era de esperar, la mayor fiabilidad de los componentes reduce la cantidad de repuestos necesarios para ambas arquitecturas. Para el caso BPS, duplicar el MTBF reduce la cantidad total de piezas de recambio requeridas para el primer equipo por 3,7 t. Para el caso SF, la reducción en la masa de los recambios es de aproximadamente 2,5 t. La masa acumulada ahorrada en las 10 primeras misiones tripuladas es de 27,5 t para el caso de BPS y de 41,9 t para el caso de alimento almacenado, o aproximadamente 3,1% y 4,9% de la línea de base, respectivamente. La reducción de masa es ligeramente superior para el caso BPS, ya que la masa de reabastecimiento es casi todas las piezas de repuesto. Por el contrario, en el caso de SF, hay una cantidad fija de reabastecimiento de alimentos que no se puede reducir mediante una mayor fiabilidad.

En ambos casos, varios de los componentes reparables en el sistema, en particular los filtros, tienen demandas de recambios dominadas por reparaciones planificadas en lugar de aleatorias. El aumento de la confiabilidad de los componentes tiene poco impacto en el número de repuestos requeridos para estos componentes.

Por lo tanto, si bien el aumento de la fiabilidad de los componentes individuales puede tener un impacto en el número de repuestos necesarios, es relativamente pequeño. Además, incluso al doble de los niveles actuales de fiabilidad de los componentes, los requisitos de reabastecimiento siguen aumentando con el número de tripulaciones en superficie. En consecuencia, la masa que debe ser entregada para sostener la colonia después de las primeras tripulaciones llega a ser excesivamente alta.

5.5 . Sensibilidad al horario de la tripulación

Este análisis supuso una programación intensiva de la tripulación que involucraba a cada miembro de la tripulación que se ejercitaba durante dos horas al día, además del plan EVA previsto de cinco EVAs por semana, cada uno compuesto por dos tripulantes y con una duración de 8 h (ver Sección 3.1.2). Dado el aumento de las demandas de recursos de ECLS y el gasto energético requerido para las actividades de ejercicio, puede ser posible reducir el rendimiento total del sistema y las demandas de masa desembarcada eliminando completamente el ejercicio de la programación de la tripulación. Para conocer mejor los impactos de las actividades de la tripulación sobre las demandas del sistema, primero cuantificamos la reducción en las demandas calóricas obtenidas cuando la tripulación mantiene su programa EVA pero no realiza ningún ejercicio e investiga el efecto de este ahorro calórico en las arquitecturas SF y BPS . Aquí, mantenemos el agresivo EVA cronograma existente con el fin de apoyar Marte Uno de los objetivos de la rápida expansión de su superficie base a través de la frecuente integración de nuevos sistemas y módulos a su hábitat de superficie [7] .

Una simulación de este cronograma de tripulación modificada encontró que sin ejercicio, el requerimiento calórico promedio se reduce de 3040 a 2940 kcal por tripulante por día, lo que equivale a una reducción del 3,3% - un valor que está dentro de la variación entre las necesidades dietéticas individuales y el día a día ingesta calórica Esto indica que las necesidades calóricas de la tripulación están dominadas por el gran gasto energético necesario para soportar el pesado programa EVA. Como resultado, no se espera que los cambios en el programa de ejercicios de la tripulación tengan un impacto mayor en los requerimientos de masa total.

Para profundizar en esto, propagamos esta diferencia calórica en los diseños de sistemas para los casos SF y BPS. Para la arquitectura SF, esperamos que esta diferencia de 100 kcal por persona por día pueda acomodarse fácilmente enviando alimentos más densos en calorías. Además, dado que los sistemas ECLS se basan en tecnologías ISS que tienen un tamaño para más de cuatro personas, esperamos cambios mínimos en la masa de los sistemas entregados. Se espera que el mayor ahorro en masa resultante de la retirada del ejercicio del calendario de la tripulación para el caso SF proceda del propio equipo de ejercicio. Se calcula que la masa total de todos los equipos de ejercicio que se supone que se entregarán con cada misión tripulada es de 1343 kg, en base a la masa del hardware actual del ISS (véase el Apéndice E). Este valor es aproximadamente equivalente a la mitad de la masa de carga útil de un aterrizador Mars One, y equivale a un ahorro de masa del 3,9% para la primera misión de pre-implementación. Con el tiempo, a medida que la demanda de reabastecimiento aumenta con la creciente tripulación, este ahorro masivo tiene un efecto decreciente. Por la décima tripulación, el retiro del ejercicio de la tripulación del caso de SF da como resultado un ahorro masivo de solamente el 1.1% de la masa total entregada.

Para el caso de BPS, el ahorro de calorías puede conducir a reducciones en los requerimientos de BPS, lo que puede resultar en mayores ahorros de masa en sistemas de soporte. Utilizando los mismos valores de ponderación que la Opción 4 de la Tabla 3 , el optimizador del área de crecimiento de la planta (ver Sección 3.1.8.1 ) encontró que una dieta de 2940 kcal podría ser soportada por 193 m 2 de cultivos - 8 m 2 menos que los 201 m 2 . Esto equivale a una reducción en la demanda de agua antes del despliegue de 360 L 17, lo que conduce a un sistema de procesamiento del suelo antes del despliegue y un ahorro de masa de potencia de 270 kg 18 . Además, la reducción de la superficie de crecimiento de las plantas lleva a una reducción de las demandas de iluminación a 132 luces de crecimiento 19, lo que equivale a un ahorro combinado de luz, potencia y masa térmica de 1.244 kg 20 . Este ahorro de masa relativamente grande es el resultado de factores de masa significativos que surgen de la gran capacidad de almacenamiento de energía y masa de control térmico requerida para gestionar cada vatio de energía solar generada en la superficie de Marte. La Tabla 9 resume el ahorro de masa total obtenido para el caso BPS.

Tabla 9

Aparte del equipo de ejercicio en sí, no se espera que otros sistemas se vean afectados significativamente por la eliminación de actividades de ejercicio del caso BPS. Esto se debe a que durante la fase de tripulación, la demanda de N 2 (y por lo tanto el tamaño del procesador atmosférico) es impulsada por la tasa de fugas del hábitat, y la demanda de ISRU para O 2 es cero, debido a la presencia del ORA. Además, como se discutió con el caso de SF, las tecnologías ECLS basadas en la ISS adoptadas aquí son muy grandes para mantener a una tripulación de cuatro personas, por lo que no se espera que se vean afectadas por menores reducciones en la actividad de la tripulación.

Por lo tanto, se espera que el ahorro de masa combinado obtenido de la eliminación del ejercicio del caso BPS sea de aproximadamente 2590 kg durante la fase de tripulación - un valor que es un poco mayor que la capacidad de carga útil de un solo aterrizador. Para la primera misión con tripulación, esto equivale a un ahorro de masa del 6,5%, y por la décima misión, el efecto de este ahorro se reduce a 2,5% debido a la creciente demanda de reabastecimiento de repuestos.

Por lo tanto, encontramos que al eliminar el ejercicio del cronograma de la tripulación puede conducir a reducciones en la masa de reabastecimiento por valores de hasta 2590 kg, estos ahorros son menores comparados con la masa total del equipo necesario para ser entregados a la superficie marciana en cada oportunidad de lanzamiento.

5.6 . Otros sistemas

Es importante reiterar que la descomposición masiva presentada en este análisis incluye solamente los sistemas de vivienda y ISRU. Varios sistemas clave, incluyendo el transporte terrestre y los sistemas de comunicaciones, estaban más allá del alcance de este análisis y tendrían que ser investigados para proporcionar una estimación holística del costo del programa Marte Uno. Como resultado, se espera que la masa anticipada de un asentamiento marciano sea mayor que las estimaciones presentadas aquí. Por lo tanto, el número de lanzamientos, así como el costo de estos lanzamientos también será mayor que los números mostrados aquí.

6 . Conclusiones

En este artículo se investiga la viabilidad técnica del plan de misión de Mars One, centrándose principalmente en aspectos relacionados con los sistemas ECLS e ISRU, sus requerimientos de repuestos, una parte de sus demandas de energía y gestión térmica y la cadena logística de logística necesaria para entregar y desplegarlos en la superficie marciana. Realizamos esta investigación utilizando un enfoque de análisis iterativo en el que modelamos y simulamos el plan de misión de Mars One para evaluar su factibilidad arquitectónica y programática, implementar los cambios correctivos necesarios en la arquitectura y reiniciar el proceso de diseño iterativo con la arquitectura actualizada.

En varias ocasiones a lo largo de este proceso de análisis, encontramos que el plan de misión de Marte Uno, como se describe en el sitio web de Marte Uno y en otras fuentes, es inviable. Esta conclusión surge principalmente de la afirmación de que "cada etapa del plan de misión de Marte 1 emplea tecnología existente, validada y disponible" [1] , y el hecho de que Marte Uno planea establecer una creciente colonia en Marte - una que incurrirá en una correspondencia creciente requerimiento de reabastecimiento.

Estas conclusiones se extraen de la Sección 4 , donde se realizó una serie de iteraciones de análisis para evaluar la factibilidad del plan de misión de Marte Uno bajo varios supuestos arquitectónicos. En cada caso, se encontraron inestabilidades arquitectónicas y / o programáticas y se hicieron las correspondientes recomendaciones. La Tabla 10 resume estos resultados.

Tabla 10

Si bien los problemas que se describen en el Cuadro 10 no son en absoluto insalvables, su solución requiere un cambio en los supuestos detrás del plan de Marte Uno, específicamente, la aceptación de la necesidad de desarrollo tecnológico significativo y el correspondiente cambio en los plazos y necesidades de financiación para el proyecto.

Este análisis identifica áreas específicas en las que el desarrollo tecnológico podría tener un impacto positivo significativo en la misión con el fin de informar la inversión y guiar los esfuerzos de desarrollo tecnológico.

Además, el análisis de las piezas de recambio reveló que la masa de piezas de recambio que se deben reabastecer a cada intervalo aumenta a medida que la colonia crece - después de que diez equipos lleguen a Marte, las piezas de repuesto comprenden casi la mitad de la masa transportada a la superficie marciana en el BPS caso.

Este hallazgo indica que el desarrollo de la tecnología para permitir la fabricación de piezas de repuesto en Marte, como la impresión 3D, tiene el potencial de proporcionar beneficios masivos. Estos beneficios aumentan dramáticamente si los recursos marcianos locales, como el aluminio y el silicio, se pueden utilizar para fabricar piezas de repuesto en la superficie de Marte.

Por otra parte, reiteramos el hecho de que este análisis se centró principalmente en los aspectos de vivienda, apoyo vital, ISRU, ahorro y logística espacial del plan de misión de Marte Uno. Éstos comprenden solamente un subconjunto de todos los subsistemas requeridos para un análisis de sistemas completo. Por lo tanto, mientras nuestros hallazgos revelan una serie de áreas de infeasibilidad en el plan de misión de Marte Uno, hay varias otras áreas inexploradas en este análisis que deben ser investigadas.

En conclusión, este análisis encuentra que las suposiciones hechas por Marte Uno no conducen a un plan de misión factible. Sugerimos modificaciones a los supuestos que podrían acercar el plan de la misión a la factibilidad. El mayor de ellos es la necesidad de desarrollo tecnológico, que tendrá que enfocarse en mejorar la confiabilidad de los sistemas ECLS, el TRL de los sistemas ISRU, la capacidad de fabricación in situ de Marte y los costos de lanzamiento. La mejora de estos factores ayudará a reducir drásticamente la masa y el costo de las arquitecturas de misión de Marte, acercando así la meta de un día de establecer de manera sostenible el planeta rojo.

Expresiones de gratitud

Este trabajo fue apoyado por las subvenciones de la NASA # NNX13AL76H y # NNX14AM42H , así como el Josephine de Karman Fellowship Trust . Los autores desean agradecer a Gerald Sanders, del Centro Espacial Johnson de la NASA, su asesoramiento sobre el procesamiento atmosférico marciano para ISRU, Lukas Schrenk de la Technische Universität München por su ayuda con el análisis de dimensionamiento ISRU y Kirk Hilliard por su revisión independiente de nuestro análisis.

Apéndice

Ver Tabla A1-D1 .

Cuadro A1

Tabla B1

Tabla C1

Tabla D1

Apéndice E . Material suplementario

Marte y la Tierra al comienzo y final de la órbita de transferencia.

Los círculos utilizados a la izquierda se utilizarán para marcar el movimiento de la Tierra (el círculo interior) y de Marte (el círculo exterior) alrededor de sus órbitas.

Como se mostró en la sección #21b, cuando una nave espacial se lanza de la Tierra a Marte, ambos deben estar en los puntos indicados por "1". Después de 0,70873 años, la nave llega a Marte, que se ha movido mientras tanto al punto marcado como "2". ¿Dónde está la Tierra en ese momento? En un año, se mueve aprox 360 grados, así que en 0,70873 años se desplaza

(0,70873) (360) = 255,14°

ésta alcanzará por lo tanto la posición "2" en el círculo interior, 75,14 grados pasada la posición de Marte. Advierta cómo la Tierra ha alcanzado a Marte: en el lanzamiento (posicion "1") estaba retrasada, pero ahora está adelantada. Como muestra la tercera ley de Kepler, cuanto más cerca está un planeta del Sol, más rápido completa su órbita, y la Tierra está más cerca que Marte.

Suponga que la nave espacial que ha aterrizado en Marte es un robot, que toma una muestra e inmediatamente despega para su viaje del regreso. Despegando desde el punto (2), después de liberarse de la gravedad del planeta, otra vez puede seguir la elipse de transferencia de Hohmann, en una imagen espejo del vuelo a Marte (dibujado abajo).

Su viaje empieza con un empuje inverso de 2,545 km/s, reduciendo su velocidad orbital de V3 a V2. Entonces, después de 0,70873 años, llega otra vez al punto marcado (1) con la velocidad V1, la cual necesita ser reducida a la velocidad orbital de la Tierra V0 mediante un empuje inverso de 2,966 km/s. Desgraciadamente... ¡La tierra no estará esperando allí!

El Período Sinódico

Marte y la Tierra al comienzo del viaje de regreso

Veamos donde debería estar la Tierra en el momento del lanzamiento desde Marte, para que el vuelo de regreso la encuentre en el momento apropiado.

El viaje de regreso, siendo la mitad de la elipse de Hohmann, toma 0,70873 años, durante este tiempo (calculado arriba) la Tierra cubre un arco de 255,14 grados en su órbita. Para encontrar al cohete del regreso cuando alcanza la órbita de la Tierra en el punto (1), la Tierra debe estar, al comienzo del vuelo del regreso de Marte, 255,14º detrás del punto "1" en su órbita. Eso la sitúa en la posición (3), 75,14º detrás de la posición de Marte, no en la posición (2) donde la Tierra está 75,14º adelantada sobre Marte.

Debido a que la Tierra y Marte cambian constantemente su posición relativa, es lógico que si demoramos suficientemente el viaje del regreso, la Tierra se moverá de la posición (2) relativa a Marte, a la posición (3), en ese momento el viaje de regreso puede empezar.

Calculemos esa demora. Para simplificar el cálculo de la demora, calculamos la velocidad relativa de la rotación entre la Tierra y Marte alrededor del Sol.

La velocidad de la rotación de la Tierra es 1 órbita por año.

La velocidad de la rotación de Marte es 1 órbita por 1,8822 años, es decir 1/1,8822 = 0,531293 órbitas por año.

Cada año, la Tierra se adelanta a Marte por (1 – 0,531293) = 0,468707 órbitas. En 2 años, el adelantamiento es (2) (0,468707) = 0,937414 órbitas y la Tierra estará una órbita completa adelantada después de

1 / 0,468707 = 2,13353 años

Si Marte y la Tierra comienzan uno al lado del otro, después de 2,13353 años estarán otra vez parejos. Desde el punto de vista de un observador en la Tierra, ese es el tiempo requerido por Marte para un círculo completo alrededor del cielo. Es conocido como el período sinódico de Marte, y es aproximadamente de 25,6 meses.

Lo demás es fácil. Para que la Tierra cambie su posición relativa a Marte de (2) a (3), la Tierra debe avanzar (relativa a Marte):

360 – (2)(75,14) = 209,72°

Para avanzar 360 grados tarda 2,13353 años, así que para recorrer el ángulo de arriba tardará

(209,72 / 360)( 2,13353) = 1,2429 años = 454 días

Un cálculo más exacto da 459 días (el nuestro contiene aproximaciones). Cuando el cohete de regreso llega a la Tierra, éste estará sobrepasándola, ya que su velocidad V1 excede la velocidad orbital V0 de la Tierra en aproximadamente 3 km/s. Antes de descender sin peligro, la nave espacial debe deshacerse también de la velocidad V0dada por la atracción de la Tierra, aproximadamente 11,3 km/s. Sin embargo, si entra rozando la atmósfera del “modo correcto”, su energía cinética extra se disipará seguramente en forma de calor, sin más necesidad de encender los cohetes.

Reflexiones finales

Nuestros esquemas sólo marcan el progreso en órbitas circulares alrededor del Sol, que mantienen aproximadamente la misma velocidad. El movimiento relativo de la Tierra y Marte en el cielo es mucho más variable, porque la distancia Tierra-Marte cambia todo el tiempo. En realidad, cuándo la Tierra está más cerca de Marte y lo ha sobrepasado, Marte parecerá (por un tiempo) estar moviendose hacia atrás entre las estrellas. El período total sin embargo sigue siendo 25,6 meses, bastante diferente del período orbital verdadero de Marte que es 1,8822 años = 22,6 meses.

Considerando todas esas complicaciones, uno puede apreciar la sutileza del trabajo de Copérnico y Kepler, quienes obtuvieron patrones nítidos y regulares del movimiento, partiendo de otros mucho menos regulares de los planetas de los cielos.