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.

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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] .

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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.

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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:

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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.

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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 .

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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