Bei der Renovierung meines Berechungsprogramms habe ich mir nun auch das Modul für Sonnensegel vorgenommen und damit wieder experimentiert. Ein Ergebnis will ich euch heute vorstellen. Aber fangen wir mal mit den Basics an.
Als ich mit der Raumfahrt anfing, so um 1980/81, galten Ionentriebwerke und Sonnensegel als Antriebe der Zukunft. Nun fast 40 Jahre später sind Ionentriebwerke als Satellitenantrieb etabliert, es gibt erste Satelliten, die sie als Antriebe nutzen und einige Raumsonden kamen ohne sie nie zu ihren Zielen. Auch wenn der Schritt, der am meisten Nutzlast bringt – das Hochspiralen vom Erdorbit in einen GEO oder eine Fluchtbahn – noch aussteht.
Mit Sonnensegeln sieht es dagegen mau aus. Es gab bisher nur wenige Tests und eigentlich nur einer, der von Ikarus war erfolgreich. Warum?
Nun es gibt einige Gründe. Der Erste ist, dass man mit Ionentriebwerken im Kleinen experimentieren kann, sie z.B. als Lageregelungstriebwerke zusätzlich zum chemischen Antrieb installieren kann. Das geht mit Sonnensegeln nicht. Ein typisches Ionentriebwerk zur Lageregelung hat einen Stromverbrauch von 0,3 bis 1 kW und einen Schub von 0.01 bis 0.04 N. Selbst unter optimalen Umständen bräuchte man ein Segel mit 1.200 bis 5.000 m² Fläche um diesen Schub zu erzeugen. Damit wären Satelliten kaum noch steuerbar. In niedrigen Erdumlaufbahnen ist es kaum einsetzbar, weil der Abbremsungseffekt durch die Restatmosphäre größer als die Beschleunigung ist, von der unbeabsichtigten Drehung mal ganz abgesehen.
Daneben sind die Ionentriebwerke ja nur ein Teilaspekt des Systems „Ionenantrieb“. Man benötigt auch viel Strom, um sie zu betreiben. Da wogen früher de benötigten Solarzellen viel mehr als der Rest des Systems, sprich die Triebwerke, Stromwandler, Leitungen und Treibstofftanks. Als ich anfing mich für Raumfahrt zu interessieren, war der Rekord bei Solarzellen bei einer Leistungsdichte von 45,6 W/kg. Sprich ein Solarmodul das 20 kg wiegt (das ist ungefähr das Gewicht eines Solarmoduls, dass man sich aufs Dach montieren kann) lieferte damals rund 900 Watt (im Weltraum). Heute liegt man bei fest montierten Arrays bei 85 W/kg und bei flexiblen (ohne starre Wand, auf der die Zellen befestigt sind) bei 120 W/kg, 150 bis 170 W/kg könnten mit größeren flexiblen Arrays erreicht werden. Kurz die Stromversorgung ist um den Faktor 2 bis 4 leichter geworden. Entsprechend stieg die Nutzlast bei gleicher Missionszeit an.
Dagegen hat sich bei Sonnensegeln kaum etwas getan. Die Technologie ist einfach und die Herausforderungen sind die gleichen wie vor 40 Jahren. Im wesentlichen ist ein Sonnensegel eine dünne reflektierende Folie, die auf einer großen Fläche Licht reflektiert. Die Beschleunigung erfolgt durch den Strahlungsdruck des Lichts, nicht den Sonnenwind, der aus geladenen Teilchen besteht. Leider sind die Lichtteilchen Photonen per Definition masselos, sonst könnten sie nicht Lichtgeschwindigkeit erreichen. Andererseits haben sie natürlich Energie und diese Energie können sie auf das Sonnensegel übertragen. Nur ist das verdammt wenig. Es sind 9 N pro Quadratkilometer. Damit man einen Vergleich hat: Ein Lageregelungstriebwerk für einen Satelliten liegt bei 12 bis 22 N Schub, ein Ionentriebwerk bei 0,01 bis 0,2 N Schub. Man benötigt daher eine enorme Fläche für eine wesentliche Beschleunigung.
Weiterhin muss man dieses Segel platzsparend verpacken und im Weltraum entfalten können und zwar, ohne das es reist. Bisher gab es kleine Segel. IKAROS als erfolgreicher Versuch hatte ein 14 x 14 m großes Segel mit einer Masse von 15 kg. Für die Mission, die ich hier vorstelle, reden wir von 10.000 bis 25.000 m² Fläche, also der hundertfachen Fläche. Zudem muss es leichter werden. Eine Kenngröße ist die Flaächendichte, angegeben in Gramm pro Quadratmeter. Ikaros hatte eine von 76,5 g/m². Technisch umsetzbar sind Segel mit einer Flächendichte von knapp unter 20 g/m² inklusive der Verstrebungen. Sie sind ein weiteres Problem. Ein 10.000 m² großes Segel ist 100 x 100 m groß. Wenn es durch zwei Verstrebungen gehalten wird, dann sind die 140 m lang und sie müssen in einen kleinen Container passen. Alternativ nimmt man ein Seil, das kann man durch die Zentrifugalkraft straff ziehen. Nur ist dann die Steuerung schwierig. IKAROS arbeitete so, wurde aber nicht aktiv gesteuert. Vielleicht nimmt man in Zukunft einen Zwitter, ein Seil aus einem Kunststoff, der unter UV-Strahlung hart wird. So kann man aus einem Seil eine Strebe machen.
Auch bei den Materialen gibt es keine Wunder. Es gibt im Prinzip zwei mögliche Materialen. Sie sind in der Raumfahrt nicht neu, sondern weit verbreitet. Es sind Mylar und Kapton. Aus Mylar kann man extrem dünne und trotzdem reißfeste Folien herstellen. Das Material kennen viele von den Rettungsfolien als Bestandteil des Erste-Hilfe-Koffers eines KFZ. Aus Kapton kann man nicht so dünne Folien herstellen, aber es verträgt höhere Temperaturen. Mit Kapton sollte ein Sonnensegel bis 400°C aushalten können, mit Mylar 200 °C. Das ergibt bei 85 % Reflexionsgrad aber selbst bei Mylar eine Annäherung bis auf 40 bis 45 Millionen km. Rein theoretisch sollte man auch extrem leichte Segel herstellen können, indem man nachdem man die Folien mit Aluminium bedampft oder besser gesagt „gesputtert“ hat, den Kunststoff auflöst. Doch wie man so dünne Alumniumschichten verpackt und wieder entfaltet ohne das sie reißen, ist offen.
Demonstriert wurden fertige Konstruktionen die um 20 g/m² wiegen. Damit sind Missionen ins äußere Sonnensystem wenig aktraktiv.
Besonderheit Merkur
Merkur ist auch für Ionenantriebe eine Herausforderung. Will man von der Erde aus eine Umlaufbahn erreichen, die der von Merkur entspricht, sodass man sich einfangen lassen kann, so beträgt der Geschwindigkeitsbedarf über 13 km/s. Vor allem aber kann man Solarzellen die ja bei Annäherung an die Sonne an Leistung gewinnen, nur bis zu einem gewissen Grad nutzen. Sie werden immer heißer und man muss sie sukzessive von der Sonne wegdrehen, damit sie nicht überhitzen und dann gar keine Leistung mehr abgeben. Praktisch kann man die doppelte Leistung wie in Erdnähe herausholen, bevor man dazu übergehen muss, die aufgenommene Leistung zu begrenzen.
Bei Sonnensegeln hat man das Problem nicht. Im Gegenteil, je mehr man sich der Sonne nähert desto schneller wird man.
Also habe ich mich mal hingesetzt und das berechnet. Bei Sonnensegeln kann man die gesamte Simulation auf einen Parameter herunterbrechen, die Fläche. Ich bin im Folgenden von diesen Annahmen ausgegangen:
- Eine Atlas V 401 transportiert 3.000 kg auf eine Fluchtbahn mit einem C3 von 10 km²/s², das entspricht einem Perihel in ungefähr 98 Millionen km Distanz. Die Nutzlast ist möglich, das wurde durch Simulation überprüft. Für eine Fluchtbahn beträgt sie bei der Atlas V nach ULA Angaben 3,3 t.
- Die Simulation wird abgebrochen, wenn die Bahn das Aphel von Merkur (69,2 Millionen km) unterschreitet.
Abhängig von der Sonnensegelgröße kommt man dann auf folgende Reisezeiten:
| Fläche | Simulationszeit | Zielbahn Perihel [Mill. km] | Zielbahn Aphel [Mill. km] |
|---|---|---|---|
| 10.000,0 | 5 J 349 d 8 h 43 m 20 s | 51,9 | 69,1 |
| 11.000,0 | 5 J 155 d 23 h 20 m 0 s | 51,7 | 69,1 |
| 12.000,0 | 4 J 354 d 2 h 20 m 0 s | 51,8 | 69,1 |
| 13.000,0 | 4 J 209 d 2 h 36 m 40 s | 52,2 | 69,1 |
| 14.000,0 | 4 J 121 d 17 h 6 m 40 s | 50,2 | 69,1 |
| 15.000,0 | 3 J 362 d 9 h 46 m 40 s | 51,5 | 69,1 |
| 16.000,0 | 3 J 293 d 19 h 6 m 40 s | 49,9 | 69,1 |
| 17.000,0 | 3 J 191 d 15 h 26 m 40 s | 51,5 | 69,1 |
| 18.000,0 | 3 J 141 d 7 h 6 m 40 s | 49,8 | 69,1 |
| 19.000,0 | 3 J 45 d 20 h 0 s | 52,4 | 69,1 |
| 20.000,0 | 3 J 6 d 18 h 30 m 0 s | 50,8 | 69,1 |
| 21.000,0 | 2 J 333 d 11 h 36 m 40 s | 49,5 | 69,1 |
| 22.000,0 | 2 J 251 d 6 h 33 m 20 s | 52,8 | 69,1 |
| 23.000,0 | 2 J 220 d 11 h 23 m 20 s | 51,6 | 69,1 |
| 24.000,0 | 2 J 194 d 1 h 30 m 0 s | 50,2 | 69,1 |
| 25.000,0 | 2 J 166 d 19 h 3 m 20 s | 49,2 | 69,1 |
Damit man einen Vergleich hat: Messenger benötigte 5,5 Jahre zu Merkur, BepiColombo 7,5 Jahre. Da liegt schon das kleinste Segel besser. Wenn man ein Flächengewicht von 20 g/m² zugrund legt, hätte es nur 200 kg Masse. Selbst das größte Segel wiegt dann nur 500 kg. Daher könnte selbst ein so schweres Segel wie das von Ikaros nehmen – auch es würde nur 765 kg bei der kleinsten Version wiegen. Mit 1000 kg, also einem Drittel der Startmasse, für das Segel käme man auf unter 5 Jahre Reisezeit.
Wer die Bahn von Merkur kennt, wird noch etwas erkennen: Das Perihel liegt nahe bei der des Merkurs von 46 Millionen km. Die Differenz von rund 4 Millionen km im Perihel bedeutet eine Geschwindigkeitsdifferenz von 956 m/s. Mit dieser Geschwindigkeit nähert man sich Merkur. Das ist einerseits schnell genug um einen Abstand von einigen Millionen km aufzuholen, andererseits muss man nicht zu viel abbremsen, um in den Orbit zu gelangen. Um in eine 1.400 x 13.800 km Bahn einzuschwenken, braucht man dann nu noch 400 m/s abbauen. Das heißt, von den 2 t Restmasse kommt der größte Teil bei Merkur an. Das Sonnensegel würde man abwerfen, wenn die obige Transferbahn erreicht ist.
Das war auch der Zweck der Startbeschleunigung, denn so war schon die Ausgangsbahn elliptisch und sie blieb es auch. Wenn man von einer Kreisbahn aus startet, so wird die Endbahn auch nahezu kreisförmig sein. Darüber hinaus dauert es wesentlich länger. Bei 25.000 m² z. B. 3 Jahre 182 Tage anstatt 2 Jahre 166 Tage und die Bahn ist eine 67 x 69,1 Millionen km Bahn. Diese müsste man nun noch absenken, indem man das Sonnensegel schräg stellt und den Schubvektor so steuert.
In der Summe ist aber auch so das Resultat sehr erfreulich:
- Selbst mit schweren Sonnensegeln (Ikarus) kommt man schneller zu Jupiter als die Raumsonden Messenger und BepiColombo
- Man kann eine Bahn erreichen, die nahezu der von Merkur entspricht mit geringer Geschwindigkeit zum Planeten
- Die Netto-Nutzlast im Merkurorbit ist daher hoch > 1.700 kg bei einem dV von 500 m/s (MESSENGER: 508 kg, BepiColombo 1.425 kg).
Noch zwei Bemerkungen: Weil man Sonnensegel der Sonne nachführen muss, habe ich mit der Berechnung erst in einer Sonnenumlaufbahn begonnen. In einer Erdumlaufbahn müsste man sie sonst während eines Umlaufs drehen. Zudem funktionieren sie wegen der Luftreibung erst bei großen Höhen (> 700 km).
Die elliptische Umlaufbahn um Merkur ist nicht planetennah und so gewollt. Das Problem ist, das die Sonde bei Merkur nicht nur der Sonnenstrahlung ausgesetzt ist – die ist als Punktquelle durch einen Schild gut abschirmbar, sondern der bis zu 427 °C heiße Planet viel IR-Strahlung abstrahlt und er ist im merkurnächsten Punkt der Bahn keine Punktquelle, sondern füllt die halbe Hemisphäre aus. MESSENGER und BepiColombo blieben daher auf elliptischen Bahnen mit nicht zu nahen planetennächsten Punkten.
Wenn man das weiter spinnt, könnte man bei einem kleinen Orbiter und einem leichten Segel sogar einen Lander mitführen. Wenn er 2 t wiegt (Orbiter 0,6 t, Treibstoff 0,2 t, Segel 0,2 t) kann man mit 600 m/s Gravitationsverlusten noch 218 kg landen (4.957 m/s Geschwindigkeitsänderung, Voll-/Leermasseverhältnis 10, spezifischer Impuls 3050). Nicht viel, aber für eine einfache Raumsonde ausreichend. Ich persönlich halte einen Lander für wissenschaftlich wenig versprechend – man braucht 2 t Startmasse um 200 kg abzusetzen und er wird selbst in mittleren Breiten nur wenige Tage lang arbeiten können, bevor er überhitzt. Damit er lange arbeitet, müsste er sich dauernd bewegen: in 60 Grad Breite z.B. mit 43,6 km/Tag, was angesichts heutiger Technologie – die Marsroboter schaffen maximal 100 m/Tag – kaum möglich ist. Lediglich bei den Polen wäre ein dauerhaftes Überleben möglich, doch dann bräuchte er eine nukleare Energieversorgung, die von der kleinen Masse abgehen würde. Man könnte an der Nutzlast noch etwas feilen, wenn man die fast 5 km/s Abbremsung durch zwei Stufen abbaut. Das erhöht die Landemasse auf 286 kg.
Ende Gut alles gut?
Nicht ganz. Als ich den Artikel bis hierher geschrieben habe, kam ich dann doch noch auf die Idee ein Ionentriebwerk als Vergleich zu nehmen. Vom Gefühl her dachte ich, müsste ein Sonnensegel es schlagen können. Doch wir sind ja alle Profis und da geht es nicht nach Gefühl. Bei gleicher Ausgangslage (3.000 kg auf eine Bahn mit einem Perihel in 97 Millionen km Distanz) wird die Nutzlast mit 2000 kg schwer erreichbar. Ich musste alleine , das man den Treibstoff noch unterbringt das Ionentriebwerk mit dem höchsten Impuls meiner Datenbank nehmen. Trotzdem nur eines um Gewicht zu sparen. Die Stromversorgung wird genau auf dieses zugeschnitten und besteht aus den auf dem Papier verfügbaren großen ATK-Flexarrays mit 170 W/m². Trotzdem machen Tanks und Treibstoff mehr als die Hälfte der 1000 kg aus, die das Modul wiegen darf. Doch damit geht es. Wenn man den Betrieb in der Distanz einschränkt, dann erreicht man nach 387 Tagen, also wesentlich schneller eine Bahn, die zu der zu Merkur passt:
| Bahnen | ||
|---|---|---|
| Bahnform | Bahn ist eine Ellipse | Bahn ist eine Ellipse |
| Perihel/Perigäum: | 97.938.677,46 km | 46.288.297,63 km |
| Aphel/Apogäum: | 150.000.000,00 km | 69.105.601,59 km |
| Umlaufszeit: | 277 d 19 h | 89 d 1 h |
| Missionszeit mit Freiflugphase | 1 J 34 d | |
| Simulationseinstellungen | ||
| Maximale Simulationsdauer: | 3 J 305 d | |
| davon angetrieben: | 320 d 7 h | |
| Schrittweite: | 1.000,0 s | |
| Entfernung bei Sim-Ende: | 49,3 Mill. km | |
| Geschwindigkeit bei Sim-Ende: | 55.116,3 m/s | |
| Startgeschwindigkeit: | 26.400,0 m/s | |
| Simulationsvorgaben | ||
| Schubrichtung: | Winkel zur Bewegungsrichtung 180,0 Grad | |
| Abbruchbedingung der Simulation: | Betrieb bis die Bahn das Zielaphel/-apogäum unterschreitet | |
| Ionentriebswerksmodul | ||
| Startgewicht: | 3.000,0 kg | |
| Aktuelles Gewicht: | 2.565,6 kg | |
| Nutzlast | 2.000,0 kg | |
| Stromversorgung: | 39.948,1 Watt @ 1 AE | |
| Strom beim Start: | 40.300,0 Watt @ 1 AE | |
| Eigenstromverbrauch: | 1.000,0 Watt | |
| Maximal nutzbar: | 41.000,0 Watt | |
| Gewicht Stromversorgung: | 237,1 kg | |
| Spezifisches Gewicht Stromversorgung: | 170,0 W/kg | |
| Treibstoff beim Start: | 467,5 kg | |
| Treibstoff aktuell: | 33,1 kg | |
| Tanks: | 51,4 kg | |
| Tanksanteil: | 11 Prozent | |
| Treibstoff für max: | 16.214 m/s | |
| Anzahl Triebwerke: | 1 Stück | |
| Gewicht Triebwerke: | 94,0 kg | |
| Gewicht Strukturen: | 150,0 kg | |
| Stromversorgungsart: | Solar | |
| Betrieb des Antriebs nur zwischen: | 0,0 und 131,0 Mill. km | |
| Triebwerkseinstellungen | ||
| Bezeichnung Triebwerk: | HIPEP High Trust | |
| Spezifischer Impuls: | 95.714,0 m/s | |
| Schub pro Triebwerk: | 0,670 Newton | |
| Treibstoffverbrauch pro Triebwerk: | 0,605 kg/d | |
| Strom pro Triebwerk: | 39.300 Watt | |
| Gewicht Triebwerk: | 47,00 kg | |
| Effizienz: | 81,59 Prozent | |
| Gesamte Geschwindigkeitsänderung: | 14.973,1 m/s |
Wie man sieht: es geht trotzdem noch schneller als mit dem Sonnensegel, allerdings wirklich auf „Kante“ konstruiert. Das Problem ist nicht die Zeit, sondern das Gewicht. So sind gerade mal 33 kg Treibstoff übrig. Und wenn das Sonnensegel – weil man sich etwas mehr Zeit lässt, noch leichter wird, dann ist es in jedem Falle dem Ionentriebwerk hinsichtlich Nettomasse überlegen. Die beiden Abbildungen geben die Bahnen einmal für das Ionentriebwerk und einmal f+r ein Sonnensegel mit 25 g/m² (Fläche 40.000 m²) wieder.
Auf der anderen Seite kann man mit dem Ionenantrieb auch in den Merkurorbit einschwenken, was dessen Masse um 300 kg, die man sonst für ein chemisches Antriebssystem bräuchte, erhöht, dann wären die Einschränkungen für die Auswahl der Subsysteme nicht ganz so groß. Herausfordernd sind sie trotzdem. Realistisch kann man bei Ionentriebwerken bei dieser großen Geschwindigkeitsänderung mit einer Nutzlast von einem Drittel bis maximal der Hälfte der Startmasse bei verfügbaren Antrieben und etablierten Solargeneratoren rechnen.