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Ionentriebwerke und die Energieversorgung

Ionentriebwerke sind heute schon im Einsatz - Als Lageregelungstriebwerke bei Satelliten, als zusätzlicher Antrieb für Raumsonden. Noch ist es aber kein Ersatz des chemischen Antriebs, sondern nur eine Ergänzung. Auch Dawn, die ohne Ionenantrieb nicht ihr Ziel erreichen kann, wurde noch chemisch aus dem Erde-Mondsystem befördert. Ich möchte hier mich nur auf das Hauptproblem konzentrieren, das heute den Einsatz noch limitiert: Die Energieversorgung

Die Bedeutung der Energieversorgung

Ionentriebwerke nutzen anders als chemische Triebwerke nicht im Treibstoff gespeicherte Energie, sondern sie müssen diese selbst zuführen. Dabei muss es pro Kilogramm Treibstoff sogar sehr viel Energie sein, weil der hohe spezifische Impuls auch einen hohen Energiegehalt des Abgases voraussetzt. Hier als Beispiel die Daten eines derzeit von EADS entwickelten Ionentriebwerks, des RIT-22:

Dieses Triebwerk liefert einen kleinen Schub von 0,15 N, das ist typisch bei allen Ionentriebwerken (der Schub wird um so kleiner je höher der Treibstoff beschleunigt wird). Würde es in einen 1000 kg schweren Satelliten eingebaut werden, und dauerhaft betrieben so würde es den Satelliten nur um 13 m/s pro Tag beschleunigen. Auf der anderen Seite verfügen Satelliten (selbst Kommunikationssatelliten) von 1000 kg Masse selten über eine Stromversorgung von 5 kW Dauerleistung. Daher wird eines klar: Sollen Ionenantriebe wirklich chemische Antriebe ersetzen, so benötigt man eine sehr leistungsfähige Stromversorgung. Es bietet sich an also eine eigene Stufe oder ein Transportmodul zu konstruieren, um auf niedrige Betriebszeiten zu kommen.

Kurze Betriebszeiten - Warum?

Ionentriebwerke sind zwar für einen langen Betrieb qualifiziert (das obige, z.B. für über 10.000 Stunden, was 417 Tagen am Stück entspricht). Aber es gibt einige Gründe die Betriebszeit möglichst gering zu halten.

• Startet das Raumschiff von einer niedrigen Erdumlaufbahn aus, so muss es den van Allen Gürtel durchqueren. Je schneller dies geht, desto geringer die Strahlenbelastung für die Elektronik
• In einer Erdumlaufbahn hebt ein kontinuierlicher Betrieb das Perigäum und das Apogäum an. Das ist energetisch ungünstig. Es muss so eine viel höhere Geschwindigkeit erreicht werden als eigentlich nötig. Sinnvoll ist daher nur ein Betrieb nahe des Perigäums. Je höher die Beschleunigung in dieser kurzen Zeit ist, desto schneller kann die Zielbahn erreicht werden oder die Erde verlassen werden
• Der Betrieb in der Erdumlaufbahn erfordert eine Überwachung um nicht auch die Bahn abzusenken. Allerdings verspricht die Verwendung von GPS Informationen hier eine Möglichkeit den zeitweisen Betrieb zu automatisieren. (Betrieb nur bei Unterschreiten einer bestimmten Mindesthöhe)
• In einer Sonnenumlaufbahn ist das Anheben der Bahn nicht so gravierend, bei sehr langsamen Beschleunigungen kommt es aber auch zum auf spiralen der Nutzlast. Dabei vergrößert sich der Sonnenabstand und bei einer Energieversorgung über Solarzellen (die heute einzige praktikable Möglichkeit) nimmt quadratisch ab, dadurch sinkt die Beschleunigung im gleichen Maße und die Reisedauer vergrößert sich rapide.

Die Stromversorgung

Die Stromversorgung ist der Schlüssel dafür, möglichst viele Triebwerke parallel zu betrieben und damit die Beschleunigung zu erhöhen. Früher nahm man an, dass Kernreaktoren dafür das Mittel der Wahl sind. Doch neben der Problematik den Einsatz der Öffentlichkeit zu vermitteln (verbunden mit dem Risiko bei einem Fehlstart) haben diese entscheidende Nachteile: Durch den benötigten Kühlmittelkreislauf und die Abschirmung ist es so, dass Kernreaktoren erst bei sehr hohen Leistungen ein hohes Leistungs/Gewichtsverhältnis. aufweisen. Reaktoren in einem Bereich der für heutige Sonden praktikabel ist von etwa 1 t Gewicht haben so schlechte Leistungen, dass normale Solarkollektoren nicht nur preiswerter, sondern auch leistungsfähiger sind. Kernreaktoren eignen sich dann, wenn Leistungen im Bereich von mehreren Megawatt benötigt werden.

Heutige serienmäßig produzierte Solargeneratoren für Satelliten haben eine Leistung von bis zu 60 Watt/kg. Damit benötigt man für den Strom eines RIT-22 Triebwerks einen Solargenerator von 84 kg Gewicht. Der Solargenerator wiegt also das 12 fache des Triebwerks.

Damit ist klar, dass eine leistungsfähige Stromversorgung ein Schlüssel für den Einsatz dieser Technologie ist.

Hier hat sich nun in den letzten Jahren einiges getan. Neben der Möglichkeiten die Panels sehr leicht zu fertigen (dann nicht wie bisher als ausklappbare Flächen, sondern als Rolle, die entrollt wird) ist es vor allem die Möglichkeit das Sonnenlicht zu konzentrieren. Entweder mit Linsen auf den Panels (dann wird nur ein Teil belegt) oder über Spiegel, die im 60 Grad Winkel neben den Panels stehen und viel leichter sind als diese. Deep Space 1 setzte Fresnellinsen mit einer Leistung von 200 W/m² ein. Ein weiter entwickelter Typ der NASA hat heute eine Fläche von 2,5 x 5 m² und wiegt 10 kg. Er weist ein Flächengewicht von 1 kg/m² auf und eine Leistungsdichte von 300 W/m².

Damit sind ganz andere Missionen möglich. Bei 300 W/m² wiegen die Solarzellen für die Stromversorgung eines Triebwerks nicht viel mehr als dieses. Die Forschergruppe die ihn entwickelt hat ist zuversichtlich mittelfristig 500 W/m² zu erreichen und 1000 W/m² erscheinen in 10-15 Jahren auch möglich. Damit wiegen die Solarzellen weniger als das Triebwerk selbst und andere Komponenten wie Strukturen, die relativ schweren Drucktanks für den Treibstoff Xenon gelangen ins Rampenlicht wenn das Gewicht weiter optimiert werden soll. Als weiterer Vorteil liefern diese Panels sehr hohe Spannungswerte - das Panel z.B. 1000 V. Elektrische Triebwerke arbeiten mit Hochspannungen von 1200-2000 V, so dass die Spannung nur wenig hochtransformiert werden muss. Die entsprechenden Stromkonverter von Niedrig- auf Hochspannung sind derzeit die Bauteile welche die kürzeste Lebensdauer im Antrieb aufweisen.

Eine Mission als Vergleich

Den Nutzen will ich an einer Marsmission erläutern. Als Vergleich soll ein ESA Szenario mit den beiden von der ESA benutzten Trägern Sojus und Vega dienen. Eine normale Raumsonde (wie Mars Express) soll als Vergleich dienen. Bei dem Einsatz von Ionentriebwerken sollen diese von einer 500 km Kreisbahn aus starten. Ionentriebwerke müssen mehr Geschwindigkeit als chemische Triebwerke erreichen. Hier halte ich mich an den Faustwert von 20 % den H.O.Ruppe angibt. Neben diesem Zuschlag gibt es aber auch einen Unterschied der sich durch den Betrieb von chemischen Triebwerken in Erdnähe herleitet. Dadurch muss diese beim Verlassen der Erde zum Mars und bei der Einbremsen beim Mars mehr Geschwindigkeit aufgewendet werden. Beim Mars soll aus einer ersten 200 x 70.000 km Bahn über 5 Monate aerodynamisch beim chemischen Antrieb abgebremst werden.

Obwohl der Mars der Planet ist, der am einfachsten zu erreichen ist, sprich den geringsten Energieaufwand erfordert ist bei diesem Beispiel schon eines sichtbar: Mit der heute verfügbaren Technologie ist es möglich in dem gleichen Zeitraum wie bei einem chemischen Antrieb eine endgültige Umlaufbahn zu erreichen. Die Zeit die heute eine Raumsonde für das Aerobraking aufwendet, benötigt sie sonst eben für den Betrieb des Ionenantriebs. Bei diesem wäre es möglich (hier nicht ausgeführt) eine schnellere Bahn einzuschlagen indem zuerst stärker beschleunigt wird und dann stärker abgebremst wird.

Die Mission mit Standard-Solarzellen dauert dagegen fast doppelt so lange. Trotzdem hat sie einen entscheidenden Vorteil: Sie erfordert nur eine kleine Trägerrakete, diesmal eine mit nur einem Viertel der Nutzlast der Sojus. In beiden Fällen ist die Nettonutzlast im Marsorbit leicht höher als beim Einsatz eines chemischen Antriebs.

Interplanetare Bahnen

Bei Flügen zu Merkur, Venus, Mars und den Asteroiden gibt es keine Besonderheiten beim Einsatz von Ionentriebwerken, solar angetrieben. Sie werden zwar immer inneffektiver je weiter man sich von der Sonne entfernt, doch reicht selbst bei den Asteroiden noch ihr Schub aus um in eine Umlaufbahn einzuschwenken - sie noch erreichbar und diese Körper haben ein kleines Schwerefeld, sprich geringe Geschwindigkeiten müssen abgebaut werden. Der Asteroidengürtel befindet sich in maximal 400 Millionen km Entfernung von der Erde. Die Leistung geht dann auf ein Siebtels des wertes bei der Erde zurück, aber dann sind auch keine großen Antriebsmanöver mehr notwendig. Beim Flug ins innere Sonnensystem profitiert man sogar von steigenden Leistungen (niedrigerer Sonnenabstand), wobei bei Flügen zu Merkur wieder die Panels schräg gestellt werden müssen, damit sie nicht überhitzen, wodurch die Leistung verringert ist.

Anders sieht es bei den Flügen zu den äußeren Planeten ab Jupiter aus. Durch den großen Sonnenabstand reicht die Lichtintensität nicht aus, um dort in eine Umlaufbahn einzuschwenken. Bei Jupiter müssen dafür rund 5 km/s abgebaut werden. In Erdnähe benötigen Ionentriebwerke bei 300 W/m² dazu rund 80 Tage. Bei Jupiter gibt es nur ein 27 stel des Sonnenlichtes, also dauert es entsprechend länger - über 2000 Tage und diese Zeit steht nicht zur Verfügung.

Jedoch können Ionentriebwerke genutzt werden um zu den Planeten zu gelangen. Sie sind dafür sogar besonders geeignet, weil bei chemischen Triebwerken die Nutzlast sehr klein wird. Wichtig ist hier, dass die Beschleunigung sehr schnell geschieht, weil sonst wie bei der Erde anfängt die Sonde sich heraufzuspiralen. Als Faustregel sollte die Betriebsdauer nicht länger als doppelt so lange sein, wie der Zeitraum den ein chemischer Antrieb bis zum gleichen Punkt benötigt. (Er kann länger sein, weil die Geschwindigkeit erst aufgebaut wird - die Anfangsgeschwindigkeit hat einen großen Einfluss auf die Reisedauer).

Mit dem chemischen Antrieb braucht eine Raumsonde z.B. 103 Tage um bis in 250 Millionen km Entfernung zu gelangen, wenn der Endpunkt der Bahn bei 780 Millionen km liegt (Jupiter). Stehen 200 Tage zur Verfügung, so reichen bei dem obigen Beispiel mit der Vega lediglich 9 Triebwerke, also weniger als bei der Mars Beispielsmission. Dies gilt für alle äußeren Planeten. Sind lediglich Vorbeiflugmissionen geplant, so kann mit einer entsprechenden Triebwerkszahl auch soweit beschleunigt werden, dass die Raumsonde auf einer hyperbolischen Bahn Uranus oder Neptun in wenigen Jahren erreicht.

Ein Ausflug über die Venus ist dabei besonders interessant. Um zur Venus zu gelangen muss ein Ionentriebwerk etwa 5 km/s zusätzlich aufbringen. Davon erhält man aber 3-4 km/durch einen Vorbeiflug an der Venus zurück. Als Plus bleibt ein Vorbeiflug an der Venus mit einem möglichen Instrumententest oder dem Absetzen einer Atmosphären/Landekapsel als Sekundärnutzlast und dass nun das Ionentriebwerk schon ab 108 Millionen km Entfernung arbeiten kann - niedrigere Entfernung und längere Beschleunigungsstrecke. Es wäre sogar möglich auf dem Weg zur Venus die Bahn schon zu verändern, jedoch muss dies laufend überwacht werden, da sonst auch der sonnennächste Punkt verschoben wird.

Hier die Nutzlast für ein SLA mit 300 W/m² beim Betrieb bis in 250 Millionen km Entfernung und jeweils 200 Tagen Betriebszeit

Der Nutzen wird hier offensichtlich, denn um sonst etwa 1000 kg auf eine Transferbahn zum Jupiter zu befördern wird eine Atlas 411 benötigt, die ein vielfaches der Vega kostet. Über das Einbremsen in die Zielbahn beim Planeten kann nach diversen NASA Studien mit dem Strom bewerkstelligt werden, den RTG liefern (sehr lange Betriebszeit, nur kleine Sonden möglich) oder es muss chemisch erfolgen.

Bei dem hohen Antriebsbedarf für eine Jupiterbahn ist dann auch zu prüfen ob Xenon noch der richtige Treibstoff ist. Xenon wird in fast allen heutigen Triebwerken eingesetzt. Ein Treibstoff muss hohe Molekularmasse aufweisen und Xenon hat diese, ist als Gas auch leicht zu fördern. Allerdings werden dann auch Druckgastanks benötigt die sehr schwer sind. Hier kann ein Rückgriff auf das früher verwendete Quecksilber von Vorteil sein, da dieses flüssig ist.

Zusatznutzen

Ein offensichtlicher Zusatznutzen von Ionenantreiben ist dass die Solargeneratoren auch die Stromversorgung des Satelliten mit übernehmen können. Das ermöglicht es Experimente mitzuführen die viel Energie benötigen, wie z.B. abbildende Radaranalagen. Es ermöglicht es auch sehr starke Sender einzusetzen (Einschränkung hier: Die Abwärme und das Gewicht der Verstärker) und die Datenrate zu erhöhen.

Vor allem aber sind damit Sonden bei den äußere Planeten mit Solarzellen betreibbar. Die folgende Tabelle enthält die spezifische Leistung von RTG und Solarkonzentratorarrays bei verschiedenen Planeten:

                            

Planet	Jupiter	Saturn	Uranus	Neptun
RTG	5,6 W/kg	5,6 W/kg	5,6 W/kg	5,6 W/kg
SLA 300 W/kg	11,1 W/kg	3,3 W/kg	0,82	0,34
SLA 500 W/kg	18.5 W/kg	5,5 W/kg	1,3 W/kg	0,56 W/kg
SLA 1000 W/kg	37,2 W/kg	11 W/kg	2,6 W/kg	1,1 W/kg

Deutlich wird: Bereits heute bieten verfügbare Solarkonzentratorarrays mehr Strom bei Jupiter als RTG. Die nächste Generation die in einigen Jahren verfügbar sein könnte würde auch eine Raumsonde bei Saturn ohne Mehrgewicht ermöglichen. In etwa 10-15 Jahren wäre mit 1000 W/kg auch Uranus denkbar, auch wenn hier ein Array immer noch doppelt so schwer wie ein RTG ist (aber dafür preiswerter). Nur Neptun könnte so nicht erreicht werden, oder man müsste mit einem 365 kg schweren Array für eine Leistung von 400 W leben (1000 W/kg auf der Erde).

Konstruktion

Aufgrund der großen Treibstoffmenge und benötigten Strommenge ist es nicht sinnvoll für jede Raumsonde einen eigenen Antrieb zu bauen. Idealerweise gibt es eine modulare Ionenantriebsstufe, bestehend aus einem Solargenerator (variable Größe durch Hinzunahme weiterer Panels), einem Zentralkörper mit den Tanks für das Xenon Gas (z.B. Erweiterbar in 100 kg Schritten mit jeweils 80 kg Xenon pro Tank) und einem unten liegenden Gerüst für eine variable Anzahl von Ionentriebwerken.

Über Stecker kann das Modul von der Nutzlast gesteuert werden oder diese kann ihre Kommunikationseinrichtungen zur Verfügung stellen um von der Erde Programme zu empfangen. Über diese Anschlüsse kann auch Strom an die Nutzlast geliefert werden. Sofern gewünscht kann die Stufe angekoppelt bleiben (um im späteren Orbit weitere Korrekturen durchzuführen oder Strom zu liefern).oder nach getanerer Arbeit abgetrennt zu werden, wie herkömmliche Oberstufen.

Dadurch wäre eine Serienbauweise möglich, mit montierten Standardnutzlastadaptern könnten diese Oberstufen dann für zahlreiche Planetenmissionen oder (siehe unten) zum Transport von Kommunikations- oder Navigationssatelliten eingesetzt werden.

Einsatz im Erdorbit

Auch für den Transport von Kommunikationssatelliten lohnt es sich. Heute macht wegen der verlängerten Lebensdauer der Treibstoff schon den größten Teil der Startmasse aus. Der Satellit SatCOM-BW für die Bundeswehr wiegt beim Start z.B. 2440 kg, davon sind aber 1400 kg Treibstoff. Zieht man nun noch den Antrieb, die Tanks und den Solargenerator ab (die stufe kann ja auch den Antrieb im Orbit und die Stromversorgung übernehmen, so bleiben etwa 700 kg ohne diese Komponenten übrig.

Je nachdem wie lange man sich Zeit lässt um von einer 500 km Kreisbahn in den geostationären Orbit zu gelangen resultieren dann folgende Startmassen:

Tage	30	60	90	120
Satellit	700	700	700	700
Treibstoff	290,91	193,16	175,22	166,4
Struktur	172,73	148,29	143,81	141,6
Triebwerke	33	11	7	5
Gewicht Triebwerke	231	77	49	35
Gewicht Solargenerator	551,1	183,7	116,9	83,5
Gesamt	1979	1314	1192	1132

Es zeigt sich eine Abhängigkeit von der Reisedauer - beim Übergang von 30 auf 60 Tage reduziert sich die Startmasse um ein Drittel, danach nur noch wenig. Immerhin: Bei 60 Tagen Reisezeit kann so ein Satellit mit der Vega befördert werden, der einer GTO Nutzlast von 4 t entspricht - zwei Vega Starts befördern dann dieselbe Nutzlast wie eine Ariane 5 ECA, obwohl die LEO Nutzlast nur ein Fünftel dieser entspricht.

Weiterhin wird z.B. bei der 60 Tages Mission nur 176 kg Treibstoff benötigt, wobei dieser auch noch den Lageregelungstreibstoff mit einschließt. Da der Treibstoffverbrauch relativ gering ist, Ionentriebwerke aber eine lange Lebensdauer haben (das RIT-22 z.B. 416 Tage) wäre auch folgendes Szenario denkbar:

Der Satellit mit dem Treibstoff wird gestartet, erst im Erdorbit koppelt eine Ionenantriebsstufe an in an. Nun wird mit dem Vorrat an Treibstoff der Satellit in den geostationären Orbit befördert und der Resttreibstoff in das Ionentriebwerksmodul umgepumpt. Mit diesem kehrt dann das Modul zurück. Auf den ersten Blick ist dies noch attraktiver. So wird bei dem 60 Tage Transfer 193 kg Treibstoff benötigt um einen 700 kg Satelliten zu befördern. Dazu kommen noch die Tanks, die beim verwendeten Gas Xenon etwa ein Viertel des Inhaltes wiegen. So dass insgesamt 250 kg ausreichen um den Satelliten in den Orbit zu bringen. Dazu kommt nochmals Treibstoff um zurück in den LEO Orbit zu gelangen. Dieser ist abhängig vom Leergewicht des Moduls und wäre hier bedeutend kleiner, da der Satellit in diesem Beispiel 700 von 1314 kg Startmasse ausmacht. Eine erste Abschätzung für beide Komponenten zusammen ergäbe ein Zusatzgewicht von 380 kg. So dass sich die Nutzlast in den Erdorbit von 1314 auf 1080 kg reduzieren würde.

Betrachtet man nun nur die Nutzlast so erscheint dies nicht so attraktiv, da der Gewinn relativ klein ist (18 %), zumal operative Anforderungen hinzukommen, die es vorher nicht gab. So muss nun das Ionenantriebsmodul aktiv an den Satelliten ankoppeln. Es muss Druckgas transferiert werden - das letztere wird deswegen problematisch, weil es wohl kaum möglich sein wird einen Tank leer zu pumpen und gegen den Druck des anderen Tanks diesen aufzupumpen. Eine Lösung könnte es sein Mehrere Tanks zu verwenden. Erst werden einige Tanks vollständig geleert. Dann wird der Druckausgleich herbeigeführt. So verbleiben in beiden Tanks derselbe Druck. Ist dann der Inhalt des Satellitentanks wesentlich kleiner (ausgelegt für die Menge die Lageregelungsaufgaben notwendig ist), so gibt es keine überflüssigen Treibstoffreste.

Auf der anderen Seite werden Ionentriebwerke und Solargeneratoren mehrfach verwendet. Beim 60 Tage Transfer wären wahrscheinlich etwa 5 Flüge möglich. Da hier das Ionentriebwerksmodul unabhängig von dem Satelliten ist kann es deutlich größer sein. Die folgende Tabelle enthält die Daten für eine 2200 kg Nutzlast in einen 500 km LEO Orbit, wobei die Nutzlast aus Satellit und Treibstofftanks besteht:

Tage	30	60	90	120
Nutzlast LEO	2200	2200	2200	2200
Nur Satellit	1536	1597	1647	1668
Treibstoff Hin	398	329	308	299
Tanks Hin	99	82	77	75
Treibstoff Rück	134	73	54	47
Tanks Rück	33	118	114	112
Struktur	100	100	100	100
Triebwerke	46	19	12	9
Gewicht Triebwerke	322	133	84	63
Gewicht Solargenerator	768	317	200	150
Gesamt	4060	3360	3140	3050

Deutlich sichtbar ist, dass bei entsprechend leistungsfähigen Triebwerken der Treibstoffanteil recht klein ist. Selbst beim 30 Tage Transfer sind noch 1536 kg der 2200 kg LEO-Nutzlast "netto", also Satellit. Lediglich das Antriebsmodul, das separat gestartet werden muss ist deutlich größer als beim 60 oder 90 Tage Transfer.

Damit ein vergleich möglich ist: Eine Ariane 5 transportiert 9600 kg in den GTO Orbit. Von dort aus muss die Nutzlast mit einem eigenen Antrieb den GEO Orbit erreichen. Dazu benötigt sie weiteren Treibstoff. Sie wiegt dann noch 5937 kg. Da das Antriebssystem auch noch etwa ein Siebtel des Treibstoffs wiegt, transportiert eine Ariane 5 ECA etwa 5413 kg "Netto" Nutzlast. Verglichen mit der Nutzlast in einen 500 km hohen LEO Orbit (20.750 kg) sind dies nur 26 % der LEO-Nutzlast. Dagegen macht bei dem 60 Tage Transfer die Netto Nutzlast 72 % aus. Anders ausgedrückt: Würde die Ariane so ihre Satelliten starten, so könnte sie eine Nutzlast in den GEO Orbit befördern, die 26.700 kg in den GTO-Orbit entspricht, also fast die dreifache Nutzlast, wlche Ariane 5 heute aufweist.

Weitere Möglichkeiten

Wenn die Leistung pro m² ansteigt, so wird der Solargenerator immer leichter und ist anders, als bisher nicht mehr der Bestandteil des Komplettsystems, der am meisten wiegt. Das ist sehr deutlich bei den verschiedenen Zeiten für eine Transfermission im Erdorbit sichtbar. Heutige Ionentriebwerke arbeiten mit spezifischen Impulsen zwischen 16.000 und 45.000 m/s. Sie wurden konzipiert für den Betrieb bei Satelliten oder Raumsonden als Lageregelungstriebwerk oder zusätzlicher Antrieb. Für eine richtig große Antriebsstufe sind einige Punkte hinderlich:

Es gibt praktische Limits für die Größe eines Ionensystems. Sie liegen bei dem erreichten Schub pro Fläche, dem Stromverbrauch pro Fläche, der maximal einsetzbaren Spannung. Diese Werte begrenzen die Leistung auf maximal 100.000 m/s Ausströmgeschwindigkeit und einen Stromverbrauch von 40-50 kW bei einem Maximaldurchmesser von 50 cm  Für Satelliten, Raumsonden und Missionen innerhalb des Sonnensystems sind dies keine Einschränkungen. Für Raumsonden die das Sonnensystem verlassen sollen, oder der Einsatz bei bemannten Raumfahrzeugen, sind diese Antriebe zu klein.

Schaltet man zwei Beschleunigungsstrecken hintereinander, so erreicht man erheblich höhere Ausströmgeschwindigkeiten. Die zweite Beschleunigungsstrecke arbeitet dann mit einer höheren Spannung. Bei einem Prototyp wurden bei nur 20 cm Durchmesser eine Leistung von 250 kW, 2.5 N Schub und eine Ausströmgeschwindigkeit von 190 km/s erreicht. Das Triebwerk ist damit kleiner als das oben angegebene RI-22 (22 cm Durchmesser), hat aber den 16 fachen Schub und den 50 fachen Stromverbrauch.

Das bedeutet, das Triebwerk ist leichter  Ein weiterer Nebeneffekt (auch bei herkömmlichen Triebwerken) ist das bei steigender Ausströmgeschwindigkeit bei gleichem Schub der Stromverbrauch ansteigt. Würde das obige RIT-22 z.B. mit einer höheren Spannung betrieben werden, so würde der spezifische Impuls auf 63.000 m/s ansteigen, bei gleichem Schub würde es dann 42 % mehr Strom verbrauchen und der Treibstoffverbrauch sinkt.

Bei größerer Leistung wird daher der Übergang zu Triebwerken erfolgen die mit höheren spezifischen Impulsen arbeiten. Sie sind kompakter und leichter und die brauchen weniger Treibstoff, dafür aber mehr Strom. Damit sinkt das Gewicht der Sonde. Die folgende Tabelle enthält nochmals die Marsmission, diesmal aber einmal mit dem RIT-22 beim Nominalarbeitspunkt und einmal beim maximal erprobten Arbeitspunkt (63.000 m/s)

	Ionenantrieb, 500 W/m² / 63.000 m/s Ausströmgeschwindigkeit	Ionenantrieb 300 W/m² / 44.000 m/s Ausströmgeschwindigkeit
Nutzlast LEO Orbit	2200 kg (Vega)	2200 kg
Nutzlast Marsumlaufbahn	1162 kg	1036 kg
Geschwindigkeit Erde-> Mars	7320 m/s	7320 m/s
Geschwindigkeit Umlaufbahn -> Mars	5600 m/s	5600 m/s
Flugzeit zum Mars	260 Tage	260 Tage
Abbremszeit in der Umlaufbahn	83 Tage	111 Tage
Zeit zum Verlassen der Erde	80 Tage	76 Tage
Gesamtflugzeit	423 Tage	447 Tage
Treibstoff:	408 kg	560 kg
Ionentriebwerke	11 (77 kg)	15 (90 kg)
Solarzellen	349 kg	250 kg
Strukturen / Reserve	102 kg	109 kg

Bei einer Erhöhung der Nutzlast um rund 10 % sinkt trotzdem die Reisezeit. Der Solargenerator ist der einzige Teil des Systems der schwerer wurde. Bei noch leistungsfähigeren Solargeneratoren ist der Effekt noch erheblich höher. Der Gewinn wird absolut allerdings immer kleiner, da schon jetzt die Hälfte der Nutzlast im Zielorbit gelangt. Bei leistungsfähigeren Solargeneratoren wird daher der Haupteffekt in der Reduktion der Reisezeit liegen. Auch wenn dieser nicht linear ist, so versprechen doch Solargeneratoren mit einer Leistungsdichte von 1000 W/kg die Reduktion der Beschleunigungszeit für jedes Ziel im Sonnensystem auf unter 100 Tagen.

Tanks

Nahezu alle Ionentriebwerke nutzen heute Xenon als Arbeitsmedium. Früher waren auch Quecksilber und Cäsium im Einsatz. Xenon ist ein Edelgas mit der Atommasse von 131. Es ist das schwerste Edelgas, das nicht radioaktiv ist. Materialtechnisch punktet Xenon. Es ist nicht giftig, nicht korrosiv und es ist gasförmig und so leicht förderbar - ein Druckreduzierventil reicht. Cäsium ist dagegen ein Leichtmetall, es reagiert mit zahlreichen Substanzen, unter anderem Luft und Wasser und als Feststoff muss es erst geschmolzen werden bevor man es fördern kann. Verwendet wurde es weil es auch ein hohes Molekulargewicht von 133 hat und der Schmelzpunkt mit 301 Grad Celsius sehr niedrig ist. Quecksilber ist dagegen eine Flüssigkeit, also ebenfalls leicht förderbar, hat die Atemmaske 200,6, ist reaktionsträge und leicht verdampfbar (Siedepunkt 357 °C). Es reagiert mit Metallen aber zu Legeirungen (Amalgamen) und vor allem ist es für Menschen sehr giftig.

Xenon ist daher von den Eigenschaften für den Antrieb das optimale Medium, aber es ist ein Gas und als Gas muss es in schweren Druckgastanks untergebracht werden.

Mit den Fortschritten bei den Solarzellen die sukzessive leichter wurden rücken dann die Tanks in das Interesse der Gewichtsreduktion. Hierzu ein kleines Rechenbeispiel:

Das RIT-2X Triebwerk ist für einen betrieb über 10.0000 h qualifiziert. Es hat eine Leistungsaufnahme von 4685 W und einen Treibstoffverbruch von 3,7 mg/s. In 10.000 h benötigt es daher 133,2 kg Treibstoff. Bei 2016 verfügbaren ATK-Flex Arrays mit einer BOL von 106 W/kg wiegen die Solarzellen für die Mission 44 kg. 133,2 kg Xenon gelagert bei 400 Bar (40 MPa) benötigen ein Volumen von 57 l. Ein Metalltank wie er für Treibstoff in der Raumfahrt verwendet wird wiegt bei diesem druck als Betriebsdruck 62,2 kg, also mehr als die Solarzellen und fast 40% des Inhalts.

Die Lösung besteht in leichtgewichtigen Materialien. Kohlefaserverstärkter Kunststoff (CFK) hat mindestens 10-15% höhere Festigkeit als Stahl und wiegt nur ein Drittel dessen. In der Ariane 5 kommen Hochdrucktanks für Helium mit 300 l Volumen zum Einsatz die nur noch 93 kg bei einem Betriebsdruck von 40 MPa wiegen. Übertragen auf obige Rechnung würden diese nur noch 17,7 kg wiegen, also ein Drittel der Masse des Metalltanks. Dabei ist der Berstdruck bei diesen bei mehr als dem doppelten des Betriebsdrucks, beim Metalltank waren es nur 50% mehr.

Damit kann man auch die Tankmasse auf ein erträgliches Maß reduzieren. Heute erreichbar sind Massen von 14% des Inhalts. Bei kugelförmigen Tanks, die man wegen des geringsten Gewichtes wählen sollte kann man die Dicke des Materials nach der Kesselformel berechnen:

S = p * d / 4 * E

S : Wandstärke in mm

d: Durchmesser des Tanks in mm

p : Druck (in N/mm² = 1 N/mm² = 10000 Pa)

E: Elastizitäts-Modul eines Werkstoffs, z. b. 230 bis 260 bei Stahl. (Auch hier: SI-Einheit N/m², Faktor 10.000 wenn man auf N/mm² umrechnet).

Multipliziert man die Fläche des Druckgastanks mit der Dichte des Werkstoffs und der Dicke so kann man das Gewicht des Tanks berechnen. Das Verhältnis Masse/Tankmasse ist aufgrund der mathematischen Formulierung konstant. Bei doppeltem Druck ist auch die Wandstärke doppelt so hoch. Ebenso bei doppeltem Durchmesser, da dann aber auch die Fläche um das vierfache ansteigt ist die Masse um den Faktor 8 höher, das Volumen steigt bei doppeltem Durchmesser aber auch um den Faktor 8 (2³).

Es gibt unterschiedliche Arten von Kohlenstofffasern und es spielt eine Rolle wie die Tanks "gewebt" werden. Hier sind noch weitere Verbesserungen zu erwarten.

Artikel zuletzt geändert: 13.7.2017

Bücher des Autors über Trägerraketen

Wie man an dem Umfang der Website sieht, sind Trägerraketen eines meiner Hauptinteressen. Es gibt inzwischen eine Reihe von Büchern von mir, auch weil ich in den letzten Jahren aufgrund neuer Träger oder weiterer Informationen über alte Projekte die Bücher neu aufgelegt habe. Sie finden eine Gesamtübersicht aller Bücher von mir bei Amazon und hier beim Verlag.

Ich beschränke mich in diesem Abschnitt auf die aktuellen Werke. Für die in Europa entwickelten Trägerraketen gibt es von mir zwei Werke:

Europäische Trägerraketen 1 behandelt die Vergangenheit (also bei Drucklegung): Das sind die nationalen Raketen Diamant, OTRAG und Black Arrow und die europäischen Träger Ariane 1 bis 4 und Europarakete.

Europäische Trägerraketen 2 behandelt die zur Drucklegung 2015 aktuellen Träger: Ariane 5, Vega und die damaligen Pläne für Vega C und Ariane 6.

Wer sich nur für einen der in den beiden besprochenen Träger interessiert, findet auch jeweils eine Monografie, die inhaltlich identisch mit dem Kapitel in den Sammelbänden ist, nur eben als Auskopplung.

Weiter gehend, alle Raketen die es weltweit gibt, behandelnd, gehen zwei Bände:

US-Trägerraketen

und

Internationale Trägerraketen (im Sinne von allen anderen Raketen weltweit)

Auch hier habe ich 2023 begonnen, die Bände aufzusplitten, einfach weil der Umfang für eine Aktualisierung sonst weder handelbar wäre bzw. an die Seitengrenze stößt, die der Verlag setzt. Ich habe auch bei den Einzelbänden nochmals recherchiert und den Umfang erweitert. Bisher sind erschienen:

US Trägerraketen 1 mit den frühen, kleinen Trägern (Vanguard, Juno, Scout)

US Trägerraketen 2 mit der Titan-Familie

2023 wird noch die erste Auskopplung aus den internationalen Raketen über russische Träger erscheinen. Nach und nach werden alle Raketen dann in einzelnen Monografien geordnet nach Trägerfamilien oder Nationen dann aktualisiert auf den aktuellen Stand, so besprochen.

Für die Saturns gibt es noch einen Sonderband, den ersten in der Reihe über das Apolloprogramm.

Alle bisherigen Bücher sind gerichtet an Leute, die wie ich sich nicht mit oberflächlichen Informationen oder Zusammenfassung der Wikipedia zufriedengeben. Wenn sie sich nicht für Technik interessieren, sondern nette Anekdoten hören wollen, dann sind die bisherigen Bücher nichts für Sie. Für dieses Publikum gibt es das Buch „Fotosafari durch den Raketenwald“ bei dem jeder Träger genau eine Doppelseite mit einem Foto und einer Beschreibung hat. (Also etwa ein Zehntel der Seitenzahl auf den ich ihn bei den beiden obigen Bänden abhandelte). Das Buch ist anders als die anderen Bände in Farbe. Ab und an macht BOD als Print on Demand Dienstleister Mist und verschickt es nur in Schwarz-Weiß, bitte reklamieren sie dann, ich als Autor kann dies nicht beeinflussen.

Als Autor würde ich mich freuen, wenn sie direkt beim Verlag bestellen, da ich da eine etwas größere Marge erhalte. Dank Buchpreisbindung und kostenlosem Versand ist das genauso teuer wie bei Amazon, Libri und iTunes oder im Buchhandel. Über eine ehrliche Kritik würde ich mich freuen.

Alle Bücher sind auch als E-Book erschienen, üblicherweise zu ²/₃ des Preises der Printausgabe – ich würde sie gerne billiger anbieten, doch da der Gesetzgeber E-Books mit 19 Prozent Mehrwertsteuer besteuert, Bücher aber mit nur 7 Prozent, geht das leider nicht. Ein Vorteil der E-Books - neben dem einfacher recherchierbaren Text ist, das alle Abbildungen, die im Originalmanuskript in Farbe, sind auch in Farbe sind, während ich sonst - um Druckkosten zu sparen - meist auf Farbe verzichte. Sie brauchen einen pdf-fähigen Reader um die Bücher zu lesen. Sofern der Verlag nicht weiter für bestimmte Geräte (Kindle) konvertiert ist das Standardformat der E-Books ein DRM-geschütztes PDF.

Mehr über meine Bücher finden sie auf der Website Raumfahrtbuecher.de und eine Liste aller Veröffentlichungen findet sich auch bei meinem Wikipediaeintrag.

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