Daten verfügbarer Ionentriebwerke

Wer mich kennt weiß, dass ich ein Faible für Ionentriebwerke habe. Lange Zeit nur als Technologie der Zukunft gehandelt sind sie seit der Jahrtausendwende im Einsatz. Zuerst auf Raumsonden wie MART-1, Dawn und DS-1 nun auch auf Kommunikationssatelliten, nicht nur zur Lageregelung sondern seit 2015 auch als Ersatz für den Apogäumsantrieb. Für mich selbst und alle die es interessier habe ich die wichtigsten Daten von Ionentriebwerken der Gegenwart und Vergangenheit zusammengetragen.

Daten früherer Triebwerke oder Vorgängerversionen dieser Triebwerke finden sie im Basisaufsatz über Ionenantriebe. Strom und Spannung sind die im Strahl steckende Energie, der Gesamtstromverbrauch ist höher. Dazu kommen noch die Wandler für die hohen Spannungen wie typisch auch einen Wirkungsgrad von 85-88 % haben. Bei den meisten Ionentriebwerken ist der Schub durch Wahl des Stroms variierbar, ebenso der spezifische Impuls durch Erhöhen oder Absenken der angelegten Spannung. Daher geben viele Hersteller Arbeitsbereiche an, d.h. den Schub bei unterschiedlichem Stromimpuls und auch der spezifische Impuls variiert leicht.

Airbus (früher EADS, Astrium):

Airbus hat die von der Uni Gießen entwickelten RIT Triebwerke übernommen und weiter entwickelt. Es gibt drei Linien die kontinuierlich weiterentwickelt wurden und ursprünglich RIT 10, Rit 22 (für Antriebszwecke) hießen, dazu kam für die Raumsonde Lisa-Pathfinder das Triebwerk RIT µX. Es dient zur Kontrolle eines Experimentes bei dem eine Masse genau im Zentrum der Raumsonde bleiben muss. Es war aber noch nicht reif, sodass die Raumsonde mit einem chemischen System startete. Bei den beiden ersten steht die Ziffer für den Durchmesser der Anoden/Kathoden in cm, RIT für die Technologie (Radiofrequenz-ionisierung). Das RIT10/15 ist für die Bahnkontrolle gedacht bzw. die Lageregelung, das größere RIT-22/RIT2X als Antrieb. Das RIT-10 wurde z.B. auf dem Technologieträger Eureca eingesetzt. Das RIT 2X kann in drei Schubklassen (70-88, 151-7171 und 198-215 mN bei unterschiedlichen spezifischen Impulsen (typisch 3300-3500 s, minimal 2425 s) eingesetzt werden.

RIT Thruster Family Performance Data

	RIT µX	RIT 10	RIT 10 EVO	RIT 2X	RITA 15	RITA 150
Schub (Nominal)	50 - 500 µN	15 mN	5mN - 15mN - 25mN	80mN - 115mN - 168mN - 200mN	15 mN	150 mN
Strombedarf Nominal	> 50 W	459 W	145 W - 435W - 760W	2185W - 2985W - 4650W - 5785W	540 W	4300 W
Schubbbereich (erweitert)	10-100µN 300-3000 µN
Spezifischer Impuls	300 - 3000 s	3400 s	> 1900s, >3000 s, > 3200 s	3400 s, >3435s, >4000s, >4300s (4140 bei 150 mN und 4685 W)
maximal:	>3500 s		> 3400 s	> 6000 s (RIT 22)
Strahlwinkel	< 17°		< 15°	< 25°
Gesamtimpuls	>10kNs bis 200kNs		>1.1 MNs	>10 MNs
Zyklen	>10000		>10000	>10000
Lebensdauer	>20000 h		>20000 h **	>20000 h
Technology
Ionisation	RF-Principle		RF-Principle	RF-Principle	RF-Principle	RF-Principle
Beschleunigung	Electrostatic		Electrostatic	Electrostatic	Electrostatic	Electrostatic
Gittersystem	2 Grids		2 Grids	2 Grids
Treibstoff	Xenon		Xenon	Xenon
Design
Masse	440 g		1.8 kg	8.8 kg	1,8 kg	6,0 kg
Abmessungen
Durchmesser	78 mm		186 mm	308 mm	100 mm	220 mm
Länge	76 mm		134 mm	215 mm
Wirkungsgrad:		52 %	52%	65%
Elektrische Effizienz		76,5 %
Masseneffizienz		69,3 %
Spannung		1500 V
Strom:		0,234 A

Boeing

Boeing setzt auf dem von ihm dafür abgewandelten Satellitenbus 702 seit längerem XIPS (Xenon Ion Propulsion System) Ionentriebwerke für die Bahnkontrolle im geostationären Orbit. Seit 2015 ist ein weiter entwickelter Bus im Einsatz bei dem das chemische Treibstoffsystem komplett durch Ionentriebwerke ersetzt wurde und das den Satelliten innerhalb von 6 Monaten aus dem GTO in einen GEO transferiert. Das größte Triebwerk XIPS 25 hat eine sehr hohe Gesamteffizienz von 68,8 %.

	13 cm XIPS	8 cm XIPS	25 cm XIPS
Stromverbrauch	450 W	100 - 350 W	2000 / 4300 W
Schub:	18 mN	2 -14 mN	80 / 165 mN
Spezifischer Impuls	2350 s	2500 s	3420 / 3550 s
Elektrische Effizienz:	68 %	50 %	87,1 / 87,5%
Masseneffizienz:	72 %	72 %	80,0 / 82,5 %
Gewicht:	6,5 kg	2,0 kg	13,7 kg
Spannung:	750 V	1000 V	1215 V
Strom	0,4 A	0,4 A	1,43 / 3,01 A

Hughes

Hughes fertigt den NSTAR Antrieb, den die NASA in der Raumsonde Dawn eingesetzte. Eine Besonderheit des NSTAR Antriebs ist die Verfügbarkeit von zahlreichen Powerleveln. 15 gibt es mit Leistungen von 577 bis 2567 Watt. Allerdings ist die Effizienz vor allem bei den niedrigen Stromstärkeren gering. Ab 1500 W erreicht sie 60%. Die Tabelle gibt die Werte für das höchste Powerlevel wieder. Die höchste Effizienz gibt es mit 63,1 % bei 2007 Watt Stromaufnahme.

	NSTAR
Stromverbrauch	2567 W
Schub:	92,7 mN
Spezifischer Impuls	3127 s
Gesamteffizienz:	61,8 %
Gewicht mit PPU	8,9 kg
Spannung:	3380 V
Strom	0,75 A

Qinetiq

Qinetiq in England stellt die T5 und T6 Triebwerke her, die klassische Kaufman-Triebwerke mit Elektronenstoßionisation sind. Der T5-Antrieb wurde auf den Satelliten Artemis und GOCE eingesetzt. Bei der letzteren Mission bei der der Satellit immer in 250 km Höhe unabhängig von der Abbremsung durch die Erdatmosphäre gehalten werden muss war der große Schubbereich von 1-20 mN bei hoher Präzession und schneller Schubänderung sehr wichtig. Der T6 Antrieb wird im Auftrag der ESA für große Kommunikationssatelliten entwickelt. Er treibt auch die Planetensonde Bepicolombo an. Das Triebwerk T7 ist der neueste Antrieb von Qinetiq. Er ist für schwere Kommunikationssatelliten und als alleiniger Antrieb für "All Electric" Satelliten gedacht.

	T5 (10 cm)	T6	T7
Stromverbrauch	20 W - 660 W (476 W bei 18 mN)	3300 W (100 mN, 5000 W (145 mN)	7.000 W
Schub:	0,6 bis 20 mN	30 - 230 mN	bis 250 mN
Spezifischer Impuls	3500 s	4000 - 4200 s	bis 4000 s
Elektrische Effizienz:	76,6 %	60 % (Gesamteffizienz)	bis 70 %
Masseneffizienz:	76,5 %
Gewicht:	2,5 kg	8,3 kg	13 kg
Spannung:	1100 V	800 - 1850 V
Strom	0,329 A
Durchmesser	10 cm	20 cm	30 cm

Russische Hall-Effekt Antriebe

Russland hat seit 1971 über 140 Ionenantriebe in Satelliten eingesetzt, vor allem in den Meteorsatelliten. Damit hat Russland die längste und größte Erfahrung im Einsatz dieser Antriebe. Heute werden von Russland die Stationary Plasma Thrusters (SPT) eingesetzt, das Stationary bezieht sich darauf, dass die Antriebe dauernd arbeiten. Vorher setzte Russland seit 1960 Pulsierende Antriebe (PPT) ein. Die Antriebe nutzen wie alle anderen hier vorgestellten Antriebe Xenon als Arbeitsmedium, Argon und Krypton wurden auch untersucht. Heute fertigt sie TsNIIMASH. Die Nummer hinter dem Antrieb gibt den Durchmesser wieder, also 55 bis 140 mm.

Inzwischen fertigt Space Systems Loral diese Triebwerke, das Lewis Test Center der NASA hat sie getestet und sie werden in der Raumsonde Psyche eingesetzt.

	SPT 50	SPT 70	SPT-100	SPT-140
Stromverbrauch	350 W	700 W	1350 W	5000 W, reduzierbar auf 1.600 W
Schub:	20 mN	40 mN	80 mN	300 mN (187 mN bei 3.400 Watt)
Spezifischer Impuls	1100 s	1500 s	1600 s	1750 s (1717 s bei 3400 W)
Gesamteffizienz	35 %	56 %	50 %	> 55 % 46 % bei 3.400 Watt
Nennspannung:				300 Watt
Gewicht:	5,3 kg

SAFRAN (Snecma)

SAFRAN fertigt Hall-Effekt Antriebe, die einen relativ niedrigen spezifischen Impuls haben, dafür einen sehr hohen Schub. Der PPS 1350 Antrieb wurde bei der ESA-Raumsonde Smart-1 eingesetzt. Auch auf dem europäischen Kommunikationssatelliten Alphabus wird der PPS 1350 Antrieb eingesetzt. Er ist im Schub regelbar und basiert auf dem russischen SPT-100 Antrieb. Aus der Basisversion PPS 1350G wurde inzwischen die leistungsgesteigerte Version PPS 1350-E mit Leistungen von 1,5 bis 2,5 kW entwickelt. Sie soll bei der nächsten Version der Galileo Satelliten zum Einsatz kommen. SAFRAN arbeitet inzwischen vor allem an der Steigerung der Lebensdauer die beim PPS-1350G mit 5000 Stunden für ein Ionentriebwerk recht niedrig ist (üblich sind 10.000 h, viele Antriebe erreichen auch 20.000 h).

	PPS 1350-G	PPD 1350-E	PPS 5000
Stromverbrauch	650 bis 1420 W Nominell 1350 W,	1500 - 2500 W	5000 W, reduzierbar auf 2.000 W
Schub:	90 mN bei 1350 W	140 mN	100 bis 300 N
Spezifischer Impuls	1650 s	1800 s	1730 - 2.000 s
Gesamteffizienz	55 %
Gewicht:	5,3 kg
Spannung:	350 V	350 V	200 - 400 V
Strom	4,28 A	7 A	6,5 / 12 A
Lebensdauer			15.000 h

Aerojet

Aerojet hat ebenfalls die Entwicklung von Ionenantrieben begonnen. Die Firma hat Hughes übernommen und baut deren Produktpalette aus. Zusammen mit der NASA arbeitet Aerojet an den beiden Antrieben NEXT (7 kW Klasse) und NEXIS (25 kW Klasse). Neben Hall-Effekt Antrieben bietet die Firma auch Plasmaantriebe auf Basis von Hydrazin an.

	BPT-2000	BPT-4000	MR-510	MR-509	XR-12
Stromverbrauch	2200 W	1000 - 4000 W	2000 W	1.800 Watt	2000 - 12.000 W
Schub:	123 mN	132 , 195, 290 mN bei 300 V 117, 170, 254 mN bei 400 V	258 - 222 mN	254 - 213 mN
Spezifischer Impuls	1765 s	1676, 1700, 1790 s bei 300 V 1858, 1920, 2020 s bei 400 V	584 - 615 s	502 s	1.400 - 2.300 s
Gesamteffizienz	48 %				61 % @ 450 V / 12 kW
Gewicht:	5,2 kg	12,3 kg
Spannung:	350 V	200 bis 400 V	1,58 kg
Lebensdauer	>6000 h	10000 h	1730 h (je 1 Stunde Betrieb, 0,5 h Pause)	1050 h (je 1 Stunde Betrieb, 0,5 h Pause)	15.000 h
Technologie	Hall-Effekt	Hall-Effekt	Lichtbogen	Lichtbogen
Gesamtimpuls:			1.450.000 N	866.500 N

NASA

Die NASA entwickelt für ihre Raumsonden eigene Ionenantriebe, die oft zusammen mit der Industrie entstehen. Die NASA benötigt für Raumsonden einen Antrieb mit höherer Leistung als kommerzielle Satelliten und sie müssen länger betrieben werden. Derzeit (2016) durchlaufen zwei Antriebe die Qualifikation: NEXT, der schon einen Rekord in Betriebszeit und Gesamtimpuls aufstellte und der Größere NEXIS. Der NEXT Antrieb hat 36 cm Durchmesser. Die Stromversorgung kann zwischen 0,52 und 6,9 kW variieren. Das Triebwerk ist für einen Mindesttreibstoffverbrauch von 450 kg und einem Gesamtimpuls von 12,3 MN. Erreicht hat es bisher 51.000 Betriebsstunden, schon bei 48.000 Stunden hat das Triebwerk 860 kg Treibstoff verbraucht. NEXT-C (das C- steht für Commercial) wird erstmals bei der Raumsonde DART eingesetzt. Es ist die von Aerojet kommerziell vertriebene Variante des von der NASA entwickleten NEXT (NASA’s Evolutionary Xenon Thruster) der bis 2009 fertig entwickelt wurde.Beide Antriebe arbeiten nach dem Kaufmann-Prinzip, dem ältesten und verbreitetesten Antrieb für Ionentriebwerke. Dabei wird die Ionisierung durch Elektronenstoßionisierierung erzeugt.

Schon vorher hat die NASA den NSTAR antrieb aus dem Boeing XIPS Antrieb entwickelt. Er hat ein Drittel der Leistung von NEXT, ist schwer und hat eine niedrigere Effizienz und spezifischen Impuls. er wurde in den Raumsonden Deep Space 1 und Dawn eingesetzt.

Der bisher größte getestete Antrieb ist der Nuclear Electric Xenon Ion Thruster System NEXIS. Der Antrieb in der 15-25 kW Klasse ist für große Flagship-Missionen ins äußere Sonnensystem gedacht die über nukleare Stromversorgung verfügen. Er wurde um die Jahrtausendwende getestet und erreichte Ende 2003 über 30.000 Betriebsstunden. Mit dem vorläufigen Ende der Planungen für Atomreaktoren bei Raumsonden, welche den Strom für dieses Triebwerk liefern sollten wurde das Programm eingestellt. NEXIS erreichte einen Rekord an Effizienz und spezifischem Impuls der zwischen 6900 und 8500 s lag.

Parallel wurde am GSFC der noch leistungsfähigere High Power Electric Propulsion (HiPEP) entwickelt. Er hat eine nominelle Leistung von 25 kW bei einem spezifischen Impuls von 8000 ist jedoch auf fast 40 kW Leistung bei einem höheren spezifischen Impuls steigerbar. Derartige Antriebe mit Leistungen im Bereich von zig kW benötigt man weniger für Raumsonden als vielmehr für bemannte Missionen. BepiColombo und Dawn - Missionen die Ionentriebwerke als Hauptantrieb einsetzen haben elektrische Leistungen im Spitzenbereich von etwa 10 kW. Damit werden dann oft mehrere kleinere Triebwerke betrieben,

	NSTAR	NEXT	NEXIS	HIPEP
Stromverbrauch	2.300 W	6.900 W	25.000 W	9.700 - 39.300 W
Schub:	91 mN	236 mN	530 mN	240 - 670 mN
Spezifischer Impuls	3120 s	4190 s	7500 s	5970 - 9620 s
Gesamteffizienz	61 %	70 %	78 %	72 - 80 %
Gewicht:	5,0 kg	11,4 kg		443 kg
Stromstärke	0,75 A	3,52 A bei 6,9 kW	4,5 A	40 A
Gesamtimpuls	2,65 MN	12,3 MN
Treibstoffdurchsatz	150 kg	450 kg	2000 kg	4000 kg
Betriebsdauer:	8000 h
Durchmesser:	30 cm	36 cm	52 cm
Gewicht:	8,3	12,4	29,1 kg	47 kg

Japan

Japan hat für die Raumsonden Hayabusa und Hayabusa 2 Ionenantriebe eingesetzt, die vorher auf dem Testsatelliten ETS-8 getestet wurden. Dieser hat 12 cm Durchmesser und ist ein klassisches Kaufmann Triebwerk. Hayabusa nutzte den daraus entwickelten IES Antrieb mit 3 Gittern und 10,5 cm Durchmesser. Dieser ist für eine Betriebszeit von 16.000 Stunden ausgelegt. An einem größeren Ionentriebwerk mit 30 cm Durchmesser und Mikorewellenionisation wird derzeit gearbeitet.

	ETS Kaufmann Antrieb	IES
Stromverbrauch	541 - 611 W	1100 W (100%)
Schub:	20,0 - 23,2 mN	22,5 mN (100%)
Spezifischer Impuls	2401 - 2666 s	3687-3011 s
Gesamteffizienz:	45,6 - 49,7 %
Elektrische Effizienz	78,2 - 79,5 %
Masseneffizienz	66,2 - 73,5 %	84%
Spannung:	996 V	250 V
Strom	0,43 - 0,48 A
Gewicht:		7,7 kg

Ad Astra Corporation

Der ehemalige Astronaut und Rekordhalter in Weltraumflügen Franklin Chang Díaz hat die Ad Astra Corporation gegründet. Ziel ist die Entwicklung eines sehr großen Ionentriebwerks, des Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket (VASIMR), das technisch ein zweistufiges Triebwerk ist, bei dem ein Plasma zuerst erzeugt, dann mit Energie angereichert wird und zuletzt beschleunigt wird. Die erste Stufe hat 30 kW Leistung, die zweite 170 kW. Das ganze Triebwerk so 200 kW Leistung. Es soll an Bord der ISS getestet werden, doch selbst die Raumstation kann diese Strommenge nur kurzzeitig unter Nutzung der Batterien aufbringen. Das VASMR ist das bisher größte Triebwerk, Bedingt durch seine Arbeitsweise ist seine Gesamteffizienz aber deutlich geringer als die von NEXIS. Bisher gibt es noch keinen Test des endgültigen Triebwerks schon gar nicht über einen langen Zeitraum,