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Web Log Teil 461: 27.5.2016 - 31.5.2016

27.5.2016: Wir brauchen neuen Solarzellen

In meiner lockeren Reihe über Bahnen, Swing-Bys und Ionentriebwerke will ich mich heute mal mit einem Problem beschäftigen das man gerne unterschätzt: die Energieversorgung. Ich habe mich gerade mal informiert wie es aussieht bei Ionentriebwerken und da wird mit dem Aufkommen der "All Electric Satelliten" mehr entwickelt. Airbus hat ein neues Triebwerk im Angebot, die NASA testet seit Jahren das NEXT Triebwerk das besonders lange abreiten soll (über 50.000 Stunden, normal sind etwa 10.000  Stunden was einem Betrieb über ein Jahr entspricht). Was aber seit Jahren stillsteht sind die Solarzellen. Dabei gibt es hier noch einiges zu tun.

Abbildung 1 50 W/kgDie heutigen Triebwerke sind ausgelegt auf die bisherigen Nutzlasten - kleine Raumsonden wie Dawn oder kommerzielle Satelliten die vom GTO in den GEO kommen. Will man vom LEO in den GEO oder vom Erdorbit zum Ziel im Sonnensystem so muss wenn die Reisedauer gleich bleiben soll einiges geschehen. Der strombedarf wächst von etwa 10 kW auf ein vielfaches an. Heutige Triebwerke die zwischen 4 und 6 KW Stromverbrauch haben, kann man bündeln, ein jedes ist nur etwa so groß wie ein Schuhkarton. Solargeneratoren kann man aber nicht einfach so in der Größe skalieren.

Wenn man aber nach Forschung für neue Solararrays sucht so gibt es viele Projekte, keines aber wurde vollständig umgesetzt um auch den Einsatz in der Praxis zu demonstrieren, so das Ultraflex Array in der Technologiesonde ST-8.

Warum ist die Stromversorgung so wichtig? Nun sie macht den Großteil der zusätzlichen Masse aus. Ich will dies mal an einem kleinen Beispiel vorrechnen.

ST-8 sollte ein Ultraflex-Array mit 175 W/kg einsetzen, Linsen sollten nach NASA-Forschungen die Energiedichte auf 300 W/kg erhöhen. ATK hat die entfaltbaren Solar Arrays weiter entwickelt und erreicht heute immerhin 150 kW. Diese Arrays sind für sehr große Raumsonden mit hohem Strombedarf aber nurbedingt geeignet, weil sie im entfalteten Zustand Kreise sind. Die Größe ist daher beschränkt. Ausrollbare Arrays werden auch von der NASA untersucht. Mega-ROSA soll in dieser Technologie 200 bis 400 W/kg BOL Leistung erreichen.

Wie sich dies auswirkt habe ich mal simuliert. Ausgangsbasis ist eine 2400 kg schwere Sonde die mit der Vega in einen niedrigen Erdorbit mit 400 km Höhe gebracht wird. Der spezifische Impuls soll 40000 m/s betragen wie beim RIT-2X der Treibstoffverbrauch beruhend aus einer Gesamtgeschwindigkeitsänderung von 17.000 m/s vom Erdorbit zu Ceres beträgt dann 830 kg, der Treibstoff wiegt mit Tanks 997 kg. Dazu sollen noch 43 kg für die Ionentriebwerke und Systeme kommen. Die Raumsonde selbst wiegt 1000 kg. Die restlichen 360 kg entfallen auf die Solarzellen. Mit den Wattdichten die bisher erreicht werden, kann ergibt sich dann folgende Tabelle:

85 W/kg

Energiedichte 50 W/kg 85 W/kg 150 W/kg
Erdorbit bis in 700.000 km 324 Tage 193 Tage 110 Tage
Masse: 2018,6 kg 2013,8 kg 2.008,9 kg
Überschussgeschwindigkeit: 147 m/s 288 m/s 461 m/s

Zur Erklärung: 700.000 km sind in etwa das Ende der gravitativen Einflußsphäre der Erde. Betreibt man wie in der Simulation das Triebwerk dauernd, so erreicht am diese Grenze mit einer Überschussgeschwindigkeit die den Betrieb in der Sonnenumlaufbahn einfacher macht, weil man so schon eine Ellipse erreicht anstatt aus einer Kreisbahn zu starten. Der Flug zu Ceres verläuft nun in zwei Etappen. Zuerst strebt man eine Ellipse an, deren fernster Punkt in der Höhe des Aphels von Ceres liegt. Ich habe hier 440 Millionen km  angenommen, dann kann man dort angekommen die Ellipse soweit anheben, dass der sonnennächste Punkt bei 382 Millionen km liegt wie bei Ceres.

Energiedichte 50 W/kg 85 W/kg 150 W/kg
Ellipse bis in 400 Mill. Km Entfernung 2 Jahre 104 Tage 197 Tage 78 Tage
Gesamtzeit bis 400 Mill. km erreicht 3 Jahre 165 Tage 1 Jahr 51 Tage 287 Tage
Masse: 1543,6 kg* 1679,2 kg 1711,4,9 kg
Überschussgeschwindigkeit: 319 x 440 Mill. km 171,4 x 440 Mill. km 154,3 x 440 Mill km.

Die Lösung mit 50 W/kg arbeitet so lange im solaren Orbit dass starke Gravitationsverluste verhindern, dass sie mit der Trockenmasse von 1570 kg überhaupt die Bahn erreicht. Ich habe es trotzdem weiter verfolgt auch weil der Geschwindigkeitsbedarf von 17.000 m/s nur geschätzt ist, aufgrund der Gravitationsverluste bei Ionentriebwerken ist keine exakte Berechnung ohne numerische Integration möglich. Die Anhebung wurde so optimiert das die Reisezeit möglichst gering ist, das Aphel kann daher etwas höher sein als vorgegeben. Bei einer richtigen Mission würde man nun die letzte Phase nochmals mit einem niedrigeren Aphel durchlaufen, auf diese Optimierung habe ich verzichtet

Energiedichte 50 W/kg 85 W/kg 150 W/kg
Gesamtzeit 3 Jahre 45 Tage 4 Jahre 41 Tage 2 Jahre 3 Tage
Masse: 1505 kg* 1.500 kg 1521 kg
Überschussgeschwindigkeit: 382 x 455 Mill km. 382 x 515 Mill. km 382 x 499 Mill. km
Gesamtdauer: 2724 Tage 2110 Tage 765 Tage
150 W/kgDa der Treibstoffverbrauch weitestgehend vom spezifischen Impuls bestimmt wird, gibt es hier nur geringe Unterschiede, Stark unterscheidet sich aber die Reisedauer. Sie sinkt überproportional zur Leistung der Solarzellen, wobei hier durch die Freiflugphasen der Wert sogar noch verfälscht wird. Der Wert von 85 W/kg ist strak abweichend. das liegt an der Ausgangsbahn. Sie ist praktisch die gleiche wie bei 150 W/kg, während bei dieser Leistung aber eine Anhebung relativ rasch geht, durchläuft bei 85 W/kg die Sonde das Aphel und nähert sich wieder der Sonne. So hebt sie dann das Aphel weiter an und braucht mehr Zeit. Dagegen ist bei 50 W/kg schon die Ausgangsbahn recht hoch sodass die Geschwindigkeitsänderung kleiner ist und dies noch in dem Bahnabschnitt vor dem Aphel möglich ist.

Geht man mit dem spezifischen Impuls höher so verschärft sich das Problem, bei einem geringeren entspannt es sich. Deutlich ist aber auch so, dass man mit leichtgewichtigeren Solarzellen viel Zeit sparen kann.

Vergleicht man dies mit Dawn. Dawn unterscheidet sich von der Sonde mit 85 W/kg darin, dass sie auf eine fluchtbahn gebracht wurde und nicht nur Ionentriebwerke nutzte, sondern auch einen Marsvorbeiflug hatte der die Reisedauer verkürzen kann. Trotzdem beträgt die reine Reisezeit ohne Aufenthalte bei Vesta und Ceres schon 76 Monate also 2280 Tage - in etwa die gleiche Zeit wie die Sonde mit der Solargenerator von Dawn.

leistungsfähige Solar Arrays sind vor allem im Asteroidengürtel wichtig. Geht man ins innere Sonnensystem (Venus/Merkur) so steigt die Leistung an und man kommt schon bald auf kurze Reisezeiten. im obigen Beispiel wäre selbst bei 18 KW Leistung nach 231 Tagen eine Bahn mit dem Perihel von Merkur erreicht.

Wenn man ins äußere Sonnensystem will so muss man differenzieren. Für Hohmann-transfers mit möglichst geringer Geschwindigkeit bei der Ankunft reichen heutige Arrays schon aus, da man die Zielgeschwindigkeit meist schon im inneren Sonnensystem erreicht. Man kann hier auch noch leicht durch einen etwas geringen spezifischen Impuls oder zuerst eine Bahn die zur Sonne führt kompensieren. Ab Uranus kommt man jedoch zu sehr langen Reisezeiten, über 8 Jahre bei 85 W/kg und dabei hat man erst 800 Millionen km Entfernung erreicht, bis Uranus reist man dann weitere 10 Jahre. Mit 150 W/kg sinkt das auf 15 Jahre wobei nun 227 Tage anstatt 8 Jahre auf die reine Betriebszeit entfallen, da der Betrieb nun komplett im inneren Sonnensystem stattfindet (Endbetriebsdistanz 361 zu 801 Millionen km Entfernung). Für Vorbeiflugmissionen die möglichst schnell sein müssen ist der Wert noch wichtiger Neptun wäre bei dauerndem Betrieb bis die Leistung auf 1 kW gefallen ist (Minimalwert) erreicht nach 14 Jahren 8 Tagen + 110 Tagen bei 150 /kg, 44 Jahren 322 Tagen + 193 Tagen bei 85 W/kg und glatten 103 Jahren bei 50 W/kg - die Sonde braucht nicht weniger als 5 Umläufe um die Geschwindigkeit zu erreichen. Die drei Abbildungen an der Linken Seite zeigen dies: bei 150 W/kg erreicht man auf einer schnellen bahn Neptun. Bei 85 W/kg durchläuft man schon zwei Umlaufbahnen und bei 50 W/kg sind es fünf. Sollte man auf Arrays mit 300 W/kg kommen, so würde die Reisezeit auf sehr kurze 4 Jahre sinken, dazu noch etwa 40 Tage im Erdorbit.

Machen wir einen Sprung zu bemannten Missionen. Hier sind die hohen Leistungen deswegen interessant weil man eigentlich zwischen Erde und Mars oder Erde und erdnahen Asteroiden nur kleine Geschwindigkeitsunterschiede hat. Zu Ceres waren es bei Dawn 11 km/s. Dagegen wären es nur 6 km/s zu Mars.  Hier kann man  schnellere Bahnen erreichen z.b. mit einem höheren Aphel und bei Mars wieder die Überschussgeschwindigkeit abbauen. Zudem kommt man dann erst in die großen Leistungen: Mega-Rosi soll auf 300 kW ausbaubar sein, in meinem Beispiel hat die beste Kombination nur 54 KW Leistung.

Ein zweiter Aspekt ist die Möglichkeit die relativ teuren RTG durch Solarzellen zu ersetzen. Dazu kann man für jeden Planeten eine Äquivalentleistung berechnen. Da die Leistung quadratisch zum Abstand abnimmt bringen Solarzellen bei Jupiter (5,2-facher abstand der Erde von der sonne nur noch 1/27 der Leistung wie in Erdnähe und bei Saturn ist es schon 1/91. Der neueste RTG, der MMRTG hat eine Leistung von 125 Watt bei 43 kg Gewicht, das sind 2,9 Watt/kg. Er ist damit den älteren GPHS-RTG unterlegen die 5 W/kg erreichten. Solarzellen mit einer Leistungsdichte von 80 W/kg haben dieselbe Leistung bei Jupiter und Solarzellen mit 265 W/kg bei Saturn. Den Wert für Jupiter erreicht man heute schon. Juno ist die erste Jupitersonde die nur Solarpanels einsetzt, sie haben aber wegen einer zusätzlichen Schutzschicht um die Strahlenschädigung zu verringern eine geringe Leistung von 53 W/kg (bei der Erde).

Den Wert bei Saturn erreicht man heute noch nicht. Trotzdem sollte man auch mit Solarpaneelen zu Saturn kommen können. Man muss nur den Ionenantrieb mit seinen großen Solarpaneelen nicht als eigenständige Einheit sehen sondern als Bestandteil der Sonde. Dann würden die 360 kg Paneele bei 150 W/kg bei Saturn immer noch 593 Watt produzieren, in etwa die Strommenge die Galileo zur Verfügung hatte, etwas weniger als Cassini hat. Dabei handelt es sich hier um eine kleine Sonde, für eine Saturnmission wird man wegen der Treibstoffvorräte für Orbitmanöver eine größere Sonde einsetzen. Die Kostenersparnis, ein GHS kostet 90 Millionen Dollar, die Fertigung des ersten MMRTG 27 Millionen, dazu kommen noch die Kosten für das Plutonium in Höhe von mindestens 6,7 Millionen Dollar pro Kilogramm (1 kg liefert etwa 35 Watt nutzbare Leistung). So verwundert es nicht, dass der erste MMRTG zusammen mit Entwicklungskosten 198 Millionen Dollar teuer war. Berücksichtigt man noch die Einsparungen bei den Startkosten - hier könnte eine Vega rund 1000 kg zu Jupiter schicken, dafür brächte man sonst eine Atlas - müssten sich eigentlich Ionentriebwerke und Solarzellen finanziell lohnen. Das umdenken hat begonnen, inzwischen wird für Europa-Clipper eine solare Stromversorgung vorgeschlagen.

Mit der Vega zum Jupiter

Ein kleines Nebenprodukt der gestrigen Simulation möchte ich euch nicht vorenthalten, denn es wäre möglich mit der Vega doch tatsächlich eine art "Galileo-2" zu Jupiter zu entsenden. Ich bemerkte dies als ich am Schluss noch einige Bahnen ins äußere Sonnensystem ausrechnete. Wie immer will ich es im Blog fertig entwickeln.

Das erste ist das es schon knapp ist. Galileo wog über 2 t und die Vega hat eine maximale Nutzlast von etwa 2,4 t für einen nicht ganz niedrigen Erdorbit. Doch dazu später mehr. Um die Nutzlast zu maximieren habe ich folgende Eckpunkte angenommen:

Abbildung 1Solare Stromversorgung mit dem besten was heute verfügbar ist: Ultra-Flex Arrays mit einer Anfangsleistung von 20 kW, das entspricht zwei Arrays mit etwa 6 m Durchmesser. Bei einer Leistungsdichte von 150 W/kg wiegen diese 134 kg. Die Leistung ist so gewählt das sie bei Jupiter auf 739 W abfällt. Das liegt etwas über der Galileo zur Verfügung stehenden Leistung, doch es gibt auch Verluste während der Reise und im Strahlungsgürtel verlieren diese dann auch an Leistung. So kann man die RTG von Galileo einsparen und damit auch Gewicht.

Triebwerk mit dem höchsten heute zur Verfügung stehenden Impuls: RIT-2X mit einem spezifischen Impuls von 4300 s = 42183 m/s.

Zuerst müssen wir erst mal die Erde verlassen. Beginnend aus einer 400 km hohen äquatorialen Kreisbahn dauert dies 317 Tage, davon reine Betriebsdauer 274 Tage, der Rest sind die Zeiten im Erdschatten. Das Sondengewicht ist von 2400 auf 2034,9 kg gesunken (entsprechend einem DV von 6961 m/s, bei einem klassischen Hohmanntransfer wären es 3189 m/s). Erreicht wird bei verlassen der Einflußsphäre der Erde in 700.000 km Entfernung eine Ellipse von 488.183 x 2.189.692 km. Die Überschussgeschwindigkeit mit der man eine Sonnenumlaufbahn erreicht beträgt dann 161 m/s,

Bei einer mittleren Sonnenentfernung von 149,6 Millionen km entspricht dies einer solaren Startgeschwindigkeit von 29950 m/s und einer Umlaufbahn von 149,6 x 152,88 Mill km. Es dauert nun sehr lange das Aphel auf die Höhe von Jupiter anzuheben, obwohl die Geschwindigkeitsänderung nicht viel größer als beim Verlassen der Erde ist. Die Abbildung 2 zeigt warum: durch das Hochspiralen sinkt die Leistung quadratisch ab und man braucht zweieinhalb Umläufe bis man die nötige Geschwindigkeit erreicht hat, dann kommt noch eine Freiflugphase von einem drei Viertel Umlauf hinzu. Die letzte Umlaufbahn hat eine Umlaufdauer von über 8 Jahren, ein Dreiviertel Umlauf dauert also über 6 Jahre. Dieses Szenario hat eine Gesamtreisedauer von 14 Jahren 189 Tagen, davon 8 Jahren 290 Tagen Betriebszeit. Erreicht wird eine Bahn von 498,29 x 778,35 Mill km und die Sonde wiegt noch 1433,4 kg beim Ende.

Man kann noch andere Szenarien untersuchen. So kann man z.B. das Ionentriebwerk nur betrieben wenn die Distanz steigt. So senkt man nicht das Aphel kurzzeitig ab. Obwohl nun drei Umläufe nötig sind ist die Freiflugphase kürzer und das Aphel geht bei den ersten beiden Umläufen nicht so strak ins All hinaus, sodass die Gesamtreisedauer mit 14 Jahren 167 Tagen etwas kleiner ist. Hier wird eine Bahn von 385,47 x 778,35 Mill. km erreicht. die Sonde wiegt am Schluss noch 1467,9 kg. Die etwas höhere Masse ist allerdings der einzige Vorteil des Szenarios.

Wenn man die solare Überschussgeschwindigkeit am Start von 161 m/s von der Erdgeschwindigkeit abzieht kommt man auf eine Startbahn die zwar energetisch ungünstiger ist, da das Perihel und Aphel sonnennäher sind, aber durch die Sonnennähe auch eine etwas geringere Betriebszeit offeriert. Auch dies habe ich durchgerechnet. Durch eine noch längere Freiflugphase kommt man aber auf eine längere Reisedauer von 14 Jahren 251 Tagen bei einer kleineren Sondenmasse von 1423,4 kg. Auch dieses Szenario ist daher unaktrativ.

Daher scheint die erste Bahn die optimale zu sein. Um Gewicht zu sparen würde man nun zumindest die Xenon-Druckgastanks abwerfen. Typisch wiegen die ein Fünftel ihres Inhalts, bei rund 1000 kg verbrauchtem Gas also 200 kg. Die Sonde wiegt dann noch 1233 kg, davon entfallen rund 200 kg auf die Solarzellen und Subsysteme. Das ist wesentlich weniger als Galileo, die ohne Atmosphärensonde 1884 kg beim Start wog. Doch der Vergleich trügt:

Abbildung 2Galileo hatte zahlreiche Kurskorrekturen im Sonnensystem durchzuführen um die Zielabstände der Swingbys einzuhalten und musste ein Ausweichmanöver nach Abtrennung der Kapsel durchführen. Zieht man den benötigten Treibstoff von 361 kg vom dV-Budget von 1600 m/s ab so beträgt das dV-Korrekturvermögen nur noch 1374 m/s.

Galileo erreichte Jupiter auf einer Bahn mit einem Perihel in Erdnähe, diese Sonde hat schon das Perihel auf 495 Mill. km angehoben. Galileos erster Orbit hatte die Bahnparameter 185.000 x 19,34 Mill km. Unsere Sonde nähert sich nur mit 1544 m/s anstatt rund 5 km/s aus dem Unendlichen. Die Zündung des Triebwerks fand in 213.000 km Entfernung statt. In dieser Distanz braucht man nur noch um 257 m/s abbremsen, Galileo musste noch 643 m/s vernichten. Auch das spart Treibstoff und reduziert das dV-Vermögen der Vega Variante auf 988 m/s. Zusammen mit einem heute verfügbaren höheren spezifischen Impuls von 3150 m/s beim Antrieb (Galileo: 2972 m/s) braucht man so nur noch 386 kg Treibstoff, bei Galileo waren es noch 925 kg. Das reduziert die Äquivalentmasse wenn man den ersten Orbit erreicht hat, auf 1047 kg. Galileo wog dann noch 1186 kg, war also noch etwas schwerer. Allerdings wiegt das Antriebssystem auch viel, bei Galileo 1150 kg. Mit weniger Treibstoff wird es leichter, sodass, der neue Orbiter ohne Antriebssystem mit 965 kg (Vega-Lösung) zu 734 kg (Galileo ohne Antriebssystem) günstiger da steht.

Allerdings sind in diesem Gewicht auch die Solarzellen enthalten. Die wiegen mit 134 kg etwas mehr als zwei RTG die pro Stück 57 kg wiegen, zusammen also 114 kg. Trotzdem wäre eine solche Sonde insgesamt im Orbit schwerer also Galileo, hätte also noch Gewicht für Verbesserungen, z.B. eine schwerere, nicht entfaltbare, Hauptantenne.

Das ist das interessanteste: Ionentriebwerke können die Nutzlast enorm steigern: Galileo startete mit einem Shuttle und zwei Oberstufen. Heute wäre er eine Nutzlast für die größeren Atlas Versionen. Die Vega hat nur ein Achtel der Nutzlast kann aber fast genauso viel zu Jupiter senden. Der Nachteil: die sehr lange Reisezeit. Addiert man die Zeit im Erdorbit hinzu, so sind es über 15 Jahre. Das lies mir keine ruhe und ich testete mal was mit etwas mehr Strom möglich ist und siehe da - nur ein Kilowatt mehr und die Reisezeit reduziert sich drastisch. Die Abbildung links zeigt warum: Die Freiflugphase ist viel kürzer. Die letzte Bahn bei 20 KW war eine 495 x 778 Mill. km Bahn mit einer Umlaufszeit von über 8 Jahren, davon wurden 3/4 durchlaufen. Das sorgte für die lange Reisedauer. Wenn man systematisch die Stromversorgung anhebt, sieht man sogar dass bei 21 kW es ein lokales Minimum gibt:

Abbildung 3

Stromversorgung Reine Betriebszeit Simulationszeit mit Freiflugphase Gewicht Zielbahn Perihel
19.000,0 8 J 195 d 13 J 154 d 1.432,6 495,6
20.000,0 8 J 290 d 14 J 189 d 1.433,1 498,3
21.000,0 4 J 255 d 6 J 250 d 1.468,8 377,4
22.000,0 3 J 363 d 6 J 234 d 1.475,7 360,6
23.000,0 3 J 297 d 22 J 12 d 1.476,0 361,8
24.000,0 3 J 279 d 6 J 314 d 1.474,2 368,5
25.000,0 3 J 285 d 7 J 14 d 1.471,5 378,2
26.000,0 3 J 307 d 7 J 96 d 1.468,3 389,7
27.000,0 3 J 340 d 7 J 184 d 1.465,0 402,6
28.000,0 4 J 17 d 7 J 292 d 1.461,8 416,4
29.000,0 4 J 68 d 8 J 49 d 1.458,8 430,6
30.000,0 4 J 126 d 8 J 194 d 1.456,3 444,6
31.000,0 4 J 192 d 8 J 348 d 1.454,4 457,8
32.000,0 4 J 263 d 9 J 165 d 1.453,5 468,8
33.000,0 4 J 335 d 9 J 364 d 1.454,1 475,6
34.000,0 5 J 36 d 10 J 215 d 1.457,1 474,6
35.000,0 5 J 59 d 11 J 70 d 1.465,1 456,3
Genauere Analysen zeigen, das bei 21,7 KW die kürzeste Reisedauer vorliegt. Der Preis ist eine niedrigeres Perihel (in 362,3 Mill. km Entfernung). Nimmt man noch den Betrieb nahe der Erde hinzu kommt man auf folgende Werte

  20 KW Leistung 21,7 kW Leistung
Betrieb im Erdorbit Dauer 317 Tage 293 Tage
Gewicht 2034,6 kg 2034,6 kg
Geschwindigkeitsüberschuss 161 m/s 152 m/s
Betrieb bis Jupiter 14 J 189 Tage 6 Jahre 227 Tage
Endbahn 495 x 778,36 kg 362,44 x 778,36
Gewicht am Ende der Transferbahn 1433,4 kg 1475,1 kg
Bei Jupiter abzubremsende Geschwindigkeit: 258 m/s 334 m/s
Restgewicht Orbiter ohne Solarzellen, ohne Treibstoffe 831 kg 702 kg
Gesamtdauer 15 Jahre 151 Tage 7 Jahre 155 Tage

In der Summe ist es vom Gewicht im Jupiterorbit etwas ungünstiger, weil man mehr Treibstoff bei Jupiter braucht, und die Solarzellen weitere 12 kg Gewicht addieren, dafür kommt man viel schneller zu Jupiter.

Vom energetischen Standpunkt aus ist es dagegen eine Katastrophe. Der chemische Antrieb hat ja viele Nachteile, aber er kann super den Energieerhaltungssatz ausnutzen und daraus Gewinn ziehen. Eine Raumsonde mit chemischen Antrieb bräuchte rund 14.150 m/s relativ zur Erdoberfläche zu Jupiter bezogen auf die Startumlaufbahn sind das 6450 m/s mehr, dazu kommen dann noch die 643 m/s um in die Umlaufbahn einzubremsen, zusammen also 7.093 m/s relativ zur Startumlaufbahn. Der verbrauchte Ionentreibstoff entspricht bei der 20 KW Lösung als der ungünstigeren von beiden einer Geschwindigkeitsänderung um 21.724 m/s, dazu kommen noch 257 m/s chemisch bei Jupiter hinzu, zusammen also 21.981 m/s, also die dreifache Geschwindigkeitsänderung. Ein Teil steckt in dem hohen Aphel, das bei einer Jupiterumlaufbahn aber nicht viel nützt, anders sähe es bei Asteroidenmissionen aus, da ist die Differenz dann erheblich kleiner.

30.5.2016: Noch ne Rakete

Wie heißt es so schön beim Asterix: Die spinnen die Römer. Tauscht man das Wort Römer gegen Amerikaner aus so bildet das meine Meinung zu den Amis ab. Nachdem Lockheed Martin nun die Vulkan entwickelt will auch ATK eine neue Rakete entwickeln. Die Daten sind relativ spärlich, aber es gibt einige:

Das ist also eine reine Feststoffrakete mit einer kryogenen Oberstufe, so ein bisschen wie das frühere Ariane 6 Konzept, nur das man bei Ariane 6 mehrere Booster kombiniert und hier Segmente ohne die Düse. So sollte auch ein Castor 1200 aus vier Segmenten entstehen können. Bei den Castor kann man davon ausgehen das die Zahl die Treibstoffzuladung in Pfund ist. Ein Castor 300 hat also 136 t Treibstoff, in etwa so groß wie ein Booster der Ariane 6.

Die GEM-63 wiegen etwa 50 t. Sie werden auch bei der Vulcain eingesetzt. So hätte man eine erste Stufe von etwa 300 t Masse, eine zweite mit 150 t Masse und bis zu 6 Booster die weitere 300 t addieren. Die Oberstufe ist verhältnismäßig groß. Das erkennt man am Durchmesser von 5,25 m und dem schubstarken Triebwerk, 5-mal schubstärker als ein RL10B. Bei der ACES der Vulkan die auch 5 m Durchmesser hat und in dieser Schubklasse liegt  geht man von 74 t Startmasse aus. So zwischen 60 und 70 t wird auch diese Stufe wiegen. So finde ich die Nutzlast von nur 5,5 t in GTO recht mickrig für eine Rakete mit einem Startgewicht von bis zu 800 t. Ariane 6 sollte 10 t bei gleicher Startmasse befördern. Eventuell gilt das auch nur für die Grundversion die 300 t leichter ist. Vor allem ist die Oberstufe für diese Nutzlast eine Nummer zu groß. Da dürfte alleine die Leermasse so hoch die die GTO-Nutzlast sein. Eine Oberstufe von etwa 25 t Masse wäre angemessen.

ATK hat einen Auftrag von der Air Force für leichtgewichtige Castor-Gehäuse die in den Castor 300/600/1200 zum Einsatz kommen, dazu kommt einer für Blue Origin für das BE-3 Triebwerk. Diese sind noch gering dotiert und reichen selbst mit Optionen nicht für die Entwicklung der ganzen Rakete aus. Trotzdem will ATK sie selbst entwickeln, auch wenn es keine weiteren Gelder gibt, wie man auch die Antares selbst entwickelt hat. (Anders als Lockheed Martin die Vulkan wo man fest mit USAF Geldern rechnet).

Daneben ist ATK auch beim Stratolaunch Projekt beteiligt, von dem man aber in den letzten Jahren nichts gehört hat.

Mein Kommentar: überflüssig. Selbst wenn die USA weiter die Politik verfolgen immer zwei Träger für ihre schweren Nutzlasten verfügbar zu haben, obwohl eine Startrate von maximal einem Dutzend Start pro Jahr auch von einem Träger bewältigt werden kann, dann brauchen sie keine drei Träger. Falcon 9, Vulkan/Atlas V und die neue Rakete von ATK liegen aber im selben Nutzlastsegment von etwa 5,5 t GTO. Was die USA brauchen ist ein kleinerer Träger für Forschungsmissionen, GPS-Satelliten (die einzeln gestartet werden - einer wiegt aber nur 2 t) und kleine Raumsonden. Inzwischen startet die NASA die Marssonden schon von Vandenberg aus - energetischer Unsinn, aber die kleinste Atlas hat mehr las genug Überschusspower und das entlastet das Cape. Ich würde bei ATK also dafür sorgen die bisherige Antares im Preis zu senken, sodass sie etwa gleich teuer wie eine Flacon 9 wird. Dann wäre sie eine Alternative zu dieser, wenn die Nutzlast eh nicht die ganze Falcon 9 Nutzlast ausnutzt und ATK ist nicht so überlaufen wie SpaceX die erst mal alle gebuchten Starts durchführen müssen. Viele neue Startverträge hat die Firma ja dieses Jahr nicht vermeldet.

31-5-2016: Mit der Sojus zum Saturn

So, nachdem ich im letzten Beitrag erörtert habe ob man mit der Vega eine mit dem Galiloeorbiter vergleichbare Sonde starten kann legen wir heute noch eine Schippe drauf. Kann man mit einer Sojus (Alternative: Antares) eine mit Cassini vergleichbare Sonde starten?

Nun ohne Simulation könnte man schon sagen - ja denn viel höher als zu Jupiter ist die Geschwindigkeit zu Saturn nicht. Aber ich habe eine Kritik aufgenommen und will es in der gleichen Zeit wie Cassini schaffen. Cassini brauchte 6 Jahre 9 Monate zu Saturn. Das geht nicht mit einer klassischen Hohmannbahn, die schon 6 Jahre erfordert. Trotzdem habe ich mal für den solaren Teil mit Freiflugphase eine Tabelle angestellt. Sie basiert auf einer Masse von 7200 kg in der Sonnenumlaufbahn. Diese basiert auf eine Skalierung der 2030 kg die bei der Nutzlast der Vega von 2.400 kg noch übrig blieben und einer Startmasse von 8500 kg die eine Sojus in eine höhere Umlaufbahn von Kourou aus transportiert. 9000 kg werden für eine niedrige Umlaufbahn als Nutzlast genannt.

Abbildung 1

Stromversorgung Reine Betriebszeit Simulationszeit mit Freiflugphase Gewicht Zielbahn Perihel
80.000,0 15 J 235 d 15 J 235 d 4.709,5 789,7
81.000,0 15 J 356 d 15 J 356 d 4.710,9 791,3
82.000,0 16 J 99 d 16 J 99 d 4.714,2 788,8
83.000,0 16 J 175 d 16 J 175 d 4.720,0 779,9
84.000,0 16 J 170 d 16 J 170 d 4.730,3 760,2
85.000,0 15 J 164 d 15 J 164 d 4.754,9 707,4
86.000,0 7 J 292 d 12 J 7 d 4.851,4 518,8
87.000,0 6 J 305 d 11 J 324 d 4.869,1 494,3
88.000,0 6 J 125 d 11 J 303 d 4.879,2 482,0
89.000,0 6 J 12 d 11 J 293 d 4.885,8 474,8
90.000,0 5 J 300 d 11 J 300 d 4.890,2 470,6
91.000,0 5 J 245 d 11 J 309 d 4.893,2 468,3
92.000,0 5 J 206 d 11 J 322 d 4.895,1 467,4
93.000,0 5 J 178 d 11 J 326 d 4.896,1 467,5
94.000,0 5 J 157 d 11 J 350 d 4.896,5 468,5
95.000,0 5 J 144 d 11 J 363 d 4.896,3 470,1
96.000,0 5 J 136 d 12 J 21 d 4.895,7 472,3
97.000,0 5 J 132 d 12 J 71 d 4.894,7 474,9
98.000,0 5 J 131 d 12 J 79 d 4.893,5 478,0
99.000,0 5 J 134 d 12 J 120 d 4.892,0 481,4
100.000,0 5 J 140 d 12 J 143 d 4.890,2 485,2
101.000,0 5 J 149 d 12 J 196 d 4.888,4 489,3
102.000,0 5 J 160 d 12 J 215 d 4.886,3 493,7
103.000,0 5 J 172 d 12 J 278 d 4.884,2 498,4
104.000,0 5 J 187 d 12 J 304 d 4.881,9 503,3
105.000,0 5 J 204 d 12 J 340 d 4.879,6 508,4
106.000,0 5 J 223 d 13 J 14 d 4.877,2 513,8
107.000,0 5 J 244 d 13 J 61 d 4.874,8 519,3
108.000,0 5 J 266 d 13 J 104 d 4.872,3 525,1
109.000,0 5 J 290 d 13 J 158 d 4.869,8 531,1
110.000,0 5 J 315 d 13 J 217 d 4.867,4 537,2
111.000,0 5 J 343 d 13 J 282 d 4.865,0 543,5
112.000,0 6 J 7 d 13 J 321 d 4.862,5 550,0
113.000,0 6 J 37 d 14 J 32 d 4.860,2 556,7
114.000,0 6 J 70 d 14 J 94 d 4.857,9 563,5
115.000,0 6 J 104 d 14 J 152 d 4.855,6 570,5
116.000,0 6 J 139 d 14 J 217 d 4.853,5 577,6
117.000,0 6 J 177 d 14 J 302 d 4.851,4 584,8
118.000,0 6 J 217 d 14 J 364 d 4.849,4 592,1
119.000,0 6 J 258 d 15 J 84 d 4.847,6 599,6
120.000,0 6 J 301 d 15 J 156 d 4.845,8 607,1
121.000,0 6 J 346 d 15 J 267 d 4.844,3 614,7
122.000,0 7 J 29 d 15 J 337 d 4.842,8 622,3
123.000,0 7 J 78 d 7 J 78 d 4.841,5 630,0
124.000,0 7 J 130 d 7 J 130 d 4.840,4 637,6
125.000,0 7 J 184 d 7 J 184 d 4.839,6 645,2
126.000,0 7 J 240 d 7 J 240 d 4.838,9 652,8
127.000,0 7 J 299 d 7 J 299 d 4.838,5 660,2
128.000,0 7 J 361 d 7 J 361 d 4.838,3 667,5
129.000,0 8 J 59 d 8 J 59 d 4.838,5 674,5
130.000,0 8 J 126 d 8 J 126 d 4.839,0 681,2
131.000,0 8 J 195 d 8 J 195 d 4.839,9 687,6
132.000,0 8 J 266 d 8 J 266 d 4.841,1 693,4
133.000,0 8 J 341 d 8 J 341 d 4.842,9 698,7
134.000,0 9 J 52 d 9 J 52 d 4.845,1 703,3
135.000,0 9 J 132 d 9 J 132 d 4.848,0 706,9
136.000,0 9 J 213 d 9 J 213 d 4.851,5 709,5
137.000,0 9 J 295 d 9 J 295 d 4.855,8 710,7
138.000,0 10 J 14 d 10 J 14 d 4.861,1 710,3
139.000,0 10 J 97 d 10 J 97 d 4.867,5 707,8
140.000,0 10 J 177 d 10 J 177 d 4.875,2 702,7
141.000,0 10 J 250 d 10 J 250 d 4.884,8 694,2
142.000,0 10 J 311 d 10 J 311 d 4.896,8 681,1
143.000,0 10 J 343 d 10 J 343 d 4.912,6 661,1
144.000,0 10 J 312 d 10 J 312 d 4.935,0 629,0
145.000,0 10 J 30 d 10 J 30 d 4.978,1 561,1
146.000,0 4 J 147 d 7 J 150 d 5.151,6 326,8
147.000,0 3 J 167 d 7 J 88 d 5.192,0 294,3
148.000,0 2 J 338 d 7 J 37 d 5.219,4 275,9
149.000,0 2 J 206 d 7 J 7 d 5.241,2 263,1
150.000,0 2 J 108 d 6 J 358 d 5.259,6 253,4
151.000,0 2 J 32 d 6 J 329 d 5.275,5 245,6
152.000,0 1 J 335 d 6 J 308 d 5.289,7 239,1
153.000,0 1 J 283 d 6 J 293 d 5.302,5 233,6
154.000,0 1 J 240 d 6 J 279 d 5.314,2 228,9
155.000,0 1 J 203 d 6 J 269 d 5.325,0 224,7
156.000,0 1 J 170 d 6 J 260 d 5.334,9 221,0
157.000,0 1 J 142 d 6 J 244 d 5.344,2 217,7
158.000,0 1 J 117 d 6 J 258 d 5.353,0 214,7
159.000,0 1 J 94 d 6 J 228 d 5.361,1 212,0
160.000,0 1 J 74 d 6 J 216 d 5.368,8 209,5
161.000,0 1 J 56 d 6 J 210 d 5.376,1 207,2
162.000,0 1 J 40 d 6 J 204 d 5.383,1 205,1
163.000,0 1 J 25 d 6 J 208 d 5.389,7 203,2
164.000,0 1 J 11 d 6 J 189 d 5.395,9 201,4
165.000,0 363 d 6 J 205 d 5.401,9 199,7
166.000,0 351 d 6 J 179 d 5.407,6 198,1
167.000,0 340 d 6 J 204 d 5.413,1 196,6
168.000,0 330 d 6 J 190 d 5.418,4 195,2
169.000,0 321 d 6 J 158 d 5.423,3 193,9
170.000,0 312 d 6 J 169 d 5.428,2 192,6
171.000,0 304 d 6 J 175 d 5.432,9 191,5
172.000,0 296 d 6 J 146 d 5.437,3 190,4
173.000,0 289 d 6 J 170 d 5.441,7 189,3
174.000,0 282 d 6 J 154 d 5.445,9 188,3
175.000,0 276 d 6 J 174 d 5.449,9 187,3
176.000,0 270 d 6 J 140 d 5.453,8 186,4
177.000,0 264 d 6 J 154 d 5.457,6 185,5
178.000,0 258 d 6 J 144 d 5.461,2 184,7
179.000,0 253 d 6 J 151 d 5.464,7 183,9
180.000,0 248 d 6 J 113 d 5.468,0 183,1
181.000,0 243 d 6 J 164 d 5.471,5 182,4
182.000,0 239 d 6 J 125 d 5.474,6 181,7
183.000,0 234 d 6 J 121 d 5.477,7 181,0
184.000,0 230 d 6 J 132 d 5.480,8 180,4
185.000,0 226 d 6 J 99 d 5.483,6 179,7
186.000,0 222 d 6 J 107 d 5.486,5 179,1
187.000,0 219 d 6 J 111 d 5.489,3 178,5
188.000,0 215 d 6 J 102 d 5.492,0 178,0
189.000,0 212 d 6 J 130 d 5.494,8 177,4
190.000,0 209 d 6 J 129 d 5.497,3 176,9
191.000,0 206 d 6 J 91 d 5.499,7 176,4
192.000,0 203 d 6 J 80 d 5.502,1 175,9
193.000,0 200 d 6 J 80 d 5.504,5 175,5
194.000,0 197 d 6 J 90 d 5.506,8 175,0
195.000,0 194 d 6 J 119 d 5.509,2 174,5
196.000,0 191 d 6 J 81 d 5.511,3 174,1
197.000,0 189 d 6 J 118 d 5.513,6 173,7
198.000,0 186 d 6 J 78 d 5.515,5 173,3
199.000,0 184 d 6 J 104 d 5.517,7 172,9
200.000,0 182 d 6 J 61 d 5.519,5 172,5

Abbildung 2: 143 kWMan sieht, dass etwa ab 175 kW Leistung man eine Reisezeit von 6 Jahren 100 Tagen hat, dazu käme noch die Zeit im Erdorbit. Ich habe mal die 185 kW Lösung genommen und auch den Erdorbit durchgerechnet und komme dann auf folgende Tabelle:

  Cassini Sonde ohne Solarzellen Sonde mit Solarzellen
Startmasse [Erdorbit] 21.600 kg (Titan 4B LEO) 8.500 kg  
Masse Sonnenorbit 5712 kg 7174,7 kg  
Masse bei Saturn 4641 kg 3640 kg 4232 kg
Betriebszeit im Erdorbit 0 105 Tage  
Betriebszeit im Sonnenorbit 6 Jahre 261 Tage h Jahre 103 Tage  
Abbremsung bei Saturn 636 m/s 538 m/s 538 Tage
Masse nach Abbremsung 3307 kg 2704 kg 3.144 kg
ohne Antriebssystem und Stromversorgung, Aber Missionsresttreibstoff 2602 kg 2278 kg 2252 kg

Cassini näherte sich Saturn mit 5877 m/s. Die Sonde mit etwas geringerer Geschwindigkeit von 5089 m/s. Das führt zu einem geringeren Geschwindigkeitsbedarf bei der Einbremsung in den ersten Saturnorbit. Der Resttreibstoff für Orbitanhebungen und Manöver soll dagegen gleich bleiben.. Die Solarzellen können als Stromversorgung fungieren - selbst bei 1/100 der Einstrahlung auf der Erde liefern sie viel mehr Strom als Cassini braucht, doch das erkauft man sich mit viel Mehrgewicht. Ich habe daher angenommen, das man 52 KW abtrennen kann, die restlichen 133 kW haben dann bei Saturn die gleiche Leistung wie die RTG, wiegen dort aber 592 kg anstatt 172 kg bei Cassini. Als zweiten Vergleich habe ich die Sonde ohne Solarpanels, aber mit RTG angegeben. Abgeworfen werden nur die Druckgastanks des Ionentriebwerks. Es wäre noch eine Restmasse abzuziehen für die Ionentriebwerke und ihre Subsysteme. Dies wird sicher weitere 100 kg ausmachen. Man kann also eine Sonde mit etwas geringerem Gewicht als Cassini zum Saturn bringen, in der gleichen Zeit mit einer nur halb so großen und fünfmal billigeren Trägerrakete (die Titan 4B war enorm teuer). Zieht man die 350 kg von Huygens von der Cassinimasse ab so sind beide Lösungen sogar ebenbürtig. Für Vergleiche muss man berücksichtigen, dass Cassini auch noch Treibstoff vor Einschwenken in den Saturn Orbit verbrauchte (dies fällt weg), er das Antriebssystem so schwerer macht und es heute etwas leistungsfähigere Triebwerke mit einem spezifischen Impuls von 325 s gibt, Cassini hatte noch einen von 536 kg. Daher habe ich die Trockenmasse des Antriebssystem hier einmal herausgerechnet.

Nun noch zu einer zweiten Lösung. Da der Einwand kam, dass die Mission auch teurer wird, je länger sie dauert habe ich die 185 KW Lösung nochmals durchgerechnet und dabei als Zielvorgabe dieselbe Annäherungsgeschwindigkeit wie Cassini vorgegeben. Dazu muss das Aphel auf 2105 Millionen km Höhe angehoben werden. Die Sonde durchläuft dann die Bahn bis Saturn schneller.  Die Sonde ist dann in 3 Jahren 304 Tagen bei Saturn, zusammen mit dem Aufenthalt im Erdorbit also nach 4 Jahren 44 Tagen, erheblich schneller als Cassini. Dort kommen (ohne Solarzellen) 3701 kg ab, das entspricht, wenn man den etwas höheren spezifischen Impuls und das kleinere Antriebssystem berücksichtigt (Cassini verbrauchte rund 1 t Treibstoff bevor sie Saturn erreichte) einer Äquivalentmasse von 1463 kg für den Orbiter ohne Antriebssystem vs. 1644 kg bei Cassini. Bei Cassini kommt aber noch die 335 kg schwere Huygenssonde hinzu, sodass Cassini rund 500 kg mehr wog.

Abbildung 3: 12 kWSoweit so gut. Doch bei Ionentriebwerken kann man viel optimieren. Wenn man die Leistung absenkt, dann reduziert sich die Freiflugphase. Idealerweise arbeitet das Triebwerk vom Start bis zur Ankunft. So steigt auch das Perihel an und die Ankunftsgeschwindigkeit steigt an. Reduziert man die Leistung auf 147 KW so ist die Sonde nach 6 Jahren 33 Tagen bei Saturn, mit einer Relativgeschwindigkeit von 3000 m/s. das spart Treibstoff. So erhält man die letzte, optimiereste Version:

Startmasse: 8500 kg
Masse nach Verlassen der Einflußsphäre der Erde 7191 kg
Betriebsdauer 151 Tage
Geschwindigkeit: 1071 m/s (320 m/s über Kreisbahngeschwindigkeit)
Masse bei Saturnankunft: 5.102 kg
Dauer im Sonnenorbit 6 Jahre 45 Tage
Gesamtreisedauer: 6 Jahre 196 Tage
Ankunftsgeschwindigkeit: 3050 m/s
Abzubremsendes dV 279 m/s
Sonde ohne Ionentriebwerkssysteme 3300 kg
Sonde im Saturnorbit 3020 kg
Cassini als Vergleich: 3307 kg mit, 2989 kg ohne Huygens
Cassini, massenkorrigiert mit äquivalentem Antriebsssystem 2984 kg mit, 2666 kg ohne Huygens

Das "äquivalente Antriebssystem" berücksichtigt das Cassini beim Start 3.150 kg Treibstoff an Bord hatte. Davon hatte die Sonde schon 1.100 kg verbraucht bevor sie Saturn erreichte. Zudem braucht man für 643 m/s Änderung mehr Treibstoff als für die 278 M/s. Berücksichtigt man beide Faktoren so kann man die Trockenmasse des Antriebssystems von 536 kg um 323 kg auf 203 kg reduzieren. Eine so "massenkorrigierte" Cassini ist leichter als die modellierte Sonde, das bedeutet in Wirklichkeit könnte diese mehr Instrumente transportieren als Cassini. Die beiden Abbildungen zeigen aber wie empfindlich die Simulationen sind. Die erste Abbildung zeigt die Bahn mit 147 kW Leistung. Nur 4 KW weniger und man kommt zur zweiten Abbildung. Auch hier erreicht man  Saturn - aber erst nach 17 Jahren 33 Tagen. Reduziert man die Leistung weiter, so wird man wieder schneller - das Aphel der ersten Bahn sinkt ab und damit die Umlaufdauer. Mit 120 kW Leistung ist man z.B. in unter 12 Jahren bei Saturn. Abbildung 3 zeigt was passieren würde, wenn man nur 12 KW Leistung hätte also in etwa die eines Kommunikationssatelliten derselben Masse. Auch hier erreicht man Saturn - nach 315 Jahren im Sonnenorbit .... Dies kann man auch erkennen wenn man die Tabelle studiert. Auch diese ist nicht linear. Es gibt z.B. zwei deutliche Sprünge bei 123 und 147 kW Leistung wo die Zeitdauer bei 1 kW mehr um Jahre sinkt.

Nun was ist die Essenz des Ganzen? Sicher wird man Cassini nicht nochmal starten. Doch es ist ein guter Vergleich. Cassini brauchte eine Titan 4B mit Startkosten von 450 Millionen Dollar. Diese Sonde kommt mit einer Sojus 2-1B aus mit Startkosten von 70 Millionen Euro. Bei gleicher Missionsdauer dürfte als die "Ionenantriebsstufe" 320 Millionen Dollar kosten um kostenäquivalent zu sein. Mehr noch: Man ist nicht abhängig von einem Startfenster Jupiter-Saturn das es nur alle 19-20 Jahre gibt. Das vorletzte nutzte Voyager, das letzte Cassini und das nächste ist im Januar 2018, doch kein Start geplant. Swing-Bys im nahen Sonnensystem können zwar die Geschwindigkeit erbringen um Jupiter zu erreichen, doch wenn man ohne Jupiter zu Saturn kommen will so braucht man viel Zeit, weil dann das letzte Sing-By weit hinaus führt. Bei typisch 3 km/s die man pro Swing-By gewinnt würde die letzte Bahn vor einem Erdvorbeiflug in etwa 500 Millionen km Entfernung führen - das ist eine Bahn mit einer Umlaufssauer von über 3 Jahren. Dann ist man nicht 6-7 Jahre sondern 10 Jahre bis Saturn unterwegs.

Alternativ hat man die Möglichkeit mit einer leistungsstärkeren Rakete - nehmen wir mal die Falcon 9 oder Atlas V eine fast doppelt so schwere Sonde bei Saturn abliefern. Diese hätte mehr Möglichkeiten, z.B. einen Titan-Lander mitzuführen, oder in eine Umlaufbahn um Titan oder Enceladus einzuschwenken. Zu Titan kommt man auch ohne große Treibstoffvorräte, wenn man genügend Zeit hat, man muss nur Titan immer wieder passieren und er dabei die Umlaufbahn absenken. Das Problem bei dieser Vorgehensweise ist, dass man sehr viele Vorbeiflüge braucht. Zu Enceladus kommt man so nicht. Titan ist der einzige Mond im Saturnsystem mit genügend Masse für Swing-Bys wenn man eine Bahn mit einem saturnfernsten Punkt unterhalb von Titan erreicht hat, nutzt er nichts mehr zum Abbremsen. Dann muss man aber noch eine Überschussgeschwindigkeit von über 4,6 km/s abbauen.


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