Home Site Map Sonstige Aufsätze Weblog und Gequassel counter

Web Log Teil 501: 30.5.2017 - 21.6.2017

30.5.2017: Eine neue Verwendung von Sonnensegeln

Lange Zeit galten sie als Antriebe der Zukunft, inzwischen ist es doch recht still geworden um Sonnensegel. Sie funktionieren in der Tat wie Segel, nur das sie den Strahlungsdruck des Lichtes nutzen: Jedes Lichtteilchen hat eine bestimmte Energie, die von seiner Wellenlänge abhängt. Nach Einsteins E=mc² kann man dann die dazugehörige Masse berechnen, und da Lichtteilchen ebenfalls per Definition so schnell wie die Lichtgeschwindigkeit sind, den Impuls, den das Licht auf eine bestimmte Fläche ausübt.

Das grundlegende Problem ist, das der Strahlungsdruck des Lichts sehr klein ist – bei vollständiger Reflexion beträgt er knapp 9 N/km². In der Realität ist es weniger, da selbst verspiegelte Oberflächen nur etwa 90-95% des Lichts reflektieren und man für die Festlegung der Richtung das Segel auch so drehen muss das die Photonen im richtigen Winkel abgegeben werden. Realistisch wird man etwa die Hälfte nutzen können.

9 N sind nicht viel. Kleine Raketentriebwerke für Lageänderungen haben etwa 10 N Schub. Ionentriebwerke je nach Stromversorgung einen Schub von 0,01 bis 0,3 N. Ionentriebwerke sind auch die direkten Konkurrenten von Sonnensegeln. Beide nutzen die Energie der Sonne. Sonnensegel direkt, Ionentriebwerke, indem sie das Licht in Strom, umwandeln und den Strom nutzen, um ein Arbeitsmedium zu ionisieren. Und dieses als Antrieb zu nutzen. Das Sonnensegel trotz direkter Nutzung so schlecht abschneiden liegt daran, dass sie nur den Druck der Photonen nutzen, nicht aber die Energie, die in ihnen steckt – sonst würden sie sich stark aufheizen.

Ionentriebwerke brauchen eine Stromquelle mit hoher Leistung bei geringem Gewicht. Und hier gab es bei Solarzellen in den letzten Jahrzehnten enorme Fortschritte. Der Wirkungsgrad wurde von 10 auf fast 30% gesteigert, vor allem die Paneele durch Dünnschichtzellen und neue Materialen für das Panel selbst leichter. Zu Beginn der Raumfahrt lieferten Solarzellen die 1 kg wogen rund 10 W. Bis 1980 war man bei experimentellen Paneelen bei 40 W angekommen. Heute erreichen große Arrays mit festen Strukturen >80 W² und flexible Arrays ohne die Rückwand je nach Größe 106 – 170 W/kg. Damit kann man bei gegebenem Gewicht für Solarzellen mehr Leistung erzeugen, sprich mehr Schub und schnellere Reisezeit.

Dagegen hat man bei Solarzellen kaum Fortschritte gemacht. Sie bestehen aus einem Trägermaterial, das verspiegelt wird. Das konnte man im Laufe der Jahrzehnte zwar auch um den Faktor 2 leichter machen, aber vergleichen mit dem Faktor 10 ist dies eben deutlich schlechter. BepiColombo wird bald zu Merkur aufbrechen. Sie wird mit Ionentriebwerken von maximal 0,29 N Schub angetrieben. Um diesen Schub bei Merkur zu erreichen, müsste man bei 5 N/km² eine Fläche von rund 5.600 m² betreiben. Dabei sind in diesem Falle die Solarpaneele sogar im Vorteil: Die Solarpaneele kann man bei dieser Entfernung nicht voll ausnützen, da sie bei Merkur sonst überhitzen würden. Man hat sie teilweise mit Spiegeln belegt und dreht sie bis zu 76 Grad aus der direkten Sonnenrichtung. So reichen Bei BepiColombo 40 m² mit Paneelen aus.

Rein theoretisch könnte man Solarsegel noch leichter machen, wenn man nach dem Bedampfen das Trägermaterial wegätzt, sodass nur die dünne Aluminiumschicht zurückbleibt, doch wie man diese dann faltet und wieder entfaltet ist noch offen. Auch das Entfalten wirklich großer Segel kann man auf der Erde schon wegen des Plates den sie brauchen kaum testen.

Ein amerikanisches Start-Up hat nun aber Solarsegel wieder aufgegriffen. Jedoch nicht als Antrieb. Die Firma will vielmehr die große Fläche nutzen, um die Erde zu beleuchten. Die Rechnung ist relativ einfach: Ein heller Sonnentag hat rund 100.000 Lux Helligkeit. Für die Straßenbeleuchtung sind 1-10 Lux vorgeschrieben. Würde man mit einem Sonnensegel die Sonne auf die Erde reflektieren und über eine größere Fläche verteilen so reicht 1 m² aus, um 1 Hektar mit 10 Lux zu beleuchten. Das spart die Stromkosten für die Beleuchtung. In Deutschland gibt man für 4 Milliarden Kwh rund 1 Milliarde Euro pro Jahr aus. In Deutschland sind 8% der Fläche bebaut. Würde man diese 27.200 km² mit einem Sonnensegel beleuchten, so könnte sich ein System lohnen, wenn es über die Betreibsdauer dieselbe Summe kostet.

Die Firma SolarLux hat nun genügend Geld von Investoren gesammelt, um den ersten Erprobungsschritt zu gehen. Dabei wird das Sonnensegel als Piggi-Backnutzlast mit einem Kommunikationssatelliten gestartet. Die Nutzlast soll nicht mehr als 100 kg wiegen, davon entfallen nur die Hälfte des Gewichts auf das Sonnensegel. Es gelangt in einen GEO-Orbit trennt sich vom Satelliten und wird entspannt. Diese erste Nutzlast soll erproben, ob das Konzept funktioniert, wie stark das Licht auf der Erde aufgefächert wird und ob die Kontrolle der Ausrichtung über kleine Segel an den vier Seiten funktioniert. Schließlich muss das Segel der Sonne nachgeführt werden. Dieses erste Segel wird nur etwa 5.000 m² Fläche haben, genug um 0,5 bis 5 km² zu beleuchten.

Funktioniert dies, so folgt in einigen Jahren dann der erste Einsatzsatellit. Er hat ein viel günstigeres Verhältnis von Gesamtmasse und Segel, dieses macht dann schon 90 % der Masse aus. Bei 2000 kg im Orbit soll er 225.000 m² Fläche haben. Aussreichend um ein ganzes Ballungsgebiet zu beleuchten. In Phase die will man die Solarsegelschon in einem mittelhohen Erdorbit entfalten und zum hochspiralen nutzen. Das verdoppelt bis verdreifacht die Nutzlast.

Die Rechnung sieht so aus: Ein Satellit wird 60 bis 90 km² beleuchten. Dafür werden die Stromkosten eingespart. Einmal im Orbit kann er sehr lange betrieben werden. Die Solarzellen zur Stromversorgung der Elektronk werden auf den dreifachen Bedarf ausgelegt, was für mindestens 50 Jahre Betrieb reicht.

Ich bin allerdings skeptisch. Selbst wenn man in Deutschland nur die Städte beleuchtet, so bräuchte man rund 90 Satelliten, die dann etwa ¾ der Stromkosten einsparen würden. Das wären nur 8 Millionen Einsparung pro Satellit und Jahr. Ein Investor müsste also sehr langfristig denken (in 50 Jahren sind es dann 400 Millionen Euro) oder die Firma spekuliert auf eine rapide Senkung der Starkosten, denn der Satellit ist relativ einfach: er besteht zu 90% aus dem Segel und Streben (nur Mechanik) und einem relativ kleinen preiswerten Satelliten, der auf Basis eines kommerziellen Busses entwickelt werden kann. Er benötigt nur einen Kommandoempfänger, um das Segel notfalls durch Stellkommandos zu bewerkstelligen, wenn die Automatik versagt.

In Foren wird auch spekuliert, dass der angepeilte Markt nicht die heutigen Industrieländer sind, sondern Entwicklungs- und Schwellenländer. Muss man erst die Infrastruktur schaffen, das heißt überall Straßenlampen aufstellen so sieht die Rechnung ganz anders aus. Zudem wird das Segel um so wirtschaftlicher je kleiner die Anforderungen sind - für Wohngebiete beträgt bei uns z.B. die Mindestanforderung nur noch 1 Lux (etwa 4-mal heller als der Vollmond), dann kann man die zehnfache Fläche beleuchten. Umgekehrt soll auch schon das Militär angeklopft haben. Theoretisch kann man die Segel auch parabolisch aufspannen. Sehr große Satelliten sind so wegen des höheren Platzbedarfes nicht möglich, trotzdem könnte ein Satellit eine größere Zone in einen Glutofen verwandeln, wenn er tagsüber das Licht zusätzlich zur Sonne hinzustrahlt. Er könnte dafür sorgen, dass es nie wirklich Nacht wird, was sowohl kurzzeitig bei militärischen Operationen, wie auch langfristig (Schlafentzug beim Feind) von Vorteil wäre. Das das Militär an so was forscht, sieht man an schon einsatzbereiten Produkten herauskam so die Mikrowellenkananone, die durch Mikrowellen die Haut aufheizt. Das Militär hat sie als zu unwirksam erachtet, aber für die Polizei ist sie inzwischen als Ersatz für Wasserwerfer im Einsatz.

Wenn einmal ein Segel entfaltet wird, so wird es im erdnahen Raum sehr prachtvoll aussehen. Die größten geplanten Satelliten werden dann über 400 m Kantenlänge haben, man wird sie sicher nicht unterhalb 1000 km Höhe entfalten können, sonst würden sie durch die Atmosphäre abgebremst, aber dann werden sie eine eindrucksvolle Erscheinung sein. Der Ballonsatellit Echo war nur 40 m groß und zog in 1350 km Höhe seine Kreise. Trotzdem war er als heller Stern zu sehen. Selbst im GEO-Orbit wird man sie als helle Sterne wahrnehmen können.

Wenn ein Satellit ausfällt, so wird ohne dauernde Lageregelung er seinen Orbit nicht halten können. Er wird im Betrieb der Sonne nachgeführt, sodass sich der zusätzliche Impuls einmal addiert und einmal subtrahiert, er behält also seine Position und Bahn. Ohne diese Nachführung wird er vom Strahlungsdruck innerhalb von wenigen Jahren auf einen Fluchtkurs gebracht. Zumindest Weltraummüll entsteht so nicht.

2.6.2017: Die Lösung für ein überflüssiges Problem: Wie hoch ist die Mindesthöhe, in der man ein Sonnensegel entfalten kann?

Eine Frage, die sich mir beim Schreiben meines vorletzten Blogs stellte, wie hoch die Mindesthöhe wohl sein muss, in der man ein Sonnensegel entfalten kann. Auch in großer Höhe ist die Atmosphäre der Erde noch vorhanden, nur eben erheblich dünner. Satelliten sinken ab und verglühen irgendwann. Sehr deutlich wurde das bei den beiden Ballonsatelliten Echo 1 und Echo 2. Sie wurden in den Sechziger Jahren als experimentelle, passive Kommunikationssatelliten gestartet.

Echo 1 wurde am 12.8.1960 in einen 1.517 x 1.683 km hohen Orbit gestartet. Er verglühte schon am 24.5.1968 wieder – nach weniger als 8 Jahren, das würde man normalerweise von einem Körper erwarten, der erdnäher ist.

Echo 2 folgte am 25.1.1964 in einen 1008 x 1338 km hohen Orbit. Schon am 7.6.1969 nach nur fünfeinhalb Jahren verglühte auch er. Das gilt auch für alle anderen Ballonsatelliten, von denen Echo 1+2 nur die größten waren. Die höchste Umlaufbahn hatte Dash-2, ein nur 2,5 m großer Ballon mit einer Masse von nur 1 kg. Er wurde speziell gestartet, um die Dichte der oberen Atmosphäre über die Abbremsung zu messen. Gestartet am 19.7.1963 verglühte er schon am 12.4.1971, obwohl er eine Höhe von 3500 km hatte. Dagegen befinden sich die meisten „normalen“ Satelliten, die jemals in eine Umlaufbahn oberhalb von etwa 800 km gestartet wurden, noch im Orbit.

Sonnensegel haben nun ein sehr ungünstiges Masse/Oberfläche Verhältnis und sollten daher stark abgebremst werden. Das führt mich zu meinem heutigen Thema: Sonnnensegel werden ja durch die Sonne „angetrieben“ und beschleunigt. Die Beschleunigung ist klein, daher ist auch die geringe Abbremsung durch die Atmosphäre wichtig. Es gibt daher eine Mindesthöhe, in der man das Segel entfalten kann, darunter ist die Abbremsung höher als die Beschleunigung.

Die Atmosphäre

Die Atmosphäre der Erde besteht in dieser Höhe vor allem aus einzelnen Atomen. Sie ist primär charakterisiert durch ihre Temperatur. Je höher diese ist desto höher die kinetische Energie eines Atoms und desto weiter kann es sich von der Erdoberfläche entfernen und desto dichter ist die Thermosphäre in der Höhe.

Die Dichte ist nicht konstant, sondern hängt von der Sonnenaktivität ab. Die Sonne stößt dann mehr Teilchen aus (Protonen, Elektronen, Heliumkerne) und diese werden in den Strahlungsgürtel gefangen, stoßen aber auch mit den Teilchen der oberen Atmosphäre zusammen und übertragen dabei Energie. Die Energie eines Protons der Sonne ist immens: Es hat bei ruhiger Sonne eine Geschwindigkeit von 300 km/s und bei aktiver Sonne können es 600 bis 1200 km/s sein. Um die Erde zu verlassen, würden schon 11 km/s reichen. Selbst unter der Berücksichtigung, dass ein Sauerstoff- oder Stickstoffatom schwerer ist, reicht ein Zusammenstoß aus, das Atom auf Fluchtgeschwindigkeit zu beschleunigen und das Proton hat dann immer noch genügend Überschussenergie, um sie an andere Atome zu übertragen. Bei aktiver Sonne dehnt sich daher die Atmosphäre aus, ihre Abbremswirkung erreicht größere Höhen. So verlieren alle Planeten auch Masse. Beim Mars mit geringerer Fluchtgeschwindigkeit reichte das aus, um über eine Milliarde Jahre die gesamte Atmosphäre bis auf kleine Reste zu verlieren.

Ich habe ein einfaches Modell gefunden, das ich als Basis nehmen möchte. Natürlich hat ein einfaches Modell eine geringere Aussagekraft, aber zum anderen ist es nicht so leicht, an ein komplexes Modell zu kommen. Die NASA bietet zwar eines an (https://software.nasa.gov/software/MFS-32780-2), das nach Webseite „General Public Release“ ist, aber wenn man sich dort registriert bekommt, man dann doch den Hinweis, das die Software nur US-Bürger herunterladen dürfen. Zum Zweiten übersteigen die mathematischen Hintergründe eines komplexen Modells natürlich auch den Umfang und die Zielgruppe dieses Blogs. Ich verwende das Modell, das hier vom Australischen Space Weather Services beschrieben wird. Die wesentlichen Parameter zur Berechnung der Dichte sind:

Temperatur: T = 900 + 2.5 ( F10.7 - 70 ) + 1.5 Ap [Kelvin]

Effektive molekulare Masse m = 27 - 0.012 ( h - 200 )

Skalenhöhe H = T / m [km]

Dichte ρ = 6x10 -10 exp ( - ( h - 175 ) / H ) [kg m-³]

Dieses Modell gilt leider nur für eine Höhe von etwa 180 bis 500 km. Ich fürchte das wird nicht ausreichen. Die Prognose ist daher mit noch mehr Vorsicht zu genießen, als es aufgrund des einfachen sowieso schon Modells ist.

Bei gegebener Dichte der Atmosphäre kann man die Kraft die auf einen Körper berechnen nach:

F = ½ ρv² A Cd

v ist die Geschwindigkeit des Körpers, bei kreisförmigen Bahnen relativ einfach zu berechnen als Kreisbahngeschwindigkeit. A die bremsende Oberfläche und Cd der Auftriebskoeffizient. Ich vermute es ist das Gleiche wie der Strömungswiderstandsbeiwert, denn der typische Wert von 2, der im Dokument genannt wird entspricht dem cw-Wert einer Rechteckplatte und meistens sind Satellitengrundkörper Quader oder Rechtecke und die Solarpaneele, die noch größer sind, sind auch Rechtecke.

GOCEImmerhin kann man durch Variation des Cd den Widerstand verkleinern. Die frühen Keyhole Satelliten hatten eine abgerundete Spitze und sahen aus wie eine überdimensionale Patrone. Der Cd-Wert wird daher eher bei einer Patrone eher bei 0,3 anstatt 2.0 liegen, das bedeutet, die Abbremsung ist deutlich geringer. Man sieht dies auch am Satelliten GOCE. Er wurde in nur 250 km Höhe ausgesetzt, um sehr präzise Gravitationskartierungen durchführen zu können. Die Abbremsung wurde durch Ionentriebwerke ausglichen. Trotzdem achtete man auf eine möglichst strömungsgünstige Form.

Die Berechnung

Man kann die vier Formeln relativ einfach in ein Programm umsetzen und dann F berechnen. Man muss nun nur noch dies mit der Kraft der Sonne vergleichen. Diese liefert 9 N/km² an Kraft. Da die Reflexion aber nicht vollständig ist und ein Satellit auf einer erdnahen Bahn zu etwa 40% der Zeit im Schatten ist, sollte man nur mit 5 N/km² rechnen. Immerhin muss das Sonnensegel rotieren, um der Sonne in der Umlaufbahn zu folgen. Daher variiert auch Cd von 2.0 (senkrecht zur Bewegungsrichtung) bis 0,35 für einen Draht oder die Kante. Nimmt man den Mittelwert 1,18 so denke ich, ist man bei einem plausiblen Wert für Cd

Die mathematische Modellierung ist sehr einfach. Man berechnet ausgehend von einer Starthöhe die Kraft F und vergleicht sie mit der Schubkraft durch die Sonne. Dann erhöht man die Starthöhe, solange bis F kleiner als die Schubkraft ist.

Als Basis habe ich mal angenommen:

Bei 1.000 kg Nutzlast und 2.000 kg Startmasse kommt man bei 10 g/m² für das Segel auf ein Segeln von 306 x 306 m (937 kg) und zwei Streben von jeweils 435 m Länge (61 kg). Das ist eine Fläche von 93.636 m².

Wie im Dokument erläutert ist die Sonnenaktivität der Haupteinflussparameter. Diese werden in zwei Parametern, dem solaren Fluss und der magnetischen Aktivität in das Modell eingespeist. Bei minimalen Werten (SFU70 / AP 7) ergibt sich eine Mindesthöhe von 498,2 km. Bei maximaler Sonnenaktivität (SFU 300, AP 30) dagegen schon 815,8 km – weit außerhalb der Gültigkeit des Modells. Derzeit liegt die solare Aktivität SFU nach SpaceWeather.com bei 76, also nahe des Minimums. Die hohen Extremwerte gibt es nur kurzzeitig, oft nur einige Stunden lang, doch sie haben einen Feedback-Effekt – die Bahn wird etwas abgesenkt und in der tieferen Bahn reicht dann auch ein etwas geringerer SFU aus, um die gleiche Bremswirkung auszulösen. Der Spitzenwert wird zwar nur kurz erreicht doch nahe des Maximums ist auch der Ruhewert sehr hoch.

Resümee

Als Zusammenfassung: bei den obigen Modelldaten sollte man bei ruhiger Sonne das Segel am besten jenseits 530,9 km Höhe entfalten (man will ja noch beschleunigen und nicht nur die Höhe halten) und bei aktiver Sonne besser in 911,7 km Höhe. In dieser Höhe beträgt die Abbremsung 50% des Schubs, das heißt immerhin die Hälfte des Schubs steht zur Verfügung, um Höhe zu gewinnen.

In 900 km Höhe ist aber die Nutzlast schon um etwa ein Drittel geringer als in einer 200-km-Bahn, was den Sonnensegeln doch etwas die Attraktivität nimmt.

Andere Überlegungen

Man kann dies natürlich auch auf Ionenantriebe übertragen. Bei gleicher Masse würde ich bei einem Ionenantrieb 400 kg für Solarzellen ansetzen, die dann eine Leistung von 34 kW bei konventioneller Bauweise (28 % Wirkungsgrad, 85 W/kg) haben bei rund 90 m² Fläche. Bei 35 km/s Strahlgeschwindigkeit beträgt der Schub im Mittel dann 1 N.

Man erhält bei 94 m² Gesamtfläche (Plus 4 m² für den Zentralkörper) eine Starthöhe von 198,7 km bei ruhiger Sonne und 214,2 km bei aktiver Sonne. Kurzum: Das ist unkritisch. So ist auch verständlich das GOCE seine 250 km hohe Bahn über 4 ½ Jahre lang halten konnte – typisch wäre eine Aufenthaltsdauer von wenigen Wochen gewesen. Dafür verbrauchte er 40 kg Xenon Treibstoff. Das ist bei dem spezifischen Impuls des Qinetiq T5 Antriebs von 3500 s ein Gesamtimpuls von 1.373.000 N, bei 1050 kg Startmasse von GOCE also einer Geschwindigkeitsänderung um 1300 m/s in diesen vier Jahren. Mit chemischen Treibstoff wäre der Satellit so um mindestens 60% schwerer gewesen.

Immerhin, 40 kg Zusatzmasse für vier Jahre Lebensdauer – das ist ein tolerierbarer Gewichtsfaktor. Vielleicht werden, wenn man immer besser aufgelöste Erdaufnahmen haben will, die neueste Generation Worldview 3 von Digiglobe erreicht ja schon 0,3 m, wofür man dann ein fast 1 m großes Teleskop braucht, die nächsten zivilen Beobachtungssatelliten sich stärker der Erde nähern und dafür mit Ionenantrieb ihre Abbremsung kompensieren. Bei GOCE klappte das ganz gut, man kann anhand der Kurve des Schubs sogar die Solaraktivität bestimmen, siehe Grafik.

Schubdiagramm GOCE

8.6.2017: Meine Überlegungen für eine Trägerrakete für Kleinsatelliten

Der Boom zu Cubesats, aber auch etwas größeren Kleinsatelliten mit einigen Zig bis etwa 100-200 kg Masse hat ja schon zu neuen Trägern geführt. Ihren Jungfernflug hatten schon:

und es folgen noch:

Alle liegen unter 200 kg Nutzlast und sind explizit für solche Kleinsatelliten ausgelegt. Gerade bei so kleinen Trägern ist es aber so, dass die Herstellungskosten und Entwicklungskosten relativ hoch sind. Dass es trotzdem einen Bedarf gibt, liegt daran, dass es nicht genug Startgelegenheiten für kleine Nutzlasten gibt. Es gibt zu wenige dezidierte Starts und so viele Satelliten können pro Start meist gar nicht mitgeführt werden. Das führt dazu, dass Nutzer schon einzelne Starts (nicht Mitfluggelegenheiten) von viel größeren Trägern gebaucht haben, so eine Falcon 9 (inzwischen wieder gestrichen) und schon erfolgt, einer PSLV, die im Frühjahr die Rekordmenge von 104 Satelliten aussetzte.

Es ist also an der Zeit, dass ich auch mal meine Ideen dazu veröffentliche. Schließlich bin ich ja „schlau“. Der Kommentator meinte das wohl negativ, aber in einem Ländle, wo man einen Ministerpräsidenten „Cleverle“ nannte, sollte er mit so was vorsichtig sein. Vielleicht auch nur ein Generationsunterschied, ich habe sowieso das Gefühl, das die Menschen immer unkritischer, weniger nachbohrender und auch weniger gebildet sind. Den Eindruck hatte ich schon beim Informatikunterricht, wo Stoff der weniger komplex war, als das was ich mir in den Achtzigern selbst an einem Heimcomputer beigebracht habe, die Studenten überfordert.

Das primäre Ziel ist es, für einen kleinen Träger die Kosten zu senken. Mein Weg wären einfache Feststoffantriebe. Sie können sehr preiswert sein, wenn man die Mechanik auf ein Minimum beschränkt. Im Extremfall reicht eine Stahlhülle oder wenn es leichter sein soll ein Glasfasermantel, der am Ende in einer festen Düse ausläuft. Diese Düse kann man als Thermalschutz mit Graphit beschichten. Solche Booster wie die Castor 4 waren sehr preiswert. Eine dreistufige Rakete müsste ausreichen, um einen Orbit zu erreichen. Das grundsätzliche Problem einer solchen Rakete ohne schwenkbares Triebwerk ist, wie man den Orbit erreicht. Zum einen muss man die Bahn von senkrecht in die Horizontale umlenken, zum anderen auf Störungen reagieren. Mein Vorschlag:

Wir haben drei Stufen mit festen Treibstoffen. Zumindest die beiden oberen oder beiden unteren könnte man mit gleichem Durchmesser auslegen und so die Fertigung vereinfachen. Alle Düsen sind fest eingebaut und nicht schwenkbar.

Die erste Stufe wird dann in einem schrägen Winkel, so 60-80 Grad aufgehängt und bringt einen großen Teil der Startbeschleunigung auf. Sie sollte eine kurze Brenndauer haben, denn sie muss ja stabilisiert werden. Der einfachste Weg ist dies durch Leitflächen zu tun. Dann verhindern die aerodynamischen Kräfte ein Drehen oder Kippen der Rakete. Die Rakete muss aber dann auch ausgebrannt sein, solange diese Leitflächen noch wirksam sind, sagen wir mal rund 25 km Höhe. Es schließt sich dann eine Freiflugphase aufgrund der hohen Beschleunigung an, in der die Leitflächen weiter stabilisieren. Damit gewinnt die Rakete Höhe. Kurz vor Stufentrennung zünden dann zwei Feststofftriebwerke kurz hintereinander. Der eine kippt die Rakete, sodass der Winkel von rund 70 Grad reduziert, auf etwa 10-20 Grad. Der Zweite stoppt die Kippbewegung nach x Sekunden mit einem genau gleich großen entgegengesetzt wirkenden Impuls. Bei bekannter Masse der Restrakete und bekannter Lage des Massenmittelpunkts ist die Menge des nötigen Treibstoffs genau berechenbar. Zur Stabilisierung wird dann ein axial angebrachter Antrieb gezündet und er versetzt die gesamte Rakete in Rotation. Die Leitflächen stören nun nicht mehr, weil die Rakete eine schon große Höhe erreicht hat. Dann erfolgt die Stufentrennung.

Die zweite Stufe zündet dann und baut dank des flacheren Winkels mehr Horizontalgeschwindigkeit auf. Sie wird durch die rasche Rotation (typisch 60 bis 100 U/min) stabilisiert. Das Kippen kann sich wiederholen, wenn die dritte Stufe noch einen flacheren Winkel braucht, jedoch ist es bei einer rotierenden Stufe nicht angebracht. Daher würde ich zweite und dritte Stufe in einem konstanten Winkel zur Erdoberfläche betreiben.

Mit dieser Kombination hat man zwei Nachteile:

Der erste Nachteil ist, dass man so nicht eine ideale, bogenförmige Bahn verfolgen kann. Die Freiflugphasen kosten auch Geschwindigkeit. Das bedeutet, dass man mehr Treibstoff braucht, um eine Umlaufbahn zu erreichen.

Der zweite ist gravierender. Da es immer Störungen geben wird, muss man die Kombination so auslegen, dass sie in jedem Falle eine Umlaufbahn erreicht, das heißt, in jedem Falle eine Mindestbahnhöhe erreicht und auch mindestens die Orbitalgeschwindigkeit. Das bedeutet, ganz niedrige Bahnen sind nicht möglich, und in der Regel werden es elliptische Bahnen sein. Die Scout, die anders als diese Rakete in Grenzen regelbar war, hatte z.B. Schwankungen in den Bahnhalbachsen von bis zu 100 km.

Das Letztere kann man ausgleichen, indem man als weitere Stufe einen kleinen Antrieb mit flüssigem Treibstoff mitführt. Das kann bei diesen kleinen Nutzlasten ein Satellitenantrieb von 200 bis 400 N Schub sein, so was wird in Serie gefertigt und einige Lagereglungstriebwerke von 10-25 N Schub. Treibstoff kann Hydrazin sein oder die biergole Kombination NTO/MMH. Auch hier kann man auf etablierte Systeme von Satellitenzurückgreifen. Das ist heute weitestgehend konfektionierbar mit verschiedenen Tankgrößen und Triebwerken. Die Kombination würde im Orbit die Bahn zirkularisieren, sie könnte bei genügend großem Treibstoffvorrat auch genutzt werden, um höhere Bahnen ohne großen Nutzlastverlust zu erreichen, dann sollte es aber die biergole Kombination sein, die etwa 50% höhere spezifische Impulse hat.

Wenn man diese Kombination hat, dann kann man sie auch nutzen, um für die unteren Stufen einen Teil der Lagekontrolle durchzuführen. Zumindest für die Rollachsenkontrolle, für die letzte Stufe auch in allen drei Achsen, wobei man dann schon nicht mehr die großen Abweichungen in den Bahnen hätte. Die dritte Stufe dürfte dann aber nicht mehr rollachsenstabilisiert sein, sie müsste dann am Ende der Betriebszeit der zweiten Stufe wieder auf Rotation Null gebracht werden. Das können die Triebwerke im Antriebsmodul übernehmen. Das ist ein zweischneidiges Schwert, denn dann braucht man auch eine Avionik, die die Lage und Ausrichtung sowie Geschwindigkeit und Ort feststellt. Das Letzte ist dank GPS-Empfänger heute billig und leicht umsetzbar. Die Lagebestimmung leider noch nicht. Immerhin – eine Rotation ist erkennbar, man benötigt nur eine Optik und einen lichtempfindlichen Sensor. Solange die Rakete rotiert, liefert der innerhalb einer Rotation das Signal hell-dunkel, wenn er mal in Richtung Weltraum und mal in Richtung Erde schaut. Aus der Periode kann man die Rotationszeit ableiten, und wenn man dann mehrmals kurz hintereinander zündet, kann man die Periodenverlängerung messen und so ausrechnen, wie groß der nächste Impuls sein muss, um sie komplett zu stoppen. Den Rest an Restrotation können dann einige Gewichte beseitigen, die man mit Seilen abtrennt – sie nehmen den Drehimpuls mit und wenn sie Seile straf sind, werden sie durchtrennt. Dieses Yo-Yo System ist alt und bewährt.

Japan verweist darauf, das die Avionik ihre NL-520 bedeutend leichter isst als herkömmliche Raketen. Das scheint also möglich zu sein. Ich würde aus Kostengründen aber weiter gehen. Anstatt eine komplexe Avionik zu entwickeln, verlagert man dies wie bei den früheren Trägern auf den Boden, also eine Radiolenkung. Man kann leicht mit Radargeräten die Höhe und Geschwindigkeit einer Rakete bestimmen. Für die Zirkularisierung muss man dann nur im Apogäum nach Bahnvermessung an die Rakete die Daten senden, wie lange man das Triebwerk zünden muss, bzw., wenn man das Triebwerk mit Radar online überwacht, kann man auch das Stoppsignal senden.

Allerdings macht das immer noch einen Mechanismus notwendig um die Lage zu kontrollieren, denn wenn die Stufe torkelt oder nur nicht in die Bahnrichtung schaut, klappt das nicht. Doch das ist einfach lösbar. Man benötigt nur ein Gegenstück zu den Horizontsensoren früherer Stufen wie der Agena. Das Prinzip: Man nimmt sechs Weitwinkelkameras, die an vier Seiten der Längsachse im Winkel von 90 Grad und vorne und hinten angebracht sind. In jeder ist ein Zeilensensor. Nehmen, wie die beiden Sensoren die vorne und hinten angebracht sind. Nickt die Rakete, d.h. die Spitze schaut nach unten oder oben, so ist der leicht zu detektierende Übergang zwischen Erde und Weltraum (hell zu dunkel) bei der einen Kamera oberhalb der Hälfte der Pixel, bei der anderen unterhalb. Zündet man nun die Triebwerke, wandert die Grenze, bis sie bei beiden Kameras in der Mitte ankommt. Dann zündet man die Düsen auf der anderen Seite um die Bewegung zu stoppen, bis die Grenze nicht mehr wandert. Analog geht, dies bei den anderen Kameras, wobei man hier vier braucht, weil man nicht weiß, wie die Stufe ausgerichtet ist. Nur zwei sehen den Horizont, die anderen beiden die Erde oder den Weltraum. Auch hier kann man einfach die Signale übertragen. Bei 1000 Pixel pro Sensor sind das 48 kbit pro Messung, bei Datenraten im Megabitbereich also keine große Belastung des Datenbugdets.

Wenn ich auf flüssige Antriebe setzen würde, dann wäre das Resultat wohl ähnlich der Elektron: wegen des höheren spezifischen Impulses und der Möglichkeit mit nur einem Triebwerk auszukommen, nur zwei Stufen (wobei man das obige Modul mit einem kleinen Satellitenantrieb auch als dritte Stufe einsetzen könnte, diese wäre aber dann viel kleiner als eine adäquate dritte Stufe). Ich würde auf LOX/Kerosin setzen, die Kombination hat einen höheren spezifischen Impuls als NTO/MMH und ist billiger und vereinfacht die Kühlung. Allerdings würde ich dann wohl eine druckgeförderte Stufe nehmen, da man dann den beweglichen Teil und damit auch anfälligsten Teil die Kreiselpumpe und Gasturbine für die Treibstoffförderung einsparen kann. Leider schlägt sich das dann auch in einer hehren Startmasse nieder. Ich vermute bei Rocketlab hat man dies genauer durchgerechnet und ist auf die heutige Lösung gekommen, bei der es aber auch keine Turbinen und Turbopumpen gibt, sondern Elektromotoren, die den Treibstoff fördern. Dafür hat man ein Zusatzgewicht für die Batterien.

Nun noch was für die weniger schlauen. Natürlich findet man viel von meinen Überlegungen schon in den obigen Trägern:

NS-520 und Super-Strypie starten schräg und setzen Rotation zur Stabilisierung der ersten und zweiten Stufe ein (bei der Super-Strypie Stufe 2+3)

Die NL-520 hat leichte Elektronik die nur 52 kg wiegt und diese wurde in die zweite Stufe integriert, was die Nutzlast erhöht. Dann muss im Prinzip die zweite Stufe eine definierte Bahn erreichen, da der Gesamtimpuls der dritten Stufe nicht mehr geändert werden kann. Das Konzept ist so auch nicht neu, sondern wurde schon bei der Scout so gemacht.

Das Konzept des flüssigen Antriebsmoduls findet man bei der Vega aber auch zumindest als Option bei zahlreichen US-Feststoffträgern wie Athena, Taurus und Pegasus.

Hier ein möglicher Träger mit konservativen Werten für spezifischen Impuls und Strukturfaktoren. Ich habe für die Berechnung die Startmasse der ersten Stufe fix zu 10 t angesetzt und dann die Optimierung laufen lassen. Diese Version ist noch ohne flüssiges Nutzlastmodul.

Soviel für heute. Da ich noch immer an meinem Auftrag arbeite, wird es auch in näherer Zukunft wenig Neues im Blog geben (aber irgendwann muss ich auch mal etwas Geld verdienen), aber so Anfang übernächster Woche dürfte ich damit fertig sein.

19.6.2017: 5,3 Millionen und die Sicherheit

So, mein Auftrag ist erledigt und es gibt wieder einen Blog. Zugegeben, viele neue Themen gibt es nicht. Auf das heutige nehme ich diesen SpaceNews Artikel als Aufhänger. In dem geht es darum, dass nach unabhängigen Untersuchungen die Raumschiffe die ab 2018 die ISS anfliegen sollen nicht das anvisierte LOC (Loss of Crew – Tod der Besatzung) von1:270 erreicht. Ich will die Systematik von LOC nicht diskutieren, auch weil Gerstenmaier, Chef der Abteilung für bemannte Raumfahrt gibt auch zu, das diese Zahl sehr diskussionswürdig ist:

The use of LOC is good when comparing the relative safety of different designs in the same model. “But it’s not a very good tool for determining absolute risk,” Gerstenmaier. “That really misleads, sometimes, our overall design decisions.”

“I really don’t have a better method than to use this as a absolute measure of safety,” he said of LOC. “We just need to be careful when we discuss these numbers.”

Die LOC Zahlen wurden ja schon früher diskutiert, so als die NASA Ares I favorisierte anstatt die damals noch jungen Delta 4 und Atlas V. Damals wurde gesagt dass bis man die Träger für bemannte Missionen brauchte sie viel mehr Flüge absolviert haben, was zum Eliminieren von Fehlerquellen führt und so das Risiko senkt.

Was mich erstaunt ist das eine uralte Debatte wieder aufkam:

“Blindly striving to achieve a statistical loss of crew number may drive you to design a system that is less safe,” he said in a February speech at a Federal Aviation Administration commercial space transportation conference here. That sounded counterintuitive, he acknowledged, but noted measures that can, on paper, reduce the LOC figure, like the addition of redundant systems, can increase a vehicle’s complexity and result in unforeseen failure modes.

Das erinnert mich an die Diskussion bei Mercury. Damals ging es um den Einsatz der Redstone bei den ersten Flügen. Von Braun war dafür die Redstone möglichst unverändert einzusetzen, sie war seit Jahren im Einsatz als Satellitenträger aber auch militärischer Träger. Als Mercury begann waren schon 5 Jahre seit dem ersten Erprobungsflug verstrichen. Das bemannte Raumfahrtprogramm konnte so auf Erfahrungen und die Elimination von Kinderkrankheiten aufbauen. Soweit es geht, wollte man noch Systeme redundant absichern. Das damals frisch gegründete Zentrum für bemannte Raumfahrt hatte einen anderen Ansatz: Alles was man für die Mission nicht brauchte, sollte rausfliegen, nach dem Motto: Was nicht da ist, kann auch nicht ausfallen. Das führte dann bei den ersten Flügen zu neuen Problemen wie dem kürzesten Flug in dem gesamten Weltraumprogramm und einem zu weiten Flug beim nächsten Test.

Das ganze ist also mehr Erfahrungswissen, als eine Wissenschaft obwohl am Schluss ein Zahlenwert rauskommt nämlich eben jener LOC Wert, die Wahrscheinlichkeit die Crew bei der Mission zu verlieren (Loss of Crew). Nicht zu verwechseln mit einer Loss of Mission (LOM). Das ist die Wahrscheinlichkeit das die Mission scheitert, aber die Besatzung sicher zur Erde zurückkehrt. Klassische Beispiele sind Gemini 8 und Apollo 13 wo beide Primärmissionen scheiterten, die Besatzung aber landete. Man könnte sogar soweit gehen den Verlust der Columbia nur als LOC zu zählen, nicht als LOM, denn die Forschungsmission war ja nominell schon abgeschlossen, wenn man als Mission die Forschungstätigkeit zählt – nimmt man die Landung hinzu so wurde natürlich auch die Mission nicht abgeschlossen.

Ich vermute man konzentriert sich bei den Missionen auf das Risiko beim Start, danach das bei der Landung. Bei Trägerraketen mit Satelliten ist ein Fehlstart immer ein Totalverlust, bei einem bemannten Raumfahrzeug könnte sich dieses mit dem Rettungsturm retten oder wenn ein Ausfall später passiert, die Oberstufe abschalten und normal abkoppeln. Der Rettungsturm wird nur benötigt solange die Rakete in der Tropo- und Stratosphäre ist, solange können bei einer Kursabweichung aerodynamische Kräfte die Rakete zerstören und man muss schnell weg. Bei der Landung gibt es bei Kapseln zum einen das Risiko das der Fallschirm sich nicht entfaltet, dann als kleineres Risiko der Hitzeschutzschild. Sofern er nicht beim Start oder später beschädigt wird ein kleines Problem. Navigationsfehler oder falsche Triebwerkszündungen könnten zum Niedergehen über gefährlichen Gebiet führen (Land anstatt Meer, besonders schlimm sind Gebirge und zerklüftete Gebiete). Vom Design her sind Kapseln aber recht zuverlässig, alleine die aerodynamischen Kräfte werden sie z.b. immer so ausrichten, dass der Hitzeschutzschild in Flugrichtung zeigt.

Mich würde schon interessieren ob die Berechnung der Zuverlässigkeit von Raketen genauso erfolgt wie die Berechnung von LOM und LOC und ob die Methoden auch überall gleich sind, denn zu unterschiedlich sind die Zuverlässigkeitsangaben. Für die Atlas III, entsprechendes dürfte für die Atlas V gelten, sind es 0,995. Für Ariane 5 ECB und Vega 0,98. Der Unterschied sieht klein aus, rein rechnerisch bedeutete er aber, das einer von 50 Start von Ariane 5 und Vega fehlschlagen darf, aber nur einer von 200 bei der Atlas. Sie wäre daher schon nahe am LOC-Risiko von 1:270, wobei natürlich es durch das Raumschiff weitere Risiken gibt und die Landung auch riskant ist.

Wie hoch sollte das LOC sein und warum ist die NASA nun mit 1:270 zufrieden, wenn sie vorher bei der Ares/Orion über 1:2000 haben wollte? Nun ich glaube dafür habe ich die Antwort. Man braucht ja einen Vergleich, sonst kann man enorm geringe Risiken wie 1:1 Million, 1:1 Milliarde anstreben. Ich denke der Vergleich ist die Wahrscheinlichkeit im selben Zeitraum wie die Mission dauert auf der Erde zu versterben. Das kann auch passieren durch Unfälle im Verkehr, im Haushalt oder äußerer Ereignisse. Nach einer Grafik beträgt das Todesrisiko für einen 40-Jährigen Mann in Deutschland 1:1000 pro Jahr, im Alter von 50 geht es schon in Richtung 1:300. Nimmt man 40 bis 50 als Durchschnittsalter für die Astronauten an (ganz jung sind sie wegen der Anforderungen nach abgeschlossenem Studium und der Ausbildung/Wartezeit ja nicht und zu alt dürfen sie auch nicht sein) und ein Aufenthalt von 180 Tagen, so ist ein Trip zur ISS etwa 2-6 mal riskanter als das Leben auf der Erde oder so riskant wie das Leben auf der Erde im Alter zwischen 60 und 65.

Die ISS ist dabei das sicherste Element im ganzen. Noch nie ist jemand an Bord der ISS gestorben. Bei 20 Jahren Einsatz und im Durchschnitt 5 Astronauten (anfangs war die Besatzung kleiner als heute) ist also dort das Sterberisiko in einem halben Jahr schon kleiner als 1:200. Viele irdische Risiken wie Straßenverkehr oder häusliche Unfälle aber auch Terrorismus sind dort einfach nicht existent. Würde man die Aufenthaltsdauer an Bord der ISS verlängern, das LOC-Risiko der Vehikel dürfte dann sinken. Die Orion sollte dagegen zum Mond fliegen. Die typische Missionsdauer beträgt dann 14 -20 Tage, also rund zehnmal kürzer als ein ISS-Aufenthalt, also musste die gesamte Architektur auch 10-mal sicherer sein um das dadurch niedrigere LOC-Risiko zu erreichen.

Eine ganz andere Sicht auf diese Zahl bekam ich durch einen Beitrag von Quarks & Co. Da ging es vor einigen Wochen um Feuer. Bei uns sind ja mittlerweile in fast allen Bundesländern Rauchmelder Pflicht. In der Schweiz hat man sich gegen einen gesetzlichen Zwang für die Rauchmelder ausgesprochen. Dort haben die Versicherungen eine einfache Rechnung gemacht – wie viele Tote kann man durch Rauchmelder vermeiden und was kostet das? Sie rechnen nach Statistiken mit 25% weniger Toten, was erst mal toll klingt – nur in der BRD starben im letzten Jahr gerade mal 280 Personen durch Feuer, das Risiko ist also absolut gesehen recht klein, 10-mal kleiner als im Verkehr zu sterben und 20-mal kleiner als im Krankenhaus an MRSA zu sterben. Die Kosten sind aber enorm, weil in jeder Wohnung mehrere Rauchmelder installiert werden müssen. Die Schweiz kam zu einem klaren Nein. Die Kosten würden die Ersparnis bei weitem übertreffen. Die „Ersparnis“? Ja Versicherungen berechnen für alles einen Wert, so auch für ein Menschenleben das liegt in der Schweiz bei 5,3 Millionen Euro. Das wäre der volkswirtschaftliche Verlust, wenn jemand stirbt. Wenn man schon so eine Zahl hat, dann hinterfragt man sie. Ich fand sie recht hoch. Immerhin mit „volkswirtschaftlichem Verlust“, gibt es eine Größe die man verifizieren kann. Wenn ich davon ausgehe das jemand im Durchschnitt 45 Jahre arbeitet (eher hoch gegriffen, mit Studium wird man kaum über 40 Jahre hinauskommen) so müsste er 118.000 Euro jedes Jahr verdienen um auf diese Summe zu kommen. Die Jahre davor und danach kann man nicht zählen, denn dann kostet die Person nur. Zuerst für die Versorgung bis man Jugendlicher ist, Schule, Ausbildung dann als Rentner wenn sich Krankheiten häufen. Das wären fast 10.000 Euro Verdienst pro Monat – selbst für die Schweiz hoch gegriffen. Klar, der Wert beinhaltet natürlich auch den Gesamtnutzen. So bezahlt der Arbeitgeber für die Arbeitskraft, aber er selber will ja auch Gewinn machen, muss zu dem Gehalt noch Sozialabgaben abführen und in der Freizeit generiert jemand auch noch Umsätze, indem er die Kinder erzieht und so einen Babysitter einspart oder ehrenamtlich arbeitet und so fest Angestellte einspart. Bei 5,3 Millionen Wert eines Lebens stellt sich mir allerdings die Frage wie Manager oder Fußballspieler in einem Jahr mehr verdienen können als andere in ihrem ganzen Leben „wert“ sind. Gerade bei Ablösesummen für einen Vertrag, der nur wenige Jahre läuft, sieht man wie schlimm das inzwischen geworden ist.

Mein Vorschlag für die NASA – übernehmt doch einfach das Schweizer System. Anstatt mit hohen Kosten Vehikel zu bauen die theoretische LOC-Zahlen erfüllen, verlangt einfach pro totem Astronaut 5,3 Millionen Euro, oder wenn ihr meint das die so wertvoll wie Fußballspieler sind vielleicht auch 20 Millionen. SpaceX und Boeing wirds freuen, denn ein normaler Satellit ist heute schon teurer als die 4 x 20 Millionen die dann bei einem Fehlstart eines ihrer Raumschiffe fällig werden würden. Ja heute ist schon der Trip ins All teurer als ein Menschenleben – wenn man diese 5,3 Millionen als Basis nimmt. Immerhin – bei Astronauten gäbe es auch gute Gründe die Zahl höher zu setzen. Man muss nur mal berechnen was die Ausbildung eines Astronauten kostet. Jeder bindet ja etliche Arbeitskräfte die ihn schulen, bei Übungen über seine Sicherheit achten etc. Man müsste wirklich mal die Zahl einer Raumfahrtagentur bekommen, was die Kosten nur für ihr Astronautencorps sind und das dann durch die Zahl der Astronauten pro Jahr teilen und man hätte einen Wert für das Astronautenleben. Blamabel wäre nur wenn das weniger wert ist als das eines Fußballspielers der nach einem Match nicht mal einen Satz in fehlerfreiem Deutsch hinbekommt…

Man kann, wenn man eine Zahl für den Wert eines Menschen hat, wirklich ins Grübeln kommen. Im Prinzip kann man alle Zahlen, die mit Geld zu tun haben nun in Menschenleben umrechnen. Der Bundeshaushalt – rund 60.000 Menschenleben. Das Vermögen von Bill Gates, rund 15.000 Menschenleben wert.

21.6.2017: Was ist besser? Sonnensegel oder Ionenantrieb?

Nun im Allgemeinen ist die Antwort klar: Ionenantriebe sind heute bei gleichen Anforderungen besser, sprich man kann mit derselben Startmasse eine bestimmte Nutzlast schneller zu einem Ziel bringen. Rein theoretisch ist die Tatsache das ein Ionenantrieb Treibstoff verbraucht, noch als Nachteil zu verbuchen. Allerdings benötigt man innerhalb des Sonnensystems bei den meisten Missionen nicht so viel Geschwindigkeit, das sich dies richtig als Nachteil herausstellt. Doch es gibt eine Ausnahme: eine Mission zu Merkur. Bei reinen Hohmanntransfers muss man über 17 km/s aufwenden, um eine Bahn parallel zu Merkur zu erreichen. BepColombo schafft dies nicht nur durch Ionenantrieb, sondern vor allem durch mindestens 7 Vorbeiflüge an Erde. Venus und Merkur. Auch sonst punkten Ionenantriebe: Es gab es in den letzten Jahrzehnten vor allem Fortschritte bei der Stromversorgung, die bei Ionenantrieben einen guten Teil des Gewichts ausmacht. Die Fortschritte bei der Fertigung leichter Gewebe, die man für Sonnensegel braucht, sind dagegen nicht so groß.

Zeit also mal zu vergleichen. Wie immer hängt der Vergleich davon ab, wie man die Bedingungen setzt. Wenn ich z.B. 50% Nutzlastmasse ansetze, so schneiden Sonnensegel viel besser ab, weil bei einer so hohen Geschwindigkeitsveränderung alleine der Treibstoff mehr als ein Drittel der Masse ausmacht. Da bleibt nicht mehr viel für Tanks, Stromversorgung und Triebwerke.

Ich habe mir vorgenommen, BepiColombo als Vorbild zu nehmen. Allerdings nicht die originale Mission. Die wiegt 4,1 t und davon gelangen noch 2,075 t in den Orbit. Bei 17 km/s Geschwindigkeitsänderung würde da der Treibstoff mehr wiegen als die knapp 2 t, die dann noch zur Verfügung stehen. Bepi-Colombo wird auch nur die Geschwindigkeit um 5,4 km/s ändern. Ich habe mich für das NEXIS-Ionentriebwerk entscheiden, weil dieses den höchsten spezifischen Impuls aller in der Entwicklung befindlichen Triebwerke hat. Zudem braucht man bei 25 kW Leistung nicht so viele Triebwerke.

Etwas spielen mit den Zahlen führt dazu, dass es bei geeigneter Stromversorgung möglich ist, fast ohne Freiflugphasen die Bahn zu erhalten. Ich komme auf Merkurs bahn in 200 Tagen, wenn die minimale Stromversorgung für Triebwerke 100 kW beträgt (jedes Triebwerk hat einen Verbrauch von 25 kW) und maximal 200 kW, also für maximal 8 Triebwerke reicht. Da sich Solarpaneele immer stärker erhitzen je mehr man sich der Sonne nähert und dann nicht nur weniger Strom liefern, sondern auch altern, werden ab der Entfernung der Venus (rund doppelte Sonneneinstrahlung) die Paneele gekippt, sodass sie nur noch schräg zur Sonne ausgerichtet sind. Bepicolombo hat zusätzlich noch verspiegelte Flächen zwischen den Zellen.

Für die Variante mit dem Ionentriebwerk sieht die Massebilanz so aus:

Parameter

Wert Ionenantriieb

Startmasse:

5.500 kg

Davon Nutzlast

2.075 kg

Davon Treibstoff

1.838 kg

Davon Tanks

307 kg

Davon Triebwerke

240 kg

Davon Stromkonverter

240 kg

Davon Solargenerator

800 kg

Schub:

2,06 N @ 1 AE

Bei 101 kW Startleistung (1 kW für die Sonde selbst) kommt man so bei den Paneelen auf eine Leistungsdichte von 127 W/kg, in etwa in der Mitte zwischen konventionellen Solararrays (80-85 W/kg) und rollbaren Arrays (Ultraflex) von 170 W/kg. Das ist also umsetzbar.

Etwas schwerer ist es beim Sonnensegel. Ich habe versucht aktuelle Werte für große Segel zu bekommen, doch alle Forschungen beschränken sich auf kleine Segel, die in einen Cubesat passen. Die NEA Scout Mission soll einen 6U Cubesat einsetzen. Hier wird das Segel 85 m² groß sein bei einer Masse von < 3,5 kg. Das transferiert sich in ein Flächengewicht von 41,1 g/m². Demgegenüber wiegen extrem leichte Folien nur 10-12 g/m². Allerdings wiegen bei diesen kleinen Segeln die Streben unverhältnismäßig viel – ihre Länge steigt linear mit dem Durchmesser, die Fläche aber quadratisch.

Nimmt man die 70 g/m² für eine Strebe die, die DLR schon erreichte und 10 g/m² das ebenfalls die DLR als Flächenmasse ansetzte sowie 90 % der Masse für das Siegel (Rest Behälter und Entfaltmechanismus) so kommt man auf folgende Daten:

 

Parameter

Wert Sonnensegelmission

Startmasse:

5.500 kg

Davon Nutzlast

2.075 kg

Davon Segel

3.082 kg

Davon Behälter + Entfaltmechanismus

343 kg

Größe des Segels

297.352 m²

Kantenlänge:

545,3 m

Schub (90 % Reflexionsgrad)

2,42 N @ 1 AE

Vergleichen wir nur den Schub, so sieht es für das Sonnensegel besser aus. Als weiterer Vorteil nimmt der Schub noch zu, wenn man sich mehr als 0,7 AE der Sonne nähert. Bei den Ionentriebwerken muss man spätestens bei doppelter Leistung der Paneele die Leistungsabgabe begrenzen. Allerdings wird man den Schub nicht voll ausnutzen können, man möchte ja abbremsen. Würde man das Siegel genau auf die Sonne ausrichten so würde es die Sonde dagegen beschleunigen. Man wird es im 45-Grad-Winkel ausrichten, dann reflektiert es die Photonen in oder gegen die Bahnrichtung. Nur sinkt dann durch den schrägen Einfall auch der Reflexionsgrad auf 64% ab. Bei einer Simulation mit diesen Daten erreicht man in 310 Tagen eine 46 x 63 Millionen km Bahn. Die ist schon zu eng. Die Lösung wäre eine Freiflugphase oder man vergrößert das Segel leicht, denn bei 321.000 m² bekommt man eine sehr gute Bahn mit einem Aphel von 65,4 Millionen km. (Erstaunlicherweise wird die Bahn sowohl kreisförmiger bei kleinen wie sehr großen Segeln. Nur bei einer bestimmten Größe hat man die gewünschte elliptische Bahn.

 

Parameter

Ionentriebwerk

Sonnensegel

Reisedauer:

200 Tage

292 Tage

Mit Freiflugphase

262 Tage

308 Tage

Umlaufbahn

46 x 69,03 Millionen km.

46 x 65,4 Millionen km

DV zu Merkur

133,6 m/s

776 m/s

Das dV habe ich nur als Anhaltspunkt angefügt. Natürlich wird man es gegen Null bringen, doch dann braucht man eine Freiflugphase, die ich hier nicht mitsimuliert habe. Trotzdem schneidet der Ionenantrieb besser ab als das Sonnensegel, obwohl ich die Fläche dessen um 10% erhöht habe, um die merkurähnliche Bahn zu erreichen. Warum? Nun berücksichtigt man die schräge Stellung, dann liegen die Sonnensegel schon anfangs im Schub hinten (1,83 zu 2,08 N). Das hat zwei Effekte: zum einen nähert sich das Sonnensegel langsamer der Sonne, nimmt also langsamer Fahrt auf. Zum anderen wird die Sonde mit Ionenantrieb laufend leichter, weshalb die Beschleunigung noch größer wird. Die Entfernung von 105,7 Millionen km, ab diesem Punkt muss man die Solarpaneele schräg stellen um die Energieaufnahme auf das doppelte bei Erdnähe zu begrenzen, erreicht die Sonde mit Ionenantrieb nach 127 Tagen, das Sonnensegel erst nach 164 Tagen. Ab hier steigt nun die Beschleunigung stärker an als beim Ionenantrieb, doch der hat schon 750 kg Masse verloren, was ihm noch einige Millionen km einen weiteren Vorteil gibt.

Die Sache ist also klar – selbst bei dieser Mission, die für Sonnensegel maßgeschneidert ist, schneidet der Ionenantrieb besser ab. Zudem ist der Sprung zu den realisierten Missionen enorm - okay hier wäre es auch ein Sprung in der Leitung um den Faktor 10 (Dawn hatte Arrays mit 11 kW Leistung, hier 100 kW), aber bei Sonnensegeln reden wir von heute unter 1000 m² Fläche. Da ist hier der Sprung um den Faktor 300!

Noch außer der Reihe mit einem Sonnensegel von rund 30.0000 m² Fläche wäre BepiColombo in rund 7 Jahren bei Merkur – genauso lange wie mit Flybys, nur wäre das eine fast kreisförmige Bahn in 58 Millionen km Entfernung also nicht die Zielbahn, da Merkurs Bahn sehr elliptisch ist (46 x 69,82 Millionen km zudem 7 grad zur Ekliptik geneigt).

Was bleibt? Nach wie vor sind Sonnensegel eine Nischenlösung. Zugegeben, man gibt sich auch nicht viel Mühe sie aus der Nische herauszubringen. Als aktuelles Projekt der NASA fand ich einen NEA-Scout – eine Cubesat-Mission (6U, die bei der SLS EM1 Mission mitstarten soll. Bei 14 kg Gewicht entfallen 3,6 kg auf das Sonnensegel mit 85 m² Größe. Der Erkenntnisgewinn dürfte klein sein, schon alleine wegen der beschränkten Nutzlast und auch Kommunikationsmöglichkeiten von so kleinen Sonden. Bei größeren Segeln stellt sich nicht nur die Frage der Entfaltung so großer Strukturen, sondern auch der Stabilisierung. Schließlich muss es in einem genauen Winkel zur Sonne gehalten werden. Der Strahlungsdruck wird es aber versuchen zu drehen. Dafür wurden dann wieder Ionenantriebe vorgeschlagen, sodass eine solche Mission auch nicht ohne auskommt. Würde es in einer Erdumlaufbahn entfaltet müsste man nicht nur sehr hoch gehen (siehe beim Blog dazu) sondern hätte dann auch noch die Erdatmosphäre als weitere Störgröße. Ich glaube kaum das man Sonnensegel in einer Erdumlaufbahn entfalten wird, bei Ionenantrieben wäre der Start von der Erdumlaufbahn aus zumindest denkbar.

 


Sitemap Kontakt Neues Impressum / Datenschutz Hier werben / Your advertisment here Buchshop Bücher vom Autor Top 99