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Web Log Teil 554: 11.5.2019 - 18.5.2019

11.5.2019: Alles so schön blau hier

Passend zu den Plänen von Pence bis 2024 auf dem Mond zu landen hat nun Blue Origin ihren "Blue Moon" Lander vorgestellt, an dem sie schon drei Jahre arbeiten. Übrigens ein saublöder Name, denn den Begriff gibt es auch normal im englischen, sodass sich die Faktensuche deutlich erschwert. So könnten dann auch tatsächlich die Pläne von Pence gelingen. Würde mich nicht wundern, wenn nächste Woche noch eine Firma die Aufstiegsstufe vorstellt, denn der Lander besteht nur aus der Abstiegsstufe.

Schon beim Bild des Mockups mit Bezos wird deutlich: das Ding ist riesig. Ich schätze (ohne genaue Messung nur vom Bild her) es etwa dreimal höher als einen Menschen ein, was dann so auf 5+ m Höhe herausläuft. Die Mondlandestufe von Apollo war 3,30 m hoch. Auch ist es breiter, geschätzt über 7 m, das LM war 4,21 m breit.

Dagegen ist das Gewicht eher klein. 15 t werden angegeben, doch das passt zur Nutzlast der New Glenn von 45 t in den Erdorbit. Es soll 3,6 t direkt landen können. Die Apollo-Aufstiegsstufe wog 4,9 t. Eine Version mit gestreckten Tanks soll dann 6,5 t landen können.

Ein Grund für die Größe dürfte die Wahl des Antriebs sein. Verwendet wird LOX/LH2. Ein neues Triebwerk BE-7 mit einem Schub von 45 kN wird dafür entwickelt. Alleine den Kugeltank schätze ich auf 2,6 m Durchmesser - zwei davon können dann 1,28 t Wasserstoff aufnehmen, was mit Sauerstoff (6:1) zu einer Gesamttreibstoffzuladung von 9 t führt, das passt dann recht gut zur Masse.

Dann geht es aber mit den Ungereimtheiten los. Beim Start 33 klbs schwer, soll der Lander bei der Landung nur noch 7 klbs wiegen. Wenn man von einem effizienten LOC/LH2-Antrieb ausgeht und das BE-7 scheint, wegen der langen Düse ein solcher zu sein, und einem spezifischen Impuls von 4400 m/s, so kommt man auf bei 4400 * ln( 33 /7) auf eine Geschwindigkeitsänderung von 6822 m/s. Viel zu viel. Bei einer direkten Landung wären es mit Verlusten für das Abbremsen und Polster für das Schweben maximal 3000 bis 3200 m/s. Da das Triebwerk bei einem auf ein Drittel reduzierten Schub (15 kN) noch zu schubstark für eine Schwebephase ist, kommt aber eine Schwebephase nicht in Frage, denn dann wiegt der Lander schon zu wenig (er dürfte dann minimal 9 t wiegen). Zwei mögliche Erklärungen: Man hat lbs mit kilogramm verwechselt, dann passt es: 15 t Start 7 t Endmasse - 3,35 km/s Geschwindigkeitsänderung oder es kommen noch die 3,6 t Nutzlast dazu, dann beträgt auch die Landemasse 6,8 t. Offen ist auch, ob bei den 15 t Startmasse die Nutzlast mit drin ist oder nicht. Ich tippe darauf, dass sie mit drin ist, denn schon 3,35 km/s Geschwindigkeitsänderung sind recht viel. Surveyor kam bei der direkten Landung mit 2,8 km/s aus.

Das Rätsel, das sich mir allerdings vorwiegend stellt, ist, warum Blue Origin nur die Landestufe entwickelt. Sie alleine nützt ja nichts außer man nutzt sie als Transporter für schweres Gerät, Vorräte oder ein Habitat (wobei die Astronauten dann jedes Mal rund 5 m hoch und runter kletter müssen, und das in Raumanzügen). Zwei Erklärungsmöglichkeiten:

Auch für einen Milliardär wie Bezos übersteigt die Aufstiegsstufe das Budget. Während die Landestufe im Prinzip ein aufgebohrter Antrieb ist, muss die Aufstiegsstufe bei einem sehr geringen Gewicht sicher für eine Besatzung sein. SpaceX beweist gerade mal, wie man hier versagen kann. Bei einem so erprobten und einfachen System wie einer Kapsel die an Fallschirmen landet scheitert sie in einem Monat zweimal kläglich. Erst sprengt Sie die Kapsel in die Luft, dann entfalten sich die Fallschirme nur teilweise.

Bezos will, da es praktisch nur einen Kunden für die bemannte Mondlandung gibt, die NASA, zusammen mit dieser die Aufstiegsstufe entwickeln und bietet sich durch die entwickelte Abstiegsstufe als bester Kandidat für einen Auftrag an.

Ein Grundproblem ist natürlich immer noch gegeben - wie kommt das ganze zum Mond und zurück? Von der Treibstoffbilanz würde ich auf eine direkte Landung tippen. Sonst wäre das Gefährt bei der Landung schwerer. Doch eine Kapsel, die man für den Wiedereintritt braucht und eine Rückstartstufe bekommt man in den 3,6 t nicht unter, auch nicht in 6,5 t. Eine Apollkapsel wog 5,5 t. Die Masse kann man für den Start vom Mond verdoppeln. Crew Dragon und Orion sind noch schwerer und wiegen 9 bis 10 t.

Selbst die SLS könnte aber Orion und Blue Moon nicht zusammen befördern. Auch würde man dann keine direkte Landung durchführen. Die New Glenn ist dazu zu klein, man bräuchte die Starts dieser Rakete, um auf die Nutzlast zu kommen.

Alles in allem: Viel mehr Fragen als Antworten.

13.5.2019: Mit Safer zu Jupiter, Uranus, Neptun

Da ich über den NASA-Reaktor SAFER gestoßen bin, kann ich nun endlich einmal Orbitermissionen zu den äußeren Planeten mit Ionenantrieb angehen. Ich habe mich für ein modulares Konzept entschieden mit einem festen Ionenmodul und einer wechselnden Nutzlast, wobei da es sich um Orbiter zu Gasriesen handelt, auch diese identisch oder ähnlich sein können.

Konzeption

Da man für die äußeren Planeten eine hohe Geschwindigkeit aufbauen muss, startet man am besten von einer niedrigen Erdumlaufbahn aus. Die 7 km/s die man für die Fluchtbahn von der Erde zusätzlich braucht, fallen dann nicht so sehr ins Gewicht. Eine Atlas V 401 wäre die kleinste US-Trägerrakete die der NASA wertvolle Nutzlasten anvertraut. Sie kann maximal 9 t transportieren. Dies ist aber strukturell beschränkt. Dafür kann man eine elliptische Bahn einschlagen. Ich gehe nach einer Simulation von 380 x 1.000 km x 27,8 Grad aus. Für diese habe ich eine Nutzlast von 9 t errechnet. Lockheed-Martin gibt 10,3 t als Maximalnutzlast der Atlas 401 an.

Das Ionenmodul

Bei 9 t Nutzlast ist ein SAFER-Reaktor schon etwas wenig, denn er wiegt nur 526 kg. Ich habe daher drei angesetzt. Als Ionenantrieb habe ich wegen des benötigten hohen Schubs das NEXIS genommen, das immerhin den Prototypstatus verlassen hat. Es hat auch einen hohen spezifischen Impuls.

Für den Treibstoff habe ich Xenon im verflüssigten Zustand genommen, das senkt etwas die Tankmasse. (Anteil: 0,11 der Treibstoffmasse) Für Strukturen zusätzlich zu Stromversorgung, Treibstofftanks und Triebwerke habe ich konstant 500 kg angesetzt. Die Treibstoffzuladung resultiert aus dem geforderten Antriebsvermögen:

Planet

DV Erdfluchtbahn

DV Erdumlaufbahn → Transferbahn

DV Einschwenken Planet

DV Planetenmanöver

Dv Gesamt

Jupiter

7,16 km/s

9,1 km/s

5,4 km/s

1 km/s

22,7 km/s

Saturn

7,16 km/s

10,6 km/s

5,4 km/s

1 km/s

24,2 km/s

Uranus

7,16 km/s

11,6 km/s

4,7 km/s

3,7 km/s

27,2 km/s

Neptun

7,16 km/s

12 km/s

4,1 km/s

1 km/s

24,3 km/s

Zur Erklärung: die genauen Geschwindigkeiten (mit Ausnahme des Verlassens der Erde) muss man durch Simulation ermitteln. Ich habe daher die Geschwindigkeiten auf Hohmannbahnen angegeben. In der Realität werden sie bei der Transferbahn höher sein, da das Perihel ansteigt, das senkt aber wieder die Geschwindigkeit beim Einschwenken in den Planeten ab.

Bei den Planetenmanövern habe ich bei Jupiter, Saturn und Neptun nur die Geschwindigkeiten angegeben die man braucht, um in eine stabile Umlaufbahn einzuschwenken. Darauf folgende Bahnänderungen kann man bei diesen Planeten durch Swing-Bys an den größeren Monden Io, Europa, Ganymed, Kallisto, Titan und Triton durchführen. Solche Monde fehlen bei Uranus und daher wurde hier noch die Geschwindigkeit hinzuaddiert, um die Umlaufbahn von einer 44.400 x 5 Mill. Km auf eine niedrige Kreisbahn abzusenken.

Damit kann man das Antriebsvermögen mit einigen Reserven auf maximal 28 km/s festlegen und kommt so zu folgender Gewichtsbilanz im Worst Case / Best Case Fall:

System

Gewicht

Nutzlast

3.062 kg (Uranus) bis 3.462 kg (Jupiter)

Treibstoff:

2.847 kg (Uranus) bis 2.460 kg (Jupiter)

Tanks:

314 kg

SAFER: (3)

1.578 kg

Triebwerke: (12)

598 kg

Strukturen:

500 kg

Das sind komfortable Nutzlasten. Damit man einen Vergleich hat: Cassini wog 2.125 kg ohne Treibstoff, aber leeren Tanks und RTG. Die beide hier wegfallen. Die 2.500 kg reichen also noch für eine Atmosphärenkapsel zusätzlich. Im Folgenden habe ich immer die gleiche Nutzlast, nämlich die minimale von 3062 kg angesetzt.

Stufe 1: Verlassen der Erde

Das Verlassen der Erde ist noch bei allen drei Sonden gleich. Ich habe die Simulation ausgehend von einer 380 x 1000 km Bahn laufen lassen, bis die Grenze der Einflussphäre in 924.000 km Distanz erreicht ist. Der Grund: So gewinnt die Sonde eine leichte Überschussgeschwindigkeit, die man dann auf der Sonnenumlaufbahn addieren kann. Man erhält folgende Daten:

Parameter

Wert

Startmasse:

9.000 kg

Endmasse:

8.165 kg

Resttreibstoff:

2.013 kg

Geschwindigkeitsüberschuss:

250 m/s

Geschwindigkeitsänderung:

7.160 m/s

Dauer:

125 Tage

Stufe 2: Transferbahn zum Planeten

Hier habe ich die Simulation laufen lassen, bis das Aphel wenige Millionen km vor der mittleren Entfernung des Planeten von der Sonne liegt. Das lässt noch Spielraum für das Anheben für das Einfangen und ist immer noch sicher in der Einflusssphäre des Planeten.

Parameter

Jupiter

Saturn

Uranus

Neptun

Startmasse:

8.165 kg

8.165 kg

8.165 kg

8.165 kg

Endmasse:

7.208 kg

7.012 kg

6.882 kg

6.634 kg

Resttreibstoff:

1.055 kg

859 kg

729 kg

481 kg

Geschwindigkeitsänderung:

9.177 m/s

9.256 m/s

12.590 m/s

13.102 m/s

Dauer:

2 Jahre 23 Tage

5 Jahre 160 Tage

13 Jahre 322 Tage

29 Jahre 34 Tage

Für Uranus und Neptun kommt man auf eine zu hohe Dauer, weil man Hohmannbahnen als Ausgangsbasis hat. Das werde ich in einem weiteren Schritt noch optimieren.

Stufe 3:Angleichen der Umlaufbahn an den Planeten

Parameter

Jupiter

Saturn

Uranus

Neptun

Startmasse:

7.208 kg

7.012 kg

6.882 kg

6.634 kg

Endmasse:

6.713 kg

6.540 kg

6.480 kg

6.480 kg

Resttreibstoff:

560 kg

387 kg

327 kg

327 kg

Geschwindigkeitsänderung:

4.989 m/s

5.096 m/s

4431 m/s

3914 m/s

Dauer:

71 Tage

70 Tage

61 Tage

52 Tage

Rest-dV

6411 m/s

4.489 m/s

3.811 m/s

3.811 m/s

Für Uranus habe ich noch die Abbremsung in eine Bahn mit einem Peripunkt von 70.000 km und einem Start-Apopunkt von 5 Millionen km berechnet. Nach 1 Jahr 81 Tagen hat man eine Bahn erreicht, die bis zum äußersten Uranusmond Oberon reicht. Nach etwas über 2 Jahren auch eine 37.500 km hohe Kreisbahn (über den Ringen). Trotzdem sind noch rund 250 kg Treibstoff übrig. Bei den anderen Planeten kann man die Geschwindigkeitsdifferenz für eine erste Bahn leicht bei Annäherung abbauen. Bei Neptun wäre ein Vorbeiflug an Triton hilfreich.

Zwischenbilanz

Man kommt zu den Planeten. Mit einer großen Reserve an Treibstoff und einer hohen Nutzlast. Für Uranus und Neptun aber mit sehr langen Reisezeiten. Das liegt an den Hohmannbahnen. Für Jupiter und Saturn ist das Konzept schon jetzt tragfähig. Zu Jupiter kommt man in unter 3 Jahren aus einer Erdumlaufbahn - schneller geht es über Swing-Bys im inneren Sonnensystem auch nicht und selbst eine Hohmanntransferbahn benötigt 2 ¼ Jahre. Ebenso sind die rund 6 Jahre zu Saturn vergleichbar mit der Reisedauer von Cassini - nur benötigte Cassini trotz Swing-Bys eine Titan 4B (heute: Delta Heavy) zum Start und keine Atlas 401.

Schneller zum Ziel

Für das anspruchsvollste Ziel: Neptun habe ich eine weitere Berechnung angestellt. Die Nutzlast liegt nun fix bei 2500 kg. Es sind vier anstatt drei SAFER um mehr Leistung für eine schnellere Beschleunigung zu haben. Daraus ergibt sich folgende Berechnung:

System

Gewicht

Nutzlast

2.500 kg

Treibstoff:

2.617 kg

Tanks:

288 kg

SAFER: (4)

2.106 kg

Triebwerke: (17)

990 kg

Strukturen:

500 kg

8154 kg verlassen die Erde nach 90 Tagen mit einer Überschussgeschwindigkeit von 430 m/s. Für die Reise zu Neptun habe ich nun eine Zeitgrenze gesetzt: 12 Jahre. In dieser Zeit kommt man zu Neptun nur mit einer hyperbolischen Bahn. Immerhin nach 22 Tagen hat man in Neptunentfernung die Geschwindigkeit soweit abgebremst, das man nur noch 30 m/s relativ zu Neptun hat und sich einfangen lassen kann. Es kommen noch 6.467 kg an mit 84 kg Resttreibstoff.

Für Uranus reicht eine Ellipse mit einem Aphel von 3900 Millionen km, um in 10 Jahren zu Uranus zu gelangen. Hier ist man nach weiteren 79 Tagen den Uranus erreicht mit 6883 kg Restmasse und in die hochelliptische Umlaufbahn gelangen noch 6.531 kg Restmasse. Für die Absenkung der Bahn braucht man dann den restlichen Treibstoff, es bleibt hier praktisch nichts übrig. Trotzdem dauert es knapp 3 Jahre weil man nur um Treibstoff zu sparen um den planetennächsten Punkt den Antrieb betrieben kann. Aber man ist ja schon in einer Umlaufbahn und kann den Uranus erkunden.

Andere Ziele

Es gäbe noch andere Ziele im äußeren Sonnensystem. Relativ unkompliziert sind Asteroiden im Gürtel zwischen Mars und Jupiter. Sie sind vergleichsweise erdnah, die Reisezeiten daher kurz. Hier würde sogar ein SAFER ausreichen, wenn man Reisedauern erlaubt wie man sie heute schon gewohnt ist - Juno brauchte auch 5 Jahre zu Jupiter. Wegen des kleinen Geschwindigkeitsbedarfs (etwa 18 km zu Ceres) könnte man auch mit einem Start zwei Sonden auf den Weg bringen.

Das gilt auch für die Trojaner, das sind Asteroiden, die durch den gravitativen Einfluss von Jupiter sich um dessen Umlaufbahn befinden, aber vor oder hinter ihm. Zu einem wird PSYCHE aufbrechen.

Erreichbar wäre auch gut Chiron. Chiron ist ein wirklich interessantes Objekt. Es it der größte und am besten erforschte Planetoid der Zentaurengruppe. Sein Orbit liegt zwischen dem von Saturn und Uranus und er ist 218 km groß, also relativ groß. Man hat bei ihm 1991 eine Koma entdeckt, sodass er auch als "verhinderter" Komet gilt. Aufgrund seiner Umlaufbahn wäre er schneller erreichbar als Uranus mit einem Geschwindigkeitsaufwand von nur 22 km/s, in etwa so viel wie für Jupiter.

Schwierige Ziele

Theoretisch kann man ja alles erreichen, wenn man nur genügend Zeit hat. Doch die haben wir nicht. Die längsten Missionen, die es bisher gab, lagen knapp über 10 Jahren, bis man am Endziel ankam wie:

Geht es um Körper des Kuiper Gürtels, so gibt es dazu nur einen Weg: anfangs sehr stark beschleunigen und kurz vor dem Ziel abzubremsen. Bei 2000 kg Nutzlast ist man so nach 125 Tagen in einer Sonnenumlaufbahn. Nach weiteren 6 Jahren, 240 Tagen (davon 178 Tage angetrieben) auf einer hyperbolischen Bahn in 4400 Millionen km Entfernung. Bremst man nun ab, so ist man nach 101 Tagen auf der Bahn von Pluto angekommen. In der Realität wird man das langsam machen, und erst kurz vor Pluto abbremsen. Immerhin kommt man so in realistischen Zeit zu Pluto. Für noch entferntere KBO ist aber auch das keine Lösung, weil man sonst extrem viel Treibstoff benötigt, um auf tolerierbare Reisezeiten zu kommen.

16.5.2019:

Da ich das Gefühl habe, wenn ich in den letzten Wochen Ergebnisse von Berechnungen vorgestellt habe, das das Echo etwas mau war, habe ich mir heute etwas rausgesucht, wo jeder seinen Senf beitragen kann und wo man mangels Fakten wild spekulieren kann. Von der New Glenn kennt man eigentlich nur Folgendes:

Das Erste, was dem Kenner auffällt, ist die niedrige Nutzlast. Man kann die Startmasse der Rakete aus dem Schub abschätzen. Wenn wir ein Analogon zur Atlas V mit ähnlichen Treibstoffen in der ersten Stufe ziehen, dann ist die Rakete 5 x schubstärker. Die Nutzlast ist aber kleiner. Die DEC-Version der Atlas 401 bringt 12,5 t in den LEO, die 401 SEC 4,75 t in den GTO. Vor allem die hohe Abnahme der Nutzlast in den GTO erstaunt. Eine Möglichkeit könnte sein, das es ein GTO mit einem ΔV von 1500 m/s wie ihn Arianespace anbietet ist. Aufgrund der nördlichen Lage vom Cape muss die Rakete, da mehr leisten, um die Inklination abzubauen oder das Apogäum zu erhöhen. Doch beginne ich mal systematisch. Als Erstes kann man die Startmasse abschätzen. Die meisten mit flüssigen Treibstoffen angetriebenen Raketen starten mit einer Beschleunigung von 1,25 g. Das erlaubt einerseits einen stabilen Start. Auf der anderen Seite kann man so die Startmasse maximieren. Bei 17,1 MN Startschub sind das 1.368 t. Davon gehen noch 50 t maximal für die Nutzlastspitze ab. (45 t Nutzlast, 5 t Verkleidung). Das Zweite sind die spezifischen Impulse. Beide Triebwerke arbeiten nach dem Hauptstromverfahren. Das sollte hohe spezifische Impulse ermöglichen. Ich habe für die Berechnung trotzdem geringe Werte angesetzt, um der geringen Nutzlast Rechnung zu tragen. Für das BE-4 3600 m/s im Vakuum und 3250 m/s auf Meereshöhe und für das BE-3 4400 m/s im Vakuum. Nur als Vergleich: mit Methan/LOX müsste man problemlos auf 3700 m/s kommen und mit LOX/LH2 auf 4500 m/s, wenn man im Hauptstromverfahren arbeitet. Ebenso bei den Strukturfaktoren. Für LOX/Kerosin gibt es viele Erfahrungswerte und oberhalb 100 t Masse lagen die meisten US-Raketen so bei einem Strukturfaktor von 17 bis 18. So auch die S-IC der Saturn V und Atlas V CCB. Bei LOX/LH2 gibt es weniger Werte für große Stufen. Aber die Ariane 5 EPC kommt bei selbem Schub auf 11,9. Ich habe hier einen Faktor von 12 angesetzt. Auch dies sind konservative Werte. Das Erste, was ich machte, war die Visualisierung, wie die Stufen wohl aufgeteilt sind. Mit den obigen Werten (Mittel des spezifischen Impulses für die erste Stufe: 3450 m/s) und 1.600 m/s für Aufstiegsverluste kommt man zu den beiden Diagrammen. Es ist natürlich, dass man für verschiedene Orbits zu verschiedenen Ideallösungen kommt. Je höher die Geschwindigkeit desto kleiner die Oberstufe. Eine Oberstufe mit 30 % des Startgewichts senkt die GTO-Nutzlast auf 33 t ab, das sind etwa 10 % weniger als bei der idealen Lösung. Umgekehrt kostet die kleine Oberstufe 4 t LEO-Nutzlast. Die Stufe mit 30 % Startmasse ist viel zu groß. Da reichen die beiden BE-3U als Antrieb kaum aus. Realistisch ist eher die Stufe mit 18 % Anteil an der Startmasse. Trotzdem ist das noch schwer. Das wären rund 240 t bei nur 134 t Schub. Aber es erscheint umsetzbar. Mit den Daten bin ich nun an eine Detailsimulation gegangen, um die Stufendaten zu ermitteln. Erneut für eine Endgeschwindigkeit von 11,8 km/s, das entspricht GTO mit 1600 m/s Verlusten. Ich bin von einer Startmasse von 1100 t für die erste Stufe ausgegangen und habe die zweite Stufe berechnen lassen. Heraus kam dieses:

Vollmasse Leermasse spez. Impuls Geschwindigkeit Strukturfaktor
1.100.000,00 kg 64.705,9 kg 3.450,0 m/s 4.855,3 m/s 17,0
234.541,58 kg 19.545,1 kg 4.400,0 m/s 6.945,1 m/s 12,0
Gesamtstartmasse: 1.370.883,4 kg
Nutzlast: 36.341,8 kg = 2,7 Prozent der Startmasse
Die Startmasse passt. Doch wie bei der ersten Simulation kommt man auf eine viel höhere Nutzlast als in der Realität: 36 anstatt 13 t. Das kann verschiedene Ursachen haben. Vielleicht deutlich schlechtere Werte für die Rakete als angenommen, oder viel höhere Aufstiegsverluste. Zeit also es genau durchzurechnen. In der Aufstiegssimulation habe ich dies getan. Hier das Ergebnis:

Rakete: New Glenn

Startmasse [kg] Nutzlast [kg] Geschwindigkeit [m/s] Verluste [m/s] Nutzlastanteil [Prozent] Sattelpunkt [km] Perigäum [km] Apogäum [km] Inklination [Grad]
1.372.374 29.000 10.281 2.243 2,11 160,00 200,00 35790,00 90,00
Startschub [kN] Geographische Breite [Grad] Azimut [Grad] Verkleidung [kg] Abwurfzeitpunkt [s] Startwinkel [Grad] Konstant für [s] Starthöhe [m] Startgeschwindigkeit [m/s]
17.100 28 90 6.000 220 90 6 10 0
Stufe Anzahl Vollmasse [kg] Leermasse [kg] Spez.Impuls (Vakuum) [m/s] Schub (Meereshöhe) [kN] Schub Vakuum [kN] Brenndauer [s] Zündung [s]
1 1 1.100.000 64.706 3.600 17100,0 18600,0 200,38 0,00
2 1 237.374 19.773 4.400 1340,0 1340,0 714,51 205,00

Simulationsvorgaben

Azimuth Geografische Breite Höhe Startgeschwindigkeit Startwinkel Winkel konstant
90,0 Grad 28,3 Grad 10 m 0 m/s 90 Grad 6,0 s
Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht
Perigäum Apogäum Sattelhöhe
Vorgabe 200 km 35.790 km 160 km
Real 200 km 35.807 km 160 km
Inklination: Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
28,2 Grad 267 km 267 km 38.000 kg 38.421 kg 913,3 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2 Nr. 3 Nr. 4
Zeitpunkt 71,2 s 136,0 s 236,0 s 360,0 s
Winkel 62,0 Grad 34,0 Grad 12,4 Grad 6,5 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung Start Rollprogramm Winkelvorgabe Winkelvorgabe Verkleidung Winkelvorgabe Winkelvorgabe Orbitsim Sim End
Zeitpunkt 0,0 s 6,0 s 71,2 s 136,0 s 210,0 s 236,0 s 360,0 s 772,7 s 913,3 s
Höhe: 0,00 km 0,65 km 13,47 km 43,58 km 108,37 km 134,40 km 209,70 km 186,91 km 267,41 km
Dist: 0,0 km 0,0 km 0,0 km 0,7 km 12,8 km 24,8 km 151,2 km 2240,6 km 4253,5 km
v(v): 0 m/s 24 m/s 410 m/s 898 m/s 1393 m/s 1213 m/s 309 m/s -2550 m/s -4538 m/s
v(h): 410 m/s 408 m/s 639 m/s 1573 m/s 3740 m/s 3851 m/s 4408 m/s 6831 m/s 8178 m/s
v: 0 m/s 452 m/s 767 m/s 1856 m/s 4058 m/s 4126 m/s 4622 m/s 7795 m/s 10182 m/s
Peri: -6378 km -6368 km -6353 km -6216 km -5457 km -5390 km -4975 km -138 km 200 km
Apo: -6378 km 1 km 19 km 65 km 190 km 197 km 218 km 513 km 35807 km
Zeit: 0,0 s 6,0 s 71,2 s 136,0 s 210,0 s 236,0 s 360,0 s 772,7 s 913,3 s

Parameter der Stufen

nr.: Geschwindigkeit Maximalhöhe Maximaldistanz Flugzeit Perigäum Apogäum Inklination
1: 4.059,0 m/s 188,3 km 560,3 km 591,8 s -5.468,5 km 188,4 km 33,7 Grad

Diagramme

Die Schätzung war nicht schlecht. Ich komme auf 38,6 t in den GTO, realistisch eher 37 t, weil meine Simulation immer etwas optimistischer als die Wirklichkeit ist. Was auffällt ist der hohe Buckel. Er ist energetisch ungünstig, und kommt dadurch zustande das die Rakete am Start stark vertikal beschleunigt, damit die Bahn niemals unter das Minimum (hier 160 km) rutscht, und ergibt sich aus dem kleinen Schub der BE-3U der zweiten Stufe und ihrer hohen Masse bei mehr Nutzlast ist er noch ausgeprägter. Hier derselbe Plot für LEO: Die Rakete muss bis auf 360 km Höhe steigen, die Nutzlast für LEO beträgt nur noch 73 t mit Aufstiegsverlusten von 2249 m/s anstatt 1652 m/s. Die kleine Oberstufe scheint also die richtige Wahl zu sein. Ich habe sie trotzdem noch zweimal verkleinert um je 40 t bei sonst gleichen Parametern und die erste Stufe als Ausgleich um je 40 t schwerer gemacht, um zu sehen, ob man durch geringere Aufstiegsverluste doch noch etwas gewinnen kann und hier die Ergebnisse:

Startmasse erste Stufe Startmasse zweite Stufe Nutzlast GTO Verluste
1100 t 234 t 38,6 t 1652 m/s
1140 t 194 t 42,4 t 1270 m/s
1180 t 154 t 43,1 t 1112 m/s

Die Abbildung der Stufe mit 154 t Masse für eine LEO-Mission zeigt, das der Buckel deutlich abgenommen hat, bei höheren Geschwindigkeiten verschwindet er völlig. Die kleinere Stufe (mit schlechterem Impuls) wurde komplett durch die um 500 m/s geringeren Gravitationsverluste kompensiert. Für einen supersynchronen GTO mit einem Apogäum in 66.000 km Höhe sinkt die Nutzlast auf 39,3 t und für den 200 km eo sind es 92,4 t. (Nach der Simulation - sie liefert aber um 1-3 % höhere Werte als die Realität, zieht also in Gedanken 1-3 t ab). Die kleine Stufe hat auch noch für andere Bahnen Vorteile: Da die Trockenmasse um 7 t kleiner als bei 234 t Startmasse ist. Steigt die Nutzlast für höhere Umlaufbahnen wie die militärisch wichtigen GEO-Bahnen (+1800 m/s), Mondtransferbahnen (+700 m/s) oder Marstransferbahnen (+1400 m/s) weniger stark ab.

Die reale New Glenn

Bisher war alles Theorie - okay, das bleibt es mangelnder harten Fakten auch so. Aber es ist auffällig das ich auf zwei bis dreimal höhere Werte, als bei der realen New Glenn komme. Die Ursachen? Also an den Annahmen kann es nur bedingt liegen. Sie sind wirklich konservativ, vor allem bei den spezifischen Impulsen. Die Strukturfaktoren sind auch erreichbar, und zwar ohne sich besonders anzustrengen. Die Atlas V CCB hat einen besseren Strukturfaktor bei getrennten Tanks ohne Innendruckstabilisierung. Die Hauptursache dürfte in der Bergung liegen, die ja auch New Origin anstrebt. Bei der Falcon 9 wo die Verluste bekannt sind musste ich für die Seelandung 13 t Treibstoff zuladen, bei der Landlandung sogar 44 t - weitaus mehr als die Stufe trocken wiegt. Das senkt die Nutzlast deutlich ab. Ob sich es sich in der Summe rechnet, wenn man so die Nutzlast halbiert, (LEO) bzw. sogar drittelt (GTO) wage ich zu bezweifeln. Allerdings habe ich auch so Zweifel an den Angaben von Blue Origin. Sie sind, was die Nutzlast angeht, her einfach "zu schlecht". Bei SpaceX sinkt auch die Nutzlast ab, aber nicht auf die Hälfte oder ein Drittel. Vor allem der hohe Unterschied zwischen LEO und GTO-Nutzlast ist auffällig. Er wäre nur durch eine sehr große zweite Stufe, wie die erste (234 t) modellierte zu erklären. Eine solche kann bei der Wiederverwendung von Vorteil sein, denn die Abtrenngeschwindigkeit ist dann nicht so hoch. Das ist auch der Grund, warum Space eine überdimensionierte Oberstufe einsetzt. Als Preis sinkt die Nutzlast für hohe Geschwindigkeiten überproportional ab, weil man immer die hohe Trockenmasse der zweiten Stufe mitbefördert. SpaceX kann so mit der Falcon 9 keine GEO-Missionen durchführen, welche Delta 4 und Atlas V können, trotz nominell kleinerer LEO-Nutzlast. Das würde auch erklären warum Blue Origin für ihren Mondlander "Blue Moon" eine dreistufige Version plant. Eigentlich wäre die nicht nötig. Für die erste Version mit 234 t schwerer Oberstufe komme ich auf 27 t auf eine Mondtransferbahn - doppelt so viel, wie ihr Blue Moon Lander wiegt. Je höher die Geschwindigkeit desto kleiner der "Buckel". Bei einem Marskurs sinken die Verluste auf 1500 m/s und 24 t werden auf eine Marstransferbahn befördert. Eine Erklärungsmöglichkeit wäre, das Blue Origin auch die Oberstufe bergen will. Gehört habe ich davon bisher nichts, aber es würde den hohen Nutzlastverlust erklären und das man für Mondbahnen eine dreistufige Variante benötigt. Die hat auch den Vorteil, das eine kleinere (billigere?) Stufe verloren geht, denn anders als bei GTO oder LEO-Bahnen kann man sie nicht bergen. Eine komplett andere Frage ist, ob die Frage jemals klärbar ist. Es gibt einen großen Unterschied zu früher: man bekommt heute nicht mal die Basisinformationen über eine Rakete. Das gilt sowohl für die ohne Regierungsbeteiligung wie auch mit Regierungsbeteiligung entwickelten Raketen. Stattdessen werden Informationshäppchen verteilt, die alleine kaum nutzbar sind, wie vor einigen Tagen der Abschluss eines Vertrags für neue Oberstufentanks für Ariane 6 aus CFK-Werkstoffen. Sie sollen bis zu 2 t Nutzlast bringen. Als Information nutzlos, wenn man nicht mal die Daten der jetzigen Oberstufe kennt.

17.5.2019: Mit dem Sonnensegel zum Merkur

Bei der Renovierung meines Berechungsprogramms habe ich mir nun auch das Modul für Sonnensegel vorgenommen und damit wieder experimentiert. Ein Ergebnis will ich euch heute vorstellen. Aber fangen wir mal mit den Basics an.

Als ich mit der Raumfahrt anfing, so um 1980/81, galten Ionentriebwerke und Sonnensegel als Antriebe der Zukunft. Nun fast 40 Jahre später sind Ionentriebwerke als Satellitenantrieb etabliert, es gibt erste Satelliten, die sie als Antriebe nutzen und einige Raumsonden kamen ohne sie nie zu ihren Zielen. Auch wenn der Schritt, der am meisten Nutzlast bringt - das Hochspiralen vom Erdorbit in einen GEO oder eine Fluchtbahn - noch aussteht.

Mit Sonnensegeln sieht es dagegen mau aus. Es gab bisher nur wenige Tests und eigentlich nur einer, der von Ikarus war erfolgreich. Warum?

Nun es gibt einige Gründe. Der Erste ist, dass man mit Ionentriebwerken im Kleinen experimentieren kann, sie z.B. als Lageregelungstriebwerke zusätzlich zum chemischen Antrieb installieren kann. Das geht mit Sonnensegeln nicht. Ein typisches Ionentriebwerk zur Lageregelung hat einen Stromverbrauch von 0,3 bis 1 kW und einen Schub von 0.01 bis 0.04 N. Selbst unter optimalen Umständen bräuchte man ein Segel mit 1.200 bis 5.000 m² Fläche um diesen Schub zu erzeugen. Damit wären Satelliten kaum noch steuerbar. In niedrigen Erdumlaufbahnen ist es kaum einsetzbar, weil der Abbremsungseffekt durch die Restatmosphäre größer als die Beschleunigung ist, von der unbeabsichtigten Drehung mal ganz abgesehen.

Daneben sind die Ionentriebwerke ja nur ein Teilaspekt des Systems "Ionenantrieb". Man benötigt auch viel Strom, um sie zu betreiben. Da wogen früher de benötigten Solarzellen viel mehr als der Rest des Systems, sprich die Triebwerke, Stromwandler, Leitungen und Treibstofftanks. Als ich anfing mich für Raumfahrt zu interessieren, war der Rekord bei Solarzellen bei einer Leistungsdichte von 45,6 W/kg. Sprich ein Solarmodul das 20 kg wiegt (das ist ungefähr das Gewicht eines Solarmoduls, dass man sich aufs Dach montieren kann) lieferte damals rund 900 Watt (im Weltraum). Heute liegt man bei fest montierten Arrays bei 85 W/kg und bei flexiblen (ohne starre Wand, auf der die Zellen befestigt sind) bei 120 W/kg, 150 bis 170 W/kg könnten mit größeren flexiblen Arrays erreicht werden. Kurz die Stromversorgung ist um den Faktor 2 bis 4 leichter geworden. Entsprechend stieg die Nutzlast bei gleicher Missionszeit an.

Dagegen hat sich bei Sonnensegeln kaum etwas getan. Die Technologie ist einfach und die Herausforderungen sind die gleichen wie vor 40 Jahren. Im wesentlichen ist ein Sonnensegel eine dünne reflektierende Folie, die auf einer großen Fläche Licht reflektiert. Die Beschleunigung erfolgt durch den Strahlungsdruck des Lichts, nicht den Sonnenwind, der aus geladenen Teilchen besteht. Leider sind die Lichtteilchen Photonen per Definition masselos, sonst könnten sie nicht Lichtgeschwindigkeit erreichen. Andererseits haben sie natürlich Energie und diese Energie können sie auf das Sonnensegel übertragen. Nur ist das verdammt wenig. Es sind 9 N pro Quadratkilometer. Damit man einen Vergleich hat: Ein Lageregelungstriebwerk für einen Satelliten liegt bei 12 bis 22 N Schub, ein Ionentriebwerk bei 0,01 bis 0,2 N Schub. Man benötigt daher eine enorme Fläche für eine wesentliche Beschleunigung.

Weiterhin muss man dieses Segel platzsparend verpacken und im Weltraum entfalten können und zwar, ohne das es reist. Bisher gab es kleine Segel. IKAROS als erfolgreicher Versuch hatte ein 14 x 14 m großes Segel mit einer Masse von 15 kg. Für die Mission, die ich hier vorstelle, reden wir von 10.000 bis 25.000 m² Fläche, also der hundertfachen Fläche. Zudem muss es leichter werden. Eine Kenngröße ist die Flaächendichte, angegeben in Gramm pro Quadratmeter. Ikaros hatte eine von 76,5 g/m². Technisch umsetzbar sind Segel mit einer Flächendichte von knapp unter 20 g/m² inklusive der Verstrebungen. Sie sind ein weiteres Problem. Ein 10.000 m² großes Segel ist 100 x 100 m groß. Wenn es durch zwei Verstrebungen gehalten wird, dann sind die 140 m lang und sie müssen in einen kleinen Container passen. Alternativ nimmt man ein Seil, das kann man durch die Zentrifugalkraft straff ziehen. Nur ist dann die Steuerung schwierig. IKAROS arbeitete so, wurde aber nicht aktiv gesteuert. Vielleicht nimmt man in Zukunft einen Zwitter, ein Seil aus einem Kunststoff, der unter UV-Strahlung hart wird. So kann man aus einem Seil eine Strebe machen.

Auch bei den Materialen gibt es keine Wunder. Es gibt im Prinzip zwei mögliche Materialen. Sie sind in der Raumfahrt nicht neu, sondern weit verbreitet. Es sind Mylar und Kapton. Aus Mylar kann man extrem dünne und trotzdem reißfeste Folien herstellen. Das Material kennen viele von den Rettungsfolien als Bestandteil des Erste-Hilfe-Koffers eines KFZ. Aus Kapton kann man nicht so dünne Folien herstellen, aber es verträgt höhere Temperaturen. Mit Kapton sollte ein Sonnensegel bis 400°C aushalten können, mit Mylar 200 °C. Das ergibt bei 85 % Reflexionsgrad aber selbst bei Mylar eine Annäherung bis auf 40 bis 45 Millionen km. Rein theoretisch sollte man auch extrem leichte Segel herstellen können, indem man nachdem man die Folien mit Aluminium bedampft oder besser gesagt "gesputtert" hat, den Kunststoff auflöst. Doch wie man so dünne Alumniumschichten verpackt und wieder entfaltet ohne das sie reißen, ist offen.

Demonstriert wurden fertige Konstruktionen die um 20 g/m² wiegen. Damit sind Missionen ins äußere Sonnensystem wenig aktraktiv.

Besonderheit Merkur

Merkur ist auch für Ionenantriebe eine Herausforderung. Will man von der Erde aus eine Umlaufbahn erreichen, die der von Merkur entspricht, sodass man sich einfangen lassen kann, so beträgt der Geschwindigkeitsbedarf über 13 km/s. Vor allem aber kann man Solarzellen die ja bei Annäherung an die Sonne an Leistung gewinnen, nur bis zu einem gewissen Grad nutzen. Sie werden immer heißer und man muss sie sukzessive von der Sonne wegdrehen, damit sie nicht überhitzen und dann gar keine Leistung mehr abgeben. Praktisch kann man die doppelte Leistung wie in Erdnähe herausholen, bevor man dazu übergehen muss, die aufgenommene Leistung zu begrenzen.

Bei Sonnensegeln hat man das Problem nicht. Im Gegenteil, je mehr man sich der Sonne nähert desto schneller wird man.

Also habe ich mich mal hingesetzt und das berechnet. Bei Sonnensegeln kann man die gesamte Simulation auf einen Parameter herunterbrechen, die Fläche. Ich bin im Folgenden von diesen Annahmen ausgegangen:

Abhängig von der Sonnensegelgröße kommt man dann auf folgende Reisezeiten:

Fläche

Simulationszeit

Zielbahn Perihel [Mill. km]

Zielbahn Aphel [Mill. km]

10.000,0

5 J 349 d 8 h 43 m 20 s

51,9

69,1

11.000,0

5 J 155 d 23 h 20 m 0 s

51,7

69,1

12.000,0

4 J 354 d 2 h 20 m 0 s

51,8

69,1

13.000,0

4 J 209 d 2 h 36 m 40 s

52,2

69,1

14.000,0

4 J 121 d 17 h 6 m 40 s

50,2

69,1

15.000,0

3 J 362 d 9 h 46 m 40 s

51,5

69,1

16.000,0

3 J 293 d 19 h 6 m 40 s

49,9

69,1

17.000,0

3 J 191 d 15 h 26 m 40 s

51,5

69,1

18.000,0

3 J 141 d 7 h 6 m 40 s

49,8

69,1

19.000,0

3 J 45 d 20 h 0 s

52,4

69,1

20.000,0

3 J 6 d 18 h 30 m 0 s

50,8

69,1

21.000,0

2 J 333 d 11 h 36 m 40 s

49,5

69,1

22.000,0

2 J 251 d 6 h 33 m 20 s

52,8

69,1

23.000,0

2 J 220 d 11 h 23 m 20 s

51,6

69,1

24.000,0

2 J 194 d 1 h 30 m 0 s

50,2

69,1

25.000,0

2 J 166 d 19 h 3 m 20 s

49,2

69,1

Damit man einen Vergleich hat: Messenger benötigte 5,5 Jahre zu Merkur, BepiColombo 7,5 Jahre. Da liegt schon das kleinste Segel besser. Wenn man ein Flächengewicht von 20 g/m² zugrund legt, hätte es nur 200 kg Masse. Selbst das größte Segel wiegt dann nur 500 kg. Daher könnte selbst ein so schweres Segel wie das von Ikaros nehmen - auch es würde nur 765 kg bei der kleinsten Version wiegen. Mit 1000 kg, also einem Drittel der Startmasse, für das Segel käme man auf unter 5 Jahre Reisezeit.

Wer die Bahn von Merkur kennt, wird noch etwas erkennen: Das Perihel liegt nahe bei der des Merkurs von 46 Millionen km. Die Differenz von rund 4 Millionen km im Perihel bedeutet eine Geschwindigkeitsdifferenz von 956 m/s. Mit dieser Geschwindigkeit nähert man sich Merkur. Das ist einerseits schnell genug um einen Abstand von einigen Millionen km aufzuholen, andererseits muss man nicht zu viel abbremsen, um in den Orbit zu gelangen. Um in eine 1.400 x 13.800 km Bahn einzuschwenken, braucht man dann nu noch 400 m/s abbauen. Das heißt, von den 2 t Restmasse kommt der größte Teil bei Merkur an. Das Sonnensegel würde man abwerfen, wenn die obige Transferbahn erreicht ist.

Das war auch der Zweck der Startbeschleunigung, denn so war schon die Ausgangsbahn elliptisch und sie blieb es auch. Wenn man von einer Kreisbahn aus startet, so wird die Endbahn auch nahezu kreisförmig sein. Darüber hinaus dauert es wesentlich länger. Bei 25.000 m² z. B. 3 Jahre 182 Tage anstatt 2 Jahre 166 Tage und die Bahn ist eine 67 x 69,1 Millionen km Bahn. Diese müsste man nun noch absenken, indem man das Sonnensegel schräg stellt und den Schubvektor so steuert.

In der Summe ist aber auch so das Resultat sehr erfreulich:

Noch zwei Bemerkungen: Weil man Sonnensegel der Sonne nachführen muss, habe ich mit der Berechnung erst in einer Sonnenumlaufbahn begonnen. In einer Erdumlaufbahn müsste man sie sonst während eines Umlaufs drehen. Zudem funktionieren sie wegen der Luftreibung erst bei großen Höhen (> 700 km).

Die elliptische Umlaufbahn um Merkur ist nicht planetennah und so gewollt. Das Problem ist, das die Sonde bei Merkur nicht nur der Sonnenstrahlung ausgesetzt ist - die ist als Punktquelle durch einen Schild gut abschirmbar, sondern der bis zu 427 °C heiße Planet viel IR-Strahlung abstrahlt und er ist im merkurnächsten Punkt der Bahn keine Punktquelle, sondern füllt die halbe Hemisphäre aus. MESSENGER und BepiColombo blieben daher auf elliptischen Bahnen mit nicht zu nahen planetennächsten Punkten.

Wenn man das weiter spinnt, könnte man bei einem kleinen Orbiter und einem leichten Segel sogar einen Lander mitführen. Wenn er 2 t wiegt (Orbiter 0,6 t, Treibstoff 0,2 t, Segel 0,2 t) kann man mit 600 m/s Gravitationsverlusten noch 218 kg landen (4.957 m/s Geschwindigkeitsänderung, Voll-/Leermasseverhältnis 10, spezifischer Impuls 3050). Nicht viel, aber für eine einfache Raumsonde ausreichend. Ich persönlich halte einen Lander für wissenschaftlich wenig versprechend - man braucht 2 t Startmasse um 200 kg abzusetzen und er wird selbst in mittleren Breiten nur wenige Tage lang arbeiten können, bevor er überhitzt. Damit er lange arbeitet, müsste er sich dauernd bewegen: in 60 Grad Breite z.B. mit 43,6 km/Tag, was angesichts heutiger Technologie - die Marsroboter schaffen maximal 100 m/Tag - kaum möglich ist. Lediglich bei den Polen wäre ein dauerhaftes Überleben möglich, doch dann bräuchte er eine nukleare Energieversorgung, die von der kleinen Masse abgehen würde. Man könnte an der Nutzlast noch etwas feilen, wenn man die fast 5 km/s Abbremsung durch zwei Stufen abbaut. Das erhöht die Landemasse auf 286 kg.

Ende Gut alles gut?

Nicht ganz. Als ich den Artikel bis hierher geschrieben habe, kam ich dann doch noch auf die Idee ein Ionentriebwerk als Vergleich zu nehmen. Vom Gefühl her dachte ich, müsste ein Sonnensegel es schlagen können. Doch wir sind ja alle Profis und da geht es nicht nach Gefühl. Bei gleicher Ausgangslage (3.000 kg auf eine Bahn mit einem Perihel in 97 Millionen km Distanz) wird die Nutzlast mit 2000 kg schwer erreichbar. Ich musste alleine , das man den Treibstoff noch unterbringt das Ionentriebwerk mit dem höchsten Impuls meiner Datenbank nehmen. Trotzdem nur eines um Gewicht zu sparen. Die Stromversorgung wird genau auf dieses zugeschnitten und besteht aus den auf dem Papier verfügbaren großen ATK-Flexarrays mit 170 W/m². Trotzdem machen Tanks und Treibstoff mehr als die Hälfte der 1000 kg aus, die das Modul wiegen darf. Doch damit geht es. Wenn man den Betrieb in der Distanz einschränkt, dann erreicht man nach 387 Tagen, also wesentlich schneller eine Bahn, die zu der zu Merkur passt:

Bahnen

Bahnform

Bahn ist eine Ellipse

Bahn ist eine Ellipse

Perihel/Perigäum:

97.938.677,46 km

46.288.297,63 km

Aphel/Apogäum:

150.000.000,00 km

69.105.601,59 km

Umlaufszeit:

277 d 19 h

89 d 1 h

Missionszeit mit Freiflugphase

1 J 34 d

Simulationseinstellungen

Maximale Simulationsdauer:

3 J 305 d

davon angetrieben:

320 d 7 h

Schrittweite:

1.000,0 s

Entfernung bei Sim-Ende:

49,3 Mill. km

Geschwindigkeit bei Sim-Ende:

55.116,3 m/s

Startgeschwindigkeit:

26.400,0 m/s

Simulationsvorgaben

Schubrichtung:

Winkel zur Bewegungsrichtung 180,0 Grad

Abbruchbedingung der Simulation:

Betrieb bis die Bahn das Zielaphel/-apogäum unterschreitet

Ionentriebswerksmodul

Startgewicht:

3.000,0 kg

Aktuelles Gewicht:

2.565,6 kg

Nutzlast

2.000,0 kg

Stromversorgung:

39.948,1 Watt @ 1 AE

Strom beim Start:

40.300,0 Watt @ 1 AE

Eigenstromverbrauch:

1.000,0 Watt

Maximal nutzbar:

41.000,0 Watt

Gewicht Stromversorgung:

237,1 kg

Spezifisches Gewicht Stromversorgung:

170,0 W/kg

Treibstoff beim Start:

467,5 kg

Treibstoff aktuell:

33,1 kg

Tanks:

51,4 kg

Tanksanteil:

11 Prozent

Treibstoff für max:

16.214 m/s

Anzahl Triebwerke:

1 Stück

Gewicht Triebwerke:

94,0 kg

Gewicht Strukturen:

150,0 kg

Stromversorgungsart:

Solar

Betrieb des Antriebs nur zwischen:

0,0 und 131,0 Mill. km

Triebwerkseinstellungen

Bezeichnung Triebwerk:

HIPEP High Trust

Spezifischer Impuls:

95.714,0 m/s

Schub pro Triebwerk:

0,670 Newton

Treibstoffverbrauch pro Triebwerk:

0,605 kg/d

Strom pro Triebwerk:

39.300 Watt

Gewicht Triebwerk:

47,00 kg

Effizienz:

81,59 Prozent

Gesamte Geschwindigkeitsänderung:

14.973,1 m/s

Wie man sieht: es geht trotzdem noch schneller als mit dem Sonnensegel, allerdings wirklich auf "Kante" konstruiert. Das Problem ist nicht die Zeit, sondern das Gewicht. So sind gerade mal 33 kg Treibstoff übrig. Und wenn das Sonnensegel - weil man sich etwas mehr Zeit lässt, noch leichter wird, dann ist es in jedem Falle dem Ionentriebwerk hinsichtlich Nettomasse überlegen. Die beiden Abbildungen geben die Bahnen einmal für das Ionentriebwerk und einmal f+r ein Sonnensegel mit 25 g/m² (Fläche 40.000 m²) wieder.

Auf der anderen Seite kann man mit dem Ionenantrieb auch in den Merkurorbit einschwenken, was dessen Masse um 300 kg, die man sonst für ein chemisches Antriebssystem bräuchte, erhöht, dann wären die Einschränkungen für die Auswahl der Subsysteme nicht ganz so groß. Herausfordernd sind sie trotzdem. Realistisch kann man bei Ionentriebwerken bei dieser großen Geschwindigkeitsänderung mit einer Nutzlast von einem Drittel bis maximal der Hälfte der Startmasse bei verfügbaren Antrieben und etablierten Solargeneratoren rechnen.

18.5.2019: Mit SAFE zur Heliopause

Eines meiner Dauerrechenprojekte ist eine Mission bei der eine Raumsonde zur Heliopause gelangt. Zur Erklärung: Von der Sonne geht ein Strom von Teilchen aus, der Sonnenwind. Er wird immer dünner und irgendwann durch das interstellare Medium abgebremst. An dieser Stelle endet die Einflusssphäre der Sonne, zumindest die der Strahlung. Gravitativ reicht sie noch weiter hinaus. Die Heliopause muss man sich wie die Magnetosphäre der Erde vorstellen. Auch bei ihr gibt es eine Schockzone in Bewegungsrichtung und einen Schweif. Voyager 1+2 als einzige Raumsonden sind derzeit in einer Übergangszone, in der sich beide Einflusssphären durchmischen. Voyager 1 könnte eventuell noch funktionsfähig das interstellare Medium erreichen, das man ab 150 astronomischen Einheiten vermutet.

Nur wird Voyager 1 dafür fast 50 Jahre brauchen. Mein Ziel ist es, mehrere Sonden in verschiedene Richtungen zu starten, die das Medium schneller erreichen. Ideal wären alle sechs Raumrichtungen, entsprechend den Flächen eines Würfels. Es würden bei symmetrischer Ausdehnung der Heliosphäre auch drei reichen – eine in Bewegungsrichtung, eine dagegen und eine senkrecht dazu. Die Raumsonden sollten 150 AE Distanz möglichst schnell erreichen.

Ich habe das schon mal untersucht. Als Optimum mit solarer Stromversorgung ist folgendes Szenario:

Betrieb eines kleineren Antriebs mit Überschussstrom der RTG solange verfügbar

Mit konstanter Stromversorgung, ohne den Bedarf nahe an der Sonne zu sein, kann man die Mission deutlich vereinfachen:

Für die Sonden, die senkrecht zur Ekliptik das Sonnensystem verlassen wäre, noch ein Swing-By an Jupiter denkbar, aber nur zur Bahnumlenkung um 90 Grad.

Konzeption

Da man mit einem Reaktor eine konstante Stromversorgung hat, sollte man die Treibstoffmasse maximieren, um eine möglichst hohe Geschwindigkeit zu erreichen. Der Reaktor SAFE ist fix, er hat 100 kW Leistung bei 519 kg Gewicht. Bei den Ionentriebwerken wird man ebenfalls wegen der gewünschten hohen Geschwindigkeit (Betriebsdauer ist egal) das mit dem höchsten spezifischen Impuls, das HIPEP. Rein theoretisch würde ein Triebwerk ausreichen, um das Gewicht zu minimieren. Doch Ionentriebwerke haben auch eine begrenzte Lebensdauer üblich sind 10.000 Stunden, etwas mehr als 1 Jahr Mindestbetriebsdauer. Ebenso leben die Spannungswandler für die Hochspannung nicht ewig. Ein Triebwerk kann so maximal 252 kg Treibstoff verbrauchen. Andererseits basiert HIPEP auf dem NEXT-Antrieb, der 30.000 Stunden erreichte. Er ist für eine Dauermission ausgerichtet und HIPEP ebenso, daher ging ich auch von 30.000 Stunden aus. Das reduziert den Bedarf auf 3 Triebwerke.

Bleibt noch die Sonde. Ich dachte an eine Sonde ähnlich Voyager. Zieht man von Voyager die RTG und das Antriebssystem ab, denn Strom liefert ja der Kernreaktor und der Ionenantrieb kann mit kleineren Triebwerken (ohne viel Zusatzgewicht) auch die Lageregelung durchführen, dann wiegt die Sonde noch 600 kg. Ich habe mit 700 kg gerechnet, weil die Sonde auch eine größere Antenne bekommt und einen stärkeren Sender, das lässt auch noch etwas mehr Luft für die Instrumente. So kommt man zu folgenden Daten zum Antrieb:


Startgewicht:

3.000,0 kg

Nutzlast

700,0 kg

Stromversorgung:

96.914,5 Watt @ 1 AE

Strom beim Start:

100.000 Watt @ 1 AE

Eigenstromverbrauch:

1.000,0 Watt

Maximal nutzbar:

100.000,0 Watt

Gewicht Stromversorgung:

519,0 kg

Spezifisches Gewicht Stromversorgung:

190,0 W/kg

Treibstoff beim Start:

1.384,7 kg

Tanks:

152,3 kg

Tankanteil:

0,11 Prozent

Treibstoff für maximal:

59.256 m/s

Anzahl Triebwerke:

3 Stück

Gewicht Triebwerke:

94,0 kg

Gewicht Strukturen:

150,0 kg

Stromversorgungsart:

Nuclear

Triebwerkseinstellungen

 

Bezeichnung Triebwerk:

HIPEP High Trust

Spezifischer Impuls:

95.714,0 m/s

Schub pro Triebwerk:

0,670 Newton

Treibstoffverbrauch pro Triebwerk:

0,605 kg/d

Strom pro Triebwerk:

39.300 Watt

Gewicht Triebwerk:

47,00 kg

Effizienz:

81,59 Prozent

Mission

Zuerst wird die Erde verlassen. Ich gehe von einer Atlas V 401 aus, drei Sonden von je 3.000 kg Gewicht in einer 400 x 1000 km Bahn entlässt. Zwei Starts könnten so alle sechs Sonden starten. Nach 176 Tagen wird die Erde verlassen und eine Sonnenumlaufbahn erreicht. Die Sonde wiegt noch 2.787 kg und hat eine Überschussgeschwindigkeit von 94 m/s. Nun wird 2 Jahre 238 Tage lang beschleunigt. Schon nach 14 Jahren 363 Tagen nach dem Start ist eine Distanz von 22.500 Millionen km, also 150 AE erreicht, die Voyagers brauchten dreimal so lange. Weiterhin fliegt die Sonde auch jetzt noch schneller. Sie hat sensationelle 51 km/s drauf. Das bedeutet, dass sie pro Jahr dreimal schneller sind als Voyager 1, die mit knapp 17 km/s unterwegs ist. In 25 Jahren können sie 43,3 Mrd. km 290 AE erreichen. Damit wäre diese interstellare Mission in einem auch heute für Langezeitmissionen üblichen Zeitrahmen umsetzbar (New Horizons wird bis Ende nächsten Jahres betrieben, das sind fast 15 Jahre nach dem Start).


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