Home Site Map Sonstige Aufsätze Weblog und Gequassel counter

Web Log Teil 587: 11.4.2020 - 21.4.2020: Vega Ionenantrieb Special

11.4.2020: Die Vega als Träger für GEO-Nutzlasten

Wir haben in der Raumfahrt ja zwei gegenläufige Trends. Zum einen gibt es seit einigen Jahren die ersten „All Electric“ Satelliten, zum anderen werden gerade Träger entwickelt mit immer größeren Nutzlasten, nachdem man die letzten 25 Jahren mit 25 t Maximalnutzlast (Delta 4H, Titan 4B, Ariane 5E, Proton) auskam, werden nun größere Träger entwickelt. Die Falcon Heavy gibt es schon, die Vulcan soll bis 35 t erreichen, die OmegA liegt in derselben Größenordnung (keine LEO Nutzlast veröffentlicht) und die New Glenn wird 45 t erreichen. Es scheint aber, dass es eher den Bedarf an großen Trägern zu geben scheint, denn den ersten „All Electric“ Satelliten sind seitdem keine weiteren nachgefolgt und SpaceX entwickelt nun ja das Starship mit 100 t LEO Nutzlast.

Wie üblich hat man ein typisches Henne-Ei Problem. Wenn es keine preiswerte Startmöglichkeit für diese „All Electric“ Satelliten gibt, kann man genauso gut die normale Bauweise mit chemischen Treibstoff nehmen, denn als Nachteil benötigt jeder Ionenantrieb viel Zeit um die Endbahn zu erreichen, und in der Zeit bringt er kein Geld ein – das kann bei einem großen Kommunikationssatelliten schon 2-3 Millionen Dollar pro Monat an Verdienstausfall sein. Und alle Träger sind eben derzeit für große Satelliten ausgerichtet und selbst für Doppelstarts die ja nur Arianespace anbietet sind die Satelliten zu leicht. Bezahlt man für den Start eines 2 t schweren Satelliten baer genauso viel wie für einen 6 t schweren, so braucht man keinen Ionenantrieb.

Bei den derzeitigen „All Electric“ Satelliten ersetzt der Ionenantrieb aber nur den Apogäumsantrieb. Nach wie vor wird der Satellit aber in einer GTO-Bahn ausgesetzt. So nutzt man die Fähigkeiten nur zum Teil. Das dV von einem LEO in einen GTO entspricht etwa 2500 m/s, das von einem GTO in den GEO je nach Bahnneigung (CSG / CCAF) 1500 bzw. 1800 m/s. Das heißt, wenn man vom LEO aus startet, kann man noch wesentlich besser den Ionenantrieb ausnutzen. Typisch entspricht die Nutzlast in einen GTO 40 bis 50 % der LEO Nutzlast, vom GTO, in den GEO verliert, man weitere 40 % Nutzlast und das Antriebssystem mit Druckgastanks wiegt ja auch noch was. Rechnet man das auch noch aus der Masse in den GEO ab, so gelangt nur 20 bis 25 % der Masse vom LEO als reiner Satellit in den GEO. Ionentriebwerke benötigen zwar auch Treibstoff, Druckgastanks, Triebwerke und vor allem eine Stromversorgung, aber hier sind problemlos 50 % Nutzlast möglich, wenn man viel Zeit hat, auch mehr. Man kann also die Masse verdoppeln und hat immer noch im Orbit ein Antriebssystem für weitere nun kleinere Bahnkorrekturen.

Eine Vega wird sicher nicht die großen Kommunikationssatelliten ersetzen können – das Groß wiegt zwischen 4,5 und 6 t, im GTO und unter Abzug des Systems für den chemischen Treibstoff also 2,2 bis 3 t. Dazu ist ihre Nutzlast zu klein. Doch mit Sicherheit hat sie die Nutzlast, um einen der derzeit entwickelten Small Geo Satelliten (mit 2.500 kg Startmasse immer noch so schwer wie vor 30 Jahren die größten Kommunikationssatelliten) zu transportieren, vielleicht auch einen der unteren Mittelklasse von 3 bis 4 t Startmasse.

Ich will zwei Fälle untersuchen: zuerst das Naheliegende – ein im Satelliten integrierter Antrieb. Die Vega transportiert diesen Satelliten dann nur in eine gering geneigte etwas höhere LEO-Bahn und er spiralt sich selbst dann hoch. Der grundlegende Vorteil dieser Lösung ist, dass jeder Satellit sowieso eine Stromversorgung benötigt und wenn er im GEO angekommen ist, benötigt er weitere Korrekturkapazität, da verschiedene Gravitationseinflüsse durch Mond und Sonne aber auch die nicht ganz gleichförmige Massenverteilung der Erde ihn von seiner Position wegziehen. Diese müssen durch kleine Schubimpulse wieder ausgeglichen werden und das kostet Treibstoff und begrenzt die Lebensdauer eines Satelliten. Die Stromversorgung des Ionenantriebs kann dafür genutzt werden, um Strom für die Bordsysteme zu liefern und diese Korrekturen durchzuführen. Der Antrieb für den LEO → Transfer muss dazu nur um einige kleinere Triebwerke ergänzt werden, da dann kein so hoher Schub mehr benötigt wird, Lageränderung aber nicht nur in der Hauptachse nötig sind.

Fall zwei wäre ein Satellit und eine Antriebsstufe die Ionenantriebe nutzt. Sie koppelt im GEO angekommen ab. Sinnvollerweise wird man diese mehrfach verwenden, um die Kosten wieder hereinzuspielen. Eine separate Antriebsstufe hätte den Vorteil das der Satellit „normal“ sein könnte, man nur den Großteil des Treibstoffs weglässt. Er wäre damit auch von anderen Trägern startbar. Dafür ist die Lösung teurer, weil ich eine eigene Stufe habe, daher auch die Überlegung sie erneut zu verwenden.

Basisparameter

Ich habe mit den mir zur Verfügung stehenden Daten die Nutzlast einer Vega E (mit P120C und Z40 Stufe) für einen 500 km hohen Orbit bei Flugazimut 90 Grad (Bahnneigung etwa 5 Grad) berechnet und komme auf 3.900 kg. Die Vega lag für denselben Orbit bei rund 2.400 kg und die Versprechung der ESA sind 50 % mehr Nutzlast, das ist also stimmig. Ich gehe im Folgenden von 3.500 kg aus, um einen kleinen Puffer für eine zu optimistische Berechnung zu haben.

Bei einem Ionenantrieb sind die wesentlichen Designparameter wie benötigte Leistung (diktiert Größe und Masse der Solarpaneele), benötigte Zeit um eine gegebene Geschwindigkeitsänderung durchzuführen und spezifischer Impuls (legt Treibstoff- und Tankmasse fest) miteinander verbunden, sodass man Vorgaben für mehrere Parameter machen muss, um die anderen zu bestimmen. Ich habe die Gesamtmasse von Stromversorgung und Treibstoff festgelegt zu 1.250 kg und dann für verschiedene Betriebszeiten (die Reisedauer ist länger, da dazu noch Zeiten im Erdschatten hinzukommen) den optimalen spezifischen Impuls errechnet:

Betriebsdauer

Opt. spez Impuls

Nutzlast

90

24.300 m/s

1.971 kg

120

28.600

2.200 kg

150

32.400

2.335 kg

180

35,800

2.495 kg

210

38.900

2.555 kg

240

41.800

2.626 kg

Wie man sieht, wird die zusätzliche Nutzlast bei steigender Reisedauer immer kleiner. Berücksichtigt man die spezifischen Impulse von existierenden Triebwerken, so bietet sich eine Reisedauer von 150 Tagen beim Einsatz eines RI-2X und 210 Tagen beim Einsatz eines T-7 ein. Ich bin im Folgenden vom RIT-2X mit 0,15 N Schub ausgegangen. Von diesem benötigt man 9 Stück für den Transfer. Die maximale Geschwindigkeitsänderung soll 5.000 m/s betragen. Maximal 4600 m/s werden für einen Transfer benötigt, der Rest ist für Drehungen und als nicht nutzbare Reserve vorgesehen. Dann sieht eine Architektur für einen integrierten Antrieb so aus:

System

Gewicht

Solargenerator mit 1kW Mehrleistung und 5 % Leistungsverlust (38 kW BOL)

475 kg

Treibstoff:

516 kg

Tanks:

78 kg

Ionentriebwerke mit Hochspannungswandlern:

159 kg

Brutto Nutzlast:

2.372 kg

Durch das Verwenden existierender Triebwerke (man kann ja nicht 9,374 Triebwerke einsetzen) ergeben sich leichte Abweichungen zum ersten Wert. Mit diesen Daten habe ich nun eine Simulation durchgeführt. Mit Zeiten im Erdschatten wird die Nutzlast den Orbit nach rund 164 Tagen erreicht haben, bei einem Gesamt dV von 4.553 m/s.

Beim Vergleich mit einem normal angetriebenen Satelliten bin ich von folgenden Daten des konventionellen Satelliten ausgegangen:

10 Jahre Betriebszeit, dV-Änderung während dieser Zeit chemisch 400 m/s, mit Ionenantrieb 800 m/s

benötigte elektrische Leistung BOL 10 kW. Der Ionenantrieb benötigt 5 weitere Triebwerke für die Lageregelung in den anderen Raumachsen.


System

Gewicht

Gewicht brutto

2.372 kg

Ionenantrieb: zusätzlicher Treibstoff

58 kg

Ionenantrieb: 5 weitere Triebwerke

88 kg

Mehrgewicht Tank

9 kg

Netto Nutzlast

2.217 kg

Dieselben Systeme benötigt auch der chemisch angetriebene Satellit, hier für ein dV um den Orbit zu erreichen von 1.500 m/s und einem spezifischen Impuls von 3.000 m/s für den Apogäumantrieb berechnet:


System

Gewicht

Gewicht netto

2.217 kg

Solargenerator 10 kW

125 kg

Tank:

404 kg

Treibstoff:

2.427 kg

Startgewicht:

5.173 kg

Die Vega E könnte also in unter 170 Tagen einen Satelliten in den GEO bringen, der einem über 5 t schweren chemischen Satelliten entspricht. Da nur 58 kg Treibstoff für 10 Jahre Betrieb benötigt werden und der Solargenerator um den Faktor 3 leistungsstärker als später benötigt ist, wäre es ohne Problem möglich eine viel längere Lebensdauer als 10 bis 15 Jahren, die heute üblich sind und von den Treibstoffvorräten begrenzt ist, zu erreichen. Die Lösung mit den im Satelliten integrierten Systemen wäre also attraktiv sowohl was Reisedauer wie auch Massebilanz und Einfluss auf die Betriebsdauer angeht.

Die Transferstufe

Die Transferstufe ist eine separate Stufe die einen normalen Satelliten in den GEO bringt, bei diesem wird nur ein Großteil des Treibstoffs weggelassen. Damit dieses Konzept überhaupt sinnvoll ist, muss die Stufe mehrmals verwendet werden, denn so spart man sich ab dem zweiten Transport die Stufe und ersetzt nur den verbrauchten Treibstoff. Sie ist allerdings dadurch auch komplexer, benötigt z.B. einen Kopplungsadapter mit durchgezogenen Druckgasleistungen zum Transfer des Treibstoffs (das ist das Druckgas Xenon oder Krypton) und Sensoren, mit denen sie autonom ankoppeln kann. Der Satellit wäre idealerweise dann auch mit einem Ionenantrieb ausgestattet, da bei einem Druckgas man nie den einen Tank vollständig leeren kann, wenn sich im anderen Tank durch den Transfer ein Gegendruck aufbaut. Man kann aber durch die Wahl der Tankabmessungen das Gleichgewicht so einstellen, dass der verbleibende Treibstoff für die Lageregelung über die Sollbetriebszeit auf Satellitenseite und der transferierte Treibstoff für die Impulsänderung der Stufe auf der anderen Seite reicht.

Ionentriebwerke kann man nicht ewig betrieben. Die meisten Typen haben eine Mindestbetriebsdauer von 10.000 Stunden bis 15.000 Stunden. Das sind 416 bzw. 625 Tage. Bei den obigen 164 Tagen für den Hinflug und (geschätzt) 80 Tagen für den Rückflug (kürzer, da der Satellit als Masse wegfällt) kann ein Satz Ionentriebwerke für zwei Flüge eingesetzt werden. Ich bin von zwei Sätzen ausgegangen, das lässt dann 4 Transfers zu.

Um Treibstoff zu sparen, da die Stufe ja auch noch den Rückflug absolvieren muss, habe ich diesmal das T-7 mit einem spezifischen Impuls von 4.000 s, aber leicht reduziertem Schub (220 anstatt 250 mN) eingesetzt. Davon benötigt man dann 6 Stück. Für die Stufe sieht die Massebilanz dann so aus:


System

Gewicht

Gewicht Brutto

3.500 kg

Solargenerator 40 kW

500 kg

Tank:

78 kg

Treibstoff:

520 kg

10 T-7 mit Spannungswandlern

260 kg

Strukturen und Kopplungsadapter

500 kg

Gesamtmasse stufe:

1.850 kg

Masse Satellit

1.650 kg

Der erste Satellit wird also sehr viel leichter sein. In 190 Tagen erreicht die Stufe den GEO und in 104 Tagen wieder den LEO. Sie verbraucht dafür 541 kg Treibstoff. Rechnet man mit 550 kg pro Transfer, so sieht beim nächsten Transfer die Massenbilanz so aus:


System

Gewicht

Gewicht brutto

3.500 kg

Tankmehrgewicht:

83 kg

Treibstoffmehrgewicht

550 kg

Masse Satellit

2.867 kg

Der Satellit kann also 2.867 kg wiegen, deutlich mehr als im ersten Transfer. Übertragen auf die gleichen Eckwerte wie oben ergibt sich folgende Bilanz:


System

Gesamtgewicht Ionenantrieb

Gesamtgewicht chemischer Treibstoff

Mehrleistung Solargenerator 5 kW

68 kg

-

Tank und Triebwerke

177 kg

445 kg

Treibstoff

43 kg

2.672 kg

Nettomasse Satellit

2.579 kg

2.579 kg

Bruttomasse Satellit

2.867 kg

5,696 kg

Dieser Satellit entspricht also einem fast 5,7 t schweren herkömmlichen Kommunikationssatelliten. Das ist dann schon ein mittelschwerer Satellit. Für vier Transfers errechnet sich so eine Gesamtmasse von 20,4 t, das sind immerhin zwei Ariane 5 oder 6 Starts. Beim anvisierten Startpreis von 32 bzw. 120 Millionen Euro für Vega E und Ariane 6 entspricht das Kosten von 128 zu 240 Millionen Euro. Die Vega-Lösung wäre also rund 112 Millionen Euro günstiger. Diese 112 Millionen Euro müssten zum einen die Kosten der Stufe wie auch den Verlust an Einnahmen – bei 20 Transpondern sind dies mindestens 16 Millionen Dollar in einem halben Jahr die der Transfer dauert, kompensieren. Die viermalige Verwendung ist ein unterer Schätzwert. Die RIT-2X sind für 20.000 Stunden qualifiziert, das entspricht bei zwei Sätzen acht Transfers. Man wird mit steigender Alterung der Solarzellen dann weniger Triebwerke gleichzeitig betrieben können, aber das macht die Lösung noch attraktiver, da der erste Satellit nur einem etwa 3,1 t schweren konventionellen Satelliten entspricht und die folgenden dann immer schweren Satelliten entsprechen und sich die Kosten der Stufe auf noch mehr Transfers umlegen. Bei acht Transfers reden wir schon von 43 t im konventionellen Fall, was vier Ariane 6 Starts entspricht und die sind um 224 Millionen Euro teurer.

… und ein normaler Commsat

Ich habe bisher mein Hauptaugenmerk darauf gerichtet, dass die Umsetzung zwar möglich ist – so wurden existierende Triebwerke genommen, die Größe der Solarrays auf 10 kW pro Flügel (aber vier Flügel) begrenzt. Doch was ist, wenn man einen normalen Kommunikationssatelliten nimmt, mit einer kleineren elektrischen Leistung, sagen wir mal 15 kW. Natürlich dauert es so länger. Mit vier T5 Triebwerken (je 3,3 kW Leistung) sieht die Massebilanz so aus:


System

Gewicht

Gewicht brutto

3.500 kg

Ionentriebwerke mit Spannungswandlern (T5 x 4)

67 kg

Solargenerator

Im Satellitengewicht enthalten

Treibstoff (nur dV Manöver)

410 kg

Treibstoff Bahnerhaltung

90 kg

Tanks

75 kg

Satellitenmasse:

2.826 kg

Chemisches Äquivalent

6.278 kg

Das entspricht dann schon fast den schwersten heutigen Satelliten. Es dauert dann allerdings sehr lange – ich errechne 1 Jahr 7 Monate, um von der 6500 km hohen LEO Bahn in den GEO zu kommen.

13.4.2020: Mit der Vega zum Mars

Inspiriert durch den letzten Blog will ich heute mal eine Raumsondenmission mit der Vega und Ionentriebwerk skizzieren. Ich habe eine Marsorbitermission gewählt, dasselbe gilt aber auch für einen Venusorbiter, da sind die Anforderungen bezüglich Geschwindigkeitsänderung sogar noch kleiner. Die Betrachtungen gelten natürlich auch für Landesonden, auch hier sind die Anforderungen geringer, weil nicht in eine Umlaufbahn eingeschwenkt werden muss.

Die technischen Randbedingungen, die ich wählte, sind einfach: es muss mit existierender Hardware möglich sein. Das begrenzt vor allem die Stromversorgung auf maximal 40 kW (größte Flügel haben rund 10 kW Leistung, maximal vier sind nutzbar) und im Einsatz befindliche Ionentriebwerke.

Ionentriebwerkswahl

Für das richtige Ionentriebwerk ist neben der verfügbaren Leistung auch relevant, wie hoch der optimale spezifische Impuls ist. Für einen Transfer zum Mars habe ich folgende dV (als Obergrenzen) angenommen:

LEO → Fluchtbahn: 7,5 km/s

Erdbahn → Marstransferbahn: 4 km/s

Marstransferbahn → Marsbahn: 3 km/s

Das macht mit einer kleinen Reserve 15 km/s. Die Angleichung der Marstransferbahn an die Marsbahn ist nötig, weil ein Ionenantrieb wegen des kleinen Schubs nie das dV abbauen kann das man benötigt um aus der Transferbahn in eine erste exzentrische Umlaufbahn einzutreten. In der Marsumlaufbahn habe ich keine Bahnmanöver vorgesehen. Diese wären nur effizient rund um den Peripunkt der Bahn möglich und würden so sehr lange dauern. Vielmehr sollte man die Geschwindigkeit durch Aerobraking vernichten, was bei den großen Solarpaneelen sogar sehr gut geht. Für einen Lander würde der letzte Schritt wegfallen, dafür benötigt man für diesen noch einen Bus, in dem die ganzen Ionentriebwerke, aber auch Ausrüstung für die Kommunikation steckt.

Zuerst ging ich, weil die dV-Änderung dreimal größer als beim GEO ist, von 720 Tagen Missionsdauer aus, doch da liegt der optimale spezifische Impuls bei rund 70 km/s. Zwei Jahre erschienen mir nicht zu viel bedenkt man das viele Marsmissionen ein Startfenster (780 Tage) verpassten so Viking, Curiosity und der Exomars Lander nun sogar das Zweite. Geht man mit der Reisedauer herunter so verschiebt sich das Optimum zu kleineren spezifischen Impulsen, aber erst bei 400 Tagen rutscht es in den Bereich, der heute von Ionentriebwerken abgedeckt wird.

So war die Wahl einfach, ich habe das europäische Triebwerk mit dem höchsten spezifischen Impuls, das RIT-2X genommen. Bei 40 kW Leistung sind maximal 8 Triebwerke mit Strom versorgbar. Das führt dann zur folgender Massebilanz:

System

Masse

Treibstoff

1.145 kg

Tanks

171 kg

Solargenerator

500 kg

8 x RIT-2X mit Hochspannungswandlern

150 kg

Nutzlast

1.634 kg

Startmasse:

3.600 kg

Der erste Schritt ist es, eine Sonnenumlaufbahn zu erreichen. Das dauert auch am längsten, weil das dV hier am größten ist – anders als bei der Sonnenumlaufbahn ist die Betriebsdauer des Antriebs nicht klein gegen die Umlaufsperiode. Als Folge muss man fast die ganze Kreisbahngeschwindigkeit abbauen. Für die Sonnenumlaufbahn gilt das nicht mehr. Im zweiten Schritt erreicht man eine klassische Transferbahn, gefolgt von einer Freiflugphase bis zum Aphel, wo die Angleichung an die Marsumlaufbahn erfolgt. Die folgenden Berechnungen beziehen sich auf ein Aphel in 228 Mill. km.

Bahn

dV

Reisedauer

Treibstoffverbrauch

Erdumlaufbahn verlassen

7.011 m/s

263 Tage

572 kg

Marstransferbahn

2.678 m/s

73 Tage / 265 Tage

174 kg

Marsbahn

2.621 m/s

150 Tage

152 kg

Der kritische Punkt ist das Einschwenken in die Marsumlaufbahn. Ich habe hier den Spieß umgedreht und eine Simulation beginnend vom Erreichen der Hillsphäre laufen lassen und die Überschussgeschwindigkeit so lange erniedrigt, bis ich einen brauchbaren ersten Orbit (Apoapsis < 100.000 km) erreicht habe. Wie zu erwarten klappt das nur bei einer relativ niedrigen Relativgeschwindigkeit von kleiner 100 m/s. Der Treibstoffverbrauch für das Abbremsen ist zu vernachlässigen.

In der Summe sieht es dann so aus:

 

Bahn

dV

Reisedauer

Treibstoffverbrauch

Nutzlast

Marsorbiter

12.300 m/s

751 Tage

898 kg

1.916 kg

Marslander

9.689 m/s

601 Tage

746 kg

2.091 kg

Das sieht doch ganz gut aus, etwa die Hälfte der Startmasse ist Nutzlast, dafür hat man Reisedauern (mit der Zeit in der Transferbahn) die etwa doppelt bis dreimal so lang sind wie beim chemischen Antrieb, doch bedenkt man, wie lange heute Raumsonden nur mit Swing-By zum Merkur unterwegs sind (Bepi Colombo hat nach eineinhalb Jahren gerade mal den ersten Vorbeiflug geschafft und noch 5 Jahre vor sich), dann ist das doch hinnehmbar.

Für 2 t die chemisch zum Mars transportiert werden benötigt man sonst eine Atlas 401, selbst eine Sojus 2-1B wäre noch zu klein. Das bedeutet, das man etwa 100 Millionen Dollar an Startkosten einspart. So viel mehr werden die Tanks und Triebwerke nicht kosten. Die Solarzellen benötigt man zum Teil sowieso, als Nebeneffekt liefern sie beim Mars, wo die Leistung bis auf 14 kW absinken kann, noch genügend Überschuss an Strom um den Orbiter zu betrieben. Beim Vergleich mit einer konventionellen Marssonde wäre auch zu sagen, das diese noch die Überschussgeschwindigkeit abbauen muss, das benötigt auch noch Treibstoff.

Eine Berechnung für die Venus habe ich mir gespart. Die Vorgehensweise und das dV sind ähnlich. Auch bei der Venus kann man Aerobraking einsetzen, wobei hier bei Erreichen eines stabilen Orbits wieder die Ionentriebwerke zum Einsatz kommen könnten, wenn man einen höheren Orbit haben will, der ist für globale Wetteraufnahmen oder die Radarkartierung günstiger. Da anders als beim Mars die Solargeneratoren mehr Energie liefern, wäre die Zeit die man benötigt um die Bahn anzugleichen geringer. Für den Merkur liefere ich noch eine Berechnung im nächsten Blog.

15.4.2020: Mit der Vega zum Merkur

Ich schließe mit dem heutigen Blog an die beiden letzten an, insbesondere dem Letzten mit der Skizzierung einer Marsmission.

Der Merkur ist noch geeigneter für Ionenantriebe, weil deren Vorteile hier besser zu Geltung kommen:

Bisher sind nur drei Raumsonden zum Merkur aufgebrochen: Mariner 10 passierte ihn dreimal, und zwar nahe seines Aphels, also dem Punkt, wo die Bahn am weitesten von der Sonne entfernt ist. Zu diesem Punkt konnte ein einmaliger Vorbeiflug an der Venus die Sonde umlenken.

Messenger umkreiste den Merkur mehrere Jahre lang, benötigte dafür aber zwei Vorbeiflüge an der Venus und drei weitere am Merkur selbst um die Bahn an die von Merkur anzupassen. Trotzdem bestand fast die Hälfte der Sonde aus Treibstoff für Bahnkorrekturen und das einschwenken in eine Umlaufbahn

BepiColombo wird den Merkur aus einem Mix aus Vorbeiflügen und Betrieb von Ionentriebwerken erreichen und braucht dafür noch länger, nämlich 7 Jahre und noch mehr Vorbeiflüge.

Geht das nicht schneller?

Wie bei den anderen Blogs gehe ich von einem Ionenantrieb aus der in der Raumsonde integriert ist, ähnlich wie bei Dawn, und zwar mit folgenden Eckdaten:

Der Treibstoff berechnet sich dann nach der Geschwindigkeitsänderung, die nicht von Anfang an feststeht.

Eine Änderung gegenüber den beiden vorherigen Ansätzen ist, dass ich die Zahl der Ionentriebwerke verdoppelt habe. Da sich die Raumsonde der Sonne nähert, wird der Solargenerator immer mehr Leistung liefern, solange bis ein Maximum erreicht ist, dann würde ohne Gegenmaßnahmen sie durch Überhitzung der Solarzellen wieder abnehmen. Die einfachste Gegenmaßnahme ist es, die Paneele aus der Senkrechten zu drehen und so die einfallende Strahlung auf eine größere Fläche zu verteilen. Solarzellen funktionieren ohne diese Maßnahme problemlos noch bei der Venus und liefern dort etwa die doppelte Leistung, also habe ich für die Nutzung dieser Mehrleistung die Triebwerkszahl verdoppelt.

Bahnabschnitte

Der Verlauf ist im Prinzip der Gleiche wie bei der Marsmission:

In meiner vereinfachten Simulation habe ich die Inklination außen vor gelassen. Das macht aber nur rund 800 m/s aus, was am gesamten dV von über 21 km/s nicht relevant ist.

Hier eine tabellarische Zusammenfassung der Ergebnisse:

Phase

Dauer

Treibstoffverbrauch

dV

Erdumlaufbahn

263 Tage

572 kg

7.012 m/s

Perihelabsenkung

261 Tage

1059 kg

17.449 m/s

Aphelabsenkung

2 Tage

13 kg

250 m/s

Die Aphelabsenkung ist deswegen so gering, weil die erste Bahn schon ein Aphel von 71,2 Millionen km hat und so nur noch 2 Millionen km Distanz im Aphel abgesenkt werden müssen. Zusammen mit der Perihelanpassung braucht man rund 1.700 kg Treibstoff. Das lässt dann nicht mehr viel für die Nutzlast übrig:

System

Gewicht

Solargenerator

500 kg

Treibstoff

1.700 kg

Tanks

255 kg

Ionentriebwerke

300 kg

Nutzlast

845 kg

Immerhin, 845 kg ist mehr als Messenger ohne Treibstoff wog (600 kg) und von 4.100 kg Startmasse von Bepi Colombo kommen auch nur 1.450 kg im Merkurorbit an.

Mann kann jedoch dies noch optimieren. Die erste Optimierung ist es, wieder auf die acht zusätzlichen Triebwerke zu verzichten. Das erhöht zwar die Reisedauer, aber spart 150 kg Gewicht ein. Zudem hat die Maßnahme einen weiteren Effekt. Die hohe Geschwindigkeitsänderung bei der Perihelabsenkung kommt dadurch zustande, das sich die Sonde schnell Merkur nähert, Betriebsende ist in 64 Millionen im Distanz, also schon unterhalb des Orbits von Merkur. Beschränkt man sich auf den Betrieb nahe des Aphels und baut die Geschwindigkeit nicht so schnell ab, so sieht die Bilanz besser aus:


Phase

Dauer

Treibstoffverbauch

dV

Erdumlaufbahn

263 Tage

572 kg

7.012 m/s

Perihelabsenkung

395 Tage

655 kg

9.882 m/s

Aphelabsenkung

1147 Tage

379 kg

7.054 m/s

Der Treibstoffverbrauch ist etwas geringer, 98 kg weniger. Zusammen mit dem eingesparten Gewicht der Ionentriebwerke erhöht das die Nutzlast um 262 kg auf 1107 kg. Dafür erreicht die Missionsdauer nun die von Bepi Colombo, das den Ionenantrieb auch nur kurzzeitig während des Perihels nutzen kann. Viel besser wird es nicht, denn mit 15,9 km/s bin ich nur noch 3,1 km/s über dem chemischen Antrieb, was bei dieser Sonde maximal 146 kg mehr Nutzlast ausmacht. Die Missionsdauer aber noch weiter anheben würde.

Es steht dann noch das Einfangen in einen Merkurorbit an. Bepi Colombo macht das chemisch, das Ionenantriebsmodul wird abgetrennt, wenn die Sonde in einem Haloorbit, einem lang gestreckten Orbit um den Merkur angekommen ist. Die restlichen Bahnkorrekturen macht die Sonde chemisch, wofür etwa ein Drittel der Masse an Treibstoff genutzt wird. Ich denke, wenn es schon Ionentriebwerke an Bord sind, dann kann man sie auch dafür einsetzen. Das grundlegende Problem ist in dieser Phase der niedrige Schub, sodass das Einfangen sehr lange dauert und bei Problemen eventuell nicht gelingt. So kann ein chemischer Antrieb durchaus sinnvoll sein. Aber er muss nicht die ganze Geschwindigkeit abbauen, sondern nur die Differenz zur Fluchtgeschwindigkeit. Das sind einige Hundert Meter pro Sekunde. Die gesamte Absenkung des Orbits (bei Bepicolombo auf ein Apherm von 1.200 km) könnte man mit Ionentriebwerken durchführen. Sie sind auch danach von Nutzen. Denn ein Orbit um Merkur ist aufgrund der Sonnennähe langfristig instabil. Messengers Mission ging zu Ende, als die Sonde keinen Treibstoff mehr hatte, um die laufende Absenkung des Periherms zu verhindern. Ionentriebwerke haben einen zehnmal höheren spezifischen Impuls, die zusätzliche Treibstoffmenge ist vernachlässigbar gegenüber dem Aufwand, um in einen Orbit zu gelangen, sodass die Sonde – wenn andere Probleme wie z.B. die Abschirmung der Hitze – nicht ihre Funktion beeinträchtigen viel länger im Orbit bleiben könnte. Warum man bei BepiColombo zwar Ionentriebwerke im MTM aber nicht im Merkurorbiter einsetzt und so die Lebensdauer der Sonde verlängert, ist etwas was ich zum Beispiel nicht verstehe.

Fazit

Die Vega könnte zwischen 850 und 1.100 kg zum Merkur bringen. Selbst wenn man dort noch etwas chemischen Treibstoff benötigt um einen Orbit zu erreichen ist dies ein deutlicher Zugewinn. Messenger wog trocken 600 kg und wurde von einer Delta 2H (Nutzlast rund 7 t in einen Erdorbit) gestartet. BepiColombo bringt rund 1,5 t in eine Merkurbahn und wurde mit einer Ariane 5 ECA (Nutzlast rund 21 t in den Erdorbit) gestartet. Die hier skizzierte Sonde liegt dazwischen, aber die Vega E hat nur 3,6 t Nutzlast in eine Erdumlaufbahn und kostet signifikant weniger (Delta 2H etwa 85 Millionen Dollar pro Start, Ariane 5 ECA etwa 170 Millionen Euro pro Start Vega rund 32 Millionen Euro pro Start).

21.4.2020: Mit der Vega zur Kommunikationssatellitenwartung

Letzten Monat dockte das MEV-1 an Intelsat 902 an. Der Satellit ist seit dem 17.4. wieder in Betrieb. Das MEV-1 ist ein Modul, das an einen Satelliten andockt, indem es sich in den Apogäumsantrieb einklinkt und danach die Lageregelung übernimmt. Dies erfolgt mit einem Ionenantrieb. Ich habe ein ambivalentes Gefühl bei diesem Ansatz. Auf der einen Seite ist es sinnvoll. Begrenzend für die Lebensdauer eines Kommunikationssatelliten ist der Treibstoffvorrat. Auch wenn heute Satelliten 10 bis 15 Jahre lang betrieben werden, ist er irgendwann erschöpft. So ist ein Vehikel das genau diese Ressource ersetzt, sinnvoll. Auf der anderen Seite altert die Hardware auch so. Satelliten können ausfallen, so passierte es einem Satelliten Venezualas letzte Woche. Selbst wenn das nicht vorkommt, so verlieren die Solarzellen doch ständig an elektrischer Leistung – im All erhalten sie viel mehr Sonnenstrahlung als auf der Erde und sie sind immer optimal zur Sonne ausgerichtet, nicht nur wie festinstallierte mittags und das Tag und Nacht. Eine Atmosphäre zur Kühlung gibt es auch nicht. Mit sinkender Leistung muss man aber Sender abschalten und damit verliert man Einnahmen. Mit diesen Einnahmen muss man den Service der MEV aber finanzieren.

Das zweite, warum ich zumindest von den beiden MEV nicht überzeugt bin, ist das, diese zwar Ionentriebwerke einsetzen, aber konventionell in einen GTO gestartet werden. Zwar werden sie danach Ionentriebwerk einsetzen, aber das ist eigentlich nicht dass, was ich mir vorstelle. Man wird für die 2,2 t schweren Vehikel zwar Sonderkonditionen bekommen haben, weil man sie leicht mit einem anderen Satelliten koppeln kann, aber besser wäre doch der Start in den LEO und dann das hochspiralen. Sie tragen ja keine Nutzlast und das sollte schneller gehen als mit einem Satelliten. Selbst wenn es lange dauert, dann gibt es doch keinen Termindruck, ja man könnte sie „auf Abruf“ starten und im GEO parken und dann zu dem Kunden manövrieren, wenn man sie benötigt.

Als Abschluss meiner kleinen „Vega-Reihe“ will ich daher den Einsatz für ein solches Vehikel skizzieren. Mehr noch, ich will anleiten wie man das mit dem Taschenrechner (oder Excel für Leute die keinen mehr haben), das selbst ausrechnen kann, denn ich halte gar nichts von Kommentaren „Bernd könntest Du mal … durchrechnen“. Ich mache Blogs, damit die Leute das selbst können, und wenn sie zu faul dafür sind, dann ist das nicht mein Problem.

Mein Ansatz ist anspruchsvoll: ich meine tatsächlich, das eine Vega E mit 3.600 kg Nutzlast gleich vier dieser Vehikel transportieren kann – nur zum Hinweis, das MEV-1 wiegt 2,2 t. Aber ich denke es ist machbar.

Fangen wir zuerst mal mit der Masse an. Vier Vehikel übereinandergestapelt benötigen jeweils einen Adapter. Ein solcher wiegt auch bei leichten Satelliten 70 kg. So bleiben pro Vehikel nur 830 kg übrig.

Das Nächste was man benötigt, ist eine Abschätzung für den Ionenantrieb. Dafür benötigt man das dV. Der Geschwindigkeitsunterschied zwischen einer 500-km-Kreisbahn und der GEO-Bahn (ohne Inklinationsänderung) beträgt etwa 4500 m/s. Ich rechne mit 5.000 m/s für die Inklinationsanpassung.

Wenn das Modul im Gewicht konstant bleibt, (also keinen Treibstoff verbraucht) so braucht es einen Gesamtimpuls von 830 kg * 5.000 m/s = 4,15 MNs.

Die Betriebszeit eines Antriebs errechnet sich dann dadurch, das man diesem Gesamtimpuls durch den Schub dividiert. Ein Triebwerk mit 3 bis 5 kW Stromverbrauch liegt etwa bei 0,1 bis 0,15 N Schub. Nehmen wir 0,1 N so erhält man 4.150.000 Ns / 0,1 N = 41.500.000 s. 41,5 Millionen Sekunden sind rund 500 Tage. Das ist etwas lang. Die Hälfte bis ein Drittel wäre erträglicher. Dann benötigt man zwei bis drei Triebwerke, also einen Gesamtschub von 0,2 bis 0,3 N. (In der Praxis wird es Freiflugphasen geben und im Erdschatten kann man bei solarer Stromversorgung das Triebwerk auch nicht betreiben, auf der anderen Seite ist das dV eine Abschätzung nach oben und das Vehikel wird durch Treibstoffverbrauch leichter, was den Gesamtimpuls absenkt).

Nun schaut man sich, an was es an Triebwerken gibt. Ich verwende dazu meine eigene Liste. Mit zwei bis drei Triebwerke der Typen XIPS 25 cm, NSTAR, T6 oder RIT-2X kommt man auf den benötigten Schub. Ich habe, damit es nicht immer dieselben Triebwerke sind das XIPS 25 cm genommen. Das wiegt 13,7 kg, hat einen Stromverbrauch von maximal 4,3 kW und hat 0,165 N Schub. Man benötigt davon zwei. Die Masse habe ich für die benötigten Spannungswandler (Solarzellen liefern nicht Spannung von über 1 kV) verdoppelt.

Die benötigen 8,6 kW Leistung. Das legt die Leistung des Solargenerators fest. Es gibt auch einen Eigenstromverbrauch und es gibt eine Abnahme. Ich bin von 11 kW Anfangsleistung ausgegangen. So große Paneele haben eine typische Leistungsdichte von 80 W/kg. Damit wiegt der Solargenerator 138 kg.

Zuletzt wäre noch der Treibstoff. Das XIPS 25 hat einen spezifischen Impuls von 3550 s (34.800 m/s). Nach der Raketengrundgleichung v = Ispez * ln ( Vollmasse/Leermasse) kann man bei 830 kg Startmasse und Ispez = 34.800 leicht durch Umformen errechnen, das bei v = 5.000 m/s eine Leermasse von 718,9 kg resultiert. Ich gehe von 718 kg aus. Dazu käme noch der Tank, der typisch 15 % des Treibstoffs wiegt, also weitere 17 kg.

Damit hat man die erste Massenbilanz:

System

Gewicht

Solargenerator

138 kg

Triebwerke mit Spannungswandlern

55 kg

Treibstoff

112 kg

Tank

17 kg

Restmasse

508 kg

Nehmen wir Dawn als Vergleich: da entfielen auf den Ionenantrieb 768 von 1.107 kg Masse, also knapp die 70%. Dabei ist das eine komplette Raumsonde, mit Instrumenten und Kommunikationsausrüstung und das wiegt trotzdem nur 339 kg. Hier haben wir 508 kg für den Rest des Vehikels, also ein viel größeres Budget. Es sollte also umsetzbar sein, wenn auch davon noch Treibstoff, für die spätere Lageregelung abgehen und wenn man es genau nimmt, noch weitere Triebwerke für die Lageregelung, auch wenn diese kleiner sein können und weniger Schub benötigen.

Damit wäre eine bessere Schätzung der Betriebsdauer möglich. Im Mittel wird der halbe Treibstoff verbraucht worden sein, dann wiegt das Vehikel noch 764 kg. Bei einem dV von 5000 m/s * 764 kg erhält man einen Gesamtimpuls von 3,82 MNs. Bei 3 x 0,165 N Schub entspricht dies 7,72 Millionen Sekunden Betriebszeit oder knapp 90 Tage. Die Reisedauer ist höher, da es Phasen ohne Betrieb gibt.

Im Orbit

Ein geostationärer Satellit braucht chemisch rund 40 m/s Geschwindigkeitsänderung pro Jahr, Ionentriebwerke bauchen wegen des geringen Schubs mehr. Rechnen wir mit dem doppelten, 80 m/s. Wenn man nun den Satelliten 10 Jahre betreiben will, sind das 800 m/s. Allerdings bezogen auf die Gesamtmasse. Typisch hat ein solcher Satellit dann noch die halbe Startmasse. Wenn man für den Worst-Case einen beim Start 7 t schweren Satelliten nimmt, dann sind das noch 3,5 t am Lebensende. Das Vehikel wiegt dann noch weitre 718 kg. Zusammen sind das 4,22 t x 800 m/s = 3,37 MNs. Bei dem Impuls des Antriebs sind das weitere 97 kg Treibstoff. Das führt dann zur endgültigen Massebilanz:


System

Gewicht

Solargenerator

138 kg

Triebwerke mit Spannungswandlern Antrieb

55 kg

Triebwerke mit Spannungswandlern Lageregelung

20 kg

Treibstoff

209 kg

Tank

32 kg

Restmasse

376 kg

376 kg dürfen also auf Struktur, Kommunikation, elektrisches System, Avionik entfallen. Nicht viel, aber Mars Odyssey wiegt genauso viel und arbeitet seit Jahren im Orbit. Satelliten der Delta 3000 Klasse hatten in den Achtzigern auch typisch ein solches Gewicht. Eventuell reicht es nicht, dann müsste man auf drei Vehikel pro Start gehen. Skaliert man nur den Treibstoff, nicht aber den Solargenerator und die Triebwerke (nimmt also eine längere Transferzeit in Kauf), so erhöht sich die Restmasse auf deutlich komfortablere 800 kg.

Genaue Simulation

Es gibt praktisch uneneldich viele Möglichkeiten die Bahn zu erreichen. Wenn ich maximal 9 Monate als zeitliche Vorgabe nehme, so ist das am meisten Treibstoff verbrauchende aber dafür schnellste, das langsame hochspiralen. Das dauert 160 Tage. Dabei werden 92 kg Treibstoff verbraucht, also etwas weniger als angenommen. Begrenzt man den Antrieb auf Perioden um das Apogäum und Perigäum, so benötigt man, wenn man die 270 Tage als Basis nimmt, weniger Treibstoff, aber nicht viel weniger 83 anstatt 92 kg. Weniger als 78,5 kg werden es nicht werden, das ist das Minimum das man für einen Hohmanntransfer benötigt. Man liegt also schon nahe des Optimums. Hinsichtlich der Treibstoffbilanz benötigt man keine genaue Simulation, aber für die Reisedauer schon, denn die liegt dann doch 70 Tage höher.

Möglicher Einsatz

Der sinnvolle Einsatz eines solchen Vehikels wäre es, das es einen, vielleicht auch zwei Kunden gibt und man dann mit einem Vega Start alle vier Vehikel startet. Die nicht benötigten parken dann leicht außerhalb des GEO und warten auf Kunden. Die dürften zum Einsatzkommen vor allem, wenn es schon eine Lösung gibt, die kurzfristig verfügbar ist. Die Entwicklungskosten legen sich so auch gleich auf vier Vehikel um anstatt zwei wie bei den MEV. Weiterhin dürfte selbst bei den eingeräumten Rabatten ein Vega Start billiger sein als die zwei Starts für die beiden MEV. Für den Kunden bedeutet das aber auch das er eine schnell verfügbare Lösung hat. Es vergehen nicht Jahre, bis ein Vertrag abgeschlossen ist, das MEV gebaut, gestartet und im Orbit ist.

Was etwas schade ist, ist das das Vehikel viel überflüssigen Strom hat, den der Satellit brauchen könnte, aber es keine Transfermöglichkeit gibt. Von den 11 kW Leistung werden sicher noch 9 bis 10 kW im Orbit übrig sein. Für die Lageregelung benötigt das Vehikel deutlich weniger Strom als wie für den Antrieb. Selbst wenn einmal eines der großen Ionentriebwerke in Betrieb geht, so verbraucht das eben 3,3 kW von 9 kW verfügbarer Leistung. Es gibt aber keine Möglichkeit den Strom zu transferieren, denn dazu müsste der Satellit ausgelegt sein. Das ist er nicht mal für den Einsatz des Vehikels – in der Praxis verankert sich dieses mit einem Haken, der durch die zylindrisch zulaufenden Düse geschoben wird und sich im Düsenenghals dann verhakt. Umgekehrt: neue Satelliten wird man sicher nicht Steckern für Stromanschlüssen versehen und chemischen Antriueb, sondern gleich mit einem Ionenantrieb und bei diesem für einige zusätzliche Betriebsjahre Treibstoff zuzuladen kostet praktisch kein Gewicht, typisch bei 80 m/s etwa 3 kg pro Jahr und 1.000 kg Masse.

 

 

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