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Web Log Teil 589: 5.4.2020 - 21.4.2020

5.4.2020: Ein europäischer ISS-Bahnerhalter

Ich bin mal wieder auf eine Idee gekommen, die ich hier parallel während ich schreibe entwickeln will. Mir kam die Idee als ich den Kommentar von „Ralph mit Z“ lass, indem er meinte, man könnte die Mir in eine Sonnenumlaufbahn schicken. Das ginge mit chemischem Treibstoff wohl kaum, aber mit Ionentriebwerken, aber auch da wäre dere Aufwand gewaltig.

Irgendwie bin ich dann auf die ISS gekommen. In der derzeitigen Höhe braucht die Station im Mittel 3,6 t Treibstoff pro Jahr um die Orbithöhe zu halten – bedanken darf man sich bei den ATV, welche die Station von 350 km Höhe auf über 410 km Höhe anhoben, was den jährlichen Bedarf von 8,6 auf 3,6 t reduzierte. Doch auch 3,6 t sind viel und das summiert sich über die Jahre. Wenn jedes Kilogramm, das zur ISS transportiert wird, derzeit 130.000 Dollar kostet, dann denkt man über eine preiswertere Alternative nach. Ein zweiter Grund für meine Gedanken ist, das die ESA die Station mitfinanzieren muss. Nach dem Auslaufen der ATV tut sie das über Orion Servicemodule, doch auch diese Kompensation läuft aus und weil sich die Orionflüge verzögert haben, ist mit weiteren Aufträgen erst mal nicht zu rechnen. Zudem scheint es so das die NASA heir wieder autonomer werden will – das Servicemodul entsteht zwar in Europa, hat aber ein Triebwerk aus den USA, das Shuttle OMS. Das hat relativ wenig Schub (9,7 kN) und es sind nur ausgebaute Triebwerke aus den drei Fähren verfügbar. Also sucht die NASA nach einem schubstarken Ersatz – dabei gäbe es den schon. Es ist das europäische Aestus Triebwerk, das in der Ariane 5 ES eingesetzt wird (bei den ATV Starts und Galileostarts). Es verwendet dieselbe Treibstoffmischung ist wiederzündbar und hat mit 28,7 kN den dreifachen Schub.

Die Idee: Europa entwickelt einen ISS Versorger, der nur die Höhenaufrechterhaltung übernimmt. Für den Frachttransport von Gerätschaften, Vorräten und Flüssigkeiten haben die USA ja zwei Systeme. Das hätte einige Vorteile: Europa könnte so seinen Beitrag für die ISS leisten, zudem aber auch etwas neues Entwickeln, das vielleicht mal bei bemannten Missionen ganz nützlich ist. Die USA wären nicht mehr von Russland abhängig die derzeit mit den Progress die Anhebung durchführen. Russland kündigt ja seit Jahren an, eine eigene Station aufzubauen und dafür seine Module abzukoppeln. Niemand der sich in der Materie auskennt glaubt das, aber es kann durchaus vorkommen das Russland nicht mehr das Geld hat, seine ISS-Beteiligung aufrechtzuerhalten, zumal mit den neuen bemannten US-Vehikeln ja auch der bezahlte Transport von Astronauten wegfällt und man nun die Sojus alleine finanzieren muss.

Ich habe mich für Ionentriebwerke entscheiden und will das mal durchrechnen. Natürlich muss man einige Vorgaben machen. Diese sind:

Ich fange mit den Erklärungen beim Letzten an. Natürlich wird man das ATV nicht einfach nachbauen, dafür sind die Änderungen zu groß, aber sehr viele Entwicklungen, die man gemacht hat , benötigt man. So die gesamte Sensorik für das automatische Ankoppeln, die Software dazu. Auch Hardware kann man verwenden wie den Kopplungsadapter, die Tanks für die Treibstoffe im Servicemodul, nur eben ersetzt durch dickwandige Druckgastanks. Das ATV dient vor allem dazu, eine Berechnungsgrundlage für den Transporter ohne die Aufrüstungen zu haben. Das ATV gliedert sich in zwei Teile. Das Servicemodul, den eigentlichen Hauptteil (Satellit) und den vorderen Druckbehälter der Fracht aufnimmt, vorne aber auch den Kopplungsadapter und Sensoren trägt. Das Servicemodul wiegt 5,4 t. Ich habe im folgenden mit 7 t Masse beim Servicemodul gerechnet, da ja noch der Kopplungsadapter und vordere Abschluss hinzukommt.

Ionentriebwerke und Strom

Ionentriebwerke ionisieren ein Arbeitsmedium und beschleunigen die entstehende Ionen durch ein elektrisches Feld. Je schneller die Ionen dabei werden, desto höher die Ausströmgeschwindigkeit, aber auch um so mehr Strom benötigen sie.

Für einen gegebenen Gesamtimpuls gibt es daher ein Optimum, weil es kontraproduktiv ist, wenn Triebwerk A gegenüber Triebwerk B 1000 kg Treibstoff einspart, aber so viel mehr Strom benötigt, dass die Stromversorgung 2.000 kg mehr wiegt.

Der mittlere Schub ist aufgrund des Gesamtimpulses zu 1,4 N berechenbar. Dies gilt für alle Triebwerke. Der Treibstoffverbrauch, Stromverbrauch und damit Masse von Treibstoff und Solargenerator sind jedoch unterschiedlich,

Ich habe in zwei Tabellen mal die Massenbilanz für drei europäische Triebwerke aufgestellt. Die wesentlichen Daten der Triebwerke sind:

Triebwerk

Spezifischer Impuls

Stromverbrauch

Schub

Gewicht

PPS 1350G

1650 s

1350 W

90 mN

5,3 kg

T5

3500 s

476 W

18 mN

2,5 kg

RIT 2X

4140 s

4685 W

150 mN

8,8 kg

Die Triebwerke sind nach spezifischem Impuls selektiert, vom Schub her sind das PPS und T5 etwas unterdimensioniert, doch die schubstärkeren Modelle beider Firmen haben fast den spezifischen Impuls des RIT2X. In der Praxis wird man wegen des benötigten Schubs wahrscheinlich ein neues Triebwerk entwickeln, damit man nicht so viele benötigt. Zum Gewicht des Triebwerks kommt noch eine Hochspannungsversorgung. Die wiegt in meinem Modell genauso viel wie das Triebwerk selbst.

Für den gegebenen Gesamtimpuls (21,6 MN) und die verfügbare Zeit (180 Tage =15.552.000 s) ergibt sich dann folgende Bilanz pro Jahr:

 

Triebwerk

Anzahl

Stromverbrauch

Gewicht Triebwerke

Gewicht Stromversorgung

Gesamtgewicht

PPS 1350G

16

21,6 kW

170 kg

270 kg

440 kg

T5

78

37,2 kW

390 kg

465 kg

855 kg

RIT 2X

10

46,9 kW

176 kg

587 kg

763 kg

Deutlich wird, das das Gewicht der Stromversorgung steil mit dem spezifischen Impuls ansteigt. Das das T5 so schlecht abschneidet, liegt an der hohen Triebwerkszahl. Bei 10 bis 20 Triebwerken die in etwa so viel wiegen wie das T5 oder Rit-2X läge es im Gewicht genau in der Mitte. Die solare Stromversorgung habe ich mit einem Flächengewicht von 80 W/kg gerechnet, das hat der Solargenerator von Dawn, der 11 kW Leistung hat.

Alle Triebwerke verbrauchen ein Arbeitsgas, in der Regel bisher Xenon. Wegen der hohen Kosten habe ich aber auch Krypton als Vergleich genommen. Das Gas benötigt einen Druckgastank, dessen Masse von dem Molgewicht des Gases abhängt, da die Masse sich aus dem Volumen, Druck und Molgewicht errechnet. Nimmt man die Druckgasflaschen von Ariane 5 als Basis für die Berechnung der Behältermasse so ergibt sich folgende Tabelle:

Triebwerk

Gewicht Treibstoff (5 Jahre)

Gewicht Druckgastank Xenon

Gewicht Druckgastank Krypton

Gesamtgewicht Xenon

Gesamtgewicht

Krypton

PPS 1350G

3.340 kg

320 kg

500 kg

3.660 kg

3.840 kg

T5

1.580 kg

150 kg

240 kg

1.730 kg

1.820 kg

RIT 2X

1.330 kg

130 kg

200 kg

1.460 kg

1.530 kg

Ich ging vom selben Impuls bei Xenon wie Krypton aus und einer Betriebsdauer von 5 Jahren und 10,8 MN Änderung pro Jahr. Bei 10 Jahren sind die Werte zu verdoppeln. So kommt man zu folgender Gesamtbilanz für Triebwerke, Treibstoff, Tanks und Solargenerator. Da es praktisch nur geringe Massenunterschiede zwischen Krypton und Xenon gibt, habe ich auch wegen des hohen Bedarfs von etlichen Tonnen Treibstoff nur noch mit Krypton weiter gerechnet. Xenon sähe etwas besser aus. Die Triebwerke haben üblicherweise eine Lebensdauer von 10.000 Stunden. Das entspricht 2,3 Jahre bei Dauerbetrieb. Da die Triebwerke überzählig sind (wegen der maximalen Korrekturkapazität von 21,6 MJ gegenüber im Durchschnitt nur benötigten 10,8 MJ) reicht ein Satz für 5 Jahre aus. Für 10 Jahre muss man einen zweiten Satz hinzurechnen.

Triebwerk

Gewicht Krypton 5 Jahre

Gewicht Krypton 10 Jahre

PPS 1350G

4.280 kg

8.560 kg

T5

2.680 kg

5.365 kg

RIT 2X

2.300 kg

4.683 kg

Bei 21 t Startmasse, abzüglich 7 t für das Servicemodul und etwa 1 t chemischem Treibstoff für das Ankoppeln hat man 13 t für den Antrieb. Selbst die ungünstigste Möglichkeit benötigt aber nur 8,5 t Masse. Es wäre daher möglich das bisherige System das 6,8 t flüssigen Treibstoff beinhaltet beizubehalten. Es wird für die Ankopplung sowieso benötigt nur eben mit weniger Treibstoff, dann sähe die Bilanz so aus:

Beim T5 und Rit 2X könnte man in den knapp 7 problemlos Tanks, Treibstoff, Solargenerator und Triebwerke unterbringen und der Transporter könne trotzdem die 10 Jahre lang die Station im Orbit halten. Die 5+ t Treibstoff benötigt man für Hochschubmanöver, z.b. um Weltraumschrott auszuweichen.

Ich habe dann noch simuliert, bei welchem spezifischen Impuls man ein Minium erhält. Bei 5 Jahren gibt es eines bei einem spezifischen Impuls von 70.000 bis 73.000 m/s. Bei 10 Jahren dagegen erst bei 101.000 m/s. Allerdings ist die Zusatzmasse gegenüber 43.000 m/s, als höchsten Impuls eines RIT 2X nur bei 250 bzw. 950 kg. Sinnvoll wäre da man für 10 Jahre aber selbst beim RIT-2X 20 Triebwerke benötigt ein schubstärkeres Triebwerk im Bereich 300 bis 500 mN Schub. (6 bis 10 Triebwerke werden dann für 10 Jahre Einsatz benötigt).

Im Mittel benötigt der Transporter nur die halbe Stromleistung, der Rest ist für Leistungsabnahme und Spitzenbeschleunigung vorgesehen. Die übrige Leistung – beim RIT 2X immerhin anfangs über 20 kW kann er ins Netz einspeisen und so die Station bei einem weiteren Ausbau unterstützen. Das wäre erheblich billiger, als die vorhandenen Solarmodule zu ersetzen. Allerdings sind die Solarzellenflächen dann beim Transporter recht groß. Bei 25 % Wirkungsgrad und 48 kW Leistung wären es vier Paneele von je 4 m Breite (am Transporter) und 9 m Länge. Das ATV hat derzeit gerade mal ein Zehntel dieser Leistung installiert.

Es bittet sich auch an, vorausschauend zu arbeiten, d.h. bei ansteigender Sonnenaktivität bevor diese den Höhepunkt erreicht, nicht nur das Fallen zu kompensieren, sondern die Bahn anzuheben, dafür hat man ja die Mehrleistung bei der Stromversorgung und den Triebwerken. Würde man die ISS z.B. in 441 anstatt 408 km Höhe bringen, wofür man nur ein geringes dV benötigt, so halbiert sich schon die Sinkrate, bzw. die Abbremsung durch die Sonnenaktivität bei gleichem Treibstoffverbrauch dürfte doppelt so stark sein.

Nutzung als Parkgefährt

Nach den derzeitigen Plänen wird man irgendwann die ISS deorbitieren. Ich halte aber auch ein zweites Szenario für denkbar. Nämlich das man die Station nicht deorbitiert, sondern im Gegenteil den Orbit noch weiter anhebt und sie in einen „Friedhofsorbit“ bringt. Betriebt man die Ionentriebwerke mit voller Leistung, so kann man sie anfangs um 2 km pro Monat anheben. Das wird rasch mehr. Nach 30 km Anhebung steigt das schon auf 3 km pro Monat. Bei einem Transporter mit einem 10 Jahresvorrat würde bei 60 % Nutzung des Treibstoffs für die Bahnanhebung dies einer Beschleunigung um 144 m/s bei 450 t Masse entsprechen. Das reicht aus um eine 670 km hohe Bahn nach etwa 5 Jahren zu erreichen, die für sehr lange, wahrscheinlich über einige Jahrzehnte stabil ist. Der Vorteil: Dort könnte man, wenn man mal eine neue Station aufbaut, überlegen, was man noch an Modulen oder nur Innenausstattung noch verwenden kann. Morgen dann mehr zur Versorgung des Lunar Gateways.

7.4.2020: Der Europäische Lunar Logistiktransporter

Als ich über meinen letzten Beitrag nachdachte, suchte ich auch nach anderen Verwendungsmöglichkeiten des Transporters. Viele gibt es nicht. Für den Satellitentransport ist er zu groß, bei zu geringer elektrischer Leistung. Eine ist es, Fracht zu dem Lunar Gateway zu bringen, eventuell sogar ganze Module, um es zu erweitern. Der Transporter denn ich skizziert habe, schafft das aber nicht. Er ist auf 21,6 MN Korrekturkapazität pro Jahr ausgelegt, das entspricht bei einem Eigengewicht von 21 t gerade mal 1.000 m/s Geschwindigkeitsänderung pro Jahr. Er bräuchte so rund 8 Jahre, um in einen Mondorbit zu gelangen und dafür würden auch nicht die Treibstoffvorräte reichen. Die erlauben nur eine Beschleunigung um etwa 6 km/s.

Kurz es muss ein anderer Transporter her, aber das ATV kann man trotzdem als Rechenbasis nehmen. Ein ATV wog leer 9,8 t. Die NASA hätte gerne 4,4 t Fracht zu ihrem Gateway, das lässt bei 21 t Startmasse nur rund 6 t für den Ionenantrieb mit Subsystemen übrig, das ist zu wenig. Ich rechne hier, wenn man nicht extrem viel Zeit hat mit mindestens einem Drittel der Startmasse, besser die Hälfte. Also begann ich erst mal damit, das ATV auszuweiden und man kann in der Tat einiges einsparen, da das ATV alles konnte, anders als die anderen Transporter, man aber nicht alles, bei dem Lunar Logistic Transporter braucht:

Der Antrieb wäre dann ein reiner Ionenantrieb, dafür müsste der Transporter in einer etwas höheren Bahn ausgesetzt werden. Er wiegt dann leer aber nur noch 8,3 t. Das lässt bei 4,4 t Fracht rund 8,3 t für den Ionenantrieb übrig.

Triebwerke und dV

Ohne ins Detail zu gehen, kann man davon ausgehen, dass der Geschwindigkeitsbedarf eines Ionenantriebs der Geschwindigkeitsdifferenz der Kreisbahnen des Orbits am Anfang und der Mondumlaufbahn sowie der Differenz zur Fluchtgeschwindigkeit beim Mond beträgt. Bei 400 km Bahnhöhe wären das rund 6,6 km/s, um zum Mond zu gelangen und kleiner als 1,1 km/s, um in eine 100 km hohe kreisförmige Mondumlaufbahn einzutreten, abhängig von der Geschwindigkeit. Ich habe im Folgenden mit zusammen 8 km/s gerechnet.

Ohne Berücksichtigung des Treibstoffverbrauchs ergibt sich so ein Gesamtimpuls von 8.000 m/s * 21.000 kg = 168 MN. Die Zahl der Triebwerke, die man benötigt, orientiert sich nun an der Zeit die man aufwenden will und den Schub pro Triebwerk. Für 180 Tage wären es bei 0,15 N (gängiger Schub heutiger Triebwerke) mindestens 72 Stück. Das ist eine ganze Menge. Lässt man sich ein Jahr oder gar zwei Jahre Zeit (so oft sind zumindest derzeit ja keine Flüge zum Mond geplant) so halbiert oder viertelt sich die Zahl. Es ist aber klar das man wahrscheinlich neue Triebwerke entwickelt, mit einem Stromverbrauch von 40 bis 50 kW anstatt 4-5 kW wie heute. Angenommen, das Gewicht pro Schubeinheit bleibt konstant, so kann man dann von etwa 1.200 kg für die Ionentriebwerke und assoziierte Subsysteme (Hochspannungswandler) ausgehen.

Spezifischer Impuls und Reisedauer

Beide Parameter hängen zusammen. Steigt der spezifische Impuls bei gleicher elektrischer Leistung an, so sinkt der Schub ab und damit braucht der Transporter länger um die Zielbahn zu erreichen. Bei einem Tankmassenanteil von 14 %, wie ich ihn für Krypton beim letzten Aufsatz ermittelte, ergibt sich mit einer Optimierung bei der verbleibenden Restmasse ein idealer spezifischer Impuls von 47,6 km/s bei 6,6 km/s Geschwindigkeitsänderung in 180 Tagen Betriebsdauer – leider reicht das nicht aus um die Gewichtsbilkanz zu erfüllen. Also ging ich mit der Zeit hoch und kam bei 300 Tagen auf die benötigte Geschwindigkeitsänderung (8,5 km/s) mit einem spezifischen Impuls von 49,3 km/s. Da ich nur 8 km/s benötige, habe ich den spezifischen Impuls auf 46,4 km/s bei 300 Tagen abgesenkt. Man kommt dann zu folgender Massenbilanz:

Die Berechnung

Bisher waren das Berechnungen, die jeder mit dem Taschenrechner durchführen kann für Gesamtbilanzen, aber keine genaue Berechnung der Bahn im Betrieb. Sie benötigt man aber für Startvorgaben. Mit den obogen Startvorgaben habe ich nun eine genaue Simulation durchgeführt, ausgehend von einer 400 km hohen Kreisbahn. Bis zum Erreichen des Mondes. Ich brach die Simulation ab, sobald ich ein Apogäum von 376.500 km hatte. Das war bei obigen Daten nach 207 Tagen der Fall. Beim Mond habe ich mir eine genaue Simulation geschenkt, da die Geschwindigkeitsänderung klein ist. Bei 443 m/s Geschwindigkeitsdifferenz nach der Simulation zur Fluchtgeschwindigkeit (die man auch noch abbauen könnte) errechnet sich eine Geschwindigkeitsdifferenz zu einem 100-km-Mondorbit von maximal 720 m/s. Der Abbau dieser verbraucht rund 290 kg Treibstoff, das lässt rund 270 kg in den Tanks für Manöver und als Reserve übrig. Das Gefährt benötigt dazu rund 21 Tage. Das heißt in etwa einem dreiviertel Jahr wäre der Transporter mit 4,4 t Fracht beim Lunar Gateway.


Ausgangsbahn

Bahnform

Bahn ist eine Ellipse

Perihel/Perigäum:

398,33 km

Aphel/Apogäum:

400,00 km

Umlaufszeit:

1 h 32 m

Endbahn

Bahnform

Bahn ist eine Ellipse

Perihel/Perigäum:

259.624,60 km

Aphel/Apogäum:

370.671,53 km

Umlaufszeit:

21 d 35 s

Simulationseinstellungen

Maximale Simulationsdauer:

360 d

Simulationsdauer

206 d 2 h

Schrittweite:

10,0 s

Entfernung bei Sim-Ende:

298.630,8 km

Geschwindigkeit bei Sim-Ende:

1.172,2 m/s

Startgeschwindigkeit:

7.668,0 m/s

Simulationsvorgaben

Schubrichtung:

Winkel zur Bewegungsrichtung 0,0 Grad

Abbruchbedingung der Simulation:

Betrieb bis die Bahn das Zielaphel/-apogäum überschreitet

Erreicht Apo-Punkt:

370.121,9 km

Ionentriebswerksmodul

Startgewicht:

21.000,0 kg

Aktuelles Gewicht:

18.237,1 kg

Nutzlast

4.400,0 kg

Aktuelle Stromversorgung:

258.537,1 Watt @ 1 AE

Strom beim Start:

260.000,0 Watt @ 1 AE

Eigenstromverbrauch:

1.000,0 Watt

Maximal nutzbar:

256.000,0 Watt

Gewicht Stromversorgung:

3.200,0 kg

Spezifisches Gewicht Stromversorgung:

80,0 W/kg

Treibstoff beim Start:

3.340,0 kg

Treibstoff aktuell:

577,1 kg

Tanks:

500,0 kg

Tankanteil:

15,00 Prozent

Treibstoff für maximal:

8.000 m/s

Anzahl Triebwerke:

10 Stück

Gewicht Triebwerke:

1.200,0 kg

Triebwerkseinstellungen

Spezifischer Impuls:

46.401,0 m/s

Schub pro Triebwerk:

0,720 Newton

Treibstoffverbrauch pro Triebwerk:

1,341 kg/d

Strom pro Triebwerk:

25.600 Watt

Gewicht Triebwerk:

120,00 kg

Effizienz:

65,25 Prozent

Differenz zur Kreisgeschwindigkeit bei Simende:

193,9 m/s

Differenz zur Fluchtgeschwindigkeit bei Simende:

-445,0 m/s

Gesamte Geschwindigkeitsänderung:

6.545,5 m/s


Das könnte man noch optimieren, je nachdem, was man anstrebt. Senkt man den spezifischen Impuls etwas ab, z.B. auf 43 km/s, so wird der Treibstoff gerade verbraucht, man ist aber etwas schneller da. Alternativ kann man etwas mehr Fracht zuladen, rund 250 kg und Treibstoff weglassen oder, wenn man mehr Zeit hat, die Größe der Solarpaneele verkleinern und so mehr Fracht zuladen (überschlagen bei einem Jahr Reisezeit etwa 1.000 kg mehr Fracht).

Während ich denke, dass es von den Ionentriebwerken her geht – für Marsexpeditionen will die NASA ja Triebwerke in dieser Klasse einsetzen und es gibt auch experimentelle Triebwerke mit dem geforderten Schub, bzw. dem hohen Stromverbrauch, dürfte der Knackpunkt der Solargenerator sein. Er wäre hier 260 kW stark, das ist die Leistung der ISS oder um den Faktor 10 größer als eingesetzte Solargeneratoren in Satelliten. Die werden echt groß, bei 25 % Wirkungsgrad sind das fast 800 m² Fläche oder auf vier Paneele aufgeteilt 200 m² pro Paneel, bei einer maximalen Breite von 4 m (vorgegeben durch den Transporter und die Nutzlastverkleidung) z.B. 50 m lang. Wahrscheinlich wäre eine nukleare Stromversorgung da die bessere Lösung, doch dann betritt man eine neue Bühne. Sowohl politisch (ist das gewollt?) wie auch finanziell, denn dann sind doch größere Entwicklungsarbeiten nötig.

Die kleine Lösung

Ausgehend von dem was es bisher an Technologie gibt habe ich das Pferd mal umgekehrt aufgezäumt: man hat bisher für Solararrays Flügel, die bis zu 10 kW Leistung liefern, als Standard verfügbar. Das ergibt bei vier Flügeln 40 kW. Wie sieht es dann aus, wenn ich mir auch viel Zeit - zwei Jahre - für einen Transfer lasse? Natürlich wird das Gefährt kleiner, es muss ja weniger wiegen und die Nutzlast sinkt entsprechend. Ein ATV wird das nicht mehr sein, sondern eher ein Gefährt in der Gewichtsklasse einer Cygnus. Ich bin wie bei der Cygnus und anderen ISS Transporternvon einem Drittel Nutzlastanteil an der Startmasse (aber ohne Ionenantriebssysteme) ausgegangen. Triebwerke sollen die T-7 sein, das sind die schubstärksten derzeit verfügbaren europäischen Triebwerke. Und siehe da, wenn man sich genügend Zeit lässt, kommt man doch noch auf eine brauchbare Lösung. In diesem Falle habe ich zwei Jahre angesetzt. Wie beim ersten Mal habe ich nur den zeitintensivsten Teil in der Erdumlaufbahn simuliert, doch bei 40 kW Leistung reicht das aus, um 9 t Anfangsmasse zum Mond befördern.

Von den 9 t gehen dann noch ab:

Bei einem Nutzlastanteil von einem Drittel an der Transportermasse wären das so etwa 2.100 kg pro Flug. Mit zwei Flügen käme man auf die von der NASA geforderten 4,4 t Nutzlast. Eine Ariane 62 kann (meinen Berechnungen zufolge, da die wesentlichen Kenndaten der Ariane 6 aber geschätzt sind, nicht so sicher) diese 9 t in eine 2000 km hohe Umlaufbahn mit niedriger Bahnneigung bei einem Zweiimpulstransfer befördern. Die ESA gibt 7 t in eine SSO mit höherer Inklination an, das korrespondiert mit etwa 8,5 t in eine nahezu äquatoriale Bahn in derselben Höhe. Die 9 t in 400 km Höhe erscheinen also erreichbar.


Ausgangsbahn

Bahnform

Bahn ist eine Ellipse

Perihel/Perigäum:

398,33 km

Aphel/Apogäum:

400,00 km

Umlaufszeit:

1 h 32 m

Endbahn

Bahnform

Bahn ist eine Ellipse

Perihel/Perigäum:

261.451,32 km

Aphel/Apogäum:

370.272,83 km

Umlaufszeit:

21 d 1 h

Simulationseinstellungen

Maximale Simulationsdauer:

1 J 355 d

Simulationsdauer

1 J 228 d

davon angetrieben:

1 J 132 d

Schrittweite:

10,0 s

Entfernung bei Sim-Ende:

297.149,2 km

Geschwindigkeit bei Sim-Ende:

1.178,8 m/s

Startgeschwindigkeit:

7.668,0 m/s

Simulationsvorgaben

Schubrichtung:

Winkel zur Bewegungsrichtung 0,0 Grad

Abbruchbedingung der Simulation:

Betrieb bis die Bahn das Zielaphel/-apogäum überschreitet

Erreichter Apo-Punkt:

370.121,9 km

Ionentriebswerksmodul

Startgewicht:

9.000,0 kg

Aktuelles Gewicht:

7.631,7 kg

Stromversorgung:

38.925,7 Watt @ 1 AE

Strom beim Start:

40.000,0 Watt @ 1 AE

Eigenstromverbrauch:

1.000,0 Watt

Maximal nutzbar:

40.000,0 Watt

Gewicht Stromversorgung:

500,0 kg

Spezifisches Gewicht Stromversorgung:

80,0 W/kg

Treibstoff beim Start:

1.700,0 kg

Treibstoff aktuell:

631,7 kg

Tanks:

255,0 kg

Tankanteil:

15,00 Prozent

Treibstoff für maximal:

8.215 m/s

Anzahl Triebwerke:

5 Stück

Gewicht Triebwerke:

65,0 kg

Triebwerkseinstellungen

Bezeichnung Triebwerk:

T-7

Spezifischer Impuls:

39.240,0 m/s

Schub pro Triebwerk:

0,250 Newton

Treibstoffverbrauch pro Triebwerk:

0,550 kg/d

Strom pro Triebwerk:

7.000 Watt

Gewicht Triebwerk:

13,00 kg

Effizienz:

70,07 Prozent

Differenz zur Kreisgeschwindigkeit bei Simende:

188,0 m/s

Differenz zur Fluchtgeschwindigkeit bei Simende:

-442,4 m/s

Gesamte Geschwindigkeitsänderung:

6.471,4 m/s


Anders als der erste Transporter wäre dieser kleine Transporter technisch heute problemlos umsetzbar. Die Triebwerke und Solararrays gibt es. Er müsste natürlich neu entwickelt werden, denn er ist viel leichter als ein ATV. Aber genügend Aufträge vorausgesetzt lohnt sich das. Wie viel Fracht das Lunar Gateways benötigt ist offen, aber machen wir mal eine Abschätzung auf Basis der ISS. Im Jahre 2019 flogen folgende Transporter die ISS an:

Das sind zusammen 27.377 kg Fracht für sechs Personen und ein Jahr Betrieb. Würde die NASA pro Manntag genauso viel beim Lunar Gatetway benötigen, dann wäre es bei vier Astronauten als Regelbesatzung 88 Tag bemannt, was ziemlich genau drei Monaten entspricht. Wenn die Astronauten nur kurz dort wären, bräuchte man einen Flug entsprechend seltener und bei einer Dauerbesatzung von 4 Personen bräuchte man vier Versorgungsflüge pro Jahr. Dafür würden die 7 Mrd. Dollar für 15 Jahre, die bewilligt wurden, aber bestimmt nicht reichen. CRS-1 umfasste ja schon 3,5 Mrd. Dollar für 4 Transport Jahre und das nur in den Erdorbit. Das ein Transporter zwei Jahre zum Lunar Gateway benötigt ist prinzipiell kein Hinderndes, wenn er nur früh genug startet. Es wären dann anders als bei den heutigen Transportern eben mehrere gleichzeitig unterwegs, der eine vielleicht in einer niedrigen Umlaufbahn, der zweite in einer höheren und ein dritter gerade angekoppelt an das Lunar Gateway.

Modultransporter

Genügend Zeit vorausgesetzt könnte der Transporter auch die Module selbst befördern. Bei 21 t Startmasse, konstanten 40 kW Leistung fünf T-7 Triebwerken sieht die Bilanz dafür so aus:

zusammen lässt das noch 11,47 t für ein Modul übrig. Nach 3 Jahren 294 Tagen wäre eine Erdumlaufbahn erreicht, welche die Mondbahn kreuzt. So kann man damit rechnen, dass man nach viereinhalb Jahren das Modul in der Mondumlaufbahn hat. Okay, das erfordert dann eine wirklich langfristige Planung. Derzeit plant die NASA ja kurzfristiger, wobei Planungen und Verzögerungen des Jungfernflugs der SLS und die Finanzierung nicht so ganz zusammenpassen.


Ausgangsbahn

Bahnform

Bahn ist eine Ellipse

Perihel/Perigäum:

398,33 km

Aphel/Apogäum:

400,00 km

Umlaufszeit:

1 h 32 m

Endbahn

Bahnform

Bahn ist eine Ellipse

Perihel/Perigäum:

294.314,36 km

Aphel/Apogäum:

370.411,07 km

Umlaufszeit:

22 d 17 h

Simulationseinstellungen

Maximale Simulationsdauer:

5 J 175 d

Simulationsdauer

3 J 294 d

davon angetrieben:

3 J 70 d

Schrittweite:

10,0 s

Entfernung bei Sim-Ende:

303.027,9 km

Geschwindigkeit bei Sim-Ende:

1.183,1 m/s

Startgeschwindigkeit:

7.668,0 m/s

Simulationsvorgaben

Schubrichtung:

Winkel zur Bewegungsrichtung 0,0 Grad

Abbruchbedingung der Simulation:

Betrieb bis die Bahn das Zielaphel/-apogäum überschreitet

Erreicht Apo-Punkt:

370.121,9 km

Ionentriebswerksmodul

Startgewicht:

21.000,0 kg

Aktuelles Gewicht:

17.791,4 kg

Stromversorgung:

37.526,3 Watt @ 1 AE

Strom beim Start:

40.000,0 Watt @ 1 AE

Eigenstromverbrauch:

1.000,0 Watt

Maximal nutzbar:

40.000,0 Watt

Gewicht Stromversorgung:

500,0 kg

Spezifisches Gewicht Stromversorgung:

80,0 W/kg

Treibstoff beim Start:

4.000,0 kg

Treibstoff aktuell:

791,4 kg

Tanks:

600,0 kg

Tankanteil:

15,00 Prozent

Treibstoff für maximal:

8.292 m/s

Anzahl Triebwerke:

5 Stück

Gewicht Triebwerke:

65,0 kg

Triebwerkseinstellungen

Bezeichnung Triebwerk:

T-7

Spezifischer Impuls:

39.240,0 m/s

Schub pro Triebwerk:

0,250 Newton

Treibstoffverbrauch pro Triebwerk:

0,550 kg/d

Strom pro Triebwerk:

7.000 Watt

Gewicht Triebwerk:

13,00 kg

Effizienz:

70,07 Prozent

Differenz zur Kreisgeschwindigkeit bei Simende:

96,0 m/s

Differenz zur Fluchtgeschwindigkeit bei Simende:

-422,5 m/s

Gesamte Geschwindigkeitsänderung:

6.506,4 m/s


Mit 21 t Startmasse wäre es von einer Ariane 64 gut transportierbar. Ich errechne für diese Version 25 t Maximalnutzlast in einen äquatorialen 400 km hohen Orbit. Für die Ariane 5 ME, mit derselben GTO Nutzlast gab die ESA 23 t in einen 52 Grad geneigten Orbit an, was auch ungefähr 25 t in dem äquatorialen entspricht. Das würde dann sogar noch etwas mehr Nutzlast für das Modul, rund 12,5 bis 13 t zulassen, allerdings bei noch längerer Reisedauer, die dann bei 5 Jahren läge.

Auf der anderen Seite – 11,5 t in einen Mondorbit schafft derzeit nur die SLS. Die Falcon Heavy kommt nach meinen Berechnungen auf maximal 14,5 t in eine Mondtransferbahn. Wenn SpaceX für das Einschwenken in die Umlaufbahn um den Mond keine eigene Stufe dafür baut, sondern die letzte Stufe angekoppelt lässt, dann kann diese (ohne Verdampfungsverluste) rund 9,8 t in einen Mondorbit befördern. Verglichen mit einer SLS dürfte der Transporter aber echt billig sein. Wie immer bei Ionentriebwerken: Man tauscht Kosten gegen Reisedauer ein.

Eine NASA-Aufgabe

Machbar ist es, aber meine Überlegungen haben einen Schwachpunkt: ich bin Europäer und suche daher nach Ideen für die ESA. Die ESA hat aber kein Mondprogramm und auch keinen Bedarf für einen solchen Transporter. Es wäre eine Kompensationslieferung für eine Beteiligung an ISS und / oder Mondprogramm. Demgegenüber will die NASA das Lunar Gateway bauen und es soll Vorlage für ein Habitat sein, das Astronauten zum Mars und zurückbringt (der interplanetare Teil, der aber nicht landet). Dieses wird gemischt mit Chemischen und Ionenantrieb angetrieben. Sie hat also den Bedarf an diesen Technologien wie schubstarken Triebwerken und Solargeneratoren mit der benötigten Leistung. Das DST soll 300 kW Leistung erfordern (470 kW sind installiert) und 24 t Treibstoff beinhalten. Das liegt in der gleichen Größenordnung wie beim ersten Transporter. (Mehr Treibstoff, da das DST rund 100 t wiegt). Warum also nicht nur den Teil mit dem Ionenantrieb entwickeln und in einem Transporter nutzen und dann später beim DST erneut verwenden? Der Transporter wäre durch die großen Solar arrays noch etwas schwerer, doch Träger mit 48 bis 50 t Nutzlast, wie die Vulcan oder New Glenn werden ja gerade entwickelt. Dafür könnte er auch ein komplettes Modul in überschaubarer Zeit zum Mond bringen und benötigt keinen SLS Start, sondern nur eine Vulcan, New Glenn oder Falcon Heavy.

21.4.2020: Ionenantriebe – Verbesserungen für die Zukunft

Als Abschluss meiner kleinen Serie will ich mal skizzieren, wo die Reise bei Ionenantrieben hingehen könnte, hinsichtlich Nutzlast, Reisedauer und wie man die einzelnen Subsysteme optimieren kann.

Zusammenhänge

Bei einem Ionenantrieb gibt es weitaus mehr gegenseitige Abhängigkeiten als bei einem chemischen Antrieb. Anders als bei diesem sind z.B. Schub und spezifischer Impuls voneinander abhängig. Dazu kommt die Abhängigkeit von Stromversorgung und Reisezeit. Zwar ist auch beim chemischen Antrieb die Betriebszeit auch vom Schub und spezifischen Impuls abhängig, aber bei Betriebszeiten von einigen Minuten bis maximal einige Stunden spielt dies bei der Inbetriebnahme von Satelliten praktisch keine Rolle.

Der Status Quo

Ich habe hier aus meiner letzten Reihe mal ein Massenbreakdown für zwei mögliche Einsätze skizziert. Einmal für einen Transfer LEO → GEO (etwa 5 km/s) und einem von der Erde zum Mars (etwa 14 km/s)

System

GEO Transfer

Marstransfer

Nutzlast

64,9 %

53, 2 %

Treibstoff

14,3 %

24,9 %

Tanks

2,2 %

4,7 %

Ionentriebwerke

4,4 %

4,2 %

Stromversorgung

13,2 %

13,9 %

Ich glaube das man mit der Hälfte bis zwei Drittel der Startmasse bei einem integrierten System (bei einer separaten Stufe sieht es schlechter aus, die VENuS hat z. B etwa 40 % Maximalnutzlast) wenig an der Nutzlast drehen würde, vielmehr wird man in Zukunft an dem Hauptnachteil, der Reisedauer was ändern, sprich sie verkürzen. Dazu benötigt man mehr Schub, das bedeutet entweder mehr oder leistungsstärkere Ionentriebwerke, die wiederum mehr Strom benötigen.

Ionentriebwerke

Ein Ionentriebwerk ist für seinen kleinen Schub erstaunlich schwer. Ein Triebwerk für 0,1 bis 0,2 N Schub wiegt um die 10 kg. Auch wenn es Unterschiede in der Technologie gibt, sind sie nicht relevant für die Gesamtbilanz. Das XIPS 25 und RIT-2X haben z.B. beide um 0,15 N Schub.Nur wiegt eines 13,9 und eines 8,8 kg. Das ist zwar pro Triebwerk ein ziemlicher Unterschied. Bedenkt man aber, das diese gerade mal 4 % am Gesamtgewicht ausmachen, dann ist dies nicht relevant.

Was relevant ist, ist der spezifische impuls. Steigt er, so sinkt der Treibstoffverbrauch. Allerdings steigt auch bei gleichem Schub der Stromverbrauch an. Die meisten Ionentriebwerke für Satelliten haben heute spezifische Impulse, die meist zwischen 25 und 40 km/s liegen. Für bemannte Marsmissionen arbeitet die NASA an Prototypen mit 60 bzw. 80 km/s. Das erreicht man mit einer höheren Spannung, die zu einer stärkeren Beschleunigung der Ionen bei gleicher Strecke führt. Ein Triebwerk hat dann bei gleichem Durchmesser – der legt fest, wie viel Treibstoff pro Sekunde das Triebwerk verlassen kann, da die Felddichte bei einem bestimmten Typ relativ konstant ist, einen höheren Schub und Stromverbrauch. Die ESA hat (nur auf dem Papier) auch mehrere Beschleunigungsstufen hintereinander geschaltet und kommt so auf 190 km/s spezifischen Impuls. Bei etwa diesem Wert liegt auch die in der Literatur genante praktisch umsetzbare Obergrenze für Ionentriebwerke.

Es gibt ein Optimum des spezifischen Impulses für jede Aufgabe, das von technischen Parametern wie verfügbarem Strom, Nutzlastanteil, Massen der Subsysteme aber auch der Reisedauer abhängt. Für die Vega Missionen gibt es z.B. bei einer GEO Mission je nach Betriebsdauer folgenden optimalen spezifischen Impuls:

Reisedauer

Spez imüpuls

100 Tage

25,4 km/s

200 Tage

37,8 km/s

300 Tage

47,1 km/s

400 Tage

54,8 km/s

Man sieht: der Zusammenhang ist nicht linear (eine Verdopplung der Zeit entspricht nicht einem doppelt so hohen spezifischen Impuls). Im Trend gilt: je länger man Zeit hat desto besser schneidet ein Triebwerk mit hohem spezifischen Impuls ab. Analoges gilt natürlich auch für die Geschwindigkeitsänderung, weshalb die NASA ja auch Triebwerke mit hohem spezifischen Impuls testet.

Viele Triebwerke sind anpassbar, indem man die Spannung variiert, kann man den spezifischen Impuls erhöhen oder absenken, allerdings gekoppelt auch an eine Variation des Schubs. Für Antriebszwecke wird man sie daher beim Optimum betrieben. Der Modus mit kleinem Schub und niedrigerem spezifischen Impuls eignet sich für Lageänderungen oder um den Orbit aufrechtzuerhalten.

Die heutigen Triebwerke reichen für den Einsatz im Erdorbit vollkommen aus, auch für den Flug von normalen nicht zu schweren Raumsonden zu Mond, Mars und Venus, sofern man sich zwei oder mehr Jahre Zeit lässt. Soll es schneller gehen oder benötigt man mehr Geschwindigkeit, wie zu den äußeren Planeten so wären Triebwerke mit höherem spezifischen Impuls besser, wie der Aufsatz über die Mission zum Merkur zeigt, steigt sonst der Treibstoffanteil deutlich an.

Treibstoff und Tanks

Jedes Triebwerk setzt Treibstoff um. Bei Ionentriebwerken, die ja in dem Sinne nichts verbrennen, sollte man besser von Arbeitsmedium sprechen, aber weil sich die Analogie zum chemischen Treibstoff etabliert hat, bleibe ich beim Begriff Treibstoffe. Bei praktisch allen Triebwerken ist dies heute das Edelgas Xenon. Die chemische Natur des Arbeitsmediums spielt keine Rolle, so war bis in die Achtziger Jahre Quecksilber das meistverwendete Arbeitsmedium, in den Sechzigern arbeitete man mit Cäsium. Da Quecksilber aber giftig ist und die Triebwerke für die Qualifikation über ihre Lebenszeit getestet werden müssen, ist man zum teureren Xenon übergegangen. SpaceX will Krypton einsetzen. Wie sich die geringere Atommasse von Krypton auf den spezifischen Impuls auswirkt, konnte ich nicht herausfinden. Der Hauptvorteil von Krypton ist, das es erheblich billiger als Xenon ist, das als ich es mal untersuchte rund 1.864 Euro pro Kilogramm kostet. Die rund 900 kg Treibstoff für eine Marsmission kosten also rund 1,7 Millionen Euro. Krypton könnte daher, wenn man vergleichbare spezifische Impulse erreicht, durchaus eine Alternative sein. Nach den physikalischen Gesetzen würde bei gleicher Ladungsmenge und gleicher Spannung Krypton etwa 25 % niedrigere Impulse ergeben.

Es gibt für die Verwendung von Krypton einfach zu wenige Quellen.

Beides sind aber Gase und bei Gasen hängt die Tankmasse bedingt durch die Physik nur von Materialeigenschaften des Tanks und Druck im Tank ab. Da der Druck unabhängig von der Atommasse ist, hat Krypton den Nachteil, dass die Tanks 56 % schwerer sind. Allerdings spielt die Tankmasse wie man in der obigen Bilanz sieht, bei 2 bis 4 % Massenanteil nicht die große Rolle. Tanks aus CFK-Werkstoffen können bis 11 % des Tankinhalts aus Xenon wiegen. Mischtechnologien (Titantechnologien mit CFK-Ummantelung liegen bei etwa 17 % und Metalltanks bei etwa 20 % des Inhalts. Eine große Steigerung ist hier kaum denkbar, eher setzt man aus Preisgründen lieber schwerere, dafür aber billiger Tanks ein. Wir haben also den gleichen Trend zur Kostenersparnis wie beim Einsatz von Krypton, das wie schon erwähnt dann auch die Tanks schwerer macht (genauer gesagt: bei gleichem Druck ist die Füllmasse pro Tank geringer).

Stromversorgung

Sieht man von extrem langen Betriebszeiten und sehr hohen Δv ab, so macht heute die Stromversorgung den Hauptanteil der Masse des Gesamtsystems aus. Das Ionentriebwerke in den letzten Jahrzehnten langsam, aber sicher populärer wurden liegt primär an der Verbesserung der Stromversorgung. Definiert man als Leistungsparameter einer Energiequelle den Quotienten aus abgegebener elektrischer Leistung und Gewicht die die Energiequelle hat, so gab es enorme Verbesserungen in den letzten Jahrzehnten. Anfang der Achtziger Jahre erreichten Solararrays mit Trägerstruktur 22 W/kg, ohne Trägerstruktur 46 W/kg. Heute liegen die entsprechenden Werte bei 80 W/kg und 120 W/kg, für Arrays ohne Trägerstruktur sollen bei großeren Arrays auch 150 W/kg erreichbar sein.

Für Ionenantriebe mit ihrem hohen Strombedarf sind allerdings eher die Arrays mit Trägerstruktur wcjtig, da die flexiblen Arrays immer kreisförmig sind und die Geometrie so ihre maximale Größe bestimmt. Dagegen kann ein Flügel mit Trägerstruktur zwar schmal sein, aber im Prinzip unbegrenzt lang. In der Praxis beschränkt der verfügbare Platz natürlich die Flügelgröße. Damit man einen Vergleich hat: ein Solarmodul, das für Fotovoltaikanlagen verwendet wird, hat rund 1,65 m² Fläche, würde bei den besten Solarzellen etwa 29 % Wirkungsgrad haben und so im All rund 648 Watt liefern. Das sind bei einer typischen Masse von 20 kg rund 32,4 W/kg. Module für Satelliten sind also etwa zwei bis dreimal leichter als die Module, die man sich aufs Dach packt.

Es ist offen, ob man hier noch viel bei Solargeneratoren machen kann. Viel ist ja schon geschehen, indem man die Trägerstruktur aus teuren aber leichten Werkstoffen gefertigt hat oder sie ganz weglässt, dann wird das Modul wie ein Fächer auseinandergefaltet. Wenn man hier noch etwas tun kann, dann liegen die Hoffnungen eher auf Solarkonzentratoren. Es gibt hier zwei Techniken. Die eine ist es neben dem Solarzellenflügel oben und unten zwei einfache polierte spiegelnde Metalloberflächen anzubringen, die im schrägen Winkel ausgerichtet sind. Sie wirken als Spiegel und reflektieren die Sonnenstrahlung auf die Solarzellen, die so mehr Leistung bringen. Während ein Quadratmeter eines Moduls rund 5 kg wiegt, wiegt eine 0,5 mm dicke Aluminiumplatte 1,4 kg pro Quadratmeter (0,5 mm klingen nach wenig, das ist aber immer noch 30 bis 50-mal dicker als Aluminiumfolie und die Außenhaut des Mondlanders hatte nur etwa die Dicke von 0,3 mm. (Bierdosen haben eine von 0,1 mm). Damit sollen auch flächige Solararrays 170 W/kg erreichen. Noch höhere Leistungswerte erreicht man, indem man die Trägerstruktur nicht vollständig mit den relativ schweren Solarzellen bedeckt, sondern nur einen Teil der Fläche und darüber Linsen positioniert, die dann das Licht bündeln. Diese Technik soll bis 300 W/kg gut sein. Beides sind aber hypothetische Werte. Eine Technologiemission, die reale Erfahrungswerte liefern sollte, wurde gestrichen.

Haben wir einen sehr hohen Energiebedarf, dann kann man über Kernreaktoren nachdenken. Sie haben bei den heute typischen Leistungsbedarfs von Ionenantrieben von 10 bis 40 kW schlechtere Leistungswerte als Solarzellen, holen bei großen Leistungen aber auf, weil das Hauptgewicht auf die Abschirmung und den Kühlkreislauf entfällt und nicht den Reaktorkern. Zudem ist bei kleinen Kernreaktoren der Wirkungsgrad niedrig. Der SAFE Reaktor erreicht schon an die 200 W/kg bei 100 kW Leistung. Allerdings wird sich so ein Reaktor nur lohnen, wenn es auch die Nachfrage gibt, ansonsten stehen die Entwicklungskosten in keinem Verhältnis zum Nutzen.

Der Nutzen

Wie man an der obigen Aufstellung sieht, spielt der Treibstoffanteil heute bei einem Transfer innerhalb des Erdorbits, aber auch einmaligem Hinflug zum Mars nicht die große Rolle. Er ist wegen des Δv der einzige konstante Anteil. Reisedauer und Stromversorgung hängen zusammen und damit auch die Masse der Triebwerke. In meinen Beispielen habe ich zwischen drei und acht Triebwerken eingesetzt. Natürlich wären alle Missionen auch mit einem Triebwerk und 5 kW Stromversorgung (entsprechend rund 80 kg für Stromversorgung und Triebwerk) durchführbar. Sie dauern dann eben viel länger. Umgekehrt: Eine Verdopplung der Leistungsdichte bei der Stromversorgung würde bei den obigen beiden Missionen bei gleicher Reisedauer maximal 7 % mehr Nutzlast bringen. Alternativ könnte man den spezifischen Impuls bei gleicher Reisedauer verdoppeln, was den Treibstoffverbrauch halbieren würde – das bringt erheblich mehr Gewinn. Daher sind für bemannte Marsmissionen, bei denen die Rückreise noch dazukommt, auch Triebwerke mit höherem spezifischen Impuls geplant. Sie wären auch bei höherem Δv wie bei der Merkurmission, dasselbe gilt auch für Flüge zu Jupiter und weiter hinaus sinnvoll, um den Treibstoffanteil abzusenken. Speziell bei Flügen ins äußere Sonnensystem wären Kernreaktoren von Vorteil, denn sie haben keine Leistungsabnahme mit steigender Sonnenentfernung.

Solarkonzentratoren jeder Form können nicht eingesetzt werden, wenn es ins innere Sonnensystem geht, denn sie verstärken ja die solare Strahlung und wenn diese zu stark wird, sinkt der Wirkungsgrad von Solarzellen rapide ab.

Für kleine Systeme wären die flexiblen Solararrays, die es aber nur bis maximal 10 kW Peakleistung gibt, eine Alternative zu Solargeneratoren mit fester Trägerstruktur. Die VENuS Oberstufe (eine Studie für die Vega) setzt z.B. diese ein. Sie wurden auch bei den Marsmissionen Insight, Phoenix und den Cygnus Kapseln eingesetzt.

Auf der anderen Seite werden die kommerziellen Triebwerke heute für die Lageregelung, maximal die Anhebung des Apogäums aus einem GTO entwickelt. Die Anforderungen sind daher schon vom Δv her viel kleiner – über die Lebensdauer etwa 3 km/s. Zudem benötigt man, wenn man typisch 80 bis 100 m/s in einem Jahr ändern muss, viel weniger Schub als, wie bei einem Antrieb, wo wir von 5 bis 15 km/s pro Jahr reden. Es werden also viel schubschwächere Triebwerke benötigt. Der geringe Schub hat noch den Nebeneffekt, das sie weniger Strom benötigen, denn der geht ja von der Gesamtleistung, die vor allem für den Betrieb der Verstärker und Sender benötigt wird, ab.

Wenn man Ionenantriebe als echten Antrieb einsetzt, dann wäre es sinnvoll, neue Triebwerke in einer Leistungsklasse von 10 bis 40 kW zu entwickeln. Dann kommt man mit einem bis vier pro Antriebsmodul aus, anstatt wie bisher sehr viele einzusetzen (Dawn z. B. fünf Stück). Weiterhin ist wegen des höheren Δv vor allem bei Planetenmissionen es sinnvoll, das der spezifische Impuls etwas höher liegt als derzeit, so ein Bereich von 40 bis 60 km/s wäre sicher angenehm und auch machbar. Das RIT-2X hat 60 km/s zumindest experimentell schon erreicht. Diese Initiative müsste aber mangels kommerzieller Nachfrage von den Raumfahrtagenturen selbst ausgehen.

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21.4.2020:Ionenantriebe und der spezifische Impuls

Auf meinen heutigen Blog bin ich durch die Kommentare zum Konzept der ESA für ein neues Ionentriebwerk gekommen. Das war von einigen Entwicklungen, die ich erwähnte, das Einzige das aufgegriffen wurde, im Gegensatz zu den Entwicklungen der NASA, die deutlich weiter sind. Dabei ist es nicht mal neu, sondern schon 2006 untersucht worden. Anstatt die Kommentarspalte weiter zu füllen, hier ein Grundlagenartikel. Eigentlich steht das Ganze ja auch auf der Webseite (so ziemlich alles, was ich an Grundlagen bringe, steht in der Webseite, nur mal als Hinweis. Insbesondere bevor man fragt, sollte man die Rubrik konsultieren).

Aber zuerst mal zu dem Triebwerk. Es existiert in der Form nur auf dem Papier. Ein Prototyp, aber nicht in der Endform mit zwei Stufen wurde schon 2006 getestet, kam in den Leistungsparametern aber nicht an die prognostizierten Werte heran. Vor allem wurde der Prototyp über maximal 15 Minuten getestet, das ist bei einem Ionentriebwerk, das bei Exemplaren im Einsatz die für 10.000 bis 15.000 Stunden Betriebszeit qualifiziert sind nicht viel. Es gibt bei den Triebwerken Alterungseffekte. Die Ionen erodieren die Oberflächen, auch dort, wo sie entstehen, sie arbeiten mit Hochspannungen, die elektrische Komponenten ebenfalls schneller altern lassen. Bei dem obigen Prototyp, der mit der zehnfachen Spannung herkömmlicher Antriebe arbeitet, eher schneller. Ich erinnere an Hayabusa, wo nach und nach alle Ionentriebwerke einen Defekt hatten. 15 Minuten Testzeit bei 10,000 Stunden nominelle Betriebszeit entspricht den ersten Versuchen bei chemischen Triebwerken, wo man meist die Brennkammer mit Treibstoff aus Drucktanks, noch ohne Turbopumpen und aktiver Kühlung für Sekundenbruchteile betreibt – und genauso weit wie da von einem einsatzfähigen Triebwerk ist auch das DS4G entfernt.

Ich vermute mal auf das man sich auf das DS4G deswegen gestürzt hat, weil ich erwähnte das es, das Triebwerke mit dem höchsten spezifischen Impuls ist, das ich kenne. Es sind 19.300 s, der Prototyp erreichte immerhin 13.000 s, da die zweite Beschleunigungsstufe fehlte. Nur ist das völlig ohne Belang, denn wer den Artikel liest, findet dort auch Zahlenangaben des optimalen spezifischen Impulses für andere Missionen und die liegen bei maximal 8000 s. Bei Ionentriebwerken ist ein hoher spezifischer Impuls nicht immer von Vorteil. „Moment mal Bernd, modellierst Du sonst nicht gerne Raketen mit Stufen mit hohem spezifischen Impuls?“ Ja aber das sind chemische Treibstoffe. Bei Ionentriebwerken ist die Faktenlage anders, denn die gesamte Energie steckt nicht im Treibstoff (eigentlich Arbeitsmedium), sondern muss zugeführt werden.

Ich fange mal mit den Grundlagen an. Ich fange ja auch bei einer Mission mit Ionenantrieben nicht auf der grünen Wiese an. Es gibt meist zwei Fälle: ich habe eine Nutzlast, die schon feststeht und die Trägerrakete kann eine bestimmte Maximallast befördern. Die Differenz kann ich für meinen Ionenantrieb nutzen und ich werde ihn dann meist so gestalten, dass ich möglichst schnell zum Ziel komme, die Reisedauer also minimiere.

Als Zweites kann genau diese Reisedauer aus himmelsmechanischen oder Kostengründen fest sein und ich kann bei gegebener Maximalnutzlast der Rakete versuchen, eine möglichst hohe Nutzlastmasse durch den Antrieb zu erreichen.

Im Folgenden bin ich von einem integrierten Antrieb ausgegangen wie er bei Dawn, DS-1 oder SMART-1 der Fall war, für eine eigene Stufe wie der VEnUS wären noch die Systeme die ein Satellit oder Raumsonde benötigt wie Struktur, elektrisches Subsystem, Kommunikation, Avionik etc. hinzuzunehmen.

Grafik max dVBei einem chemischen Antrieb hätten wir folgende Subkomponenten:

Beim Ionenantrieb gibt es die obigen drei Gruppen ebenfalls, aber dazu kommt noch eine Stromversorgung, die den benötigten Strom liefert, heute geschieht das ausschließlich durch Photovoltaik. Die wesentliche Gleichung für den Zusammenhang ist diese:

c = 2 * l * W / F

mit

c = Ausströmgeschwindigkeit / spezifischer Impuls [m/s]

l = elektrische Leistung [W]

W = Wirkungsgrad (dimensionslos)

F = Schub [N]

Der Wirkungsgrad beträgt bei den meisten größeren Triebwerken etwa 0,5 bis 0,7. Aus der Gleichung geht ganz einfach hervor, wenn ich von einem spezifischen Impuls von 3.860 s, einem typischen von heutigen Ionenantrieben auf die 19.300 des DS4G kommen will, ich entweder die elektrische Leistung um den Faktor vier erhöhen muss oder mein Schub auf ein Viertel sinkt.

Komme ich mal zum Ersten. Wenn wir nicht extreme Geschwindigkeitsänderungen haben, dann macht der Treibstoff schon bei den heute üblichen Impulsen für gängige Missionen (LEO → GTO ~ 5 km/s, LEO → Mars ~ 15 km/s nur einen kleinen Anteil an der Startmasse aus. Bei 15 km/s und 4.000 s sind es z. B. knapp 33 Prozent der Startmasse. Den Anteil könnte ich jetzt drücken, nehmen wir mal an es wäre tatsächlich um den Faktor 4, dann wären es nur noch etwa 8 Prozent. Auf der anderen Seite macht die Stromversorgung viel Gewicht aus, nehmen wir auch hier einen Anteil von 25 % an, so müsste der Anteil, wenn ich den gleichen Schub haben will, auf 100 % steigen und das ist nun mal nicht möglich, der Rest soll ja auch noch was wiegen. Die Leistung meiner PV-Anlage ist meist limitiert, entweder aufgrund technischer Randbedingungen wie die Leistung verfügbare Anlagen oder der Größe, die ja auch untergebracht werden soll oder aufgrund der Masse, ich kann ja nicht die gesamte Masse nur für die PV-Anlage vorsehen, dann bleibt nichts mehr für Triebwerke und Treibstoff.

In der Praxis gehe ich dann also mit dem Schub herunter. Das hat zwei Folgen. Bei einer gegebenen Masse benötige ich so länger, um die ebenfalls vorgegebene Geschwindigkeitsänderung zu erreichen – beim obigen Beispiel viermal so lange. Dann kann es sein, das die Design-Betriebszeit eines Triebwerks schon überschritten ist. Dawn hatte z.B. fünf Triebwerke an Bords, betrieb niemals mehr als drei, weil sonst die Betriebsdauer für die Geschwindigkeitsänderung nicht ausreicht. Weitere Triebwerke reduzieren den Vorteil des spezifischen Impulses aber weiter, denn sie sind zusätzliches Gewicht. Mehr noch: das Raumfahrzeug wird ja leichter und die Geschwindigkeitsänderung kann man nach der Raketengrundgleichung errechnen:

Aufteilung nach spez. Impulsv = c * ln (Mvoll / Mleer)

mit

c = Ausströmgeschwindigkeit / spezifischer Impuls [m/s]

Mvoll = Masse mit vollen Tanks [kg]

Mleer = Masse mit leeren Tanks [kg]

Verbraucht ein Antrieb durch den niedrigen spez. Impuls mehr Treibstoff, so ist im Mittel die Sonde leichter als bei einem hohen spezifischen Impuls, das dann Mleer kleiner ist. Auch das reduziert wieder den Vorteil eines spezifischen Impulses.

In der Praxis ist zudem so, dass durch die lange Betriebszeit ein Antrieb den Peripunkt einer Bahn anhebt, auch wenn das nicht gewünscht ist. Bei Erdumlaufbahnen ist die Umlaufszeit auf einer niedrigen Umlaufbahn so klein gegenüber der typischen Betriebszeit eines Ionenantriebs, dass es kaum Unterschiede zwischen Lösungen mit unterschiedlichem Schub gibt. Anders sieht es bei einer Sonnenumlaufbahn aus. Verlässt die Sonde die Erde, ohne chemisch beschleunigt zu sein, so wird die erste Bahn in etwa die Umlaufsdauer der Erde haben also 1 Jahr. Dann hebt ein Betrieb über 6 Monate das Perihel viel weniger an, als einer über 2 Jahre. Schlimmer noch: bei Photovoltaik als Stromversorgung nimmt die Leistung mit steigender Sonnenentfernung ab, wodurch es noch länger dauert, die Zielbahn zu erreichen, da man dann Triebwerke abschalten oder mit reduzierter Leistung betreiben kann. Bei Missionen ins äußere Sonnensystem kann sogar der Punkt erreicht werden, wo kein Triebwerk mehr arbeitet, dann muss man Extrarunden drehen, das erhöht dann die Reisedauer (Reisedauer <> Betriebsdauer) nochmals.

Kurz, es gibt für jede Mission einen idealen spezifischen Impuls. Der hängt nicht nur von dem dV ab, sondern auch der Reisedauer (je länger desto höher der optimale spezifische Impuls), der spezifischen Leistung der Solarzellen (gemessen in Watt pro Kilogramm Masse), der gewünschten Betriebszeit. Wenn man diese Parameter fixiert, kann man den optimalen spezifischen Impuls berechnen. Liegen von den Einflussgrößen:

jeweils alle bis auf einen fest, dann kann ich den idealen spezifischen Impuls berechnen. Ich habe das mal für eine der Vega Missionen gemacht (3.600 kg Gesamtmasse und man sieht die Ergebnisse hier:

Bei niedrigem spezifischen Impuls dominiert die Masse des Treibstoffs, bei höherem Impuls die Masse des Solargenerators. Die Triebwerke erreichen ein Maximum dazwischen, die Tankmasse ist proportional zur Treibstoffmasse. Der spezifische Impuls erreicht ein Maximum dV von 5.322 m/s (benötigt werden etwa 5000 m/s) bei einem spezifischen Impuls von 30.200.

Entsprechende Tabellen kann ich für jede Kombination der Einflussparameter machen. Die folgenden beiden Tabellen zeigen beim selben Fall den optimalen spezifischen Impuls bei gegebener spezifischer Leistung der Stromquelle und vorgegebener Betriebszeit sowie das jeweils erreichte dV. Benötige ich ein kleineres dV, so kann ich auch den Impuls absenken.

Entsprechend kann man durch Fixieren anderer Parameter jeweils eine unbekannte Größe berechnen wie Reisedauer oder spezifische Leistung. In keinem der Fälle kommt man aber auf die Forderung nach einem spezifischen Impuls von 19.300 s. Bei der maximalen Geschwindigkeitsänderung im Sonnensystem von etwa 25 km/s wäre dieser Impuls erst der optimale, wenn man entweder bei 80 W/kg (heutige spezifische Leistung von Solargeneratoren) ihn rund 5000 Tage lang betreibt oder wenn man maximal 2 Jahre (730 Tage) den Antrieb betreiben will man eine spezifische Leistung von 570 W/kg hat, das dürften nur große Kernreaktoren schaffen.

Schaut man sich die Tabellen an, so verwundet es nicht, das heutige Antriebe meist spezifische Impulse von 3000 bis 4500 s haben. In dem Bereich liegen die dV für LEO → GEO Transfers bei Reisedauern von 6 bis 9 Monaten, also überschaubaren Zeiträumen. Marsmissionen mit einem höheren dV benötigen dann einen höheren spezifischen Impuls ebenso Missionen zu den äußeren Planeten. NEXIS liegt bei 7500 s, HIPEP zwischen 5960 und 9620 s. Sie sind für bemannte Missionen gedacht, was auch ihren Strombedarf (25 und 10 bis 39 kW) erklärt.

Bahn 60 d 72 d 84 d 96 d 108 d 120 d 132 d 144 d 156 d 168 d 180 d 192 d 204 d 216 d 228 d 240 d
40 W/kg 2.578 2.916 3.210 3.476 3.716 3.941 4.156 4.361 4.558 4.748 4.931 5.109 5.278 5.447 5.609 5.768
48 W/kg 2.834 3.181 3.488 3.765 4.024 4.271 4.506 4.729 4.945 5.152 5.353 5.547 5.735 5.916 6.096 6.269
56 W/kg 3.047 3.405 3.725 4.021 4.303 4.568 4.818 5.063 5.294 5.518 5.734 5.944 6.146 6.343 6.535 6.720
64 W/kg 3.230 3.600 3.939 4.257 4.554 4.838 5.108 5.366 5.614 5.852 6.084 6.306 6.523 6.733 6.937 7.136
72 W/kg 3.390 3.778 4.138 4.471 4.789 5.089 5.375 5.647 5.910 6.163 6.407 6.642 6.871 7.095 7.311 7.522
80 W/kg 3.535 3.944 4.321 4.674 5.006 5.322 5.622 5.909 6.185 6.451 6.708 6.957 7.197 7.432 7.661 7.882
88 W/kg 3.671 4.099 4.493 4.862 5.210 5.540 5.854 6.153 6.444 6.721 6.991 7.251 7.503 7.749 7.989 8.223
96 W/kg 3.799 4.243 4.654 5.038 5.400 5.744 6.072 6.386 6.687 6.977 7.258 7.529 7.794 8.049 8.298 8.542
104 W/kg 3.918 4.380 4.807 5.206 5.580 5.939 6.279 6.605 6.918 7.220 7.510 7.794 8.067 8.334 8.594 8.846
112 W/kg 4.032 4.508 4.951 5.364 5.753 6.123 6.475 6.813 7.138 7.450 7.752 8.044 8.329 8.605 8.874 9.136
120 W/kg 4.139 4.632 5.088 5.514 5.916 6.297 6.663 7.012 7.347 7.669 7.983 8.284 8.578 8.864 9.142 9.406
128 W/kg 4.241 4.748 5.217 5.657 6.073 6.466 6.842 7.200 7.547 7.880 8.203 8.515 8.816 9.108 9.395 9.676
136 W/kg 4.339 4.860 5.343 5.795 6.222 6.627 7.013 7.382 7.740 8.083 8.413 8.733 9.042 9.350 9.645 9.933
144 W/kg 4.432 4.965 5.463 5.926 6.365 6.780 7.177 7.557 7.923 8.276 8.615 8.943 9.265 9.579 9.882 10.178
152 W/kg 4.522 5.070 5.578 6.054 6.503 6.929 7.336 7.726 8.101 8.462 8.811 9.150 9.480 9.799 10.111 10.414
160 W/kg 4.609 5.168 5.687 6.176 6.636 7.072 7.490 7.888 8.272 8.642 9.002 9.349 9.686 10.012 10.333 10.638
Bahn 60 d 72 d 84 d 96 d 108 d 120 d 132 d 144 d 156 d 168 d 180 d 192 d 204 d 216 d 228 d 240 d
40 W/kg 20.200 20.100 20.200 20.100 21.000 21.900 23.300 23.700 24.900 25.700 26.500 27.500 29.400 28.900 29.600 31.200
48 W/kg 20.200 20.100 20.400 21.000 22.400 23.900 25.300 26.700 27.300 28.600 29.600 29.900 30.800 32.000 32.500 33.600
56 W/kg 20.200 20.500 21.900 23.500 24.300 25.600 27.000 28.000 29.600 30.400 31.300 32.500 33.300 34.800 35.400 36.800
64 W/kg 20.200 21.500 23.200 24.500 26.400 28.200 29.100 30.000 31.500 32.000 34.000 34.600 35.400 36.800 38.400 38.100
72 W/kg 20.900 23.100 24.700 27.100 27.600 29.100 30.500 32.100 33.400 34.000 36.000 37.600 37.900 39.200 40.100 41.100
80 W/kg 22.100 23.500 25.100 27.300 28.900 30.600 32.200 33.900 34.500 37.000 37.900 39.300 39.400 41.900 42.400 43.700
88 W/kg 22.900 25.100 26.600 28.500 30.300 32.400 34.100 35.300 37.100 38.400 39.200 41.500 42.700 43.200 44.700 45.500
96 W/kg 23.600 26.400 28.600 29.700 32.200 33.400 35.100 36.700 38.500 40.700 41.700 41.900 44.100 45.800 45.500 47.700
104 W/kg 25.300 27.300 29.300 31.600 32.700 35.200 36.500 38.100 39.600 41.400 42.500 44.600 45.900 46.800 47.900 49.300
112 W/kg 25.500 28.100 30.600 32.300 34.300 36.500 38.000 39.900 41.400 42.800 44.700 45.600 47.300 48.500 50.200 51.200
120 W/kg 26.500 29.400 31.700 33.600 35.900 37.100 39.400 41.300 43.100 44.900 46.200 47.400 48.800 50.900 52.100 53.400
128 W/kg 27.900 30.200 32.700 34.400 36.700 39.300 40.300 42.000 43.600 46.400 47.200 48.900 51.800 52.600 55.300 56.300
136 W/kg 28.600 31.100 33.900 35.800 37.900 40.200 42.200 43.900 45.400 47.500 48.500 49.400 50.300 54.200 55.800 56.600
144 W/kg 29.400 31.000 34.800 36.100 39.000 41.700 42.600 45.200 47.200 49.300 49.100 54.000 53.000 55.000 56.100 58.100
152 W/kg 29.800 33.400 35.900 37.700 40.000 42.700 44.400 46.300 47.700 50.900 53.100 54.600 55.800 56.800 58.600 59.900
160 W/kg 30.500 33.200 37.300 38.300 40.900 44.200 45.600 46.900 48.800 52.600 53.200 54.400 56.900 57.700 60.000 59.600

Simulation 1Die folgenden zwei Abbildungen zeigen den Effekt. Es wird eine Mission simuliert, die ausgehend von der Erdbahn den Jupiter erreichen soll. Im einen Fall habe ich RIT-2X als Triebwerke genommen, im anderen RIT-2X mit einem spezifischen Impuls von 19.300 s und entsprechend noch einem Fünftel des normalen Schubs. Die Nutzlast (2300 kg von 5.000 kg) ist konstant, sodass der eingesparte Treibstoff als höhere elektrische Leistung (27 anstatt 16 Triebwerke) genutzt werden kann.

Während die Endbahn mit den RIT-2X nach 1 Jahr und 240 Tagen erreicht wird, benötigt man mit dem höheren spezifischen Impuls 18 Jahre 215 Tage. Die extreme Zunahme liegt daran, dass durch das Hochspiralen dei verfügbare Leistung immer weiter abnimmt. Das hebt auch das Perihel auf 554 Millionen km an, beim niedrigen spezifischen Impuls sind es nur 221 Millionen km. Das ist noch leicht verbesserbar indem man das Hochspiralen reduziert dadurch das man die Ionentriebwerke nur um das Perihel herum betreibt. Es gibt dann zwar noch eine frei Flugphase, aber die Umlaufbahnen bleiben elliptisch, doch selbst dann benötigt man über 16 Jahre um zu Jupiter zu gelangen.

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