Ionenantrieb – der Schlüssel zum Sonnensystem?

18. Februar 2008 von Michael Khan in Technik

Seit Jahren hört man von alternativen Raumfahrtantrieben, die der Menschheit nun endlich das Tor ins Sonnensystem und vielleicht sogar darüber hinaus aufstoßen sollen: die Ionenantriebe. Haben wir von denen wirklich so Großes zu erwarten? Kurze Anwort: Nö.

Zur langen Antwort, die im Prinzip auch nur eine Variante von "Nö" ist,  muss ich etwas ausholen. Zunächst einmal eine kurze Erläuterung, warum man sich für Ionentriebwerke interessiert, was ein Ionentriebwerk ist und was es auszeichnet.

(Wie üblich führt Klicken auf die Bilder in meinen Artikeln zu  vergrößerten Darstellungen oder weiterführenden Informationen)

In einem herkömmlichen Raketentriebwerk werden zwei Chemikalien, der Brennstoff und der Oxidator, in einer Brennkammer zusammengebracht und unter hohem Druck und hoher Temperatur verbrannt. Das entstehende Verbrennungsgas wird durch eine Düse ausgestoßen. Die Energie entstammt der chemischen Reaktion. Ein solches Triebwerk kann gewaltigen Schub entwickeln, wenn man genügend Treibstoff aufwendet.

Neben dem Schub ist auch die Ausstoßgeschwindigkeit des Verbrennungsgases wichtig. Die hängt neben Brennkammerdruck und -temperatur vor allem von der Molmasse des Gases ab. Je leichter, desto besser. Am effizientesten sind Triebwerke, in denen Wasserstoff und Sauerstoff zu Wasserdampf verbrannt werden. Da erreicht man Ausstoßgeschwindigkeiten von über 4.5 km/s. Allerdings ist bei dem Wert auch fast schon Ende der Fahnenstange für solche konventionellen Raketenantriebe.

Die Ausstoßgeschwindigkeit ist deswegen wichtig, weil nach dem Impulserhaltungssatz und der darauf aufbauenden Raketengrundgleichung gilt, dass eine Rakete oder ein Raumschiff bei einer gegebenen Geschwindigkeitsänderung um so weniger Treibstoff verbraucht, je höher diese Ausstoßgeschwindigkeit ist.

Den Impulserhaltungssatz kann man nicht umgehen, es handelt sich um ein fundamentales Naturgesetz. Also muss man die Ausstoßgeschwindigkeit erhöhen, will man Treibstoff sparen. Das geht bei chemischen Antrieben nicht mehr, die sind technisch bereits ausgereizt.

Schematische Darstellung eines Stationaeren Plasmaantriebs, Quelle: ESA Daher ist man an Ionentriebwerken interessiert. Deren Funktionsprinzip - es gibt diverse Bauarten, aber das Prinzip ist allein gemein - besteht darin, einen Treibstoff - meist das Edelgas Xenon - zu ionisieren und die entstehenden Ionen in einem elektrischen Feld (oder einer Kombination von elektrischem und magnetischen Feldern) zu beschleunigen. Die Ausstoßgeschwindigkeit hängt von der Stärke des Feldes ab. Es sind ohne weiteres 30 km/s oder mehr drin.

Also ein gewaltiger Vorteil gegenüber konventionellen Triebwerken? Man muss das Gesamtsystem betrachten. Bei Ionentriebwerken muss die Energie von außen zugeführt werden. Was hat man davon, wenn die Triebwerke am Treibstoff nur nippen, dafür aber die Masse der Energieversorgung jedes Maß sprengt?

Da genau hier das Problem liegt, stehen nur solche Ionentriebwerke zur Debatte, die sehr schwachen Schub liefern. Und damit hat man schon das nächste Problem, denn gerade solch schwacher Schub ist in der Regel nicht das, was man im Missionsdesign haben will. Es gibt Situationen, wo das nichts ausmacht, nämlich dann, wenn der Flug ohnehin lange dauert. Da wirkt ein Ionentriebwerk sogar positiv.

Sonst führt der angeblich so effiziente Ionenantrieb schnell zu dramatisch verlängerten Flugdauern. Aber spart man wenigstens Treibstoff?

Ansicht der Mondsonde SMART-1, Quelle: ESABeispiel 1:  Die europäische Mondsonde SMART-1. Diese  wurde im September 2003  von einer Ariane-Rakete ins geostationäre Transferorbit gestartet und flog von dort mittels eines Ionenantriebs auf der vielleicht komplexesten Bahn aller Zeiten zum Mond, den sie im November des folgenden Jahres erreichte. Ihre Endbahn um den Trabanten hatte eine Minimal- und Maximalhöhe von 300 bzw. 3000 km, diese Bahn wurde weitere 5 Monate später erreicht, also betrug die Gesamttransferdauer satte 19 Monate.

Gefühlte Hunderttausend Mal wurde darauf herumgeritten, dass der Inhalt des Xenon-Treibstofftanks nur 82 kg betrug. Mit 82 kg Treibstoff zum Mond ... das klingt doch nicht schlecht? Nun ist die Entfernung allerdings eher unwichtig, wesentlich ist der zu überwindende Energieunterschied. Im GTO hat man es zum Mond energetisch gesehen schon mehr als halb geschafft. Auch muss man berücksichtigen, dass  die vollgetankte Sonde nur 368 kg auf die Waage Transferbahn von SMART-1 zum Mond, Quelle: ESA, Michael Khanbrachte, also lag der Treibstoffanteil schon bei über 22%. Hiervon wurde nicht alles für den Transfer benötigt, ein kleiner Rest diente noch zur Stabilisierung der Bahn um den Mond.

Die meiste Aussagekraft hat aber der Vergleich mit einer Sonde mit herkömmlichem Antrieb. Wieviel Treibstoff die brauchen würde, kann man schnell ausrechnen. Man benutzt dazu die Kenngröße Delta-v, also den über alle Triebwerksmanöver aufsummierten theoretischen Geschwindigkeitszuwachs. Vorsicht: Dieser entspricht nicht dem wirklichen Geschwindigkeitszuwachs, denn die gravitationellen Kräfte sind nach wie vor zu berücksichtigen. Das Delta-v vom GTO zu einer 300 x 3000 km-Bahn beträgt schlimmstenfalls 1.2 km/s, wie man schnell ausrechnen kann. Schlagen wir noch 5% drauf, und berechnen wir die erforderliche Treibstoffmasse mit einem Standardantrieb, der Hydrazin und Distickstofftetroxid benutzt, so wie die Mehrzahl aller Raumsonden. Da kommen wir auf eine Treibstoffmasse von 120 kg.

Das ist zwar mehr als die rund 78 kg, die SMART-1 auf seinem Weg zum Mond verbrauchte. Aber erstens muss man jetzt auch noch die überdimensionierte Energieversorgung von SMART-1 hinzurechnen. Diese Raumsonde hatte wegen des Ionenantriebs  gewaltige 1.85 kW Leistung zur Verfügung, mehr als doppelt so viel wie die Saturnsonde Cassini. Eine gleich schwere Sonde mit normalem Antrieb hätte keine so großen Solargeneratoren gebracht, dort also auch Masse gespart.

Ansicht der Mondsonde Smart-1 mit ihren Hauptkomponenten, Quelle: ESAUnd zweitens muss man auch die Transferdauer berücksichtigen. Anderthalb Jahre für einen Transfer zum Mond - und das auch nur, weil der Ionenantrieb von SMART-1 absichtlich mit höherem Schub (70 Millinewton, also 70 Tausendstel der Gewichtskraft, die eine Tafel Schokolade auf die Tischfläche ausübt), dafür aber geringerer Effizienz (Ausstoßgeschwindigkeit 15 km/s) ausgelegt war! Mit deutlich höherer Ausstoßgeschwindigkeit wäre zwar der Verbrauch geringer gewesen, dafür hätte es drei Jahre gedauert, oder aber die Solargeneratoren wären noch wesentlich größer ausgefallen. Eine konventionelle Sonde braucht, selbst wenn sie den Transfer in Stücke aufteilt, um die Verluste zu minimieren, höchstens zwei, drei Wochen, dann ist sie im Zielorbit und hat schon Jahre der Wissenschaft hinter sich, wenn die ionengetriebene Sonde endlich eintrifft.

Bei SMART-1 spielte all dies keine Rolle - die Raumsonde diente der Technologiedemonstration: Die ESA wollte damit alles über den Bau und Betrieb eines Ionenantriebs lernen, und dieses Ziel wurde voll erreicht. Dennoch ist dies ein aussagekräftiges Beispiel. Mit Ionenantrieb dauert es lange und der Massenvorteil ist minimal - falls man überhaupt einen Vorteil hat.

Nächstes Beispiel: Mir liegt ein Vorschlag für ein gewaltiges bemanntes Marsraumschiff mit Ionenantrieb vor. Dieser Antrieb, ein Paket aus gebündelten Ionentriebwerken, schafft einen Schub von 300 N. Die Ausstoßgeschwindigkeit soll 70 km/s betragen. Das Schiff soll Solargeneratoren mit einer Leistung von 15 MW in einer astronomischen Einheit Sonnenabstand haben - die Leistung nimmt mit dem Quadrat der Entfernung ab. Es hat eine Anfangsmasse von 500 Tonnen im niedrigen Erdorbit, wo es zusammengebaut wird. Von diesen 500 Tonnen sind 250 Tonnen Treibstoff - wobei man klären sollte, woher man überhaupt 250 Tonnen Xenon bekommen will. Die verbleibenden 250 Tonnen enthalten alles: Die Wohnquartiere, das Lebenserhaltungssystem, die Marslandeeinheit, die Rückkehrkapsel, die Xenontanks, die Triebwerke ...und natürlich auch die 15 MW-Solargeneratoren.

Ansicht der Mondsonde SMART-1, Quelle: ESAAngesichts von 500 Tonnen Anfangsmasse sind 300 Newton Schub nicht viel, deswegen sieht auch die Bahn ganz anders aus als bei herkömmlichen Antrieben. Das Raumschiff soll sich auf einer Spiralbahn langsam von der Erde hochschrauben, fliegt dann unter Dauerschub zum Mars und erreicht, wiederum auf einer inversen Spirale das niedrige Zielorbit, der Rückweg funktioniert umgekehrt. Man kann sogar das Schiff ins Erdorbit einschießen und beispielsweise im Lagrange-Gleichgewichtspunkt zwischen Erde und Mond "parken", wo es für die nächste Mission ausgestattet wird. Das "Delta-v" für eine solche Mission liegt bei 50 km/s, das ist viel Holz.

Schön und gut, aber ist das alles realistisch? In Erdnähe erhält ein Quadratmeter rund 1.4 kW Einstrahlleistung durch das Sonnenlicht. Selbst bei einer (bei Weltraumanwendungen optimistischen) angenommenen Solarzelleneffizienz von 25% bräuchte man also 43000 Quadratmeter reiner Sonnenzellenfläche, wenn das mit den 15 Megawatt hinhaut - Bei genauerem Hinsehen erscheint das nämlich eher wenig, aber wir wollen hier keine schlafenden Hunde wecken. Wenn man typische Kenngrößen von kleinen Solargeneratoren für Satelliten ansetzt, dann kommt man auf 4-4.5 kg/qm. Das ergibt dann schon über 170 Tonnen allein für die Energieversorgung - wahrscheinlich eher mehr, denn größere Flächen brauchen auch mehr Versteifung. Von 250 Tonnen Trockenmasse schon 170 Tonnen für die Solargeneratoren und nur 80 Tonnen für den ganzen Rest?

Nun gelten für sehr große Solargeneratoren aber andere Kennzahlen: Die Solargeneratoren der ISS sind ausfahrbar, sie bestehen aus einer dünnen, faltbaren Folie, einem Teleskoparm und Querträgern an beiden Enden. Eine solche Einheit hat allein schon eine Masse von 1100 kg und erbringt eine Bruttoleistung von 33 Kilowatt. Hinzu kommen Kühleinheiten, Drehgelenke, Träger Steuergeräte usw. Nun tun wir mal so, als bräuchte man die ganzen anderen Einheiten nicht, sondern nur den Teleskoparm mit der Folie und den Querträgern. Das ist zwar sehr optimistisch, denn man braucht die ganzen Geräte schon, aber wir wollen mal so tun, als würde der technische Fortschritt sie überflüssig machen. Viel leichter wird's auch in ferner Zukunft nicht mehr gehen - wir reden hier immerhin von einer ausgereiften Technologie und die Ingenieure, die die ISS bauen, verstehen ihr Metier.

33 kW auf 1100 kg, das macht 30 W/kg. Ziemlich wenig, aber das kommt schon hin, denn eine dünne Folie wird sehr warm, und dadurch sinkt die Effizienz von Solarzellen. Setzen wir also diese - wie gesagt, sehr optimistischen - Werte an, kommen wir schon auf eine Masse der Energieversorgung von 500 Tonnen, so viel, wie das ganze Raumschiff wiegen soll. Hier wäre nochmals eine Reduzierung um eine Größenordnung erforderlich, aber wo soll die herkommen?

Da drängt sich einem der böse Verdacht auf, es sei etwas von den Machern des Konzepts schöngerechnet worden. Mit realistischen Massenannahmen scheinen die 500 Tonnen Anfangsmasse nicht zu halten. Dann allerdings setzt ein Schneeballeffekt ein - die Treibstoffmasse steigt im selben Maße, damit reichen die 300 N Schub nicht mehr, dann braucht man aber größere Solargeneratoren, dadurch steigt wieder die Trockenmasse ....

Ionenantrieb im Testlabor, Quelle: ESA, Snecma MoteursAuch dieses  Beispiel zeigt des Pudels Kern. Ionenantriebe werden solange keinen Durchbruch erleben, wie es keine dramatische Reduktion in der Masse der Energieversorgung gibt. Man braucht elektrischen Strom, d.h., selbst mit einem Fissions-, Fusions- oder gar Antimateriereaktor hätte man immer noch Kühlkreislauf, Wärmetauscher, Turbinen, Generatoren, Radiatoren, Pumpen, Rohrleitungen, die die von den bestenfalls paar Hundert Newton Schub des Ionenantriebs geschoben werden müssten. Wesentlich ist das Verhältnis Schub-zu-Masse, und das sieht sehr mau aus, ohne Aussicht auf Besserung.

Meine Meinung

Ionenantriebe sind nichts Neues. Ich habe sie schon vor über 20 Jahren im Studium durchgenommen. Damals standen sie angeblich auch schon kurz vor dem Durchbruch, der allerdings beharrlich ausbleibt, obwohl die Technik an sich längst einsatzreif ist. Das Problem sind aber nicht die Triebwerke an sich, sondern die erforderliche Masse der elektrischen Energieversorgung. Wenn sich hier keine dramatische Verbesserung ergibt (und es sieht ganz danach aus, als hätten wir da nichts zu erwarten), dann wird auch in Zukunft dem Ionenantrieb nur ein Nischendasein beschieden sein: Er taugt nur für kleine bis sehr kleine Raumsonden, vorwiegend im inneren Sonnensystem und nur für bestimmte Missionen, vorwiegend solche zu Asteroiden. Leider...

Weitere Informationen

ESA-Webseite der Mondmission SMART-1

Beitrag des Autors zum Thema SMART-1 in Sterne und Weltraum

Webseite der NASA-Mission Deep Space 1

Webseite der japanischen Mission Hayabusa

Webseite der NASA-Mission Dawn

Webseite der ESA-Mission BepiColombo


43 Kommentare zu “Ionenantrieb – der Schlüssel zum Sonnensystem?”

  1. Herbert Antworten | Permalink

    Der Artikel hat mir als Laie sehr gut gefallen. Ich konnte dem Geschriebenen gut folgen (außer den Berechnungen :-)). Nun bin ich wieder ein Wenig schlauer geworden.

  2. Marcel Antworten | Permalink

    Dann bleibt uns also doch nichts anderes übrig und wir müssen auf den Warpantrieb warten ;-)

  3. Martin Holzherr Antworten | Permalink

    The future is electric

    Der elektrische Antrieb ist die Zukunft der Raumfahrt, vorausgesetzt es steht eine elektrische Energiequelle zur Verfügung: Bei Missionen zu den inneren Planeten kommen Solarzellen als Energiequelle in Frage, bei Missionen zu den äusseren Planeten RTG's und speziell für die Raumfahrt konzipierte nukleare Reaktoren.
    Neben Ionentriebwerken und dem Hall-Thruster sind vor allem Magnetoplasamdynamische Atriebe (MPD) vielversprechend. Auf der Nasa-Seite http://www.nasa.gov/...rs/glenn/about/fs22grc.html wird ein 200kW MPD Antrieb mit 100km/s Ausstossgeschwindigkeit und 100 Newton Vortrieb bei einer 1MW Energiezufuhr beschrieben.
    Nukleare Reaktoren für die Raumfahrt müssen nicht schwer sein (siehehttp://www.world-nuclear.org/info/inf82.html):

    "Heatpipe Power System (HPS) reactors are compact fast reactors producing up to 100 kWe for about ten years to power a spacecraft or planetary surface vehicle"

    The SAFE-400 space fission reactor (Safe Affordable Fission Engine) is a 400 kWt HPS producing 100 kWe to power a space vehicle using two Brayton power systems - gas turbines driven directly by the hot gas from the reactor.....
    The core with reflector has a 51 cm diameter. The mass of the core is about 512 kg and each heat exchanger is 72 kg.

    In der letzten Zeit hat man häufig vom Vasimr-Antrieb gehört, hinter dem Chang Diaz - ein ehemaliger Astronaut - steckt. Vasimr ist ebenfalls elektrisch betrieben (Verwandtschaft zu MPD-Antrieben) und ein Vssimr-Antrieb soll bald auf der ISS benutzt werden um den atmosphärischen Drag zu kompensieren (station reboost) (siehe http://www.adastrarocket.com/aarc/)

    Fazit: Schon jetzt sind elektrische Antriebe bei Missionen zu den äusseren Planeten ganz vorn dabei, wenn es um die Wal des geeigneten Antriebs geht. Für die Raumfahrt geeignete nukleare Rektoren müssen nicht schwer sein und könnten die Reisezeiten zu Venus und Mars mehr als halbieren.

  4. Michael Khan Antworten | Permalink

    @Martin Holzherr: Schon seit Jahren ...

    Wirklich schon seit ich im Raumfahrtgeschäft bin und wahrscheinlich ein Stück darüber hinaus sind elektrische Ionenantriebe angeblich der Renner der Zukunft, der angeblich kurz davor steht, sich durchzusetzen und die Raumfahrt zu revolutionieren. Es passiert jedoch nicht nur wenig, sondern eigentlich geht es sogar rückwärts.

    Keineswegs sind "schon jetzt elektrische Antriebe ganz vorn dabei", wenn es um den Antrieb für interplanetare Raumsonden geht.

    Im Gegenteil, bis auf die Asteroidenmission DAWN (Bei der geht es aufgrund des gewaltigen Missions-Delta-v von 10 km/s nicht ohne Ionenantrieb) und die europäische Merkurmission BepiColombo (da ist die Wahl des solarelektrischen Antriebs ein klarer Fehlgriff) gibt und gab es allenfalls nur ein paar Kleinsonden, bei denen man auf elektrische Antriebe setzt.

    Radioisotopenbatterien (Thermoelektrsiche Generatoren oder RTGs) sind aufgrund ihrer niedrigen Energiedichte einfach nicht geeignet. Typische RTGs, wie die auf der Sateunsonde Cassini, haben eine Masse von 60 kg und eine Anfangsleistung von 300 We (Bei einer Halbwertszeit der Plutoniumfüllung von ca. 8 Jahren kann man sich ausrechnen, wie das mit der Missionsdauer abnimmt).

    Was soll man damit anfangen? Man braucht für jeglichen nennenswerten elektrischen Antrieb elektrische Leistungen im Bereich mehrerer kW. Damit stoeßt man aber schon schnell zu Massen von etlichen Hundert kg bzw. Tonnen allein für die Energieversorgung, die das Ionentriebwerk auch noch vor sich herschieben müsste. Ganz abgesehen von den Kosten - RTGs sind teuer.

    Bei Reaktoren gilt dasselbe. Man darf nicht allein den Reaktoranscheuen (obwohl man auch schnell ganz massive Massen erreicht). Ionentriebwerke brauchen Strom. Das heißt, man muss sich Reaktor, Wärmetauscher, Generator, Radiator, Pumpen und Kühlmittel anschauen - das Gesamtsystem und dessen Masse.

    In der Praxis durchgerechnet - was oft gemacht wurde, auch von mir - zeigt sich leider sehr schnell, dass man keineswegs einen Zeitvorteil hat, sondern dass sich auf einer Spiralbahn langsam an das Ziel herantasen würde. Aus Monaten Transferdauer werden so Jahre.

    Hinzu kommt, dass zwangsläufig die Ankunftsgeschwindigkeit gering sein muss. Einen Marsbahneinschuss, wie ihn ein chemisches Triebwerk leicht hinbekommt, schafft ein Ionentriebwerk nicht, dafür ist der Schub zu gering. Also noch einmal Monate des langsamen Herabschraubens auf die Zielbahn.

    Kein Wunder, dass das keiner macht.

    Es gibt nicht wirklich eine Aussicht, dass sich bei der Systemmasse der Energieversorgung wirklich dramatische Verbesserungen ergeben. Solange das aber nicht so ist, ist es egal, ob man über VASIMR, MHD, Hall-Effekt-Triebwerke, Gridded-Ion-Thrusters oder reinen Photonenantrieb nachdenkt. Das Problem ist nicht der Antrieb, es ist die Stromerzeugung.

  5. wtf_nochma_neuschreiben Antworten | Permalink

    Energiequelle...

    Nur mal so in den Raum geworfen... was ist mit nem Atomreaktor? Wie se in den U-Booten eingesetzt werden? Wenn sone kleine Solarzelle ausreicht um einen Ionenantrieb zu betreiben, kommt man denke ich mit nem Atom Reaktor besser weg, wenn man die Masse von beiden ins Verhältnis setzt.

    Abgesehen davon das son Antrieb ausm U-Boot wahrscheinlich nicht 1 zu 1 im Weltraum eingesetzt werden kann... und es sowieso viel zu teuer wäre ein so großes Objekt für den Weltraum zu bauen, und hochzubringen, dass dort ein Atomreaktor eingesetzt werden kann?!

  6. Karl Bednarik Antworten | Permalink

    Hallo wtf_nochma_neuschreiben,

    ein Kernreaktor muss im Weltraum überhaupt nicht abgeschirmt werden, wenn man ihn an einem langen Stromkabel hinter dem Raumschiff her zieht.

    Komplizierte Sekundärkreisläufe und Kühlflüssigkeiten kann man auch weg lassen, wenn man ein wenig umdenkt.

    Am besten wird ein geschlossener Heliumgaskreislauf mit Verdichter, Erhitzer, also dem Reaktorkern, einer Gasturbine, die den Stromgenerator antreibt, und einem grossflächigen Kühler sein.

    Das alles spart mehr als 95 % der Masse eines Reaktors im Vergleich zu einem auf der Erde ein.

    Ich habe hier eine grobe Skizze eines ähnlichen Systems für einen Weltraumlift:

    http://members.chello.at/....bednarik/NUKLTURB.PNG

    ---

    Wenn man aber wirklich ernst mit der Raumfahrt machen will, dann muss man das alte Orion-Projekt wieder beleben:

    Text mit Bildern:

    http://de.wikipedia.org/wiki/Orion-Projekt

    Video, 2,5 Min.:

    http://www.youtube.com/watch?v=V1vKMTYa40A

    Bilder:

    http://www.bisbos.com/.../orion/orion_designs.html

    ---

    Besonders sinnvoll wäre es, für das Verlassen des Start-Orbits, und für den Einschuss in den Ziel-Orbit das Orion-Triebwerk zu verwenden, und ansonsten auf dem ersten halben Weg dazwischen mit dem Ionenantrieb zu beschleunigen, und auf dem zweiten halben Weg dazwischen mit dem Ionenantrieb ab zu bremsen.

  7. thomas ahrendt Antworten | Permalink

    Ionenantrieb

    Guten Tag
    wenn´s der Ionenantrieb nicht bringt, was dann?

    Gruß
    TA

  8. Martin Holzherr Antworten | Permalink

    Der Ionenantrieb bringt nicht viel zeigt dieser Blogbeitrag. Doch in The revolutionary ion engine that took spacecraft to Ceres werden anlässlich von Dawn wieder Lobeshymnen auf den Ionenantrieb als Prinzip und auf seine Zukunft bei Missionen zu den äusseren Planeten und vom LEO zum GEO angestimmt. Hier ein paar Ausschnitte:

    The ion engine will propel the next generation of spacecraft.

    What this means in practice is that electrically powered thrusters are much more fuel efficient than chemical ones, so an enormous amount of mass can be saved through the need for less fuel onboard.
    This can be of great benefit to commercial manufacturers of geostationary satellites, where electric propulsion can allow them to manoeuvre adding new capabilities to the satellite during its mission. However, for scientific missions such as interplanetary travel to the outer regions of the Solar System,electric propulsion is the only means to carry useful scientific payload quickly across the enormous distances involved.

    With compact ion engines onboard, satellites can raise themselves from low Earth orbit to their final geostationary orbit under their own power. This will save enormous amounts of fuel required to lift the satellite through conventional chemical rockets, and allow the use of much smaller launch vehicles which will save a lot of money.

    Meine Überlegungen: Wenn man Satelliten mit Ionenantrieb vom LEO zum GEO anheben könnte wäre vielleicht wirklich etwas gewonnen. Doch die Solarpanel müssten sehr gross sein um die nötige Elektrizität zu erzeugen. Allerdings brauchen die meisten GEO-Satelliten sowieso schon relativ grossflächige Solarpanel. Das könnte also eine sinnvolle Anwendung sien.

    • Michael Khan Antworten | Permalink

      In dem Artikel steht, und zwar wörtlich, dass Ionenantrieb eine Nischenanwendung ist. DAWN ist genau so ein Fall, wo es nicht anders geht, wegen des riesigen Delta-v. Bei der Merkurmission BepiColombo ist das Gegenteil der Fall, da kostet der Ionenantrieb nur Zeit und Aufwand, gestattet aber weder zusätzliche Nutzmasse, noch spart er Startmasse und es geht auch keinen Deut schneller.

      An dem bei DAWN verwendeten Antrieb ist gar nichts revolutionär, im Gegenteil, es handelt sich um einen stinknormalen Gridded Ion Thruster.

      Wer aber den Einsatz von Ionenantrieben ins äußere Sonnensystem propagiert, der hat hoffentlich auch eine belastbare Antwort auf die Frage, woher denn die elektrische Energie dort kommen soll, ohne dass die Systemmasse vollkommen unbeherrschbar wird. Bei DAWn hat man das gelöst, indem man eine kleine Sonde (1218 kg beim Start) mit einer lächerlichen Masse an wissenschaftlicher Nutzlast (26 kg!!!) mit überdimensionierten Solargeneratoren (10kW @1AU) ausgerüstet hat. Besser als gar nichts, aber wirklich nur marginal besser.

      Ich weiß auch nicht, warum wir das jetzt schon wieder durchkauen. Seit dem 24.1.2014 haben sich die harten Daten um keinen Deut geändert.

      Bei geostationären Satelliten sind Ionenantrieb für die Lageregelung schon lange im Einsatz. Viele Hersteller versuchen jetzt auch den Transfer in die geostationäre Bahn mit Ionenantrieben zu unterstützen. Das geht natürlich, wenn man genügend Zeit mitbringt. Genau das ist schon einmal ein Problem - Netzbetrieber wollen ihre neuen Satelliten zeitnah online haben. Wenn sie jetzt 3-6 Monate warten müssen, dann ist das ein erhebliches Manko.

      Vom LEO ins GEO halte ich für reichlich illusorisch, da dies lange Aufenthalte in den Van Allen-Gürteln mit sich bringt, mit entsprechender Schädigung nicht nur der Solargeneratoren, sondern sämtlicher elektronischer Komponenten, also auch der Nutzlast. Was soll denn der Betreiber davon haben, ein paar Millionen beim Start zu sparen, dann aber enige Monate Verdienstausfall mit seinem neuen Satelliten in Kauf nehmen zu müssen (also gerade zu der Zeit, wo der am konkurrenzfähigsten ist und am profitabelsten eingesetzt werden könnte) und obendrein auch noch hinnehmen zu müssen, dass seine Elektronik kräftig von Korpuskularstrahlung gegrillt wird, bevor sie überhaupt zum kommerziellen Einsatz kommt.

      Im Internet finden Sie Vorschläge für alles und jedes. Nicht jeder Vorschlag ist wirklich ausgegoren.

      • Martin Holzherr Antworten | Permalink

        Ihre Argumenten gegen den Ionenantrieb für den Aufstieg von LEO zu GEO finden sich auch in Stack-Exchange zur Frage why-arent-there-any-space-tugs-in-use wo die Antwort lautet:

        While the ISP on Ion thrusters is awesome, the overall thrust is pretty low.

        Thus the transit time from LEO to GEO would be quite long and slow. In some cases this matters. If it takes an extra year to get in service, that is a year of lost service while in transit.
        ..
        But what about payloads that are not time sensitive? Well the other problem is that while you are slowly raising your orbit you pass through the Van Allen belts ALOT.

        Passing through once, quickly, is not terrible, and survivable. But repeated passes, over the course of many months requires additional hardening and work to make it work.

        • Michael Khan Antworten | Permalink

          Es muss ja nicht das LEO als Ausgangsorbit gewählt werden. Aber beispielsweise im Fall der Soyuz-Rakete aus Kourou wäre das deswegen von Interesse, weil man dann 7.5 Tonnen ins LEO statt 3 ins GTO starten könnte und außerdem auch noch die Fregat-Oberstufe komplett einspart. Also ein billigerer Start und zweieinhalb Mal so viel Startmasse.

          Man sollte einen Ionenantrieb wählen, der mit etwas geringerer Ausstoßgeschwindigkeit funktioniert, also etwas weniger effizient ist, dafür aber aus der gegebenen elektrischen Leistung mehr Schub holt. Also keine Gridded Ion Thrusters, sondern Stationäre Plasmatriebwerke.

          Das alles ist jetzt alles nicht neu. Es hat dazu Studien über Studien gegeben. Ich selbst habe das auch mehrfach durchgerechnet. Wenn einem Manager die Ergebnisse einer Studie nicht gefallen, gibt er einfach eine neue in Auftrag. Egal, wie fundiert die Ergebnisse sind.

          Wenn man einen spezifischen Impuls von 1800 Sekunden annimmt, was bei Stationären Plasmatriebwerken allemal drin ust, ist der erforderliche Treibstoffanteil von LEO bis GEO 23%. Das heißt, von den 7.5 Tonnen bleiben im GEO immer noch 3/4 übrig, also fast 6 Tonnen. Theoretisch.

          Das wäre die gute Nachricht.

          Und jetzt geht der Ärger los. Der Treibstoffverbrauch ist, wenn man die Degradation der Solargeneratoren vernachlässigt, nur abhängig vom spezifischen Impuls. Die Dauer des Transfers ist dagegen eine lineare Funktion des Schub/Anfangsmasse-Verhältnisses.

          Wenn man 1 mN Schub des Ionentriebswerks pro kg Anfangsmasse annimmt, dauert es vom 300 km LEO bis zum GEO 2 Monate. Aber dieses Schubverhältnis ist vollkommen illusorisch. Bei 7500 kg Startmasse bräuchte man dazu 7500 mN Schub. Klingt nicht viel, aber die elektrische Eingangsleistung des Ionentriebwerks wäre, wenn es 7.5 N Schub liefert und 1800 s spezifischen Impuls liefert, irgendwo um die 90-100 kW. Dazu braucht man rund 500 Quadratmeter Solarzellenfläche. Die eigentlichen Solargeneratoren wären nochmals deutlich größer, aber egal. 500 Quadratmeter ist schon ein riesiges Segel. Da ist das Ding aus 300 km Höhe schneller durch den Luftwiderstand abgestürzt, als Sie es anheben können.

          Außerdem: was wiegen denn solche Solargeneratoren? 500, 600 Quadratmeter, die auch noch ausgerichtet werden müssen? Das geht nämlich alles von der verfügbaren Systemmasse ab.

          Dann soll man die Solargeneratoren eben auf ganz dünne Mylarsegel spannen. Gut, das bringt geringere Systemmasse. Den Bremssegeleffekt hat man aber nach wie vor. Und das ganze Zeug muss vorher auch noch unter die Nutzlastverkleidung.

          Nächstes Problem: Die angesprochene Degradation in den Van-Allen-Gürteln. Das wird dann nichts mit den 2 Monaten es sei denn, man sieht noch mehr Leistung vor. Aber dies ist ohnehin schon unrealistisch hoch. 90 kW ist schon unrealistisch. Damit aber wäre die Transferdauer statt 2 Monaten plötzlich 20 Monate.

          Wie man es auch dreht und wendet - da ist einfach der Wurm drin. Die ganze Idee ist ein Kartenhaus, das keiner näheren Betrachtung standhält. Eigentlich noch schlimmer als die Energiewende.

          • Martin Holzherr | Permalink

            Ihre Überlegungen zum Ionenantrieb als Mittel mit wenig Treibstoff vom LEO zum GEO zu kommen gelten für einen einzelnen Satelliten und zeigen überzeugend, dass das keinen Sinn macht und zudem an physikalische Grenzen stossen würde (500m^2 Solarsegel in 300 km Höhe, etc).

            Doch indirekt zeigen sie damit auch, dass es eine Lösung gäbe in Form eines grossen Shuttles/Cargoschiffs, das Satelliten in seinem Rumpf vor der van Allen-Strahlung schützt und selber über 1000 bis 5'000 Quadratmeterr Solarzellenfläche verfügt (ein Quadrat der Seitenlänge 50 m beispielsweise) mit dem es seine Fracht von einem tiefen Orbit (sagen wir 600 km Höhe ) in den GEO (36'000km Höhe) bringt und das in weniger als einem Monat. Danach kehrt es in den tieferen Orbit zurück und ist bereit für den nächsten Transfer.
            Vorteile: 1) Billigere GEO-Satelliten 2) Bietet einen Record für andere Missionen wo der Strom von einer grossen Solarpanelfläche geliefert wird

          • Michael Khan | Permalink

            Was ändert sich denn mit einem solchen Ansatz? Das Riesenschiff braucht doch genau so lange, um die Van-Allen-Gürtel zu durchqueren. Dabei werden die Solargeneratoren sogar zwei Mal gegrillt, einmal rauf und einmal runter. Falls das überhaupt zu schaffen ist, können nach jeder Mission die Solargeneratoren ausgetauscht werden. Außerdem wären für Hin und Zurück schon einmal 50% der Anfangsmasse als Treibstoff notwendig.

          • Martin Holzherr | Permalink

            Smart 1 war 1 Jahr lang von der Erde zum Mond unterwegs und hat damit eine sehr lange Aufenthaltsdauer im Van-Allen-Gürtel überlebt. Das deutet darauf hin, dass ein Shuttle, welches zwischen LEO und GEO hin- und herfährt mindestens 1 Jahr vielleicht auch länger überleben würde.
            Mit einem magnetoplasmadynamischen Antrieb können mehrere dutzend Newton Schub erzeugt werden. Der Wirkungsgrad beträgt bis 40% und die Austrittsgeschwindigkeit kann 50 km/Sekunde erreichen. Die benötigten 100 bis 200 Kilowatt an Leistung würden ein grosses Feld an Solarpaneln voraussetzen. Selbst wenn das ganze Shuttle nur knapp profitabel wäre, könnte man damit Erfahrungen sammeln beispielsweise für den Cargotransport zum Mars. Auch auf Marsreisen ist nämlich mit grosser Strahlenbelastung zu rechnen.

          • Michael Khan | Permalink

            Ich war der verantwortliche Missionsanalytiker bei der Mission SMART-1. Natürlich wird niemand im Web mir deswegen auch zutrauen, dass ich allein schon deswegen weiß, wovon ich rede, aber ich erwähne es ja nur mal so.

            SMART-1 wurde gleich ins GTO gestartet, also auf eine hochexzentrische Bahn, bei der nur das Perigäum in die Regionen mit hoher Flussdichte geladener Teilchen ragte. Ferner waren die Solargeneratoren auf höchste Resistenz gegen ionisierende Strahlung ausgelegt. Und dann war auch noch die Bahn so geplant, dass in den ersten drei Monaten das Perigäum so schnell wie möglich angehoben wurde.

            Wenn es aber im LEO losgehen soll, dann ist das eine ganz andere Sache. Das Raumfahrzeug wäre da um mehr als eine Größenordnung länger der hohen Flussdichte geladener Teilchen ausgesetzt. Sie Solargeneratoren voN SMART-1 haben trotz aller getroffenen Maßnahmen eine Degradation von 8.5% erfahren. Das war nicht so schlimm. Bis zu 15% waren eingeplant. Aber es dürfte klar sein, dass 10 mal mehr Belastung einfach nicht hinnehmbar ist.

            OK; jetzt kommt auch noch der VASIMR-Antrieb an die Reihe. Mehrere Dutzend Newton Schub bei 50 km/s Austrittsgeschwindigkeit, also 5000 Sekunden spezifischem Impuls, da kann man ja sehr schnell mal nachrechnen, was das an Leistung braucht. Der Massenstrom wäre Schub durch Ausstoßgeschwindigkeit. Sagen wir 30 N bei 50 km/s, das wären 0.6 Gramm pro Sekunde. Allein die zur Beschleunigung der Ionen erforderliche Leistung berechnet sich zu 750 kW. Hinzu kommt die Ionisierungsleistung. Und verlustfrei wird das ganze auch nicht sein. 100-200 kW? Legen Sie ruhig noch eine Größenordnung drauf. Bei sowas ist man unweigerlich im Megawattbereich. Da beißt die Maus keinen Faden ab.

            Eigentlich ist es ganz egal, welche Bauart der elektrische Antrieb besitzt. Die Kenngrößen Schub und Ausströmgeschwindigkeit reichen zur Abschätzung der erforderlichen Mindestleistung. Und danach zählt nur noch das Schub/Masse-Verhältnis. Das aber bleibt unweigerlich niedrig, denn hohe elektrische Leistungen bedingen auch eine hohe Systemmasse.

            Um elektrischen Antrieben in der Raumfahrt aus dem Nischendasein herauszuhelfen, muss man nicht auf der Triebwerksseite Verbesserungen erzielen, sondern auf der Seite der Leistungsbereitstellung. Das Problem ist das nach wie vor niedrige Schub/Masse-Verhältnis.

          • Martin Holzherr | Permalink

            Besten Dank für die Ausführungen. Meine Schlussfolgerung: Der Ionenantrieb bietet neben Chancen auch die Gefahr nach dem Space-Shuttle ein weiteres Milliardenloch und eine grosse Zeit- und Enerigeverschwendung zu werden. Allgemein gilt: Es gibt zwar viele theoretisch vielversprechende Weltraumtechnologieansätzte. Doch die Gefahr eines Scheiterns oder die Gefahr, dass man das falsche Zeitfenster erwischt (technologische Voraussetzungen fehlen) ist sehr gross.

          • Michael Khan | Permalink

            Ich sehe die Gefahr jetzt nicht so. Der Ionenantrieb hat ja seine Daseinsberechtigung, und je nach Mission wird in der Anfangsphase immer betrachtet werden, ob das eine Option im gegebenen Fall ist.

            Bei geostationären Satelliten und auch bei Navigationssatelliten gehe ich sogar davon aus, dass es eine sehr weite Verbreitung geben wird. Die Bahnregelung kann praktisch komplett von Ionentriebwerken erledigt werden.

            Auch der Einschuss ins kreisförmige, äquatoriale geostationäre Orbit kann entweder komplett (dann dauert es allerdings wieder lange und man hat die Strahlungsprobleme) oder teilweise von Ionentriebwerken erledigt werden. Ein konventioneller geostationärer Satellit stellt im Treibstoffbudget 1500 m/s Delta-v für den Einschuss zur Verfügung. Das ist so etwas wie ein Standardwert. Reduziert man das, was das chemische Einschusssystem leisten muss, jetzt auf 1000 oder 800 m/s, dann reicht das immer noch aus, um eine Bahn zu erreichen, die deutlich außerhalb den Strahlungsgürteln liegt. Den Rest muss der Ionenantrieb erledigen. Stichwort "Orbit Topping". Im Endeffekt ergibt sich dadurch eine beträchtliche Steigerung der Nutzmasse oder eine Reduzierung der Startmasse bei gleichbleibender Nutzmasse.

            Manche Missionen so wie GOCE wären ohne Ionenantrieb gar nicht zu machen. Manche würden ohne Ionenantrieb ganz anders aussehen, so wie DAWN. Manche wären ohne Ionenantrieb allerdings auch viel besser, so wie BepiColombo.

          • Martin Holzherr | Permalink

            Zitat:*Die Bahnregelung kann praktisch komplett von Ionentriebwerken erledigt werden*. Oder es genügt gar Accion's Elektroyspray, ein Mikroantrieb zur Lage- und Bahnregelung, der in der ersten kommerziellen Version aus 8 kleinen Boxen der Abmessung 2mm x 1 cm X 1cm hat besteht und über einen kleinen Plastiktank voller Flüssigsalz verfügt, welches ionisiert und dann versprüht wird.Für Cubesats genügt die Kraft von 100 Mikronewton wohl um sie im Raum zu orientieren und zu stabilisieren.

          • Michael Khan | Permalink

            Erstens steht da, dass die von diesem Electrospray generierte Schubkraft im Labor als 100 Mikronewton pro Quadratmeter gemessen wurde. Das Ganze ist ja eine poröse Fläche, an die ein elektrisches Feld angelegt wird. Die verfügbare Fläche auf einem Cubesat dürfte sich eher in Quadratzentimetern als in Quadratmetern bemessen. Ein Quadratmeter umfasst 10,000 Quadratzentimeter. Was da am Ende rumkommt, kann jeder selbst ausrechnen.

            Zweitens muss man Bahn- und Lageregelung immer sauber auseinander halten. Cubesats brauchen eigentlich gar keine Bahnregelung. Die sollten einfach ausgesetzt werden und funktionieren. das Deorbit sollte so gehen, dass die erstens nicht also hohe Bahnen einnehmen und zweitens passiv eine limitierte Lebensdauer haben. Es reicht da schon, ein dünnes Blech oder eine von einem Drahtrahmen aufgespannte Mylar-Folie anzubauen. Aktives Deorbit sehe ich bei diesen Spielzeugen sehr kritisch. Die sind nicht zuverlässig genug, als dass man sich auf so was verlassen könnte.

            Wenn Cubesats eine Lageregelung brauchen, dann dürfte Gravitationsgradientenstabilisierung ausreichen, oder eine stromdurchflossene Spule, mit der im Erdmagnetfeld ein Moment erzeugt werden kann.

            Ein Satellit ist ein Satellit ist ein Satellit. Der har Redundanz, komplexe Technik und er kostet Geld.

            Ein Cubesat aber ist ein Cubesat ist ein Cubesat. Der soll nicht viel kosten, ist minimalistisch, schnell zu bauen, mit geringen Stückpreisen. Dann aber muss man Abstriche bei Zuverlässigkeit und Funktionalität hinnehmen. Ich denke, das ist allen Beteiligten bewusst und es hat auch keiner damit ein Problem.

          • Martin Holzherr | Permalink

            Wenn ein Cubesat sein (Mini-)Teleskop ständig auf den Mond richten will braucht er einen aktiven Antrieb, eine Gravitationsgradientenstabilisierung hilft da nicht weiter - oder aber ein reaction wheel. Ist das richtig?
            Meine Überlegung, wenn das Instrument fix eingebaut ist muss sich der Cubesat sehr präzis ausrichten können, wenn das Instrument sich aber selber drehen kann, dann verändert es bei der Drehung auch die Raumorientierung des Cubesats ausser es wäre perfekt um den Schwerpunkt herum lokalisiert.

            Der oben erwähnte Elektrospray von Accion sollte also für eine solche Anwendung perfekt geeignet sein. Selbst 1 Mikronewton genügen für die Lagestabilisierung bei einem Cubesat, denn es kommt auf die erreichte Beschleunigung an und nicht auf die absolute Kraft. 1 Mikronewton bei einem 3 kg Cubesat entspricht 1 Millinewton bei einem Satelliten von 1 Tonne Masse. Richtig?

          • Michael Khan | Permalink

            Ja, Gravitationsgradientenstabilisierung ist nur sinnvoll, wenn eine Ausrichtung zum Zenit oder Nadir gewünscht ist und dann auch nur, wenn es auf eine ganz genaue Ausrichtung nicht ankommt, weil man in der Regel eine Pendelbewegung erhält. Bei einem Cubesat funktioniert das ganze ohnehin nicht, weil man da kaum einen Gravitationsgradienten hat. Dazu müsste man dann noch eine Endmasse an einem Teleskoparm ausfahren.

            Für die präzise Ausrichtung wären Schwungräder die beste Lösung. Ein schwenkbares Instrument ist kaum wünschenswert und würde das System wohl über jegliches sinnvolle Maß hinaus verkomplizieren. Schwungräder vielleicht auch schon. Cubesats nimmt man doch in der Regel, weil's nicht teuer werden darf. Auch ist ein astronomisches Teleskop gerade die Art von Instrument, die nicht wirklich sinnvoll miniaturisiert werden kann.

            Wenn man eine Drehbewegung anstrebt, ist es nicht die Schubkraft des Triebwerks, was zählt, sondern das aufgebrachte Drehmoment. Also das Kreuzprodukt aus Schubvektor und Positionsvektor des Kraftangriffspunkts bezüglich dem Massenmittelpunkt. Wenn dieser Elektrospray 100 Mikronewton Schubkraft pro Quadratmeter aufbringt (bei wieviel elektrischer Eingangsleistung?), ist wohl kaum davon auszugehen, dass man für das Lageregelungssystem eines Cubesat 1 Mikronewton zur Verfügung hat. Man kann nicht eine ganze Seite mit so einem Element belegen, denn dann hat man in Summe gar kein Drehmoment. Die Hebelarme bei einem Kleinstsatelliten sind immer minimal. Bei einem größüeren Satelliten ist das schon einfacher.

          • Martin Holzherr | Permalink

            Der Elektrospray soll bei Cubesats als leichtgewichtiges Lagekontrollsystem eingesetzt werden und Reaktionsräder und Magnettorquer ablösen. Dies hat meine Internet-Suche mit "cubesat attitude control with electro spray" ergeben.

            Der grosse spezifische Impuls des Elektrosprays soll dabei folgendes ermöglichen:

            The anticipated delta-V produced by these devices depends on the amount of propellant carried on board. For instance less than 150 g of propellant would be required by a 1U CubeSat to reach earth's escape velocity from LEO and explore interplanetary space.

            Die jetzt vom MIT-SpinOff Accion angebotene Variante des Elektrosprays ist extrem klein was seine Abmessungen angeht ("Accion’s first commercial system is MAX-1, a module comprising eight chips — each about 1 square centimeter, and 2 millimeters thick") und erzeugt damit auch sehr wenig Schub. Dennoch sollte sogar dieser geringe Schub ausreichen um einen Satelliten durch Elektrospray-Schub präzis auf einen Punkt am Himmel auszurichten, denn ohne äussere Kräfte macht das der Satellit sowieso nachdem man ihn einmal ausgerichtet hat (nur die Mikrogravitation in der Erdbahn stört etwas).

            Es gibt auch Rekationsräder für Cubesats zu kaufen. Ein solches käufliches System besteht aus drei 7cm grossen Reaktionsrädern und einem Magnettorquer. Das ist wesentlich grösser und auch schwerer als der MAX-1 von Accion.

          • Martin Holzherr | Permalink

            Durchgerechnet: Mit einem Schub von 0.1 Mikronewton, 0.5m Hebelarm, einer Masse von 1 kg und einem Trägheitsmoment von 1/6 (Würfel) komme ich auf eine Winkelbeschleunigung von 3*10^-7 (in Bogenmass). Um aus dem Stand eine Winkelgeschwindigkeit von 0.1 Grad pro Sekunde zu erreichen, bräuchte der Cubseat mit Accion's Elektrospray also 1.5 Stunden . Praktisch muss zuerst in die eine Drehrichtung beschleunigt und dann wieder abgebremst werden. Das bedeutet, dass man mit mehreren Minuten rechnen muss um den Cubesat auch nur um ein Grad zu drehen. Etwas Geduld muss man schon mitbringen. Es sollte aber gelingen, den Cubesat so auf einen Fixstern auszurichten und diese Ausrichtung auch beizubehalten.

          • Michael Khan | Permalink

            Ich habe es auch durchgerechnet, und zwar die Aussage, dass man mit 150 Gramm Treibstoff einen Cubesat in eine interplanetare Bahn heben können soll.

            Bei Schwachschub ist die einzig realistische Art (alles andere dauert absurd lange) der Bahnanhebung, dass das Triebwerk kontinuierlich angeschaltet ist (bis auf Erdschattendurchgänge) und die Bahn sich in einer Spirale immer weiter hoch schraubt.

            Von einer 500-km-Bahn bis zur Erdflucht wird allerdings ein Delta-v von 7.5 km/s gebraucht. Bei 30 km/s Ausströmgeschwindigkeit braucht man bei 1 km Anfangsmasse, 7500 m/s Delta-v und 30000 m/s Ausströmgeschwindigkeit 220 Gramm Treibstoff. Also ist die Aussage, das sei mit weniger als 150 g zu schaffen, schon einmal falsch.

            Wichtiger ist aber wohl die Frage, wie lange das dauern wird. Angenommen, man hat 1 Mikronewton Schub, also 1E-6 Newton. Mit 30000 m/s Ausströmgeschwindigkeit ergibt sich ein Massenstrom von 3.33E-11 kg/s. Um 220 Gramm Treibstoff zu verbrauchen, wären 6.6 Milliarden Sekunden nötig. Das wären 76400 Tage. 209 Jahre. Da ist es eigentlich wurscht, ob es 150 Gramm oder 220 Gramm Treibstoff sind. Es geht einfach nicht.

            Selbst wenn der Schub, bei immer noch 30000 m/s Ausströmgeschwindigkeit, 100 Mikronewton beträgt, dauert es immer noch mehr als 2 Jahre kontinuierlichen Schubs, nur um von der Erde zu fliehen.

            Das klingt zwar, als sei es damit langsam schon im Bereich des Machbaren, aber 100 Mikronewton Schub erfordert eben laut den Labormessungen des Herstellers Accion 1 Quadratmeter Triebwerksfläche - um Größenordnungen mehr als Sie auf einem Cubesat zur Verfügung haben.

            Selbst 2 Jahre Fluchtdauer bedeuten mehr als 1 Jahr, um aus den Van-Allen-Gürteln 'rauszukommen. Nach einem Jahr kontinuierlichem Beschuss mit Korpuskularstrahlung ist der Satellit aber hinüber.

            Fazit: Deren Behauptung, mit dem Antrieb könne man einen Cubesat interplanetar machen, gehört ins Reich der Fabel.

            Woher haben Sie die Annahme von 0.5 Meter Hebelarm?

          • Martin Holzherr | Permalink

            0.5 Meter Hebelarm bei einem Cubesat? Da hab ich wohl noch halb geschlafen, als ich das angenommen haben. Stimmt schon es sind wohl eher 0.05 Meter. Mein Resultat (Zeitdauer um um einen bestimmten Winkel zu drehen) muss also mit dem Faktor 10 multiplziert werden, was heisst das es schon viele Stunden dauern kann den Cubesat nur um ein Grad zu drehen.

          • Michael Khan | Permalink

            Ok, jetzt haben wir es also von zwei Seiten durchgerechnet, auf der Basis von Herstellerangaben und realistischen Abschätzungen. Fazit: Man muss immer alles durchrechnen - Hersteller und Erfinder, insbesondere solche auf der Suche nach Venture-Kapital, erzählen einem leicht mal was vom Pferd.

  9. Martin Holzherr Antworten | Permalink

    Der Ionenantrieb wird neuerdings von Ellen Stofan, der Chefwissenschaftlerin der NASA, häufiger in Interviews erwähnt als Antriebsmittel um Cargoraumschiffe zum Mars zu bringen.

    We are actually looking at two different mission concepts and trying to decide between them. One would be to find a small asteroid – so less than 10 metres across – basically encase it in a bag and bring it back with us. That enables us to test a type of propulsion system called solar-electric propulsion that we would need to use to take large amounts of cargo to Mars.

    • Michael Khan Antworten | Permalink

      Noch einmal. Es ist nicht so, als wäre solarelektrischer Antrieb eine ganz neue Technologie, die jetzt vor dem Durchbruch steht. Die Technik gibt es schon seit Jahrzehnten; sie wurde bereits mehrfach eingesetzt. Wenn sie sich nicht durchsetzen kann, dann hatr das schon seinen Grund.

  10. MMh Antworten | Permalink

    Bei der EPIC 2014 Konferenz ein Vorschlag von Snecma für eine elektrische JUICE Expedition. Soweit ichs verstehe kein schnellerer Transfer (leider) aber wesentlich geringere Startmasse (kleinere Trägerrakete). Ein Vorschlag der ernsthaft in Erwägung gezogen wird?

    Im Kommentar wurde mehrfach erwähnt, dass BepiColombo vom elektrischen Antrieb nicht profitiert. Die Frage drängt sich auf, wieso dann ein elektrischer Antrieb, was ist da schiefgelaufen?

    • Michael Khan Antworten | Permalink

      Zum Electric Juice jetzt gerade kein Kommentar, da keine Zeit.

      Zum Vergleich BepiColombo chemisch/elektrisch siehe hier. Inzwischen hat sich der Startzeitpunkt auf Januar 2017 verschoben, die Einschusssequenz am Markur beginnt Januar 2024. Also dauert der Transfer schon sieben Jahre, nicht mehr sechseinhalb. Und das auch nur bis zum Beginn der Einschussequenz. Ein gravitationeller Einfang dauert länger als ein impulsiver Bahneinschuss. Mittlerweile ist also Messenger nicht nur schneller entwickelt worden und hat einen höheren Nutzlmassenanteil, er brauchte auch weniger Zeit für den Transfer. Und Messenger hat erwiesenermaßen funktioniert. Ob man das auch über Bepi wird sagen können, muss sich erst noch zeigen.

      • MMh Antworten | Permalink

        BepiColombo Start verschoben auf Januar 2017? Das wäre eine aktuelle Information, offiziell wird der Start noch für Juli 2016 angegeben. Vielleicht besser so, an der Ankunftszeit ändert sich nichts, aber 6 Monate Flugzeit eingespart. Außer es würde der Langevin Vorschlag aufgegriffen, dann könnte man schon August 2013 bei Merkur ankommen, aber das ist aus mehreren Gründen unwahrscheinlich. Vielleicht liegt hier der Vorteil im elektrischen Antrieb, dass man in der Wahl des Starttermins und Flugprofils flexibler sein kann.

        • Michael Khan Antworten | Permalink

          Angesichts der unzähligen Constraints, die erst durch den Schwachschubantrieb und die deswegen langen Schubphasen aufgestellt werden, ist der Begriff Flexibilität wirklich nicht angebracht.

  11. Martin Holzherr Antworten | Permalink

    Eine chemische Rakete kombiniert mit einem Ionenantrieb sind das optimale Gespann für einen bemannten Marsflug, der Energie- und Zeitbedarf optmiert. Dies ist die Schlussfolgerung in Comparison of Space Propulsion Methods for a
    Manned Mission to Mars
    wo man liest:

    We assess the possibility of reducing the travel time of a manned mission to Mars
    using different propulsion methods and keeping the mass at departure within bounds.
    For the sake of comparison we used representative systems of different state of the
    art or proposed technologies, from the chemical engine to the “Pure Electro-Magnetic
    Thrust” (PEMT) concept, using a nuclear engine proposed by Rubbia. A mission
    architecture based on existing proposals is suggested in order to estimate the mass
    budget that influences the performance of the propulsion system. Pareto curves of
    the duration of the mission and time of flight versus mass of mission are drawn. We
    conclude that the ion engine technology, combined with the classical chemical engine, is
    the one which yields the shortest mission times with the lowest mass, and that chemical
    propulsion alone is the best to minimise travel time.

    Im abschliessenden Abschnitt wird der Ionenantrieb speziell in den Fokus gerückt und festgehalten, dass der Ionenantrieb etwas an Startmasse einsparen kann, aber die Reisezeit damit eher länger wird:

    The classical chemical propulsion is the best solution within the impulsive systems. In most
    cases, for the same total ToF, it has the smallest mass, and is the best when only the travel time is
    considered.

    Electric propulsion offers some advantage, cutting the total mission mass (but not the travel
    time) but the advantages are limited since gains in the propulsion are lost when the travel time is cut. Our analysis suggests that an interesting combination might involve about twenty five engines

  12. Martin Holzherr Antworten | Permalink

    Nasas NEXTStep-Programm (partnerschaftliche Entwicklung von fortgeschrittenen Raketenantrieben, Habitaten und Kleinsatelliten mit ausgewählten Industriepartnern) will bei den Raketenantrieben den elektrischen Antrieb weiterentwickeln. Man liest dazu:

    Selected advanced electric propulsion projects will develop propulsion technology systems in the 50- to 300-kilowatt range to meet the needs of a variety of deep space mission concepts. State-of-the-art electric propulsion technology currently employed by NASA generates less than five kilowatts, and systems being developed for the Asteroid Redirect Mission (ARM) Broad Area Announcement (BAA) are in the 40-kilowatt range
    The three NextSTEP advanced propulsion projects, $400,000 to $3.5 million per year per award, will have no more than a three-year performance period focused on ground testing efforts. The selected companies are:
    Ad Astra Rocket Company of Webster, Texas. (Vasimir)
    Aeroject Rocketdyne Inc. of Redmond, Washington (Xenon Ion drive Next)
    MSNW LLC of Redmond, Washington (ElectroMagnetic Plasmoid Thruster)

    Mir stellt sich hier die Frage welchen Stellenwert der elektrische Antrieb für zukünftige NASA-Missionen hat Das NEXT-Projekt zeigt zuerst einmal nur, dass es mehrere private Raumfahrtfirmen gibt, die am elektrischen Antrieb arbeiten.
    Die Chefwissenschaftlerin der NASA Dr. Ellen Stofan sieht eine Zukunft des elektrischen Antriebs bei Marsmissionen.

    The Asteroid Redirect Mission aims to find a small asteroid travelling between the Moon and Earth and to ‘snag it, bag it and drag it’ into orbit around the Moon where it can be reached by astronauts.

    Robots would perform the capture portion, testing ion propulsion systems - the heavy-duty thrusters that would be needed to get humans and their equipment all the way to Mars.

    • Michael Khan Antworten | Permalink

      Ich komme mit dem Antworten gar nicht nach, weil natürlich schneller aus Papers zitieren werden kann als ich die Bewertung formulieren kann. Generell dazu Folgendes:

      Das Problem mit Ionenantrieben ist nicht der Antrieb selbst. Natürlich muss bei dem die direkt dazugehörige Systemmasse einigermaßen im Rahmen bleiben, aber das hat man im Griff. Wenn man jetzt an magnetohydrodynamische Geschichten wie VASIMR denkt, dann deswegen, weil man höheren Schub braucht. Aber die Grundlagen der Thermodynamik und der Energieerhaltungssatz gelten nach wie vor, egal, welches System man ansetzt.

      Bei einem System, das Ionen produziert und diese beschleunigt, ausstößt, und damit Schub produziert, gibt es wie bei jedem Raumfahrtantrieb zwei fundamentale Kenngrößen: Ausstoßgeschwindigkeit und Massenstrom. Das Produkt aus beiden ergibt den Schub. Der halbe Massenstrom mal dem Quadrat der Ausstoßgeschwindigkeit ergibt die zur Beschleunigung der Ionen erforderliche Leistung. Dieser Anteil der Gesamteingangsleistung hängt überhaupt nicht von der Bauart des elektrischen Triebwerks ab, sondern allein von Massenstrom und Ausstoßgeschwindigkeit.

      Wenn man einen gewissen Schub anstrebt und eine gewisse Ausstoßgeschwindigkeit erzielen kann, dann hat man damit schon zwangsläufig den Massenstrom des Treibstoffs. Auch diese Beziehung hängt gar nicht von der Bauart des Triebwerks ab, sondern allein von den Kenngrößen. Der Massenstrom entspricht einer genau berechenbaren Anzahl von Ionen, die erzeugt werden müssen. Es gibt verschiedene Verfahren zur Ionisierung, aber egal welches Verfahren man anwendet, die minimal erforderliche Ionisierungsleistung ist immer die Ionisierungsinenergie pro Atom multipliziert mit der Anzahl Atome, die pro Zeiteinheit beschleunigt werden sollen (also dem Massenstrom). Die Ionisierungsenergie hängt natürlich davon ab, welches chemische Element der Antrieb wverwendet. In der Praxis ist das üblicherweise Xenon, aber es kommen auch andere Elemente infrage.

      OK, also setzt sich die Eingangsleistung zusammen aus den Beschleunigungsleistung, der Ionisierungsleistung (die beide nicht von der Bauart des Triebwwerks abhängen und deshalb auch nicht reduziert werden können, wenn einer morgen eine ganz neue Art der Beschleunigung von Ionen erfindet ... und dann noch den Verlusten. Kein System arbeitet verlustfrei, aber bei keinem aktuellen Antrieb ist der Verlustanteil so groß, dass er eine Art Show-Stopper darstellen würde. Klar kann man versuchen, die Verluste zu minimieren, aber das läuft eher unter dem Kapitel Feintuning.

      Das ist die Situation. Die Eingangsleistung ist weitgehend unabhängig von der Systembauart und weitgehend abhängig von fundamentalen Kenngrößen. Ob dahinter nun eine Batterie von Gridded-Ion-Thrusters oder Stationären Plasmatriebwerken oder ein VASIMR steht, das führt jedesmal zu einer gestimmen Kombination von Massenstrom und Ausstoßgeschwindigkeit, die innerhalb gewisser Grenzen auch variabel sein können, aber das alles macht den Kohl nicht fett - es kommt immer eine hohe Eingangsleistung zusammen, und zwar, bei gegebenem Massenstrom und gegebener Ausstoßgeschwindigkeit, immer in etwa dieselbe Leistung, egal welcher Triebwerkstyp.

      Wer sich um den Durchbruch im Gebiet des Ionenantriebs verdient machen will, der sollte nicht am Antrieb selbst forschen, sondern bei der Energieversorgung. Wenn es gelingt, die Masse der Energieversorgung erheblich zu drücken, dann stellt sich der Einsatz von Ionenantrieben auf einmal ganz anders dar.

      • Martin Holzherr Antworten | Permalink

        Einverstanden damit, dass die Stromquelle wohl wichtiger ist als die Art des Ionenantriebs. Nun hat NASA's Chefwissenschaftlerin Dr.Ellen Stofan von Solarpaneln als Stromquelle gesprochen. Damit wird aber das Gewicht dieser Solarpanel zum entscheidenden Faktor. Hier verwundert es mich, dass ein Solararray der ISS (von denen es 8 gibt) 17.5 Tonnen wiegt. Die Gesamtfläche der ISS-Solarpanel beträgt etwa 4000 Quadratmeter und leistet etwa 200 Kilowatt. Damit kommen wir auf 700 Kilogramm Solarpanelgewicht pro Kilowatt erzeugte Leistung. Das scheint mir sehr viel. Damit Solarpanel für den Antrieb beispielsweise von Transportgütern von der Erde zum Mars eingesetzt werden können braucht es wohl mindestens 100 bis 200 Kilowatt Leistung. Doch wenn diese Leistung auch ein Gewicht von 70 bis 140 Tonnen allein für die Solarpanel bedeutet, dann ist ihr Einsatz nicht praktikabel.
        Das Gewicht von Solarpanels als Stromquelle für ionengetriebene Cargomissionen zum Mars müsste also noch deutlich reduziert werden.

        • Martin Holzherr Antworten | Permalink

          Laut Wikipedia gibt es heute Solarpanel für den Weltraum, die 300 Watt pro Kilogramm leisten, damit wären wir schon näher bei Einsatzgebieten wie der Stromversorgung für eine Cargomission zum Mars

          Solar arrays producing 300 W/kg and 300 W/m² from the sun's 1366 W/m² power near the Earth are available. Entech Inc. hopes to develop 100 kW panels by 2010 and 1 MW panels by 2015. [8]

        • Michael Khan Antworten | Permalink

          Zur Systemmasse der Solar Arrays auf der ISS habe ich mich im Artikel oben unter Nennung von Zahlen geäußert. Hat natürlich wieder einmal keiner gelesen, deswegen weise ich nochmals darauf hin. Es ist im Übrigen gar nicht aussagekräftig, allein die Solargeneratoren zu nennen und nicht die anderen Systeme, die zur Stromversorgung dazu gehören.

          Die Mondsonde SMART-1 hatte eine Solargeneratorenfläche von 12 qm. Die Masse der Solargeneratoren mit Mechanismen belief sich auf 48 kg (zuzüglich 12 kg für die PCDU = Power Conditioning and Distribution Unit) und die Nennleistung zu Beginn der Mission war 1848 W. Da kann man leicht ausrechnen, dass selbst ohne Berücksichtigung der PCDU Solargeneratoren dieser (konventionellen) Bauweise 4 kg pro qm wiegen und pro Kilogramm 39 W leisten, also fast eine Größenordnung von dem genannten Traumwert von 300 W/qm entfernt.

          Selbst die neuen, entfaltet kreisförmigen Generatoren, die die NASA jetzt überall einsetzt (ATK Ultraflex) und die so ungefähr das massen-effizienteste sind, was der Stand der Technik hergibt, sollen nur auf etwas über 200 W/kg vorstoßen. Realisiert wurden meines Wissens etwa 100 W/kg. Da muss man dann immer genau schauen, was alles herausgerechnet wurde und auch, für welche Bedingungen das gilt. Je dünner und leichter, desto heißer. Dann sinkt der Wirkungsgrad von Solarzellen. Je dünner und leichter, desto weniger verwindungssteif. Auf einem Raumfahrzeug ein Problem.

          Pressemitteilungen von Unternehmen muss man immer mit Vorsicht genießen. Siehe die Behauptungen zu diesen Electrospray-Triebwerken von Accion neulich. Vieles wird schnell mal hingeschrieben, hält aber keiner genaueren Betrachtung stand.

        • Störk Antworten | Permalink

          Solar bringt nur nah an der Sonne hohe elektrische Leistungen, und genau dort sind die Missionsdauern und die Delta-Vs zu klein, um "Solar-elektrisch" irgendeinen Vorteil gegenüber konventionellen Verbrennern zu geben. Schon wenn man zum Mars will, leisten Solarzellen nur noch halb so viel, weil beim Mars nur halb so viel Sonnenlicht ankommt.

          Was man für einen leistungsfähigen Ionenantrieb bräuchte, wäre ein leichter, kompakter Kernreaktor. Dann hat man anstatt des altbekannten Problems der großen Solarsegel das neue Problem der großen Abwärme-Radiatoren... alles nicht so einfach.

  13. Störk Antworten | Permalink

    Tja, das Hauptproblem bei elektrischen Antrieben ist halt, daß die Stromleitungen einfach nicht lang genug sind. Um genug Leistung zu haben, braucht es große Sonnensegel, die erhöhen die Masse, und schon hat man wieder zuwenig Beschleunigung... der Weltraum ist halt keine ICE-Trasse mit durchgehender Oberleitung.

    BTW, was hält Herr Khan eigentlich von Konzepten wie "Nuclear Lightbulb"? Pure Science-Fiction, oder irgendwann in diesem Jahrhundert realisierbar?

  14. Ralf Heil Antworten | Permalink

    Am 14.05.2010 schrieben sie: "...europäische Merkurmission BepiColombo (da ist die Wahl des solarelektrischen Antriebs ein klarer Fehlgriff) " und Jahre später am 9. März 2015: " ....DAWN ist genau so ein Fall, wo es nicht anders geht, wegen des riesigen Delta-v. Bei der Merkurmission BepiColombo ist das Gegenteil der Fall, da kostet der Ionenantrieb nur Zeit und Aufwand, gestattet aber weder zusätzliche Nutzmasse, noch spart er Startmasse und es geht auch keinen Deut schneller".
    Warum genau ist der Ionenantrieb bei BepiColombo die falsche Wahl? Könnten Sie das mir bitte näher erläutern ?

    • Michael Khan Antworten | Permalink

      Warum genau ist der Ionenantrieb bei BepiColombo die falsche Wahl?

      Sie haben die Gründe doch selbst einen Satz vorher zitiert.

      Ein Transfer zum Merkur mit Einschuss in eine Bahn um den Planeten bedarf keiner großen Menge an Delta-v und ist deswegen problemlos mit einem konventionellen Antrieb zu bewältigen, wie von der NASA-Mission Messenger demonstriert und von mir hier vorgerechnet. An der dort gemachten Aussage hat sich inzwischen nichts geändert, außer dass das Startdatum von BepiColombo inzwischen von 2015 auf 2017 verschoben worden ist.

Einen Kommentar schreiben


zwei + = 9