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Atommüllentsorgung im All

Einleitung

Ich weiß, das Thema ist ziemlich off-topic. Es ist heute außerhalb der Diskussion. Als man in den siebziger Jahren noch weitaus optimistischer und technikaffiner war, dachte man daran Atommüll im Weltall zu entsorgen. Heute käme dies wohl kaum mehr in Betracht. Ich will es trotzdem einmal betrachten und zwar aus der Sicht der Anforderungen an das Trägersystem und die Transportmethode. Also vorwiegend eine technische Sichtweise, keine finanzielle und keine dogmatische.

Wohin mit dem Müll?

Diese Frage ist die grundlegende. Wenn wir auf der Erde nach Endlagern suchen, so ist die Anforderung die dass es über geologische Zeiträume den Atommüll von der Biosphäre abschließen soll. Gerade in Deutschland suchen wir ja seit Jahrzehnten nach einem Endlager, was zeigt, wie schwer diese Frage zu beantworten ist. Das gilt natürlich auch für die Entsorgung im All. Die NASA hat einmal Untersuchungen in den späten Siebzigern einige Szenarien durchgespielt: (Alle Geschwindigkeitsangaben verstehen sich als zusätzliche Geschwindigkeit relativ zu einer erdnahen Umlaufbahn).

Lagerung in einer Erdumlaufbahn

Den niedrigsten Geschwindigkeitsbedarf, d.h. die höchste Nutzlast wäre die Lagerung in einer Erdumlaufbahn. Da gab es sehr viele Vorschläge. Erdnahe Orbits wie z.B. in 1000 km Höhe sind nur über einige Jahrhunderte stabil, wurden aber vorgeschlagen, weil spätere Zivilisationen den heutigen Müll vielleicht wieder als Brennstoff nutzen könnten. Höhere Orbits sind weit genug von der Erde entfernt, als dass die Erdatmosphäre den Müll in 1 Million Jahre zur Erde zurückholt. Die NASA schlug z.B. eine Bahn in 55.000 km Höhe vor. Allerdings gibt es bei dieser großen Höhe dann Störungen durch Sonne und Mond, die zumindest als die NASA dies in den siebziger Jahren untersuchte nicht für geologische Zeiträume berechenbar waren. Heute würde man noch als Risiko die Kollision mit anderen Objekten in der Umlaufbahn hinzunehmen. Dafür ist der Geschwindigkeitsbedarf mit 0,5 bis 4 km/s je nach Bahnhöhe am geringsten.

Ganz weit weg

Also das beste wäre es ja den Müll für immer von der Backe zu haben. Da gibt es himmelsmechanisch zwei Optionen. Das eine ist eine Fluchtbahn aus dem Sonnensystem. Beschleunigt man relativ zur einer niedrigen Erdumlaufbahn um rund 9 km/s nah außen so hat man die Fluchtgeschwindigkeit aus dem Sonnensystem überschritten. Der Müll ist dann für immer weg, zumindest für eine Umrundung um das Milchstraßenzentrum, das sind immerhin 250 Millionen Jahre. Bis dahin ist die Radioaktivität abgeklungen.

Die zweite Möglichkeit ist es den Müll in einem Himmelskörper zu versenken, der gasförmig ist. So können bei einem Aufschlag keine Trümmer die Erde erreichen. Die NASA schlug die Sonne vor. Dafür braucht man extrem viel Energie, rund 24 km/s. Weiterhin muss man den Müll mit einem Schutzschild schützen, das er nicht verdampft bevor er auf der Sonne einschlägt. Nicht von der NASA untersucht wäre aber auch ein Versenken im Jupiter denkbar. Auch er ist ein Gasplanet. Dafür braucht man weniger Energie, nur rund 6,5 km/s. Die anderen Gasplaneten sind weiter entfernt, ein Flug dauert länger und erfordert mehr Energie. Anders als bei einer Erdumlaufbahn dauern Missionen zur Sonne und Venus relativ lange. ein Sturz in die Sonne viereinhalb Monate, zum Jupiter über 2 Jahre. Zumindest in den ersten Tagen und Monaten werden Feinkorrekturen erforderlich sein, damit der Müll nicht an Jupiter/Sonne vorbeischrammt und wieder zur Erde zurückkehrt. Ist man dafür bereit, so kann man Jupiter auch nutzen um die Fluchtgeschwindigkeit aus dem Sonnensystem zu erreichen. Das spart etwa 2,3 km/s Geschwindigkeit. Dafür gibt es Startfenster zum Jupiter nur alle 13 Monate. Daher ist ein Flug zum Jupiter nicht so attraktiv, weil man dann den ganzen Müll eines Jahres in rund 4 Wochen starten müsste.

Ab zum Mond

Die nächste Möglichkeit ist es den Müll entweder in eine Mondumlaufbahn oder auf der Mondrückseite zu deponieren. Alle Mondumlaufbahnen sind allerdings nicht langzeitstabil, Massekonzentrationen unter der Kruste stören sie, aber auch Erde und Sonne. die stabilsten Orbits die wir haben würden zu einem Aufschlag innerhalb von wenigen Jahren auf dem Mond führen. Das gilt nicht für eine Lagerung auf der Mondoberfläche. Man entschied sich bei der NASA für die Mondrückseite, da bei einem Einschlag eines Meteoriten so die Gefahr das Bruchstücke des Atommülls zur Erde gelangen minimal sind. Der Preis sind sehr komplexe Manöver (mindestens 5 Zündungen) die man von der Erde aus zum Teil nicht kontrollieren kann, weil der Mond die Funkwege blockiert. Der Geschwindigkeitsbedarf für beide Optionen ist dabei aber moderat 4,25 km/s für die Mondumlaufbahn und 6,05 km/s für die Landung

In eine sonnenumlaufbahn

Platziert man den Atommüll in einer Sonnenumlaufbahn die möglichst wenig durch andere Planeten gestört wird, also kreisförmig ist und sich so keinem Planeten nähert ist ebenfalls langzeitstabil. In unserem Sonnensystem ist der am leichtesten erreichbare Ort zwischen Venus und Erde. Man ist dabei weit weg von den gravitativen Störungen von Jupiter, die schon die Marsumlaufbahn stören, aber auch der sonne, die bei Merkur zu seiner exzentrischen Umlaufbahn führt. Nur Venus und Erde haben annähernd kreisförmige Umlaufbahnen. Platziert man den Müll nun genau zwischen diesen beiden Planeten, d.h. in etwa 127 Millionen km Entfernung, dann hat man eine stabile Langzeitlagerung bei niedrigen Geschwindigkeitsbedarf. Der Müll muss dann nach etwa 5 Monaten wenn man im Perihel angekommen ist nochmals abgebremst werden, damit die Bahn kreisförmig ist.

Option Geschwindigkeitsbedarf NASA-Rang
Sonnenumlaufbahn 0,85 AE 4,60 km/s 1
Mondrückseite 6,05 km/s 2
Interstellare Fluchtgeschwindigkeit 8,75 km/s 3
Erdumlaufbahn 55.000 km Höhe 4,00 km/s 4
Mondumlaufbahn 4,25 km/s 5
Sturz in die Sonne 24,00 km/s 6
Sturz auf den Jupiter / Fluchtgeschwindigkeit über Jupiter 6,5 km/s nicht untersucht

Konzeption der Trägerrakete

Keine Trägerrakete ist zu 100% sicher. Eingeführte Träger, die ihre Kinderkrankheiten abgelegt haben, haben selten Fehlstarts oder liefern selten eine Nutzlast in einem falschen Orbit ab, doch selbst bei den besten Exemplaren kommt dies noch einmal pro 50 bis 100 Starts vor. Man wird dieses Risiko nicht auf Null reduzieren können, aber soweit wie möglich sollte man es reduzieren, Wen  trotzdem ein Fehlstart auftritt, dann sollte es möglich sein den Atommüll zu bergen. Das ist dann der zweite wichtige Punkt die Abschirmung des Mülls. Bei einer Konzeption muss man sich wegen des Geschwindigkeitsbedarfs aber auch wegen der Anzahl der Zündungen und ihrer Position sich für eine der Lösungen entscheiden. Ich tat dies für den Platz 1, eine Sonnenumlaufbahn. Diese gliedert sich in 2-3 Teilmanöver auf:

  1. Erreichung einer Erdumlaufbahn (ca. 7.8 km/s)
  2. Beschleunigung in eine Sonnenumlaufbahn 1,0 x 0,85 AE (ca. 3,3 km/s)
  3. In 0,85 AE Angekommen (etwa 5 Monate später) Zirkularisierung der Bahn (1,3 km/s)

Manöver 1+2 kann man bei einem chemischen Antrieb zusammenfasen. Die Geschwindigkeitsangaben gelten für chemische Antriebe mit hohem Schub.

Wie minimiert man die Risiken einer Trägerrakete?

Ein wichtiger Punkt ist eine eingeführte und bewährte Technik. Anstatt das letzte bisschen Performance herauszuholen sollte die Technologie so gestaltet sein, dass sie vor allem zuverlässig ist. Das bedeutet z. B. bei Triebwerken eher geringere Brennkammerdrücke anstatt Hochdrucktriebwerken. Bei Strukturen höhere Belastungsgrenzen. Üblich sind hier 125% der Nennbelastung, man könnte auf 145 bis 150% gehen, das ist das Level das auch für bemannte Missionen üblich ist. Eine Trägerrakete als ganzes sollte auch schon etliche Male, mindestens zwanzigmal eingesetzt worden sein, bevor man damit Atommüll transportiert. Bei vielen Trägern tauchen die meisten Probleme bei den ersten 20 Flügen auf. Bei Ariane 5 z.B. beim ersten, zweiten, zehnten und 14-ten Start.

Ein Kernpunkt ist es aber festzustellen wo die höchsten Risiken liegen und wie man sie reduzieren kann. Das erste ist relativ einfach: die höchsten Risiken gibt es bei den Triebwerken. Sie können ausfallen, Fehlfunktionen aufweisen. Das gilt sowohl für Feststoff wie Triebwerke die flüssige Treibstoffe verbrennen. Von der Zuverlässigkeit sind Feststofftriebwerke sogar den Triebwerken die flüssige Treibstoffe verbrennen überlegen. Allerdings kann man sie nicht abschalten. Sehr oft versagte in der Vergangenheit die Schubvektorsteuerung. Dann gibt es bei dem hohen Schub praktisch keine Möglichkeit dies zu kompensieren. Daher würde man für eine Rakete keine Feststofftriebwerke einsetzen, da man keine Möglichkeit hat einen Ausfall abzufangen. Anders sieht es bei Triebwerken für flüssige Treibstoffe aus.

Triebwerke können hier abgeschaltet werden, bedingt durch die Fortschritte in der Mikroelektronik kann man heute bei den Haupttriebwerken des Space Shuttles ein Fehlverhalten so früh erkennen, dass man sie abschalten kann ohne das es eine Beschädigung gibt, bei diesen im Schub regelbaren Triebwerken machte man sogar eine neue Strategie aus - man hätte die Triebwerke zuerst im Schub reduziert, das reduziert auch die Anforderungen an Turbinen und Turbopumpen (Temperaturen, Drehzahlen, Druck, Treibstoffdurchsatz) und erst wenn das Problem bleibt wären sie abgeschaltet worden.

Die beste Methode die Sicherheit zu erhöhen ist Redundanz. Dies ist bei vielen Komponenten möglich, wie Ventilen, Leitungen bis hin zu Triebwerken. Bei Trägern bezeichnet man dies als "Engine out capability". Vereinfacht gesagt darf eines oder mehrere Triebwerke ausfallen. Das System muss so ausgelegt sein, dass es auch mit einem Triebwerksausfall zurecht kommt. Das gab es schon, allerdings bei keinem Trägersystem direkt nach dem Start und in allen Missionsphasen. Gibt es keinen Triebwerksausfall, so hat man Reserven wenn man den Orbit erreicht.

Mathematisch kann man den Vorteil es leicht beweisen. Heutige Triebwerke haben theoretische Zuverlässigkeiten von 0,994 bis 0,998 pro Triebwerk. Würden also in der Theorie bei 0,2 bis 0,6% aller Starts ausfallen. Nehmen wir 0,995 an, so beträgt die Wahrscheinlichkeit für einen Ausfall 0,5%. Das würde bei zwei Stufen mit nur einem Triebwerk eine Ausfallwahrscheinlichkeit von 1% ergeben. Machen wir nun einen Sprung auf eine andere Konzeption - jeweils fünf Triebwerke pro Stufe. Das ist ohne Engine-Out Capability eine Erhöhung des Risikos auf jeweils 5 x 0,5% pro Stufe, zusammen also 5%. Dazu kommen die Wahrscheinlichkeiten für den Ausfall von 2,3, 4 und 5 Triebwerken die weitere 0,0754% Risiko addieren.

Mathematische Behandlung:

Hat ein Triebwerk eine Ausfallwahrscheinlichkeit von x und werden n Triebwerke eingesetzt so ist:

die Ausfallwahrscheinlichkeit für z Triebwerke: xz * (n-z-+1)

Anders sieht es aus, wenn man nur vier Triebwerke braucht, das fünfte als Absicherung für einen Ausfall fungiert. Nun sind nur noch die Ausfälle von zwei oder mehr Triebwerke relevant, die aber nur ein Risiko von 0,0754% darstellen. Das bedeutet, trotz fünfmal mehr Triebwerken ist ein Ausfall um den Faktor 66,3 seltener.

Die Folgen liegen in den Kosten und der Nutzlast. Die Nutzlast sinkt ab, weil man in allen Stufen ein Triebwerk mitführt, dass man bei einer normalen Mission nicht braucht. Das addiert etwas Leermasse zu den Stufen, typisch etwa  3-5%. Bedeutender sind die Auswirkungen auf die Kosten. Es ist billiger ein großes schubstarkes Triebwerk einzusetzen anstatt fünf mit einem Viertel des benötigten Schubs. Es muss auch möglich sein die Schubasymmetrie aufzufangen. Bei der ersten Stufe die die Bahn neigen muss und auf Störungen reagieren ist dies bedeutender als bei den Oberstufen bei denen diese Forderung nicht gegeben ist. So wird bei der Oberstufe es reichen wenn man anstatt einem zwei oder drei Triebwerke einsetzt, in der ersten Stufe dagegen wird man eher vier oder fünf anstreben. Vor allem die Anordnung in Form einer "5" auf einem Würfel ist geometrisch sehr vorteilhaft.

Die Triebwerke sind der Teil dessen Redundanz  am teuersten kommt, sowohl finanziell wie auch vom zusätzlichen Gewicht (da man mit dem Ausfall eines Triebwerks rechnen muss, ist das zusätzliche Triebwerk "tote Gewicht" - fällt es nicht aus hat man zwar Treibstoffreserven, doch es kann nicht mehr Nutzlast transportiert werden. Bei anderen Teilen wie Leitungen und Ventilen ist es einfacher mit der Redundanz. Sie kostet wenig sowohl an Kosten wie Gewicht. Bei der Elektronik ist nach dem Jungfernflug der Ariane 5 auch wichtig, dass nicht nur die Computer redundant sind, sondern auch das Steuerprogramm. Ariane 5 ging beim ersten Flug 501 verloren, weil es einen Softwarefehler gab, der praktisch zeitgleich in beiden Bordcomputern zuschlug. Hier ist die Situation aber besonders vorteilhaft. so kann heute eine Rakete ihre Position und ihre Geschwindigkeit über nicht weniger als drei Methoden feststellen - durch Vermessung der Bahn vom Boden aus und Steuerung durch Korrektursignale, durch ein Inertialsystem, das über die Bewegung im Raum informiert oder über GPS-empfänger.

Die Alternative ist es (wie es bisher untersucht wurde) einen zuverlässigen verfügbaren Träger zu verwenden. Eine hohe Zuverlässigkeit haben Delta 4, Atlas V, Ariane 5 und Sojus. Diese Lösung ist billiger und ergibt Synergien, da die Produktionszahlen der Träger dadurch steigen und jedes Exemplar wird.

Von der Erdumlaufbahn zur Venusbahn

In meiner Überlegung habe ich nur den Transport in eine höhere Erdumlaufbahn (etwa 500 bis 600 km Höhe) vorgesehen. Danach soll ein Ionenantrieb zum Einsatz kommen. Das hat mehrere Vorteile. Zum einen ist die Nutzlast im Endorbit höher. Zum zweiten spart man sich eine weitere Stufe bei der Rakete, die ja ein weiteres Risiko darstellt. Zum anderen ist die Nutzlast höher. Heute werden schon Satelliten gebaut die von einen GTO aus zur GEO Bahn sich heraufspiralen und dabei Ionenantriebe nutzen. Daneben setzen Raumsonden den Antrieb ein. Technisch möglich ist aber auch ihn ab einer Erdumlaufbahn als alleinigen Antrieb zu nutzen. Die Einschränkung die bei Satelliten den Einsatz bisher "verbot", dass die Passage der Van Allen Gürtel deren empfindliche Elektronik stört und Solarzellen an Leistung verlieren spielt keine Rolle. Die Aufgabe ist so einfach und der Schub so gering, das Ionentriebwerke über Monate arbeiten müssen und genauso gut durch Funkkommando von der Erde aus aktiviert werden können. Wenn Solarpaneele an Leistung verliert dauert die Reise nur länger. Dasselbe Modul wird dann auch 5 Monate später die Bahn zirkularisieren, wofür man sonst einen eigenen antrieb braucht. Als Preis ist nur die Geschwindigkeit etwas größer. Die Rakete muss 200 m/s mehr leisten um eine höhere Umlaufbahn zu erreichen. Beim Start in die Sonnenumlaufbahn ist bei Niedrigschubtriebwerken 5,2 km/s anstatt 3,3 km/s zu leiten. Doch das ist leicht durch die Treibstoffersparnis kompensierbar.

Der technische Aufbau eines Ionenantriebsmoduls ist relativ einfach und hoch redundant. Es besteht es aus mehreren Ionentriebwerken (mehreren, weil verfügbare Exemplare für Satelliten ausgelegt sind und nur einen geringen Schub haben). Xenon Hochdrucktanks mit Reduzierventilen, einem Solargenerator aus mehreren Paneelen und einem Spannungskonverter der ebenfalls redundant vorhanden ist und die für die Beschleunigung benötigte Hochspannung erzeugt. Das ganze ist dann in eine umgebende Stützstruktur eingebracht. Drehungen und Schubvektorvariationen sind durch seitlich angebrachte Triebwerke möglich sodass kein Triebwerk schwenkbar sein muss.

Eine mögliche Konzeption

Nehmen wir an, in Europa würden wir heute einen neuen Träger nur für Atommülltransporte entwickeln. Als Triebwerke hätten wir derzeit verfügbar das Vulcain 2, das HM-/B und das Vinci, das derzeit in der Erprobungsphase ist, bis wir aber die Rakete gebaut haben eingesetzt sein wird. Das HM-7B ist relativ schubschwach. Wir würden daher sehr viele Triebwerke in der Oberstufe benötigen, da nur zwei Stufen vorgesehen sind.

Die kosten für ein zusätzliches Triebwerk werden um so geringer je mehr Triebwerke eine Rakete einsetzt. Auf der anderen Seite machen sehr viele Triebwerke wieder einen Ausfall wahrscheinlich und die Kosten steigen an, weil größere Triebwerke preiswerter als viele kleine sind. Als Kompromiss habe ich 5 Vulcain 2 in der ersten Stufe eingesetzt. Vier davon werden benötigt. Das ist ein Startschub von 4 x 960 kN = 3840 kN. Bei einer Startbeschleunigung mit 12 m/s (1.22 g) entspricht dies einer maximalen Startmasse von 320 t. Für eine Zielgeschwindigkeit von 9600 m/s (inklusive 2000 m/s Aufstiegsverlusten) ergibt sich bei einer ersten Schätzung eine Nutzlast von rund 20 t wenn die Oberstufe ebenfalls Wasserstoff/Sauerstoff einsetzt. In diesem Falle sollte gelten: Startmasse/Stufe 2+Nutzlast = Stufe 2+Nutzlast/Stufe 2 Leermasse+Nutzlast. Das führt zu einer zweiten Stufe mit etwa 50 t Startmasse.

Beim Einsatz des Vinci und 20 t Nutzlast würde man so eine Oberstufe von 50 bis 70 t Masse erwarten. Bei Einsatz des Vinci Triebwerks bräuchte man 2-3 plus jeweils einem Reserveexemplar.

Basierend auf den bekannten Daten von Ariane 5 Komponenten erhält man dann folgende Stufendaten: (125 % Strukturmasse)

Stufe Vollmasse Leermasse Schub (Minimum Triebwerkszahl) Brennzeit (Mindestzahl / Alle Triebwerke)
1 246 t 27,8 t 4 x 960 kN (Boden), 1.390 kN (Vakuum) 167 / 133 s
2 55,4 t 7,9 t 2 x 180 kN (Vakuum) 601 / 401 s
Nutzlast 18,3 t      
Die hohen Leermassen berücksichtigen zum einen 20% mehr Gewicht bei Strukturen für höhere Sicherheitsmargen zum anderen die vielen Triebwerke. Für diesen Zweck ist vor allem das Vulcain 2 schlecht geeignet, da es für einen Betrieb in großer Höhe optimiert wurde. Die Nutzlast beträgt 18,3 t

Ein Vulcain 3, das schon für flüssige Zusatzbooster vorgeschlagen wurde die Triebwerkszahl um eines erniedrigen oder besser die Rakete vergrößern. Auf Basis des Vulcain 3 sähe die Rakete so aus:

Stufe Vollmasse Leermasse Schub (Minimum Triebwerkszahl) Brennzeit (Mindestzahl / Alle Triebwerke)
1 358,8 t 38,3 t 4 x 1412 kN (Boden), 1.622 kN (Vakuum) 205 / 164 s
2 82,4 t 11,5 t 3 x 180 kN (Vakuum) 599 / 449 s
Nutzlast 26,3 t      
Die zweite Lösung wäre optimaler, da man nur ein Vinci mehr braucht, die Triebwerkszahl der ersten Stufe dagegen gleich bleibt und nach Astrium Angaben das Vulcain 3 wegen der geringeren Anforderungen sogar preiswerter in der Fertigung wäre. Dafür erhält man rund 8 t mehr Nutzlast.

Klar ist allerdings auch: die Lösung ist nicht kostenoptimal. Die kleinere Version hat eine niedrigere Nutzlast als eine Ariane 5 ECB (mit je nur einem Vulcain 2 und Vinci) von 23 t. Es werden aber acht anstatt zwei Triebwerke benötigt. Die preiswerten Feststoffbooster fallen weg. Wie unten erläutert kostet die Version je nach Flugzahl zwischen 210 und 250 Millionen Euro, eine Ariane 5 liegt bei sechs Starts pro Jahr bei 160 Millionen Euro und würde durch die höhere Startzahl auf 142 (4 zusätzliche Starts pro Jahr) bzw. 130 Millionen Euro (10 zusätzliche Starts) sinken.

Das Ionenantriebsmodul

Bedingt durch die niedrigen Schübe muss ein Ionenantrieb mehr Geschwindigkeit als beim chemischen Antrieb aufbringen. Anstatt 4,6 km/s wie beim chemischen Antrieb sind es 7,5 km/s. Trotzdem wird bei 18,3 t Startmasse nur 3 bis 3,5 t Treibstoff benötigt. Weiterhin kann man bei einem Ionenantrieb in Maßen die Nutzlast steigern. Es wird mit elektrischem Strom Treibstoff in einem elektrischen Feld beschleunigt. Je mehr Strom man hat, desto mehr Treibstoff wird umgesetzt und je höher der Schub. Je höher der Schub desto kürzer die Betriebszeit, desto eher ist man am Ziel. Das bedeutet aber auch: es ist hier keine Redundanz nötig. Fällt ein Solarpanel (Stromversorgung) oder ein Triebwerk aus, so dauert es einfach länger. Die folgende Tabelle gibt Nutzlasten für zwei Triebwerke und verschiedene Betriebsdauern an

Gesamtdauer RIT 35L RIT-XT
Treibstoff 3,4 t 2,9 t
3 Monate Nutzlast 11 t 10,8 t
6 Monate 12,5 t 12,7 t
9 Monate 13,0 t 13,3 t
12 Monate 13,3 t 13,5 t
Selbst im günstigsten Fall braucht man allerdings mindestens 20 Triebwerke. Der Solargenerator kann bis 1600 m² groß sein. Das wären vier Paneele von 11,5 x 35 m Größe. So kann ohne Probleme auch ein Paneel ausfallen oder die Leistung abfallen. Immerhin kann selbst im ungünstigsten Fall eine Nutzlast von über 10 t transportiert werden. Die Simulation ging von einem Tankanteil von 0,15 des Treibstoffs aus, 400 kg für Strukturen und einem Solargenerator mit einer spezifischen Leistung von 175 W/kg (das weisen z. B. die Ultraflex  Arrays von ATK auf). Die Masse eines RIT-35L beträgt 4 kg, die eines RIT-XT 7 kg.

Die Müllverpackung

Der Atommüll selbst wird zuerst einmal in eine Matrix eingebracht in der er selbst wenn er in die Umwelt gerät möglichst wenig Radioaktivität freigibt, z.B. indem nicht die Metall sondern Oxide eingesetzt werden (in den Eigenschaften eher Keramik vergleichbar, nicht wasserlöslich), der Müll in Glas oder anderen Verbindungen eingeschmolzen wird.

Verschiedene Untersuchungen gehen davon aus, 50-60% dieses Materials aus dem eigentlichen Abfall bestehen. Dieser muss nun geschützt werden. Es gibt zwei Ereignisse die einen Schutz erfordern: Das eine ist eine Explosion der Trägerrakete, das zweite ist ein Versagen dieser und das Nichte-Erreichen der Umlaufbahn. Gegen eine Explosion hilft eine Abschirmung. Die Feststoffbooster haben bei STS-51L die Explosion des Wasserstoffstanks überstandene. Sie haben eine 12 mm dicke Stahlhülse. Für den Wiedereintritt braucht sie einen Schutzschild. Der ist relativ leicht und macht nur 5% der Gesamtmasse aus. Eine zweite 6 mm dicke Stahlschicht schützt dann den Müll vor dem Aufprall auf dem Meer. Sinnvoll wäre eine Kegel oder Kugelform, da diese selbststabilisierende Körper sind.

Die Kapsel würde dann folgende Sandwich Struktur haben: 12 mm Stahl - Schutzschild - 6 mm Stahl, Müll. Auf ein Fallschirmsystem und Schwimmer habe ich verzichtet, weil diese wenn sie außen sind bei einer Explosion beschädigt werden und beim Wiedereintritt verglühen würden. Bei der Anbringung innen müsste man Löcher oder zumindest sprengbare Türen im äußeren Schutzschild vorsehen und trotzdem könnte die Aktivierung problematisch ist. Wenn die Bahn über Meer führt würde ein Fehlstart den Müll dort versinken lassen, das dürfte die Kapsel überstehen. Sie muss dann geborgen werden, was angesichts von Bergungen von U-Booten oder Flugscheiber vom Ozeanboden heute kein Problem mehr ist. Zur Erleichterung der Positionssuche kann an der Kapsel ein GPS-Empfänger mit Sender angebracht werden, der laufend die Position zur nächsten Bodenstation übermittelt. Denkbar wäre aber ein Fallschirmsystem / Air Bags, das außen angebracht wird. Es dürfte nur bei niedrigen Abtrenngeschwindigkeiten (Versagen der ersten Stufe) wirksam sein.

Die Radionuklide haben hohe Dichten Plutoniumdioxid z.B. eine von 11,5 g/cm³. Das ist Vorteilhaft, selbst in Keramik oder Glas eingeschmolzen ist der Müll recht kompakt. Die sehr massiven Schilde sind daher sehr klein und im Gewicht noch verschmerzbar. Nimmt man eine mittlere Dichte von 10 des Mülls an, so ergibt sich für die kleinste Nutzlast (10,8 t) der letzten Tabelle folgende Aufstellung

Damit wären 9000 kg Atommüll davon > 4500 kg hochradioaktive Nuklide pro Start transportierbar (Rest Glas / Keramik, Oxide)

Die finanzielle Seite

Bei den hohen Kosten muss man die Menge des Mülls begrenzen. Bei den Angeben über Atommüll wird meistens die Masse der ganzen Brennstäbe angegeben. Das ist relativ viel, alleine in Deutschland 400 t pro Jahr, allerdings strahlen von 1000 kg abgebrannter Brennstäbe in einem Leichtwasserreaktor nur 46 kg sehr stark. Der Rest kann ist nicht umgesetztes Uran, das wiederaufbereitet zu neuen Brennstäben werden kann. Diese Menge ist weiter reduzierbar. So ist ein Teil des Plutoniums spaltbar, der größte Teil entfällt auf kurzlebige Spaltprodukte deren Radioaktivität nach einigen Jahrhunderten abgeklungen ist. Es ist möglich diesen Müll chemisch zu trennen, die Spaltprodukte die Halbwertszeiten im Bereich menschlicher Erfahrungshorizonte (Jahrzehnte bis ein Jahrhundert) haben, kann man lagern ohne ein Endlager für geologische Zeiträume zu benötigen. Würde man nur die lang strahlenden Transurane entsorgen, so würde sich die Menge des Atommülls auf 8-10 kg pro Tonne Brennstäbe reduzieren. Im folgenden bin ich trotzdem von dem "Rohmüll", der auch die kurzlebigen Spaltprodukte umfasst, ausgegangen, das sind 46 kg pro 1000 kg Brennelement. Eine Reduktion auf 8-10 kg würde die Beförderung um den Faktor 4-5 billiger machen.

Nach Harry O. Ruppe entsteht pro MWJahr (1 MW * 365 Tage * 24 Stunden) rund 0,93 kg Müll. Diese 4.500 kg entsprechen also einer Energieerzeugung von 4,8 GW über ein Jahr. Das sind 42.048.000.000 kWh. Würde man nur 1 ct pro KWh für die Entsorgung aufwenden, so wären dies 420 Millionen Euro, die ein Entsorgungsflug kosten dürfte. Bei 2 ct wären es 840 Millionen Euro, was sicher selbst mit einem teuren Träger eine realistische Dimension wäre. Die Kosten der Rakete sind in etwa abschätzbar auf Basis der Daten der Ariane 5 auf 250 Millionen Euro (18,3 t Version) bei 4 Starts pro Jahr und 210 Millionen Euro bei 10 Starts pro Jahr. Die Version mit dem Vulcain 3 dürfte gleich teuer sein, da das Vulcain 3 20-30% billiger als das Vulcain 2 sein soll, das gleicht die Mehrkosten für ein Vinci in der Oberstufe aus. Dann wäre die Nutzlast um rund 40% höher, entsprechend die kosten pro Kilogramm Müll geringer. Bei einer Serienfertigung sollte das Ionenantriebsmodul für deutlich unter den restlichen 170 bis 210 Millionen Euro (die nach Abzug der Trägerrakete bleiben) zu fertigen sein. Das lässt noch Geld für die Missionsüberwachung und Reservestarts bei Fehlstarts übrig.

Ein Atomkraftwerk der 1000 MW Klasse produziert pro Jahr 20 t Brennelemente mit 0,92 t radioaktivem Abfall. Alle Kraftwerke der BRD zusammen rund 16 t pro Jahr. Damit hätte man, wenn sie noch am Netz wären, würden rund 4 Flüge ausreichen um ihn zu entsorgen. Die Gesamtmenge des gelagerten Mülls beträgt geschätzte 400 t. Damit könnte man in rund 90 Starts den Atommüll entsorgen. Das könnte man bei 10 Starts pro Jahr in 9 Jahre abgeschlossen haben. Bei einer solchen rate würde die Serienfertigung die Rakete und das Transfermodul deutlich billiger machen und man müsste mit den obigen 420 Millionen Euro pro Start auskommen können. Wenn also nur 1 ct pro KWh für die Entsorgung zurückgelegt wurde wäre sie auf diese Weise finanzierbar.

Anstrebbar ist eine hohe, aber nicht zu hohe Startrate. Nimmt man startraten mit denen man in Europa Erfahrungen hat so kommt man auf die Ariane 4, die in etwa gleich viele Triebwerke aufweist. Das wären maximal 12 Starts pro Jahr. Damit könnte man je nach Version 54 bis 77 t Atommüll pro Jahr entsorgen. Das würde nicht für ganz Europa reichen, aber zumindest um den Müll aus Deutschland und Ländern mit wenigen Atomreaktoren (entsprechend 57 / 82 Kraftwerken mit je 1 GW Leistung und Betriebszeit von 1 Jahr - da sie ab und an abgeschaltet sind, eher mehr)

Zum Vergleich: Die Sanierung von Asse kostet 2 Milliarden Euro, der umbau von Schacht Konrad für ein Endlager für schwach- und mittelaktiven Abfälle kostete 2,2 Milliarden Euro. In Gorleben wurden bisher 1,6 Milliarden Euro ausgegeben. Alleine für die Summe von Asse und Gorleben zusammen hätte man schon 8-9 Flüge durchführen können. Die eingeführte Steuer für die Endlagerung der Brennwerte umfasst 3,2 Milliarden Euro pro Jahre. Damit wären 8 Starts pro Jahr durchführbar und die deutschen Abfälle wären in weniger als 11 Jahren (kleine Version) / 8 Jahren (größere Version) entsorgt. Bei der suche nach einem Endlager wäre man da wahrscheinlich immer noch nicht weiter....

Die Rechnung mit der Ariane 5 ECA

Würde man die Ariane 5 ECA einsetzen, die es ja schon gibt, dann könnte man im Prinzip schon heute damit loslegen. Es gäbe dann sogar den Vorteil, dass man wenn die ESA tatsächlich auf die Ariane 6 umschwenkt dann ab 2020 die Startrate erhöhen könnte. Vorher muss man die maximal 10 Starts die ELA-3 pro Jahr zulässt mit kommerziellen Kunden teilen. Nur könnte es natürlich sein, da man die Entscheidung über die Ariane 6 überdenkt, denn schon alleine durch die zusätzlichen Starts würde sich die Ariane 5 verbilligen (höhere Stückzahlen = geringere Fixkosten pro Stück) und ein Argument für die Ariane 6 wegfallen, zudem würde diese wieder einen neuen Atommülltransporter ab dem Erdorbit nötig machen.

Die Ariane 5 ECA als Träger hätte Vorteile und Nachteile:

Eine Ariane 5 ECA transportiert etwa 21 t in den Referenzorbit. Das sind 2,7 t mehr als bei der einfacheren variante, trotzdem ist die Rakete billiger und kostet 160 Millionen Euro, bedingt durch mehr Starts würde er bei 10 Starts pro Jahr (Maximum ELA 3) auf 144 Millionen Euro sinken. Würde man eine zweite Rampe in betrieb nehmen und 16 Starts pro Jahr durchführen, dann wären es nur noch 131 Millionen Dollar. Dies wäre also um 60 bis 80 Millionen Dollar pro Jahr günstiger als die teurere Alternative, bei 15% mehr Nutzlast.

De fakto hängt natürlich bei dem Konzept viel von der Flugzahl an. So ist das Ionenmodul sicher in Serie baubar. Es hat einen relativ einfachen Aufbau, einfacher als mancher Erdbeobachtungssatellit. Bedenkt man dass ein Nachbau von TerraSAR-X für 130 Millionen Euro zu haben ist, so sollte es verwundern wenn der Ionenantrieb der nur aus Tanks, Ionentreibwerken, Solargenerator und einem Funkempfänger bestehen muss teurer als 100 Millionen Euro sein sollte, wenn er in größeren Stückzahlen (mehrere pro Jahr) gefertigt wird.

So käme man bei 4-16 Flügen pro Jahr auf Kosten von 230 bis 250 Millionen Euro pro Start, der dann rund 5,2 t Atommüll entsorgt. Die 2,3 Milliarden Euro Kernbrennstoffsteuer pro Jahr würden also für 10 Starts ausreichen, sodass man damit 52 t entsorgen könnte. Die Steuer wird über 6 Jahre erhoben. (2011 bis 2016). Das sind dann zusammen 312 t. Das sind schon drei Viertel des gesamten Atommülls den die BRD lagert.

Als Risiko kann der eine oder andere Start fehlschlagen. Nimmt man einen Fehlstart pro 50 Starts an, das ist die demonstrierte Zuverlässigkeit, dann muss man alle 5-12 Jahre eine Kapsel aus dem Meer fischen. Das sollte wenn man dem Sicherheitskonzept oben folgt kein Problem sein. Es kommen dann eben noch Bergungskosten und erneute Startkosten dazu, doch diese würden den Start nur um 3% erhöhen, sodass er immer noch deutlich billiger als eine neue Lösung wäre. Mit der Ariane 5 ESC-B würde die Nutzlast auf 23 t (bei einer strukturell angepassten Oberstufe sogar bis 27 t) in den Erdorbit steigen. Sie soll nicht teurer sein, dass würde die kosten pro Kilogramm nochmals um 9% und 22% senken.

Für die ESA hätte es auch noch einen Vorteil. Die Ariane 6 wird ja entwickelt weil sie günstiger im Transport als Ariane 5 sei und zudem Einzelstarts zulässt. Beides wäre nun auch bei der Ariane 5 gegeben. ein kleineres Ionenmodul könnte zuerst von der Ariane 5 ME in einem Erdorbit ausgesetzt werden und dann nach einer erneuten Zündung des Triebwerks ein Satellit im GTO abgesetzt werden. Bedingt durch die größeren Stückzahlen wäre Ariane 5 nicht mehr viel teurer als die Ariane 6. Ariane 6 soll für 70 Millionen Euro einen Satelliten von 6,5 t Gewicht starten. Ariane 5 ME würde bei den höheren Stückzahlen 130 Millionen Euro bei 11,5 t Doppelstartnutzlast kosten. Flexibilität gäbe es vor allem daran, dass die Müllmenge bzw. die Größe des Ionenantriebmoduls angepasst werden kann an die zweite Nutzlast.

Artikel erstellt am 10.11.2013, zuletzt modifiziert am 12.11.2013



© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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