Mit Ionentriebwerken zum Mond

Ich habe ja schon vor einigen Tagen über Ionentriebwerke geschrieben. Das Resümee war, dass ihr Einsatz sich bei Raumsonden nur bei höheren Geschwindigkeiten lohnt. Es gibt noch andere Kritikpunkte. So muss der Van Allen Gürtel durchflogen werden und dies kann die Elektronik schädigen. Die Zeit bis das Ziel erreicht wird ist viel länger, was deutlich höhere Missionskosten verursacht. Bei einer Raumsonde zum Mond sind meiner Ansicht nach die Nachteile größer als die Vorteile, außer es gibt andere Faktoren, so wie bei SMART-1 der kostengünstige Transport in einen GTO Orbit.

Doch wie sieht dies bei Lasttransporten aus? Ich habe irgendwo mal überflogen, das ein langfristiges Ziel des "Constellation" Programmes (Warum denke ich dabei immer an Star-Trek?) eine permanente Mondbasis wäre. Mit chemischen Antrieb muss man um 3100 m/s um zum Mond zu kommen und um weitere 2400 m/s wenn direkt gelandet wird oder aufgeteilt in zwei Manöver 800 m/s um einen Orbit zu erreichen und 1600 m/s um zu landen (plus einige 100 m/s Reserve). Mit einem Ionenantrieb braucht man deutlich mehr: 6500 m/s um zum Mond zu gelangen (Startbahn mit 7500 m/s) und 1600 m/s um in den Orbit zu gelangen. Warum als diesen Umweg gehen?

Nun alle Nachteile müssen gegen Vorteile aufgerechnet werden: In diesem Falle Transportkosten. Wenn ich eine Ares V einsetze, dann denke ich werden die Startkosten sehr hoch liegen und dies nur um viel Treibstoff zu transportieren. Im Idealfall (Wenn man Wasserstoff/Sauerstoff mit einem spezifischen Impuls von 4400 m/s verwendet wird), dann gelangen von 150 t Startgewicht im LEO Orbit noch etwa 61.8 t in den Mondorbit. Wenn die leere Stufe etwa 8.8 t wiegt gelangen also noch 53 t in einen Mondorbit. Geplant ist derzeit aber eine Stufe mit lagerfähigen Treibstoffen, so dass es eher weniger sein wird.

Bei einem Ionentriebwerk beträgt (bei 34 km/s Ausströmgeschwindigkeit) der Treibstoffverbrauch nur 31.8 t. Doch das ist nur eine Seite der Medaille. Sowohl Triebwerke, wie vor allem die Stromversorgung wiegen viel mehr. Das Gewicht ist abhängig von der Zeit die man sich lässt um zum Mond zu gelangen. Nehmen wir ein knappes Jahr (360 Tage) an, so wird bei 75 % Wirkungsgrad eine Dauerleistung von 800 kW bei rund 35 N Schub. Bei einem Flächengewicht von 4 kg/m und einem Wirkungsgrad von 25 % resultiert eine Leistung von 84 W/kg. Die Solarzellen wiegen also rund 9600 kg. Die Ionentriebwerke mögen weitere 1500 kg wiegen (mit Hochspannungserzeugung) und die Tanks für den für den Treibstoff weitere 3400 kg. so kommt man beim Ionenantrieb auf folgende Massenbilanz (für 1 Jahr Reisedauer):

  • Treibstoff: 31.8 t
  • Solarzellen: 9.6 t
  • Tanks: 3.4 t
  • Ionentriebwerke: 1.5 t
  • Gesamt: 46.3 t
  • Nutzlast: 103.7 t.

Das ist fast die doppelte Nutzlast wie beim chemischen Antrieb. Aaaber: Es kommt noch besser. Einmal gestartet, müsste man nur etwas mehr Treibstoff mitführen um zurück zur Erde zu fliegen und dann erneut eine Nutzlast mitzunehmen (mit weiterem Treibstoff, denn man dann einfach umpumpt). Dazu braucht man nur 3.7 t Treibstoff und die Rückreise geht auch fast 10 mal schneller (in weniger als 2 Monaten). Das reduziert die Nutzlast beim ersten Start zwar von 103.7 auf 100 t . Aber beim nächsten Start muss nur noch der Treibstoff und die Nutzlast in den Orbit gebracht werden.

Beim nächsten Start sieht die Massenbilanz dann so aus:

Solarzellen: 9.6 t
Tanks: 3.4 t
Ionentriebwerke: 1.5 t
Gesamt: Raumtransporter:13.5 t

Neue Nutzlast: 107.6 t
Neuer Treibstoff: 34.8+3.7 t
Tanks für neuen Treibstoff: 3.9 t
Gesamt: Zweiter Flug 150 t.

Ab dem zweiten Flug kann also eine Nutzlast von 107.6 t transportiert werden – die doppelte Nutzlast eines chemischen Antriebs. Vor allem rentieren sich dann aber auch die Investitionskosten für das Antriebsmodul. Die Solarzellen, die Ionentriebwerke, das alles ist ja nicht für Lau zu haben. Ich denke es wird einige Flüge geben, bis man ein Modul aufgeben muss. Das limitierende scheinen nach meiner bisherigen Kenntnis nicht die Solarzellen oder Ionentriebwerke selbst zu sein, sondern die Spannungskonverter, welche die Hochspannung erzeugen. Heute Typen haben eine Gesamtbetriebszeit von etwa 3-5 Jahren. Das würde immerhin 3-5 Flüge erlauben. (Oder man baut mehrere ein, nach ein paar Jahren nimmt die Listung der Solarzellen aber auch stetig ab).

Was kann man einsparen? Ich halte es für unwahrscheinlich, dass die Ares V signifikant billiger wird als eine Ariane 5 ECA, welche eine für kommerzielle Zwecke optimierte Rakete ist, mit relativ hoher Startfrequenz. Davon kostet ein Start rund 100 Millionen Euro bei rund 20 t Nutzlast. Die 7 mal größere Ares würde dann rund 700 Millionen Euro kosten. Schon bei einem einmaligen Transfer würden so 700 Millionen Euro an Transportkosten gespart werden. Ist der Raumschlepper billiger, gibt es eine Ersparnis. Bei angenommenen 3 Flügen transportiert ein Raumschlepper 2*107.6 t und einmal 99.3 t also 314.5 t, das entspricht 6 Flügen mit einem chemischen Antrieb und einer Ersparnis von 3×700 Millionen Euro = 2100 Millionen Euro.

Auf dem Mond würden von 106.9 t bei einem chemischen Antrieb (v=1900 m/s, Vspez=3100 m/s) noch 58.2 t an. Rechnet man 18.2 t für Landegestell, Triebwerk, Tanks und Behältnisse, so bleiben rund 40 t für die Nutzlast. Das ist eine ziemliche Menge. Nach dieser Meldung soll ein unbemannter Altair Lander 14 t zum Mond bringen und SpaceX will 1000 kg für 80 Millionen transportieren – Eine 40 t Nutzlast hätte somit einen Wert von rund 3200 Millionen Dollar. Die Vorteile für den Lastentransport liegen also auf der Hand.

6 thoughts on “Mit Ionentriebwerken zum Mond

  1. Nun mal ein ketzerische Gedanken. Warum muss die Energieumwandlung von Sonnenlicht in elektrische Energie in dem Fahrzeug mit dem Ionenantrieb stattfinden? Die Elektroloks der Bahn greifen doch auch auf externe Kraftwerke zu. Ich habe einmal in einem Buch über Solarkraftwerke im Orbit, und eine Mikrowellenübertragung zur Erde gelesen. Ich halte dies für überzogen, da der Transportaufwand von der Erde in eine Umlaufbahn gewaltig ist. Anders sieht es allerdings aus, wenn die Energie auch im Weltall gebraucht wird. Nehmen wir einmal an, dass ein Satellit oder ein Versorger mit Ionentriebwerken beschleunigt werden soll. Zurzeit müsste er die Solarzellen für die Energieversorgung jeweils mit beschleunigen, was das Beschleunigungsvermögen reduziert. Stellen wir uns jetzt vor, dass sich die Solarzellen für die Energieversorgung auf einem Energiesatelliten, zum Beispiel im LEO befinden. Die Energieübertragung zum Ionentriebwerk würde über eine Mikrowellenverbindung stattfinden. Die zu beschleunigende Masse des Raumfahrzeugs bestünde aus Treibstofftank, Ionentriebwerk, Empfangsantenne und Nutzlast.

    Eines der Probleme dieser Lösung ist sicherlich, dass mit wachsender Entfernung des Raumfahrzeugs vom Energiesatelliten die Verluste wachsen und gleichzeitig der Aufwand zur Ausrichtung der Antennen steigt. Weiterhin ist es problematisch, dass das Raumfahrzeug nur eine begrenzte Zeit in Sichtweite des Energiesatelliten ist.

    Der Vorteil ist, dass nicht die schweren Solarzellen jedes Mal mit beschleunigt werden müssen, auch muss nicht jedes Raumfahrzeug eigene Solarzellen ins All mitnehmen. Der Energiesatellit könnte als Energiequelle für die verschiedensten Raumfahrzeuge dienen.

  2. Die Übertragung von Mikorwellen hat den Nachteil, dass eine Empfangantenne mehr als einen Quadratkilometer groß sein muss, außer die Sendenantenne ist sehr groß, doch dann gibt es das Problem bei der Sendeantenne. Ein Satellit der Energie zu einem anderen Satellit sendet ist keine gute Lösung, denn zum einen wiegen die Solarzellen ja nicht so viel, zum anderen ist er ja nur kurzzeitig vom LEO Satelliten anfunkbar. Wenn dann wäre es wohl sinnvoller vom erdboden aus die Energie abzusenden.

    Was natürlich noch geht und was ich unterschlagen habe, ist eine klassische Wärmkraftmaschine nach dem Carnot Zyklus. Diese wurde schon in den 70 er Jahren postuliert, hat einen Wirkunggrad von etwa 35 % und ist wahrscheinlich billiger (man braucht große Flächen die von einem fluidum durchflossen werden, dass sich erhitzt) und soll bei großen Leistungen sich lohnen. Alternativ gehen auch Parabolspeiegel oder ähnliche Konstruktionen.

  3. Solche Solar Thermische Kraftwerke waren für „Freedom“ entworfen und entwickelt, es fehlt nur Test in Orbit
    und NEIN, keine Kernreaktor vorschlage ! für die Leistung die sie bringen müssen sind sie zu schwer (mit Schutzschild)

    zur Landung von 107 T auf Mond oberflache hatte Krafft Ehricke diese Idee.
    die Nutzlast sinkt langsam zur Mondoberfläche und bremst langsam ab
    bis die Nutzlast wie Flugzeug in staub landet
    frage: kann dies mit Ionentriebwerk gemacht werden ?

    gibt ne alternative bei Chemische Antrieb ?
    es gab mehre Studien zu niedrig Energie Transfer orbits zum Mond
    die Nutzlast wird nur mit 3092 m/s von erdorbit zum Mond
    es dauert mehre hunderte Orbits bis Nutzlast von Mond eingefangen wird
    mit 621 m/s geht Nutzlast in Mond Orbit, Delta-V = 3713 m/s
    Flugzeit 5 Jahre !
    das Ionentreibwerk ist in Fracht oder Langstrecke dem Chemisch haushoch überlegen.

    nein NERVA Nuklear Raketen sind auch keine Alternative zu Ionentreibwerk
    teuer, gefährlich und die Wartung und nachtanken in Orbit immer noch ungeklärte frage.

  4. Nein man kann nicht „sanft“ landen. Weil zur Landung die Orbitalgeschwindigkeit auf 0 reduziert werden muss. Sobald die Kreisbahngeschwindigkeit aber unetrschritten ist fällt die Nutzlast auf den Mond und schlägt dort auf, wenn die Geschwindigkeit nicht abgebaut wird. Das geht allerhöchstens bei sehr kleinen Himmelskörpern wie den Marsmonden.

  5. Zum Kommentar zwei ist anzumerken, dass die Quadratkilometer große Empfangsantenne bei der Übertragung von elektrischer Energie eines Satelliten aus einem geostationären Orbit zur Erde benutzt werden sollte. Bei einer Übertragung über eine kleinere Strecke wird selbstverständlich auch nur eine wesentlich kleinere Empfangsantenne benötigt. Wenn zum Beispiel der Abstand anstelle von 36.000 km nur 3600 km betrüge, dann wäre die Antenne 100 x 100 m groß. Weiterhin hängt die Größe der Empfangsantenne auch von der Richtwirkung der Sendeantenne ab. Der Laserstrahl der zum Beispiel zum Mond geschickt worden ist, hat auf dem Mond nur einen Durchmesser von wenigen Metern.

    Auch wenn die Empfangsantenne groß sein müsste, so könnte sie doch aus sehr dünner, leichter und billiger Plastikfolie bestehen.

  6. Also der Quadratkiilometer war eine Hausnummer. Ich habe nun nachgeschaut (Jesco von Puttkamer, „Der erste Tag der neuen Welt“ S.262: Die Empfangsantenne ist typischerweise 50 km² groß. Pro km² bträgt die Empfangsleistung 5000 MW. Die Sendeantenne im GEO Orbit hat 1 km² Größe. Ich meine das macht es unwiertschaftlich.

    Zum Laser: Laser als Antrieb für Raumsonden wurde schon propagiert. Das Problem ist nicht die Auffächerung (Korrektur: Auf dem Mond etwa 1 km Breite) sondern die Leistung. Es kommt ja hier auf die Dauerleistung an und die liegt heute bei 100 kw (http://www.pci.tu-bs.de/aggericke/PC4/Kap_III/Laser.htm).

    Der ganze Aufwand um die Masse von 9.6 t Solarzellen bei 150 t Gesamtmasse zu resuzieren? Wohl eher nicht.

Schreibe einen Kommentar

Deine E-Mail-Adresse wird nicht veröffentlicht.

Diese Website verwendet Akismet, um Spam zu reduzieren. Erfahre mehr darüber, wie deine Kommentardaten verarbeitet werden.