Reduktion der Kosten von Planetenmissionen

Verschiedene Kommentare, aber auch der letzte Blog von tp1024 brachten mich darauf ein Thema aufzugreifen, was ich sicher auch schon mal im Blog behandelt habe: Die Reduktion der Startkosten für Planetenmissionen. Bringen wir mal zwei Beispiele:

  • Eine Sojus transportiert rund 7000 kg in eine Erdumlaufbahn. Zu Venus und Mars (Venus Express und Mars Express) noch rund 1200 kg.
  • Eine Atlas V 551 hat eine maximale Nutzlast von 20500 kg und zu Pluto konnte sie gerade noch 500 kg transportieren.

Der Grund ist ganz einfach: Die hohe Geschwindigkeit die erreicht werden muss. Relativ zum Erdorbit sind es zu Mars/Venus rund 3.4-4.0 km/s und für einen Fluchtkurs aus dem Sonnensystem rund 9 km/s. Dann muss die Nutzlast am Planeten noch einen Orbit erreichen und benötigt dazu weiteren Treibstoff. In der Summe erhält man dann eine Trockenmasse von 500-600 kg bei einem Start mit der Sojus zu Venus oder Mars. Das ist weniger als ein Zehntel der Nutzlast in eine Erdumlaufbahn.

Der Ausweg?

Für mich liegt der Ausweg eindeutig in Ionenantrieben. Sie reduzieren den Treibstoffverbrauch radikal auf Kosten der Reisezeit. Doch dies ist bei Planetensonden mit ihren langen Flügen zum Ziel eigentlich nicht das Problem. Eine Alternative dazu (Swing-By Manöver) bewirkt ja auch einige Extrarunden im inneren Sonnensystem. Nun mag der geneigte Leser sagen „Ionenantriebe – das ist doch nichts neues! Gab es nicht schon Deep Space 1, SMART-1 und ist nicht gerade Dawn mit einem Ionenantrieb unterwegs?“ Ja, das ist richtig. Aber es gibt zwei Einschränkungen: Zum einen benutzten diese Raumsonden ihren eigenen Solargenerator und der Ionenantrieb war dazu mehr eine Ergänzung, vielleicht vergleichbar dem sonst eingebauten Antrieb um in eine Umlaufbahn einzuschwenken. Zum zweiten brachte die Rakete sie schon auf hohe Geschwindigkeit – bei DS-1 und Dawn auf Fluchtgeschwindigkeit und bei SMART-1 in eine GTO Bahn, also 0,8 km/s unter Fluchtgeschwindigkeit. Sie brauchen daher auch eine leistungsstarke Rakete und die zusätzliche Flugzeit (verglichen mit einer energiearmen Hohmann Transferbahn) ist recht lang.

An was ich denke ist eine standardisierte Oberstufe, mit Möglichkeiten zur Anpassung an variable Geschwindigkeiten und Nutzlasten. Mein Ziel: Start mit einer Vega (oder einem anderen Träger der 2 t Nutzlastklasse wie der Rockot, PSLV oder Dnepr) und 500-1000 kg reine Nutzlast zu den inneren Planeten oder den Asteroidengürtel.

Als Referenzmission habe ich die Beförderung von 750 kg Nutzlast in einen 250 km hohen Venus Orbit gewählt. Eine Sojus transportiert rund 1300 kg in einen Venus Transferorbit, Im Orbit sind dort noch 700 kg übrig, wobei man aber noch 100-150 kg für das Antriebssystem abziehen muss, das bei unserer Lösung entfällt. Dabei habe ich die Angaben von Venus Express übernommen, der aus dem erreichten 250 x 66000 km mittels Aerobraking dann einen endgültigen Orbit erreichen muss. Es ist also nicht ganz vergleichbar. Trotzdem ist diese Lösung ist um rund 150-200 kg besser und kommt mit einer kleineren Rakete aus.

Das Konzept

Um die Stufe universell einzusetzen, muss sie anpassbar sein. Daher sieht mein Konzept eine Struktur vor, die bis zu 49 RIT22 Triebwerke aufnimmt. Werden weniger benötigt, können einfach welche weggelassen werden. Das gleiche gilt für die Xenon Tanks, die jeweils 100 kg wiegen und bis zu 80 kg Xenon aufnehmen. Je nach Geschwindigkeitsbedarf können davon mehrere mitgeführt werden. Das gleiche gilt für den Solargenerator: Je nachdem wie schnell es gehen soll, oder wie groß die Nutzlast ist, kann er vergrößert oder verkleinert werden, indem Panels weggelassen oder hinzugefügt werden.

Zuerst mal der Geschwindigkeitsbedarf und damit Treibstoffbedarf für die Mission. Bei klassischen Hohmannbahnen fallen folgende Manöver an:

Manöver Geschwindigkeit
Erdumlaufbahn -> Fluchtgeschwindigkeit 3154 m/s
Fluchtgeschwindigkeit ->Venus Transferbahn 2495 m/s
Venus-Transferbahn -> Venus Fluchtgeschwindigkeit 2707 m/s
Venusfluchtgeschwindigkeit –> Venusumlaufbahn 2975 m/s

Bevor nun Kommentare von Laien aufkommen: Bei einem chemischen Antrieb sieht es viel günstiger aus, weil dann die Geschwindigkeitsvektoren addiert werden können (Stichwort: hyperbolischer Exzess). Die Geschwindigkeiten gelten auch nicht so für Ionenantriebe, weil dieser die Bahn laufend ändert. Ich übernehme daher die Faustformel von H.O. Ruppe in einer Planetenumlaufbahn nochmals 20 % zu addieren. In der Sonnenumlaufbahn ändert sich die Distanz kaum, so dass hier keine Änderung nötig ist. Das führt uns zu einem Gesamtgeschwindigkeitsbedarf von rund 12600 m/s. Bei dem spezifischen Impuls von 44100 m/s (4500 s) des RIT22 und einem Startgewicht von 2.200 kg (maximal 2.250 kg Nutzlast einer Vega für eine 500 km hohe Erdumlaufbahn) benötigt man dann rund 547 kg Xenon, bei einer Füllmenge von 80 kg pro Tank also 7 Tanks (maximal 560 kg Xenon). Damit wiegt das Treibstoffsystem 700 kg und ist für einen Geschwindigkeitsbedarf von rund 12970 m/s ausgelegt.

Die Struktur der Stufe selbst (ohne Triebwerke) soll 150 kg wiegen. Abzüglich der Nutzlast verbleiben dann noch 600 kg für Solargenerator und Triebwerke. Bei dieser Mission ist eine optimale Konfiguration eine mit 36 Triebwerken. Da ein Triebwerk des Typs RIT-22 genau 7 kg wiegt, bleiben noch 348 kg für den Solargenerator. Solargeneratoren haben heute eine Leistungsdichte von 300 W/kg. So beträgt die Leistung 104.4 kW bei der Erde und 199,5 kW bei der Venus (Betrieb von 39 bzw. 20 Triebwerken ohne Degradation der Solarzellen).

Daraus ergibt sich folgende Betriebszeit (bei Erde und Venus ohne Zeiten im Schatten):

Manöver Geschwindigkeit
Erdumlaufbahn -> Fluchtgeschwindigkeit 31 Tage
Fluchtgeschwindigkeit ->Venus Transferbahn 19 Tage
Venus-Transferbahn -> Venus Fluchtgeschwindigkeit 11 Tage
Venusfluchtgeschwindigkeit -.< Venusumlaufbahn 16 Tage

Deutlich sichtbar: Bei entsprechend hoher Leistung wird die Betriebszeit der Ionentriebwerke recht klein. Selbst mit der Zeit im Schatten kann man die Mission in rund 4 Monaten durchführen. Das ist recht wenig, wenn die Raumsonde Aerobraking einsetzen würde, dann würde dies länger dauern. (Würde man aus der ersten Umlaufbahn chemisch in die 250 km Bahn abbremsen, so würde die Nutzlast auf unter 300 kg sinken – nur um die Nachteile des chemischen Antriebs bei hohen Geschwindigkeitsanforderungen zu illustrieren).

Die Steuerung der Stufe sollte durch die Raumsonde erfolgen. Sie verfügt über einen Bordrechner, Navigationseinrichtungen und Kommunikationsmöglichkeiten. Im Idealfall gibt es einfach einen elektrischen Stecker, der die Signale zur Stufe durchschlieft. Es kann die Stufe dann permanent mit der Raumsonde verbunden bleiben, um auch in Zukunft Kurskorrekturen durchzuführen und den Strom zu liefern (sie braucht dann keinen eigenen Solargenerator, was zusätzlich Gewicht einspart), oder man trennt sie ab, wenn sie nutzlos ist (z.B. bei Missionen zu Jupiter und äußeren Planeten). Für unsere Venusmission wäre die erste Möglichkeit vorzuziehen. Sie verbilligt auch die Venussonde und würde massig Strom (z.B. für leistungsfähige Sender, RADAR) zur Verfügung stellen.

Zusammenfassung

Die folgende Tabelle informiert über die Vor und Nachteile einer konventionellen Lösung und des Ionenantriebs

Chemischer Antrieb Ionenantrieb
Startgewicht in einen 500 km hohen Orbit 7000 kg 2200 kg
Nutzlast in den Venusorbit 550 kg 750 kg
zusätzliche Reisezeit 0 Tage 110 Tage
Weitere Besonderheit Nur elliptischer Orbit,
Aerobraking nötig oder weitere Nutzlastreduktion
Solargenerator und Antriebssystem des Satelliten kann eingespart werden,
Variation der Reisedauer

Zu beachten ist, dass diese Angaben variiert werden können. Der Treibstoffbedarf hängt vom verwendeten Triebwerk und seinem spezifischen Impuls ab. Das Gewicht wiederum vom spezifischen Impuls. Der wiederum von der Spannung, die wiederum die benötigte Leistung bestimmt. Zusätzlich kann man Nutzlast erhalten, wenn man die Reisedauer verlängert. Halbiert man im vorliegenden Beispiel die elektrische Leistung, so wird der Solargenerator um 174 kg leichter und es können 18 Triebwerke eingespart werden, die weitere 126 wiegen. Bei einer verdoppelten Reisezeit (rund 220 Tagen) steigt so die Nutzlast um 300 kg auf 1050 kg.

Bei anderen Missionen (Mars, Mond, Asteroiden) ist mehr oder weniger Treibstoff nötig, in der Regel weniger Triebwerke (so viele sind nur nötig, weil wir den zusätzlichen Strom bei der Venus ausnutzen wollen) und eventuell muss der Solargenerator größer sein (Missionen ins äußere Sonnensystem). Daher auch mein variabler Ansatz mit unterschiedlichen Triebwerkszahlen und zugeladenen Tanks. Prinzipiell wären damit auch Missionen ins äußere Sonnensystem möglich. Dazu im nächsten Blog mehr.

Basiskonzept Basiskonzept mit längerer Reisezeit
Nutzlast: 750 kg 1050 kg
Struktur 150 kg 150 kg
Xenon Tanks 700 kg (560 kg Füllmenge) 700 kg (560 kg Füllmenge)
Triebwerke 36 (252 kg) 18 (126 kg)
Solargenerator 348 kg (104.4 kW) 174 kg (52.2 kW)
Betriebszeit 10 Tage 220 Tage

Eine solche Stufe erfordert natürlich zuerst einmal Anfangsinvestitionen. Sie muss erst mal entwickelt werden. Die Kosten werden dann aber durch Flüge hereinbekommen. Sie wird um so attraktiver, je höher der Geschwindigkeitsbedarf bei chemischen Antrieben ist oder je länger deren Missionen dauern (z.B. wegen Swing-Bys) – denn auch die Missionsüberwachung kostet zweistellige Millionenbeträge pro Jahr. Der nächste Blog wird dann den Einsatz für den Flug ins äußere Sonnensystem beleuchten.

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