Mit dem Ionenantrieb bemannt zum Mars?
Ich möchte mich heute mal mit der Möglichkeit eines Ionenantriebs für eine Marsexpedition befassen. Zuerst einmal warum? Nun es gibt einige Gründe dafür. Das erste ist der Zeitplan einer Marsexpedition. Sie besteht aus mehreren Teilen. Welche das hängt von dem genauen Design ab. Aber so könnte eine konventionelle Planung aussehen:
- Ein Flug bringt das Marshabitat (die Behausung und das Labor für den Marsaufenthalt) zum Mars. Es landet direkt ohne vorher in eine Umlaufbahn einzutreten.
- Ein Flug bringt die Kapsel für die Landung auf der Erde, aber auch zum Verlassen des Mars mit einer Raketenstufe zum Mars. Auch hier ist eine direkte Landung möglich
- Ein Flug beinhaltet den Transfer der Besatzung zum Mars und zurück zur Erde. Dazu benötigt man eine ausreichend große Behausung sowie eine Raketenstufe zum Abbremsen in den Marsorbit und Rückstart zur Erde.
Das ist das Minimum das benötigt wird. Insbesondere der letzte Flug benötigt viel Treibstoff, sodass er eventuell zwei Flüge ausmacht (Raketenstufe + Landekapsel und Station). Ein weitere Flug kann nötig werden für die sperrige Ausrüstung wie Fahrzeuge, Bohrer, sowie für Vorräte (Wasser, Gase etc.). Das sind 3-5 Flüge einer Schwelastrakete. Je nach Plan liegen so die Transportmengen in eine Erdumlaufbahn zwischen 615 und 1000 t.
Das meiste davon ist bei einer chemischen Stufe Treibstoff. Eines Ares V transportiert z.b. 187,7 t eine Erdumlaufbahn. Beschleunigt auf 11.500 m/s sind es noch 67 t. Ionentriebwerke können die Nutzlast gravierend erhöhen. Das ist der erste Grund. Ein zweiter ist genauso wichtig: Die Starts können zeitlich entzerrt werden. Selbst wenn die Hälfte der Starts ein Startfenster vorher erfolgen (schon alleine anzuraten, um ein funktionierendes Labor auf der Marsoberfläche zu haben), so müssen doch 2-3 Starts in einem Startfenster von 4-6 Wochen Dauer durchgeführt werden. Bei einem Ionenantrieb kann zuerst die Erdumlaufbahn verlasen werden und dann, wenn der Zeitpunkt für die Opposition gekommen ist zum Mars aufgebrochen werden. Da der Antrieb sowieso über Monate arbeitet machen einige Wochen Pause nichts aus – der Treibstoff kann auch nicht wie flüssiger Wasserstoff verdampfen.
Doch nun zur Berechnung. Bei kurzer Betriebsdauer wäre sogar der bemannte Flug mit Ionentriebwerken durchführbar. Allerdings – das wird dieser Artikel zeigen, wird es problematisch werden, die benötigte kurze Reisezeit zu erreichen, da ein zu langer Aufenthalt im irdischen Strahlungsgürtel nicht erwünscht ist.
Ich nehme mal an es wird die Ares V eingesetzt. Ihre Nutzlasthülle hat 10 m Durchmesser, davon sind 9 m nutzbar. Zuerst einmal wie viele Ionentriebwerke sind da möglich? Das RIT-22 Triebwerk hat einen Durchmesser von 30 cm. Rechnet man noch 1/3 der Fläche für Zwischenräume ab, So können 675 Triebwerke mit einer Leistung von 101,25 N und einem Stromverbrauch von 3.375 MW installiert werden. Größere Triebwerke bringen keinen Vorteil, da bei Ionentriebwerken der Schub von der Austrittsfläche abhängig sind. Eine Verbesserung ist der Einsatz einer weiteren Beschleunigungsstufe, wie experimentell beim DS4G erprobt. Dann kann ein Triebwerk mit derselben Austrittsgröße 2,5 N anstatt 0,15 N Schub erzeugen, bei einem Stromverbrauch von 250 anstatt 5 kW. Der Platz reicht also für Ionentriebwerke vollkommen aus.
Problematisch wird es aber den Strom zu erzeugen. Auch hier: Ausgangsbasis bestehende Technologie. Erreicht wurden hier 180 W/kg. Doch problematischer ist das Volumen. Das Solararray der Raumsonde Dawn besteht aus 10 Panels von 2,2 x 1,6 m Größe. Bei 2 cm Dicke zeigt sich bald, dass hier die Größe limitiert ist. Die Ares könnte 6 x 6 m große Panels transportieren. Davon 300 Stück pro Doppelflügel. Das ist eine Fläche von 10.800 m², die rund 3,16 MW liefern. Zwei Doppelflügel dann 6,32 MW. Das reicht für die herkömmlichen Ionentriebwerke, jedoch nicht für den Strombedarf von Ionnetriebwerken des Typs DS4G. Zudem steigt dann auch das Gewicht rapide an. Experimentell sind aber schon Energiedichten von 300 W/m² erreicht worden. 1000 W/kg sollen in einigen Jahrzehnten (vorher findet sowieso kein Start zum Mars statt möglich sein)
Ein Rechenbeispiel:
erreicht soll eine Geschwindigkeit von 8 km/s werden ( 4 km/s solar, 4 km/s Fluchtgeschwindigkeit von der Erdumlaufbahn aus). Daraus ergeben sich aus den obigen Zahlen folgende Parameter:
- Startgewicht: 187,7 (Ares V Referenz)
- Treibstoff: 31,2 t
- Tanks: 3,2 t (10 % der Treibstoffmasse)
- Triebwerke: 4,8 t (675 x 7 kg, RIT-XT)
- Struktur: 4,8 t (100 % der Triebwerksmasse)
- Solararrays:20 t (3,6 MW mit 10 % Overhead)
- Nutzlast: 123,7 t (Vergleich: chemisch 67 t)
Bei einem Betrieb von 80.000 s am Tag ist ein Betrieb über 170 Tagen nötig, jeweils zur Hälfte in der Erdumlaufbahn und in der Sonnenumlaufbahn. Das ist ein durchaus akzeptabler Zusatzaufwand, selbst wenn 80.000 s pro Tag recht optimistisch sind. Bei rund 730 Tagen zwischen zwei Startfenstern ist der Zeitaufwand auf keinen Fall missionskritisch.
Für bemannte Missionen mag es wünschenswert sein die Betriebszeit zu minimieren. Setzt man vier Doppelflügel und das DS4G ein, so resultieren folgende Randparameter:
- Startgewicht: 187,7 (Ares V Referenz)
- Treibstoff: 7,8 t
- Tanks: 0,8 t (10 % der Treibstoffmasse)
- Triebwerke: 1,2 t (52 Stück, Gewicht zu 20 kg/Stück geschätzt)
- Struktur: 1,2 t (100 % der Triebwerksmasse)
- Solararrays: 70,4 t (12,64 MW)
- Nutzlast: 106,3 t (Vergleich: chemisch 67 t)
Leider beträgt auch hier die Reisezeit 148 Tage – der hohe spezifische Impuls macht einen viel höheren Stromverbrauch notwendig um den Schub zu erzeugen. Der Nutzen liegt hier eher darin, dass auch beim Mars in eine Umlaufbahn eingebremst werden muss und dann erneut zur Erde beschleunigt: Hier bringen Ionentriebwerke bedeutende Gewichtseinsparungen allerdings verbunden mit einer längeren Zeit in der interplanetaren Umlaufbahn und bei der erde im Strahlungsgürtel (dies ist jedoch beim Start nicht so kritisch, da hier noch die Wasservorräte voll sind und so die Besatzung bei der Passage in Schutzräumen innerhalb der Wassertanks sich aufhalten könnte – unbequem aber nicht gefährlich.
Nun welches Lied passt zu dem Artikel? Mir fällt da natürlich Major Tom ein. Aber da es ja was persönliches sein soll: Für David Bowies „Major Tom“ bin ich zu jung. Aber ich erinnere mich noch an die deutsche Version aus der Zeit der neuen deutschen Welle. Es war damals eines meiner Lieblingslieder und ich war auch ziemlich stolz darauf, dass Peter Schilling damit auch in den USA erfolgreich war. Peter Schilling verfasste noch einige Lieder mehr, die aber mehr und mehr untergingen, wohl auch weil sie zu „ökologisch“ waren wie Terra Titanic. Schade. Nur eines nehme ich ihm nicht ab: Das er sich nicht von Bowie hat inspirieren lassen. Eigener aussage zufolge soll er „Major Tom“ von Bowie nicht kennen….
Ansonsten noch was lustiges/ärgerliches. Ich habe mir mal über meinen Buchhändler das Gemini Buch und ATV Buch bestellt. Gestern war das Gemini Buch da, ich schlage es auf – und finde einen anderen BOD Titel über Strahlenterror. Ich habe es dann gleich zurückgegeben. Mal sehen was im ATV Buch drin ist… aber ärgerlich ist das schon. So was sollte nicht passieren. Hat irgendwer mal von mir ein Buch bekommen, bei dem was anderes drin war? Schließlich ist ja mein Motto „Wo Bernd Leitenberger drauf steht ist auch Bernd Leitenberger drin“
Ionentriebwerk sind interessant um missionzeiten verkürzen
so unter 450 tage bei 30 tage auf Mars
Hier stellt sich die Frage ob ein Nukleare Reaktor leichter ist ?
Vorlage Solararrays:
20 t (3,6 MW mit 10 % Overhead)
Alternative Nuklear Reaktor mit Brayton Zyklus Gasturbine
(4,0 MW Elektrisch 14,4 MW Thermisch, muss gekühlt werden )
44 t mit Radiator OHNE STRAHLENSCHUTZSCHILD!
man sieht wie die Solarzellen für einen Fortschritt machten in letzen Jahren
zur Passage durch im Strahlungsgürtel der erde gib mehre vorschlage
eins: große Stufe schiebt das Ionnenschiff durch den Gürtel
zwei: das Schiff macht Passage unbemannt
und kurz bevor es die Erdumlaufbahn verlast, dockt die Crew an mit Kapsel
Eine kurze Marsmission verspricht meiner Meinung nach keine Vorteile. Wenn ich schon Milliarden dafür ausgebe, dann will ich auch längere Zeit auf dem mars bleiben um ihn gut zu erforschen – 450 Tagen Gesamtdauer bei 30 Tagen Aufenthalt ist ein schlechtes Geschäft, verglichen mit 1000-1100 Tagen Flugzeit bei 500-600 Tagen Aufenthalt.
Nuklearreaktoren habe ich ausgeblendet, weil die Erforschung in den USA schon vor Jahrzehnten zum Stillstand kam, über die russischen weiss man kaum was und auch hier wurde seit 20 Jahren nichts mehr getan. Der Wirkungsgrad von knapp 30 % ist auch sehr optimistisch. Die bisher gebauten hatten nur 5-10%. Ich glaube auch nicht das es politisch durchsetzbar ist.
Es spring übrigens nichts dafür die Solarzellen auch bei Mars zu betrieben – man braucht eben doppelt so lange, aber das ist kein fundamentales Problem, die Zeit existiert oder man vergrößert die Fläche.
Die solare Ionenantriebsstufe mit den DS4G klingt sehr interessant, vor allem dann, wenn man sie recyclet! Letzteres geht recht einfach: Man beschleunigt nach dem Verlassen der Erdumlaufbahn erstmal nicht Richtung Mars, sondern Richtung inneres Sonnensystem, indem man gegen die Flugrichtung bremst. Folglich fällt man auf eine Ellipsenbahn, die – kein allzu großes Delta-V bzw. ein Delta-V in die richtige Richtung vorausgesetzt – nach einem halben Jahr wieder in Erdnähe vorbeiführt. Kurz vor der Erdpassage trennen sich die Ionenantriebsstufe und die Nutzlast. Letztere wird auf eine Bahn gelenkt, dass der Fly By an der Erde sie direkt auf Marskurs bringt. Die Ionenantriebsstufe führt hingegen ein Aerobreaking in oberen Atmosphärenschichten durch, um ausreichend Delta V abzubauen, damit sie wieder eingefangen wird. Es folgen dann noch weitere Aerobreaking-Durchgänge in zunehmender Höhe, bis die Antriebsstufe schließlich wieder auf der Ausgangsbahn (z.B. 250 km Höhe zirkular) angekommen ist, und bereit ist, die nächsten „Frachtauftrag“ entgegenzunehmen.
Einfach ist aber so ein Aerobreaking nicht. Man muss ja ein Delta-v in der Größenordnung von 1 km/s abbauen. Das geht nur mit einem thermischen Schutzschild, und die sind entweder empfindlich oder nicht wiederverwendbar oder beides. Und man müsste vorher auch die Solarpanele wieder zusammenfalten.
Alternativ führt die Ionenantriebsstufe die für die Rückkehr in die Ausgangsbahn nötigen Manöver mit ihrem eigenen Antrieb durch. Dafür werden geschätzte 4 Tonnen Treibstoff benötigt. Dennoch liegt die Nutzlast schon beim ersten Flug (wo Ionenantriebsstufe und eigentliche Mars-Nutzlast gemeinsam mit einer Ares V gestartet werden) über 100 t. Ab dem zweiten Flug steigt die Nutzlast auf über 170 t, denn es muss dann nur ein neuer Treibstofftank von ca. 16t (Tank Inhalt) für die Ionenantriebsstufe mitgeführt werden.
Auf diesem Weg können erstmal Habitate, Vorratslager, Rückkehrstufen etc. pp. auf den Weg zum Mars gebracht werden. Der letzte Flug ist der der Besatzung. Um hier die Zeit des Aufenthalts im Strahlungsgürtel zu minimieren, macht es Sinn, wenn das Transferhabitat unbemannt gestartet wird (war wohl eh so geplant?) und dann vom Ionenantriebsmodul bereits in eine stark elliptische Bahn gebracht wird (z.B. 200km x 200.580km). Die Besatzung startet mit einer kleinen Kapsel chemisch auf dieselbe Bahn (was „auf den Punkt“ passieren muss; verpasst man ein Startfenster, gibt es das nächste vier Tage später), koppelt mit dem Marsraumschiff, steigt um, und verlässt dank der Ionenantriebsstufe das Schwerefeld der Erde wenige Tage später Richtung Mars, ohne erneut in den Van-Allen-Strahlungsgürtel einzutreten.
Schlägt die Kopplung fehl, führt die elliptische Bahn die Startkapsel automatisch nach vier Tagen in Erdnähe zurück, und man braucht nur ein vergleichsweise kleines Bremsmanöver, um den Wiedereintritt in die Erdatmosphäre zu bewirken. Natürlich braucht die Transferkapsel hierfür einen Hitzeschutzschild. Der kann auch bei erfolgreicher Mission verwendet werden, um nach dem Rückflug vom Mars wieder auf der Erde zu landen.
Bei erfolgreicher Kopplung beginnt aber der bemannte Flug zum Mars. Das Ionenantriebsmodul bleibt gekoppelt und bringt damit das Marsraumschiff nicht nur zum Mars, sondern bremst es auch gleich in einen Marsorbit ein. Erst der eigentliche Marsabstieg erfolgt wieder mit chemischen Antrieben, wobei hierfür dank Marsatmosphäre nicht viel Delta-V nötig ist. Schwierig ist hingegen der Aufstieg von der Marsoberfläche zurück in den Orbit, wo dann das Rondezvous mit dem wartenden Marsraumschiff samt Ionenantriebsstufe erfolgt. Der dann folgende Rückflug zur Erde ist dann hingegen schon fast wieder Routine.
Einige Wochen vor der Ankunft an der Erde trennen sich Ionenantriebsstufe und Marsraumschiff. Kurz vor der Landung steigt die Besatzung zudem vom Raumschiff in die Kapsel um. Die Antriebsstufe aerobreakt in ein nützliches Orbit (oder bremst langsam mit dem eigenen Antrieb), während die Besatzung so tief in die Atmosphäre eintritt, dass sie landet.
Das Marsraumschiff verglüht bei der vorgenannten Missionsplanung beim unvermeidbaren Wiedereintritt. Wenn die Besatzung den letzten Tag vor der Landung in der Startkapsel zubringen kann, könnte man das Marsraumschiff auch mit der Antriebsstufe gekoppelt lassen. Ein Tag reicht nicht aus, um vom Mars kommend so stark zu bremsen, dass man im Erdorbit gefangen wird (es sei denn, man bremst schon die ganze Zeit vorher, was aber die Missionsdauer verlängert), aber er reicht locker, um statt Atmosphäreneintritt in 100 km Höhe in sicherer Entfernung der Atmosphäre vorbeizufliegen. Ein halbes Jahr später treffen sich Erde und Raumschiff-Antriebsstufen-Kombination wieder, und bis dahin kann die Antriebsstufe die nötigen Korrekturen für das Einfangen durchgeführt haben. Man kann sich vielleicht sogar gleich im genannten stark elliptischen Ausgangsorbit für die nächste Marsmission fangen lassen… Dorthin könnte auch eine andere Antriebsstufe, die die unbemannten Vorbereitungsflüge für die nächste Mission durchführt, schonmal einen vollen Treibstofftank für die Antriebsstufe postieren.
Fazit: Im Sinne von Kostensenkung und Risikominimierung ist eine solche Ionenantriebsstufe ihr Geld mehr als Wert. Selbst, wenn 5 der 50 Thruster ausfallen, sollten die Missionsziele alle erreichbar bleiben.
Allerdings ist die Ares V mit ziemlicher Sicherheit Geschichte. So ist es wahrscheinlich, dass man bei den Nutzlasten auf das beschränkt sein wird, was mit moderaten Modifikationen der Delta IV Heavy und der Atlas V HLV machbar sein wird. Das sind so ca. 25 bis 40 Tonnen. Das ist aber weniger dramatisch als es klingt, insbesondere dann, wenn man eine etwas leichtere Ionenantriebsstufe und vielleicht sogar deren Tanks vorab startet. Dann kann man immer noch bis zu 40 Tonnen „auf einmal wuppen“, was immer noch 3/5 dessen ist, was die Ares V direkt schaffen würde, und das zu einem Bruchteil der Kosten!
Kai
Bei Ionentriebwerken wie dem DS4G zum Mars sind solche komplexe Manöver wie sie Kai beschreibt nicht notwendig. Der Treibstoffverbrauch ist so gering, dass sie auch auf einer normalen Bahn zur Erde zurückkehren können und dort wieder in eine Erdumlaufbahn einbremsen können. der Treibstoffverbrauch ist dann ohne Nutzlast eben um 50 % höher, was aber trotzdem nur einige Tonnen sind.
Die Ares V diente nur als Rechenbeispiel. Irgend eine Rakete muss man ja annehmen – weniger wegen des Gewichts als vielmehr wegen der Abmessungen der Nutzlasthülle.
Ich hab mir viele Dokumente über das DS4G durchgelesen. Das es wohl möglich ist die Teile gut im Durchmesser zu Skallieren, siehts es für mich so aus als sind da durchaus 80cm Triebwerke drin, die hätten wohl bei 4MW Anschlussleistung 40N bei einem ISP von 190km/s
könnten aber wohl bei immer noch sehr gutem Wirkungsgrad bis 50km/s betrieben werden.
Mit den Solarzellen hätte ich eine andere Lösung im Sinn. Die eigentlichen Zellen als Dünnschicht auf einer dünnen Folie drauf und die dann auf eine Rolle drauf. Da man aber bei großen Flächen sicher nicht ohne Tragrahmen auskommt, diese erst im All montieren. Da es aber sehr unpraktisch in einem Raumanzug wäre, vorab einen großes Zylindermodul mit großer Drucktür in All schicken (Schwerlastrakete), damit man die Montage der dünnen Folien innen unter Druck vornehmen kann. Das Modul müsste natürlich recht lang und von großem Durchmesser und breiter Drucktür sein und natürlich auch recht lang.
Da ein Solarer Antrieb sicher keinesfalls mehr als 0,01G hat, können die Zellenrahmen sehr leicht konstruiert werden. Ich denke dann lässt sich auch heute schon Panels mit 1kW/kW in Erdnähe erreicht werden. Solche modernen Dünnschichtfolien, brauch wohl nur 0,1mm dick zu sein. Das bedeutet 10.000qm Folienvolumen pro Kubikmeter Folienrolle. Ich denke bei der kleinen Beschleunigung kommt man vielleicht sogar mit Tragstruktur auf unter 1kg/kW.
Mut 180 der Bauteil bin ich bei 500t Nutzlast zum Marsorbit gerade mal auch eine Gesammtmasse von 700t gekommen.
Plasma Triebwerke, insbesondere MPD und MPPD, sind sehr effektiv, es werden aber noch Jahrzehnte vergehen bis sie eine Zertifizierung für bemannte Flüge bekommen.
Für Marsflüge erwägt NASA nukleare Festkerntriebwerke von Pratt und Whitney, darüber sprach auch Jesco von Puttkamer in Moskau. Arbeiten sind im Gange, der erste technologischer Flug auf einer Atlas-5 soll um 2022-23 erfolgen. Wahrscheinlich gegenwärtig die beste Alternative.
Die Entwicklung des russischen nuklearen Antriebssystems TEM-1 MW für reguläre Mondflüge, hat sich als zu schwierig gezeigt (Insiderinformation). Gegenwärtig werden alternativen erwogen.
Ach, wenn doch alles so einfach wäre.
Mach dir mal den Spaß und gucke dir die Kabelage an einem normalen Solardach an.
Dann denkst du dran, wieviel effektiver deine Dünnschicht-Kollektoren sein sollen.
Und dann berechnest du mal das Gewicht dieser Zuleitungskabel bei deinen angenommenen fast 2 km² Solararray…..
Selbst wenn du die Kabel als Strukturelemente benutzt, bleibt von deiner Rechnung nichts übrig.
@Jewgeni-7:
Mich wundert sehr, dass nukleare Triebwerke nach dem „Nerva-Design“ plötzlich wieder auftauchen. Die haben so viele Probleme:
A) Aufgrund der geringen Dichte des Treibstoffs (reiner Wasserstoff) ist der Schub, der aus einem Treibstofftank eines gegebenen Volumens geholt werden kann, noch kleiner als bei herkömmlichen H2-O2-Raketen!
B) Die hohen anvisierten Betriebstemperaturen (3000 K) führen zu starkem Verlust von Spaltprodukten an das Arbeitsgas. Jeder Testlauf am Boden ist somit zwangsläufig eine riesige nukleare Sauerei.
C) Auch sonst ist der Strahlenschutz nicht einfach, insbesondere bei bemannten Nutzlasten.
M.E. sind nukleare Raketen vor allem dafür geeignete, Forschungsgelder abzugreifen.
Kai
Der ISP ist um 100 % grösser (950-1050s), reduziert somit die Masse eines Marskomplexes erheblich. Dazu reichen 3 Triebwerke mit 12-25 Tonnen Schub. Für Mondflüge reicht auch eine Methan Schwerlastträgerrakete.
Bei bemannten Flügen mit nuklearen Triebwerken, erhalten die astronauten mit heutigen Technologien keine Strahlenbelastung. So zumindest amerikanische Forscher von Los Alamos auf einer Konferenz.
Bei der Entwicklung des TEM-1-6 MW als auch von Festkerntriebwerken, geht es nur um die Senkung der Transportkosten.
@ulrich: den Zusammenbau dieser Strukturen könnten ja auch Roboter übernehmen, dann braucht man keinen Riesenzylinder.
Klar, ich verstehe, dass der ISP doppelt so hoch wie der von H2/O2 ist. Dafür beträgt die Treibstoffdichte nur ein Drittel der von H2/O2. Entsprechend müssen riesige Wasserstofftanks in den Orbit gebracht und deren Inhalt dauerhaft gekühlt werden! Auch sind die nuklearen Triebwerke dank des zusätzlich nötigen Reaktors schwerer als herkömmliche Triebwerke. Dem Gewinn des doppelten Isp steht somit der Verlust der erheblich größeren Strukturmasse gegenüber.
„Nur drei Triebwerke“ klingt erstmal machbar. Andererseits: Bei zusammen 20 Tonnen Schub (200 kN) und einem spezifischen Impuls von 900s reden wir von um die 2 GW thermisch, also der Leistung eines kommerziellen Siedewasserreaktors! Beim behaupteten Thrust-to-Weight-Verhältnis von 5:1 wiegen die genannten Triebwerke zusammen gerade mal 4 Tonnen, inklusive Gehäusen, Turbopumpen und den Düsen. Die Reaktoren kommen dann zusammen auf vielleicht 2 Tonnen. Das entspricht einer Leistungsdichte von 1 MW/kg. Eine Herdplatte mit dieser Leistungsdichte dürfte gerade mal 1 bis 2 Gramm wiegen! Die Leistungsdichte kommerzieller Kernreaktoren beträgt nur einen Bruchteil dieses Werts. Und schon bei letzteren gab es genügend Störfälle beim Betrieb. Wo will man genannten Triebwerke mit 20 Tonnen Schub also sicher testen?
Schließlich kommt hinzu, dass sich alle Teile einer Marsmission auch mit dem bereits bewährten solar-elektrischen Antrieb durchführen lassen. Einzige Ausnahme ist die Reise der Crew durch den Van-Allen-Gürtel. Diese soll so schnell wie möglich erfolgen, so dass hier ein chemischer Antrieb nötig ist. Doch muss dieser chemische Antrieb nur eine kleine, gut geschirmte Kapsel auf (fast) Fluchtgeschwindigkeit beschleunigen. Vorher hat nämlich das solar-elektrische Modul das Wohnhabitat schon auf eine hochelliptische Bahn gebracht, die die Crew mit ihrer Kapsel auch erreicht, dann an das Wohnmodul andockt, dorthin umsteigt, und dann mit Hilfe des solar-elektrischen Moduls Kurs auf den Mars nimmt.
Kai
Machen wir kurz, die Berechnungen von NASA als von Roskosmos für eine bemannte Marsmission:
Startmasse mit chemischen Antrieben zwischen 1200-1700 Tonnen.
Startmasse mit nuklearen Antrieben zwischen 550-750 Tonnen.
In einer Variante sind 7 SLS Starts notwendig. Für den Wohnhabitat für 540 Tage Marsaufenthalt und Landemodul sind 4 und für Astronauten 3 SLS Starts vorgesehen. Eine sehr komfortable Mission.
Mit TEM-25 MW (Plasmaantrieb von RKK Energia) um die 500 Tonnen. Geringe Nutzlast.
Mn hat das ja schon mal untersucht als man eine nukleare Stufe für die Saturn erwog. Die Vorteile sind nicht so groß wie man denkt:
S-IVB NERVA Stufe
Startmasse 121200 kg 53694 kg
Leermasse 12200 kg 10429 kg
Schub: 912 kN max. 266.8 kN max.
Brennzeit: 475 s 1250 s
spez. Impuls 4180 m/s 7840 m/s
Nutzlast Mars 39000 kg 54500 kg
@ Bernd Leitenberger
Nur,
spez. Impuls von 7840 m/s kommt heute nicht in Frage. Ich habe die ganzen NASA Dokumente und Berechnungen, die neuen Triebwerke sollen einen spez. Impuls zwischen 950 bis 1050s haben.
Neben den ganzen genannten Gründen für oder gegen nukleare Antriebsstufen gab es doch noch einen anderen Grund weshalb man damals in den 60ern Pläne wie NERVA oder andere Überlegungen eingestellt hat: Verträge zur atomaren Abrüstung die auch diverse nukleare Aktivitäten im Weltraum untersagen bzw. schwieriger machen. Imho ist es auch heute noch so dass es aufgrund diverser Verträge rechtlich gar nicht möglich ist derartige Programme durchzuführen? Da müssten erstmal die rechtlichen Rahmenbedingungen geschaffen werden? Abgesehen davon, ich möchte gar net wissen wie viele Proteste (aus Poltik und Gesellschaft) die Tests der Triebwerke auf der Erde und deren Transport in den Orbit verursachen würden! Schon als Cassini mit seinem kleinen RTG sich beim Swing By an der Erde näherte gabs ziemlich (irrationale) Protestbewegungen. Was wird da los sein wenn ein Festkerntriebwerk mit einer chemischen Rakete hochgeschossen wird mit der natürlich vorhandenen Möglichkeit eines Fehlstarts und das das Triebwerk dann mit all seinem radioaktiven Material sich in der Erdatmosphäre verteilt? Nun das Risiko wird sicher kalkulierbar sein und ich denke dass so ein Triebwerk sogar die Explosion einer Rakete beim Aufstieg und den Sturz zurück auf die Erde übersteht ohne Schaden, aber bei nuklearen sachen reagieren menschen und Politiker häufig sehr dünnhäutig…
@ Kai Petzke
Heute ohne Bedeutung, deine Zahlen sind aber nicht korrekt, nur einige:
Triebwerk Thrust (klbf) = 25
Engine Thrust-to-Weight = 3,5
Specific Impulse = 941s
Reaktor bei 564 Fuel Elements:
Active Fuel Length =132 cm
Effective Core Radius = 29,5 cm
Engine Radius = 49,5 cm
Es ist doch selbstverständlich das ein Marsraumschiff mit chemischen Antrieb ein sehr grosse Strukturmasse hat, braucht auch ganz anderen Schub. Ja, wir brauchen auch mehr Raketenstarts, geht extrem auf die Kosten. Nicht umsonst entwickelt Mask einen Träger bis 380 Tonnen Nutzlast.
B) „Die hohen anvisierten Betriebstemperaturen (3000 K) führen zu starkem Verlust von Spaltprodukten an das Arbeitsgas. Jeder Testlauf am Boden ist somit zwangsläufig eine riesige nukleare Sauerei.“
Warum nicht auf einsamen Inseln testen?
„Was wird da los sein wenn ein Festkerntriebwerk mit einer chemischen Rakete hochgeschossen wird mit der natürlich vorhandenen Möglichkeit eines Fehlstarts und das das Triebwerk dann mit all seinem radioaktiven Material sich in der Erdatmosphäre verteilt?“
Wenn die FLugbahn weitestgehend über das Meer führt, sind Unfälle doch wenig problematisch. Ein Reaktor in 5000m Tiefe beeinflusst uns Menschen eigentlich nicht.
Viele Grüße
Niels
Knackpunkte der Plasmaantriebe ist die lange Beschleunigung um die Erde, die kann Tage, Wochen als auch Monate betragen, je nach Leistung und Nutzlast. Für die Beschleunigung und V zum Mars brauchen wir 30-40 % des Treibstoffes. Hier sind neue technologische Lösungen für das Problem aber erforderlich.
Triebwerke mit sehr hoher Leistung (bis 450 km/s) und hohen Schüben erfordern hohe Ströme, dadurch auch sehr hohe Belastung der Materialien. Die Leute von der Stanford Universität haben schon Triebwerke (Lösungen) entwickelt, mit denen wir den Mars in 10 Tagen (je nach Nutzlast) erreichen. Dazu sind ua. folgende Parameter notwendig:
– Schub von 10 Newton
– Beschleunigungspotential von 50 KW
– Ausgangsstrom von 30 Ampere
– Treibstoff Kseon von nur 40 kg
In einer anderen Entwicklung haben wir ein 1000 KW Triebwerk bei 80 KW und 12 Ampere = 430km/s.
Ja, das ist schon enorm, es ist aber auch fraglich wann wir so ein Flug auch erleben, ganz zu schweigen von der Belastung der Materialien. Die Entwicklung von Atomreaktoren für Antriebe bis zu einer Alfa=1 ist aber möglich, schon 2011 präsentierte Hyperion interessante Lösungen mit einer Alfa=2.