Ionenantriebe als Apogäumsantrieb

Ich habe mich ja schon mehrfach mit Ionenantrieben beschäftigt. Wenn es um den Transfer in den GEO geht, dann habe ich mich immer für den vollen Weg, also vom LEO und in den GEO ausgesprochen. Nun scheint es so zu sein, dass die ersten Satelliten gebaut werden die Ionenantriebe als Ersatz für einen Apogäumsmotor einsetzen. Zeit sich mal damit zu beschäftigen. Zuerst einmal: warum habe ich mich bisher damit nicht beschäftigt. Die Antwort ist relativ einfach: Bei einem Ionenantrieb ist der Treibstoffverbrauch vernachlässigbar gering. Stattdessen werden größere Solarzellen benötigt und auch Triebwerke. Dieses Zusatzgewicht ist immer gegeben, egal ob man nun die halbe Stecke zurücklegt oder die ganze. Dagegen sinkt ja die Nutzlast schon auf ein Drittel ab, wenn man vom LEO in den GTO geht. Der Vorteil der Gewichtseinsparung ist also kleiner.

Fangen wir mal an es durchzurechnen. Hier folgende Basisdaten:

  • Geschwindigkeitsdfferenz: 1.800 m/s (GTO-> GEO + 20% beim chemischen Antrieb)
  • Zeit: 6 Monate, 60.000 s pro Tag (ein Betrieb am Perigäum würde die Bahn anheben und ist daher zu vermeiden)
  • Trockengewicht des Satelliten: 893 kg

Das Trockengewicht habe ich vom aktuellen ESA Bulletin genommen. Es ist das vom Satelliten Hylas, der beim Start 2541 kg wiegt und trocken 1099 kg. Doch dieses Trockengewicht umfasst ja auch das leere Antriebssystem (Tanks, Druckgastanks, Triebwerke). Nimmt man für dies einen typischen Strukturanteil von 12,5 % an (Voll/Leermasse = 8), so erniedrigt sich die Trockenmasse um 206 kg.

Nun was brauche ich?

Eine kleine Simulation zeigt, dass zwei Triebwerke des Typs RIT-XT in 128 Tagen den Transfer durchführen können – oder eben noch mehr kleinere Triebwerke, mit denen dann auch die 180 Tage möglich sind.

Der Solargenerator muss dann 10 kW Leistung für die Triebwerke liefern. Selbst wenn ich annehme, dass ich sie zusätzlich zu den Solarzellen installieren muss (in der Praxis wahrscheinlich nicht nötig für einen Teil der Leistung, da die Sendern nicht aktiv sind. Wenn ich konservative 80 Watt/kg nehme sind das 125 kg mehr. Bei heute möglichen 180 W/kg sogar nur 56 kg.

Der Treibstoff macht dann recht wenig aus – es sind nur 52 kg. Selbst mit Tanks sind es dann weniger als 60 kg. Die Triebwerke wiegen einzeln 7 kg pro Stück, doch selbst mit Infrastruktur und zusätzlichem Treibstoff für die Lagereglung (die ja beim Vorbild auch dabei ist) kommt man so auf ein Gesamtgewicht von rund 1.350 kg, also 43% weniger als beim Vorbild.

Warum kommt es erst jetzt und in dieser Form? Nun es gibt sicher mehrere Gründe. Das eine ist, das bisher die Satelliten schwerer wurden und es immer genügend Träger gab um sie zu starten. Zuerst gab es immer neue, schubstärkere Modelle, dann kamen die russischen Modelle auf den Markt. Nun sieht es aber nicht so aus als würde dies in der Zukunft so weitergehen. Eine neue Oberstufe für die Proton ist seit Jahren angekündigt. Nicht passiert. Russland kassiert das Geld für die Starts investiert aber nichts. Auch die Angora lässt seit 10 Jahren auf sich warten. Derzeit ist das Maximum für den Start auf mehreren Trägern bei 6 t. Darüber hinaus kann nur noch die Ariane 5 die Satelliten transportieren wobei man in diesem recht konservativem Geschäft zurückschreckt, denn wenn dann mal Ariane 5 am Boden ist, betrifft dass dann alle Satelliten mit mehr als 6 t Masse.

Die Ionentriebwerke erlauben es nun größere Satelliten zu starten (Nettomasse) ohne die Bruttomasse von 6 t zu überschreiten.

Das zweite ist die immer größere Lebensdauer. Satelliten haben heute Betriebszeiten von 15 Jahren. Das Problem: In der geostationären Umlaufbahn ist der Satellit nicht wirklich stationär. Es müssen dauernd Positionskorrekturen erfolgen. Diese benötigen Treibstoff und der Anteil für diesen Lageregelungstreibstoff ist immer größer geworden. Bei Hylas beträgt der Anteil 56,7%. Wenn man die Trockenmasse hinzurechnet sind es sogar 64,8%. Ich sah in den Startmanifests auch schon Satelliten, die zu zwei Dritteln aus Triebstoff bestanden. Wenn die Lebensdauer weiter ansteigt wird dieser Anteil immer größer. Ionenantriebe brauchen viel weniger Treibstoff und damit ist eine längere Betriebsdauer möglich. Als weiterer Vorteil benötigten die Ionentriebwerke mehr Leistung als heute Solargeneratoren liefern. Während des Betriebs wird diese Leistung zwar auch benötigt, aber nur kurzzeitig für ein Triebwerk und nicht mehrere. Diese Leistung steht dann für den Betrieb der funktechnischen Nutzlast zur Verfügung. Damit sind leistungsstärkere Sender möglich mit höheren Datenraten.

Zum Glück für Arianespace plant man nicht den LEO -> GEO Transfer. Denn dieser würde Folgen haben. Es würden noch weitaus kleinere Träger ausreichen und der Hauptnachteil russischer Träger, dass durch die nördliche Startbasis die Nettonutzlast recht gering ist, spielt bei Ionenanantriebe nun praktisch keine Rolle mehr.

5 thoughts on “Ionenantriebe als Apogäumsantrieb

  1. Interessanter Artikel! Hauptproblem des genannten Vorgehens ist, dass man sich lange im Van Allen Strahlungsgürtel aufhält, der die Satelliten schädigen kann. Deswegen dachte ich, dass Ionenantriebe bei den Kommunikationssatelliten vor allem für das „Station Keeping“ eingesetzt werden. Wenn das erfolgreich funktioniert – erste Exemplare sind wohl schon ein paar Jahre im Orbit – ist der GTO-GEO-Transfer aber der logisch nächste Schritt, weil er die Startkosten senkt.

    Wenn auch der GTO-GEO-Transfer erfolgreich war, insbesondere, wenn die Strahlenschäden überschaubar sind, wird es m.E. nicht mehr lange dauern, bis der nächste Schritt folgt, also solarelektrischer LEO-GEO-Transfer. Dass man das nicht gleich versucht, hängt wohl auch damit zusammen, dass man gar nicht mal unbedingt Startkosten spart: Ab Kourou kosten die Sojus (für LEO) und die „halbe“ Ariane V (für GTO) wohl ungefähr denselben Preis. Klar könnte die Ariane V auch 21 Tonnen in den LEO „wuppen“, die dank der Treibstoff-Gewichtsersparnis sogar über 25 Tonnen GTO-Nutzlasten entsprechen, aber aktuell gibt es noch nicht mal den dann nötigen Verteiler für vier bis sechs Satelliten. Letzterer wird aber gerade für den Start von Galileo-Satelliten entwickelt.

    Für Arianespace ist es hingegen schlecht, wenn sich das auf breiter Basis durchsetzen sollte, und sie dadurch bei gleicher Satellitenzahl 60% weniger Missionen fliegen müssen.

    Kai

  2. Nicht unbedingt, denn da man hier viel mehr Treibstoff braucht (Geschwindigkeitsänderung rund 2430 m/s vergleichen mit 1500 m/s) ist der Vorteil noch größer. Hylas würde mit 5 Triebwerken in 163 Tagen Betriebszeit den GEO Orbit erreichen. Startmasse nur 1630 kg. Die Alternative ist dann nicht mehr die Sojus, sondern die Vega.

    Die 1,63 t bei Ionentriebwerken entsprechen bei der Ariane 5 rund 5,4 t in LEO bei konventionellen Treibstoffen. Bei anderen Trägern sieht es noch viel besser aus (Ariane 5 kann konstuktionsbedingt nicht die volle LEO Nutzlast ausnutzen, die Oberstufen werden nur teilbetankt)

  3. Für „kleine“ Satelliten wie die experimentelle Plattform Hylas hast Du recht, dass die für den Fall, dass sie den LEO-GEO-Transfer solarelektrisch selber machen, sie dank der VEGA viel Startkosten sparen können. Für „größere“ Satelliten wie die von Dir gegen Artikelende erwähnten Telekommunikations-Satelliten mit „Bruttomasse 6 Tonnen“ fällt hingegen der Vergleich „halbe Ariane V“ vs. „Sojus“ nicht so günstig aus. Da spielt, wie Du selber schreibst, jedoch eine große Rolle, dass man bei solarelektrischem GTO-GEO-Transfer Treibstoff spart, und so die trockene Nutzlast erhöhen kann. Folglich ist da GTO-GEO der erste Schritt, und nicht gleich LEO-GEO.

  4. „Für große Satelliten“ kann man entsprechend hochskalieren. Dann kommt man auf etwa 3,7 t beim LEO-GEO Transfer. Das wäre dann aber zu klein für eine Sojus (wir reden von 0° Leo, da liegt die Nutzlast bei etwa 9 t), sodass man hier schon Doppelstarts durchführen müsste. Die Frage ist ob das mit der kleinen Nutzlastverkleidung der Sojus geht. Hier bräuchte Europa einen Träger in der Größenordnung von 4 t. So was geht z.B. wenn man einen EAP-Booster mit der Vega kombiniert. Allerdings gibt es dazu keine Pläne und auch keine LEO-GEO transferpläne.

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