Zum wiederholten Male: die Ionenantriebsstufe

Wer meinen Blog liest, weiß das Ich ein Fan von Ionentriebwerken bin. Das heutige Thema hatte ich auch schon mal, doch ich greife es erneut auf, weil ich inzwischen mehr Daten und Möglichkeiten für eine genaue Simulation habe.

Warum geht es? Es geht darum mit einer Ionenantriebsstufe (analog zu einer Raketenstufe) Satelliten vom LEO in den GEO zu bringen. Die Ionenantriebsstufe unterschiedet sich von einer konventionellen Stufe dadurch, dass der Treibstoff nicht den größten Teil der Masse ausmacht. Die Stromversorgung erfolgt durch Solarpanels. Kernreaktoren sind zumindest in der benötigten Leistung noch Utopie und die mir bekannten Typen aus Russland sind auch viel zu schwer.

Für nur einen Satelliten ist es natürlich besser, die Stufe gleich in den Satelliten zu integrieren. Das grundsätzliche Problem: Will man schnell vom LEO in den GEO, damit auch schnell den inneren Van Allen Gürtel passieren, so braucht man sehr viel mehr Strom für die Ionentriebwerke, als später der Satellit im regulären Betrieb benötigt. Die „All Electric“ Satelliten, die daher jetzt kommen, werden auf Standard GTO-Bahnen oder Super-GTO Bahnen entlassen. Sie müssen nur etwa 1500 m/s abbauen anstatt 4700 m/s und sie durchlaufen auf der elliptischen Bahn den Van Allen Gürtel schnell. Schon mit einer Geschwindigkeitsänderung von 500 m/s liegt das Perigäum oberhalb der Kernzone des inneren Van Allen Gürtels. Der Nachteil: Gegenüber den 20 bis 25 t LEO Nutzlast, die die größten Träger heute haben, sinkt die GTO-Nutzlast auf 7 bis 11 t je nach Typ ab. Durchschnittlich 40% der LEO Nutzlast kann man in den GTO transportieren. Und im GEO kommt dann nochmals weniger an.

Es bietet sich daher an, eine eigene Stufe für diesen Zweck zu konstruieren und diese dann mehrmals zu verwenden also wieder in den LEO-Orbit zu bringen und einen weiteren Satelliten zu transportieren. Da man nun angefangen von der Strommenge, dem spezifischen Impuls der Triebwerke, Treibstoffzuladung und Reisedauer sehr viele Parameter verändern kann, habe ich mich für die Festlegung von Kenngrößen entschlossen:

  • Nutzlast soll ein Satellit sein, der mit chemischem Treibstoff im GTO 4,5 t wiegt.
  • Der erste Transfer soll in 4,5 Monaten abgeschlossen sein
  • Solar Arrays sind Flex Arrays, sie verlieren 10% der Leistung pro Passage
  • Spezifischer Impuls: 30.000 und 40.000 m/s.

Die spezifischen Impulse entsprechen derzeit den Untergrenzen bzw. Obergrenzen von größeren Ionentriebwerken (es gibt auch kleinere mit niedrigeren spezifischen Impulsen, doch die sind nicht als Haupantrieb geeignet. Das NSTAR hat z.B. einen von 3.120 s, das RIT 2X einen von 4.140 s. Der Trend geht nach oben. Es sind einige mit einem spezifischen Impuls von 5000 und besser im Test. Der spezifische Impuls wirkt sich stark auf Transferdauer aber auch Treibstoffverbrauch aus.

Fangen wir zuerst einmal mit dem Satelliten an. Die 4,5 t entsprechen einem typischem, mittelgroßen, Kommunikationssatelliten. Doch diese Masse enthält auch den chemischen Treibstoff und das Antriebssystem. Als Beispiel habe ich Sicral 2 genommen, der wiegt voll 4.400 kg und leer 1.910 kg. Unter der Annahme, dass der Satellit chemisch seine Lage regelt, würde man bei einem spezifischen Impuls von 3100 m/s noch 2.712 kg Restmasse annehmen. Der rest ist für die Lageregelung reserviert. Davon geht dann noch die Trockenmasse des Antriebssystems ab. Bei Cassini wiegt das Antriebssystem trocken 496 kg bei 2.132 kg Treibstoffzuladung. Denselben Koeffizienten angesetzt, würde man bei 1.688 kg Treibstoff für den Transfer GTO → GEO eine Trockenmasse von 267 kg annehmen. Diese Trockenmasse geht vom Restgewicht von 2.712 kg auch noch ab, sodass ein Satellit nur mit dem chemischen Treibstoff für den späteren Betrieb im GEO noch 2.445 kg wiegen. Das ist etwas mehr als die Hälfte der Ursprungsmasse. Die Annahme geht wie schon geschrieben davon aus, das die Stufe nur den Transfer durchführt und Standard ist heute noch bei Satelliten für die spätere Lageregelung die chemische Lageregelung.

Hinsichtlich Trockenmasse des Moduls beziehe ich mich auf die Werte, die man für eine Demomission gefunden hat. Bei Dawn wog der Ionenantriebsteil 702 kg bei zusätzlich 471 kg Treibstoff. Dies ist jedoch eine komplette Sonde. Davon kann man in jedem Falle noch die Lageregelung mit Hydrazin abziehen. Das sind 96 kg. Die 105 kg für Avionik und 26 kg sind konstant, egal ob die Stufe groß oder klein ist. Das abgezogen erhält man eine Trockenmasse von 474 kg bei 471 kg Treibstoff. Weiter muss man noch die Solararrays abziehen, weil wir diese auf unsere Mission maßschneidern müssen. Die SLA von Dawn hatten eine Masse von 126 kg. Ohne diese kommt man also auf einen Strukturmassekoeffizienten von 2,41. Für die Vega hat man die VENuS Oberstufe modelliert, die bei einem Tank trocken 681 kg wiegt bei maximal 551 kg Treibstoff. Hier wiegen die Solararrays 60 kg. Ohne diese kommt man also auf einen Strukturkoeffizienten von 1,89. Mit zwei Tanks steigt er auf 2,52.

Die Solarpaneele zu berechnen, ist schwieriger. Es ist am einfachsten eine Mission mit vorhandenen Triebwerken zu berechnen und anhand der Dauer dann die Solararrays zu dimensionieren. Beim RIT-2X (Spezifischer Impuls >40000) komme ich auf 275 kW für die 135 Tage und beim NSTAR auf 190 kW. Die Massen sind bei ATK-Flex mit 106 W/kg wiegen dann 2.595 und 1.793 kg. Startgewicht sind 20.000 kg.

Dazu braucht man noch einen Adpater um einen Satelliten andocken zu können. Ich setze hier 253 kg an, das entspricht dem Gewichts des Kopplungsadapoter des ATV.

So kommt man zu einer Gesamtaufstellung

System Masse RIT10 Masse NSTAR
Satellit: 2.440 kg
Koppeladapter 253 kg
Kommunikation: 26 kg
Avionik 105 kg
Ionenantriebsstufe ohne SLA 14.581 kg 15.384 kg
SLA 2.595 kg 1.792 kg
Treibstoff: 8.530 kg 9.000 kg

Als Trägerrakete habe ich die Falcon 9 ausgesucht. Startorbit ist ein 400 km hoher LEO. Es ginge bei der Startmasse aber auch mit einer Ariane 5 oder Proton.

IM GEO angekommen wurde ein Teil des Treibstoffs verbraucht, doch das meiste ist noch da. Nun wird der Satellit abgetrennt und es beginnt die Rückreise. Im Leo wird erneut ein Satellit angekoppelt und so fort. Dies geht solange, bis der Treibstoff ganz verbraucht ist:

System NSTAR Simulation RIT Simulation
Startmasse 20.000 kg 20.000 kg
LEO → GEO 17.253 kg davon 2.240 kg Satellit 17.839 kg
GEO → LEO 12.750 kg (152 Tage) 13.734 kg (137 Tage)
LEO → GEO 10.650 kg (222 Tage) 11.980 kg (177 Tage)
GEO → LEO 9.164 kg (197 Tage) 10.086 kg (166 Tage)
Resttreibstoff: 604 kg 1056 kg

Die Bilanz ist ernüchternd: zwei Transfers sind möglich, dann ist der Treibstoff am Ende. Es gibt eine Reihe von Gründen. Der erste Grund ist einmal die relativ hohe Strukturmasse von rund 40%. Diese rund 9 t sind viel verglichen mit der nur 2,44 t schweren Nutzlast. Für die gewünschte kurze Reisedauer müssen dann auch die Solarzellen sehr groß sein – größere Flexarrays als 30 kW Gesamtleistung gibt es z.B. derzeit noch nicht. Trotzdem nimmt bei 10% Leistungseinbuße pro Passage des Van Allen Gürtels die Reisezeit zu, weil die Masse weniger stark absinkt als die elektrische Leistung. Kann man an beiden Systemen etwas Gewicht einsparen so wäre noch ein dritter Transport möglich, wieder angekommen ist die Stufe ja schon im LEO. Beim RIT müsste man etwa 300 kg Gewicht einsparen, beim NSTAR schon deutlich größere 1080 kg.

In der Praxis würde man daher wahrscheinlich eine Stufe nur einmal nutzen bzw. sie gleich in den Satelliten integrieren, was noch mehr Gewicht spart. Eine Alternative wäre, dass man sie nur mit so viel Treibstoff belädt, wie sie bei einer Runde verbraucht. Das macht sie leichter bzw. bei gegebener Startmasse könnte sie mehr Solararrays mitführen. Dann müsste man mit jedem folgenden Start Treibstoff transferieren z.B. von einem Vorratsbehälter im Satelliten (was natürlich ideal bei einem Satelliten wäre, der selbst mit Ionenantrieben arbeitet aber die nur für die Lageregelung (deutlich kleinerer Stromverbrauch) einsetzt.

Ich sehe aber bei den derzeitigen Konzepten die maximal einen Strukturfaktor von 2,6 haben (VENuS für die Vega) das grundsätzliche Problem, das die Trockenmasse für mehrfache Transfers zu hoch ist. Dazu kommt die Abnahme der Solarzellenleistung, die sich in den Tabellen in steigenden Reisezeiten bemerkbar macht. Ich habe 10% angesetzt, es gibt aber auch Annahmen von 30% Abnahme,

Gerade bei den Nachtransporten mit Treibstofftransfer hat man aber nun das Problem, das die Nutzlast viel kleiner ist. Ist es nur der Satellit, so wiegt er nur noch 2.440 kg anstatt 20.000. Das wäre noch mit einer Vega zu machen. Doch die Einsparung wäre gering. Beim Mitführen von Treibstoff ist man mit Tank dann in der Gegend von 8000 kg, was noch eine Sojus wuppen würde. Doch selbst wenn ich nicht mit einer Falcon 9 starte, ist die Einsargung gering: Zwei Satelliten der Größe transportiert mit einer Ariane 5 bei Kosten von 170 Mill. Euro, also jeder 85. Ein Sojusstart kostet 70 und eine Vega 32 Millionen. Das bedeutet, dass man beim Nachfüllen noch 15 Millionen Euro spart, ohne Nachfüllen dann schon 52 Mill., allerdings müsste man diese Einsparungen mit den Kosten der Stufe gegenrechnen. Diese scheinen sehr weit gefächerter zu asein als ich dachte, für VENuS hat man 10 % der Vega Startkosten anvisiert. Die Kosten für eine reine Transportstufe (EM-L2) wurden auf 300 Millionen $ geschätzt. Bei dieser hohen Summe lohnt es sich nicht.

Gegenrechnung: All-Electric Satellit im LEO

Als optimalste Möglichkeit sehe ich (wenn man den Zeitaspekt ausblendet) einen Kommunikationssatelliten mit integrierten Ionentriebwerken. Das spart die Kosten für Avionik, Kommunikation, Solarpaneele und einen Teil des Antriebssystems (er braucht ja auch im Orbit eines) ein und zudem dessen Gewicht. Ich habe daher mal eine Gegenrechnung aufgemacht mit folgenden Eckdaten:

  • Trockenmasse ohne Antriebssystem und zusätzliche Solararrays 1912 kg (Sicral 2)
  • Totales dV: 6 km/s (4,7 km/s LEO → Geo, 1,3 km/s Lage und Bahnkorrektur während 15 Jahren Betrieb)
  • 50% mehr Leistung bei den Solararrays (30% Verlust durch Passage des Van Allen Gürtels, 20 % für Lageregelung benötigt)
  • Konventionelle Solarzellen mit 80 W/kg Leistung
  • Ionentriebwerke mit 3 kW Leistungsbedarf und einem Gewicht (inklusive Stromkonvertern) von 20 kg pro Triebwerk
  • Druckgastanks wiegen 17,5 % des Inhalts

Das sind konservative Werte, von gängigen Solarzellen, Tanks und Ionentriebwerken

Wenn der Satellit normal 8 kW Leistung hat, (7 kW bei EOL) so beträgt die Stromversorgung nun 12 kW, das addiert 50 kg Gewicht.

3 Triebwerke für 9 kW Stromverbrauch addieren weitere 60 kg

Durch Rückrechnen kommt man auf folgende Tankmassen bei gegebenem spezifischen Impuls:

Spezifischer Impuls 20.000 m/s 25.000 m/s 30.000 m/s 35.000 m/s 40.000 m/s
Tankmasse 952 kg 725 kg 585 kg 490 kg 422 kg
Davon Treibstoff: 166 kg 126,3 kg 102 kg 85 kg 74 kg
Gesamtstartmasse 3.034 kg 2.807 m/s 2.667 kg 2.572 kg 2.504 kg

In der Startmasse macht der geringere spezifische Impuls nicht viel aus, jedoch bei der Reisezeit wird es deutlich. Bei 65 % Effizienz kommt man auf folgende Reisezeiten:

Spezifischer Impuls 20.000 m/s 25.000 m/s 30.000 m/s 35.000 m/s 40.000 m/s
Dauer 261 Tage 338 Tage 411 Tage 484 Tage 556 Tage

Es könnte sich also durchaus lohnen, hier auf hohe spezifische Impulse zu verzichten. Mit 10 km/s, einem relativ niedrigen spezifischen Impuls für Ionentriebwerke, kommt man auf etwa 120 Tage Reisezeit bei etwa 4,6 t Gesamtstartmasse. Elektrostatische Ionentriebwerke haben aber meist deutlich höhere spezifische Impulse. So niedrige erreichen nur Arcjets, die haben jedoch eine wesentlich generiere Energieausnützung von nur 20 bis 40 % Wirkungsgrad bezogen auf den Strom. Praktisch würbe ich wohl Ionentriebwerke nehmen, deren spezifischer Impuls regelbar ist und während des Transfers Leo → Geo einen hohen Schub mit niedrigem Impuls wählen. Das XR-12 ist z.B. zwischen 1400 und 2300 s regelbar. Das spart dann wieder etwas Gewicht bei den Tanks ein (bei obigem Triebwerk und 4,7 km/s Geschwindigkeitsänderung bei 1400 s spez. Impuls und 1,3 km/s bei 2300 s sind es z.B. dann 1.427 kg für Tanks+Treibstoff anstatt 1.600 kg. (Gesamtmasse: 3.339 kg). Die Transferzeit beträgt dann 168 Tage. Das ist ein einem Bereich, den heute auch die „All Electric“ Satelliten hatten als sie vom GTO in den GEO kamen.

Zum Glück für die Raumfahrtindustrie plant keiner solche „LEO → Geo Satelliten“, denn selbst die Lösung mit nur 10 km/s würde bedeuten, das alle derzeitigen Träger zu groß sind. Eine Proton, Ariane oder Falcon könnten gleich vier dieser Satelliten auf einmal transportieren. Arianespace geht nun bei der Ariane 6 ja schon zu Einzelstarts über, weil es schwer wird, zwei Nutzlasten zusammen zu kombinieren und auch termingerecht geliefert zu bekommen. Bei hohen spezifischen Impulsen könnte sogar eine Vega, mit Sicherheit eine Vega C die Satelliten starten. Bei kürzerer Transferzeit zumindest Satelliten, die heute in der 3 t Klasse liegen.

Wenn ein 4,5 t Satellit-Äquivalent so, je nach Ionenantrieb, 2,5 bis 3,4 t wiegt, dann liegen die meisten heute gestarteten Satelliten (3 – 7 t) bei 1,7 bis 5,3 t Startmasse in den LEO je nach spezifischem Impuls und Masse. Für Einzelstarts von „All-Electric“ Satelliten mit einem Transfer von LEO in den GEO wäre also ein Träger von 4-5 t Nutzlast ideal. Das ist vielleicht auch ein Grund, der gegen das Konzept spricht. Denn einen solchen Träger gibt es derzeit nicht. Die Dnepr liegt in der richtigen Größenordnung, aber sie ist „gegrounded“, weil einige Teile aus der Ukraine stammen. Kunden haben jetzt schon auf die Falcon 9 gewechselt. Die Delta 2 war auch in der richtigen Größenordnung aber bei 85 Millionen Dollar Startkosten wurde sie zu Recht ausgemustert. Besserung ist nicht in Sicht: Die Angara legt den Fokus auf höhere Nutzlasten die Angara 7 wird bis zu knapp 12 t in den GTO erreichen. Die Angara 1 wäre zwar eine Alternative aber durch den Start weit nördlich muss die Geschwindigkeitsänderung deutlich höher sein, weil man nicht von dem Bonus profitieren kann, kann, dass man bei größeren Schubmanövern gleichzeitig Inklination und Geschwindigkeit ändert. Alle anderen neuen Träger haben hohe GEO Nutzlasten: die Langer Marsch 10-13 t, Ariane 6 rund 11 , wahrscheinlich bald mehr, New Glenn 13 t und Falcon heavy 22 t. Ohne Startmöglichkeit wird man aber wohl Satelliten nicht entwickeln die vom Leo aus sich langsam hochspiralen.

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