Ionenantriebe – Optionen für die Zukunft

Als Abschluss meiner kleinen Serie will ich mal skizzieren, wo die Reise bei Ionenantrieben hingehen könnte, hinsichtlich Nutzlast, Reisedauer und wie man die einzelnen Subsysteme optimieren kann.

Zusammenhänge

Bei einem Ionenantrieb gibt es weitaus mehr gegenseitige Abhängigkeiten als bei einem chemischen Antrieb. Anders als bei diesem sind z.B. Schub und spezifischer Impuls voneinander abhängig. Dazu kommt die Abhängigkeit von Stromversorgung und Reisezeit. Zwar ist auch beim chemischen Antrieb die Betriebszeit auch vom Schub und spezifischen Impuls abhängig, aber bei Betriebszeiten von einigen Minuten bis maximal einige Stunden spielt dies bei der Inbetriebnahme von Satelliten praktisch keine Rolle.

Der Status Quo

Ich habe hier aus meiner letzten Reihe mal ein Massenbreakdown für zwei mögliche Einsätze skizziert. Einmal für einen Transfer LEO → GEO (etwa 5 km/s) und einem von der Erde zum Mars (etwa 14 km/s)

System	GEO Transfer	Marstransfer
Nutzlast	64,9 %	53, 2 %
Treibstoff	14,3 %	24,9 %
Tanks	2,2 %	4,7 %
Ionentriebwerke	4,4 %	4,2 %
Stromversorgung	13,2 %	13,9 %

Ich glaube das man mit der Hälfte bis zwei Drittel der Startmasse bei einem integrierten System (bei einer separaten Stufe sieht es schlechter aus, die VENuS hat z. B etwa 40 % Maximalnutzlast) wenig an der Nutzlast drehen würde, vielmehr wird man in Zukunft an dem Hauptnachteil, der Reisedauer was ändern, sprich sie verkürzen. Dazu benötigt man mehr Schub, das bedeutet entweder mehr oder leistungsstärkere Ionentriebwerke, die wiederum mehr Strom benötigen.

Ionentriebwerke

Ein Ionentriebwerk ist für seinen kleinen Schub erstaunlich schwer. Ein Triebwerk für 0,1 bis 0,2 N Schub wiegt um die 10 kg. Auch wenn es Unterschiede in der Technologie gibt, sind sie nicht relevant für die Gesamtbilanz. Das XIPS 25 und RIT-2X haben z.B. beide um 0,15 N Schub.Nur wiegt eines 13,9 und eines 8,8 kg. Das ist zwar pro Triebwerk ein ziemlicher Unterschied. Bedenkt man aber, das diese gerade mal 4 % am Gesamtgewicht ausmachen, dann ist dies nicht relevant.

Was relevant ist, ist der spezifische impuls. Steigt er, so sinkt der Treibstoffverbrauch. Allerdings steigt auch bei gleichem Schub der Stromverbrauch an. Die meisten Ionentriebwerke für Satelliten haben heute spezifische Impulse, die meist zwischen 25 und 40 km/s liegen. Für bemannte Marsmissionen arbeitet die NASA an Prototypen mit 60 bzw. 80 km/s. Das erreicht man mit einer höheren Spannung, die zu einer stärkeren Beschleunigung der Ionen bei gleicher Strecke führt. Ein Triebwerk hat dann bei gleichem Durchmesser – der legt fest, wie viel Treibstoff pro Sekunde das Triebwerk verlassen kann, da die Felddichte bei einem bestimmten Typ relativ konstant ist, einen höheren Schub und Stromverbrauch. Die ESA hat (nur auf dem Papier) auch mehrere Beschleunigungsstufen hintereinander geschaltet und kommt so auf 190 km/s spezifischen Impuls. Bei etwa diesem Wert liegt auch die in der Literatur genante praktisch umsetzbare Obergrenze für Ionentriebwerke.

Es gibt ein Optimum des spezifischen Impulses für jede Aufgabe, das von technischen Parametern wie verfügbarem Strom, Nutzlastanteil, Massen der Subsysteme aber auch der Reisedauer abhängt. Für die Vega Missionen gibt es z.B. bei einer GEO Mission je nach Betriebsdauer folgenden optimalen spezifischen Impuls:

Reisedauer	Spez imüpuls
100 Tage	25,4 km/s
200 Tage	37,8 km/s
300 Tage	47,1 km/s
400 Tage	54,8 km/s

Man sieht: der Zusammenhang ist nicht linear (eine Verdopplung der Zeit entspricht nicht einem doppelt so hohen spezifischen Impuls). Im Trend gilt: je länger man Zeit hat desto besser schneidet ein Triebwerk mit hohem spezifischen Impuls ab. Analoges gilt natürlich auch für die Geschwindigkeitsänderung, weshalb die NASA ja auch Triebwerke mit hohem spezifischen Impuls testet.

Viele Triebwerke sind anpassbar, indem man die Spannung variiert, kann man den spezifischen Impuls erhöhen oder absenken, allerdings gekoppelt auch an eine Variation des Schubs. Für Antriebszwecke wird man sie daher beim Optimum betrieben. Der Modus mit kleinem Schub und niedrigerem spezifischen Impuls eignet sich für Lageänderungen oder um den Orbit aufrechtzuerhalten.

Die heutigen Triebwerke reichen für den Einsatz im Erdorbit vollkommen aus, auch für den Flug von normalen nicht zu schweren Raumsonden zu Mond, Mars und Venus, sofern man sich zwei oder mehr Jahre Zeit lässt. Soll es schneller gehen oder benötigt man mehr Geschwindigkeit, wie zu den äußeren Planeten so wären Triebwerke mit höherem spezifischen Impuls besser, wie der Aufsatz über die Mission zum Merkur zeigt, steigt sonst der Treibstoffanteil deutlich an.

Treibstoff und Tanks

Jedes Triebwerk setzt Treibstoff um. Bei Ionentriebwerken, die ja in dem Sinne nichts verbrennen, sollte man besser von Arbeitsmedium sprechen, aber weil sich die Analogie zum chemischen Treibstoff etabliert hat, bleibe ich beim Begriff Treibstoffe. Bei praktisch allen Triebwerken ist dies heute das Edelgas Xenon. Die chemische Natur des Arbeitsmediums spielt keine Rolle, so war bis in die Achtziger Jahre Quecksilber das meistverwendete Arbeitsmedium, in den Sechzigern arbeitete man mit Cäsium. Da Quecksilber aber giftig ist und die Triebwerke für die Qualifikation über ihre Lebenszeit getestet werden müssen, ist man zum teureren Xenon übergegangen. SpaceX will Krypton einsetzen. Wie sich die geringere Atommasse von Krypton auf den spezifischen Impuls auswirkt, konnte ich nicht herausfinden. Der Hauptvorteil von Krypton ist, das es erheblich billiger als Xenon ist, das als ich es mal untersuchte rund 1.864 Euro pro Kilogramm kostet. Die rund 900 kg Treibstoff für eine Marsmission kosten also rund 1,7 Millionen Euro. Krypton könnte daher, wenn man vergleichbare spezifische Impulse erreicht, durchaus eine Alternative sein. Nach den physikalischen Gesetzen würde bei gleicher Ladungsmenge und gleicher Spannung Krypton etwa 25 % niedrigere Impulse ergeben.

Es gibt für die Verwendung von Krypton einfach zu wenige Quellen.

Beides sind aber Gase und bei Gasen hängt die Tankmasse bedingt durch die Physik nur von Materialeigenschaften des Tanks und Druck im Tank ab. Da der Druck unabhängig von der Atommasse ist, hat Krypton den Nachteil, dass die Tanks 56 % schwerer sind. Allerdings spielt die Tankmasse wie man in der obigen Bilanz sieht, bei 2 bis 4 % Massenanteil nicht die große Rolle. Tanks aus CFK-Werkstoffen können bis 11 % des Tankinhalts aus Xenon wiegen. Mischtechnologien (Titantechnologien mit CFK-Ummantelung liegen bei etwa 17 % und Metalltanks bei etwa 20 % des Inhalts. Eine große Steigerung ist hier kaum denkbar, eher setzt man aus Preisgründen lieber schwerere, dafür aber billiger Tanks ein. Wir haben also den gleichen Trend zur Kostenersparnis wie beim Einsatz von Krypton, das wie schon erwähnt dann auch die Tanks schwerer macht (genauer gesagt: bei gleichem Druck ist die Füllmasse pro Tank geringer).

Stromversorgung

Sieht man von extrem langen Betriebszeiten und sehr hohen Δv ab, so macht heute die Stromversorgung den Hauptanteil der Masse des Gesamtsystems aus. Das Ionentriebwerke in den letzten Jahrzehnten langsam, aber sicher populärer wurden liegt primär an der Verbesserung der Stromversorgung. Definiert man als Leistungsparameter einer Energiequelle den Quotienten aus abgegebener elektrischer Leistung und Gewicht die die Energiequelle hat, so gab es enorme Verbesserungen in den letzten Jahrzehnten. Anfang der Achtziger Jahre erreichten Solararrays mit Trägerstruktur 22 W/kg, ohne Trägerstruktur 46 W/kg. Heute liegen die entsprechenden Werte bei 80 W/kg und 120 W/kg, für Arrays ohne Trägerstruktur sollen bei großeren Arrays auch 150 W/kg erreichbar sein.

Für Ionenantriebe mit ihrem hohen Strombedarf sind allerdings eher die Arrays mit Trägerstruktur wcjtig, da die flexiblen Arrays immer kreisförmig sind und die Geometrie so ihre maximale Größe bestimmt. Dagegen kann ein Flügel mit Trägerstruktur zwar schmal sein, aber im Prinzip unbegrenzt lang. In der Praxis beschränkt der verfügbare Platz natürlich die Flügelgröße. Damit man einen Vergleich hat: ein Solarmodul, das für Fotovoltaikanlagen verwendet wird, hat rund 1,65 m² Fläche, würde bei den besten Solarzellen etwa 29 % Wirkungsgrad haben und so im All rund 648 Watt liefern. Das sind bei einer typischen Masse von 20 kg rund 32,4 W/kg. Module für Satelliten sind also etwa zwei bis dreimal leichter als die Module, die man sich aufs Dach packt.

Es ist offen, ob man hier noch viel bei Solargeneratoren machen kann. Viel ist ja schon geschehen, indem man die Trägerstruktur aus teuren aber leichten Werkstoffen gefertigt hat oder sie ganz weglässt, dann wird das Modul wie ein Fächer auseinandergefaltet. Wenn man hier noch etwas tun kann, dann liegen die Hoffnungen eher auf Solarkonzentratoren. Es gibt hier zwei Techniken. Die eine ist es neben dem Solarzellenflügel oben und unten zwei einfache polierte spiegelnde Metalloberflächen anzubringen, die im schrägen Winkel ausgerichtet sind. Sie wirken als Spiegel und reflektieren die Sonnenstrahlung auf die Solarzellen, die so mehr Leistung bringen. Während ein Quadratmeter eines Moduls rund 5 kg wiegt, wiegt eine 0,5 mm dicke Aluminiumplatte 1,4 kg pro Quadratmeter (0,5 mm klingen nach wenig, das ist aber immer noch 30 bis 50-mal dicker als Aluminiumfolie und die Außenhaut des Mondlanders hatte nur etwa die Dicke von 0,3 mm. (Bierdosen haben eine von 0,1 mm). Damit sollen auch flächige Solararrays 170 W/kg erreichen. Noch höhere Leistungswerte erreicht man, indem man die Trägerstruktur nicht vollständig mit den relativ schweren Solarzellen bedeckt, sondern nur einen Teil der Fläche und darüber Linsen positioniert, die dann das Licht bündeln. Diese Technik soll bis 300 W/kg gut sein. Beides sind aber hypothetische Werte. Eine Technologiemission, die reale Erfahrungswerte liefern sollte, wurde gestrichen.

Haben wir einen sehr hohen Energiebedarf, dann kann man über Kernreaktoren nachdenken. Sie haben bei den heute typischen Leistungsbedarfs von Ionenantrieben von 10 bis 40 kW schlechtere Leistungswerte als Solarzellen, holen bei großen Leistungen aber auf, weil das Hauptgewicht auf die Abschirmung und den Kühlkreislauf entfällt und nicht den Reaktorkern. Zudem ist bei kleinen Kernreaktoren der Wirkungsgrad niedrig. Der SAFE Reaktor erreicht schon an die 200 W/kg bei 100 kW Leistung. Allerdings wird sich so ein Reaktor nur lohnen, wenn es auch die Nachfrage gibt, ansonsten stehen die Entwicklungskosten in keinem Verhältnis zum Nutzen.

Der Nutzen

Wie man an der obigen Aufstellung sieht, spielt der Treibstoffanteil heute bei einem Transfer innerhalb des Erdorbits, aber auch einmaligem Hinflug zum Mars nicht die große Rolle. Er ist wegen des Δv der einzige konstante Anteil. Reisedauer und Stromversorgung hängen zusammen und damit auch die Masse der Triebwerke. In meinen Beispielen habe ich zwischen drei und acht Triebwerken eingesetzt. Natürlich wären alle Missionen auch mit einem Triebwerk und 5 kW Stromversorgung (entsprechend rund 80 kg für Stromversorgung und Triebwerk) durchführbar. Sie dauern dann eben viel länger. Umgekehrt: Eine Verdopplung der Leistungsdichte bei der Stromversorgung würde bei den obigen beiden Missionen bei gleicher Reisedauer maximal 7 % mehr Nutzlast bringen. Alternativ könnte man den spezifischen Impuls bei gleicher Reisedauer verdoppeln, was den Treibstoffverbrauch halbieren würde – das bringt erheblich mehr Gewinn. Daher sind für bemannte Marsmissionen, bei denen die Rückreise noch dazukommt, auch Triebwerke mit höherem spezifischen Impuls geplant. Sie wären auch bei höherem Δv wie bei der Merkurmission, dasselbe gilt auch für Flüge zu Jupiter und weiter hinaus sinnvoll, um den Treibstoffanteil abzusenken. Speziell bei Flügen ins äußere Sonnensystem wären Kernreaktoren von Vorteil, denn sie haben keine Leistungsabnahme mit steigender Sonnenentfernung.

Solarkonzentratoren jeder Form können nicht eingesetzt werden, wenn es ins innere Sonnensystem geht, denn sie verstärken ja die solare Strahlung und wenn diese zu stark wird, sinkt der Wirkungsgrad von Solarzellen rapide ab.

Für kleine Systeme wären die flexiblen Solararrays, die es aber nur bis maximal 10 kW Peakleistung gibt, eine Alternative zu Solargeneratoren mit fester Trägerstruktur. Die VENuS Oberstufe (eine Studie für die Vega) setzt z.B. diese ein. Sie wurden auch bei den Marsmissionen Insight, Phoenix und den Cygnus Kapseln eingesetzt.

Auf der anderen Seite werden die kommerziellen Triebwerke heute für die Lageregelung, maximal die Anhebung des Apogäums aus einem GTO entwickelt. Die Anforderungen sind daher schon vom Δv her viel kleiner – über die Lebensdauer etwa 3 km/s. Zudem benötigt man, wenn man typisch 80 bis 100 m/s in einem Jahr ändern muss, viel weniger Schub als, wie bei einem Antrieb, wo wir von 5 bis 15 km/s pro Jahr reden. Es werden also viel schubschwächere Triebwerke benötigt. Der geringe Schub hat noch den Nebeneffekt, das sie weniger Strom benötigen, denn der geht ja von der Gesamtleistung, die vor allem für den Betrieb der Verstärker und Sender benötigt wird, ab.

Wenn man Ionenantriebe als echten Antrieb einsetzt, dann wäre es sinnvoll, neue Triebwerke in einer Leistungsklasse von 10 bis 40 kW zu entwickeln. Dann kommt man mit einem bis vier pro Antriebsmodul aus, anstatt wie bisher sehr viele einzusetzen (Dawn z. B. fünf Stück). Weiterhin ist wegen des höheren Δv vor allem bei Planetenmissionen es sinnvoll, das der spezifische Impuls etwas höher liegt als derzeit, so ein Bereich von 40 bis 60 km/s wäre sicher angenehm und auch machbar. Das RIT-2X hat 60 km/s zumindest experimentell schon erreicht. Diese Initiative müsste aber mangels kommerzieller Nachfrage von den Raumfahrtagenturen selbst ausgehen.