Cubesats zum Mond und darüber hinaus

Vor einigen Tagen hat eine Electron den 12U Cubesat Capstone zum Mond befördert. Mit 320 kg Startmasse inklusive Photon-Oberstufe war es die bisher schwerste Nutzlast. Die Oberstufe hat Capstone um 3.200 m/s beschleunigt. Capstone wiegt nur 25 kg. Offen ist in den Angaben, ob dies die Trockenmasse ist oder die Masse die in einen langgestreckten Orbit von bis zu 1,5 Millionen km Distanz entlassen wird.

Nun ist die Mission unbestritten billig – 19,98 Millionen, davon 13,7 Millionen für den Satelliten. Aber es sind auch nur 25 kg. Wie ihr euch denken könnt, komme ich auf die Idee „Das könnte man doch besser machen“. Die offensichtliche, nächste Lösung, ist es anstatt der Photon-Stufe mit einem hohen Leergewicht und schlechten spezifischen Impuls einen Feststoffmotor zu nehmen. Ein Star 24C hat nach Grummans Produktkatalog eine Treibstoffzuladung von 219,5 kg und einen spezifische Impuls von 2769 m/s. Und 92 Prozent Treibstoffanteil Bei 320 kg Startmasse entspricht der benötigte Gesamtimpuls dies ziemlich genau dem Treibstoff x spezifischen Impuls den der Star 34C hat. (Geschwindigkeitsänderung 3238 m/s). Die Brennschlussmasse beträgt dann 100,5 kg, davon 19,4 kg für den Motor, was über 83 kg übrig lässt. Ich vermute aber es kommt noch ein Motor im Satelliten dazu, um in den Halo-Orbit einzutreten. Nur ist die Geschwindigkeit dafür gering. Um aus dem Unendlichen in den Zielorbit von 1500 x 70.000 km einzuschwenken benötigt man nur 37 m/s. Das wäre auch mit einem Kaltgassystem erreichbar. Die NASA rechnet bei ihren schnellen Bahnen mit 420 m/s um den Halo Orbit zu erreichen. Selbst bei der höheren Anforderung und einem einfachen Hydrazinantrieb mit einem spezifischen Impuls von 2000 würden von den 83 kg Anfangsmasse noch 67 kg übrig bleiben also fast das dreifache Masse von Capstone.

Eine zweite Alternative wäre einfach einen Satelliten-Apogäumsantrieb einzusetzen. Bei nur 320 kg Masse ist selbst ein 400 n Antrieb mehr als schubstark genug. Solche Antriebe haben zwar ein sehr schlechtes Voll-/Leermasseverhältnis durch die schweren Drucktanks aber sie werden häufig eingesetzt und dürften billiger sein. Eine Simulation zeigt, dass ein 420 N Apogäumantrieb mit zwei Umläufen die Zielbahn erreichen kann und dann noch 90 kg übrig Restmasse bleiben. Von den 90 kg ging die Leermasse des Antriebs ab, die bei einem Strukturfaktor von 6, typisch für diese antriebe dann bei 46 kg liegt, zusammen also noch 44 kg übrig lässt mit realistischen Resttreibstoffmengen eher 40 kg. Das ist ungünstiger als die Feststoff-Kickstufe aber immer noch 60 Prozent mehr als beim Capstone.

Doch ich denke es geht noch erheblich besser. Wie ihr wisst, liebe ich ja Ionentriebwerke. Während man beim Start größerer Raumsonden mit Ionentriebwerken von einem Erdorbit aus sehr bald Probleme bekommt, weil es weder die dazu nötigen Schubbereichen Ionentriebwerke, noch so große Solargeneratoren gibt, befinden wir uns bei kleinen Massen in einem Erfahrungshorizont, in dem es fertige Triebwerke und Solargeneratoren gibt.

Ich habe mit dem Ionentriebwerk angefangen. Subjektiv würde ich ein Triebwerk der 2-3 kW Klasse als richtige Größe erachten. In diesem Bereich liegt das T6 im Low Thrust Modus, das NSTAR und das PPS1350E. Letztes hat gegenüber den beiden ersten eine schlechtere Effizient und niedrigeren Impuls, sodass es ausscheidet. Bei beiden verbliebenen Triebwerken unterscheiden sich vor allem im spezifischen Impuls er bei 30 bzw. 39 km/s liegt. Es ist eher eine Frage, ob man mehr Nutzlast oder schneller zum Mond kommen will, denn der Stromverbrauch und damit auch das Gewicht des Solargenerators ist fast dasselbe.

Ich habe 3 kW Leistung angenommen. Die beiden Triebwerke benötigen 2,532 bzw. 2,59 kW und man braucht auch noch etwas Strom für den Cubnesat und muss die Abnahme durch Passage des Van Allen Gürtels kompensieren. Der Treibstoff soll für 8 km/s reichen – 7 km/s benötigt man, um die Mondbahn zu erreichen, 1 km/s bleiben für das Einschwenken in den Halo Orbit. Bei der Triebwerksmasse habe ich noch 4 RIT-10 Evo hinzuaddiert als Lageregelungstriebwerke. Das spart ein chemisches System ein und erlaubt es den Schubvektor besser zu kontrollieren. Dies führt zu folgendem Massebreakdown:

Ionentriebswerksmodul Ionentriebswerksmodul
Startgewicht: 250,0 kg Startgewicht: 250,0 kg
Aktuelles Gewicht: 203,3 kg Aktuelles Gewicht: 212,4 kg
Nutzlast 113,0 kg Nutzlast 127,0 kg
Stromversorgung: 2.987,4 Watt @ 1 AE Stromversorgung: 2.984,0 Watt @ 1 AE
Strom beim Start: 3.000,0 Watt @ 1 AE Strom beim Start: 3.000,0 Watt @ 1 AE
Eigenstromverbrauch: 400,0 Watt Eigenstromverbrauch: 400,0 Watt
Maximal nutzbar: 3.000,0 Watt Maximal nutzbar: 3.000,0 Watt
Gewicht Stromversorgung: 35,3 kg Gewicht Stromversorgung: 35,3 kg
Spezifisches Gewicht Stromversorgung: 85,0 W/kg Spezifisches Gewicht Stromversorgung: 85,0 W/kg
Treibstoff beim Start: 57,4 kg Treibstoff beim Start: 46,2 kg
Treibstoff aktuell: 10,7 kg Treibstoff aktuell: 8,6 kg
Tanks: 8,6 kg Tanks: 6,9 kg
Tankanteil: 15,00 Prozent Tankanteil: 15,00 Prozent
Treibstoff für maximal: 8.000 m/s Treibstoff für maximal: 8.000 m/s
Anzahl Triebwerke: 1 Stück Anzahl Triebwerke: 1 Stück
Gewicht Triebwerke: 17,8 kg Gewicht Triebwerke: 16,8 kg
Gewicht Strukturen: 17,8 kg Gewicht Strukturen: 17,8 kg
Stromversorgungsart: Solar Stromversorgungsart: Solar
Triebwerkseinstellungen Triebwerkseinstellungen
Bezeichnung Triebwerk: NSTAR Bezeichnung Triebwerk: T6 BepiColombo Low Thrust
Spezifischer Impuls: 30.695,0 m/s Spezifischer Impuls: 39.144,0 m/s
Schub pro Triebwerk: 0,093 Newton Schub pro Triebwerk: 0,075 Newton
Treibstoffverbrauch pro Triebwerk: 0,261 kg/d Treibstoffverbrauch pro Triebwerk: 0,166 kg/d
Strom pro Triebwerk: 2.567 Watt Strom pro Triebwerk: 2.531 Watt
Gewicht Triebwerk: 8,90 kg Gewicht Triebwerk: 8,30 kg
Effizienz: 55,42 Prozent Effizienz: 58,00 Prozent
Gesamtzeit mit Freiflugphase: 212 Tage Gesamtzeit mit Freiflugphase: 268 Tage
Differenz zur Kreisgeschwindigkeit bei Simende: 252,2 m/s Differenz zur Kreisgeschwindigkeit bei Simende: 114,1 m/s
Differenz zur Fluchtgeschwindigkeit bei Simende: -410,7 m/s Differenz zur Fluchtgeschwindigkeit bei Simende: -384,6 m/s
Gesamte Geschwindigkeitsänderung: 6.344,3 m/s Gesamte Geschwindigkeitsänderung: 6.374,5 m/s

Also das T6 offeriert die etwas höhere Nutzlast (121 zu 203 kg Restgewicht bei Erreichen des Apogäums der Mondbahn) und mit dem NSTAR ist man schneller da 212 zu 268 Tage. Wahrscheinlich wird dieses Argument das stichhaltige sein.

Es fehlen in beiden Fällen nur wenig zur Kreisbahngeschwindigkeit die in etwa auch die Geschwindigkeit des Mondes ist.

Das T6 hat die etwas günstigere Bahn:

Bahnen T6 NSTAR
Bahnform Bahn ist eine Ellipse Bahn ist eine Ellipse
Perihel/Perigäum: 269.770,40 km 244.441,99 km
Aphel/Apogäum: 406.272,22 km 401.754,14 km
Umlaufszeit: 23 d 6 h 21 d 18 h

Eine Weiterberechnung spare ich mir. Zur Mondumlaufbahn fehlen in beiden Fällen weniger als 300 m/s, von dieser Bahn in den Halo Orbit sogar nur noch 40 m/s. Das ist mit dem Resttreibstoff problemlos in wenigen Tagen zu schaffen. Dann verbliebe in beiden Fällen noch 1 km/s für Korrekturen im Halo Orbit, Lageänderungen und natürlich auch als Restdruckgas, das nicht nutzbar ist – beide Triebwerke nutzen Xenon als Arbeitsmedium.

Die Nutzlast wäre nochmals höher als beim Feststoffantrieb, nämlich 127 kg beim NSTAR und sogar 153 kg beim T6. Und das, obwohl ich nur von 250 kg Startmasse ausging, diese Masse kann eine Elektron nach Users Manual in 600 km Höhe transportieren und ich wollte eine Höhe haben, in der die Abbremsung nicht so stark zuschlägt. Selbst Capstone wird drei Monate im Übergangsorbit bleiben, so erhält man die fünf bis sechsfache Masse bei 120 bzw. 180 Tagen längerer Betriebsdauer.

Als sportliche Herausforderung habe ich mir mal überlegt, wie es wohl aussieht, wenn man 3 Monate als Zielvorgabe hat für die Mondtransferbahn und tatsächlich bei 3 Triebwerken kann man die 3 Monate unterbieten:

Bahnen
Bahnform Bahn ist eine Ellipse
Perihel/Perigäum: 220.035,99 km
Aphel/Apogäum: 421.762,45 km
Umlaufszeit: 21 d 13 h
Simulationseinstellungen
Maximale Simulationsdauer: 1 J 335 d
Simulationsdauer 70 d 10 h
davon angetrieben: 59 d 11 h
Schrittweite: 1,0 s
Entfernung bei Sim-Ende: 261.498,9 km
Geschwindigkeit bei Sim-Ende: 1.325,9 m/s
Startgeschwindigkeit: 7.531,0 m/s
Simulationsvorgaben
Schubrichtung: Winkel zur Bewegungsrichtung 0,0 Grad
Abbruchbedingung der Simulation: Betrieb bis die Bahn das Zielaphel/-apogäum überschreitet
Erreicht Apo-Punkt: 399.000,0 km
Ionentriebswerksmodul
Startgewicht: 250,0 kg
Aktuelles Gewicht: 203,5 kg
Nutzlast 44,0 kg
Stromversorgung: 8.089,7 Watt @ 1 AE
Strom beim Start: 8.101,0 Watt @ 1 AE
Eigenstromverbrauch: 0,0 Watt
Maximal nutzbar: 8.101,0 Watt
Gewicht Stromversorgung: 95,3 kg
Spezifisches Gewicht Stromversorgung: 85,0 W/kg
Treibstoff beim Start: 57,4 kg
Treibstoff aktuell: 10,9 kg
Tanks: 8,6 kg
Tankanteil: 15,00 Prozent
Treibstoff für maximal: 8.000 m/s
Anzahl Triebwerke: 3 Stück
Gewicht Triebwerke: 26,7 kg
Gewicht Strukturen: 17,8 kg
Stromversorgungsart: Solar
Triebwerkseinstellungen
Bezeichnung Triebwerk: NSTAR
Spezifischer Impuls: 30.695,0 m/s
Schub pro Triebwerk: 0,093 Newton
Treibstoffverbrauch pro Triebwerk: 0,261 kg/d
Strom pro Triebwerk: 2.567 Watt
Gewicht Triebwerk: 8,90 kg
Effizienz: 55,42 Prozent
Differenz zur Kreisgeschwindigkeit bei Simende: 341,6 m/s
Differenz zur Fluchtgeschwindigkeit bei Simende: -399,7 m/s
Gesamte Geschwindigkeitsänderung: 6.323,5 m/s

Die Nutzlast sinkt dann allerdings auf nur noch 44 kg – besser als Capstone aber schlechter als der Einsatz einer echten Kickstufe. Bei zwei Triebwerken sieht es etwas besser aus:

Bahnen
Bahnform Bahn ist eine Ellipse
Perihel/Perigäum: 238.732,02 km
Aphel/Apogäum: 410.795,87 km
Umlaufszeit: 21 d 22 h
Simulationseinstellungen
Maximale Simulationsdauer: 1 J 335 d
Simulationsdauer 105 d 20 h
davon angetrieben: 89 d 10 h
Schrittweite: 1,0 s
Entfernung bei Sim-Ende: 266.581,9 km
Geschwindigkeit bei Sim-Ende: 1.310,3 m/s
Startgeschwindigkeit: 7.531,0 m/s
Simulationsvorgaben
Schubrichtung: Winkel zur Bewegungsrichtung 0,0 Grad
Abbruchbedingung der Simulation: Betrieb bis die Bahn das Zielaphel/-apogäum überschreitet
Erreicht Apo-Punkt: 399.000,0 km
Ionentriebswerksmodul
Startgewicht: 250,0 kg
Aktuelles Gewicht: 203,3 kg
Nutzlast 83,0 kg
Stromversorgung: 5.522,4 Watt @ 1 AE
Strom beim Start: 5.534,0 Watt @ 1 AE
Eigenstromverbrauch: 0,0 Watt
Maximal nutzbar: 8.101,0 Watt
Gewicht Stromversorgung: 65,1 kg
Spezifisches Gewicht Stromversorgung: 85,0 W/kg
Treibstoff beim Start: 57,4 kg
Treibstoff aktuell: 10,7 kg
Tanks: 8,6 kg
Tankanteil: 15,00 Prozent
Treibstoff für maximal: 8.000 m/s
Anzahl Triebwerke: 2 Stück
Gewicht Triebwerke: 17,8 kg
Gewicht Strukturen: 17,8 kg
Stromversorgungsart: Solar
Triebwerkseinstellungen
Bezeichnung Triebwerk: NSTAR
Spezifischer Impuls: 30.695,0 m/s
Schub pro Triebwerk: 0,093 Newton
Treibstoffverbrauch pro Triebwerk: 0,261 kg/d
Strom pro Triebwerk: 2.567 Watt
Gewicht Triebwerk: 8,90 kg
Effizienz: 55,42 Prozent
Differenz zur Kreisgeschwindigkeit bei Simende: 266,0 m/s
Differenz zur Fluchtgeschwindigkeit bei Simende: -399,2 m/s
Gesamte Geschwindigkeitsänderung: 6.342,0 m/s

Nun dauert es mit knapp 106 Tagen nur unwesentlich länger als bei Capstone und es bleiben 83 kg Nutzlast. Das könnte man leicht noch optimieren, indem man die Tanks verkleinert die bei Erreichen der Endbahn immer noch 10,7 kg Treibstoff haben und einen Leermasseanteil von 15 % haben.

Bei solchen lang dauernden Transferoperationen wären also Ionentriebwerke eine Alternative, vor allem eine welche die Nutzlast drastisch steigern könnte. Aber ich glaube nicht, das man sich dazu durchringt. Denn es gibt natürlich noch den Kostenfaktor. Ich weiß nicht wie viel diese Ionenantriebsstufe kostet, aber für den Start blätterte man ja nur 7,3 Millionen Dollar hin und da macht schon die Elektron einen großen Anteil aus. Auch die Feststoffoberstufe wäre zu teuer. Zudem geht es bei der Mission ja nur darum die Kommunikation zu erproben. Capstone hat keinerlei wissenschaftliche Aufgabe oder führt Instrumente mit, sich deswegen ist er ja so leicht. Denkt man aber etwas weiter, so kann man so natürlich auch Sonden zu Mars, Venus oder anderen Zielen schicken. Mit einem NSTAR hat man bei Erreichen der Einflussphäre der Erde eine Geschwindigkeit von 43,7 m/s über der Fluchtgeschwindigkeit – klingt nach wenig, ist bei der niedrigen Geschwindigkeit von rund 900 m/s in rund 930.000 km Distanz aber eine Überschussgeschwindigkeit von 287 m/s. Für eine Marstransferbahn benötigt man dann nur noch 3 bis 3,5 km/s und für eine Venustransferbahn 2,4 km/s. Das lässt bei Mars mindestens 66 kg Nutzlast zu und bei der Venus 74 kg. Das ist immer noch wenig, aber gemessen an 250 kg Startnutzlast ist es viel. Die Gesamtbetriebszeit liegt bei einem erträglichen Jahr. Mit dem T6 erhält man etwas bessere Werte, maximal 88 kg zur Venus. Und das ist auch ein Mehrfaches der 13,5 kg die Marco, der Mars Cubesat wog. Bei rund 60 kg Masse sind sicher 10 kg für Experimente drin, letztendlich könnte man beim Ziel auch in einen Orbit einschwenken. Das bietet sich eher für kleine Körper an, bei denen das Δv auch klein ist. Man denke hier an die Missionen von Hayabusa 1+2 oder Osiris Rex. Eine Kamera ohne Teleskop und ein abbildendes Spektrometer wären in einigen Kilogramm Masse unterbringbar und würden einiges über die Kleinplaneten herausfinden können. Die Masse und Masseverteilung könnte man über die Vermessung des Funksignals herausfinden. Der NASA Trajecory Browser listet 14 Flugmöglichkeiten zu Asteroiden über 2 km Größe im Jahre 2022 – 2030 die maximal 6 km/s erfordern und maximal 4 Jahre dauern – das ist mit einem Ionenantrieb zu schaffen. 70 kg beträgt dann noch die Nutzlast wobei man bei der Solargenerator und Lageregelung einsparen würde. Vor allem spart bei den relativ großen Δv-Manövern beim Ankunftsort der Ionenantrieb Treibstoff, denn hier greift eben nicht wie bei dem Verlassen der Erde der hyperbolische Exzess, weil diese Körper dazu viel zu klein sind. Je nach Ziel sind dazu 0,8 bis 2 km/s nötig. Mein Favorit ist der Komet 320P/McNaught. Bei einem Start am 11.6.2024 mit einem c3 von 28,2 km²/s² gibt es am 29.6.2025 ein DSM mit 582 m/s, gefolgt von einem Erdvorbeiflug am 4.8.2026 mit 72 m/s Korrektur und erreicht den Kometen 6.8.2028 wozu dann noch 800 m/s fehlen. Einzier Wermutstropfen ist die hohe Distanz von 4,91 AE, die bei 200 Watt für die Raumsonde etwa 5 kW Ausgangsleistung nötig macht, dummerweise ist die Ankunft dann auch nahe des Aphels, sodass man keinen Ionenantrieb nutzen kann. Das wäre dann nur eine Vorbeiflugsmission, allerdings mit relativ kleiner Geschwindigkeit von 800 m/s. Etwa 70 kg könnte man zu diesem Kometen schicken.

3 thoughts on “Cubesats zum Mond und darüber hinaus

  1. Der Kostenfaktor spricht vernutlich gegen das Ionentriebewerk.

    Aber für Länder mit Leistungschwachen Trägern (Iran, Süd und Nordkorea) Wäre das eine Optiom für Planetensonden.

  2. Hallo Bernd: kleiner Tipp von mir, schreib mal

    was was die forenteilnehmer mehr elektrisiert, Z. B. kontaktabruch zum Cubesat
    Projekt Kuiper Oneweb Ariane 6 Starlink 2.0. von den 550 Millionen Europäern hast Du derzeit nur sehr wenig feedback.
    Was ich so an Dir mag….. du weist verdammt viel über Computer, Raumfahrt, Lebensmittel, Allgemeinbildung.
    Ich kann da nicht ganz mithalten, mach aber sicher 10 bis 20 mal soviel Kohle, wie Du. und versuche gutes zu tun, also
    kein Protz wie SUV Jacht usw. Du bist halt ein linksgrüner, der meint am deutschen Wesen wird die Welt genesen.

    1. Ich schreibe was mich bewegt.

      Was Forenteilnehmer diskutieren, ist mir egal, ich bin auch kein Nachrichtenportal, das über jede noch so kleine meldung einen Artikel verfasst, zumal das innerhalb von tagen schon überholt sein kann wie bei Capstone.

      Das Geldverdienen und Recherche / Blog schreiben sich gegenseitig ausschließen, außer Du hast den 48 Stunden tag erfunden, dürfte klar sein. Aber viel Spass bei deinen siebenstelligen Einkünften pro Jahr. Die kannst Du (als Tipp von einem Linksgrünen) ja mal in meine bücher oder eine angleichung meines einkommens an deines investieren.

      Ich schreibe für die Classes nicht Masses, zudem glaube ich nicht das 550 Millionen Europäer Deutsch lesen können.

      Der Rest macht für mich keinen Sinn sondern sieht nach einer Schlagwortwolke aus voll mit Begriffen über die es kaum Infos gibt, was insbesondere bei Ariane 6 als öffentlich gefördertem Projekt sehr bedenklich ist. Das die Firmen nicht mit Informationen raus rücken ist ihr gutes Recht. Abr auch das war früher mal ganz anders, da waren Firmen stolz auf ihre Produkte und gaben gerne technische einzelheiten weiter.

Schreibe einen Kommentar

Deine E-Mail-Adresse wird nicht veröffentlicht.

Diese Website verwendet Akismet, um Spam zu reduzieren. Erfahre mehr darüber, wie deine Kommentardaten verarbeitet werden.