Mit Kernreaktoren schnell zur Heliopause

Damit ihr mir nicht den Blog verlasst, heute wieder ein kleiner Zwischenblog, der sich – wie sollte es auch anders sein – vom meinem aktuellen Buch ableitet. Das wird immer umfangreicher, gestern habe ich die 500 Seiten überschritten. Es wird wohl mein umfangreichstes Einzelwerk werden, Aber ich sehe Licht am Ende des Tunnels, ich bin gerade bei Uranus den ich diese Woche noch abschließen werde, dann kommt noch Neptun und die Sonden. Leider wird es bei 500 Seiten und Farbbabildungen auch teurer, ich rechne nun mit 50 Euro.

Was Voyager heute, lange nach den Vorbeiflügen an den vier Gasriesen so wertvoll macht, ist ihre Entfernung. Seit 2004/2008 haben sie die Grenze der Heliopause überschritten und befanden sich bis 2012/2018 in der Zone in der sich interstellares und solares Medium durchmischen. Seitdem sind sie im interstellaren Medium, aber doch noch nicht so ganz – die Teilchenumgebung wird schon von der galaktischen Materie dominiert, das Magnetfeld aber noch nicht. Ich glaube aber nicht das sie in der Zeit, die ihnen noch bleibt, bis man auch die letzten Instrumente abschalten muss, das reine interstellare Medium erreichen.

Leider muss man bei Voyager immer mehr Experimente aus Strommangel abschalten. Dazu kommt, dass die Experimente natürlich auch auf dem Stand der siebziger Jahre sind. Schon jetzt sind nicht alle aktiv die man sich wünschen würde. Schön wäre es, wenn man eine oder vielleicht mehrere Sonden wieder ins interstellare Medium schicken könnte, aber vielleicht schneller, die Voyagers sind ja 45 Jahre unterwegs. Gut, es geht schneller – wenn man eine Sonde mit Voyagers Startgeschwindigkeit bis auf wenige Tausend Kilometer an Jupiter heranlenkt so kann man die Reisezeit verkürzen, aber nicht wesentlich.

Die sicherste Möglichkeit die Reisezeit zu verkürzen ist eine dauernde Beschleunigung durch einen Ionenantrieb. Das grundlegende Problem ist, das dieser eine Stromversorgung braucht und zwar eine die unabhängig von der Sonne ist.

Dafür kommen nur Kernreaktoren in Frage. Weltraumtaugliche Kernreaktoren hat die UdSSR mal eingesetzt, allerdings nur mit Leistungen von einigen Kilowatt. Die USA haben es neben einem Test (SNAP 10A) bei Konzepten belassen. Sie arbeiten derzeit an Reaktoren für eine bemannte Marsmission doch sie sind viel zu schwer und haben mit maximal 10 kW Leistung zu wenig Power. Für eine Raumsonde benötigt man Kernreaktoren im Bereich einiger 100 kW Leistung.

Die USA haben mal ein Konzept dafür ausgearbeitet und auch einen Experimentalreaktor (SAFE) mit 100 kW Leistung entwickelt. Auf dem will ich aufbauen.

Die erste Frage, die es zu klären gibt, sind die Parameter des Reaktors. SAFE-400 produziert 400 kW thermische Leistung und 100 kW elektrische Leistung bei 512 kg Gewicht. Das ist sicher ohne einen Schutzschild, wie er gegen Unfälle wie dem Versagen der Trägerrakete nötig ist. Daher habe ich die Masse auf 1.000 kg erhöht.

Die nächste Frage ist, wie lange der Reaktor Strom liefert. Ich kenne mich mit Atomkraftwerken wenig aus, aber ich weiß, dass die Brennstäbe nach einigen Jahren ausgewechselt werden. Man kann aus ihnen nicht wie bei dem Zerfall von Isotopen in RTG über Jahrzehnte Energie gewinnen. Sind sie „ausgebrannt“ so geben sie noch Wärme ab, bis kurzlebige Isotope zerfallen sind, dafür sind sie in einem Abklingbecken, aber es gibt keine Kettenreakion mehr. Das mag noch etwas Strom nach dem Ausbrennen liefern, aber es dürfte wenig sein. Hier fand ich den Hinweis, das ein Brennelement bis zu sieben Jahre genutzt werden kann. Die Stromproduktion ist unregelmäßig. Sie muss zum Schluss abfallen, sonst würde es beim Herausnehmen ja noch eine Kettenreaktion geben, die ja die Zerfallswärme produziert aus der Srom gewonnen wird. Sie wird aber auch nicht linear sein, da soweit ich informiert bin, zuerst weitere spaltbare Elemente entstehen, die dann nach kurzer Zeit noch mehr Leistung als am Anfang abgeben. Ich bin im folgenden von einer Nutzungsdauer des Reaktors von 7 Jahren und 60 % mittlere Leistung ausgegangen, also 60 kW.

Damit kann man den Verbrauch an Treibstoff berechnen, wobei ich das leistungsfähigste Triebwerk genommen habe das die USA haben, das HIPEP.

Hipep
Stromverbrauch 9.700 – 39.300 W
Schub: 240 – 670 mN
Spezifischer Impuls 5970 – 9620 s
Gesamteffizienz 72 – 80 %
Gewicht: 47 kg
Stromstärke 40 A
Treibstoffdurchsatz 4000 kg

Es bieten sich zwei Treibwerke an, die auf 30 kW abgeregelt werden. Wegen der begrenzten Lebensdauer benötigt man vier, um einen Ausfall abzufangen. Dazu kommen noch Subsysteme für das Triebwerk, vor allem ebenfalls wegen geringer Lebensdauer redundant vorhanden, die Stromversorgungs- und Regelsysteme. Die mögen nochmals das Gleiche wiegen, so kommt man auf 376 kg für das Triebwerk. Andere Triebwerke habe ich nicht untersucht da je länger ich ein Triebwerk betreibe, umso wichtiger ist der hohe spezifische Impuls da so die Treibstoffmenge sinkt, und das HIPEP hat den höchsten spezifischen Impuls.

Basierend auf der Strommenge, den Daten des Triebwerks und der Dauer kann man den Treibstoffumsatz berechnen und ich komme auf 2.392 kg. Rechnet man mit Resten und Treibstoff für Lageregelung so sind es 2.500 kg. Die Druckgastanks wiegen für Xenon bei leichten CFK-Verbundwerkstoff in etwa ein Zehntel des Inhalts, das sind 250 kg und zuletzt braucht man noch Strukturen wie Leitungen, Streben die alles verbinden etc. das sollen weitere kg sein. Dazu käme noch die Sonde, sodass eine Startbilanz so aussieht:

System Gewicht
Sonde: 1.000 kg
Kernreaktor: 1.000 kg
Treibstoff: 2.500 kg
Tanks: 250 kg
Ionentriebwerke: 376 kg
Strukturen: 274 kg
Gesamt: 5.400 kg
Leistung: 60 kW über 7 Jahre

Eine Startmasse von 5,4 t ist durchaus etwas was eine Vulcan in den größeren Ausbaustufen oder eine Falcon Heavy auf eine Fluchtbahn befördern kann. Das mindert auch ein bisschen das Risiko, z.B. bei einem Ausfall in einem Erdorbit. Ich bin daher von einer Fluchtbahn ausgegangen. Die erste Simulation ohne Überschussgeschwindigkeit:

 

Bahnen
Bahnform Bahn ist eine Ellipse
Perihel/Perigäum: 149.994.651,66 km
Aphel/Apogäum: 150.000.000,00 km
Umlaufszeit: 1 J 4 d
Bahnen
Bahnform Bahn ist eine Hyperbel
Perihel/Perigäum: 649.730.659,89 km
Aphel/Apogäum: -759.713.387,07 km
Missionszeit mit Freiflugphase 18 J 207 d
Simulationseinstellungen
Maximale Simulationsdauer: 54 J 290 d
Simulationsdauer 11 J 172 d
davon angetrieben: 7 J 35 d
Schrittweite: 1.000,0 s
Entfernung bei Sim-Ende: 22.499,3 Mill. km
Geschwindigkeit bei Sim-Ende: 49.564,4 m/s
Startgeschwindigkeit: 29.679,0 m/s
Schubrichtung: Winkel zur Bewegungsrichtung 0,0 Grad
Abbruchbedingung der Simulation: Bis Zielperi/apopunkt erreicht
Ionentriebswerksmodul
Startgewicht: 5.400,0 kg
Aktuelles Gewicht: 3.008,0 kg
Nutzlast 1.000,0 kg
Stromversorgung: 60.000,0 Watt @ 1 AE
Strom beim Start: 60.000,0 Watt @ 1 AE
Gewicht Stromversorgung: 1.000,0 kg
Treibstoff beim Start: 2.392,0 kg
Treibstoff aktuell: 0,0 kg
Tanks: 250,0 kg
Anzahl Triebwerke: 2 Stück
Gewicht Triebwerke: 376,0 kg
Gewicht Strukturen: 274,0 kg
Stromversorgungsart: Nuclear
Triebwerkseinstellungen
Bezeichnung Triebwerk: HIPEP High Trust
Spezifischer Impuls: 95.714,0 m/s
Schub pro Triebwerk: 0,511 Newton
Treibstoffverbrauch pro Triebwerk: 0,462 kg/d
Strom pro Triebwerk: 30.000 Watt
Gewicht Triebwerk: 47,00 kg
Effizienz: 81,59 Prozent
Gesamtzeit mit Freiflugphase: 18 J 207 d
Differenz zur Fluchtgeschwindigkeit bei Simende: 47.930,2 m/s
Gesamte Geschwindigkeitsänderung: 56.004,7 m/s

Bis zu einer Distanz von 150 Ae, in der Distanz befand sich Voyager 1 2020, also nach 43 Jahren, benötigt man nur knapp 19 Jahre, das liegt immerhin in einem Bereich denn man auch heute für Missionen ansetzt. Neptun Odyssey soll 2033 starten und 2049 Neptun erreichen, das sind 16 Jahre.

Die nächste Überlegung war, ob es noch etwas schneller geht, wenn ich schneller starte. Starte ich mit 4 km/s mehr, das entspricht beim Start von der Erde nur rund 0,7 km/s mehr, und ist eine Geschwindigkeit die man auch für Marsmissionen braucht sieht es so aus.

Bahnen
Bahnform Bahn ist eine Ellipse
Perihel/Perigäum: 150.000.000,00 km
Aphel/Apogäum: 271.728.802,74 km
Umlaufszeit: 1 J 249 d
Bahnen
Bahnform Bahn ist eine Hyperbel
Perihel/Perigäum: 755.399.412,38 km
Aphel/Apogäum: -853.184.420,98 km
Missionszeit mit Freiflugphase 17 J 181 d
Simulationseinstellungen
Maximale Simulationsdauer: 54 J 290 d
Simulationsdauer 10 J 146 d
davon angetrieben: 7 J 35 d
Schrittweite: 1.000,0 s
Entfernung bei Sim-Ende: 22.499,3 Mill. km
Geschwindigkeit bei Sim-Ende: 52.592,8 m/s
Startgeschwindigkeit: 33.679,0 m/s
Schubrichtung: Winkel zur Bewegungsrichtung 0,0 Grad
Abbruchbedingung der Simulation: Bis Zielperi/apopunkt erreicht
Ionentriebswerksmodul
Startgewicht: 5.400,0 kg
Aktuelles Gewicht: 3.008,0 kg
Nutzlast 1.000,0 kg
Stromversorgung: 60.000,0 Watt @ 1 AE
Strom beim Start: 60.000,0 Watt @ 1 AE
Gewicht Stromversorgung: 1.000,0 kg
Treibstoff beim Start: 2.392,0 kg
Treibstoff aktuell: 0,0 kg
Tanks: 250,0 kg
Anzahl Triebwerke: 2 Stück
Gewicht Triebwerke: 376,0 kg
Gewicht Strukturen: 274,0 kg
Stromversorgungsart: Nuclear
Triebwerkseinstellungen
Bezeichnung Triebwerk: HIPEP High Trust
Spezifischer Impuls: 95.714,0 m/s
Schub pro Triebwerk: 0,511 Newton
Treibstoffverbrauch pro Triebwerk: 0,462 kg/d
Strom pro Triebwerk: 30.000 Watt
Gewicht Triebwerk: 47,00 kg
Effizienz: 81,59 Prozent
Gesamtzeit mit Freiflugphase: 17 J 181 d
Differenz zur Fluchtgeschwindigkeit bei Simende: 49.179,4 m/s
Gesamte Geschwindigkeitsänderung: 56.004,7 m/s

Der Gewinn ist klein, es ist ein Jahr. Wesentlich sinnvoller scheint es mir zu sein, einen größeren Reaktor einzusetzen. Ein größerer Reaktor hat folgende Vorteile:

Die Energieerzeugung steigt mit dem Volumen, aber das Kühlsystem und die Abschirmung müssen sich nach der Oberfläche richten. Während das Volumen aber Verdopplung des Durchmessers um das Achtfache steigt, ist es die Oberfläche nur um den Faktor vier. Das Gewicht steigt also um die Dimension 2/3. Ein 500 kW Reaktor würde nicht 5.000 kg, sondern nur 3.000 kg wiegen. Auch bei den Ionentriebwerken könnte man sparen. Man müsste nicht herunterzuregeln und käme mit acht anstatt zwei aus, das spart wenn man die Mehrleistung sieht weitere 200 kg ein. Natürlich steigt die Gesamtmasse an und so etwas bekommt man nur vom Erdorbit aus gestartet:

System Gewicht
Sonde: 1.000 kg
Kernresktor: 3.000 kg
Treibstoff: 12.000 kg
Tanks 1.200 kg
Ionentriebwerke: 752 kg
Streukturen: 448 kg
Gesamt: 18.400 kg
Leistung: 300 kW über 7 Jahre

Ich bin von einem 500 km hohen Orbit ausgegangen und habe zuerst eine Fluchtbahn errechnet:

Bahnen
Bahnform Bahn ist eine Ellipse
Perihel/Perigäum: 500,00 km
Aphel/Apogäum: 501,72 km
Umlaufszeit: 1 h 34 m
Bahnen
Bahnform Bahn ist eine Ellipse
Perihel/Perigäum: 608.186,31 km
Aphel/Apogäum: 4.178.344,05 km
Umlaufszeit: 1 J 63 d
Missionszeit mit Freiflugphase 354 d 9 h
Simulationseinstellungen
Maximale Simulationsdauer: 54 J 290 d
Simulationsdauer 10 s
davon angetrieben: 354 d 9 h
Schrittweite: 10,0 s
Entfernung bei Sim-Ende: 924.524,0 km
Geschwindigkeit bei Sim-Ende: 830,8 m/s
Startgeschwindigkeit: 7.613,0 m/s
Simulationsvorgaben
Schubrichtung: Winkel zur Bewegungsrichtung 0,0 Grad
Abbruchbedingung der Simulation: Bis Zielperi/apopunkt erreicht
Ionentriebswerksmodul
Startgewicht: 18.400,0 kg
Aktuelles Gewicht: 17.091,0 kg
Nutzlast 1.000,0 kg
Stromversorgung: 300.000,0 Watt @ 1 AE
Gewicht Stromversorgung: 3.000,0 kg
Treibstoff beim Start: 12.000,0 kg
Treibstoff aktuell: 10.691,0 kg
Tanks: 1.200,0 kg
Anzahl Triebwerke: 8 Stück
Gewicht Triebwerke: 752,0 kg
Gewicht Strukturen: 448,0 kg
Stromversorgungsart: Nuclear
Triebwerkseinstellungen
Bezeichnung Triebwerk: HIPEP High Trust
Spezifischer Impuls: 95.714,0 m/s
Schub pro Triebwerk: 0,511 Newton
Treibstoffverbrauch pro Triebwerk: 0,462 kg/d
Strom pro Triebwerk: 30.000 Watt
Gewicht Triebwerk: 47,00 kg
Effizienz: 81,59 Prozent
Gesamtzeit mit Freiflugphase: 354 d 9 h
Differenz zur Fluchtgeschwindigkeit bei Simende: 801,5 m/s
c3: -0,17 km²/s²
Gesamte Geschwindigkeitsänderung: 7.063,6 m/s

Abbruchkriterium war das Erreichen der Einflussphäre der Erde. Hier hat die sonde schon ein Plus von 800 m/s, das man nun zur Sonnenumlaufbahn addieren kann. Dafür hat man schon 1,4 t Treibstoff vebraucht. Trotzdem gibt es einen Gewinn:

Bahnen
Bahnform Bahn ist eine Ellipse
Perihel/Perigäum: 150.000.000,00 km
Aphel/Apogäum: 167.903.501,86 km
Umlaufszeit: 1 J 37 d
Bahnen
Bahnform Bahn ist eine Hyperbel
Perihel/Perigäum: 635.327.757,70 km
Aphel/Apogäum: -669.967.215,96 km
Missionszeit mit Freiflugphase 12 J 269 d
Simulationseinstellungen
Maximale Simulationsdauer: 54 J 290 d
Simulationsdauer 4 J 294 d
davon angetrieben: 7 J 339 d
Schrittweite: 1.000,0 s
Entfernung bei Sim-Ende: 22.499,4 Mill. km
Geschwindigkeit bei Sim-Ende: 89.426,1 m/s
Startgeschwindigkeit: 30.500,0 m/s
Simulationsvorgaben
Schubrichtung: Winkel zur Bewegungsrichtung 0,0 Grad
Abbruchbedingung der Simulation: Bis Zielperi/apopunkt erreicht
Ionentriebswerksmodul
Startgewicht: 17.091,0 kg
Aktuelles Gewicht: 6.400,0 kg
Nutzlast 1.000,0 kg
Stromversorgung: 300.000,0 Watt @ 1 AE
Gewicht Stromversorgung: 3.000,0 kg
Treibstoff beim Start: 12.000,0 kg
Treibstoff aktuell: 0,0 kg
Tanks: 1.200,0 kg
Anzahl Triebwerke: 8 Stück
Gewicht Triebwerke: 752,0 kg
Gewicht Strukturen: 448,0 kg
Stromversorgungsart: Nuclear
Triebwerkseinstellungen
Bezeichnung Triebwerk: HIPEP High Trust
Spezifischer Impuls: 95.714,0 m/s
Schub pro Triebwerk: 0,511 Newton
Treibstoffverbrauch pro Triebwerk: 0,462 kg/d
Strom pro Triebwerk: 30.000 Watt
Gewicht Triebwerk: 47,00 kg
Effizienz: 81,59 Prozent
Gesamtzeit mit Freiflugphase: 12 J 269 d
Differenz zur Fluchtgeschwindigkeit bei Simende: 86.052,6 m/s
Gesamte Geschwindigkeitsänderung: 94.016,0 m/s

Addiert man zu den knapp 13 Jahren noch das knappe Jahr, das man benötigt um die Erdumlaufbahn zu verlassen, so ist man bei 14 Jahren um 150 AE zu erreichen. Noch bedeutender: die Sonde ist nun mit 87 km/s unterwegs. Bei Voyager sind es rund 15 km/s und bei der ersten Simulation waren es 56 km/s. Das liegt daran, dass die Trockenmasse viel weniger ausmacht (5,4 t / 3 t = 1,8, 18,4 t / 6,4 t = 2,875) und entsprechend nach der Raketengrundgleichung eine höhere Endgeschwindigkeit resultiert. Das bedeutet, auch zukünftig ist sie Sonde schneller unterwegs mit 89 km/s, fast sechsmal schneller als Voyager 2. In 10 weiteren Jahren ist sie schon bei 53 Milliarden Kilometern, also der mehr als der doppelten Distanz. Diese Sonde hat die Chance das interstellare Medium wirklich zu erreichen und zwar in einer auch für Menschen erträglichen Frist.

Einen Vorbeiflug habe ich nicht vorgesehen. Er könnte weiter beschleunigen, aber nicht viel. Das Grundsätzliche Problem ist das sie schnell beschleunigt. Hier mal eine Übersicht der Planeten:

Planet Distanz Reisedauer Geschwindigkeit
Jupiter 780 2 Jahre 201 Tage 22,1 km/s
Saturn 1427 3 Jahre 96 Tage 28,8 km/s
Uranus 2735 4 Jahre 289 Tage 41,6 km/s
Neptun 4427 5 Jahre 335 Tage 55,9 km/s

Voyagers Relativgeschwindigkeiten betrugen zwischen 13 und 17 km/s. Schon bei Jupiter ist sie fast doppelt so schnell unterwegs, der Encounter der bei Voyager knapp 3 Monate dauerte, wäre in 45 Tagen vorbei. Bei den äußeren Planeten ist sie noch viel schneller. Da vor allem die Phase interessant ist, in der sie dem Planeten nahe ist ergibt sich die doppelte Schwierigkeit das sie immer kürzer wird und gleichzeitig die Relativgeschwindigkeit immer größer wird, womit Bilder durch die Bewegungsunschärfe undeutlich wären. Voyager 2 brauchte 5 Stunden 14 Minuten von Neptun bis Triton. Diese Sonde schafft das (ohne Gravitationsbeschleunigung) in eindreiviertel Stunden.

Das ist auch das Hauptgegenargument gegen eine Passage eines Kuipergürtel Objektes. Diese befinden sich noch weiter draußen, sodass man die Endgeschwindigkeit von fast 90 km/s annehmen kann, vor allem aber ist es dort noch viel dunkler, die Beleuchtungsstärke nimmt ja mit siegender Sonnenentfernung ab. Wir haben also die Forderung nach längeren Belichtungszeiten und gleichzeitig eine viel größere Bewegungsunschärfe.

Ich denke man kann einen der Planeten passieren, wenn er auf dem Weg ist, sollte aber die Erwartungen nicht zu hoch hängen. Immerhin – Investiert man etwas Gewicht in einige zusätzliche Ionentriebwerke, die nicht wie die Haupttriebwerke längs der Bewegungsachse angebracht sind und so die Kombination drehen können, so könnte man der Bewegungsunschärfe Herr werden. Hält man direkt auf den Planeten ziu, das heißt passiert ihn in geringem Abstand (ist zumindest bei allen außer Saturn denkbar), so gibt es eine kleine Relativbewegung gegenüber dem Planeten und man muss nicht viel oder gar nichts ausgleichen. Problematisch sind hier eher die Satelliten, bei denen diese Technik bei Voyager auch eingesetzt wurde. Aufgrund der Größe und damit der Zeit die man hat Aufnahmen zu machen aber auch der Geschwindigkeit eignen sich Jupiter und Saturn am besten. Eine Rolel wird sicher spielen was man erforschen will. Prinzipiell gibt es drei mögliche Richtungen:

  • In die Bewegungsrichtung der Sonne: man kreuzt den Terminationsschock und gelangt am schnellsten in das interstellare Medium
  • Senkrecht dazu: man ist deutlich länger im solaren Medium, der Übergang in das interstellare Medium dauert wesentlich länger
  • Gegen die Bewegungsrichtung: man durchquert den langen Magnetschweif der Sonne mit eienr langen Übergangszone

Eventuell lohnt es sich daher drei Sonden zu schicken und da es für jede einen Winkelbereich von 90 Grad gibt sollte sich auch für jede ein Planet geben, den sie passieren kann.

Nur für eine Sonde wird man einen Kernreaktor sicher nicht bauen, aber es gäbe durchaus noch andere Einsatzmöglichkeiten.

Die Marsexpedition benötigt einen Kernreaktor: Die ISS hat 220 kW Leistung da wären 100 kW für eine Marsexpedition in derselben Region.

  • Größere Kernreaktoren bei einer Marsexpedition könnten einen Antrieb antreiben. Beim Mannschaftstransport reduziert dies den chemischen Treibstoffbedarf, bei unbemannten Teilen der Expedition /Ausrüstung, Habitate) steigert es die Nutzlast.

Daneben gibt es vier größere vorgeschlagene Missionen bei denen man Nutzlast und/oder Reisedauer bedeutend steigern könnte:

  • Mars Sample Return
  • Uranus Orbiter/Probe
  • Enceladus Orbilander
  • Neptune Odyssey

Da für diese zum Teile eine SLS als Träger angedacht ist, man hier aber in den Bereich einer Vulcan Centaur abrutscht wäre es auch finanziell lohnenswert. Gerade das denke, ich dürfte eine Hauptantriebsfeder sein. Mit einem Reaktor dieser Klasse und etwas Zeit kann man die Nutzlast einer SLS mit einer New Glenn oder Falcon Heavy transportieren und dann spart man wirklich ne Menge Geld ein.

4 thoughts on “Mit Kernreaktoren schnell zur Heliopause

  1. Ich bin kein Experte, glaube aber gehört zu haben daß „abgebrannte“ Reaktorelemente noch immer 60-80% spaltbares Material beinhalten.
    Ein Reaktorelement gilt dann als abgebrannt, wenn die innere Kristallstruktur
    einen gewissen Grad an Brüchen enthält, die die Reaktion stören oder durch die strukturellen Schäden Schwierigkeiten bei der Betriebssicherheit erhöhen.

    Wie gesagt, das ist nur ungesundes Halbwissen, vielleicht kann einer der Mitleser eine profundere Beschreibung liefern..

    Meint Ralf mit Z

    1. Ein frischer Brennstab in einem KKW enthält bis zu 4% Uran 235 und 96 % Uran 238 (Druck- und Siedewasserreaktoren). Zum Ende seiner Brennzeit, also nach ca. 1 Jahr hat der Brennstab noch ca. 1% Uran 235. Diesen Brennstab dann in einen Castor zu packen und für ca. 1Mill. Jahre in der Erde zu verbuddeln ist schizophren. Besser ist es diesen Brennstab durch Aufarbeitung unter gleichzeitiger Energiegewinnung wieder auf 4% Uran 235 anzureichern. Das als kleiner Exkurs am Thema vorbei. Ansonsten halte ich die hier vorgestellten Bahndaten für plausibel, nicht jedoch die Massenbilanz für einen über 7 Jahre zuverlässlich funktionieren sollenden Kernreaktor als Energiequelle für den elektrischen Antrieb einer Sonde. Es gibt bis heute keinen ausgereiften Kernrektortyp für die hier dargestellten Missionsentwürfe. Wünschenswert sind diese Missionen in den nahen interstellaren Raum aber allemal.

  2. Ach ja, nochwas zum Buch:

    für 1 Euro 10 Seiten sind bei Deiner Info-Qualität ein guter Deal
    Ich kaufe auch Bücher, wo ich für 250 bis 300 Seiten 50 Euro zahlen muß, allerdings bei gleicher Info-Qualität und „richtiger Druck“ statt BoD Druckqualität.

    Dein Buch kauf ich mir, egal wie teuer!
    Weiter so!
    Ralf mit Z

  3. Wie lange Brennelemente verwendet werden können, ist vom Reaktor abhängig. Normale deutsche Druckwasser Reaktoren laden 1x im Jahr um, ein Brennelement bleibt 3 Jahre im Reaktor. Diese Reaktoren arbeiten mit leicht angereichert Uran (5 % U235). Militär Reaktoren auf U-Booten dagegen arbeiten mit hoch angereichert Uran und können bis zu 40 Jahre ohne Austausch laufen (siehe Virginia Klasse U-Boote). Der Austausch der Brennelemente ist sehr teuer und legt ein Schiff monatelang lahm, deswegen versucht man Reaktoren zu entwickeln, bei denen dieser teure Vorgang nur selten nötig ist. Beim Flugzeugträger Enterprise müssten die Reaktoren noch alle paar Jahre neu beladen werden. Bei der Nimitz Klasse dann nur noch einmal, nach 25 Jahren.

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