Wer den Blog schon einige Jahre verfolgt, er ist nun ja auch schon 20 geworden, der weiß, ich schwärme für Ionentriebwerke. Ich mag einfach technisch überzeugende Lösungen. Und da punkten Ionentriebwerke mit spezifischen Impulsen, die zehnmal höher sind als bei chemischen Triebwerken. Wie bei allen anderen „alternativen“ Antriebskonzepten wie nuklearen Triebwerken oder Sonnensegel funktionieren sie nur ab dem Orbit, weil die Beschleunigung sehr klein ist und sie monatelang arbeiten müssen.
Es gibt eine Reihe von Einsatzmöglichkeiten. Man kann so Ziele im Sonnensystem erreichen, für die man bei chemischem Treibstoff eine enorm große Sonde brauchen würde, wie Dawn demonstrierte. Was den Einsatz im Sonnensystem noch einschränkt, ist das sie bisher von Solarzellen mit Strom versorgt werden. Sonst könnte man in überschaubaren Zeiten zu Saturn bis Pluto gelangen, wenn man eine von der Sonne unabhängige Stromversorgung wie einen (leichten) Kernreaktor hätte.
Aber es gibt einen Ort, da wären sie eigentlich schon jetzt nützlich: beim Transfer von einem LEO in einen höheren Orbit, speziell dem Navigationsorbit in rund 24.000 km Höhe oder dem geostationären Orbit in 36.000 km Höhe, da in diese Orbits doch die meisten Satelliten gehen die nicht in erdnahe Orbits gelangen. Um dorthin zu kommen, muss man eine Geschwindigkeit von 4-5 km/s gegenüber dem LEO aufwenden. Das braucht eine Menge Treibstoff. Eine Falcon 9 hat vor einigen Tagen den 7,5 t schweren Satelliten SXM-11 gestartet. 60 % des Gewichts bestehen aus Treibstoff. Das ist ein Extremfall, auch weil die Falcon 9 ihn nur in einem Sub-GTO ausgesetzt hat bei dem noch 800 m/s für den GTO fehlen. Aber 50 % Treibstoff sind normal. Man könnte, wenn man diesen Treibstoff einsparen könnte, also die Satellitenmasse verdoppeln oder ihn mit einem kleineren Träger starten.
Vor einigen Jahren gab es einen kurzzeitigen Boom von „All-Electric-Satellites“ also Kommunikationssatelliten mit einem Ionenantrieb als einzigem Antrieb (für kleinere Lage- und Geschwindigkeitsänderungen im Orbit werden Ionentriebwerke schon routinemäßig eingesetzt), doch den ersten Exemplaren sind dann keine weiteren gefolgt und so richtig haben sie das Konzept nicht durchgesetzt: sie gelangen noch immer in einen GTO und sparen nur den Übergang vom GTO in den GTO mit chemischem Treibstoff ein. Das ist aber nur der kleinere Teil der Geschwindigkeitsänderung, die vom Übergang vom LEO zum GEO nötig ist. Im GEO kommt als Netto-Masse etwa die Hälfte der GTO-Masse an, und die beträgt schon nur ein Drittel bis die Hälfte der LEO-Masse. Der oben erwähnte Satellit SXM-11 entspräche (ohne die Trockenmasse des Antriebssystems) im LEO einer Masse von etwa 2 t – ein Zehntel dessen was eine Falcon 9 in den LEO transportieren könnte.
Was wohl den Boom der „All-Electric Satellites“ gebremst hat, ist das Ionentriebwerke Monate brauchen, um die Geschwindigkeitsänderung aufzubringen. Dazu kommt die Strahlenbelastung, weil die Satelliten dann die ganze Zeit die beiden Van-Allen-Gürtel durchfliegen. Im LEO sind sie unterhalb des inneren Gürtels und im GEO oberhalb des äußeren Gürtels. Aber das ist ein Problem, dem man durch Abschirmung begegnen kann. Für einen schnellen Transfer vom LEO in den GEO ist aber die Stromversorgung von Kommunikationssatelliten einfach zu schwach.
Konzepte
Ich habe mal versucht auszurechnen wie eine Alternative zum chemischen Antrieb aussehen könnte. Und zwar in drei Stufen:
- Eine Ionenantriebsstufe – ein Ersatz für die Stufe die den Satelliten vom LEO in den GEO bringt und seinen Apogäumsantrieb ersetzt. Sie könnte auch danach dauerhaft mit dem Satelliten verbunden bleiben und seine Lageregelung übernehmen, aber normalerweise würden dann die Satelliten dies selbst tun.
- Eine mehrfach wiederverwendbare Stufe – sie führt einen Transfer in den GEO durch kehrt in den Leo zurück und holt den nächsten Satelliten ab. Dies wiederholt sie so oft bis ihr Treibstoff ausgeht.
- Eine wiederauftankbare mehrfach wiederverwendbare Stufe – sie führt einen Transfer in den GEO durch kehrt in den LEO zurück und holt den nächsten Satelliten ab. Der transferiert den Treibstoff, den sie für die Bahnanhebung braucht aus seinen eigenen Tanks. Eine solche Stufe könnte so lange betrieben werden bis die Ionentriebwerke ausfallen, das sind mehrere Jahre Betriebszeit. Mit überzähligen Ionentriebwerken noch weitaus länger.
Aufbau
Fangen wir mit den Einzelteilen an. Wir brauchen eine kompetente Stromversorgung. Der größte Solarzellenflügel, den ich kenne, stammt von JUICE. Sie hat zwei Flügel von 85 m² Fläche die zusammen eine Leistung von 700 Watt bei Jupiter liefern und zusammen 350 kg wiegen. Die Solararrays von JUICE sind auf den Betrieb im Jupiterorbit ausgelegt, so haben sie eine Extra-Glasschicht welche die Strahlenbelastung reduziert und spezielle Solarzellen die für -180 Grad Betriebstemperatur ausgelegt sind. 85 m² würden bei einem heutigen Standard von 29 % Wirkungsgrad (Rekord liegt bei 34,4 %) 33 kW Leistung liefern. Ich rechne mit 30 kW da nicht die ganze Fläche belegt ist. JUICE hat zwei Flügel, geometrisch wären maximal vier Flügel möglich, das wären maximal 60 kW Leistung.
Das ist nicht bezogen auf das Gewicht das Optimum. Erreicht werden 60 W/kg. Schon Dawn hatte Solararrays die 80 W/kg erreichten, aber mit 11 kW Leistung waren sie kleiner. Das Optimum wären die Ultraflex-Arrays die es allerdings nur als kreisförmige Flächen gibt, bis zu 33 kW sollen möglich sein, praktisch wurden bisher 5,5 m Durchmesser eingesetzt das sind 7 kw Leistung pro Flügel bei 40 kg Masse, also 175 W/kg. Ich habe aber die JUICE Arrays genommen, weil ich auf vorhandene Hardware zurückgreifen will und zudem schützt die Glasschicht natürlich auch vor dem irdischen Strahlengürtel.
Ionenantriebe mit 60 kW Leistungsbedarf (4 Flügel) sind kommerziell nicht verfügbar. Ionenantriebe werden für die Lageregelung von Satelliten hergestellt und da reichen Leistungen von einigen Kilowatt. Das Gros der verfügbaren Module liegt bei 2 bis 7 kW Stromaufnahme. Doch das ist kein Showstopper, man kombiniert einfach mehrere Antriebe, so wie man dies bei Dawn und BepiColombo schon tat. Ich habe das RIT 2X herausgesucht das eine maximale Leistungsaufnahme von 5,3 kW hat. Davon bräuchte man dann 11 Stück. Eines wiegt rund 10 kg, das Gewicht kann man aber verdoppeln, da man auch noch einen Spannungswandler braucht, um die Hochspannung zu erzeugen.
Der Treibstoff ist das Edelgas Xenon. Es gibt inzwischen dafür recht leichte Tanks. Ein Tank von MT-Aerospace fasst maximal 900 Liter bei 187 Bar Druck, das sind bei dem Druck 990 kg Xenon bei 85 kg Gewicht des Tanks. Von dem Tank braucht man eventuell mehrere, das wird die Rechnung noch zeigen.
Dann braucht man noch eine Art Mini-Satellit. Hauptanteil ist die Struktur, in die die Tanks eingebettet sind, der die Ionentriebwerke aufnimmt und vor allem an der man die Flügel anbringt. Dazu Avionik, Thermalregulation, Kommunikation und einen Satellitenadapter, da sind wir leicht bei 500 kg Gewicht.
Wenn man dann weiß, wie schwer der Satellit ist, kann man eine erste Massenbilanz aufstellen. Ich gehe von einem Startgewicht von 2,5 t aus, das entspricht einem Satelliten, der, wenn er von Kourou aus gestartet wird 4,8 t im GTO wiegt, wenn man die Leermasse des Apogäumsantriebs einbezieht. Für einen Start von Cape Canaveral aus wäre es noch ungünstiger, weil eine höhere Bahnneigung abgebaut wird.
Einmal verwendbare Stufe
Geht man von einer mindestens 500 km hohen Ausgangsbahn aus und nimmt für das RIT 10 einen spezifischen Impuls von 2600 s an (der untere Bereich), so kommt man auf folgende Massenbilanz
| Komponente | Gewicht |
|---|---|
| Solararrays: | 700 kg |
| Ionentriebwerke (11 x RIT-2X) | 220 kg |
| Struktur, Avionik, etc. | 500 kg |
| Xenon mit Tank | 850 kg |
| Satellit: | 2.500 kg |
| Summe: | 4.770 kg |
Als Betriebsdauer errechnen sich bei dem spezifischen Impuls von 25.500 m/s bei dem Betrieb aller 11 Triebwerke 96 Tage. Real länger, weil vor allem anfangs viel Zeit im Erdschatten verbracht wird. Ich würde auf 120 Tage tippen, bis der GEO erreicht ist.
Die Reisedauer ist der Preis für die geringere Startmasse. Einen 4,8 t Satelliten direkt in den GTO könnte auch eine Ariane 62 transportieren die hat aber über 11 t LEO Nutzlast. Ich kann also eine kleinere Rakete wählen.
Trotzdem halte ich dieses Konzept für nicht wirtschaftlich. Zum einen haben wir im Westen keine Rakete verfügbar, die 5 t in den Orbit bringt und die meisten Newcomer, die auf den Markt drängen liegen, auch deutlich unter 5 t LEO-Nutzlast. Bei einem etwas kleineren Satelliten (1,9 t) und zwei Flügeln würde es wahrscheinlich mit einer Vega-C gehen die etwa 3,5 t in einen äquatorialen LEO bringt (Betriebsdauer dann 156 Tage). Die Solarzellen können trotz Strahlenschäden mehrere Jahre Strom liefern und die RIT-10 sind für 20.000 Stunden Betrieb qualifiziert, das sind 833 Betriebstage.
Die große Stufe ohne Auftanken mit mehrfachen Transfers
Das leitet über zum zweiten Konzept. Hier nutzen wir die Nutzlast einer Rakete aus, ich habe es mal mit der Ariane 62 und 64 berechnet mit 10 bzw. 20 t Nutzlast in einen höheren LEO (von der ISS-Nutzlast umgerechnet). Der Unterschied ist, dass man nun nach Absetzen des Satelliten vom GEO zurückkehrt und im LEO einen neuen Satelliten aufnimmt. Um diesen Satelliten, ich nenne ihn mal „unkooperativ“ aufzunehmen, braucht man eine Fixierung. Das Orbit Extension Vehikel von Boeing hat einen Haken in die Düse des Apogäumsantriebs eingeführt, aber der würde bei einem Satelliten, der direkt in den GEO transportiert wird, ja wegfallen. Ich denke vier Finger, die mit Federn gegen den Satellitenkörper drücken und von der Spitze der Stufe ausgehen, reichen. Sie müssen den Satelliten nur festhalten. Es gibt keine großen Kräfte und der Satellit selbst ist ja schwerelos. Die 11 Ionentriebwerke haben zusammen einen Schub, der auf der Erde einer Gewichtskraft von 2,5 kg entspricht. Also etwas was auf der Erde 2,5 kg halten kann, wäre leistungsmäßig schon ausreichend.
Diese Stufe würde nun so oft betrieben werden bis ihr der Treibstoff ausgeht. Hier die Rechnung bei 10.000 kg Startmasse (Ariane 62)
| Parameter | Wert | Dimension |
|---|---|---|
| Startmasse: | 10.000,0 | kg |
| Flüge: | 3 | |
| Nutzlast: | 2.500,0 | kg |
| Inertmasse: | 1.420,0 | kg |
| Leermasse: | 1.926,7 | kg |
| Strukturfaktor: | 12,000 | |
| Geschwindigkeitsänderung: | 4.500,0 | m/s |
| Spezifischer Impuls: | 25.500,0 | m/s |
| Letzte Masse im Zielorbit: | 2.215,3 | kg |
| Letzte Masse im LEO: | 3.125,3 | kg |
| Flug 1 LEO → Zielorbit: | 1.617,8 | kg |
| Flug 2 LEO → Zielorbit: | 1.202,1 | kg |
| Flug 3 LEO → Zielorbit: | 910,05 | kg |
| Flug 1 Zielorbit → LEO: | 951,61 | kg |
| Flug 2 Zielorbit → LEO: | 603,19 | kg |
| Starttreibstoff: | 5.573,3 | kg |
| Verbliebener Resttreibstoff: | 288,62 | kg |
Es wären drei Flüge in den GEO möglich, dann kommt man aber nicht mehr in den LEO, die 288 kg verbliebenen Resttreibstoff wären aber genug um die Lageregelung des Satelliten zu übernehmen. Und nun dieselbe Rechnung für 20 t (Ariane 64):
| Parameter | Wert | Dimension |
|---|---|---|
| Startmasse: | 20.000,0 | kg |
| Flüge: | 5 | |
| Nutzlast: | 2.500,0 | kg |
| Inertmasse: | 1.420,0 | kg |
| Leermasse: | 2.760,0 | kg |
| Strukturfaktor: | 12,000 | |
| Geschwindigkeitsänderung: | 4.500,0 | m/s |
| Spezifischer Impuls: | 25.500,0 | m/s |
| Letzte Masse im Zielorbit: | 4.059,6 | kg |
| Letzte Masse im LEO: | 3.402,8 | kg |
| Flug 1 LEO → Zielorbit: | 3.235,5 | kg |
| Flug 2 LEO → Zielorbit: | 2.338,8 | kg |
| Flug 3 LEO → Zielorbit: | 1.708,7 | kg |
| Flug 4 LEO → Zielorbit: | 1.266,0 | kg |
| Flug 1 Zielorbit → LEO: | 2.307,7 | kg |
| Flug 2 Zielorbit → LEO: | 1.556,0 | kg |
| Flug 3 Zielorbit → LEO: | 1.027,8 | kg |
| Flug 4 Zielorbit → LEO: | 656,74 | kg |
| Starttreibstoff: | 14.740,0 | kg |
| Verbliebener Resttreibstoff: | 642,81 | kg |
Hier sind es vier Flüge wobei man beim letzten noch in einen LEO gelangt. Die 642 kg Treibstoff reichen aber nicht mehr für einen weiteren Flug. Schaut man sich die Treibstoffbilanz an so sieht man wo der Hase begraben ist, man muss während der vorherigen die Flüge auch jedes mal die enormen Treibstoffmengen mit transportieren. Das RIT-2X kann den spezifischen Impuls erhöhen, wobei der Schub absinkt. Bei 3500 s sind es so 4 bzw. 6 Flüge in den GTO. So ein Gefährt würde sich viel eher lohnen, denn bei nahezu gleichen Hardwarekosten (nur weitere Tanks benötigt) wären viel mehr Flüge notwendig. Allerdings bräuchte man dann auch mehr Triebwerke. In den 20.000 Betriebsstunden, für die das RIT-2X spezifiziert ist, verbraucht es rund 600 kg Treibstoff, die 10 t Lösung liegt darunter (11 x 0,6 t = 6,6 t), die 20 t Lösung darüber.
Die auftankbare Stufe
Diese Lösung ist auch suboptimal, wie man ganz deutlich am Treibstoffverbrauch sieht: erster Flug LEO → GEO 3,2 t benötigter Treibstoff, letzter Flug 1,2 t. Die optimale Lösung wäre daher mein dritter Vorschlag: der Satellit füllt jeweils den für einen Rundflug benötigten Treibstoff auf. Das impliziert, dass er selbst Ionentriebwerke einsetzt, wenn er später im GEO arbeitet. Vor allem aber müssen nun Satellit und Stufe aufeinander angepasst sein. Der Satellit braucht einen Koppeladapter mit Leitungen für den Transfer von Gas. Die Technik selbst muss man nicht neu entwickeln. Die Progress Raumtransporter versorgen so seit Jahrzehnten erst die Mir und dann die ISS mit Treibstoff. Eine Verbindung, die so dicht, ist das, sie Flüssigkeiten nicht nach außen lässt sollte eigentlich auch gasdicht sein. Auch Europa kennt die Technik schon und setzte sie beim ATV ein. Dort wog der Koppeladapter 250 kg, für einen Satelliten geht es sicher leichter, denn durch den Koppeladapter des ATV betrat auch die Mannschaft den Raumtransporter, hier muss er eigentlich nur eine Verbindung herstellen und eine Leitung beinhalten. Das Ankoppeln mit Hilfe von Radar, GPS und Sensoren / Reflektoren ist ausgereift. Ein kleines Manko ist, das es technisch nicht möglich ist, das ganze Gas zu transferieren, sobald Druckausgleich hergestellt ist fließt keines mehr. Man kann durch die Wahl der Tankgröße die Restmenge beeinflussen, ist der Tank in der Stufe beispielsweise doppelt so groß so verbleibt ein Drittel der Restmenge nach Erreichen des GEO im Satelliten. Bei zwei Tanks, die man nacheinander füllt und dann die Ventile schließt, kann man die Restgasmenge noch weiter verkleinern. Über die Verbindung könnte man auch Strom an den Satelliten liefern. So kann dieser seine Solarpaneele eingefaltet lassen. Sie werden so weniger geschädigt beim Durchfliegen des Van-Allen-Gürtels und sie sind an der Seite eine zusätzliche Abschirmung der Elektronik im Innern.
Denkbar wäre – ich nehme wieder das Vega Beispiel, das ein Vega-Flug die Stufe in den Orbit bringt und jeder weitere Start einen Satelliten mit Xenon-Treibstoff. Bei einer maximalen Startmasse von 3,5 t bei der Vega C. Dies ist eine Simulation des Transfers:
| Parameter | Wert | Einheit |
|---|---|---|
| Ionentriebwerk: | Rit 2X | |
| Spezifischer Impuls: | 25.500,0 | m/s |
| Anzahl: | 12 | Stück |
| Masse Triebwerk: | 10,000 | kg |
| Zuschlag Konverter: | 100 | % |
| Strombedarf pro Triebwerk: | 4.685,0 | Watt |
| Gesamtstrombedarf: | 56.220,0 | Watt |
| PV Leistungsfaktor: | 60,000 | Watt/kg |
| Gesamtmasse Triebwerke: | 240,00 | kg |
| Masse Solargenerator: | 937,00 | kg |
| Strukturfaktor Tanks: | 12,000 | |
| Bus: | 750,00 | kg |
| Nutzlast: | 2.100,0 | kg |
| Startmasse: | 5.464,8 | kg |
| Rückstartmasse: | 2.455,4 | kg |
| Δv zurück: | 4.600,0 | m/s |
| Δv Hin: | 4.600,0 | m/s |
| Treibstoff zurück: | 408,59 | kg |
| Treibstoff hin: | 909,35 | kg |
| Treibstoff gesamt: | 1.317,9 | kg |
| Tankmasse: | 119,81 | kg |
| Trockenmasse: | 2.046,8 | kg |
| Betriebsdauer hin: | 149 d 2 h | |
| Betriebsdauer zurück: | 66 d 23 h | |
| Betriebsdauer gesamt: | 216 d 2 h |
Für den höheren spezifischen Impuls des RIT-2X sieht es so aus:
| Parameter | Wert | Einheit |
|---|---|---|
| Ionentriebwerk: | Rit 2X | |
| Spezifischer Impuls: | 33.400,0 | m/s |
| Anzahl: | 12 | Stück |
| Masse Triebwerk: | 10,000 | kg |
| Zuschlag Konverter: | 100 | % |
| Strombedarf pro Triebwerk: | 4.685,0 | Watt |
| Gesamtstrombedarf: | 56.220,0 | Watt |
| PV Leistungsfaktor: | 60,000 | Watt/kg |
| Gesamtmasse Triebwerke: | 240,00 | kg |
| Masse Solargenerator: | 937,00 | kg |
| Strukturfaktor Tanks: | 12,000 | |
| Bus: | 750,00 | kg |
| Nutzlast: | 2.400,0 | kg |
| Startmasse: | 5.417,3 | kg |
| Rückstartmasse: | 2.317,3 | kg |
| Δv zurück: | 4.600,0 | m/s |
| Δv Hin: | 4.600,0 | m/s |
| Treibstoff zurück: | 299,44 | kg |
| Treibstoff hin: | 700,02 | kg |
| Treibstoff gesamt: | 999,46 | kg |
| Tankmasse: | 90,860 | kg |
| Trockenmasse: | 2.017,9 | kg |
| Betriebsdauer hin: | 150 d 8 h | |
| Betriebsdauer zurück: | 64 d 7 h | |
| Betriebsdauer gesamt: | 214 d 15 h |
Das Grundproblem ist, das eine solche Stufe für den Satellitentransport von schweren Satelliten und ihrem Treibstoff eine Rakete braucht, die etwa 4 bis 6 t in den LEO transportiert. Im Westen haben wir aber kein Modell mit der Nutzlast mehr. Die Maia könnte in der nicht-wiederverwendbaren Variante diesen Bereich erreichen.
Es gibt mehrere Lösungsansätze um die Nutzlast zu erhöhen. Den Treibstoffverbrauch kann man senken, indem man den spezifischen Impuls erhöht das bringt im obigen Beispiel 300 kg mehr. Noch etwas mehr Nutzlast aber dann auf Kosten der Dauer gehend wäre der Verzicht auf zwei Solarzellenflügel und die Hälfte der Ionentriebwerke bei der Ionentransferstufe. Alternativ würden Solarpaneele mit 80 oder noch mehr W/kg Leistung die Trockenmasse senken. Von der Physik diktiert wird man aber kaum unter 700-800 kg Treibstoff kommen, also einem satelliten von rund 2,7 t Gewicht.
Mit zwei Solararrays wäre die Stufe dann so leicht, dass sie nicht mal eine Vega zum Starten bräuchte, sondern eine der neuen Raketen wie Spectrum oder RFA One reichen würde. Die dann nur noch etwa 1,2 t schwere stufe (ohne Treibstoff) könnte dann maximal einen 2,7 t schweren Satelliten transportieren, dessen Trockenmasse sogar noch höher wäre als beim 7,5 t schweren SXM-11 bei dem 5 t der Masse nur Treibstoff sind. Der Preis wäre aber eine extrem lange Reisedauer, ich komme auf eine Betriebsdauer von 309 Tagen, nach zwei Flügen wäre auch die Lebensdauer der Ionentriebwerke erreicht, sodass man für weitere Flüge Reserveexemplare bräuchte, die dann auch das Gewicht erhöhen.
Was lohnt – Betriebsdauerextension
Wie man an den Rechnungen sieht, lohnt sich eine Ionenantriebsstufe in den meisten Fällen nicht, was auch daran liegt, dass eine Rakete die eine höhere Nutzlast hat nicht proportional teurer als eine kleine Rakete ist. Dabei habe ich für den Betreiber von Kommunikationssatelliten wichtigen Aspekt komplett ausgeblendet – die Reisedauer. Sie steigt an, wenn ich den spezifischen Impuls erhöhe, also Treibstoff sparen möchte oder wenn ich die Größe der Solararrays verkleinere. Solange der Satellit unterwegs ist, kann man ihn nicht nutzen und verdient damit auch kein Geld. Ich sehe wie bisher Ionentriebwerke vor allem im Einsatz bei interplanetaren Missionen. Einen sinnvollen Einsatz habe ich aber ausgemacht: Verlängerung der Betriebsdauer von Kommunikationssatelliten. Als ich mich für Raumfahrt interessierte war die Design-Lebensdauer eines Kommunikationssatelliten 5 bis 7 Jahre, heute sind es 10 bis 15 Jahre. Aber Störungen des Gravitationsfelds der Erde, die Anziehungskraft von Erde und Mond, sorgen dafür das er von seiner Position wegdriftet. Da die Empfänger heute kleine fest montierte Parabolantennen sind, muss man dies ausgleichen und das erfordert Treibstoff. Das ist der eigentliche Grund, warum der oben erwähnte SXM-11 zu 2/3 aus Treibstoff besteht. 4,3 t braucht er um den GEO zu erreichen, aber weitere 0,7 t eben um diese Störungen auszugleichen. Irgendwann ist der Treibstoff verbraucht und der Satellit wertlos, auch wenn er (die Leistung der PV-Module nimmt auch ab, aber nicht drastisch) noch die meisten seiner Sender mit Strom versorgen könnte. Boeing hat schon zwei Vehikel gestartet, die so die Lebensdauer von Kommunikationssatelliten erweitern. Sie docken an die Satelliten an, verhaken sich in der Düse des Apogäumsmotors und übernehmen dann die Lageregelung. Diese arbeiten mit chemischem Treibstoff und wurden in den GTO gestartet.
Ionentriebwerke sind hier eine Alternative für diese MEVs. Aus mehreren Gründen. Der Bus also das eigentliche Raumfahrzeug ist beim chemischen und Ionenantrieb identisch. Man muss nur die chemischen Antriebe durch Ionenantriebe austauschen und braucht größere Solarpaneele. Dafür ist das Gefährt aber deutlich leichter und muss nur in einen LEO transportiert werden. Eine kleine Überschlagsrechnung zeigt, das ein Vehikel mit einer Nutzlast von knapp über 1 t möglich sein könnte. Da man von der Nutzlast einer Rakete ausgehen muss, habe ich 1,3 t angesetzt. Es gibt in Europa mindestens zwei in der Endphase der -entwicklung befindliche Träger, die das transportieren können : die RFA-One mit 1,3 t in den 500 km hohen SSO und die Maia mit 1,5 t in den SSO. Der LEO braucht etwa 450-500 m/s weniger als ein SSO, sodass man auch ein Polster hat, falls die Raketen ihre Nennnutznutzlast nicht erreichen oder das Vehikel schwerer wird.
Mission Extension Vehicle durchgerechnet.
Ich gehe als Ziel von einem 2,5 t schweren Satelliten aus. Man braucht mindestens 6 Triebwerke für diese Aufgabe – je eines pro Raumachse in +/– Richtung. Es ginge mit weniger, wenn man den Satelliten bei Manövern drehen würde, aber das würde einen Abbruch der Kommunikation bedeuten. Maximal zwei Triebwerke werden beim Station-Keeping betrieben. Für den Transfer vom LEO in den GEO habe ich in der Z-Achse noch ein weiteres Triebwerk hinzugenommen, sodass immer maximal zwei Triebwerke betrieben werden. Das RIT-2X braucht maximal 5,3 kW Strom, kann aber auf 2 kW gedrosselt werden. Daraus ergibt sich das die Stromversorgung 4 bis 10,6 kW leisten muss. Schlägt man 20 % Verlust über die Betriebsdauer darauf, so ist man bei 4,8 und 12,72 kW. Die längere Reisedauer spielt weniger eine Rolle als bei einem Satelliten, der erst in den Service gerät, denn wann der Treibstoff ausgeht das weiß man schon Jahre vorher und kann entsprechend lange Planen und rechtzeitig eine Rettungsmission starten.
7 RIT-2X mit Subsystemen wiegen 140 kg
Ein Solararray auf Basis des von Juno mit 9,6 kW Leistung wiegt 160 kg.
Damit kann man die Masse des Restkörpers, also des Busses und der Treibstofftanks berechnen. Bei 1.300 kg Startmasse (RFAOne in einen 500 km SSO) würde das Vehikel noch 1135 kg wiegen, wenn es im GEO ankommt (165 kg dafür verbrauchten Treibstoff). Zusammen mit dem 2,5 t schweren Satelliten sind es dann 3,635 t. Für 15 Jahre Lageregelung mit einem Δv von 100 m/s pro Jahr werden dann weitere 160 kg Treibstoff verbraucht. Zusammen also 325 kg Treibstoff, was bei einem Voll-/Leermasseverhältnis von 12:1 einen 28 kg schweren Tank erfordert. In der Summe haben wir also folgende Teile:
- 325 kg Treibstoff
- 28 kg Tank
- 160 kg Solar Array
- 140 kg RIT-2X
- Summe: 653 kg
Das lässt bei einer Startmasse von 1.300 kg noch fast 650 kg für den Bus übrig, also mehr als die 500 kg, die ich für die viel größere Ionenantriebsstufe veranschlagt habe, auch mehr als die Raumsonde Dawn trocken ohne Solararray und Antriebssystem wiegt, und die hatte 11 kW Leistung und fünf Triebwerke. Ich denke das man sogar mit 1.000 kg Masse auskommt, wodurch für den Start weitere Träger wie die Spectrum in Frage kommen. Es gibt eine Reihe von kommerziellen Satellitenbussen, die in diesem Gewichtsbereich liegen.
Ich meine, dass könnte sich lohnen. Wenn die obigen Kleinträger Nutzlasten für 10.000 Euro pro Kilo in den LEO bringen können (Ariane 64 liegt bei 6.000 €/kg) reden wir von Startkosten von 10-15 Millionen Euro. Der Satellit der nur Standardkomponenten einsetzt, sollte für eine ähnliche Summe produziert werden, sodass wir bei 20 bis 30 Millionen Euro Gesamtkosten wären. Das ist etwa ein Zehntel dessen was der Bau und Start eines neuen Kommunikationssatelliten kostet, das heißt, wenn man seine Lebensdauer nur um 1-2 Jahre verlängern kann (ich habe mit 15 Jahren gerechnet) lohnt es sich.
Demgegenüber wogen die MEV die mit chemischem Treibstoff arbeiteten 2.330 und 2.875 kg, von denen etwa die Hälfte im GEO ankommen. Sie sind also auch nicht schwerer als eine Lösung mit Ionenantrieb, nur mussten sie von einer Proton und Ariane 5 in einen GTO gebracht werden, was bei der Ariane 5 in etwa 35 Millionen Euro Startkosten verursachte.
Aber wer weiß, vielleicht bringen die Micro-Launcher die ja nicht nur in Europa entwickelt werden, auch US-Firmen testen gerade welche und in China ebenso, ein Umdenken für die All-Electric-Satellites. Ein Problem war, das es keine preiswerte Startmöglichkeit eines solchen Satelliten gab, der etwa 50 % der Startmasse einsparen kann, wenn er vom GTO in den GEO gelangt und sogar 80 % wenn dies vom LEO in GEO erfolgt. Es fehlte einfach an Trägerraketen und nur Arianespace bot Doppelstarts an. Ein Transfer vom LEO in den GEO erfordert bei Ionnentriebwerken weniger als 20 % der Startmasse an Treibstoff, die Microlauncher könnten so einen 1 t schweren Satelliten in den GEO bringen, der äquivalent zu einem 2 t im GTO oder 4-6 t im LEO wäre. Wenn der Start entsprechend günstiger ist könnte man sich mit der langen Transferdauer im Bereich von 6 bis 12 Monaten arrangieren.