Als ich den Grundlagenartikel über zukünftige Antriebe schrieb, wurde mir klar, dass aus praktischen Gründen für Ionentriebwerke nur wenige Einsatzzwecke übrig bleiben. Einer davon ist jedoch relativ bedeutsam: der Transport von Fracht zum Mond. Hier können Ionentriebwerke ihre volle Stärke ausspielen:
- Es gibt kein Startfenster. Man kann im Prinzip jederzeit zum Mond starten.
- Der Gewinn durch den hyperbolischen Exzess ist klein. Chemisch benötigt man mindestens 4 km/s, um von einem LEO in einen LMO (Low Moon Orbit) zu gelangen. Mit Ionentriebwerken sind es etwa 8,4 km/s. Das ist zwar mehr, aber der Unterschied zwiachen chemisch und elektrisch bei dem Transfer zum Mars ist deutlich größer.
- Wir reden bei schweren Lasten von einer Schwerlastmission mit entsprechenden Kosten, also entweder einer großen SLS, zwei bis drei Starts einer Rakete wie der New Glenn oder Falcon Heavy oder 10 bis 20 Starts eines Starships. Durch den Einsatz von Ionentriebwerken kann ich hier deutlich mehr Geld sparen als bei einer kleinen Trägerrakete.
Modelliert habe ich allerdings keine SLS-Mission, sondern eine 3,3 t schwere Mission, die mit der Vega gestartet wird. Der Grund ist relativ einfach: Hier befinden wir uns in einem Bereich, in dem alles, was wir brauchen, bereits zur Verfügung steht. Solargeneratoren der richtigen Größe, Ionentriebwerke der passenden Leistung und Tanks mit dem benötigten Volumen existieren bereits. Ich muss sie in meiner Simulation nur aus einer Liste auswählen.
Das Konzept lässt sich jedoch leicht in der Masse skalieren. Bei den Tanks, deren Masse von Druck und Volumen bestimmt wird, ändert sich durch die Skalierung nur wenig. Bei Solararrays gibt es sogar Optimierungsmöglichkeiten, etwa den Ersatz starrer Flügel durch ausrollbare, leichtere Arrays wie die neuen ROSA-Arrays der ISS. Auch größere Ionentriebwerke sind tendenziell leichter als ein Bündel kleiner Triebwerke. Hinzu kommt die benötigte Struktur: ein Bus, in dem alle Systeme untergebracht werden, einschließlich Bordcomputer, Thermalregulation, Stromverkabelung und Kommunikation. Diese Struktur wird relativ gesehen leichter, je größer die Mission wird. Vor allem Avionik und Kommunikationssysteme nehmen im Gewicht praktisch nicht zu.
Der Weg
Der Weg zum Mond ist relativ einfach: Man startet die Mission in einen LEO, der hoch genug ist, dass die Abbremsung durch die Restatmosphäre bei den großen Solararrays keine wesentliche Rolle spielt, und spiralisiert sich dann nach außen, bis der entfernteste Punkt der Umlaufbahn die Mondbahn erreicht.
Anschließend nähert sich die Sonde dem Mond an und gleicht ihre Bahn an dessen Umlaufbahn an (Phase 2). Zuletzt bremst sie ab und lässt sich zunächst in eine elliptische Umlaufbahn einfangen, die anschließend zu einem 100-km-Orbit zirkularisiert wird. (Phase 3).
Das dafür erforderliche Δv ist relativ einfach zu berechnen. Für die Phasen 1 und 2 entspricht es näherungsweise der Differenz der Kreisbahngeschwindigkeiten zwischen LEO und Mondumlaufbahn um die Erde, also etwa 6,5 km/s. Beim Einfangen muss man den Unterschied zwischen einer Fluchtbahn am Mond und einer Kreisbahn ausgleichen. Das sind rund 0,66 km/s. Hinzu kommt die Kreisbahngeschwindigkeit in der Mondumlaufbahn um die Erde, rund 1 km/s, sodass man insgesamt auf etwa 1,7 km/s für Phase 2+3 kommt.
Wie man sieht, entfällt der Großteil des Geschwindigkeitsbedarfs auf die erste Phase. Für diese habe ich eine Berechnung ausgehend aus einer 600 km Bahn durchgeführt:
| Bahnen | |
|---|---|
| Bahnform | Bahn ist eine Ellipse |
| Perihel/Perigäum: | 600,00 km |
| Aphel/Apogäum: | 600 km |
| Umlaufszeit: | 1 h 36 m |
| Bahnen | |
| Bahnform | Bahn ist eine Ellipse |
| Perihel/Perigäum: | 263.789,95 km |
| Aphel/Apogäum: | 405.767,51 km |
| Umlaufszeit: | 22 d 22 h |
| Missionszeit mit Freiflugphase | 275 d 6 h |
| Simulationseinstellungen | |
| davon angetrieben: | 176 d 5 h |
| Entfernung bei Sim-Ende: | 378.022,2 km |
| Geschwindigkeit bei Sim-Ende: | 951,6 m/s |
| Startgeschwindigkeit: | 7.558,0 m/s |
| Simulationsvorgaben | |
| Schubrichtung: | Winkel zur Bewegungsrichtung 0,0 Grad |
| Abbruchbedingung der Simulation: | Betrieb bis die Bahn das Zielaphel/-apogäum überschreitet |
| Erreicht Apo-Punkt: | 405.000,0 km |
| Ionentriebswerksmodul | |
| Startgewicht: | 3.000,0 kg |
| Aktuelles Gewicht: | 2.662,0 kg |
| Nutzlast | 1.600,0 kg |
| Stromversorgung: | 35.210,0 Watt @ 1 AE |
| Strom beim Start: | 35.210,0 Watt @ 1 AE |
| Eigenstromverbrauch: | 500,0 Watt |
| Maximal nutzbar: | 35.210,0 Watt |
| Gewicht Stromversorgung: | 414,2 kg |
| Spezifisches Gewicht Stromversorgung: | 85,0 W/kg |
| Treibstoff beim Start: | 580,7 kg |
| Treibstoff aktuell: | 199,2 kg |
| Tanks: | 52,3 kg |
| Tankanteil: | 9,00 Prozent |
| Treibstoff für maximal: | 8.713 m/s |
| Anzahl Triebwerke: | 6 Stück |
| Gewicht Triebwerke: | 52,8 kg |
| Gewicht Strukturen: | 300,0 kg |
| Triebwerkseinstellungen | |
| Bezeichnung Triebwerk: | Rit 2X |
| Spezifischer Impuls: | 40.500,0 m/s |
| Schub pro Triebwerk: | 0,200 Newton |
| Treibstoffverbrauch pro Triebwerk: | 0,320 kg/d |
| Strom pro Triebwerk: | 5.785 Watt |
| Gewicht Triebwerk: | 8,80 kg |
| Effizienz: | 65,00 Prozent |
| Gesamtzeit mit Freiflugphase: | 275 d 6 h |
| Gesamte Geschwindigkeitsänderung: | 4.841,9 m/s |
Ich habe es mit meinem Lieblingstriebwerk RIT-2X modelliert, bei dem kleinen Δv kämen auch Triebwerke mit einem kleineren spezifischen Impuls in Frage, dann verkürzt sich die Reisezeit dafür sinkt die Nutzlast um 100-200 kg je nach Ausstömgeschwindigkeit. Hier ein Massen-Breakdown für die Mission:
| System | Masse |
| Startgewicht: | 3.000 kg |
| Davon Nutzlast: | 1.700 kg |
| Davon Solargenerator | 414,2 kg (35,21 kW) |
| Davon Treibstoff und Tanks: | 633 kg (53 kg Tanks alleine) |
| Davon Triebwerke: | 52,8 kg |
| Davon Bus | 300 kg |
Wir haben also über 50 % der LEO-Nutzlast in einem 100-km-Mondorbit. Die gesamte Mission dürfte ungefähr ein Jahr dauern, weil bereits drei Viertel der angetriebenen Phase absolviert sind. Deshalb habe ich mir auch die Simulation der beiden anderen Phasen gespart.
Zum Vergleich: Eine SLS kann in der ersten Version mit ICPS 72 t in einen LEO und 28 t auf eine TLI-Bahn befördern. Rechnet man für das Antriebssystem der Orion mit einem Strukturfaktor von 8 und einem spezifischen Impuls von 3050 m/s für das AJ10, so würde sie für ein zusätzliches Δv von 900 m/s, um in einen Mondorbit einzuschwenken, weitere 7,15 t Treibstoff verbrauchen. Dies führt zu einer zusätzlichen Masse von etwa 1 t für die Tanks. Ohne diese Zusatzmasse würden noch 19,85 t netto im Mondorbit ankommen.
Das ist natürlich nur eine reine Δv-Rechnung. Technisch möglich wäre dieses Szenario, wenn man das Servicemodul der Orion verwendet, die Kapsel jedoch weglässt und durch Fracht ersetzt. Der Nutzlastanteil beträgt dann 27,5 % gegenüber 56,7 % beim Einsatz des Ionenantriebs, also weniger als die Hälfte. Würde man in der Realität das Orion-Servicemodul einsetzen, wäre das deutlich ungünstiger, denn es hat nicht nur die Funktion, Orbitänderungen durchzuführen, sondern enthält auch alle Ressourcen für die bemannte Mission. Es wiegt 15,61 t mit und 6,19 t ohne Treibstoff und würde somit gerade die benötigte Treibstoffmenge aufnehmen. Mit dem ESM würden 14,66 t Nutzlast in den LMO-Orbit transportiert werden. Bei Optimierungen, da man die Gas- und Wasservorräte weglassen kann, wären vielleicht 15 t möglich. Sinnvollerweise würde man eine einfache Stufe konstruieren, die nicht ganz so komplex wäre das ESM ist. Außerdem wäre natürlich möglich bei einem Mondlander das dieser sich selbst in die Umlaufbahn einbremst. In jedem Falle ist jede Lösung einem Ionentransfermodul unterlegen.
19,85 t Nutzlast im Mondorbit sind heute allerdings nicht besonders viel. Das ist zwar mehr als die Masse des Apollo-Mondlanders, aber eine derart leichte und zugleich riskante Konstruktion würde man heute nicht mehr bauen. Man weiß zwar nicht genau, wie viel der Blue Moon wiegt, doch nach den veröffentlichten Skizzen, die drei Starts vorsehen, dürfte er deutlich schwerer sein als der Apollo-Mondlander.
Eine entsprechend hochskalierte Ionenantriebs-Mission würde dagegen 40,8 t in den Mondorbit transportieren. Lässt man, wie ich es beim chemischen Antrieb getan habe, keinen Resttreibstoff zurück, so sind es sogar 42,9 t. Ein solcher Flug würde also zwei SLS-Missionen ersetzen können, und man könnte mit einer SLS einen vollständig betankten Mondlander auf einmal transportieren.
Allerdings gilt das nicht für den Blue Moon, denn dieser arbeitet mit kryogenen Treibstoffen. Selbst mit der von Blue Origin angekündigten „Zero Boil-off“-Technologie dürften diese über einen Zeitraum von einem Jahr kaum ohne nennenswerte Verluste flüssig bleiben. Andererseits erreicht die Nutzlast einen niedrigen Mondorbit, was gegenüber einem Halo-Orbit Treibstoff spart.
Man kann natürlich auch anders rechnen: Um die 19,85 t der SLS mit einem Ionenantrieb aus einem 600 km hohen LEO zum Mond innerhalb eines Jahres zu befördern, bräuchte man nur eine Startmasse von rund 35 t. Damit liegt man bereits in dem Bereich, den eine New Glenn abdeckt. In die kleine Nutzlastverkleidung der Falcon Heavy passt der Mondlander dagegen nicht. Selbst die derzeitige Version des Starship erreicht etwa 36 t, also würde ein Starship-Start anstelle von 20 Starts genügen.
Die SLS ist extrem teuer, was auch daran liegt, dass man nur eine Rakete alle zwei Jahre fertigt. Von der Saturn V baute man dagegen bis 1969 etwa fünf Exemplare pro Jahr und lagerte sie anschließend ein. Das ist deutlich effizienter. Eine New Glenn, um nur ein Trägersystem herauszugreifen, trägt dagegen ein ganz anderes Preisschild. Da ihre Nutzlast mit der der Ariane 64 vergleichbar ist, dürfte sie nicht wesentlich teurer sein. Also etwa in der Größenordnung von ±200 Millionen Dollar. Das ist rund ein Zehntel des Preises einer SLS. Der Ionenantrieb könnte also erheblich Geld einsparen.
Da derzeit lediglich eine Mission alle zwei Jahre stattfindet, hat man auch genügend Zeit, einen Mondlander im Orbit zu positionieren. Eine andere Einsatzmöglichkeit wäre der Frachttransport zur Mondoberfläche, also von Habitaten, Ausrüstung und Ressourcen, ebenso wie unbemannte schwere Raumsonden oder, weiter gedacht, eine Rückkehrstufe für Orion. Diese kommt mit ihrem Treibstoffvorrat, der für den Halo-Orbit ausgelegt ist, zwar bis in einen LMO, aber nicht mehr zurück. Der LMO spart dem Mondlander Treibstoff ein, denn dieser muss rund 1300 m/s weniger Δv aufbringen, was allerdings von Orion zusätzlich geleistet werden muss.
Der für Artemis vorgesehene Halo-Orbit wäre dagegen für ein Ionentriebwerk besonders attraktiv. Da seine Bahn stark elliptisch ist, erfordert das Einschwenken nur eine vergleichsweise geringe Abbremsung. Ob dieser Orbit nach der Streichung des Lunar Gateway weiterhin vorgesehen ist, bleibt allerdings offen.
Aber die Skalierung ist an und für sich schon eine Herausforderung. Wir haben hier ungefähr den Faktor 20 bei der Startmasse. Die Vega-Mission kommt mit zwei Solarzellenflügeln aus, wie sie auch JUICE einsetzt. Das ist das mir bekannteste größte bisehr eingesetzte Solarsegel eines Satelliten/Raumsonde. Zwei weitere Montageflächen sind noch frei. Das würde die Leistung verdoppeln. Die Module können größer werden, weil bei der SLS mehr Platz zur Verfügung steht. Ich halte jedoch ausrollbare Arrays für die bessere Lösung. Sie wurden bereits auf der ISS eingesetzt.
Der Tank ist dagegen recht einfach skalierbar, oder man setzt einfach mehrere Tanks ein. Der Treibstoff der Vega-Mission füllt etwa die Hälfte des größten Tanks, den MT Aerospace im Angebot hat. Am aufwendigsten ist die Skalierung der Ionentriebwerke, und sie ist auch zeitintensiv, denn die Triebwerke müssen rund ein Jahr lang arbeiten. Folglich muss man sie auch etwa ein Jahr lang testen. Andererseits ist eine Betriebsdauer von einem Jahr heute kein besonders anspruchsvolles Ziel mehr. Aktuelle Ionentriebwerke sind für 2,5 bis 3 Jahre Dauerbetrieb qualifiziert.
Trotzdem braucht man deutlich leistungsfähigere Ionentriebwerke. Das RIT-2X ist ein typisches Triebwerk für den Antrieb von GTO-Satelliten und Raumsonden mit einer Leistungsaufnahme von 4 bis 5 kW. Davon benötigt man bei der Vega-Mission fünf bis sechs Stück. Das ist keine ungewöhnliche Zahl, denn Ionentriebwerke werden für Antriebszwecke nur selten einzeln eingesetzt. Hochskaliert bräuchte man bei fünf bis sechs Triebwerken jedoch Aggregate mit einer Leistungsaufnahme von rund 80 bis 100 kW. Die bisher größten entwickelten, wenn auch noch nicht eingesetzten Triebwerke sind NASAs NEXIS und HiPEP mit Maximalleistungen von 25 beziehungsweise 39 kW. Damit liegt man immerhin nur noch um einen Faktor von 3 bis 4 unter dem, was benötigt würde.
Auf der anderen Seite kann man, wenn der Platz vorhanden ist, auch 28 NEXIS- oder 18 HiPEP-Triebwerke einsetzen. Die NASA forscht derzeit für die SR-1-Mission an MPD-Ionenantrieben mit 120 kW Leistung. Langfristig soll die Technologie auf 500 bis 1000 kW skaliert werden. MPD-Antriebe (magnetoplasmadynamische Triebwerke) wurden in den Sechzigern untersucht, sind seit Jahrzehnten aber eher unüblich. Sie ionisieren den Treibstoff direkt durch einen Lichtbogen, anders als die heute dominierenden Technologien, die ohne einen solchen Hochtemperaturprozess auskommen. Die Technologie der Plsmatriebwerke besitzt einen niedrigeren Wirkungsgrad und einen geringeren spezifischen Impuls, liefert dafür aber einen höheren Schub. Bei MPD-Antrieben wird das erzeugte Plasma zusätzlich durch ein elektromagnetisches Feld beschleunigt, was Wirkungsgrad und spezifischen Impuls etwas erhöht.
Beim Transfer zum Mond mit einer geringen Geschwindigkeitsänderung wären diese Antriebe durchaus eine Überlegung wert, denn bei der Vega-Mission macht der Treibstoff nur etwa 550 von 3000 kg Startmasse aus. Selbst wenn die Treibstoffmasse wegen des niedrigeren spezifischen Impulses eines MPD-Antriebs doppelt so hoch wäre, bliebe das vertretbar. Problematischer für das Gesamtsystem ist eher der niedrige Wirkungsgrad. Dieser liegt bei MPD-Antrieben bei etwa 40 bis 50 %, während elektrostatische Antriebe, die heute dominieren, 70 bis 80 % erreichen können. Dadurch steigt auch die Masse des elektrischen Systems, das fast genauso viel wie der Treibstoff wiegt und wir reden dann auch von einer Verlustleistung von Hunderten Kilowatt, die man über Radiatoren abführen muss. Da der niedrige Wirkungsgrad gleichzeitig mehr Verlustleistung bedeutet ist das ein Nachteil von MPD-Triebwerken.
Die beiden Grafiken zeigen den Zusammenhang zwischen spezifischen Impuls und Nutzlast. Tendenziell steigt die Nutzlast mit zunehmendem spezifischem Impuls an, allerdings immer langsamer. Die höchste Nutzlast von etwa 48,7 t wird bei einem spezifischen Impuls von 59.000 m/s erreicht, danach nimmt sie wieder ab. Die zweite Abbildung zeigt den Grund dafür: Zwar sinkt der Treibstoffanteil mit steigendem spezifischem Impuls, doch da der Leistungsbedarf nicht linear, sondern quadratisch zunimmt, wächst die Masse der Stromversorgung stärker an. Schließlich macht sie den größten Anteil des Ionenantriebsmoduls ohne Nutzlast aus.
Im Einsatz befindliche Triebwerke liegen meist bei 30 bis 40 km/s Ausströmgeschwindigkeit. Der Verlust gegenüber dem Optimum ist gering: 44,8 t Nutzlast werden bei 30 km/s Ausströmgeschwindigkeit erreicht, 47,4 t bei 40 km/s.
Die Zusammenhänge bei Ionentriebwerken sind komplex. So steigt bei einer höheren Ausströmgeschwindigkeit nicht nur der Stromverbrauch, sondern auch die Betriebsdauer. Optimiert man auf eine möglichst kurze Betriebszeit, ergibt sich ein etwas anderes Bild. Bei einem spezifischen Impuls von rund 30 km/s wird mit 118 Tagen die kürzeste reine Betriebsdauer erreicht. In der Realität dauert die Reise durch Freiflugphasen sowie Zeiten im Erd- oder Mondschatten immer länger. Der Unterschied bleibt dennoch gering. Bei 40 km/s benötigt man nur sechs Tage mehr, bei 20 km/s sind es 20 Tage zusätzlich.
Der niedrige spezifische Impuls hat allerdings einen wichtigen Vorteil: Sowohl die Anzahl der Triebwerke als auch die benötigte elektrische Leistung sind geringer. Man bewegt sich also eher in einem technologisch erreichbaren Bereich. Bei 20 km/s Ausströmgeschwindigkeit benötigt man 677 kW Leistung und muss einen Schub von 42 N erzeugen. Bei 40 km/s sind dagegen 1558 kW und ein Schub von 51 N erforderlich.
Eine Nummer kleiner?
Neben den bemannten Missionen planen viele Nationen derzeit unbemannte Missionen. China hat Chang’e-7 gerade verschoben, Russland hat Luna-25 verloren und die ESA hat gerade einige Mondlandemissionen vorgestellt. Im Prinzip kann man auch dafür diesen Transfer einsetzen. Nur die Landung aus dem LMO müsste dann noch chemisch erfolgen. Dann reden wir aber von einer Masse im Erdorbit, die deutlich näher an der Vega-Mission ist. Mit den stärksten serienmäßigen Ionentriebwerken dürfte man ohne Neuentwicklungen auskommen.