Schlagwort: Ionenantrieb

Mit dem Ionenantrieb von der Erde zum Mond

Posted on by Bernd Leitenberger

In meiner lockeren reihe will ich heute mal eine Mission skizzieren die in unsere kosmische Nähe führt: Von der Erde in eine Mondumlaufbahn. Ich will eine Lösung für Europa skizzieren und gehe daher von der ESA und der Vega als Trägerrakete aus. Ziel der Mission soll ein Mondorbiter sein. Damit wir einen vergleich haben fangen wir mit der chemischen Alternative an.

Die Vega ist für sonnensynchrone Umlaufbahnen ausgelegt und kann nicht Nutzlasten direkt zum Mond transportieren. Dazu hat das AVUM, die technische Ausrüstung an der Spitze der Rakete mit einem kleinen Treibwerk und einigen Tanks für Bahnmanöver eine zu hohe Trockenmasse. Lisa Pathfinder war bisher die einzige Sonde die von der Vega in eine Fluchtbahn gebracht wurde. Lisa Pathfinder wog beim Start 1.900 kg, wobei nur 460 kg auf die Sonde entfielen, der Rest war ein Antriebsmodul. Allerdings gelangte Lisa-Pathfinder in eine elliptische Umlaufbahn. Ich habe für die Vega eine Maximalnutzlast von 2.400 kg angenommen. skaliert man Lisa-Pathfinder auf diese Masse so entfallen 581 kg auf die Sonde. Das wäre auch die Nutzlast der Vega in eine Mondtransferbahn, die energetisch fast gleichwertig mit der Fluchtbahn ist. Für eine 200 km hohe Kreisbahn müsste man dann um weitere 764 m/s abbremsen, das würde bei gleichen technischen Daten wie dem Antriebsmodul die Nutzlastmasse in der Mondumlaufbahn auf 457 kg absenken. Bei einer optimistischen Annahme eines Strukturfaktors von 10 für das Antriebssystem wäre dann die reine Nutzlast im Mondorbit rund 443 kg. Continue reading „Mit dem Ionenantrieb von der Erde zum Mond“ →

Mit der Sojus zum Saturn

Posted on by Bernd Leitenberger

So, nachdem ich im letzten Beitrag erörtert habe ob man mit der Vega eine mit dem Galiloeorbiter vergleichbare Sonde starten kann legen wir heute noch eine Schippe drauf. Kann man mit einer Sojus (Alternative: Antares) eine mit Cassini vergleichbare Sonde starten?

Nun ohne Simulation könnte man schon sagen – ja denn viel höher als zu Jupiter ist die Geschwindigkeit zu Saturn nicht. Aber ich habe eine Kritik aufgenommen und will es in der gleichen Zeit wie Cassini schaffen. Cassini brauchte 6 Jahre 9 Monate zu Saturn. Das geht nicht mit einer klassischen Hohmannbahn, die schon 6 Jahre erfordert. Trotzdem habe ich mal für den solaren Teil mit Freiflugphase eine Tabelle angestellt. Sie basiert auf einer Masse von 7200 kg in der Sonnenumlaufbahn. Diese basiert auf eine Skalierung der 2030 kg die bei der Nutzlast der Vega von 2.400 kg noch übrig blieben und einer Startmasse von 8500 kg die eine Sojus in eine höhere Umlaufbahn von Kourou aus transportiert. 9000 kg werden für eine niedrige Umlaufbahn als Nutzlast genannt. Continue reading „Mit der Sojus zum Saturn“ →

Vom GTO in den GEO – mit Ionenantrieb

Posted on by Bernd Leitenberger

Seit letztem Jahr gibt es die „All Electric Propulsion“ Satelliten, die mit Ionenantrieb ihre Bahn anheben. Doch sie gelangen noch immer zuerst in einen klassischen GTO. Ich will in diesem Artikel diese mal bahnmechanisch untersuchen. Als Beispiel habe ich den ABS 3A genommen mit folgenden Daten:

  • Startmasse: 1.954 kg
  • 24 C und 24 Ku-Band Transponder
  • Sendeleistung: 70 Watt C-Band, 150 Watt Ku-Band.
  • 25 cm XIPS Thruster mit 4,5 kW Leistung und einem spezifischen Impuls von 3500.

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Ionentriebwerksimulationen

Posted on by Bernd Leitenberger

Ich habe ja schon angekündigt, ich habe mit meinem Programm für Raketenberechnungen etwas experimentiert und es um einen Teil für die Bahnen von ionenantrieben ergänzt. Ich konnte schon vorher Ionentriebwerke behandeln, aber nur mathematisch, nicht als echte Flugbahnen. Man behilft sich dann damit, dass man Worst-Case Szenarien macht, also maximale Geschwindigkeitsänderungen oder maximale Zeitdauern. So kann man zwar den Treibstoffverbrauch und Betriebsdauer ermitteln, leider aber nicht die Reisezeiten oder eine konkrete Bahn.

Die letzten Tage war ich beschäftigt die Routine zu erstellen und zu verbessern. Zum einen grafisch, zum anderen zeigte sich, das es je nach Fragestellungen andere Betriebsweisen gab, die ich dann in verschiedenen Routinen packte.

Alles ist war Butter, solange der Schub klein ist. Damit kommt man aber kaum in akzeptabler Zeit zu den äußeren Planeten. Als ich die ersten Trajektorien ansah und die Geschwindigkeitsdifferenz zur Kreisbahn sehr hoch war, merkte ich dass da doch was im Modell nicht stimmte. Probehalber habe ich die Simulation stoppen lassen sobald die Fluchtgeschwindigkeit am aktuellen Wegpunkt erreicht war und in der Tat, erreichte die Sonde bei Sonnenumlaufbahnen sehr bald diese Geschwindigkeit. Continue reading „Ionentriebwerksimulationen“ →

Die Schwerlastrakete Teil 3: Neue Ansätze anstatt Apollo 2.0

Posted on by Bernd Leitenberger

Zur Erinnerung: In den ersten beiden Teilen habe ich deutlich gemacht, dass bei einem neuen Mars/Mondprogramm (vor allem beim Letzteren) ein Großteil der Kosten für die Entwicklung einer Schwerlastrakete entfällt und diese durch mehrere Flüge einer 50-70 t Rakete ersetzt werden könnte. Mit zwei Flügen einer 60 t Rakete wäre Apollo zu ersetzen, mit drei oder vier ein längerer Mondaufenthalt (drei Starts) oder größere Raumfahrzüge (vier Starts) möglich. Dabei kann diese Rakete aus einer Delta IV Heavy entwickelt werden.

Eine Mondmission hat nun folgende Elemente:

  • Eine Trägerrakete sendet entweder eine Nutzlast direkt zum Mond (3200 m/s mehr als für eine Kreisbahn benötigt) oder koppelt in einer Kreisbahn mit einer Stufe an, welche sie zum Mond befördert.
  • Um in eine Mondumlaufbahn einzuschwenken benötigt man nochmals rund 1000 m/s. Wenn diese später verlassen wird, fallen nochmals die gleichen 1000 m/s an.
  • Der Mondlander benötigt ebenfalls ein Triebwerk um zu landen und zu starten. Beim Starten sind es rund 2.200 m/s die das Apolloraumschiff an Korrekturvermögen hatte. Beim Landen wegen der 1 Minute Schwebezeit noch mehr. (zusammen 4.760 m/s)
  • Man kann daraus leicht ableiten, dass bei konventionellen Lösungen der größte Teil Treibstoff ist. Beim Mondlander waren es rund 10,8 von 16,4 t Masse und bei dem CSM waren es 18,4 von 30,3 t Masse. Continue reading „Die Schwerlastrakete Teil 3: Neue Ansätze anstatt Apollo 2.0“ →