Nachdem ich mich in meiner Serie über den Einsatz von Ionentriebwerken bisher immer mit Raumsonden beschäftigt habe kommt nun die Erdumlaufbahn dran. Hier gäbe es viele Anwendungsmöglichkeiten. Die offensichtlichste ist es vom LEO in den GEO zu manövrieren oder (energetisch fast gleichwertig) vom LEO in den Galileo-Orbit. Ich will in diesem Beitrag die Chancen aber auch die Folgen beleuchten. Bisher gab es das nur bei einigen Satelliten, die auch nicht vom LEO in den GEO wechselten, sondern vom klassischen GTO in den GEO. Dazu später mehr. Damit wir ein konkretes Rechenbeispiel haben, habe ich die Daten von BRISat dem nächsten Start von Ariane 5 übernommen. Der Satellit hat eine Startmasse von 3540 kg und eine elektrische Leistung von 9,5 kW nach 15 Jahren. Die Trockenmasse ist unbekannt, doch Satelliten dieser Bauart bestehen typisch zu mehr als 50% aus Treibstoff. Tanks und Triebwerke wiegen auch etwas sodass man von etwa 1590 kg Trockenmasse ohne Antriebssystem ausgehen kann, eventuell weniger.<\/p>\n
Eine mit Ionentriebwerken ausgestattete Alternative braucht weniger Treibstoff. Genau ist das erst bei einer Simulation berechenbar. Doch im Worst-Case Szenario ist es die Geschwindigkeitsdifferenz zwischen LEO und GEO (4600 m\/s) + Lageregelungstreibstoff für 15 Jahre (1000 m\/s). Das wäre bei einem spezifischen Impuls von 30 bis 42 km\/s und 20% Tankmasse (Treibstoff ist in der Regel Xenon Druckgas das macht schwere Druckgastanks notwendig) eine Startmasse von 1,9 bis 2 t. Zwischen 30 und 42 km\/s liegen die spezifischen Impuls heutiger eingesetzter Triebwerke, die meisten so um 35 bis 39 km\/s.\u00a0 Nimmt man an, dass man die 9,5 KW Leistung voll für den Antrieb nutzen kann (es ist die Leistung am Ende der Lebenszeit, d.h. bei Beginn ist sie höher) so kann man ausgehend aus einer 400 km Kreisbahn den Aufstieg simulieren.<\/p>\n
Ich erhalte für einen spezifischen Impuls nach 316 Tagen eine Ellipse von 35.543 x 36.002 km. Das ist fast eine Kreisbahn, da sich die Sonde hochspiralt. Der Geschwindigkeitsbedarf beträgt 4573 m\/s bei einer Restmasse von\u00a0 1793,3 kg. Für 30 km\/s sieht es deutlich besser aus: Ellipse von 35779 x 36000 km nach nur 221 Tagen. Restmasse diesmal nur 1716,9 kg. Da der Treibstoffbedarf viel kleiner ist als bei chemischen Triebwerken würde man um die Transferzeit zu reduzieren auf Triebwerke mit einem niedrigeren spezifischen Impuls ausweichen. Der PPS 1350 Antrieb von SMART-1 hat einen spezifischen Impuls von 16 km\/s. Es ist einer der kleinsten spezifischen Impuls die derzeit verfügbar sind. Bei ihm würde eine beim Start 2394 kg wiegende Nutzlast in 132 Tagen den GEO erreichen. Für rund 400 kg Mehrgewicht reduziert sich also die Reisezeit von 221 auf 132 Tagen. Das kann sich bei Satelliten mit denen man Geld verdient durchaus rechnen.<\/p>\n
Durch das Spiralen ist die Bahn energetisch ungünstig. So beträgt hier der Geschwindigkeitsunterschied rund 4580 m\/s, nur wenig unter der Geschwindigkeitsdifferenz der Bahnen von 4659 m\/s.. Chemisch sind es bei gleicher Starthöhe 3859 m\/s. Eine Verbesserungsmöglichkeit ist es daher, mit einer elliptischen Startbahn zu beginnen. So kann man auch die Nutzlastkapazität der Rakete voll ausnutzen. Nicht genutzte Nutzlast wird als höhere Startgeschwindigkeit genutzt, das entspricht einem höheren Apogäum. Da beim Spiralen aber auch das Apogäum angehoben wird ist die Praxis einen normalen GTO zu nutzen nicht sehr sinnvoll. Ich habe dies trotzdem mal getan. Dieselbe Nutzlast in einem Standard-GTO ausgesetzt und dauernder Betrieb der Ionentriebwerke würde eine Bahn mit einem Perigäum von 36000 km nach 60 (16 km\/s spezifischer Impuls) bis 129 Tagen (42 km\/s) erreichen. Das Apogäum hat sich dann aber auf 107.000 km Höhe verschoben. Das ist nicht das was man will. Es gibt zwei Lösungen. Das eine ist das man eine elliptische Bahn nimmt, aber das Apogäum unterhalb des GEO liegt. Dann kann es ansteigen. Allerdings kann man so nur eine kleine Überschussgeschwindigkeit mitnehmen. Bei 30 km\/s z. B. ein Start mit 8 km\/s anstatt 7,7 km\/s. Wenn man eine höheres Apogäum hat, muss man die Betriebszeit einschränken. Hat man bei 30 km\/s z.B. ein Apogäum bei 31,600 km und betriebt das Ionentriebwerk nur oberhalb von 31000 km Distanz. So dauert das hochspiralen zwar 1 Jahr 15 Tage, aber das Apogäum steigt nur auf 39000 km, eine kleine Geschwindigkeitsdifferenz von 61 m\/s die man leicht wieder abbauen kann.<\/p>\n
Nun erklärt sich warum die bisherigen Satelliten in einem SSGTO landeten. Liegt das Apogäum in 66.000 km Höhe so hat man viel mehr Zeit für den Betrieb oberhalb von 36000 km Höhe wo man stärker das Perigäum anhebt. In weniger als 169 Tagen könnte man bei einem Betrieb in nur 61000+ km Höhe den GEO erreichen, wobei das Apogäum nur auf 73.000 km steigt. Das muss man dann in einer zweiten Phase wieder abbauen um eine 36000 km hohe Kreisbahn zu erreichen. Im Normalfall würde man das kombinieren, d.h man hebt zuerst das Perigäum an, aber nicht auf Höhe des GEO sondern etwas tiefer bei 30.000 bis 35.000 km Höhe. Danach betriebt man das Ionentriebwerk in diesem Bereich mit Schub gegen die Bahnrichtung und senkt das Apogäum ab, wobei das Perigäum immer noch weiter ansteigt und so die endgültige Bahnhöhe erreicht. Ich vermute derartige Strategien wird man auch bei den bisher gestarteten Satelliten angewandt haben. Wenn man das Perigäum in 30.000 km Höhe anhebt braucht man 169 Tage dafür, davon nur 51 Tage Betriebszeit. Weitere 83 Tage braucht man um das Apogäum abzusenken, auch hier nur 27 Tage reine Betriebszeit. Das ist ein Nachteil von Ionentriebwerken. Sie heben immer beide Bahnelemente an. Das findet man auch bei Sonnenumlaufbahnen, doch weil hier die Zeit zum Durchlaufen einer Bahn viel länger als im Erdorbit ist hält sich dies in Grenzen. Nur wenn man immer im Perigäum oder Apogäum den Antrieb einschaltet kann man das verhindern, doch dann braucht man ewig um die endgültige Bahn zu erreichen.<\/p>\n
Es bleibt noch der Abbau der Inklination. Da die Impulse von Ionntriebwerken recht gering sind, kann man nicht die vektorielle Geschwindigkeitsaddition bei dem Anheben des Perigäums voll nutzen. Aufgrund der Bahngesetze ist aber der Energieaufwand proportional zur momentanen Geschwinddigkeit. Das bedeutet es ist am günstigsten vor einer Bahnanhebung im Apogäum die Inklination abzubauen. Auch dies ist ein Grund warum die bisher gestarteten Satelliten (alle vom Cape aus gestartet) SSGTO erreichten, denn dann liegt die Bahnneigung bei 28 Grad. Beim CSG wären es nur 3-5 Grad je nach Aufstiegsbahn. In 66.000 km Höhe beträgt die absolute Geschwindigkeit dann aber 972 m\/s vergleichen mit 1611 m\/s beim Apogäum in 36000 km Höhe, das entspricht einer Reduktion des Antriebsbedarfs um 40 %.<\/p>\n
Fragt sich noch, warum man diese Strategie einschlägt. Ich kann keine Erklärungen liefern, nur Vermutungen. Das eine ist die in dieser Branche sehr ausgeprägte konservative Haltung die sich auch in anderen Bereichen zeigte: 1974 wurden die ersten Apogäumsantriebe mit flüssigem Treibstoff eingefügt der einen höheren spezifischen Impuls als die festen hat, mehr Flexibilität bietet und keinen festgelegten Impuls hat, 1992 starteten immer noch Satelliten mit Feststoffantrieb. Das zweite ist dass man so die Passage des Van Allen Gürtels mit den Strahlenschäden an Solarzellen und Elektronik minimiert. Natürlich wäre hier ein etwas größerer Solar-Generator der die Verluste auffängt und eine Abschirmung für die Elektronik beim eingesparten Gewicht drin. Was mich vor allem erstaunt ist, dass ein Hauptargument der Branche nicht so viel zählt: Mit den Satelliten wird Geld verdient je länger sie im Tranferorbit sind desto größer der Ausfall. Dadurch das das Ionentriebwerk aber nur während eines Teil des Orbits arbeiten kann, sind die Zeiten länger, in der summe genauso lang als wenn man sich gleich heraufspiralt.<\/p>\n
Vielleicht ist die Erklärung sehr einfach: Die Trägerentwicklung verlief bei denen Trägern, die auf dem freien Markt die meisten Nutzlasten akquirierten immer nach der Nachfrage, sprich der Größe der Kommunikationssatelliten. SpaceX hat ihre Falcon in der Leistung so gesteigert, dass sie jeden Satelliten transportieren kann, die erste Version konnte nur sehr kleine Satelliten transportieren, Russland hat der Proton eine Oberstufe spendiert, die größere GTO-Nutzlasten als block D hatte und Ariane wurde schon immer nach den Nutzlasten ausgelegt, zuletzt Ariane 6 die im Entwurf zuerst etwas kleiner war, doch nun doch 11 t transportieren soll. Eine Änderung ist nicht zu erwarten, die Vulcan oder auch die projektierte Rakete von ATK werden für hohe Nutzlasten ausgelegt, die Falcon heavy setzt hier sogar einen neuen Rekord. Würde die Branche nun eine Kehrtwende machen, ILS, Arianespace und SpaceX könnten ihren Laden schließen.<\/p>\n
Nun würde ein Satellit von 1,9 bis 2,2 t Gewicht im LEO äquivalent zu 3,6 t im GTO sein. damit wären fast alle bisherigen Träger zu groß. Die größten Satelliten wiegen heute 7 t. Ein Träger mit 4-5 t LEO-Nutzlast könnte sie transportieren, damit könnte eine Sojus die gleiche Nutzlast wie heute eine Ariane 5 transportieren. Die heutigen Träger mit LEO-Nutzlasten von 20-23 t sind um den Faktor 3-4 zu groß. Da die Branche aber immer zwei LSP haben möchte ist sie in einem echten Dilemma. Das erklärt sich aus der Tatsache das die GTO Nutzlast meist nur 33-40% der LEO-Nutzlast beträgt und im GEO kommen dann nur noch die Hälfte der GTO-Masse an. so beträgt die GEO-Nutzlast ein Fünftel bis Sechstel der LEO-Nutzlast, bei Ionentriebwerken sind es 66-80%.<\/p>\n
Für die Anforderungen der Branche wären neue Ionentriebwerke eine Lösung. Es gibt mehrere Technologien. Die heutigen ionisieren ein Gas nichtthermisch und beschleunigen die Ionen dann durch ein elektrisches Feld. Ein Plasmatriebwerk das thermisch ionisiert und das Plasma normal expandiert hat einen viel geringeren spezifischen Impuls. Sie können Werte von nur 8000 bis 15000 m\/s aufweisen. Das klingt zuerst nach einem Nachteil. Doch ein Antrieb mit 8000 m\/s wäre die Startmasse äquivalent zu der heutigen GTO-Masse, nur eben im LEO (also 2,5 bis 3-fache Nettonutzlast). Je kleiner der spezifische Impuls aber ist desto schneller ist man im GEO. Bei 8000 m\/s ist man bei 3540 kg Startmasse in nur 83 Tagen im GEO, dort noch mit 1997 kg Restmasse. Bei 10% Trockenmasse bleibt dann noch Treibstoff um die Geschwindigkeit um 874 m\/s ändern. Kurzum – man wäre schneller im Zielorbit, trotzdem würde man viel an den Startkosten sparen. Was bleibt ist aber dass man auch hier einen Träger braucht, der zwischen 4 und 7 t in den LEO transportiert und das kann heute nur die Sojus.<\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"
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