{"id":12159,"date":"2016-12-02T22:23:45","date_gmt":"2016-12-02T21:23:45","guid":{"rendered":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=12159"},"modified":"2016-12-03T07:55:43","modified_gmt":"2016-12-03T06:55:43","slug":"mit-ionentriebwerken-zum-mond","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2016\/12\/02\/mit-ionentriebwerken-zum-mond\/","title":{"rendered":"Mit Ionentriebwerken zum Mond"},"content":{"rendered":"<p>W&auml;hrend man inzwischen die Eignung von Ionentriebwerken f&uuml;r den Mars untersucht, scheint sich keiner f&uuml;r den Einsatz f&uuml;r Mondmissionen zu interessieren. Zeit sich dar&uuml;ber Gedanken zu machen. Um es vorwegzunehmen: Es geht in diesem Blog vornehmlich um den nicht bemannten Teil einer Expedition. Das liegt daran das noch mehr als beim Mars die lange Betriebsdauer der Ionentriebwerke in keinem tolerierbaren Verh&auml;ltnis zur Reisedauer mit chemischen Triebwerken steht. Bei der Dauer einer Marsexpedition von fast 3 Jahren sind 200-300 Tage mehr Reisezeit verkraftbar, beim Mond ist das aber unverh&auml;ltnism&auml;&szlig;ig, wenn man in weniger als 4 Tagen beim Mond sein kann. Es gibt jedoch eine Ausnahme, dazu am Schluss noch eine Bemerkung.<!--more--><\/p>\n<h3 class=\"western\">Vergleich von <span style=\"font-family: 'Segoe UI';\">\u0394<\/span>V f&uuml;r die verschiedenen Bahnen<\/h3>\n<p>Ich m&ouml;chte zuerst einmal die <span style=\"font-family: 'Segoe UI';\">\u0394<\/span>V-Budgets vergleichen. F&uuml;r die Mondmission gehe ich von folgenden zwei Elementen aus:<\/p>\n<ul>\n<li>Unbemannte Station, wird auf der Mondoberfl&auml;che nur gelandet<\/li>\n<li>Bemannter Flug wie bei Apollo: Landung mit einem leichtgewichtigen LEM, Kommandomodul bleibt in der Umlaufbahn um den Mond.<\/li>\n<\/ul>\n<p>Beim Mars ist es deutlich umfangreicher:<\/p>\n<ul>\n<li>zwei unbemannte Habitate (eines als Wohnung, eines Labor), direkt auf der Marsoberfl&auml;che gelandet. Einsatz von Ionentriebwerken oder chemischen Antrieb.<\/li>\n<li>Ein bemanntes Modul, das chemisch gestartet und in eine erste Umlaufbahn gebracht wird. Danach Absenkung der Umlaufbahn mit Ionentriebwerken und R&uuml;ckflug ebenfalls mit Ionentriebwerken. Dieses Szenario hat in meinen Augen den h&ouml;chsten Nutzen: Zum einen w&auml;re die Missionszeit sehr lang, wenn man sich vom Erdorbit heraufspiralen w&uuml;rde, zum anderen spart das Absenken der Bahnh&ouml;he beim durch Ionentriebwerke beim Mars Treibstoff f&uuml;r den Aufstiegsteil und durch die Verwendung von Ionentriebwerken kann man vor allem den Treibstoffbedarf f&uuml;r den chemischen Teil bedeutend verringern. Beim reinen chemischen Antrieb verbleibt die Station dagegen in einem elliptischen 24-Stunden-Orbit da man mehr Treibstoff brauchte erst das schwere Habitat abzusenken und dann wieder diese Geschwindigkeit aufzubringen, wenn man zur Erde zur&uuml;ckstartet, als wenn man vom Mars in eine elliptische Umlaufbahn startet.<\/li>\n<li>Ein R&uuml;ckstartteil mit einer Kapsel, direkt gelandet und chemisch zur&uuml;ckgestartet. Bei einem Habitat in einer elliptischen 24-Stunden-Bahn braucht man mehr Geschwindigkeit als beim Ionenantriebsfall in einer niedrigen Kreisbahn.<\/li>\n<\/ul>\n<h3 class=\"western\">Daten<\/h3>\n<table width=\"100%\" cellspacing=\"0\" cellpadding=\"4\">\n<thead>\n<tr valign=\"TOP\">\n<th width=\"33%\">Bahnman&ouml;ver<\/th>\n<th width=\"33%\">Geschwindigkeitsbedarf chemisch<\/th>\n<th width=\"33%\">Geschwindigkeitsbedarf Ionentriebwerke<\/th>\n<\/tr>\n<\/thead>\n<tbody>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"33%\">LEO \u2192 Lunar Orbit<\/td>\n<td width=\"33%\">4,1 km\/s<\/td>\n<td width=\"33%\">7,3 km\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"33%\">LEO \u2192 Mars Direkte Landung<\/td>\n<td width=\"33%\">3,9 km\/s<\/td>\n<td width=\"33%\">10,4 km\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"33%\">Lunar Orbit \u2192 Mondlandung<\/td>\n<td width=\"33%\">2,2 km\/s<\/td>\n<td width=\"33%\">&#8211;<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"33%\">LEO \u2192 Marsumlaufbahn<\/td>\n<td width=\"33%\">4,6 km\/s<\/td>\n<td width=\"33%\">7,6 km\/s (chemisch\/Ionentriebwerke)<\/p>\n<p>13,9 km\/s (nur Ionentriebwerke)<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"33%\">Mars Boden \u2192 Marsumlaufbahn<\/td>\n<td width=\"33%\">5,5 km\/s<\/td>\n<td width=\"33%\">4,2 km\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"33%\">Marsumlaufbahn \u2192 Erdtransferbahn<\/td>\n<td width=\"33%\">0,9<\/td>\n<td width=\"33%\">4,0 km\/s<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n<p>Schon auff&auml;llig ist, dass beim Mond die Differenz deutlich kleiner ist. Beim Mars kann man zweimal ausnutzen, dass man chemisch eine Bahn erreichen kann, deren planetenn&auml;chster Punkt nahe am Planeten liegt, w&auml;hrend man sich mit Ionentriebwerken hochspiralt, also neben kinetischer Energie in der Fluchtbahn auch potenzielle Energie leistet. Das ist der Fall beim Verlassen von Erde und Mars, wie auch beim Einbremsen in die Umlaufbahn. Schon aufgrund dessen sollte man annehmen, dass Ionentriebwerke sich f&uuml;r die unbemannten Teile beim Mond eher lohnen.<\/p>\n<p>Ich habe dann in einer Simulation die optimalen Parameter f&uuml;r maximale Nutzlast bestimmt. Randparameter sind:<\/p>\n<ul>\n<li>20% des Treibstoffgewichts als Tanks (typisch f&uuml;r Xenon-Druckgastanks)<\/li>\n<li>Ionentriebwerke f&uuml;r 1 N Schub wiegen 60 kg (46 kg aufgrund Hochrechnung von existierenden Triebwerken, 14 kg f&uuml;r Leitungen und Stromversorgung)<\/li>\n<li>Solargenerator hat eine Leistungsdichte von 120 W\/kg (80 W\/kg erreichen gro&szlig;e konventionelle Solararrays, D&uuml;nne leichtgewichtige Konstruktionen erreichen 170 W\/kg. Ich habe den Mittelwert genommen.<\/li>\n<li>Betriebsdauer 180 Tage<\/li>\n<\/ul>\n<p>Ich komme bei 100 t Startgewicht auf eine Nutzlast von<b> 65 t.<\/b> Die SLS soll mit Oberstufe 105 t erreichen. 100 t Startmasse erlauben eine etwas h&ouml;here Umlaufbahn, die f&uuml;r Ionentriebwerke w&uuml;nschenswert ist (ich bin von einem Start in 400 km H&ouml;he ausgegangen).<\/p>\n<h3 class=\"western\">Detailbetrachtung<\/h3>\n<p>Von den 35 t entfallen 17,3 t auf den Treibstoff, 3,5 t auf die Tanks, 14,6 t auf Solarzellen und 3,2t auf die Triebwerke. Als optimaler spezifischer Impuls wurden 47 km\/s ermittelt.<\/p>\n<p>Chemisch w&auml;re es bei spezifischen Impulsen von 4,5 km\/s (Erde verlassen) und 3,2 km\/s (in die Mondumlaufbahn Einbremsen) 33,3 t, wobei man noch 1 t f&uuml;r die Tanks abziehen muss, die Bestandteil des Servicemoduls sind, netto also <b>32,3 t,<\/b> etwa die H&auml;lfte.<\/p>\n<p>W&uuml;rde man die 65 t landen, so w&auml;re die Nettomasse auf dem Mond (ohne Landestufe) bei 3,2 km\/s Ausstr&ouml;mgeschwindigkeit und 2,2 km\/s Geschwindigkeitsbedarf und einem Voll-\/Leermasseverh&auml;ltnis von 10:1 bei 13,7 t beim chemischen Fall und 29,0 t mit Ionentriebwerken, also mehr als doppelt so viel. 29 t ist wirklich viel. Das Columbus Labormodul wiegt voll ausgestattet 27 t. Es g&auml;be also mindestens so viel Platz wie in einem ISS-Labormodul und anders als bei der ISS kann man es auch verlassen.<\/p>\n<h3 class=\"western\">Synergien f&uuml;r eine Marsmission<\/h3>\n<p>Der Hauptvorteil w&auml;re aber ein anderer. Wenn man Ionentriebwerke auf dem Mars einsetzen will, dann ben&ouml;tigt man nicht nur viel gr&ouml;&szlig;ere Triebwerke als bisher (hier z.B. 51,5 N Schub, g&auml;ngige Ionentriebwerke haben unter 0,3 N Schub) sondern auch eine viel leistungsf&auml;higere Stromversorgung (1,4 MW, die Solar-Arrays der IUS haben eine Leistung von 120 KW).<\/p>\n<p>Bei Leistungen im Megawattbereich kann man auch an einen Kernreaktor denken. Der S6G Reaktor f&uuml;r die Atom U-Boote der Los Angeles-Klasse hat z.B. eine Leistung von 27 MW bei etwa 1000 t Masse. Das sind 27 W\/kg, unter der Leistung, die auch Solarzellen liefern, aber viel kompakter. Nur sind 165 MW und 1680 t etwa 100-mal schwerer als ben&ouml;tigt. Gelingt es einen kleinen Reaktor zu bauen der dieselben Leistungsdaten hat so w&auml;re er eine gute Alternative zu Solarzellen, denn wie man so gro&szlig;e Arrays (bei 25% Effizienz ben&ouml;tigt man bei 1,4 MW eine Fl&auml;che von 4150 m\u00b2 also etwa eine quadratische Fl&auml;che von 65 x 65 m\u00b2, das ist gr&ouml;&szlig;er als ein Fu&szlig;ballstadium. Sicherheitstechnisch ist &uuml;brigens ein Kernreaktor einfacher zu handeln als ein RTG. Er besteht aus Uranbrennst&auml;ben bei den noch keine Kernreaktion eingesetzt hat. Es gibt also kaum Zerfallsprodukte vor allem keine lang strahlenden Actiniden, wie Plutonium, Neptunium und Americium. Brennst&auml;be sind, solange keine Reaktion gestartet wurde relativ harmlos. Sie strahlen zwar deutlich h&ouml;her als die normale Umgebung, aber kurzzeitig kann man dieser Strahlung ausgesetzt werden.<\/p>\n<p>Mit dem neuen <a href=\"http:\/\/www.nextbigfuture.com\/2008\/10\/power-to-overall-weight-ratio-aspect-of.html\">Hyperium Reaktor<\/a> soll deutlich besser liegen und kompakter sein mit 20 t Gewicht bei 26 \u2013 30 MW Leistung, das hei&szlig;t 1000 W\/kg und damit deutlich besser als bisherigen Reaktoren. Mit 20 t Gewicht muss man auch bei Solarzellen rechnen so k&ouml;nnte man diesen Reaktor als Ersatz nehmen und h&auml;tte noch mehr Leistung als mit Solarzellen.<\/p>\n<h3 class=\"western\">Bemannt mit Ionenantrieb zum Mond?<\/h3>\n<p>So denke ich w&uuml;rde auch ein Mondprogramm als Vorbereitungsprogramm zum Mars Sinn machen. Die Erforschung des Mondes oder eine Mondstation machen weniger Sinn als Marsvorbereitungsprogramm. Denkbar w&auml;re nat&uuml;rlich auch als Vorbereitungsmission, dass man Ionentriebwerke f&uuml;r die bemannte Mission nimmt. Damit k&ouml;nnte man die lange interplanetare Reise simulieren. Mit gen&uuml;gend chemischem Treibstoff f&uuml;r eine schnelle R&uuml;ckkehr k&ouml;nnte man trotzdem bei Problemen innerhalb von Tagen zur&uuml;ckkehren. Der Vorteil w&auml;re, dass man hier mit einer kleineren Rakete auskommt. Die Orion mit Altair h&auml;tte eine Ares V und eine Ares I ben&ouml;tigt, vor allem weil die Orion deutlich schwerer als, die Apollokapsel ist. Die SLS wird selbst in der h&ouml;chsten geplanten Ausbaustufe nie diese Nutzlast erreichen (zusammengenommen 211 t). Mit einem Mischantrieb (0,9 km\/s chemisch, Rest Ionentriebwerke) k&ouml;nnte man 47 t in einen Mondorbit transportieren. Das entspricht einer Tr&auml;gerrakete von 146 t die mit chemischem Treibstoff arbeitet. Gelingt es die SLS auf 152 t Nutzlast zu steigern, so k&ouml;nnte sie dieselbe Nutzlast mit diesem kombinierten Ionen-\/chemischen Antrieb zum Mond bef&ouml;rdern wie die Ares I+ Ares V Kombination (71,1 t).<img loading=\"lazy\" decoding=\"async\" src=\"http:\/\/vg02.met.vgwort.de\/na\/e467c29d56ad4a5b99e5ea4a07a88cac\" alt=\"\" width=\"1\" height=\"1\" \/><\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"<p>W&auml;hrend man inzwischen die Eignung von Ionentriebwerken f&uuml;r den Mars untersucht, scheint sich keiner f&uuml;r den Einsatz f&uuml;r Mondmissionen zu interessieren. Zeit sich dar&uuml;ber Gedanken zu machen. Um es vorwegzunehmen: Es geht in diesem Blog vornehmlich um den nicht bemannten Teil einer Expedition. 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