{"id":12441,"date":"2017-03-28T12:29:55","date_gmt":"2017-03-28T10:29:55","guid":{"rendered":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=12441"},"modified":"2017-03-28T12:29:55","modified_gmt":"2017-03-28T10:29:55","slug":"zum-wiederholten-male-die-ionenantriebsstufe","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2017\/03\/28\/zum-wiederholten-male-die-ionenantriebsstufe\/","title":{"rendered":"Zum wiederholten Male: die Ionenantriebsstufe"},"content":{"rendered":"<p>Wer meinen Blog liest, wei&szlig; das Ich ein Fan von Ionentriebwerken bin. Das heutige Thema hatte ich auch schon mal, doch ich greife es erneut auf, weil ich inzwischen mehr Daten und M&ouml;glichkeiten f&uuml;r eine genaue Simulation habe.<\/p>\n<p>Warum geht es? Es geht darum mit einer Ionenantriebsstufe (analog zu einer Raketenstufe) Satelliten vom LEO in den GEO zu bringen. Die Ionenantriebsstufe unterschiedet sich von einer konventionellen Stufe dadurch, dass der Treibstoff nicht den gr&ouml;&szlig;ten Teil der Masse ausmacht. Die Stromversorgung erfolgt durch Solarpanels. Kernreaktoren sind zumindest in der ben&ouml;tigten Leistung noch Utopie und die mir bekannten Typen aus Russland sind auch viel zu schwer.<\/p>\n<p>F&uuml;r nur einen Satelliten ist es nat&uuml;rlich besser, die Stufe gleich in den Satelliten zu integrieren. Das grunds&auml;tzliche Problem: Will man schnell vom LEO in den GEO, damit auch schnell den inneren Van Allen G&uuml;rtel passieren, so braucht man sehr viel mehr Strom f&uuml;r die Ionentriebwerke, als sp&auml;ter der Satellit im regul&auml;ren Betrieb ben&ouml;tigt. Die \u201eAll Electric\u201c Satelliten, die daher jetzt kommen, werden auf Standard GTO-Bahnen oder Super-GTO Bahnen entlassen. Sie m&uuml;ssen nur etwa 1500 m\/s abbauen anstatt 4700 m\/s und sie durchlaufen auf der elliptischen Bahn den Van Allen G&uuml;rtel schnell. Schon mit einer Geschwindigkeits&auml;nderung von 500 m\/s liegt das Perig&auml;um oberhalb der Kernzone des inneren Van Allen G&uuml;rtels. Der Nachteil: Gegen&uuml;ber den 20 bis 25 t LEO Nutzlast, die die gr&ouml;&szlig;ten Tr&auml;ger heute haben, sinkt die GTO-Nutzlast auf 7 bis 11 t je nach Typ ab. Durchschnittlich 40% der LEO Nutzlast kann man in den GTO transportieren. Und im GEO kommt dann nochmals weniger an.<!--more--><\/p>\n<p>Es bietet sich daher an, eine eigene Stufe f&uuml;r diesen Zweck zu konstruieren und diese dann mehrmals zu verwenden also wieder in den LEO-Orbit zu bringen und einen weiteren Satelliten zu transportieren. Da man nun angefangen von der Strommenge, dem spezifischen Impuls der Triebwerke, Treibstoffzuladung und Reisedauer sehr viele Parameter ver&auml;ndern kann, habe ich mich f&uuml;r die Festlegung von Kenngr&ouml;&szlig;en entschlossen:<\/p>\n<ul>\n<li>Nutzlast soll ein Satellit sein, der mit chemischem Treibstoff im GTO 4,5 t wiegt.<\/li>\n<li>Der erste Transfer soll in 4,5 Monaten abgeschlossen sein<\/li>\n<li>Solar Arrays sind Flex Arrays, sie verlieren 10% der Leistung pro Passage<\/li>\n<li>Spezifischer Impuls: 30.000 und 40.000 m\/s.<\/li>\n<\/ul>\n<p>Die spezifischen Impulse entsprechen derzeit den Untergrenzen bzw. Obergrenzen von gr&ouml;&szlig;eren Ionentriebwerken (es gibt auch kleinere mit niedrigeren spezifischen Impulsen, doch die sind nicht als Haupantrieb geeignet. Das NSTAR hat z.B. einen von 3.120 s, das RIT 2X einen von 4.140 s. Der Trend geht nach oben. Es sind einige mit einem spezifischen Impuls von 5000 und besser im Test. Der spezifische Impuls wirkt sich stark auf Transferdauer aber auch Treibstoffverbrauch aus.<\/p>\n<p>Fangen wir zuerst einmal mit dem Satelliten an. Die 4,5 t entsprechen einem typischem, mittelgro&szlig;en, Kommunikationssatelliten. Doch diese Masse enth&auml;lt auch den chemischen Treibstoff und das Antriebssystem. Als Beispiel habe ich Sicral 2 genommen, der wiegt voll 4.400 kg und leer 1.910 kg. Unter der Annahme, dass der Satellit chemisch seine Lage regelt, w&uuml;rde man bei einem spezifischen Impuls von 3100 m\/s noch 2.712 kg Restmasse annehmen. Der rest ist f&uuml;r die Lageregelung reserviert. Davon geht dann noch die Trockenmasse des Antriebssystems ab. Bei Cassini wiegt das Antriebssystem trocken 496 kg bei 2.132 kg Treibstoffzuladung. Denselben Koeffizienten angesetzt, w&uuml;rde man bei 1.688 kg Treibstoff f&uuml;r den Transfer GTO \u2192 GEO eine Trockenmasse von 267 kg annehmen. Diese Trockenmasse geht vom Restgewicht von 2.712 kg auch noch ab, sodass ein Satellit nur mit dem chemischen Treibstoff f&uuml;r den sp&auml;teren Betrieb im GEO noch 2.445 kg wiegen. Das ist etwas mehr als die H&auml;lfte der Ursprungsmasse. Die Annahme geht wie schon geschrieben davon aus, das die Stufe nur den Transfer durchf&uuml;hrt und Standard ist heute noch bei Satelliten f&uuml;r die sp&auml;tere Lageregelung die chemische Lageregelung.<\/p>\n<p>Hinsichtlich Trockenmasse des Moduls beziehe ich mich auf die Werte, die man f&uuml;r eine Demomission gefunden hat. Bei Dawn wog der Ionenantriebsteil 702 kg bei zus&auml;tzlich 471 kg Treibstoff. Dies ist jedoch eine komplette Sonde. Davon kann man in jedem Falle noch die Lageregelung mit Hydrazin abziehen. Das sind 96 kg. Die 105 kg f&uuml;r Avionik und 26 kg sind konstant, egal ob die Stufe gro&szlig; oder klein ist. Das abgezogen erh&auml;lt man eine Trockenmasse von 474 kg bei 471 kg Treibstoff. Weiter muss man noch die Solararrays abziehen, weil wir diese auf unsere Mission ma&szlig;schneidern m&uuml;ssen. Die SLA von Dawn hatten eine Masse von 126 kg. Ohne diese kommt man also auf einen Strukturmassekoeffizienten von 2,41. F&uuml;r die Vega hat man die VENuS Oberstufe modelliert, die bei einem Tank trocken 681 kg wiegt bei maximal 551 kg Treibstoff. Hier wiegen die Solararrays 60 kg. Ohne diese kommt man also auf einen Strukturkoeffizienten von 1,89. Mit zwei Tanks steigt er auf 2,52.<\/p>\n<p>Die Solarpaneele zu berechnen, ist schwieriger. Es ist am einfachsten eine Mission mit vorhandenen Triebwerken zu berechnen und anhand der Dauer dann die Solararrays zu dimensionieren. Beim RIT-2X (Spezifischer Impuls &gt;40000) komme ich auf 275 kW f&uuml;r die 135 Tage und beim NSTAR auf 190 kW. Die Massen sind bei ATK-Flex mit 106 W\/kg wiegen dann 2.595 und 1.793 kg. Startgewicht sind 20.000 kg.<\/p>\n<p>Dazu braucht man noch einen Adpater um einen Satelliten andocken zu k&ouml;nnen. Ich setze hier 253 kg an, das entspricht dem Gewichts des Kopplungsadapoter des ATV.<\/p>\n<p>So kommt man zu einer Gesamtaufstellung<\/p>\n<table width=\"100%\" cellspacing=\"0\" cellpadding=\"4\">\n<colgroup>\n<col width=\"85*\" \/>\n<col width=\"85*\" \/>\n<col width=\"85*\" \/> <\/colgroup>\n<thead>\n<tr valign=\"TOP\">\n<th width=\"33%\">System<\/th>\n<th width=\"33%\">Masse RIT10<\/th>\n<th width=\"33%\">Masse NSTAR<\/th>\n<\/tr>\n<\/thead>\n<tbody>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"33%\">Satellit:<\/td>\n<td width=\"33%\">2.440 kg<\/td>\n<td width=\"33%\"><\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"33%\">Koppeladapter<\/td>\n<td width=\"33%\">253 kg<\/td>\n<td width=\"33%\"><\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"33%\">Kommunikation:<\/td>\n<td width=\"33%\">26 kg<\/td>\n<td width=\"33%\"><\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"33%\">Avionik<\/td>\n<td width=\"33%\">105 kg<\/td>\n<td width=\"33%\"><\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"33%\">Ionenantriebsstufe ohne SLA<\/td>\n<td width=\"33%\">14.581 kg<\/td>\n<td width=\"33%\">15.384 kg<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"33%\">SLA<\/td>\n<td width=\"33%\">2.595 kg<\/td>\n<td width=\"33%\">1.792 kg<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"33%\">Treibstoff:<\/td>\n<td width=\"33%\">8.530 kg<\/td>\n<td width=\"33%\">9.000 kg<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n<p>Als Tr&auml;gerrakete habe ich die Falcon 9 ausgesucht. Startorbit ist ein 400 km hoher LEO. Es ginge bei der Startmasse aber auch mit einer Ariane 5 oder Proton.<\/p>\n<p>IM GEO angekommen wurde ein Teil des Treibstoffs verbraucht, doch das meiste ist noch da. Nun wird der Satellit abgetrennt und es beginnt die R&uuml;ckreise. Im Leo wird erneut ein Satellit angekoppelt und so fort. Dies geht solange, bis der Treibstoff ganz verbraucht ist:<\/p>\n<table width=\"100%\" cellspacing=\"0\" cellpadding=\"4\">\n<colgroup>\n<col width=\"85*\" \/>\n<col width=\"85*\" \/>\n<col width=\"85*\" \/> <\/colgroup>\n<thead>\n<tr valign=\"TOP\">\n<th width=\"33%\">System<\/th>\n<th width=\"33%\">NSTAR Simulation<\/th>\n<th width=\"33%\">RIT Simulation<\/th>\n<\/tr>\n<\/thead>\n<tbody>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"33%\">Startmasse<\/td>\n<td width=\"33%\">20.000 kg<\/td>\n<td width=\"33%\">20.000 kg<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"33%\">LEO \u2192 GEO<\/td>\n<td width=\"33%\">17.253 kg davon 2.240 kg Satellit<\/td>\n<td width=\"33%\">17.839 kg<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"33%\">GEO \u2192 LEO<\/td>\n<td width=\"33%\">12.750 kg (152 Tage)<\/td>\n<td width=\"33%\">13.734 kg (137 Tage)<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"33%\">LEO \u2192 GEO<\/td>\n<td width=\"33%\">10.650 kg (222 Tage)<\/td>\n<td width=\"33%\">11.980 kg (177 Tage)<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"33%\">GEO \u2192 LEO<\/td>\n<td width=\"33%\">9.164 kg (197 Tage)<\/td>\n<td width=\"33%\">10.086 kg (166 Tage)<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"33%\">Resttreibstoff:<\/td>\n<td width=\"33%\">604 kg<\/td>\n<td width=\"33%\">1056 kg<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n<p>Die Bilanz ist ern&uuml;chternd: zwei Transfers sind m&ouml;glich, dann ist der Treibstoff am Ende. Es gibt eine Reihe von Gr&uuml;nden. Der erste Grund ist einmal die relativ hohe Strukturmasse von rund 40%. Diese rund 9 t sind viel verglichen mit der nur 2,44 t schweren Nutzlast. F&uuml;r die gew&uuml;nschte kurze Reisedauer m&uuml;ssen dann auch die Solarzellen sehr gro&szlig; sein \u2013 gr&ouml;&szlig;ere Flexarrays als 30 kW Gesamtleistung gibt es z.B. derzeit noch nicht. Trotzdem nimmt bei 10% Leistungseinbu&szlig;e pro Passage des Van Allen G&uuml;rtels die Reisezeit zu, weil die Masse weniger stark absinkt als die elektrische Leistung. Kann man an beiden Systemen etwas Gewicht einsparen so w&auml;re noch ein dritter Transport m&ouml;glich, wieder angekommen ist die Stufe ja schon im LEO. Beim RIT m&uuml;sste man etwa 300 kg Gewicht einsparen, beim NSTAR schon deutlich gr&ouml;&szlig;ere 1080 kg.<\/p>\n<p>In der Praxis w&uuml;rde man daher wahrscheinlich eine Stufe nur einmal nutzen bzw. sie gleich in den Satelliten integrieren, was noch mehr Gewicht spart. Eine Alternative w&auml;re, dass man sie nur mit so viel Treibstoff bel&auml;dt, wie sie bei einer Runde verbraucht. Das macht sie leichter bzw. bei gegebener Startmasse k&ouml;nnte sie mehr Solararrays mitf&uuml;hren. Dann m&uuml;sste man mit jedem folgenden Start Treibstoff transferieren z.B. von einem Vorratsbeh&auml;lter im Satelliten (was nat&uuml;rlich ideal bei einem Satelliten w&auml;re, der selbst mit Ionenantrieben arbeitet aber die nur f&uuml;r die Lageregelung (deutlich kleinerer Stromverbrauch) einsetzt.<\/p>\n<p>Ich sehe aber bei den derzeitigen Konzepten die maximal einen Strukturfaktor von 2,6 haben (VENuS f&uuml;r die Vega) das grunds&auml;tzliche Problem, das die Trockenmasse f&uuml;r mehrfache Transfers zu hoch ist. Dazu kommt die Abnahme der Solarzellenleistung, die sich in den Tabellen in steigenden Reisezeiten bemerkbar macht. Ich habe 10% angesetzt, es gibt aber auch Annahmen von 30% Abnahme,<\/p>\n<p>Gerade bei den Nachtransporten mit Treibstofftransfer hat man aber nun das Problem, das die Nutzlast viel kleiner ist. Ist es nur der Satellit, so wiegt er nur noch 2.440 kg anstatt 20.000. Das w&auml;re noch mit einer Vega zu machen. Doch die Einsparung w&auml;re gering. Beim Mitf&uuml;hren von Treibstoff ist man mit Tank dann in der Gegend von 8000 kg, was noch eine Sojus wuppen w&uuml;rde. Doch selbst wenn ich nicht mit einer Falcon 9 starte, ist die Einsargung gering: Zwei Satelliten der Gr&ouml;&szlig;e transportiert mit einer Ariane 5 bei Kosten von 170 Mill. Euro, also jeder 85. Ein Sojusstart kostet 70 und eine Vega 32 Millionen. Das bedeutet, dass man beim Nachf&uuml;llen noch 15 Millionen Euro spart, ohne Nachf&uuml;llen dann schon 52 Mill., allerdings m&uuml;sste man diese Einsparungen mit den Kosten der Stufe gegenrechnen. Diese scheinen sehr weit gef&auml;cherter zu asein als ich dachte, f&uuml;r VENuS hat man 10 % der Vega Startkosten anvisiert. Die Kosten f&uuml;r eine reine Transportstufe (EM-L2) wurden auf 300 Millionen $ gesch&auml;tzt. Bei dieser hohen Summe lohnt es sich nicht.<\/p>\n<h2 class=\"western\">Gegenrechnung: All-Electric Satellit im LEO<\/h2>\n<p>Als optimalste M&ouml;glichkeit sehe ich (wenn man den Zeitaspekt ausblendet) einen Kommunikationssatelliten mit integrierten Ionentriebwerken. Das spart die Kosten f&uuml;r Avionik, Kommunikation, Solarpaneele und einen Teil des Antriebssystems (er braucht ja auch im Orbit eines) ein und zudem dessen Gewicht. Ich habe daher mal eine Gegenrechnung aufgemacht mit folgenden Eckdaten:<\/p>\n<ul>\n<li>Trockenmasse ohne Antriebssystem und zus&auml;tzliche Solararrays 1912 kg (Sicral 2)<\/li>\n<li>Totales dV: 6 km\/s (4,7 km\/s LEO \u2192 Geo, 1,3 km\/s Lage und Bahnkorrektur w&auml;hrend 15 Jahren Betrieb)<\/li>\n<li>50% mehr Leistung bei den Solararrays (30% Verlust durch Passage des Van Allen G&uuml;rtels, 20 % f&uuml;r Lageregelung ben&ouml;tigt)<\/li>\n<li>Konventionelle Solarzellen mit 80 W\/kg Leistung<\/li>\n<li>Ionentriebwerke mit 3 kW Leistungsbedarf und einem Gewicht (inklusive Stromkonvertern) von 20 kg pro Triebwerk<\/li>\n<li>Druckgastanks wiegen 17,5 % des Inhalts<\/li>\n<\/ul>\n<p>Das sind konservative Werte, von g&auml;ngigen Solarzellen, Tanks und Ionentriebwerken<\/p>\n<p>Wenn der Satellit normal 8 kW Leistung hat, (7 kW bei EOL) so betr&auml;gt die Stromversorgung nun 12 kW, das addiert 50 kg Gewicht.<\/p>\n<p>3 Triebwerke f&uuml;r 9 kW Stromverbrauch addieren weitere 60 kg<\/p>\n<p>Durch R&uuml;ckrechnen kommt man auf folgende Tankmassen bei gegebenem spezifischen Impuls:<\/p>\n<table width=\"100%\" cellspacing=\"0\" cellpadding=\"4\">\n<colgroup>\n<col width=\"43*\" \/>\n<col width=\"43*\" \/>\n<col width=\"43*\" \/>\n<col width=\"43*\" \/>\n<col width=\"43*\" \/>\n<col width=\"43*\" \/> <\/colgroup>\n<thead>\n<tr valign=\"TOP\">\n<th width=\"17%\">Spezifischer Impuls<\/th>\n<th width=\"17%\">20.000 m\/s<\/th>\n<th width=\"17%\">25.000 m\/s<\/th>\n<th width=\"17%\">30.000 m\/s<\/th>\n<th width=\"17%\">35.000 m\/s<\/th>\n<th width=\"17%\">40.000 m\/s<\/th>\n<\/tr>\n<\/thead>\n<tbody>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"17%\">Tankmasse<\/td>\n<td width=\"17%\">952 kg<\/td>\n<td width=\"17%\">725 kg<\/td>\n<td width=\"17%\">585 kg<\/td>\n<td width=\"17%\">490 kg<\/td>\n<td width=\"17%\">422 kg<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"17%\">Davon Treibstoff:<\/td>\n<td width=\"17%\">166 kg<\/td>\n<td width=\"17%\">126,3 kg<\/td>\n<td width=\"17%\">102 kg<\/td>\n<td width=\"17%\">85 kg<\/td>\n<td width=\"17%\">74 kg<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"17%\">Gesamtstartmasse<\/td>\n<td width=\"17%\">3.034 kg<\/td>\n<td width=\"17%\">2.807 m\/s<\/td>\n<td width=\"17%\">2.667 kg<\/td>\n<td width=\"17%\">2.572 kg<\/td>\n<td width=\"17%\">2.504 kg<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n<p>In der Startmasse macht der geringere spezifische Impuls nicht viel aus, jedoch bei der Reisezeit wird es deutlich. Bei 65 % Effizienz kommt man auf folgende Reisezeiten:<\/p>\n<table width=\"100%\" cellspacing=\"0\" cellpadding=\"4\">\n<colgroup>\n<col width=\"43*\" \/>\n<col width=\"43*\" \/>\n<col width=\"43*\" \/>\n<col width=\"43*\" \/>\n<col width=\"43*\" \/>\n<col width=\"43*\" \/> <\/colgroup>\n<thead>\n<tr valign=\"TOP\">\n<th width=\"17%\">Spezifischer Impuls<\/th>\n<th width=\"17%\">20.000 m\/s<\/th>\n<th width=\"17%\">25.000 m\/s<\/th>\n<th width=\"17%\">30.000 m\/s<\/th>\n<th width=\"17%\">35.000 m\/s<\/th>\n<th width=\"17%\">40.000 m\/s<\/th>\n<\/tr>\n<\/thead>\n<tbody>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"17%\">Dauer<\/td>\n<td width=\"17%\">261 Tage<\/td>\n<td width=\"17%\">338 Tage<\/td>\n<td width=\"17%\">411 Tage<\/td>\n<td width=\"17%\">484 Tage<\/td>\n<td width=\"17%\">556 Tage<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n<p>Es k&ouml;nnte sich also durchaus lohnen, hier auf hohe spezifische Impulse zu verzichten. Mit 10 km\/s, einem relativ niedrigen spezifischen Impuls f&uuml;r Ionentriebwerke, kommt man auf etwa 120 Tage Reisezeit bei etwa 4,6 t Gesamtstartmasse. Elektrostatische Ionentriebwerke haben aber meist deutlich h&ouml;here spezifische Impulse. So niedrige erreichen nur Arcjets, die haben jedoch eine wesentlich generiere Energieausn&uuml;tzung von nur 20 bis 40 % Wirkungsgrad bezogen auf den Strom. Praktisch w&uuml;rbe ich wohl Ionentriebwerke nehmen, deren spezifischer Impuls regelbar ist und w&auml;hrend des Transfers Leo \u2192 Geo einen hohen Schub mit niedrigem Impuls w&auml;hlen. Das XR-12 ist z.B. zwischen 1400 und 2300 s regelbar. Das spart dann wieder etwas Gewicht bei den Tanks ein (bei obigem Triebwerk und 4,7 km\/s Geschwindigkeits&auml;nderung bei 1400 s spez. Impuls und 1,3 km\/s bei 2300 s sind es z.B. dann 1.427 kg f&uuml;r Tanks+Treibstoff anstatt 1.600 kg. (Gesamtmasse: 3.339 kg). Die Transferzeit betr&auml;gt dann 168 Tage. Das ist ein einem Bereich, den heute auch die &#8222;All Electric\u201c Satelliten hatten als sie vom GTO in den GEO kamen.<\/p>\n<p>Zum Gl&uuml;ck f&uuml;r die Raumfahrtindustrie plant keiner solche \u201eLEO \u2192 Geo Satelliten\u201c, denn selbst die L&ouml;sung mit nur 10 km\/s w&uuml;rde bedeuten, das alle derzeitigen Tr&auml;ger zu gro&szlig; sind. Eine Proton, Ariane oder Falcon k&ouml;nnten gleich vier dieser Satelliten auf einmal transportieren. Arianespace geht nun bei der Ariane 6 ja schon zu Einzelstarts &uuml;ber, weil es schwer wird, zwei Nutzlasten zusammen zu kombinieren und auch termingerecht geliefert zu bekommen. Bei hohen spezifischen Impulsen k&ouml;nnte sogar eine Vega, mit Sicherheit eine Vega C die Satelliten starten. Bei k&uuml;rzerer Transferzeit zumindest Satelliten, die heute in der 3 t Klasse liegen.<\/p>\n<p>Wenn ein 4,5 t Satellit-&Auml;quivalent so, je nach Ionenantrieb, 2,5 bis 3,4 t wiegt, dann liegen die meisten heute gestarteten Satelliten (3 \u2013 7 t) bei 1,7 bis 5,3 t Startmasse in den LEO je nach spezifischem Impuls und Masse. F&uuml;r Einzelstarts von \u201eAll-Electric\u201c Satelliten mit einem Transfer von LEO in den GEO w&auml;re also ein Tr&auml;ger von 4-5 t Nutzlast ideal. Das ist vielleicht auch ein Grund, der gegen das Konzept spricht. Denn einen solchen Tr&auml;ger gibt es derzeit nicht. Die Dnepr liegt in der richtigen Gr&ouml;&szlig;enordnung, aber sie ist \u201egegrounded\u201c, weil einige Teile aus der Ukraine stammen. Kunden haben jetzt schon auf die Falcon 9 gewechselt. Die Delta 2 war auch in der richtigen Gr&ouml;&szlig;enordnung aber bei 85 Millionen Dollar Startkosten wurde sie zu Recht ausgemustert. Besserung ist nicht in Sicht: Die Angara legt den Fokus auf h&ouml;here Nutzlasten die Angara 7 wird bis zu knapp 12 t in den GTO erreichen. Die Angara 1 w&auml;re zwar eine Alternative aber durch den Start weit n&ouml;rdlich muss die Geschwindigkeits&auml;nderung deutlich h&ouml;her sein, weil man nicht von dem Bonus profitieren kann, kann, dass man bei gr&ouml;&szlig;eren Schubman&ouml;vern gleichzeitig Inklination und Geschwindigkeit &auml;ndert. Alle anderen neuen Tr&auml;ger haben hohe GEO Nutzlasten: die Langer Marsch 10-13 t, Ariane 6 rund 11 , wahrscheinlich bald mehr, New Glenn 13 t und Falcon heavy 22 t. Ohne Startm&ouml;glichkeit wird man aber wohl Satelliten nicht entwickeln die vom Leo aus sich langsam hochspiralen.<img loading=\"lazy\" decoding=\"async\" src=\"http:\/\/vg02.met.vgwort.de\/na\/8e265700b42d47c987b1aeca91256463\" width=\"1\" height=\"1\" alt=\"\"\/><\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"<p>Wer meinen Blog liest, wei&szlig; das Ich ein Fan von Ionentriebwerken bin. Das heutige Thema hatte ich auch schon mal, doch ich greife es erneut auf, weil ich inzwischen mehr Daten und M&ouml;glichkeiten f&uuml;r eine genaue Simulation habe. Warum geht es? 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