Wir haben in der Raumfahrt ja zwei gegenläufige Trends. Zum einen gibt es seit einigen Jahren die ersten \u201eAll Electric\u201c Satelliten, zum anderen werden gerade Träger entwickelt mit immer größeren Nutzlasten, nachdem man die letzten 25 Jahren mit 25 t Maximalnutzlast (Delta 4H, Titan 4B, Ariane 5E, Proton) auskam, werden nun größere Träger entwickelt. Die Falcon Heavy gibt es schon, die Vulcan soll bis 35 t erreichen, die OmegA liegt in derselben Größenordnung (keine LEO Nutzlast veröffentlicht) und die New Glenn wird 45 t erreichen. Es scheint aber, dass es eher den Bedarf an großen Trägern zu geben scheint, denn den ersten \u201eAll Electric\u201c Satelliten sind seitdem keine weiteren nachgefolgt und SpaceX entwickelt nun ja das Starship mit 100 t LEO Nutzlast.<\/p>\n
Wie üblich hat man ein typisches Henne-Ei Problem. Wenn es keine preiswerte Startmöglichkeit für diese \u201eAll Electric\u201c Satelliten gibt, kann man genauso gut die normale Bauweise mit chemischen Treibstoff nehmen, denn als Nachteil benötigt jeder Ionenantrieb viel Zeit um die Endbahn zu erreichen, und in der Zeit bringt er kein Geld ein \u2013 das kann bei einem großen Kommunikationssatelliten schon 2-3 Millionen Dollar pro Monat an Verdienstausfall sein. Und alle Träger sind eben derzeit für große Satelliten ausgerichtet und selbst für Doppelstarts die ja nur Arianespace anbietet sind die Satelliten zu leicht. Bezahlt man für den Start eines 2 t schweren Satelliten baer genauso viel wie für einen 6 t schweren, so braucht man keinen Ionenantrieb.<\/p>\n
Bei den derzeitigen \u201eAll Electric\u201c Satelliten ersetzt der Ionenantrieb aber nur den Apogäumsantrieb. Nach wie vor wird der Satellit aber in einer GTO-Bahn ausgesetzt. So nutzt man die Fähigkeiten nur zum Teil. Das dV von einem LEO in einen GTO entspricht etwa 2500 m\/s, das von einem GTO in den GEO je nach Bahnneigung (CSG \/ CCAF) 1500 bzw. 1800 m\/s. Das heißt, wenn man vom LEO aus startet, kann man noch wesentlich besser den Ionenantrieb ausnutzen. Typisch entspricht die Nutzlast in einen GTO 40 bis 50 % der LEO Nutzlast, vom GTO, in den GEO verliert, man weitere 40 % Nutzlast und das Antriebssystem mit Druckgastanks wiegt ja auch noch was. Rechnet man das auch noch aus der Masse in den GEO ab, so gelangt nur 20 bis 25 % der Masse vom LEO als reiner Satellit in den GEO. Ionentriebwerke benötigen zwar auch Treibstoff, Druckgastanks, Triebwerke und vor allem eine Stromversorgung, aber hier sind problemlos 50 % Nutzlast möglich, wenn man viel Zeit hat, auch mehr. Man kann also die Masse verdoppeln und hat immer noch im Orbit ein Antriebssystem für weitere nun kleinere Bahnkorrekturen.<\/p>\n
Eine Vega wird sicher nicht die großen Kommunikationssatelliten ersetzen können \u2013 das Groß wiegt zwischen 4,5 und 6 t, im GTO und unter Abzug des Systems für den chemischen Treibstoff also 2,2 bis 3 t. Dazu ist ihre Nutzlast zu klein. Doch mit Sicherheit hat sie die Nutzlast, um einen der derzeit entwickelten Small Geo Satelliten (mit 2.500 kg Startmasse immer noch so schwer wie vor 30 Jahren die größten Kommunikationssatelliten) zu transportieren, vielleicht auch einen der unteren Mittelklasse von 3 bis 4 t Startmasse.<\/p>\n
Ich will zwei Fälle untersuchen: zuerst das Naheliegende \u2013 ein im Satelliten integrierter Antrieb. Die Vega transportiert diesen Satelliten dann nur in eine gering geneigte etwas höhere LEO-Bahn und er spiralt sich selbst dann hoch. Der grundlegende Vorteil dieser Lösung ist, dass jeder Satellit sowieso eine Stromversorgung benötigt und wenn er im GEO angekommen ist, benötigt er weitere Korrekturkapazität, da verschiedene Gravitationseinflüsse durch Mond und Sonne aber auch die nicht ganz gleichförmige Massenverteilung der Erde ihn von seiner Position wegziehen. Diese müssen durch kleine Schubimpulse wieder ausgeglichen werden und das kostet Treibstoff und begrenzt die Lebensdauer eines Satelliten. Die Stromversorgung des Ionenantriebs kann dafür genutzt werden, um Strom für die Bordsysteme zu liefern und diese Korrekturen durchzuführen. Der Antrieb für den LEO \u2192 Transfer muss dazu nur um einige kleinere Triebwerke ergänzt werden, da dann kein so hoher Schub mehr benötigt wird, Lageränderung aber nicht nur in der Hauptachse nötig sind.<\/p>\n
Fall zwei wäre ein Satellit und eine Antriebsstufe die Ionenantriebe nutzt. Sie koppelt im GEO angekommen ab. Sinnvollerweise wird man diese mehrfach verwenden, um die Kosten wieder hereinzuspielen. Eine separate Antriebsstufe hätte den Vorteil das der Satellit \u201enormal\u201c sein könnte, man nur den Großteil des Treibstoffs weglässt. Er wäre damit auch von anderen Trägern startbar. Dafür ist die Lösung teurer, weil ich eine eigene Stufe habe, daher auch die Überlegung sie erneut zu verwenden.<\/p>\n
Ich habe mit den mir zur Verfügung stehenden Daten die Nutzlast einer Vega E (mit P120C und Z40 Stufe) für einen 500 km hohen Orbit bei Flugazimut 90 Grad (Bahnneigung etwa 5 Grad) berechnet und komme auf 3.900 kg. Die Vega lag für denselben Orbit bei rund 2.400 kg und die Versprechung der ESA sind 50 % mehr Nutzlast, das ist also stimmig. Ich gehe im Folgenden von 3.500 kg aus, um einen kleinen Puffer für eine zu optimistische Berechnung zu haben.<\/p>\n
Bei einem Ionenantrieb sind die wesentlichen Designparameter wie benötigte Leistung (diktiert Größe und Masse der Solarpaneele), benötigte Zeit um eine gegebene Geschwindigkeitsänderung durchzuführen und spezifischer Impuls (legt Treibstoff- und Tankmasse fest) miteinander verbunden, sodass man Vorgaben für mehrere Parameter machen muss, um die anderen zu bestimmen. Ich habe die Gesamtmasse von Stromversorgung und Treibstoff festgelegt zu 1.250 kg und dann für verschiedene Betriebszeiten (die Reisedauer ist länger, da dazu noch Zeiten im Erdschatten hinzukommen) den optimalen spezifischen Impuls errechnet:<\/p>\n
| Betriebsdauer<\/th>\n | Opt. spez Impuls<\/th>\n | Nutzlast<\/th>\n<\/tr>\n<\/thead>\n | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
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| 90<\/td>\n | 24.300 m\/s<\/td>\n | 1.971 kg<\/td>\n<\/tr>\n | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
| 120<\/td>\n | 28.600<\/td>\n | 2.200 kg<\/td>\n<\/tr>\n | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
| 150<\/td>\n | 32.400<\/td>\n | 2.335 kg<\/td>\n<\/tr>\n | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
| 180<\/td>\n | 35,800<\/td>\n | 2.495 kg<\/td>\n<\/tr>\n | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
| 210<\/td>\n | 38.900<\/td>\n | 2.555 kg<\/td>\n<\/tr>\n | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
| 240<\/td>\n | 41.800<\/td>\n | 2.626 kg<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n Wie man sieht, wird die zusätzliche Nutzlast bei steigender Reisedauer immer kleiner. Berücksichtigt man die spezifischen Impulse von existierenden Triebwerken, so bietet sich eine Reisedauer von 150 Tagen beim Einsatz eines RI-2X und 210 Tagen beim Einsatz eines T-7 ein. Ich bin im Folgenden vom RIT-2X mit 0,15 N Schub ausgegangen. Von diesem benötigt man 9 Stück für den Transfer. Die maximale Geschwindigkeitsänderung soll 5.000 m\/s betragen. Maximal 4600 m\/s werden für einen Transfer benötigt, der Rest ist für Drehungen und als nicht nutzbare Reserve vorgesehen. Dann sieht eine Architektur für einen integrierten Antrieb so aus:<\/p>\n
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