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\nIch habe das mal aufgegriffen, um über die beiden Konzepte zu berichten. \u201eThemornuklear\u201c oder \u201enuklearthermisch\u201c bedeutet das man mit Kernfission also Kernspaltung ein Medium erhitzt und dieses als Antrieb nutzt. \u201enuklearelektrisch\u201c bedeutet das man aus Wärme \u2013 die stammt wiederum aus einem Reaktor \u2013 Strom gewinnt und diesen Strom als Quelle für als Ionenanantrieb nutzt.<\/p>\n
Ich fange mal mit dem letzten an. Wir haben hier mehr oder weniger einen \u201enormalen\u201c Reaktor. In ihm befinden sich Brennelemente aus angereichertem Uran, Moderatorstäbe sorgen dafür, das mehr der Neutronen für weitere Kernspaltungen zur Verfügung stehen und Steuerstäbe fangen diese Neutronen ab, reduzieren also die Kettenreaktion. In einem normalen Reaktor wird durch die Steuerstäbe so reguliert, das ein Arbeitsmedium auf eine hohe Temperatur erhitzt wird, die Reaktion aber nicht durchgeht, also die Temperatur immer weiter ansteigt. Das Medium kann Wasser unter hohem Druck sein, eine Salzlösung oder eine Metalllegierung mit niedrigem Schmelzpunkt wie die eutektische Mischung der Elemente Kalium und Natrium. Das letztere ist auch das Standardkonzept für Reaktoren in Satelliten, da solche Legierungen sehr hoch erhitzbar sind und daher viel Energie aufnehmen. Ein Reaktor für ein Weltraumfahrzeug muss natürlich viel kompakter sein als ein Kernreaktor als Kernkraftwerk, selbst als ein Kernreaktor für ein Atom-U-Boot der immerhin auch noch so groß wie eine Telefonzelle ist. Sie setzen höher angereichertes Uran ein, damit man auf kleinerem Volumen zum einen mehr Energie gewinnt zum anderen benötigt ein Reaktor eine gewisse Mindestmenge an spaltbarem Material, je kleiner er ist, desto höher angereichert muss der Brennstab sein. Die USA haben nur einen Reaktor im Weltraum getestet: SNAP-10A<\/a> an Bord des Satelliten Snapshot. Der wog 290 kg, hatte 37 Brennstäbe und eine thermische Leistung von 30 kW. Durch eine Natrium-Kalium Legierung<\/a> die zwischen 12 und +785 Grad flüssig ist, konnte man relativ viel Wärme im Arbeitsmedium aufnehmen, was den Reaktor natürlich kompakter macht. Die Umwandlung in elektrische Energie war nei SNAP10A aber schlecht. Aus den 30 kW thermischer Energie wurden nur 0,59 kW elektrische Energie gewonnen. Zwar haben konventionelle Kernreaktoren auch einen schlechten Wirkungsgrad, doch der lag meist doch auch bei über 30 Prozent, hier waren es nur 2 Prozent.<\/p>\n Russland hat dann für militärische Satelliten Kennreaktoren eingesetzt, über die man aber relativ wenig weiß. Was man aber weiß, ist das auch ihre Kernreaktoren gemessen an der Masse relativ wenig Strom lieferten. Den obigen SNAP-10A schlägt sogar ein RTG, der nur den thermoelektrischen Effekt nutzt. Die 590 Watt liefern zwei GPHS die nur rund 120 kg und nicht 290 kg wiegen.<\/p>\n Einen Vorteil haben aber Kernreaktoren. Ihre Kennwerte werden immer besser, je größer der Reaktor ist. Verdoppelt man den Radius, so liefert der Reaktor achtmal mehr Energie. Der Kühlmittelkreislauf ist aber nicht achtmal größer auszulegen und die Abschirmung als Schutz für die Umwelt ebenfalls nicht. Derzeit entwickelt die NASA Kernreaktoren für bemannte Marsmissionen. Die Kilopower Reaktoren<\/a> haben eine höhere Effizienz \u2013 aus 43 kW thermischer Energie werden 10 kW elektrische Energie, aber sie sind immer noch schwer, 1.500 kg für einen 10 kW(e) Reaktor. Das ist nur wenig besser als bei RTG. Die NASA hat allerdings mal einen größeren, experimentellen Reaktor gebaut: SAFE-400<\/a> hatte eine thermische Leistung von 400 kW und eine eklektische Leistung von 100 kW wog aber nur 512 kg, also ein Drittel des Kilopowers bei zehnfacher Leistung. Die Daten sind aber ohne die Abschirmung gegen Unglücke die bei den obigen Reaktoren mit dabei ist. Aber es gibt auch Konzepte für kleine Reaktoren für irdische Anwendungen. Die müssen ja auch abgeschirmt werden, wenngleich nicht so wie weltraumtaugliche Reaktoren und hier kommt man schon auf 10 bis 25 MW elektrische Leistung bei einem Gewicht von einigen Zig Tonnen.<\/p>\n Bei einem thermoelektrischen Antrieb nutzt man nun den Reaktor als Stromquelle für Ionentriebwerke.<\/p>\n Anders sieht es beim thermonuklearen Antrieb aus. Hier sitzt ein Reaktorkern in der Brennkammer einer herkömmlichen Rakete. Sobald die Kontrollstäbe herausgezogen werden, wird er heiß. Bei den bisher getesteten Reaktoren ließ man die Brennstäbe so heiß werden, das sie fast schmolzen. Sie erhitzten ein Arbeitsmedium auf hohe Temperaturen, das dann durch eine Düse expandiert wird, eben wie bei einem normalen Raketentriebwerk. Man erreicht in etwa den Schub von kleineren bis mittleren Raketentriebwerken, also im Bereich einiger Hundert Kilonewton.<\/p>\n Nach dem Brennen ist der Reaktor aber stark radioaktiv. Es sind zahlreiche kurzlebige Isotope entstanden, man benötigt eine Abschirmung, die aber nicht wie bei einem der obigen Kernreaktoren diesen umgibt. Denn dann käme das Arbeitsgas ja nicht mehr an den Kern heran, sondern typisch hinter der Stufe, wo das Raumfahrzeug ist. Diese Abschirmung wird also größer und schwerer sein als eine Abschirmung für einen thermoelektrischen Reaktor. Ein weiterer Hauptnachteil ist, dass der Reaktor so auch nicht gegen Unfälle abgeschirmt werden kann. Solange er nicht in Betrieb ist, also erst im Orbit, enthält er nur angereichertes Uran \u2013 nicht harmlos, aber mit so langer Halbwertszeit, dass das Risiko überschaubar ist. Sobald er in Betrieb geht, darf ohne Abschirmung aber nichts mehr passieren.<\/p>\n Zwei weitere Nachteile gibt es. Bei Ionenantrieben ist der spezifische Impuls theoretisch unbegrenzt, erreicht hat man 70 km\/s. Konzepte für bis zu 200 km\/s gibt es. Bei dem thermonuklearen Reaktor ist die Temperatur des Arbeitsmediums beschränkt. Bei einer chemischen Reaktion kann man Temperaturen erreichen, bei dem jeder Werkstoff, den es gibt, verdampfen würde. Durch Kühlung brennt das Raketentriebwerk nicht ab. Aber die Kernbrennstäbe dürfen nicht flüssig werden. Die maximalen Temperaturen liegen so bei etwas über 2.000 Grad Celsius deutlich unter den Temperaturen, die man in einem chemischen Antrieb erreicht. 3.700 Grad werden bei Wasserstoff\/Sauerstoff erreicht. Da der spezifische Impuls wie beim chemischen Antrieb von der Molekularmasse der Gase und ihrer Temperatur abhängt, erhält man einen Vorteil gegenüber der chemsichen Verbrennung nur, wenn das Arbeitsmedium Wasserstoff ist. Neben der Problematik Wuchsstoff zu kühlen (bei den meisten Missionen gibt es ja mehrere Zündungen bei der Erde und beim Ziel \u2013 oft erst nach Jahren) hat man das Problem, dass Wasserstoff auch als Flüssigkeit nur eine niedrige Dichte hat \u2013 viermal kleiner als die Mischung mit Sauerstoff und 14-mal kleiner als Sauerstoff\/Kerosin. Entsprechend wiegen die Tanks erheblich mehr als bei konventionellen Raketen, was den Vorteil im spezifischen Impuls (erprobt: 8.100 m\/s, theoretisch denkbar 9.000 m\/s) deutlich absenkt.<\/p>\n Natürlich kann man den Antrieb noch steigern \u2013 lässt man ein Verdampfen des Reaktors zu so stiegt die Temperatur und der spezifisch Impuls an. So ein Reaktor ist aber nur einmal zündbar und selbst dann emittiert er mit dem Wasserstoff massenweise radioaktives Material, was einen Test auf der Erde ausschließt. Erproben kann man dies also nicht.<\/p>\n Ich habe mir trotzdem mal vorgenommen beide Technologien zu vergleichen. Nun ja, richtig vergleichen kann man beides nicht, weil Ionentriebwerke immer eine Verlängerung der Mission bedeuten, sie entwickeln ja wenig Schub aber dafür viel länger. Aber man kann ein Äquivalent ausrechnen.<\/p>\n Nutzlast sollen 20 t sein, die aus einem 200 km hohen Erdorbit in einen 200 km Marsorbit und zurück gebracht werden. Die Geschwindigkeitsbilanz sieht bei den beiden Extremfällen so aus:<\/p>\n