Home Raumfahrt Grundlagen der Raumfahrt Site Map counter

Elektrische Antriebe in der Raumfahrt

In meinem Artikel über zukünftige Antriebe der Raumfahrt stehen elektrische Antriebe an erster Stelle. Obgleich die ersten schon in den frühen sechziger Jahren an Raumfahrzeugen erprobt wurden blieb es lange Zeit still um diese Antriebe. Seit wenigen Jahren jedoch sind immer mehr Projekte vorgestellt worden, die elektrische Antriebe zusätzlich oder sogar als Hauptantrieb verwenden. Es ist daher an der Zeit diese in der Praxis genauer zu betrachten.

Grundsätzliche Informationen zur Technik und den einzelnen Unterarten von elektrischen Antrieben finden sich in dem Aufsatz über zukünftige Antriebe. In diesem Aufsatz geht nicht um die prinzipielle Funktionsweise, sondern um die Vor- und Nachteile bei einem Einsatz. Ich beschränke mich dabei auf den Typ der auch am meisten in den verschiedenen Projekten eingesetzt: Den elektrostatischen Antrieb, von dem es wiederum einige Unterarten gibt.

Ein Vergleich mit dem chemischen Antrieb

Um zu verstehen warum es elektrische Triebwerke so schwierig haben sich durchzusetzen, ein unmittelbarer Vergleich mit dem heutigen Standard: dem chemischen Antrieb. Da elektrische Triebwerke nur außerhalb der Atmosphäre eingesetzt werden können ist der Vergleich bezogen auf Antriebe in Oberstufen, Kickmotoren oder Lageregelungstriebwerke. Es macht keinen Sinn Ionentriebwerke mit Trägerraketen zu vergleichen, weil man mit einem Ionenantrieb nicht von der Erdoberfläche abheben kann.

Vorteile des chemischen Antriebs

Nachteile des chemischen Antriebs

Man erkennt sofort das der chemische Antrieb nur einen Nachteil hat: Der Treibstoff wiegt viel. Solange dies tragbar war, sah man wenig Grund eine elektrisches Triebwerk einzusetzen. Die Nutzlastabnahme bei verschiedenen Bahnen kann jedoch enorm sein. Am Beispiel der Trägerrakete Titan IIIE Centaur sei dies verdeutlicht:

Bahn Geschwindigkeit (m/s) Nutzlast (kg)
LEO 7802 15400
GTO 10253 6800
Fluchtbahn 11100 5100
GEO 11900 3500
Jupiter 14150 1000

Daraus ist ersichtlich, das die heutigen Kommunikationssatelliten im GEO Orbit nur noch ein Viertel des wiegen, was eine Rakete in einen erdnahen LEO Orbit transportieren könnte. Will man heute schnell Merkur oder die äußeren Planeten ab Saturn erreichen, so ist dies nur mithilfe von Swing-By Manövern möglich.

Vorteile eines elektrischen Triebwerks

Elektrische Triebwerke haben nur einen Vorteil: der hohe spezifische Impuls. Mit elektrischen Triebwerken könnte man mit einem moderaten Treibstoffvorrat jede beliebige Bahn im Sonnensystem erreichen. Für den GEO Orbit läge z.B. die Nutzlast bei der Titan 3E Centaur nicht bei 3500 kg sondern bei 13700 kg. Allerdings muss davon noch das elektrische Antriebssystem abgezogen werden.

Nachteile von elektrischen Triebwerken

Es gibt also einige Nachteile von elektrischen Triebwerken, die es sinnvoll machen sich mit den Eigenheiten des Antriebs zu beschäftigen, so das man versteht wo sich dieses Antriebssystem sinnvoll einsetzen lässt.

Arten von elektrischen Antrieben

Vom Funktionsprinzip her kann man drei verschiedene Arten von elektrischen Triebwerken unterscheiden. "Elektrische Antriebe" ist der Sammelname aller, denn die Energie die im Abgasstrahl steckt stammt aus elektrischem Strom, der von einer Stromquelle stammt. Man differenziert dann nach Funktionsprinzip in folgende drei Hauptgruppen

Die ersten beiden arbeiten mit einem Plasma als Arbeitsmedium und werden auch als Plasmatriebwerke bezeichnet. Die letzte Gruppe erzeugt Ionen und wird daher auch als Ionentriebwerke bezeichnet.

Elektrothermische Aggregate (Lichtbogentriebwerke)

Elektrothermische Antriebe Elektrothermische Aggregate arbeiten nach einem Funktionsprinzip das den konventionellen Raketen verwandt ist. Wie dort wird der Treibstoff bei diesen Antrieben durch eine konventionelle Düse beschleunigt. Nur stammt die Energie welche den Treibstoff erhitzt nicht aus einer chemischen Reaktion. Anstatt einem Lichtbogen ist auch eine Heizung über elektrischen Widerstand oder intensive Radiostrahlung möglich (letzteres vergleichbar der Mikrowelle in der Küche). Wie bei chemischen Triebwerken ist die Ausströmgeschwindigkeit abhängig von der Molmasse des Arbeitsmediums und der erreichten Temperatur. Je niedriger die Molekülmasse ist, desto höher ist sie bei einer gegebenen Temperatur.

Die hohe Temperatur erreicht man bei einem Lichtbogen mit einer Temperatur von 100.000 Grad. Er erzeugt aus jedem Stoff ein Plasma (eine Mischung von Elektronen und Atomkernen) mit einer Temperatur von 10.000 bis 30.000 Grad. Verwendet man Wasserstoff so resultiert durch die hohe Temperatur und die geringe Molekülmasse eine hohe Ausströmgeschwindigkeit von 30 Kilometer pro Sekunde. Dies ist mehr als vier mal so schnell wie die leistungsstärksten chemischen Antriebe. Die Geschwindigkeit ist jedoch geringer als bei den folgenden Typen die weiter unten besprochen werden. Der Grund darin liegt, dass man auch bei Lichtbogen die Temperatur des entstehenden Plasmas begrenzt ist. Die Temperatur ist zwar 3 bis 7 mal höher als bei chemischen Treibstoffen, durch Beschleunigung des Plasmas wie sie in den folgenden Antrieben erfolgt kann man aber wesentlich mehr Energie auf ein Ion übertragen. Nimmt man einen anderen Treibstoff, zum Beispiel Wasser oder Ammoniak, so ist die Geschwindigkeit des Plasmas kleiner, da dieses auch schwerere Elemente enthält.

Wasserstoff ist das ideale Arbeitsmedium, jedoch nur unter sehr tiefen Temperaturen flüssig zu halten. Zudem sind die Tanks sehr schwer, da der Wasserstoff nur eine Dichte von 70 kg/m³ besitzt. Da die Ausströmgeschwindigkeit direkt von der Molekülmasse abhängt, arbeiten Lichtbogentriebwerke am besten mit Wasserstoff. Bei anderen Treibstoffen sinkt die Ausströmgeschwindigkeit schon so weit ab, das es sich nicht mehr gegen über einem chemischen Treibstoff lohnt. Mit Wasserstoff bekommt man bei einer Gastemperatur von 10.000 K eine Ausströmgeschwindigkeit von bis zu 30.000 m/s. Bei wasserstoffreichen Verbindungen wie Ammoniak oder Lithiumhydrid können 10-15.000 m/s erreicht werden. Sie sind aber viel besser lagerbar.

In Russland wurden diese Triebwerke in den sechziger Jahren auf einigen Raumsonden erprobt. Später wurden sie in den Meteor Wettersatelliten zur Lageregelung eingesetzt. Der Nachteil dieses Triebwerkstyps ist neben der geringeren Ausströmgeschwindigkeit (im Vergleich zu den anderen elektrischen Triebwerken), dass die elektrische Energie die benötigt wird zum Erzeugen des Lichtbogens nur zu einem kleinen Teil zur Aufheizung der Gase dient. Der Wirkungsgrad beträgt beim Aufheizen über einen Lichtbogen nur 15-20 Prozent. Bei der Erhitzung über den elektrischen Widerstand ist es möglich höhere Wirkungsgrade zu erreichen (bis zu 60 %). Allerdings liegt die Ausströmungsgeschwindigkeit niedriger bei etwa 8000 m/s, da man so eine geringere Plasmatemperatur erhält.

Der Aufbau des Triebwerks ist von allen drei Typen der einfachste. Der Lichtbogen entsteht durch eine stabförmige Elektrode (Anode) in der Brennkammer und einer ringförmigen Elektrode (Kathode) im Düsenhals. Eine hohe Spannung zwischen beiden erzeugt einen Lichtbogen. Die Kühlung der Düse ist notwendig, weil die Gastemperatur höher als bei chemischen Triebwerken ist. Der Gasfluss ist jedoch gering, so dass eine Strahlungskühlung ausreicht, wenn man höchstwarmfeste Werkstoffe einsetzt.

Elektromagnetische Triebwerke

Elektromagnetische Triebwerke Bei den elektromagnetischen Triebwerken wird der Treibstoff zuerst in ein Plasma verwandelt (z.B.. wie beim Lichtbogen Triebwerk) das Plasma dann aber nicht durch eine Düse sondern durch ein Elektromagnetisches Feld zwischen den beiden Anoden beschleunigt. Im Vergleich zum Lichtbogen Triebwerk erreicht man so ein höheren Wirkungsgrad (40-50 Prozent) und eine höhere Ausströmgeschwindigkeit von maximal 70 Kilometer pro Sekunde. (Bei der Verwendung von Wasserstoff als Treibstoff). Man bezeichnet diesen Triebwerkstyp auch magnetogasdynamisches Plasmatriebwerk.

Von der Technologie haben elektromagnetische Triebwerke einige Vorteile: Der Wirkungsgrad ist nahezu konstant bei verschiedenen Ausströmgeschwindigkeiten. Bei den elektrothermischen Triebwerken nimmt er dagegen ab, wenn man die optimale Ausströmgeschwindigkeit unterschreitet. Elektromagnetische Triebwerke können auch gepulst arbeiten und dann höhere Schübe erzeugen und es gibt nur eine geringe Abhängigkeit der Schubdichte von dem Durchmesser, so dass man die Triebwerke sehr kompakt. Gegenüber statischen Ionentriebwerken kann der Schub pro m² Fläche tausend mal größer sein.

Der einfachste Typ ist der, der hydromagnetischen Stoßrohre. Eine Entladung einer Kondensatorkette über 2 Metallschienen erzeugt ein Plasmaoid. Der Entladungsstrom erzeugt auch ein Magnetfeld, welches das Plasma beschleunigt.

Beim Ringstoßrohr wird das Arbeitsmedium in eine ringförmige Kammer eingeleitet. Deren Wände dienen als Elektroden. Während der Entladung wird an einer äußeren Feldspule ein Magnetfeld angelegt. Es zwingt die zuerst erzeugten Elektronen des Plasmas auf Kreisbahnen in denen sie durch Stoße weitere Gasteilchen ionisieren. Zudem wird eine Stoßfront durch das Magnetfeld erzeugt welche sich im Plasma mit hoher Geschwindigkeit ausbreitet. So werden Ausströmgeschwindigkeiten von 100-200 km/s erreicht.

Beide Typen haben den Nachteil, dass die Elektroden durch Korrosion durch das Plasma beschädigt wird und die Lebensdauer begrenzt ist. Komplexer aufgebaut sind elektrodenlose Systeme bei denen das Gas durch Induktion erhitzt wird. Dazu dienen magnetische Feldspulen. Alternativ kann man das Gas durch Hochfrequenzstrahlung erhitzen. Alle diese Typen haben sehr hohe Ausströmgeschwindigkeiten von über 100 km/s, aber nur Wirkungsgrade von weniger als 10%.

Höhere Wirkungsgrade erreicht man mit den kontinuierlich arbeitenden Typen. Einem elektrothermischen Triebwerk wird eine Beschleunigungsstrecke nachgeschaltet. Sie besteht aus mehreren Erzeugern für ein Magnetfeld und ein elektrisches Feld. Das Plasma des elektrothermischen Triebwerks tritt mit 15 km/s in die Stecke ein. Dort wird es durch die Lorenzkraft beschleunigt die senkrecht zu dem elektromagnetischen Feld steht. So wird eine Ausströmgeschwindigkeit von 40 km/s erreicht. Der Wirkungsgrad ist bei diesen Typen erheblich höher als bei den einfacheren Typen.

Ein Nachteil der Plasmatriebwerke ist, das sie angewiesen sind auf einen Treibstoff mit geringer Molekülmasse. Wasserstoff ist dafür ideal, da er die geringste Molekülmasse besitzt. Er ist jedoch nur bei -253 Grad flüssig und benötigt selbst dann voluminöse Tanks. (Dichte 0.07 g/cm³). Zwar sind Plasmatriebwerke auch mit den besser lagerfähigen Wasserstoffverbindungen wie Lithiumhydrid, Ammoniak oder Wasser zu betreiben, die Ausströmgeschwindigkeit sinkt jedoch dabei ab. Bei Lichtbogentriebwerken sinkt die maximal erreichbare Ausströmgeschwindigkeit von 70.000 m/s auf 10.000-15.000 m/s, wenn Wasser oder Ammoniak anstatt verwendet wird.

Elektromagnetische Triebwerke kommen daher heute selten zum Einsatz. Die meisten Triebwerke gehören heute zu dem letzten Typ: Den statischen Ionentriebwerken.

Echte Ionentriebwerke (statische Ionentriebwerke)

ionenantriebAnders als die ersten beiden Triebwerken funktionieren echte Ionenantriebe auf der Bildung von Ionen ohne vorherige Erzeugung eines Plasmas. Dafür ist auch der Treibstoff ein anderer: es werden Elemente benutzt, die leicht ionisierbar, leicht verdampfbar, und schwer sind (hohes Molekulargewicht). Ein idealer Treibstoff ist dabei ist jetzt noch nicht gefunden. Verwendet werden Alkalielemente wie Cäsium und Rubidium (leicht ionisierbar, aber niedrige Dichte und müssen erst verdampft werden), Quecksilber (leicht verdampfbar, hohe Dichte, schwer ionisierbar) und Xenon (schwer ionisierbar, gasförmig - geringe Dichte). Alle Elemente haben hohes Molekulargewicht, die Dichte und damit die Tanks die benötigt werden ist jedoch sehr unterschiedlich. Derzeit wird Xenon am meisten verwendet, weil es schon gasförmig und leicht in Drucktanks gelagert werden kann. Denkbar wären auch Kolliode, Klumpen aus vielen Atomen mit nur wenigen Ionen. Mit ihnen kann man sehr hohe Ausströmgeschwindigkeiten erreichen. Die Forschung mit Kolloiden hat jedoch noch zu keinem anwendbaren Triebwerk geführt.

Quecksilber ist noch günstiger handhabbar, jedoch giftig und daher ein Problem wenn es zu einem Fehlstart kommen sollte. Es wird heute daher seltener eingesetzt, war jedoch in den 60-achtziger Jahren das Element der Wahl. Die meisten Antriebe nutzen heute Xenon. Es ist als Gas sehr gut durch Druck förderbar, braucht jedoch schwere Drucktanks.

Das Prinzip beruht darauf, dass der verdampfte Treibstoff zuerst ionisiert wird. Dafür haben sich verschiedene Methoden eingebürgert. Dies kann durch Elektronenbeschuss, Hochfrequenzstrahlung oder eine andere Ionisationsmethode geschehen. Welche Ionisationsmethode eingesetzt ist, ist weitestgehend Herstellerphilosophie. Die RIT-Serie nutzt Radiofrequenzionisierung, Die von Boeing gebauten NSTAR und XIPS Triebwerke nutzen Elektronenbombadierung, es gibt dann noch die Elekronenzyklotronionsierung. Bei thermischer Anregung passiert das verdampfte Arbeitsgas ein 500 Grad heißes Wolfram oder Platingitter. Cäsium ist bei diesen Temperaturen schon ionisierbar. Bei den meisten anderen Materialen hat sich die Ionisierung durch Elektron-Bombardierung durchgesetzt (Kaufmann Triebwerk). Von einer Kathode werden dabei Elektronen emittiert. Ein Magnetfeld trennt dann Ionen vom Gas ab. Diese Methode wird bei Xenon und Quecksilber oft angewandt.

Danach werden die Ionen beschleunigt zumeist durch Anlegen eines elektrischen Feldes. Dem Abgasstrahl aus Ionen werden die entzogenen Elektronen danach wieder zugeführt. Der Wirkungsgrad dieser Triebwerke ist relativ hoch er liegt bei 70-80 Prozent des zugeführten elektrischen Stromes. Hinsichtlich der Erzeugung des Elektrischen Felds gibt es wieder verschiedene Bauformen. Dies kann durch zwei Gitter mit angelegten unterschiedlichen Spannungen oder ein Plasma als Kathode das durch Magnetfelder in "Form" gehalten wird geschehen. So gibt es durch unterschiedliche Ionisationsmethoden und Beschleunigungsmethoden unterschiedliche Typen mit Vorteilen wie Nachteilen.

Zahlreiche Triebwerke dieses Typs wurden am Boden und auch auf Satelliten erprobt. So auf der Plattform Eureka, dem Nachrichtensatelliten Artemis und geplant für die Smart 1 Mission. Die Ausströmgeschwindigkeiten können bis zu 200 km/s erreichen, die bisherigen Triebwerke arbeiten mit spezifischen Impulsen von 30.000-40.000 m/s. Die statischen Ionentriebwerke sind die am meisten eingesetzten Triebwerke. Man unterscheidet hier noch einige Untergruppen, die sich in der Art wie ionisiert wird und wie die Ionen beschleunigt werden unterscheiden. Bei der Beschleunigung durch ein elektrisches Feld ohne Gitter spricht man von einem Hall-Effekt Antrieb. Die Bezeichnung Kaufmann-Triebwerk ist eine frühe Bezeichnung für die ersten Ionentriebwerke. Heute verwednet man sie synonym für ein Triebwerk mit Ionenstoßionisierung.

Heute erreichen elektrostatische Ionentriebwerke Auströmgeschwindigkeiten von 30-40 km/s. Werte deutlich darüber erfordern eine immer höhere Spannungswerte und ab 5 kV Spannung nimmt die Lebensdauer der benötigten Hochspannungskonverter ab und die Ionen fangen an, das Material anzugreifen. So sind bei der herkömmlichen Bauweise maximal spezifische Impuls von rund 98 km/s, ein Schub von kleiner als 0,5 mN/cm² und eine Leistungsdichte von 20 W/cm² erreichbar. Sehr leistungsfähige Ionentriebwerke werden mit dieser Technik daher sehr groß und schwer.

Eine Lösung ist es mehrere Beschleunigungsstrecken hintereinander zu schalten. Die ESA hält damit Geschwindigkeiten von bis zu 1000 km/s möglich und hat ein Triebwerk mit 4 Gittern die unter Spannungen stehen (-0,4,0, 27 und 30 kV) das Dual-Stage 4-Grid (DS4G) entwickelt. Es erreicht eine Geschwindigkeit von 190 km/s. Ein daraus entwickeltes Triebwerk würde bei 20 cm Durchmesser einen Stromverbrauch von 250 kW aufweisen (800 W/cm²) und einen Schub von 2,5 N (8 mN/cm²). Das bedeutet vor allem für sehr große Triebwerke wie sie für bemannte Missionen benötigt werden eine deutliche Gewichts und Kostenreduktion: Auch wenn ein Ionentriebwerk beliebig groß gebaut werden kann, steigt die Masse doch in der dritten Potenz, während die Leistung lediglich quadratisch zum Durchmesser ansteigt. Deswegen wären für eine bemannte Mission rund 100 Triebwerke der 40-50 cm Größenklasse nötig. Triebwerke mit der zweiten Beschleunigungsstrecke würden dies auf einige wenige Triebwerke reduzieren.

Treibstoff für einen elektrischen Antrieb

Da heute nur die verschiedenen statischen Ionentriebwerke eine Rolle spielen, gehe ich im folgenden nur auf diese ein. Wie beim chemischen Antrieb gibt es einen Treibstoff, allerdings zählen hier seine physikalischen und nicht seine chemischen Eigenschaften. Der ideale Treibstoff für ein elektrisches Triebwerk ist

Wie immer im Leben gibt es keinen Stoff der alles vier gleich gut ist. Eingesetzt werden drei Stoffgruppen:

Je nach verwendetem Antrieb gibt es also einige Probleme zu lösen. Xenon benötigt schwere Drucktanks, Cäsium eine Möglichkeit den Tankinhalt zu verflüssigen und Quecksilber ist zwar flüssig, bildet aber mit Metallen Amalgame. Da bei einem Fehlstart einige zig Kilo Quecksilber freigesetzt werden, wurden viele Triebwerke die mit Quecksilber arbeiten, in den letzten Jahren auf Xenon umgestellt. Heute ist Xenon der verbreitete Treibstoff.

Das Triebwerk selbst

RIT 10 SchemaHier nochmals das grundsätzliche Prinzip eines elektrischen Antriebs nach dem elektrostatischen Prinzip: Der Treibstoff wird gefördert, verdampft (sehr geringe Mengen im Bereich weit unter 1 g/sec). Beim Ionisator werden den Treibstoff Elektronen entzogen, es entstehen die Ionen, die dann durch ein Spannungsfeld von 3-15 KV beschleunigt werden, außen werden den nun mit Geschwindigkeiten von 30 km/s oder mehr die entzogenen Elektronen wieder zugeführt.

Das Bild links zeigt den Aufbau des Triebwerks RIT-10 der Universität Giessen. Bei diesem erfolgt die Ionisation durch Radiostrahlung. Bei einem Spannungsgefälle von 1500 W wird eine Strahlgeschwindigkeit von 38500 m/s erreicht. Dieses Triebwerk ist unten nochmals als Hardware abgebildet. Der Durchmesser des Gitters der Auslassöffnung beträgt 10 cm. Weiter entwickelte Versionen dieses Triebwerks werden heute von EADS kommerziell angeboten.

Ein solches Triebwerk ist nicht so klein und leicht wie ein chemisches Triebwerk zu bauen. So hat das deutsche Triebwerk RIT 35L einen Durchmesser von 35 cm, das entspricht dem eines Apogäumsantrieb eines Satelliten, aber anstatt einigen kN Schub liefert es nur 0.2 N Schub, und dies bei 7.4 kg Gewicht. Dazu kommen noch die anderen Komponenten eines elektrischen Triebwerks wie die Spannungswandler, denn 3-15 kV Hochspannung sind in Satelliten nicht üblich. Dort beträgt die Spannung im Bordnetz meisten 28 V.

Grundsätzlich sind elektrische Triebwerke und die dazugehörigen Subsysteme also erheblich schwerer als chemische Triebwerke, doch dies wird an dem Gewicht des Treibstoffes wieder eingespart.

Die folgende Tabelle enthält die wichtigsten Daten einiger schon entwickelter elektrischen Triebwerke:

Typ Hall-Plasma
Meteor
PPC-1350 10 cm ETM-30 CM UK-10 RIT 10 RIT 10 (neu) RIT 35 RIT 35 L DS-1 Boeing XIPS Boeing XIPS neu
Gewicht 32.5 kg
78 kg
1.2 kg
9.6 kg 7.4 kg 17.6 kg    
Durchmesser 19 cm
40 cm
10 cm 45 cm 45 cm 30 cm 13 cm 25 cm
Treibstoff Quecksilber / Argon Xenon Quecksilber/Xenon Xenon Quecksilber Xenon Quecksilber Quecksilber/Xenon Xenon Xenon Xenon
Verbrauch 3.0 mg/s
4.9 mg/s
0.32 mg/s
4.9 mg/s 5.6 mg/s

 
Stromverbrauch 0.5 kW 1350 Watt 2830 Watt 700 Watt 275 Watt 700 Watt 3200 Watt 4450 Watt 2140 Watt 500 Watt 4.500 Watt
Ausströmgeschwindigkeit [m/s] 7840 16083 29450 33342 38500 30008 32360 33340 31400 25200 37.200
Schub 0.127 N 0.07 N 0.1274 N 0.023 N 0.01 N 0.023 N 0.1429 N 0.2 N 0.092N 0.018 N 0,168 N
Wirkungsgrad 50 % 41.9 % 71.5 % 54.5 % 70 % 49.2 % 71.4 % 74.6 % 67.4 % 55,4% 69,6%
Einsatz auf: Meteor Smart-1     TV-Sat (geplant) Eureca     DS-1, DAWN HS-601HP Plattform HS-702 Plattform

Zusätzlich zu den Tanks für den Treibstoff und dem Triebwerk kommt noch das Förderungssystem für den Treibstoff und die Verdampfungsanlage hinzu. Xenon ist deswegen so beliebt, da es als Gas leicht zu fördern ist und nicht verdampft werden muss. Danach folgt Quecksilber. Als aussichtsreich für die Zukunft werden Kohlenstoffcluster angesehen. C60 Cluster sind 5 mal schwerer als Xenon und aus einem Verband ein Elektron herauszuschlagen ist noch dazu einfacher. Noch sind Antriebe auf dieser Basis aber nicht serienreif.

Die letzten Komponenten eines elektrischen Antriebs ist der Spannungswandler - An Bord von Satelliten liegen die Spannungen unter 100V und vor allem die Stromquelle. Der Treibstoff ist bei einem Ionentriebwerk nur Medium, die Energie für den Schub wird von der Stromquelle geliefert.

Bei den meisten Ionentriebwerken ist der Schub variabel. Erniedrigt man die Leistung so wird auch der Schub geringer. Allerdings gibt es immer ein Optimum. Es lohnt sich nicht ein Ionentriebwerken mit Teilschub zu betreiben. Sinnvoller ist es mehrere Triebwerke einzusetzen und bei weniger Strom nur einen Teil davon im Vollschub zu betreiben. Weiterhin ist die Effizienz sowohl in Bezug auf Treibstoffausnutzung wie auch elektrischer Energie abhängig von der Größe. Je größer ein Triebwerk ist desto geringer sind die elektrischen Verluste und die an Treibstoff, da ein Teil der Ionen mit der Wand kollidiert und so verloren geht. Heute gibt es auch regelbare Ionentriebwerke bei denen der Schub variiert werden kann, die Effizienz ist jedoch unterhalb des Nennarbeitspunktes deutlich geringer, d.h. man verliert an spezifischen Impuls und muss überproportional viel Leistung einsetzen.

Hier die Daten des Triebwerks von Dawn und DS-1:

RIT 10 Triebwerk
NSTAR
Schubbereich 19-92 mN
Leistung 525-2500 W
Stufen 112
spezifischer Impuls 18600-31400 m/s
Optimum 2000 W / 31400 m/s

Es gibt beim Entwurf einige Einschränkungen. Zum einen muss der Abgasstrahl neutralisiert werden. Dies geschieht durch Elektronen die in Glühdrähten abgedampft werden. In dem Abgasstrahl ist die Stromdichte begrenzt. Davon hängen aber Teilchenstromdichte und Schub/Querschnitt ab. Sie darf um so höher sein je größer der durchlaufene Spannungsbereich ist. So werden manche Ionentriebwerke zweistufig gefahren. In der ersten Stufe durchlaufen die Ionen ein Spannungsfälle von 10000-100.000 V. Man erhält eine hohe Strahlgeschwindigkeit von 120-380 km/s für Cäsium. In der zweiten Stufe wird die Teilchenstromdichte beibehalten, durch eine Spannung von 400-10.000 V aber die Geschwindigkeit auf 25-120 km/s reduziert. Entsprechend der Funktion heißen solche Typen daher auch Accel-Decel Triebwerke.

Bei Kolloiden kann man erheblich größere Teilchenstromdichten erreichen, weil das Molekulargewicht bis zu 30000 betragen kann. Dann braucht man so aufwendige Konstruktionen nicht mehr. Daher werden diese seit langem erforscht. Problematisch ist aber die Erzeugung von Ionen mit einem konstanten Ladung/Masse Verhältnis.

Die möglichen Stromdichten liegen bei 150 mA/cm² bei 100.000 V. Bei 10.000 V wurden experimentell 10-20 mA/cm² erreicht (In der Praxis jedoch nur 4.7 mA/cm²). Aus dieser kann man die Triebwerksaustrittsfläche berechnen: Kennt man Stromverbrauch und Spannungsgefälle und die Stromdichte so ist diese berechenbar. Das RIT-10 z.B. hat einen Stromverbrauch von 275 W und ein Spannungsgefälle von 1500 V. Die Stromstärke beträgt so 183 mA. Für ein Triebwerk dieser Bauweise sind 3 mA/cm² gängig. Man kommt so auf eine Fläche von 183/3 = 61 cm². Tatsächlich betrug die Fläche 78 cm².

Da die Stromdichte konstant ist, sind leider kleine Ionentriebwerke nicht wesentlich leichter als große. Ein 5 m durchmessendes Ionentriebwerk (Der Durchmesser der Ariane 5) würde mit den Kenndaten des RIT-10 Triebwerks 687.5 kW verbrauchen, nur 25 N Schub erzeugen und einen Treibstoffverbrauch von 0.8 g/s besitzen. Es gilt weiterhin:

c = Sqrt(2U * Q / M)

c : Ausströmgeschwindigkeit [m/s]
U : Beschleunigungsspannung  [Volt]
Q : Ladungsmenge [Coulomb]
M : Massestrom {kg/s]

Eine hohe Strahlgeschwindigkeit und hoher Massendurchsatz schließen sich also aus (wie auch weiter unten präzisiert). Für sehr große Triebwerke wird man daher zu hohen Spannungen übergehen müssen, obgleich diese aufwendiger zu erzeugen sind und als Nebenprodukt eine hohe Strahlgeschwindigkeit (also kleinen Schub) ergeben.

Bei Ionentriebwerken konventioneller Konstruktion gibt es eine zweite Einschränkung. Die Beschleunigung erfolgt durch zwei Gitter bei denen unterschiedliche Spannungen anliegen. Sind diese zu hoch so führen sie zu einer Anziehung der Ionen auf das Gitter und diese kollidieren mit diesem. Die Beschleunigungsspannung liegt bei den meisten Typen daher unter 5 kV. Das begrenzt die Strahlgeschwindigkeit nach oben.

Ein neuer Typ verwendet 4 anstatt 2 Gitter. Zwischen zwei normalen Gittern ist ein drittes platziert, welches mit 3 kV eine niedrige Spannung aufweist. Dieses Gitter verhindert die Kollision der Ionen mit dem zweiten Gitter an dem eine hohe Spannung anliegt. Nach Passage des zweiten Gitters sind die Ionen so schnell, dass sie mit einem weiteren Gitter bei dem eine noch höhere Spannung anliegt nicht kollidieren. Mit dem Triebwerk Dual-Stage 4-Grid (DS4G) das die ESA und die Australian National University zusammen entwickelt haben kommt man so auf eine Beschleunigungsspannung von 30 kV und eine Ausströmgeschwindigkeit von 210 km/s. (Siehe oben).

Limitierend für die Lebensdauer ist heute nicht das Triebwerk selbst, sondern die Tatsache dass die Triebwerke sehr hohe Spannungen und viel Strom verbrauchen. Die Wandler die diesen aus dem in Satellitenbusen üblichen 28V Gleichstrom erzeugen haben nur eine begrenzte Lebensdauer. Für eine Mission die sehr lange Betriebszeiten erfordert (erreicht werden heute 10.000 bis 15.000 Stunden, das sind 14 bis 21 Monate Dauerbetrieb) waren daher redundante Systeme bei der Spannungsversorgung vorgesehen. Die hohe Spannung ist auch der Grund warum theoretisch zwar Ausströmgeschwindigkeiten von bis zu 200 km/s möglich sind, die meisten erprobten Triebwerke aber mit wesentlich niedrigeren Aussrömgeschwindigkeiten von 24 bis 44 km/s arbeiten.  Je höher diese ist desto höher die Spannungsdifferenz und desto höher ie Anforderungen an die Hochsapnnungsquelle.

Die verschiedenen Untersysteme der Ionisierung und Beschleunigung unterscheiden sich aber in der Spannung. Rekordhalter ist derzeit das Boeing NEXT Triebwerk mit einer Spannung von 3380 V.

Subsysteme

Neben dem Triebwerk selbst braucht man wie bei chemischen Triebwerken noch weitere Subsysteme. Da ist wie bei chemischen Triebwerken der Treibstoff selbst, bei Ionentriebwerken meist als Arbeitsmedium bezeichnet, da er nicht im konventionellen Sinn "verbrannt" wird. Heute setzen alle §kalten" Ionentriebwerke, die kein Plasma als Medium nutzen Xenon als Treibstoff. Das Edelgas weist eine hohe Molekülmasse auf, ist als Gas einfach durch Druck förderbar und inert, greift also nicht Metalle an. Der Nachteil ist das man relativ schwere Druckgastanks braucht die etwa ein Fünftel bis ein sechstel des Inhalts wiegen. Bei 400 bar Anfangsdruck muss ein Stahlbehälter in Form einer Kugel mit einer Festigkeit von 235 N/mm² nach der Kesselformel schon eine wanddicke von 20 mm haben, mit dem üblichen Sicherheitszuschlag von 1,5 sogar 30 mm. Dies steigt linear mit dem Durchmesser an. Da die Fläche mit dem Durchmesser Quadrat ansteigt, steigt die Masse des Tanks in der dritten Potenz zum Durchmesser - genauso wie der Inhalt. Große Tanks werden also nicht günstiger als kleine.

Der obige Tank würde mit Edelstahl als Material 26,7 kg wiegen und 153,4 kg Xenon aufnehmen, der Inhalt wiegt also nur 5,75-mal mehr als der Tank selbst. Dieses Verhältnis findet man bei vielen heute eingesetzten Tanks. Dazu kommt noch die Befestigung in dem Satelliten.

Das Ionentriebwerk selbst benötigt noch Leitungen, eine Struktur in der es befestigt wird. Dies ist in der Gewichtsbilanz jedoch nicht so ausschlaggebend. Wichtiger ist das Ionentriebwerke mit sehr hohen Spannungen arbeiten. Sie benötigen daher Spannungskonverter die aus der bei Satelliten üblichen Bordnetzspannung von 28 V eine Hochspannung von 900 - 3000 V generieren und dies mit hohen Strömen von mehreren Ampere, große Ionentriebwerke haben einen Stromverbrauch von 4-6 kW. Derartige Einheiten haben bisher eine geringere Lebensdauer als die Triebwerke selbst und werden daher redundant verbaut. Die Stromkonverter "Power Processing Units" wiegen daher oft mehr als das Triebwerk selbst.

Für einen 4100 kg schweren Satelliten im GEO mit einer Betriebszeit von 15 Jahren hat Airbus für das RITA 15/150 System folgende Massenbilanz berechnet:

  RITA 15 RITA 150
4 Triebwerke 7,2 kg 24,0 kg
4 Flußkontroleinheiten 8,0 kg 8,0 kg
2 Stromverarbeitungseinheiten 21,0 kg 27,6 kg
Leitungen 2,0 kg 4,0 kg
Verschiedenes 1,0 kg 2,0 kg
Ionensystemstrukturmasse 39,2 kg 65,6 kg
Tank 17 kg 17 kg
Xenon 71 kg 71 kg
Gesamt Ionentriebwerksubsystem 127,2 kg 153,6 kg

Dieses System ist für das "Station-Keeping" also das Halten der Position im geostationären Orbit gegen Störungen ausgelegt. Chemische Systeme haben hier einen Geschwindigkeitsbedarf von 30 bis 50 m/s abhängig von der Position. Bei 4100 kg Startmasse bräuchte ein chemisches System so 550 bis 870 kg alleine an Treibstoff. Hier wiegt das ganze System nur 127 bis 153 kg. Von den vier Triebwerken arbeiten jeweils bis zu zwei gleichzeitig. Man braucht für die Verschiebung in beiden Raumachsen pro Achse aber zwei Triebwerke. RITA 15 ist ein Niedrigschubtriebwerk, RITA 150 ein Hochschubtriebwerk. Es wird nur ein System verwendet. Beim RITA 15 braucht man weniger Strom, muss das Triebwerk aber länger betrieben. Um die 71 kg Treibstoff zu verbrauchen müsste ein Triebwerk 6 Jahre lang abreiten, also 40% der gesamten Missionszeit.

Auffällig ist, das der Strukturfaktor des Systems (ohne Treibstoff) fast gleich hoch ist, obwohl das RITA 15 den zehnfachen Schub hat. Dieser Faktor sinkt also bei größeren Systemen, anders als das Tankgewicht. Das System würde die Geschwindigkeit um 728 m/s ändern. Das ist vergleichbar mit dem chemischen Antrieb (450 bis 750 m/s).

Dazu wäre noch der Strom zu rechnen, sofern dieser nicht aus dem Allgemeinstrom deckbar ist. Kommunikationssatelliten haben Solargeneratoren mit einer "Energiedichte" von 40 bis 50 W/kg. Dawn mit einem wesentlich größeren Solargenerator eine von 85 W/kg. Die besten verfügbaren Solargeneratoren sind Ultraflex-Arrays von ATLK die bei großen Arrays 150 W/kg auf ausfaltabren Arrays erreichen. Die NASa hat mehrere Forschungsprojekte von denen man aber wenig hört. Sie sollen mit Solarkonzentratoren 300 W/kg und mit extrem dünnen Folien-Arrays die ausgerollt werden 400 bis 500 W/kg erreichen, sind aber noch nicht (2016) verfügbar. Bei 45 W/kg und 2% Abnahme der Leistung pro Jahr müsste man für den Strom den die beiden Triebwerke beauchen noch 16,2 kg (RIT-15) und 128,6 kg (RITA 150) für die Stromversorgung hinzuaddieren.

Stromverbrauch und Schub

Raumsonde DS-1 An dieser Tabelle zeigen sich auch die prinzipiellen Nachteile elektrischer Antriebe : Ein hoher Stromverbrauch bei kleinem Schub. Nimmt man z.B. das Triebwerk RIT 35L, mit 4450 Watt benötigt es in etwa soviel Strom wie ein 1.5 t schwerer Fernmeldesatellit, der damit 20-30 Transponder betreibt. Mit 0.2 N Schub muss das Triebwerk aber über 2 Stunden arbeiten um den Satelliten nur um 1 m/s zu beschleunigen. Würde man mit einem solchen Triebwerk den Satelliten von einem LEO in einen GEO Orbit befördern wollen, so würde das zirka 330 Tage dauern. Selbst für das so genannte "Station-Keeping", die Feinkorrekturmanöver, die einen Satelliten im geostationäre Orbit immer an der gleichen Position halten, benötigt das Triebwerk eine Betriebszeit von zirka 50 min/Tag.

Dies ist systembedingt, denn elektrische Triebwerke haben einen Zusammenhang von Schub, Strom und Ausströmgeschwindigkeit:

c = w * 2L / S

c: Ausströmgeschwindigkeit in m/s
w: Wirkungsgrad (0...1)
L: Leistung in Watt
S: Schub in N

Um 1 N Schub bei 70 % Wirkungsgrad (w=0.7) und einer Ausströmgeschwindigkeit von 30.000 m/s zu erhalten brauchte man also eine Leistung von

L = c *s / (2*w)
L= 30000 * 1 / (2*0.7)
L= 21428 Watt

Es schließen sich durch den Therm 2L/S eine hohe Ausströmgeschwindigkeit und ein hoher Schub bei gleicher Leistung aus. Erhöht man diese so wird das Raumfahrzeug schwerer und die Beschleunigung sinkt. Es gibt also ein Optimum für die Strahlgeschwindigkeit die liegt bei

copt = Sqrt(2* t / 1000 * a0) [km/s]

copt : optimale Ausströmgeschwindigkeit in m/s
t: gesamte Antriebsdauer in s
a0: Koeffizient aus Sondengewicht in kg und Leistung in kW: a0 = Sondengewicht [kg]/Leistung [kW]

Hier ein Rechenbeispiel:

Ein Satellit wiege 5000 kg. Für Ionentriebwerke sollen 60 kW Leistung zur Verfügung stehen. Reisezeit sollen 180 Tage sein. Ziel ist eine Geschwindigkeitsänderung um 6000 m/s.

a0= 5000/60 = 83.3
t= 3600*24*180 = 15552000
copt = Sqrt(2* t / 1000 * a0)
copt = Sqrt(2* 15552000 / 1000 * 83.3)
copt = 19.3 km/s

Damit diese Abschätzung anwendbar ist muss gelten:

t/a0< 800000

Ist dies gegeben ? Nun: 15552000/83.3 = 186698. Dies ist gegeben. Diese Abschätzung ist nur gültig wenn andere Faktoren nicht das Sondengewicht mitbestimmen. Das liegt bei T/a0> 800000 der Fall, also bei sehr kurzen Reisezeiten oder einer sehr hohen Leistung des Solargenerators.

Ob sich ein Ionenantrieb lohnt sagt folgende Ungleichung:

a0*v²/t < 443

Ist dies gegeben ? Nun: 83.3*6000²/1555200 = 192.2. Die Bedingung ist erfüllt. Bei a0*v²/t = 443 erhält man die kürzeste Reisezeit für einen Ionenantrieb. Dies wäre bei uns bei 79 Tagen der Fall. Darunter würde der Solargenerator zu schwer werden. Umgekehrt kann man durch Umformen errechnen welche Geschwindigkeit man maximal erreichen kann, wenn a0 und t gegeben sind.

Gravitationsverluste

An dieser Stelle ein Einschub. Man kann die Gravitation auch als ein Feld betrachten, wie man dies vor der Relativitätstheorie auch tat. In einem Feld hat ein Körper zwei Energien: Zum einen die kinetische Energie durch seine Bewegung. Diese berechnen wir, damit wir wissen wie viel Treibstoff ein Satellit für eine Bahnänderung braucht. Das zweite ist die potentielle Energie. Sie entsteht dadurch, dass man einen Körper gegen die Anziehungskraft der Erde anhebt.

Jeder der einen Umzug hinter sich hat, weis, dass alleine das Anheben eines Körpers im Gravitationsfeld Energie verbraucht. Auf der Erdoberfläche besitzt jeder von uns potentielle Energie, weil er sich etwa 6371000 m vom Erdmittelpunkt entfernt befindet. Fällt man in eine Schlucht so kann man einen Teil dieser Energie in Bewegungsenergie umwandeln. Bei chemischen Triebwerken muss man die potentielle Energie selten berücksichtigen. Man muss sie berücksichtigen, wenn man von der Erdoberfläche startet, da eine Rakete zuerst einmal eine Mindesthöhe erreichen muss, damit der Satellit nicht in der Atmosphäre verglüht. Diese Bahnen liegen in mindestens 160 km Höhe.

Epot = -G Me * M / r²

Me : Masse der Erde
M : Masse des Körpers
r : Abstand vom Erdmittelpunkt in m
G : Gravitationskonstante (6.6726 x 10-11 m³/kgs²

Die Differenz zwischen zwei Höhen r1 und r2 kann somit berechnet werden nach :

Epot = (-G Me * M / r1²) - (-G Me * M / r2²)

oder :

Epot = (-G Me * M)*( (1 / r1²)- (1/ r2²))

Jedes mal wenn man einen Körper im Gravitationsfeld anhebt muss man also Energie aufwenden. Dies wird bei chemischen Triebwerken im Normalfall nicht berücksichtigt. Beschleunigt man z.B. einen Satelliten in einer erdnahen Umlaufbahn, so gewinnt er während des Brennvorganges an Höhe. Diese Energie muss man zusätzlich aufwenden. Da chemische Triebwerke jedoch nur wenige Minuten brennen ist die zusätzlich benötigte Energie sehr klein und kann bei Berechnungen vernachlässigt werden, sofern die Beschleunigung am Anfang groß genug ist.

Vergleich chemisch - elektrischDer Schub eines elektrischen Triebwerks ist aber sehr gering. Das führt dazu, das z.B. Bahnen nur sehr langsam verändert werden. Ein Antrieb mittels elektrischen Triebwerken spiralt sich von einer niedrigen in eine hohe Bahn um, anstatt eine Ellipse in einem Punkt umzulenken. Man benötigt zusätzliche Energie um die die Bahn anzuheben. Man nennt dies Gravitationsverluste. Bei einer Umlaufbahn um die Erde sind sie besonders hoch. Das liegt darin, dass sie typische Beschleunigung eines Triebwerks klein gegenüber der Erdbeschleunigung ist. Ein Ionentriebwerk liefert eine Beschleunigung von typischerweise unter 1 mm/s. In 500 km Höhe beträgt die Erdbeschleunigung aber immer noch 8.44 m/s. Die Beschleunigung des Antriebs ist so klein, dass er sich langsam nach oben spiralt.

Er muss daher beim Übergang von zwei Kreisbahnen die volle Differenzgeschwindigkeit aufbringen. Das macht bei Erdbahnen nicht so viel aus. Bei dem Übergang in die 24 Stunden Bahn z.B. nur 19 % mehr (4695 m/s anstatt 3910 m/s). Will man eine Nutzlast aber auf Fluchtgeschwindigkeit bringen, so ist der Mehraufwand beträchtlich. Anstatt √2 - 1 = 0.414 mal der Kreisbahngeschwindigkeit die volle Kreisbahngeschwindigkeit (also das 1/(√2-1) = 2.4 fache. Für das "Station Keeping" im geostationäre Orbit rechnet man mit 150 m/s pro Jahr anstatt 75 m/s. In der Abbildung links zeigt die blaue Kurve den Bahnübergang nach Hohmann, wie ihn chemische Triebwerke durchführen und die purpurne Kurve die Geschwindigkeit die ein Ionenantrieb aufbringen muss. Diese wird immer größer und nähert sich für Entfernung Unendlich der Kreisbahngeschwindigkeit der Startbahn.

Analoges gilt auch für die Änderung der Inklination. Bei chemischen Antrieben kann man die bei der kleinen Restgeschwindigkeit im Apogäum ändern. Da die Änderung proportional zu der Geschwindigkeit ist spart man so viel, zumal dort auch die Geschwindigkeit ändert und sich beide Vektoren addieren, so dass man beim Übergang von einer 28.3 Grad geneigten Bahn (Cape Canaveral) in eine 0 Grad Bahn nur 300 m/s braucht. Bei Ionenantrieben dagegen 1450 m/s.

Bei einer Sonnenumlaufbahn wird es besser. Die Erde ist von der Sonne soweit entfernt, das die "Sonnenbeschleunigung" nur noch 5.9 mm/s beträgt. Dieser Wert liegt in der gleichen Größenordnung wie unsere Beschleunigung durch den Schub. Es entfällt aber die hyperbolische Exzessgeschwindigkeit, so dass wir bei Flügen zu den Planeten die volle Geschwindigkeit aufbringen müssen. Die folgende Tabelle enthält einige Werte zum Vergleich:

Ziel Geschwindigkeit
chemisch
Geschwindigkeit
Ionentriebwerk
Mond 3135 m/s 6608 m/s
Merkur 5715 m/s 15150 m/s
Venus 3681 m/s 10113 m/s
Mars 3791 m/s 10564 m/s
Jupiter 6481 m/s 16412 m/s
Saturn 7459 m/s 17908 m/s
Uranus 8268 m/s 18900 m/s
Neptun 8627 m/s 19272 m/s

Chemisch: Differenz zur Kreisbahngeschwindigkeit in 200 km Höhe, Ionentriebwerk: Differenz zur Kreisbahngeschwindigkeit in 500 km Höhe. Alle Bahnen: Hohmann Transfers zur mittleren Entfernung des Planeten von der Erde. Wie man sieht wird es um so günstiger, je größer die Geschwindigkeit ist. Das liegt daran, dass zum einen der Anteil der Fluchtgeschwindigkeit immer kleiner wird und auch der hyperbolische Exzess immer kleiner wird. Würde man eine Sonde mit 20 km/s (Differenz zur Erdgeschwindigkeit) ins äußere Sonnensystem schicken, so müsste man chemisch 22285 m/s aufbringen, mit einem Ionentriebwerk dagegen 27618 m/s. Dann ist der Unterschied praktisch bedeutungslos.

Bei Bahnen um die Sonne ist wegen der langen Umlaufsdauer (die Erde umkreist die Sonne in einem Jahr, dagegen kann ein Satellit die Erde in 90 min umrunden) dieses Problem weitaus geringer. Daher wurden bis jetzt alle Raumsonden mit Ionenantrieb zuerst chemisch auf eine fluchtbahn gebracht und erst dann der Ionenantrieb aktiviert. Wenn eine Raumsonde allerdings zu langsam beschleunigt so können sich auch hier die Gravitationsverluste stark auswirken. das folgende Beispiel zeigt die Reisedauer, Endbahn und das Restgewicht eines Antriebs bei Variation der Stromversorgung, alle anderen Parameter sind gleich ziel ist eine Jupitertransferbahn bei 5.500 kg Ausgangsgewicht und einem spezifischen Impuls von 40.000 m/s

Stromversorgung Simulationszeit Gewicht Zielbahn Perihel Zielbahn Aphel
20.000,0 15 J 292 d 23 h 23 m 20 s 3.463,4 563,2 778,0
30.000,0 12 J 134 d 5 h 40 m 0 s 3.426,2 654,7 778,0
40.000,0 7 J 358 d 13 h 16 m 40 s 3.477,3 554,7 778,0
50.000,0 4 J 22 d 22 h 0 s 3.608,3 369,6 778,0
60.000,0 3 J 291 d 10 h 26 m 40 s 3.588,1 401,1 778,0
70.000,0 4 J 91 d 2 h 40 m 0 s 3.542,7 481,3 778,0
80.000,0 5 J 14 d 20 h 6 m 40 s 3.507,0 584,3 778,0
90.000,0 1 J 137 d 22 h 16 m 40 s 3.831,2 223,8 778,0
100.000,0 294 d 16 h 30 m 0 s 3.908,8 189,3 778,0
110.000,0 219 d 4 h 33 m 20 s 3.946,4 176,7 778,0
120.000,0 178 d 11 h 36 m 40 s 3.969,5 169,9 778,0

Sehr deutlich wird das (wie zu erwarten) tendenziell der Reisezeit mit steigender Leistung sinkt. Beim Gewicht sieht man aber einige Sprünge, ebenso bei der Reisezeit. Das wird deutlich wenn man die Endbahn betrachtet: bei 50 kW Leistung erreicht man eine 370 x 778 Mill. km Bahn in etwas über 4 Jahren.  Bei 8 kW dagegen eine 584 x 778 Mill. km Bahn in in 5 Jahren. Auch die Restmasse ist ungünstiger (hier nur Treibstoffverbrauch, ohne solar Paneele), da man Treibstoff bauchte das Perihel anzuheben. Der Verlauf der beiden Bahnen als Plot macht dies deutlich:

Mit 50 kW Leistung

Mit 50 kW Leistung

Mit 80 kW Leistung

Die längere Dauer ergibt sich daraus, dass die Sonde so schnell eine hohe Distanz erreicht, in der aber die Solarpaneele dann kaum noch Strom liefern und die Beschleunigung dann stark abnimmt. Die Lösung ist der Einschub einer Freiflugphase. Bei 80 Kw erreicht man Jupiter viel schneller, wenn man die Triebwerke in 180 Millionen km Entfernung abstellt. Man erhält dann folgende Bahn (rot: nicht angetriebene Phase) und ist in 2 Jahren 77 Tagen mit der Beschleunigung fertig:

Dies spart auch Treibstoff, denn da das Perihel nur wenig angehoben wurde wiegt die Sonde nun noch 4008 kg, während beim dauernden Betrieb es 3507 kg gewesen wären. Derartige Manöver sind sinnvoll wenn man in eine Umlaufbahn um einen Planeten einbremsen will, also den hyperbolischen Exzess nutzen will. Bei Bahnen zu kleinen Körpern wie Asteroiden oder Kometen muss man in jedem falle aber die Bahn der des Zielobjektes anpassen was sehr zeitaufwendig ist.

Die Energiequelle

Hinsichtlich des Stromverbrauches benötigt eine elektrisches Triebwerk sehr viel. Für das Station Keeping oder die Lageregelung in einem Orbit reicht es die Stromversorgung eines Satelliten großzügiger auszulegen, damit man das elektrische Triebwerk zusätzlich betrieben kann. Bei einem reinen Antrieb benötigt ein elektrisches Triebwerk erheblich mehr als normale Satelliten, denn man will nicht Jahre warten bis eine neue Bahn erreicht ist. So verfügte DS-1 - eine 490 kg schwere Raumsonde - anstatt 500-700 Watt eine von 2400 Watt. Die nur 350 kg schwere Smart-1 Sonde wird ebenfalls 1400 Watt an Strom für ihr Ionentriebwerk benötigen. Konsequenterweise muss man die Masse des Solargenerators zu dem elektrischen Antrieb hinzurechnen.

Bis Mitte der achtziger Jahre war man noch sehr optimistisch, das künftige Satelliten und Raumsonden mit einem kleinen Kernreaktor den benötigten Strom liefern könnten. Solarzellen haben einige Eigenschaften die nicht optimal sind: Große Flächen sind schwer zu entfalten, zudem gibt es auch eine Abbremsung durch die Flächen bei erdnahen Bahnen. Der Wirkungsgrad ist gering und Solarzellen nehmen um bis zu 4-5 % in der Leistung pro Jahr durch Strahlungsschäden ab. Kernreaktoren schienen da die Lösung. Spätestens seit Tschernobyl sind diese aber im Westen aus der Diskussion.

In den letzten Jahren hat man einige Techniken eingeführt um die Energieausbeute von Solarzellen zu erhöhen:

Leichtgewichtige Konstruktionen: Heute wiegt ein Quadratmeter eines Flügels etwa 4 kg/m². Dieser Wert ist in den letzten Jahren kaum gesunken. Viel leichtgewichtiger kann man ihn nicht herstellen, wenn er als starre Struktur den Start mit einer Rakete gestartet werden muss. Seit langem gibt es Überlegungen Solarzellen auf Folien in Dünnschichttechnologie anzubringen und diese Folien aufzurollen. Das Entfalten und das Verhindern, dass sie die Folie im Laufe der Zeit verhindert ist das Problem. Überlegungen zeigen, dass man so die Leistung pro Kilo erheblich steigern könnte.

Was ist heute "State of the Art" ? Heute werden 300 W/m² bei Erdsatelliten erreicht (Wirkungsgrad: 22 %). Zellen mit 25 % Wirkungsgrad befinden sich in der Entwicklung. Wichtiger ist das Flächengewicht. Hier ist heute eines von 60 kg/m² gängig. Leider steigern Tandemzellen oder Konzentratoren das Gewicht, so zwar die Größe des Generators sinkt, aber nicht das Gewicht. Es gibt erheblich höhere Werte als diese im Labor. Doch für den Einsatz sollte man sich an das halten was Stand der Technik ist.

Ein von der NASA und ESA durchgeführtes Projekt hat das Ziel die Leistungsdichte bis zum Jahr 2009 zu erhöhen auf 300 W/m² und 180 W/kg sollen für große Solararrays erreichbar sein. Eine Jupitermission geht von einer Leistung von 350 W bei 115 kg Gewicht bei Jupiter aus. (Wirkungsgrad 32 % mit Solarkonzentratoren auf Gallium-Arsendzellen). Bei der Strahlung in Erdnähe entspricht dies 90 W/kg. Dies wäre mit der heutigen Technik erreichbar.

Die Dawn Raumsonde verwandte einen sehr leichtgewichtigen Solargenerator. Bei ihm beträgt das Flächengewicht schon 75 kg/m². Für die Technologiesonde New Millenium ST-8 war ein Solargenerator basierend auf dem der Raumsonde Phoenix mit einem Flächengewicht von 175 - 220 W/kg in der Entwicklung.

Bei 300 W/kg wiegen die Solarzellen aber immer noch mehr als elektrische Triebwerke. Für das RIT-35L z.B. 14.8 kg, während das Triebwerk nur 7.4 kg wiegt. Sie sind nach wie vor das schwerste am ganzen Antrieb.

Die beiden Abbildungen links verdeutlichen die Problematik. Sie zeigen den Nutzlastanteil der von einer 500 km hohen Bahn in die geostationäre Bahn transportiert wird. Das Gesamtgewicht beträgt 5000 kg. Der Treibstoffanteil und die Tanks sind konstant, nur die Masse des Solargenerators und der Triebwerke variiert.

In der ersten Grafik zeigt es sich welche Auswirkungen es gibt wenn man sich unterschiedlich lange Zeit lässt um die Bahn zu verändern (Flächengewicht konstant bei 60W/m²). Die zweite Abbildung zeigt, wie sich das Leistung pro Masse bei 180 Tagen Flugzeit auswirkt. Was gibt es an Leeren daraus:

Eine Vergleichszahl:

Das leichtgewichtige RIT-35L wiegt 7.4 kg und braucht 4450 W an Strom. Gäbe es Solargeneratoren mit einer Leistung von 4450/7.4 = 600 W/kg so würden diese genauso viel wiegen wie das Triebwerk. Eine weitere Steigerung würde also nicht viel Nutzlast einsparen. Da zu dem Ionentriebwerk noch Strukturen hinzukommen wird in der Realität die Grenze niedriger liegen bei 200-300 W/kg. Diese könnte für größere Anlagen (10-100 kW Leistung) bald erreicht werden.

Der Strahlungsgürtel der Erde

Die Erde sammelt an zwei Regionen die zwischen 1000 und 4000 km Höhe und 8000 bis 18000 km Höhe liegen die Teilchen des Sonnenwindes ein, die dort spiralförmig zwischen den Polen pendeln - und mit 170.000 km/h auf einen Satelliten treffen wenn er diesen Gürtel durchquert. Man nennt diese beiden Strahlungsgürtel nach ihrem Entdecker Van Allen Gürtel.

SMART-1Normale Satelliten die man in den GEO Orbit (36000 km Höhe) oder Navstar Orbit (20.000 km Höhe) befördert, durchfliegen diesen während der ersten paar Umläufe recht kurz, danach werden die Satelliten in den höheren Orbit umgelenkt. Würde man Satelliten um Gewicht zu sparen mit elektrischen Triebwerken in größere Höhe befördern so wäre dies anders. Anstatt einige Stunden wären Satelliten Wochen oder Monate in diesem Orbit. Die bisherige Lehrmeinung geht davon aus, das dies weder der Elektronik der Satelliten noch den Solarzellen gut tun würde und diese stark an Leistung verlieren würden. Andererseits hat der europäische Astronomiesatellit Hipparcos von 1989-1993 insgesamt 4 Jahre in einem 460x36000 km, Orbit gearbeitet, als sein Apogäumsantrieb versagte. Er trat in diesem Orbit 4 mal pro 10.7 h Umlauf in die Strahlungsgürtel ein und übertraf die geplante Lebensdauer von 2 Jahren deutlich. Es besteht daher Hoffnung das man in Zukunft - bei besonderem Schutz der Elektronik - auch Satelliten durch den Van Allen Gürtel in den GTO Orbit transportiert und so mit den heutigen Trägerraketen zirka 2-3 mal schwere Nutzlasten befördern wird können. Derzeit aber wird der direkte Transport von einem LEO Orbit aus diesem Grund aber noch gescheut.

SMART-1 ist bislang die erste Raumsonde die sich von der Erde aus nach außen spiralte. Doch auch hier hat man die Aufenthalt im Strahlungsgürtel zu minimieren. SMART-1 startete als Sekundärnutzlast einer Ariane 5 bei einem normalen Satellitentransport in die GTO Bahn (600 x 36000 km, 7 Grad Inklination). Auf dieser Bahn durchfliegt sie die Strahlungsgürtel nur kurz. Indem man das Ionentriebwerk vorwiegend am erdnächsten Punkt der Bahn zündete hob man vor allem den erdfernsten Punkt der Bahn an und vermied so, dass die Sonde lange im Strahlungsgürtel verbleibt. Die Abbildung links zeigt dieses Aufspiralen. Es sind nur wenige Durchgänge, denn die GTO Bahn hat eine Geschwindigkeit von 10250 m/s im Perihel, nur 700 m/s weniger als die Sonde braucht um zum Mond zu gelangen.

Bewegung zwischen zwei Erdbahnen

Wie schon erläutert spiralt sich eine Sonde durch den geringen Antrieb nach außen. Dabei wird sie laufend langsamer, da die Kreisbahngeschwindigkeit mit steigendem Orbit abnimmt. Genaue Berechnungen, dass sich alle diese Bahnen gleichen und es gemeinsame Merkmale gibt. Wie lange eine Raumsonde / Satellit spiralen muss ist nur abhängig von dem Verhältnis zwischen der Beschleunigung der Sonde und der Erdbeschleunigung der Anfangsbahn.

Wir definieren als Hilfsgröße a:

a = a0 / g0

mit a0 der Beschleunigung der Sonde und g0 der lokalen Erdbeschleunigung:

a = (F / m) / (G*Me / r0²)

G : Gravitationskonstante (6.6726x10-11)
Me : Masse der Erde (5.976x1024 kg)
r0: Startbahnhöhe (vom Erdmittelpunkt aus gemessen, für 500 km über der Erdoberfläche ist r0 = (500 km + 6371 km)* 1000 m = 6871000 m
F : Schub des Ionenantriebs in N
m : mittlere Masse des Raumschiffs

Da das Raumschiff durch die Verbrennung des Treibstoffs leichter wird, sollte man als mittlere Masse die Masse nach Verbrauch von 50 % des Treibstoffs angeben. Rechenbeispiel :

Schub: 2 N, mittlere Masse 4000 kg. Startbahn in 600 km Höhe

a = (2 / 4000) / (6.6726x10-11* 5.976x1024/ (600+6371)/1000

a = 0,0000609 (1/16411)

Mit dieser Hilfsgröße kann man folgende einfache Beziehungen aufstellen (vx,rx sind die Geschwindigkeiten und Radien am Ort x, vr der gesamte Geschwindigkeitsbedarf bis zu dieser Stelle:

Ende der Zirkularphase Minimale Fluggeschwindigkeit Fluchtgeschwindigkeit
Entfernung rx/r0 = 0.3/√a rx/r0 = 0.741/√a rx/r0 = 0.879/√a
Geschwindigkeit vx/v0 = 1.85*a¼ vx/v0 = 1.494*a¼ vx/v0 = 1.509*a¼
Winkel zur Kreisbahn 9.4° 33.3° 39.2°
Gesamter Geschwindigkeitsbedarf vr/v0 = 1-1.85*a¼ vr/v0 = 1-0.96*a¼ vr/v0 = 1-0.809*a¼
Schubbeschleunigung/Schwerebeschleunigung 0.09 0.549 0.7726
Flugzeit t/(r0*v0 ) = (1/a)-(1.85/a¾) t/(r0*v0 ) = (1/a)-(0.96/a¾) t/(r0*v0 ) = (1/a)-(0.809/a¾)

Diese Größen sind recht groß. Für a = 1/16411 und eine 600 km Startbahn erhalten wir als Werte:

Ende der Zirkularphase Minimale Fluggeschwindigkeit Fluchtgeschwindigkeit
Entfernung 267910 km 661737 km 784976 km
Geschwindigkeit 1236 m/s 998 m/s 1008 m/s
Winkel zur Kreisbahn 9.4° 33.3° 39.2°
Gesamter Geschwindigkeitsbedarf 6326 m/s 6972 m/s 7023 m/s
Schubbeschleunigung/Schwerebeschleunigung 0.09 0.549 0.7726
Flugzeit 12.653.979 s = 146.4 Tage 13.843.409 s = 160.2 Tage 14.049.220 s = 162.6 Tage

Die Kreisbahngeschwindigkeit in 600 km beträgt 7593 m/s. Wir müssen also bei einem gesamten Geschwindigkeitsbedarf von 7023 m/s fast diese Geschwindigkeit abbauen (chemisch hätten 3133 m/s gereicht). Bei der Flugzeit müssen wir präzisieren: Dies ist die Antriebszeit. Gibt es antriebslose Phasen (z.B. weil man den Erdschatten durchquert) so verlängert sich diese. Als Problem sind bei den meisten Ionentriebwerken die Beschleunigungen so klein, dass Fluchtgeschwindigkeit erst in sehr großer Entfernung erreicht wird. Sobald unsere Sonde aber 340.000 km von der Erde entfernt ist gerät sie in die Einflußsphäre des Mondes. Dieser stört die Bahn. Man kann dies nutzen um zusätzlichen Schwung zu bekommen, in jedem Falle aber verkompliziert es die Navigation der Sonde. Will man dies vermeiden so muss die Beschleunigung der Sonde aus einer 600 km Bahn mindestens bei x liegen um in einer Entfernung von 335.000 km Fluchtgeschwindigkeit zu erreichen braucht man ein a von 1/2988. Hier das a für 3 Raumsonden (für eine 600 km Bahn berechnet)

Sonde a
Smart-1 1/344148
Hayabusa 1/11895580
DS-1 1/33357
Dawn 1/32941

Heutige Sonden haben daher nicht die Möglichkeit die Fluchtgeschwindigkeit vor der Mondbahn zu erreichen. Das ist sicher

Es gilt weiterhin für einen beliebigen Abstand rx

n = (1-(r0/rx)²)/(8*pi*a)

für die Anzahl n der Umläufe bis eine Entfernung rx erreicht ist. Für den Geschwindigkeitsbedarf an einer beliebigen Entfernung rx gilt:

vr = v0 * (1-Sqrt(r0/rx))

Für die Flugzeit gilt:

t = (r0/v0)/a * (1-Sqrt(r0/rx))

und für die Geschwindigkeit an diesem Punkt:

vx= Sqrt(r0/rx) * Sqrt(1+(4*(rx/r0)4*a2)) * v0

Der Bahnanstiegswinkel ist:

tan θ = 2 * (rx/r0)2 * a

Die Gesamtenergie (kinetische und potentielle) pro Kilogramm Fluggewicht erhält man zu:

E = - (v02/2) *((r0/rx)*(1-(4*(rx/r0)4*a2)))

E=0 wenn die Fluchtgeschwindigkeit erreicht ist.

Die Renaissance von elektrischen Triebwerken

ion-1.jpegErstaunlicherweise begann aber Mitte der neunziger Jahre die Renaissance von elektrischen Antrieben und zwar nicht wie zuerst zu erwarten, als Antrieb von Planetensonden sondern für kommerzielle Satelliten für den GEO Orbit.

Der Grund dafür lag in den immer weiter steigenden Lebensdauer von Satelliten und gleichzeitig dem Anstieg an Stromverbrauch. Grund für einen Nichteinsatz waren früher, das einfach in der Bilanz der chemische Antrieb günstiger war. Dies begann sich nun immer mehr zu wenden.

Die Lebensdauer eines Satelliten erreicht heute 12-15 Jahre, beim chemischen Antrieb man dann etwa 30 % der Masse an Treibstoff mitführen muss. Zudem nahm noch schneller als das Gewicht die Sendeleistung von Satelliten zu, immer mehr Transponder, immer größere Sendeleistung um auch kleinere Antennen zu erreichen, da fällt der Stromverbrauch von elektrischen Triebwerken immer weniger ins Gewicht, denn dieser ist von der Masse abhängig. Weiterhin ist es gelungen die Masse von Solargeneratoren zu senken und auch die Wirkungsgrade zu erhöhen.

Heute bieten die großen Hersteller von Satelliten elektrische Triebwerke als Option an, die auch genutzt wird. Zuerst nur um die Lageregelung zu ergänzen oder zu ersetzen, doch schon gibt es auch einige Gedanken das elektrische Triebwerk zur Bahnänderung zu nutzen. Bei Erdsatelliten störte bislang, das man bei einem Übergang LEO -> GEO Bahn die beiden Strahlungsgürtel durchqueren musste. Doch man kann zumindest einen Teil der Energie einsparen. Bei einem chemischen Antrieb würde man von einer 200 × 36000 km Bahn durch ein Manöver den erdnächsten Punkt auf 36000 km Höhe anheben. Begnügt man sich mit 20000 km, so liegt man über den Strahlungsgürteln und kann die Anhebung von 20000 auf 36000 km mit einem elektrischen Antrieb durchführen, auch so kann man chemischen Treibstoff einsparen.

Beim Absetzen von Artemis am 5.7.2002 in einer Bahn deren erdfernster Punkt bei nur 12700 anstatt 36000 km lag haben Ionentriebwerke die Mission zumindest teilweise retten können. Man hat mit chemischen Antrieb eine Bahn von 31000 km erreicht, und diesen mit elektrischem Antrieb auf 36000 km zirkularisiert. Zwar wurde dabei immer noch mehr Treibstoff verbraucht als geplant, doch ist nun an eine Operationsdauer von 5-7 Jahren noch zu denken, während ohne elektrischen Antrieb der Satellit verloren gewesen wäre.

Der entscheidende Nachteil ist aber immer: Die Zeit. Ein kommerzieller Satellit bringt Geld ein, jede Tag den er in Betrieb ist einige Hunderttausend Mark. Wenn man nun einige Wochen bis Monate diesen erst auf Position zu bringen so ist dies verlorene Zeit. Andererseits lebt der Satellit dann deutlich länger, und so sind zwar die Anfangseinnahmen geringer, aber in der Summe kann man doch Gewinn machen.

Auch Kommunikationssatelliten in LEO Bahnen oder wissenschaftliche Satelliten mit genauer Ausrichtung könnten von Ionenantrieben profitieren. Für einige zukünftige Missionen die Objekte über Interferenzberechungen untersuchen wollen und dazu mehrere Satelliten einsetzen, sind Ionenantriebe sogar sehr gut geeignete, weil sie durch den geringen Schub den Abstand sehr genau einhalten können.

Planetensonden

DS-1 TriebwerkVon den Ansprüchen her ist eine Planetare Sonde eigentlich der ideale Einsatzzweck für einen elektrischen Antrieb. Mit Ausnahme der Planeten Venus und Mars benötigt man für alle anderen Himmelskörper sehr hohe Energien. Dadurch sinkt entweder die Nutzlast oder man ist gezwungen die Energie durch Vorbeiflüge an der Erde oder Venus zu gewinnen. Dies dauert länger als ein Einsatz von elektrischen Triebwerken - Galileo brauchte 5.5 anstatt 2.5 Jahre zum Jupiter durch die Venus-Erde Vorbeiflüge.

Die Missionsverlängerung durch einen Ionenantrieb ist daher nicht so groß wie bei Satelliten, wo man die 24 Stunden Bahn theoretisch 6 Stunden nach dem Start erreichen kann, mit Ionentriebwerken aber Monate braucht. Weiterhin durchquert man keine Strahlungsgürtel. Dies macht planetare Missionen attraktiver.

Bestimmte Missionen wären überhaupt nur durch elektrische Antriebe möglich, so eine Sonde die innerhalb des Asteroidengürtels nacheinander mehrere Asteroiden besucht, hier fehlt ein schwerer Körper zum Schwung holen. Weiterhin kann man durch elektrische Triebwerke auch bei günstigen Bahnen auf einen chemischen Antrieb verzichten, wenn man in einen Orbit einschwenken will. Wenn man z.B. in einen Mars oder Venusorbit einschwenken will, so muss man eine Relativgeschwindigkeit von 1-1.5 km/s abbauen, wenn man die klassischen Hohmannbahnen einschlägt. Eine Sonde die sich an den Planeten heran spiralt, kommt dagegen mit einer viel kleineren Relativgeschwindigkeit an, und kann sich sogar einfangen lassen.

In der Regel wird man Planetensonden etwas über Fluchtgeschwindigkeit beschleunigen. Um ihr eine hyperbolische Exzessgeschwindigkeit zu verleihen. Hierzu eine Aufschlüsselung der Geschwindigkeit einer Sonde zu zwei Zielen:

Venus chemisch elektrisch
Kreisbahngeschwindigkeit 200 km 7790 m/s -
Kreisbahngeschwindigkeit 600 km - 7563 m/s
Fluchtgeschwindigkeit 3226 m/s 7563 m/s
Bahn zur Venus 2495 m/s 2495 m/s
Gesamtgeschwindigkeit 3226 m/s 10059 m/s

Bei elektrischen Antrieb addieren sich die Geschwindigkeiten. Beim chemischen dagegen nicht. Flüge mit niedrigem Energiebedarf sind daher nicht so vorteilhaft. Doch wenn man direkt zu Saturn fliegen will sieht dies anders aus:

Saturn chemisch elektrisch
Kreisbahngeschwindigkeit 200 km 7790 m/s -
Kreisbahngeschwindigkeit 600 km - 7563 m/s
Fluchtgeschwindigkeit 3226 m/s 7563 m/s
Bahn zum Saturn 10089 m/s 10089 m/s
Gesamtgeschwindigkeit 7285 m/s 17652 m/s

Lohnend ist ein elektrischer Antrieb wenn man näher an die Sonne als Venus will oder weiter weg als Mars. Vorher ist das Mehrgewicht und die zusätzlichen Kosten für den Antrieb unattraktiv.

Es kann allerdings von Vorteil sein wenn man ins äußere Sonnensystem will die Sonde zuerst chemisch zur Sonne zu schicken, in etwa Venus Entfernung (nur 300 m/s mehr als Fluchtgeschwindigkeit) und erst dort den elektrischen Antrieb zu betreiben: Man bekommt doppelt so viel Licht von der Sonne, braucht also einen kleineren Solargenerator. Nur nuklear lösbar ist das Abbremsen beim Zielplaneten wenn dieser weiter weg als Mars ist. Bei den inneren vier Planeten ist dies auch mit Ionentriebwerken möglich, wenn man rechtzeitig damit anfängt.

Die erste Mission die ein Ionentriebwerk verwendet war die Raumsonde DS-1. Das Ionentriebwerk mit nur 82 kg Xenon musste die Bahn um 3600 m/s ändern, dafür waren sonst über 1000 kg Treibstoff nötig gewesen. Die nächste Raumsonde wird die europäische Smart-1 Mission sein. Gestartet Ende 2003 wird die 350 kg schwere Sonde von einem Ionenantrieb von einer 500 x 36000 km GTO Bahn in eine Umlaufbahn um den Mond einschwenken.

Die ESA plant weiterhin einen Merkur Orbiter, bei dem auch Ionenantriebe zum Einsatz kommen könnten: Ein Flug zum Merkur benötigt bis zu 14460 m/s Geschwindigkeit, genauso viel wie beim Jupiter und eine Raumsonde müsste um in einen Orbit einschwenken zu können zirka 4500 m/s. Dies ist mit heutigen Mitteln nicht machbar. Eine Sonde mit elektrischen Antrieb könnte sich der elliptischen Bahn von Merkur anpassen und sich einfangen lassen, da die Sonneneinstrahlung dort 4-9 mal größer ist könnte man sogar Solarzellenfläche einsparen. Mehr über planetare Bahnen in einem eignen Artikel.

Wir können nun die Berechnungen für die Erdbahn fortsetzen. Sobald unsere Sonde Fluchtgeschwindigkeit von der Erde erreicht hat fliegt sie tangential davon. Die folgenden Betrachtungen gelten für diese Phase:

Mindestflugzeit bis zu diesem Punkt:

t > r0/ (a*v0)

Geschwindigkeit:

v = v02 * a * t/r0 - (1-1.809* a¼)

Der Radius der Bahn:

r = r0/(2*a)*(v/v0)2

Gesamtgeschwindigkeit:

vr = v02 * a * t/r0

Geschwindigkeit im unendlichen:

v∞ = Sqrt((v/v0)2 - (2 * r0 / r))*v0

Ob wir mehr als einen Umlauf brauchen um einen Zielplaneten zu erreichen kann man mit der schon bei der Erde bekannten Beziehung feststellen:

n = (1-(r0/rx)²)/(8*pi*a)

Die solare Gravitationsbeschleunigung beträgt in Erdnähe (149.6 Millionen km Entfernung) 5.93 mm/s. So kann ein elektrischer Antrieb zumindest Venus und Mars in einem Umlauf erreichen. Wir formen um für n=1:

a = (1-(r0/rx)²)/(8*pi)

a = 0.00593/a0

a0 = (1-(r0/rx)²)/(8*pi) * 0.00593

Planet mittlere Entfernung a0 für n=1
Merkur 69 Mill. km 0,000864
Venus 108.2 Mill. km 0,000211
Mars 227 Mill. km 0,000134
Jupiter 780 Mill. km 0,000227
Saturn 1427 Mill. km 0,000233
Uranus 2869 Mill. km 0,000235
Neptun 4427 Mill. km 0,000235
Pluto (aphel) 7350 Mill. km 0,000235

Ein Shuttle zwischen den Bahnen

Heute werden alle elektrischen Antriebe in den Satelliten oder Raumsonden integriert. Dies macht bei Raumsonden Sinn - sie kehren ja nie mehr zur Erde zurück. Auch bei Satelliten ist diese Lösung angebracht, solange elektrische Antriebe nur für die Lageregelung benötigt werden.

Sollten elektrische Antriebe aber einmal - und dies wäre der nächste konsequente Schritt - dazu verwendet werden, einen Satelliten von einer zirka 600-800 km hohen LEO Bahn in die 20.000 km hohe MEO oder 36000 km hohe GEO Bahn zu befördern, so ist dies nicht mehr praktikabel.

Der Grund liegt in dem hohen Stromverbrauch von elektrischen Triebwerken. Solange diese eingesetzt werden um die Lage im GEO Orbit zu halten benötigt man zirka 500-1000 Watt pro Tonne im geostationäre Orbit zusätzlich. Bei einer verfügbaren Leistung von 3000-4000 Watt pro Tonne ist dies kein Problem. Um einen Satelliten aber von einem LEO Orbit in den GEO Orbit zu transportieren, brauchte man bei Nutzung der gesamten Stromleistung eines Satelliten ca. 15 Monate. Dies ist eindeutig zu lang, da der Satellit in dieser Zeit nicht nutzbar ist und zudem einen großen Teil der Zeit im Strahlungsgürtel verbringen würde.

Die nahe liegende Lösung die Stromversorgung auszubauen, so das man die Zeit auf 3-6 Monate verkürzt, hat jedoch auch Nachteile. Solange man nicht besonders viele, sehr Stromfressende Transponder an Bord hat, wird man einen großen Teil der elektrischen Leistung nicht benötigen, sie erhöht aber das Gewicht des Satelliten. Um z.B. einen im GEO Orbit 1.5 t schweren (=2.7 t GTO Nutzlast) Satelliten in 4 Monaten von einem LEO in einen GEO Orbit zu transportieren brauchte dieser eine elektrische Leistung in einer Größenordnung von ca. 18.5 KW. Ein Satellit dieser Größe verfügt aber heute über zirka 4-5 KW.

Die Lösung wäre eine Art Oberstufe, die jeweils einen Satelliten im Erdorbit ansteuert, ankoppelt, von dem Satelliten den Treibstoff (z.B. über eine Verbindung zwischen beiden Tanks) übernimmt und dann in den geostationäre Orbit transportiert und mit dem Resttreibstoff wieder eine LEO Bahn ansteuert. Die technische Auslegung einer solchen Stufe wäre einfach - Eine einfache Steuerung, die Antriebssektion und als Hauptmasse mehrere ausrollbare Solarzellenausleger. Bei den heute schon vorliegenden Erfahrungen mit elektrischen Triebwerken wäre ein Betrieb über mehr als ein Jahr möglich, eine Zeit in der 4-5 Missionen durchgeführt werden könnten, bei längerer Betriebszeit auch entsprechend mehr.

Eine derartige Stufe wäre wie ein Bus, der Nutzlasten vom LEO Orbit in den GEO Orbit transportiert und wieder in den LEO Orbit zurückkehrt. Damit wären auch defekte Satelliten vom GEO Orbit in den LEO Orbit transportierbar, allerdings wäre heute noch eine Reparatur mit dem Space Shuttle teurer als ein neuer Satellit. Hier ein Beispiel für eine solche Stufe

Vollmasse 2000 kg
Treibstofftanks 150 kg
Ionentriebwerke (34 x RIT-35L) 252 kg
Strukturen 300 kg
Solargenerator 1010 kg
Leermasse 1712 kg
Adapter zum Satelliten 200 kg
Initialtreibstoff 88 kg

Diese Stufe verwendet 34 Triebwerke des Typs RIT-35L. Der Solargenerator ist auf deren Stromverbrauch mit einem Aufschlag von 20 % (Für den Verlust im Strahlungsgürtel der Erde) ausgelegt. Er hat eine Leistung von 180 W/kg.

Die Transportgeschwindigkeit ist abhängig von der Nutzlast:

Satellitenmasse Treibstoff Gesamtmasse Reisedauer
1000 kg 591 kg 3591 kg 36 Tage
1500 kg 689 kg 4189 kg 42 Tage
2000 kg 788 kg 4788 kg 48 Tage
2500 kg 886 kg 5386 kg 54 Tage
3000 kg 984 kg 5984 kg 60 Tage

Dies gilt für einen reinen Hinflug. Bei einem Rückflug muss der Treibstoff für diesen noch mitgeführt werden. Dieser ist konstant, da die Leermasse der Stufe sich ja nicht ändert und macht 346 kg aus. Diese muss man zu den obigen Daten hinzuaddieren. Die Reisedauer erhöht sich um 4 Tage. Die Rückreise dauert 18 Tage.

Damit man einen Vergleich hat: Ein Satellit der mit einem Antrieb aus Wasserstoff und Sauerstoff seine Geschwindigkeit ändert liefert von 5500 kg Startmasse typisch noch 1500 kg in den geostationären Orbit ab. Hier können 1500 kg Nutzlast mit 2189 kg Startmasse befördert werden. (In der Praxis wegen des Gewichts der Tanks und des Koppeladapters wahrscheinlich etwa 2500 kg). Dies ist eine enorme Verbesserung gegenüber dem chemischen Antrieb.

Die einzigen Probleme die dieses Konzept hat, ist das es von einer unbemannten Kopplung mit Betankung ausgeht. Ersteres ist inzwischen Routine, letzteres auf der Erde bei Flugzeugen schon gängige Praxis. Angesichts der recht konservativen Einstellung der Industrie dürfte es aber noch einige Zeit dauern bis eine solche Idee umgesetzt wird. Der Zeitpunkt wird aber spätestens dann kommen wenn man mit dem Clustern von Raketen am Ende ist. Die neue Delta IV,H-2A oder Atlas V kommen in die Nutzlastregion von Ariane 5 nur durch zusammenschalten mehrerer Erststufen. Alleine vom Risiko und der praktischen Durchführbarkeit kann man dies nicht einfach von 3 Erststufen auf 6,10 oder 20 ausdehnen, um die Nutzlast weiter zu steigern. Das Risiko eines Versagens steigt zudem in gleichem Maße.

ConeXpress

Inzwischen gibt es Überlegungen zwar nicht ein Taxi zu bauen, aber einen einfachen Satelliten, der an einen bestehenden Satelliten ankoppeln und dessen Lebensdauer verlängern soll. Im Jahre 2006 wurde von der ESA das Projekt ConeXPress Orbital Life Extension Vehicle vorgestellt CX-OLEV, ein Joint-Venture zwischen der ESA und einem hollädnischen Firmenconsortium.  Der Gedanke der dahinter steckt ist, dass heute der limitierende Faktor für die Lebensdauer eines Satelliten sein Treibstoffvorrat ist. CX-OLEV soll an einen Satelliten im geostationären Orbit andocken, indem man eine Halteklammer in die Düse des Apogäumsmotors einführt (diese Methode scheint die praktikabelste zu sein). CX-OLEV wird von einer Ariane 5 als Sekundärnutzlast mit in den geostationären Übergangsorbit gebracht. Es wird sehr kompakt sein, damit dies möglich ist. Mit 4 triebwerken desselben Typs wie sie SMART-1 einsetzt wird es sich selbst dann in 6 Monaten in den geostationären Orbit befördern. Dort dockt es gesteuert durch Fernsehkameras an seinen Zielsatelliten an und übernimmt dessen komplette Lageregelung. Es kann auch außer Kontrolle geratene Satelliten retten oder diese nach Missionsende in einen Friedhofsorbit, 300 km hinter dem GEO Orbit transportieren. Insgesamt soll es 12 Jahre auch an mehreren Satelliten arbeiten können.

ConeXpress wiegt beim Start 1400 kg, ist nur 1.35 m hoch und hat einen maximalen Durchmesser von 2.60 m. 2 Solarpanels liefern beim Start 4.03 kW Strom. Nur 165 kg entfallen auf den Xenon Treibstoff. Er soll das Vehikel mit einem 2 t Satelliten um 2370 m/s in der Geschwindigkeit ändern können. Ein im Orbit 2 t schwerer Satellit (entsprechend einer Startmasse in GTO von 4-5 t) kann je nachdem ob 4 oder 6 Treibstofftanks eingesetzt werden 8-11 Jahre nutzvoll betrieben werden. ConeXpess soll 2010 zum ersten Mal fliegen. Die Entwicklungskosten von 150 Millionen Euro werden zur Hälfte von der ESA übernommen. Die Kosten von ConeXpress sollen in der gleichen Größenordnung wie ein Ariane 5 Start liegen, dies dürften bei einem 4-5 t Satelliten etwa 90 Millionen Euro liegen, davon 35 Millionen für den Start und der Rest für ConeXpress. Die Einsparungen kommen dadurch, das weder ein Satellit gebaut noch gestartet und in Betrieb genommen wird. Das dürfte heute bei einem Kommunikationssatelliten etwa 200 Millionen Euro teuer sein.

Berechnungen

Der folgende Abschnitt soll zeigen wie man wichtige Parameter eines elektrischen Antriebs und Vergleiche mit dem chemischen Treibstoff anstellt. Als Beispiel habe ich die Daten des Ionentriebwerks der Raumsonde DS-1 genommen:

Geschwindigkeit

Die Endgeschwindigkeit die man erreichen kann, wird wie bei chemischen Antrieben durch die "Raketenformel" oder "Grundgleichung der Rakete" bestimmt:

Endgeschwindigkeit = spezifischer Impuls * ln (Vollmasse / Leermasse)

Für DS-1 errechnet man so eine Geschwindigkeitsänderung von:

v = 31400 * ln (486.3 / (483.3 - 81.5))

v = 5759 m/s

Die NASA gab an, dass man für die Sollmission die Geschwindigkeit um 4500 m/s ändern musste. Die Sonde verfügte also über mehr Treibstoff als nötig. Wie bei chemischen Treibstoffen gibt es einen nicht nutzbaren Rest. Weiterhin arbeiten elektrische Triebwerke nur bei einer bestimmten Spannung optimal. Bei DS-1 war das Triebwerk regelbar zwischen 525 und 2300 W Stromverbrauch. Der beste Wirkungsgrad lag bei 2000 W vor. Bei 525 W Leistung betrug der spezifische Impuls nur 18600 m/s. Auch deswegen hatte die Sonde eine Geschwindigkeitsreserve.

Schwer zu berechnen ist das Gesamtgewicht des Ionentriebwerks. Man findet meistens noch das Gewicht des Triebwerks angegeben, das je nach Leistung zwischen 1 und 20 kg liegt. (Deep Space 1: 17.6 kg). Dazu kommt aber noch der Tank (Xenon braucht Drucktanks, analog Gasflaschen die einige Hundert Bar Druck aushalten können und sehr schwer sind), die Leitungen und ein Treibstoffförderungssystem (Pumpe). Das Triebwerk braucht ein Schubgerüst und muss unter Umständen schwenkbar sein. Für diese Strukturen fehlt oft eine Angabe, manchmal findet man wenigstens eine Angabe des Gesamtgewichtes der Anlage.

Die Brenndauer ist errechenbar, wenn man den Treibstoffverbrauch kennt

Brennzeit = Treibstoffmasse / Verbrauch

Kennt man den Verbrauch nicht (so bei DS-1), so kann man ihn aus dem spezifischen Impuls berechnen

Verbrauch = Schub / spezifischer Impuls

Verbrauch = 0.092 N / 31400 N *s / kg

Verbrauch = 2.93 x 10 -6 kg/s

Um die 81.5 kg Treibstoff zu verbrennen muss das Triebwerk also

Brennzeit = 81.5 kg / 2.93 x 10 -6 kg/s

Brennzeit = 27.81 Millionen Sekunden

1 Tag hat 86400 Sekunden (60 Sekunden * 60 Minuten * 24 Stunden), dies entspricht also einer Gesamtbetriebsdauer von 322 Tagen.

Stromverbrauch

Elektrische Triebwerke brauchen sehr viel Strom. Bei der heute vorliegenden und auch gesellschaftlich akzeptierten Technologie kann man diesen nur durch Solarzellen decken. Die Alternative kleine Kernreaktoren zu bauen ist heute weder technisch erprobt noch gesellschaftlich akzeptiert. Solarzellen haben heute Wirkungsgrade von 16-23 % und wiegen bei großen Panels etwa 4 kg/m². Bei den meisten Ionenantrieben dürften die Solarzellen genauso viel (oder noch mehr) wiegen wie der Treibstoff und das Triebwerk. So auch bei DS-1.

Die Sonne liefert in Erdnähe 1355 W/m². Bei einem Wirkungsgrad w liefert ein Quadratmeter

L = w * 1355 W/m²

L = 0.225 * 1355 W/m²

L = 304.875 W/m²

Für die 2000 W des Ionentriebwerks (I) braucht man also eine Fläche F von

F = I / L

F = 2000 W / 304.875 W/m²

F = 6.56 m²

Diese haben eine Masse M bei einem Flächengewicht G

M = G * F

M = 4 kg/m² * 6.56 m²

M = 26.24 kg

Der Wirkungsgrad

Die Theoretische Leistung wurde schon definiert als

c = w * 2L / S

c: Ausströmgeschwindigkeit in m/s
w: Wirkungsgrad (0...1)
L: Leistung in Watt
S: Schub in N

Vergleicht man die real vorliegenden Daten mit dieser Vorhersage, so ist der Wirkungsgrad berechenbar. Nimmt man die Bekannten Daten von DS-1 so kommt man auf folgende Berechnung

w = c * S / 2L

w = 31400 m/s * 0.092 N / 2 * 2300 W

w = 0.628

Dies ist ein typischer Wirkungsgrad eines Ionentriebwerks. Diese liegen meist zwischen 50 und 75 %. Der Wirkungsgrad ist meistens um so höher je höher die Ausstromgeschwindigkeit ist. Dies liegt daran, dass man Energie braucht um die Materie zu ionisieren und welche um sie durch Spannungen oder Magnetfelder zu beschleunigen. Die Ionisierungsenergie ist nicht nutzbar und fällt immer an. Je stärker man den Treibstoff beschleunigt desto mehr Energie braucht man dafür und desto kleiner ist der Anteil der Ionisierungsenergie am Gesamtenergieverbrauch.

Der Antrieb der Zukunft

Nach einem langen Dornröschenschlaf finden sich nun immer mehr Anwendungen von elektrischen Triebwerken. Hughes bietet als Alternative zur chemischen Lageregelung auch eine Lageregelung mit Xenon Triebwerken an. Die Raumsonde Deep-Space 1 setzte als erste Raumsonde elektrische Triebwerke ein.

Sie wird nicht die letzte sein. Die nächsten Starts kommen von europäischen Sonden: Smart-1 eine Mondsonde und BepiColombo ein Merkur Orbiter. Auch andere Missionen die der ESA vorgeschlagen wurden aber keine Finanzierung erlangten wie Solar Orbiter basierten auf elektrischen Antrieben.

Seit 2016 werden Ionenantriebe genutzt um geostationäre Satelliten von der GTO in die GEO Bahn zu bringen. Dies dauert etwa 5-9 Monate. Da schon vorher Ionentriebwerke für die Lageregelung eingesetzt wurden spricht man nun von "All Electric" Satellites. Die etwa 2,2 t schweren Satelliten von Boeing haben in etwa dieselbe Leistung wie ein sonst 4 t schwerer Satellit, da dieser rund 46% seienr Masse als Treibstoff braucht um in den Orbit zu gelangen. Nach wie vor werden aber die Satelliten in eine GTO-Bahn entlassen. Gegenüber dem Transfer vom LEO in den GEO hat diese Bahn den vroteil das man nicht so lange im Van Allen Strahlungsgürtel ist, der Solararrays und Elektronik schädigen kann.

Raumsonden mit Ionenantrieben

Deep Space 1

Ziel: Erprobung neuer Technologien, darunter dem Ionenantrieb. Passage an einem Planetoiden

Antrieb: 1 Triebwerk Typ NSTAR.

Ergebnis: Das Ionentriebwerk wurde bis zum nahezu vollständigen Verbrauch des Treibstoffs betrieben. Es ermöglichte eine Missionsverlängerung und die Passage am Kometen Borelly, nachdem bei der Passage des Asteroiden Braille aufgrund eines Ausfalls eines anderen Systems keine Daten gewonnen wurden.

SMART-1

Ziel: Erprobung des Ionenantriebs als einzigem Antrieb für interplanetare Reise und Einfang in die Gravisphäre. Beobachtung des Erdmondes

Antrieb: 1 Triebwerk PPS-1350

Ergebnis: Die bessere Performance des Ionenantriebs erlaubte eine Missionsverlängerung von 6 auf 20 Monate. Der Verlust an Leistung bei der Passage der Van Allen Gürtel war geringer als erwartet.

DAWN

Ziel: Reise zu Ceres und Vesta. Einschwenken in Orbits um die beiden Planetoiden

Antrieb: 3 Triebwerke NSTAR

Ergebnis: Hohe Leistung des Ionenantriebs erlaubte flexibles Startfenster. Dies rettete die Mission nachdem die NASA die Entwicklung im Januar 2006 für 3 Monate stoppte.

ARTEMIS

Ziel: Erprobung neuer Technologien, darunter des Ionenantriebs zur Bahnregulation.

Antrieb : 2 x UK-10 und 2 x RIT-10

Ergebnis: Satellit wurde in einer unplanmäßigen 600 x 31000 km anstatt 600 x 36000 km Bahn ausgesetzt. Ein 10 Monate dauernder Betrieb der RIT-10 Triebwerke konnte den Satelliten trotzdem auf seine Zielbahn bringen. Ohne den Ionenantrieb wäre die Mission gescheitert.

Links:

Übersicht der Daten verschiedener Ionenantriebe

Bedeutung der Energie für die Ionenantriebe

Artikel zuletzt geändert am 10.6.2016


© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
Sitemap Kontakt Neues Impressum / Datenschutz Hier werben / advert here Buchshop Bücher vom Autor Top 99