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RTG und Ionentriebwerke

Einleitung

Denkt man an den Einsatz von Ionentriebwerken, so denkt man zuerst einmal an Missionen im inneren Sonnensystem, innerhalb von Jupiter. In der Tat war man damit schon sehr erfolgreich:

  1. Deep Space 1 flog an Borelly und Wild vorbei, veränderte ihren Orbit massiv, nur mit Ionentriebwerken
  2. Dawn wird in einen Orbit um Vesta und Ceres einschwenken. Diese Mission über 10 Jahre wäre ohne Ionentriebwerke praktisch nicht möglich
  3. Bepi Colombo nutzt Ionentriebwerke um Merkur zu erreichen und die Reisezeit massiv zu verkürzen.

Im äußeren Sonnensystem gibt es sehr viele Ziele, doch um sie zu erreichen muss man sehr hohe Geschwindigkeiten erreichen. Selbst wenn man an Jupiter vorbeifliegen kann, was je nach Stellung der Objekte nur alle 11-20 Jahre möglich ist. Daher hat man inzwischen auch bei der NASA sich Gedanken um Raumsonden gemacht die Ionentriebwerke einsetzen, aber RTG als Stromquelle nutzen. Diese Pläne laufen unter dem Stichwort Radioisotope Electric Propulsion (REP)

Was braucht man?

Nun zum einen braucht man leichtgewichtige Raumfahrzeuge. Die NASA hält die Technologie heute dafür ausreichend. New Horizons wiegt z.B. trocken 401 kg und hat 6 Experimente an Bord. Denkbar wären noch kleinere Raumsonden mit Kombinationsinstrumenten. Wesentliche Einschränkungen sind heute die recht kleinen Sendeantennen und leistungsschwache Sender mit einer geringen Datenrate. Das könnte man verbessern, wenn man in das K Ban übergeht. Auch dies erprobt die NASA schon seit Jahren bei den Raumsonden, hat sich wegen der großen Abhängigkeit der signalstärke von der Luftfeuchtigkeit allerdings noch nicht entschließen können eine Raumsonde nur mit K Band Sendern auszustatten.

Das nächste sind kleine Ionentriebwerke. Die heutigen Ionentriebwerke des Typs NSTAR auf Dawn und Deep Impact basieren auf Modellen für Kommunikationssatelliten. Bei diesen übernehmen sie die Kontrolle des Orbits. Kommunikationssatelliten haben sehr viel Strom zur Verfügung und Raumsonden im inneren Sonnensystem ebenfalls durch leichtgewichtige und effiziente Solarzellen. Für Raumsonden braucht man kleinere Ionentriebwerke im Sub-Kilowattbereich, optimaler weise von 500-750 Watt Leistung. Man kann die Leistung von größeren Ionentriebwerken zwar herunter regeln, doch dann sinkt auch ihr Wirkungsgrad.

Man arbeitet derzeit an Ionentriebwerken die bei 500 W Leistung mit allen Subsystemen etwa 6 kg wiegen, 20 mN Schub haben und einen spezifischen Impuls von 16000-35000 m/s. aufweisen. Da eine Hochspannungsanlage mehrere Düsen versorgen kann ist ein System mit 8 Triebwerken nur 18.1 kg schwer. Der Vorteil mehrerer Triebwerke ist, dass man einzelne abschalten kann wenn man nicht genügen Strom für alle hat, anstatt alle herunterkurbeln und dabei an Wirkungsgrad zu verlieren.

Das Hauptproblem sind heute die RTG. Das verwendete Plutonium ist sehr teuer. Ein GPRS kostet wenn er wiederaufbearbeitet wird etwa 65 Millionen US-$, ein neuer sogar 90 Millionen US-$. Das Plutonium aus US Reaktoren kostet etwa 10 Millionen US-$ pro Kilo, importiertes aus Russland nur 2 Millionen US-$ pro Kilo. Ein GPHS hat 9.7 kg davon und erzeugt 285 Watt elektrische Leistung aus 4450 Watt thermischer Leistung. Die GPHS werden noch deutlich teurer werden, denn die derzeitigen verwenden größtenteils billiges russisches Plutonium.

Doch selbst mit russischem Plutonium ist es eine sehr teure Quelle. Kein Wunder, dass man versucht die Stromaufnahme einer Raumsonde so klein wie möglich zu machen. New Horizons kommt z.B. mit nur 192 Watt aus. Eine Verbesserung sind Sterling Motoren als Stromwandler. Derartige Typen werden derzeit erprobt. Sie sind nicht leichtgewichtiger, d.h. die Stromausbeute pro Kilo Masse ist nicht besser, doch sie benötigen weniger Plutonium für dieselbe Leistung. Sie geben 102 W Strom pro Kilo Plutonium ab gegenüber 29 bei den konventionellen Konstruktionen. 100 Watt Leistung kosten dann also nur noch 10 Million für das Plutonium anstatt 34 Millionen.

Vorteilhaft ist auch die geringere Abnahme der Leistung um 0.86 % pro Jahr gegenüber 2.3 % bei konventionellen RTG. Allerdings ist das Gewicht der RTG noch zu hoch. Es liegt bei 5 Watt/kg, für Missionen muss es auf über 8 Watt/kg steigen. Es scheint möglich dies auch mit Stirling Motoren zu erreichen, sogar Werte von 10 W/kg sind möglich.

Anwendung 1: Reduktion der Startmasse

New Horizons und andere Raumsonden haben größere Mengen an Hydrazin Treibstoff für Kurskorrekturen an Bord. Anders als Sonden die zu künstlichen Satelliten werden, sind keine großen Manöver in kurzer Zeit erforderlich. Daher könnte man mit Ionentriebwerken diese vollführen. Dazu muss man nicht einmal sehr viel Leistung benötigen, denn es geht um kleine Geschwindigkeiten von etwa 200-400 m/s im ganzen. Es eicht die normale Leistung die sowieso zur Verfügung steht aber im interplanetaren Teil der Reise, wenn Experimente und Sender nicht aktiv sind nicht benötigt werden.

Hier ein Rechenbeispiel: New Horizons wiegt beim Start 478.4. kg, davon sind 77 kg Hydrazin und da Tank und Triebwerke auch etwas wiegen, dürfte die Sonde ohne sie etwa 380 kg wiegen. Ein Ionentriebwerk mit etwa 6 kg Treibstoff würde dasselbe leisten und wiegt nur 12 kg. Man spart also 86.4 kg oder 18 % der Startmasse ein. Das macht einen Start mit einer Atlas 431 oder 531 möglich, spart 30 Millionen Dollar. Das macht bei den Gesamtprojektkosten von 723 Millionen nicht viel aus. Aber es ist ein Anfang.

Um die etwa 400 m/s an Geschwindigkeit zu erreichen braucht ein Ionentriebwerk mit 50 Watt Leistung nur etwa 800 Tage, da die Raumsonde sehr leicht ist und 50 Watt brauchen in etwa auch die Instrumente, sind diese also nicht aktiv so steht diese Leistung zur Verfügung.

Anwendung 2: Zusätzliche Beschleunigung

Das leitet einen schon zur nächsten Anwendung über: Wenn man nun ein Ionentriebwerk laufend betreibt anstatt nur kurze Zeit, so kann man mit einer viel geringeren Startgeschwindigkeit starten. Dazu eine kleine Rechnung mit etwas mehr verfügbarem Strom (der dann auch leistungsfähigere Sender oder anspruchsvollere Experimente ermöglicht). Mit 150 Watt verfügbarer Leistung und einem Betrieb über 7 Jahren kann man die Sonde um 4000 m/s beschleunigen.

Und damit hat man eine Reduktion der Startgeschwindigkeit von 16.9 auf 12.9 km/s. Damit aber reicht eine Delta 2 in der 7925 Normalkonfiguration zum Start der Sonde - mit einer Reduktion der Startkosten um rund 150 Millionen US-$ !!! Die Sonde ist dann mit 425 kg Startmasse immer noch leichter als New Horizons 2.

Als Alternative kann man auch denken die gleiche Trägerrakete zu nehmen und durch die höhere Geschwindigkeit die Reisezeit zu reduzieren. In diesem Fall wäre eine Reduktion um ein Jahr möglich.

Anwendung 3: Völlig neue Möglichkeiten

SondenmasseDie NASA ging jedoch noch weiter und untersuchte Raumfahrzeuge welche einen Ionenantrieb zu massiven Kursänderungen nutzen. Untersuchungen zeigen, dass es nicht sinnvoll ist, das Ionentriebwerk beim Start einzusetzen, und wenn nur um wenig Geschwindigkeit aufzunehmen. Man braucht also nach wie vor eine große Trägerrakete zum Start. Ander sieht es im äußeren Sonnensystem aus, wo man mit den RTG dann abbremst und sogar in einen Orbit eintreten kann.

Allerdings braucht man dazu wirklich neue Technologien. Die NASA untersuchte Raumfahrzeuge mit Leistungsdaten von 100-150 kg/kW. Heute möglich sind 300 kg/kW. Das bedeutet, das ein System aus Triebwerk, RTG etwa 100-150 kg wiegt wenn die Leistung 1 kW beträgt, während es heute 300 kg sind. Man muss also praktisch die Masse halbieren bis Dritteln.

Eine Studie ging von folgenden Voraussetzungen aus:

ReisezeitenBasierend auf diesen Randdaten wurden einige Missionen untersucht. Trägerrakete war jeweils eine Atlas 551 mit einer Star 48V Oberstufe, also dieselbe Trägerrakete wie New Horizons. Die Trajektorien unterscheiden sich je nach Mission. Bei Jupitermissionen nutzt man den Antrieb gleich nach dem Start um das Perihelion anzuheben und nimmt dann später Geschwindigkeit auf um leichter in einen Orbit einzutreten.. Bei Saturn gibt es erst eine Freiflugphase und dann hebt man dann Perihelion an.

Bei Uranus und anderen Zielen weiter außen im Sonnensystem gibt es nach dem Start eine kurze Beschleunigungsphase um einen hyperbolischen Kurs zu bekommen und die Reisezeit zu reduzieren. Es folgt dann eine Freiflugphase und zuletzt die Abbremsphase in der in einen Orbit eingeschwenkt wird.

Für die äußern Planetenwird zunehmend mehr Triebstoff benötigt. Es gibt dann abzuwägen welche Leistung man einsetzt und wie viel die Raumsonde selbst wiegt. Bei der Leistung ist dies noch relativ einfach. Trägt man die Reisezeit gegen den verfügbaren Strom aus, so gibt es bei jedem Planeten einen "Knick" bei 500-1000 W Leistung, ab dem mehr verfügbare Leistung die Reisezeit nur wenig ändert.

Etwas anders sieht es bei der Masse der Raumsonde aus. Je weiter man ins Sonnsystem hinaus geht desto stärker steigt die Reisezeit mit steigender Masse des Raumschiffes an.

Mission 1 : PARIS

PARIS (Planetary Access with Radioisotope Ion-drive System) ist die erste angedachte Mission zu einem realtiv nahen Ziel: Den Trojanern. das sind Asteroiden, welche die Sonne in Jupiterentfernung umkreisen, aber von diesem etwa 60 Grad in der Bahn verschoben.

Die Leistungsdaten basieren auf RTG mit 8W/kg.

Startdatum 18.8.2009
Startfenster alle 13 Monate
Ankunftsdatum 1.11.2014
bei 624 Hektor
Reisezeit 4.2 Jahre
Aufenthaltszeit 1 Jahr pro Objekt
Startmasse 983 kg
Nutzlast 50 kg
Trockenmasse 530 kg
Treibstoff 453 kg
Trägerrakete Atlas 551 + Star 48V
Startgeschwindigkeit C3=121.6 km²/s²
Geschwindigkeitsänderung durch REP 8.3 km/s
Strombedarf 900 W
Leistungsdichte 8W/kg

Weitere Asteroiden könnten besucht werden pro Objekt wird eine Reisezeit / Beobachtungszeit von einem Jahr gerechnet. Die wissenschaftliche Ausrüstung bestände aus einer Weitwinkel und Telekamera, ein UV-Vis-IR Spektrograph, Neutronen und Gammastrahlenspektrometer und ein Plasma / Energiereiche Teilchen Spektrometer. Eine wissenschaftliche Nutzlast bis zu 50 kg wäre möglich.

Bei einer Reduktion der Startmasse auf 650 kg (natürlich korrespondierend mit einer Nutzlast von 33 kg käme man auch mit 6 W/kg aus, was mit etwa verbesserten GPHS möglich wäre.

Mission 2: Orbiter um Saturn, Uranus, Neptun und Pluto.

die wohl wissenschaftlich interessantesten Missionen sind Orbiter um die großen Gasplaneten, zumal jeder von Ihnen ein Minisonnensystem in Form von vielen Monden hat. Zu Saturn kommt man noch in annehmbarer Zeit mit chemischem Treibstoff. Bei Uranus und Neptun benötigt man viel Treibstoff wenn man erträgliche Reisezeiten haben möchte.

Zum Saturn (Titan Orbiter)

Raumfahrzeug 127 kg 167 kg 207 kg 267 kg 307 kg
Antrieb Trockenmasse 34 kg 34 kg 34 kg 34 kg 34 kg
REP Trockenmasse 126 kg 128 kg 129 kg 130 kg 131 kg
Treibstoff 144 kg 154 kg 164 kg 178 kg 188 kg
Startmasse 431 kg 483 kg 533 kg 610 kg 660 kg
Geschwindigkeit c3 175 km²/s² 169 km²/s² 162 km²/s² 154 km²/s² 149 km²/s²
Reisezeit 5.1 Jahre 5.4 Jahre 5.6 Jahre 6.0 Jahre 6.2 Jahre
spezifischer Impuls 27000 26600 26400 26100 25900
Geschwindigkeitsänderung 10.7 km/s 10.1 km/s 9.5 km/s 8.9 km7s 8.5 km/s

Bei Saturn ist noch kein großer Vorteil bei der Reisezeit gegeben. Bei chemischem Antrieb benötigt man ebenfalls 6 Jahre um zum Saturn zu gelangen. Die Nutzlast ist jedoch beim chemischen Antrieb höher und liegt bei 1180 kg Startmasse oder etwa 700 kg Orbitmasse. Allerdings kann der REP die angegebene Nutzlast auch in einen Titan Orbit befördern, was mit dem chemischen Antrieb nicht möglich ist.

Zum Uranus (Titania Orbiter)

Raumfahrzeug 127 kg 167 kg 207 kg 267 kg 307 kg
Antrieb Trockenmasse 34 kg 34 kg 34 kg 34 kg 34 kg
REP Trockenmasse 133 kg 134 kg 135 kg 137 kg 138 kg
Treibstoff 200 kg 216 kg 229 kg 248 kg 258 kg
Startmasse 494 kg 552 kg 606 kg 686 kg 737 kg
Geschwindigkeit c3 167 km²/s² 161 km²/s² 154 km²/s² 146 km²/s² 141 km²/s²
Reisezeit 8.6 Jahre 9.05 Jahre 9.48 Jahre 10.07 Jahre 10.4 Jahre
spezifischer Impuls 30500 30000 29800 29500 29500
Geschwindigkeitsänderung 15.6 km/s 14.7 km/s 13.9km/s 13.0  km/s 12.5 km/s

Bei Uranus gibt es schon eine deutliche Reduktion der Reisedauer, die bei chemischen Antrieb bei etwa 12 Jahren liegt (für eine Bahn mit minimalem Treibstoffverbrauch). In einen Orbit um Titania kann man bei Uranus mangels massereicher Monde praktisch nur mit REP Antrieb eintreten.

Zum Neptun (Triton Orbiter)

Raumfahrzeug 127 kg 167 kg 207 kg 267 kg 307 kg
Antrieb Trockenmasse 34 kg 34 kg 34 kg 34 kg 34 kg
REP Trockenmasse 135 kg 136 kg 137 kg 139 kg 139 kg
Treibstoff 220 kg 235 kg 247 kg 262 kg 267 kg
Startmasse 515 kg 572 kg 625 kg 702 kg 749 kg
Geschwindigkeit c3 164 km²/s² 158 km²/s² 152 km²/s² 145 km²/s² 140 km²/s²
Reisezeit 11.6 Jahre 12.2 Jahre 12.8 Jahre 13.7 Jahre 14.2 Jahre
spezifischer Impuls 34500 34100 34100 34200 34400
Geschwindigkeitsänderung 18.8 km/s 17.8 km/s 16.9 km/s 15.7  km/s 15.0 km/s

Bei Neptun gibt es keine Alternative zum REP Antrieb. Da die Reisedauer bei chemischen Antrieb bei etwa 30 Jahren liegt (für eine Bahn mit minimalem Treibstoffverbrauch). Es gibt auch weitergehende Konzepte die Lander auf Triton und Atmosphärenkapseln mit einschließen. Für Uranus und Neptun gibt es als Alternative noch die Möglichkeit ein Sonnensegel einzusetzen und die Sonde zuerst zur Venus zu schicken um Fahrt aufzunehmen und einen zusätzlichen Schubs durch die Venus zu bekommen. Am Zielplanet würde dann durch Aerocapture abgebremst. Verglichen mit dem REP Antrieb muss man dafür mehr Technologien neu entwickeln und kann am Zielplanet zwar Vorbeiflüge an den Monden durchführen, doch nicht in einen Orbit einschwenken. Für Pluto und andere Objekte ohne Atmosphäre ist dieses Verfahren nicht anwendbar.

Zum Pluto

Raumfahrzeug 127 kg 167 kg 207 kg 267 kg 307 kg
Antrieb Trockenmasse 34 kg 34 kg 34 kg 34 kg 34 kg
REP Trockenmasse 134 kg 136 kg 137 kg 138 kg 139 kg
Treibstoff 218 kg 232 kg 244 kg 257 kg 262 kg
Startmasse 513 kg 569 kg 622 kg 696 kg 743 kg
Geschwindigkeit c3 164 km²/s² 158 km²/s² 152 km²/s² 145 km²/s² 140 km²/s²
Reisezeit 12.3 Jahre 13.0 Jahre 13.7 Jahre 14.7 Jahre 15.3 Jahre
spezifischer Impuls 36000 35800 35800 36200 36600
Geschwindigkeitsänderung 19.5 km/s 18.5 km/s 17.5 km/s 16.3  km/s 15.7 km/s

Pluto kann von einer Vorbeiflugsonde praktisch nur während einiger stunden untersucht werden. Eine eingehende Kartierung ist nur für eine Hälfte möglich. Ein Orbiter bringt hier erheblich mehr Daten und ist viel effizienter als eine Vorbeiflugsonde wie New Horizons.

Mission 3: Chariklo Orbiter

Chariklo ist ein etwa 225 km großer Planetoid der in einem mittleren Abstand von 15.87 AU zwischen Saturn und Uranus seine Kreise zieht. Ein Vorbeiflug nach 15 Monaten am Asteroiden 8317 Eurysaces wäre möglich. Die Reisedauer hängt sehr stark von dem Startdatum ab, da der Orbit von Chariklo  sehr exzentrisch ist. Am schnellsten geht es 2012 (9.8 Jahre) am längsten dauert die Reise 2032 (14.6 Jahre). Von 2015-2017 gibt es die Möglichkeit einen Trojaner zu erkunden, wobei die beste Lösung für bei dem Vorbeiflug an 8317 Eurysaces besteht

Startdatum 2016
Startfenster alle 13 Monate
Ankunftsdatum 2027
bei 10199 Chariklo
Reisezeit 10.2 Jahre
Aufenthaltszeit 1 Jahr
Startmasse 1135 kg
Nutzlast 85 kg
Trockenmasse 785 kg
Treibstoff 350 kg
Trägerrakete Atlas 551 + Star 48V
Startgeschwindigkeit C3=112 km²/s²
Strombedarf 750 W
Spezifischer Impuls 21000-25000

Mission 4: Chiron Orbiter

Chiron ist der erste der Zentauren, einer Planetoidenklasse zu der auch Chariklo gehört. Er ist etwa 200 km groß und hat eine sehr elliptische Bahn zwischen Saturn und Uranus. Auch hier könnte man auf dem Weg den Planetoiden 8317 Eurysaces  passieren. Dies wäre beim einem Start 2019 möglich. Die Reisezeit nimmt bis 2045 auf 5.9 Jahre ab. Die Möglichkeiten einen der 4 oder L5 Planetoiden zu besuchen gibt es bei Starts um 2030 und 2050 herum ebenfalls.

Startdatum 2019
Startfenster alle 13 Monate
Ankunftsdatum 2030
bei 10199 Chariklo
Reisezeit 11.6 Jahre
Aufenthaltszeit 1 Jahr
Startmasse 1200 kg
Nutzlast 85 kg
Trockenmasse 660 kg
Treibstoff 540 kg
Trägerrakete Atlas 551 + Star 48V
Startgeschwindigkeit C3=102.6 km²/s²
Strombedarf 750 W
Spezifischer Impuls 14400-21000

Chancen

Betrachtet man die Raumsonden genauer, so gibt es eine Reihe von Gemeinsamkeiten: Die meisten Konzepte gehen von Stirling RTG mit einer Leistung von 750 W für den Antrieb bei 94 kg Gewicht aus, erreichbar durch Stirling Motoren mit etwa 25 % Effizienz (man benötigt dann wegen der höheren Effizienz nur etwa 70 % des Plutoniums eines heutigen GPHS RTG, womit sich die hohen Kosten für das Plutonium wieder etwas relativieren).

Die Ionentriebwerke werden als Cluster betrieben, da man bislang etwa 3-4 Jahre Lebensdauer pro Triebwerk erreicht hat und so mehrere Düsen nacheinander einsetzen kann. Das Zusatzgewicht ist nicht besonders hoch s liegt bei 1.8 kg pro Düse. So unterscheiden sich die Konzepte für verschiedene Orbiter zu Saturn-Pluto trotz unterschiedlichen Raumfahrzeugen von 126 bis 306 kg Masse nur um 13 kg (126-139 kg). Dies liegt vor allem am Trockengewicht der Xenontanks, da die Geschwindigkeitsanforderungen unterschiedlich ist.

Damit sollte es eigentlich möglich sein einen standardisierten Sondentyp zu bauen. Die Anpassung an unterschiedliche Geschwindigkeitsanforderungen (die bei den skizzierten Missionen zwischen 8.3 und 15.7 km/s für eine schwere Sonde liegen) kann man erreichen indem man 4 Xenon Tanks vorsieht und dann je nach Mission 2,3 oder 4 nimmt und diese wenn es nötig ist dann noch partiell befüllt (das ist da Xenon ein Gas ist recht einfach).

Die eigentliche Raumsonde könnte auf New Horizons basieren. New Horizons wiegt ohne RTG und ohne chemischen Treibstoff etwa 325 kg, das kommt den 307 kg für die Entwürfe oben schon nahe. Chemischer Treibstoff ist nicht nötig, denn auch im Orbit kann man noch REP einsetzen. Kursänderungen von 200 m/s pro Jahr erfordern bei einem spezifischen Impuls von 30.000 etwa einen Betrieb an 40-50 Tagen im Jahr. Das ist etwa 15 % der gesamten Zeit.

Die Anforderungen im äußeren Sonnensystem sind hinsichtlich der thermischen Anforderungen identisch, auch die Ziele sind weitgehend identisch: Entweder sind es Gasplaneten oder Eismonde. Beide Ziele profitieren von einer Karma und einem abbildenden Spektrometer. Für die Gasplaneten könnte man noch an Staubdetektoren, Plasmawellen und Teilchendetektoren und Magnetometer als Instrumente denken. Eismonde oder Asteroiden würde man eher mit einem Gammastrahlen und Neutronenspektrometer und einem Radar untersuchen.

So gäbe es die Chance einen einheitlichen Sondentyp mit zwei Instrumentensuite zu bauen und diesen Typ für verschiedene Missionen einzusetzen, die man nacheinander startet. Es gäbe dadurch natürlich ein enormes Einsparpotential. Europa könnte sich beteiligen indem sie eine Ariane 5 als Trägerrakete stellt, die deutlich preiswerter als eine Atlas 551 ist. eine Star 48V Oberstufe benötigt man aber in jedem Fall. Andere Alternativen wäre die H-2A und zumindest für die Missionen mit kleineren Sonden auch eine Proton.

Eine Raumsonde die in einen Orbit um einen Asteroiden einschwenken will benötigt noch ein chemisches Antriebssystem, da durch die kleine Gravitation man nur sehr schwer sich einfangen lassen kann (Bei einem Gasplaneten kann man dies recht einfach, da man langsam Geschwindigkeit bei der Annäherung aufnimmt und diese leicht durch einen Antrieb reduzieren kann. Zudem sind selbst stark elliptische Orbits durch die hohe Gravitation recht stabil).

Für die Mission zu den Trojanern wurde schon eine genauere Planung vorgenommen. Hier eine Masssenbilanz:

System Gewicht
Instrumente 48.1 kg
Lagekontrolle Bestimmung und Veränderung 46.3 kg
Kommando, Kontrolle und Kommunikation 71.3 kg
Strukturen 67.5 kg
Thermalkontrolle 25.0 kg
Antriebssystem 93.6 kg
Raumsonde 351.8 kg
5 SRG für 750 W Leistung 94 kg
Ionenantrieb und Zusatzsysteme 28.2 kg
Treibstoff 182 kg
Margin an Treibstoff 34 kg

Einige Eckdaten der Sonde:

Instrumente:

Verwendet werden Stirling RTG mit einer Effizienz von 25 % beim Wandeln thermischer in elektrische Energie und 8W/kg Leistung zu Missionsende. Beim Start stehen 828 Watt Leistung zur Verfügung. Zu Missionsende nach 10 Jahren noch 720 Watt. Während des Betriebs des REP werden die Raumfahrtsysteme bis auf die unbedingt notwendige Systeme heruntergefahren und brauchen nur noch 60 Watt an Strom. Ansonsten benötigt das Raumfahrzeug 450 Watt an Strom.

Der Ionenantrieb hat einen Energieverbrauch von 750 Watt im Normalmodus bei 28.9 mN Schub und 650 Watt im Low-Power Modus bei einem Schub von 25 mN. Die Geschwindigkeitsanforderung beträgt 8.3 kg an das REP, wodurch ein spezifischer Impuls von 26610 m/s resultiert. Die sehr unterschiedlichen spezifischen Impulse in den Missionen erfordern nicht verschiedene Triebwerke. Der spezifische Impuls ist durch die Beschleunigungsspannung einstellbar, nur der Wirkungsgrad variiert. Bei den hier vorgestellten Missionen zwischen 48 und 72 %. Hinsichtlich Reisedauer gibt es für jede Mission einen optimalen spezifischen Impuls der um so höher ist je höher die Geschwindigkeitsanforderung ist.

Hier wurden zwei Triebwerke mit 20 cm Durchmesser untersucht. Andere Missionen basieren auf kleinen Triebwerken von 8 cm Durchmesser. Mehrere kleinere Triebwerke haben den Vorteil, dass man sie immer mit optimaler Leistung betrieben kann und bei weniger Strom einfach eines abschaltet. Allerdings ist das Gesamtsystem dann schwerer - Hier wurden 28.2 kg veranschlagt, bei den 8 cm Triebwerken sind es 34 kg.

Die Datenübermittlung erfolgt über eine conicale Antenne von 2.5 m Durchmesser, erstmals im Ka Band. Damit sind 1.1 GBit/s aus 6 AE Entfernung möglich. Systemdaten werden im X-Band übermittelt und empfangen mit 1.6 KBit/s über die HGA und 120 Bit/s über die LGA. Letztere werden benötigt wenn die Raumsonde weniger als 4 AE von der Sonne entfernt ist, da durch die Ausrichtung der Sonde mit Sonnensensoren auf die sonne, dann die Erde nicht im Sendestrahl der HGA ist. Kontakte sind einmal pro Woche über 6 Stunden möglich.

Zwischengespeichert werden pro Tag 1.25 GByte an Daten auf einen 16 GByte Flash-RAM Speicher, der dann innerhalb von 4 stunden zur Erde übertragen wird.

Die Thermalkontrolle erfolgt passiv. Die Abwärme der Strömwandler für interne Bordspannung und Hochspannung für den Ionenantrieb wird benutzt um das Xenon zu heizen, das bei 165 K kondensiert. Bei 6 AE Entfernung liegen die Temperaturen aber bei etwa 110-20 K.

Die Tanks haben ein Fassungsvermögen von 200 kg Xenon, entsprechend 9 km/s Geschwindigkeitsänderung. Etwa 1 % wird für Lagekontrolländerungen benötigt. Die Lagekontrolle erfolgt durch Star Tracker Kameras wie bei anderen Sonden, kombiniert mit einem eigenen Rechner, damit diese auch funktioniert wenn die Raumsonde selbst inaktiv ist. Dieses Subsystem wiegt etwa 17 kg.

Die Struktur besteht aus einem Würfel. Die Eckpunkte aus Titan von 250 mm länge und 1.67 m Wandstärke und 6 Cyanester Flächen von 2.15 m Kantenlänge und 1mm Dicke. Sie wiegt 18 kg.

I einem Resümee kommen Befürworter zu dem Schluss, dass eigentlich die erforderlichen Technologien entwickelt sind, oder sich in der Entwicklung befinden, man eigentlich nur einmal Geld loseisen müsste für eine erste Sonde. Diese könnte als erstes ziel einen Trojaner anpeilen, da sind die Geschwindigkeitsanforderungen moderater und man benötigt nicht ganz so leichtgewichtige Komponenten. Weitere Missionen könnten dann sukzessive leistungsfähiger werden.

Literatur:

Radioisotope Electric Propulsion for Fast Outer Planetary Orbiters

Radioisotope Electric Propulsion: Enabling the Decadal Survey

ENABLING DECADAL SURVEY SCIENCE GOALS FOR PRIMITIVE BODIES USING RADIOISOTOPE ELECTRIC PROPULSION.

Mission Steering Profiles of Outer Planetary Orbiters Using Radioisotope Electric Propulsion

 RADIOISOTOPE ELECTRIC PROPULSION FOR NEW FRONTIERS CLASS MISSIONS


© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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