Raumcon
Raumfahrt => Konzepte und Perspektiven: Raumfahrt => Thema gestartet von: Klakow am 01. Mai 2013, 18:48:21
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Wie wohl fast alle mitbekommen haben, ist die Sonde Herschel wegen Verbrauchs der Kühlflüssigkeit außer Betrieb gegangen.
Ich frage mich schon lange, warum man da keinen einfachen Schlepper Konstruiert, der in der Lage wäre z.B. dem Teil neue Kühlflüssigkeit zu bringen oder andere Wartungsoperationen durchzuführen.
Die Technologie dazu, ist doch z.B. durch das ATV schon weitgehend vorhanden. Es ist natürlich klar das das Teil auch betankt werden muss,
aber es müsste doch immer noch erheblich billiger sein, mittels Versorgungsflügen als Nutzlast Treibstoff hoch zu bringen, und nicht jedes mal das ganze drumherum auch noch.
Das teil müsste ja nicht sehr massiv aufgebaut sein, selbst ein kleiner Schub ändert die Geschwindigkeit wenn es nur lange genug läuft.
Oder man baut das sogar so auf, das es eine Antriebsplattform gibt die nur in der Lage ist irgendeiner Ladung einen bestimmten Impuls mitzugeben und dann z.B. ein Roboternutzlast die darauf mitreisen kann. Das hätte auch noch den schönen Nebeneffekt das es weniger neuen Müll im Orbit geben würde.
Falls so ein Ding solarelektrisch angetrieben würde, könnte man damit vielleicht sogar den ein oder anderen Satelliten einfangen und Reparieren oder gezielt zum Absturz bringen.
Edit: Threadtiteltypo angepasst. Gruß Pirx
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Ach, wenn das nur alles so einfach wäre.
Man müsste den zu versorgenden Satelliten erst einmal dafür auslegen.
Irgendeine Vorrichtung für Docking oder einfangen und die Tanks so zugänglich das man sie nachfüllen kann.
Das nachfüllen müsste gegen den Tankdruck erfolgen und dieser muss nachher auch noch vorhanden sein damit es funktioniert.
Das ganze macht den Satelliten deutlich komplexer und auch schwerer.
Und dann braucht man noch ein Versorgungsgefährt, von den Fähigkeiten zum Teil so änhlich wie das ATV. Das ist preislich auch nicht gerade ein Schnäppchen.
Ob sich das ganze finanziell unterm Strich lohnt ist fraglich.
Herschel ist ja an einem der L-Punkte, der Aufwand dorthin zu kommen ist nicht ohne.
Es gibt im LEO / GEO genug Satelliten die deutlich einfacher zu erreichen sind und trotzdem wurde diese Idee nie umgesetzt. Stattdessen hat man den Dingern lieber mehr Treibstoff mitgegeben um die Einsatzdauer zu erhöhen.
Wenn in Zukunft jetzt wirklich die "all electric satellites" mit Ionentriebwerken kommen wird das die Einsatzdauer noch weiter erhöhen, und sich ein nachfüllen noch weniger lohnen.
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Alternative wäre noch eine aktive Kühlung, bei der man nicht ein Kühlmittel mitschleppt, das so gut isoliert sein muß, daß es über die Lebensdauer des Satelliten auch kalt bleibt.
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Das Herrschel in einem Lx hängt war mir schon klar und das dies natürlich relativ viel dV bedeutet ist schon klar. Den Ansatz den ich da habe ist ja ein zwei gegliedertes System, einen Schlepper der bis auf ein Kopplungssystem für sich selber und vielleicht so was ähnliches wie eine Befestigungsdeck nur noch Antrieb, Tanks für den Eigenverbrauch, Energieversorgung (Solar/Nuklear), Kommunikationssystem und eine Steuerung enthält.
Das Deck könnte dann mit sehr unterschiedlichen Nutzlasten beladen werden, ob das z.B. in einem Satelliten besteht den man z.B. auf L2 schleppt, oder Versorgungstanks für Treibstoffe usw. und/oder ein Roboter ist eigentlich egal. Ist dann natürlich klar das ein Roboter wenn er für eine Mission nich benötigt wird, irgendwo geparkt werden muss. Anbieten würde sich das vielleicht die ISS.
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Es wird grundsätzlich immer günstiger sein, die Betriebstoffe gleich beim Start mitzugeben.
Bei Herschel ist das Helium aufgebraucht. Das ist in flüssiger Form ein ziemlich spezielles Zeug, wenig geeignet zum Umfüllen im Weltraum. Man erinnere sich auch an das Betankungsexperiment, neulich auf der ISS, das war ein ganz schön langwieriges Gefummel.
Aktive Kühlung wird kein Helium ersetzen können. Helium ist eben die günstigste Möglichkeit, extrem tiefe Temperaturen zu erreichen. Das Problem bei Helium ist weniger die thermische Isolierung, eher muss man die Verluste minimal halten. Flüssiges Helium lässt sich nicht dauerhaft einsperren.
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Beim Thema Helium und Wasserstoff gebe ich dir recht, das Zeug ist sicher sehr schwer händelbar, aber man sollte sich mal überlegen was z.B. Herrschel gekostet hat und jetzt ist er unbrauchbar nur weil kein Kühlmittel mehr drin ist!
Es ist mir natürlich klar, das dies nur dann auffüllbar ist, wenn da von Anfang an jemand daran gedacht hat. Nur eines ist ja wohl klar, falls man einen Schlepper hätte, wäre ein Nachfüllen sicher billiger als ein neuen Satelliten bauen und den in Position bringen.
Eines ist ja wohl klar, den Treibstoff von einem Schlepper und seine Ladung muss man in jedem Fall hochbringen, aber das ganze drumherum wie Triebwerke, Tanks, Kommunikation usw. nicht, die hätte ein Schlepper schon in der Umlaufbahn.
Das mit dem Treibstoff könnte allerdings bei chemischen Antrieben vielleicht ein K.O. Kriterium sein, weil ein Schlepper für seinen Auftrag die Strecke ja zweimal zurück legen muss.
Mit VASIMR dürfte das vermutlich funktionieren, mit einem ISP von 5000s kommt man mit bei 50% Nutzlast auf ein delta V von fast 35km/s.
Im inneren Sonnensystem sollte das auch mit Solarpannels machbar sein.
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Das hört sich an wie eine neue Ausgabe des ewigen Streits über die Wiederverwendbarkeit. Der gesunde Menschenverstand sagt, dass es Sinn machen muss, ein vorhandenes Stückchen Technik weiterzuwenden. Der kühl kalkulierende Ingenieur oder Ökonom rechnet das Ganze durch und kommt zum Schluss, dass es sich eben nicht lohnt.
Ironischerweise macht der einfache "Mann von der Straße" alias "Otto Normalverbraucher" heutzutage in der Regel dasselbe. "Der Fernseher tut es nicht mehr? Weg damit und einen neuen her!" Mobiltelefone werden sogar schon dauerhaft außer Betrieb genommen, nur weil eine neue Generation auf dem Markt ist. So gesehen ist es höchst zweifelhaft, dass sich Konzepte in Sachen Wiederverwendbarkeit bzw. Lebensverlängerung durch Wartung und Reparatur in der Raumfahrt durchsetzen werden.
Apropos Helium: Es wurde bereits diskutiert - das Helium auf der Erde wird allmählich knapp. Von daher wird es bald keine heliumgekühlten Sonden mehr geben.
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Mein Passat, Diesel 90PS Bj96, braucht ca. 5,2L/100km, ok, keine eFensterheber & Klima :'(, aber solange ich für 20.000km/a weniger als 2000€ an Reparaturen brauche bin ich immer noch spot billig unterwegs.
Ist schon klar der Vergleich hinkt aber wenn eine Tankfüllung mehr kostet als das ganze Auto, dann würde ich auch ein neues Auto kaufen.
Mit chemischen Triebwerken haben wir genau diese Situation, das rechnet sich eben eher nicht.
Sobald man ein System hat, wo die Tankfüllung auf einmal nur noch 8% kostet, dann muss ich das neu bewerten.
Sobald ein neues System DEUTLICH billiger ist als ein altes System, rechnet es sich sobald eine Kostengrenze unterschritten ist und jedes % weniger, macht eine Umstellung attraktiver.
2014 soll das VF200 bei der ISS getestet werden, wenn das klappt und man damit jedes Jahr keine Tonnen an Treibstoff mehr braucht, wir auch dem letzten klar werden das dies viel billiger ist.
Man schaue sich nur mal an was ein einziger Flug zur ISS kostet, mit einem ATV sind das soweit ich weiß über 400Mill. $ oder €, vielleicht braucht man dann mehr Sonnenkollektoren, aber die werden nicht über Jahre immer wieder neue brauchen.
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Ja, über die Autovergleiche haben wir schon ganz trefflich gestritten. Hier trotzdem noch einer (auch hinkend!): Wenn du ein Auto (gebraucht, und hier hinkt es) für 3.000 € kaufst und nach ein oder zwei Jahren für eine Reparatur 2.000 € zahlen sollst, überlegst du dir auch, ob du nicht direkt ein anderes kaufst.
Ob das VF200 sich bewähren wird, bleibt abzuwarten. Möglich ist es, dass es nicht richtig funktioniert oder dass es den Orbit nicht stabilisieren kann, weil es wegen der erwünschten Mikrogravitation nicht lange genug laufen darf.
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Ich habe das versucht für die ISS mal nachzurechnen, falls das Teil 4h pro Tag läuft, so bedeutet das bei 288t und 5N Schub das die ISS in 4 Tagen 1m/s gewinnt. Hört sich zwar nach nicht so viel an, bedeutet aber das die ISS nach ca. 30 Tagen von 300km auf 400km steigt. Soweit ich weiß müsste selbst 1h pro Tag ausreichen um die Abbremsung durch die Hochatmosphäre zu verhindern.
Falls der Antrieb ein ganzes Jahr laufen würde, wäre die ISS über 6600km hoch, aber das würde dann doch ganz schön Treibstoff kosten, das müssten etwa 2,9t sein. Für die vielleicht 15m/s die pro Jahr für die ISS nötig sein würden wird wohl nur 90kg sein. Ich habe eben auf der Webseite von Astra gelesen die bei dem System ein Akku verbaut ist der für 15min die 200kW liefern kann.
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Möglich ist es, dass es nicht richtig funktioniert oder dass es den Orbit nicht stabilisieren kann, weil es wegen der erwünschten Mikrogravitation nicht lange genug laufen darf.
Bei durchgehendem Betrieb läge die Beschleunigung für Bahnerhalt bei - geschätzt - 40 Nano-g. Das geht im Rauschen der Mikrogravitation unter. Oder vertu' ich mich hier total?
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Möglich ist es, dass es nicht richtig funktioniert oder dass es den Orbit nicht stabilisieren kann, weil es wegen der erwünschten Mikrogravitation nicht lange genug laufen darf.
Bei durchgehendem Betrieb läge die Beschleunigung für Bahnerhalt bei - geschätzt - 40 Nano-g. Das geht im Rauschen der Mikrogravitation unter. Oder vertu' ich mich hier total?
Ein VX200 hat bekanntlich 5N, das macht bei ca. 288t, 1,77µG.
Aus dem Vergleich würde ich sagen dein wert passt.
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Maximal abwegig ist das ganze nicht. Zwar nicht im L2 und auch nicht zum nachtanken.
Aber ich denke mal die Deos Mission ist schon ein erster schritt in diese Richtung.
http://www.dlr.de/dlr/desktopdefault.aspx/tabid-10081/151_read-5173//year-all/ (http://www.dlr.de/dlr/desktopdefault.aspx/tabid-10081/151_read-5173//year-all/)
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Hallo,
ich bringe diesen Thread mal wieder nach vorne. Durch die Ankündigung der Raumschlepper von Bigelow scheint mir hier etwas Bewegung hineinzubekommen. Weiß jemand ob es schon Studien/Berechnungen gibt ob eine Versorgung von Satelliten mit Helium/Wasserstoff vom Mond aus günstiger wäre als sie aus von der Erde aus hochzuschiessen? Oder gibt es da ggf. einen "Break-even-Point"?
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Maximal abwegig ist das ganze nicht. Zwar nicht im L2 und auch nicht zum nachtanken.
Aber ich denke mal die Deos Mission ist schon ein erster schritt in diese Richtung.
http://www.dlr.de/dlr/desktopdefault.aspx/tabid-10081/151_read-5173//year-all/ (http://www.dlr.de/dlr/desktopdefault.aspx/tabid-10081/151_read-5173//year-all/)
Nun das Bild auf der verlinkten Seite ist hoffe ich mal nicht Zukunftsweisen, sonst wird das problematisch beim Kampfgewicht der beiden Herren recht und links außen.
Ich denke die freuen sich zuerst mal über den Auftrag, leider vermutlich egal was da bei raus kommt.
Ich mag solche Art von Gesten garnicht.
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Leider fast keine technischen Infos.
Von der Sache natürlich gut, aber wenn der Antrieb auf chemischen Treibstoffen beruht, was anhand das Bildes des Systems zu vermuten ist, ist das schon einer Fehlgeburt.
Man schaue sich doch nur einmal das Bild den Satelliten an, für elektrische Antriebe sind die Sonnenpanel viel zu klein.
Wenn das wirklich was werden soll, braucht man eine Tankstelle im All, z.B. an der ISS angedockt und das Ding braucht wirklich große und leichte Sonnenkollektoren und ich denke VASIMR, alles andere braucht viel zu viel Treibstoff.
Am besten 200kW mit 5,7N Schub bei einem ISP von 50km/s oder 2,85N bei 100km/s. Wo da das Optimum liegt muss natürlich durch gerechnet werden, aber eines ist sicher, bestimmt nicht bei chemischen Antrieben. Das kann doch wirklich nicht mehr so kompliziert sein heute, die ganze Technikbasis ist doch wohl vorhanden?
Anstatt den Schrott abstürzen zu lassen, könnte man das Zeug auch zusammen Parken, vielleicht bekommt man dann in 100 Jahren einen Schrottmond zusammen?
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Ich sehe die Probleme weniger auf der technischen Seite. Ja, freilich muß man sich einig werden, wie man den Satelliten o.a. so ausrüstet, daß er "anfaßbar/fixierbar" wird. Ja, Nachtanken ist schwierig, aber auch hier ist es eine Frage der Planung und des kaufmännischen Rechnens und nicht der Technik.
Probleme wird die Bahnmechanik machen. Ein Raumschlepper, mit dem man Aufträge abarbeitet, indem man mal hierhin, mal dahin fliegt, wird noch solange SF sein, bis man wesentlich (!) bessere Triebwerke hat, mit denen man wirklich mit Power die Bahn/Route wechseln kann in einer Zeit, wo sich der Aufwand rechnet.
Rechnen heißt hier -
- wie schnell kann ich einen Sat erreichen. Es nutzt nix, mit den derzeitigen Mitteln unter krampfhafter Ausnutzung von optimalen Bahnen in vielen Tagen zu einem L-Punkt o.ä. zu kommen. Denn dann -
- muß ich auch ein kerniges Lebenserhaltungssystem in den Schlepper einbauen, plus Reserven. Da wird der Schlepper größer und ..... Spirale ....
- wie schnell komme ich zurück zu einer hoffentlich vorhandenen Station mit allen Möglichkeiten des Refresh für Mensch und Maschine.
- Einen Schlepper, der brauchbar ist, kann noch kein Land mal eben aus dem Boden stampfen. Selbst die Russen mit einem kleinen Vorsprung nicht. Wie ist es also mit der internationalen Zusammenarbeit? Wird jedes Land den Schlepper dann mieten können? Wie ist es mit Satelliten, die man aber weniger gern "besuchen" lassen würde?
Vermutlich gibt es noch viel mehr Fragen. Oder aber ich sehe zu schwarz. ;)
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Wieso einen bemannten Schlepper für Arbeiten im erdnahen Raum? Ich denke bis zum GEO sind das unter 300ms, das ist zwar etwas lästig, aber das kann noch vom Boden aus gesteuert werden. Da mit dem Antrieb sehe ich als eigentlich schon gelöst, VASIMR+200kW Photovoltariksystem. Wieviel Masse das Teil hätte weiß ich leider nicht, aber ich denke unter 10kg/kWsollte erreichbar sein, das wären dann 2t für die Energieversorgung und für den Rest vielleicht nochmals 3t. Vielleicht mit Treibstoff usw. zusammen 11,4t?
Bei 5,7N macht das dann: 1,8m/s pro Stunde
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Wieso einen bemannten Schlepper für Arbeiten im erdnahen Raum?
Ja dafür braucht man freilich keinen. Bzw. das könnte ein "richtiger" Raumschlepper nebenbei mit abfackeln in komplizierten Notfällen.
Vlt sollte man auch das Gerät eher unter Servicefahrzeug einstufen, Raumschlepper ist ja vlt nicht exakt.
Naja ist eh in 50 Jahren noch nicht zu sehen, glaub ich. Die Entwicklung könnte dann evtl. soweit sein, aber die Bedingungen zur Verwirklichung schwinden von Jahr zu Jahr...
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Das sehe ich nicht so, falls Astra 2015 wirklich ein VASIMR VF200 für die ISS liefert, das gut funktioniert und die USA wirklich dadurch 150Millionen Dollar pro Jahr an Kosten für den ISS Lift spart, wird das sehr viel schneller gehen.
Wo soll den da das Problem sein, es gibt nach meinen Informationen schon Systeme die von Hand geführt Roboter steuern können, wo soll den da das Problem sein zwei Roboter-Arme von der Erde aus zu steuern?
Das komplizierteste daran ist nur eines und zwar die Gelenke Vakuum dicht zu bekommen, der Rest geht in unter zwei Jahren.
Mich würde noch nicht mal wundern wenn unsere Roboterhersteller eh schon Vakuum dichte Typen haben, schließlich gibt es sowas wie Vakuum bedampfen usw.
Nicht das dies nichts Kostet, aber gehen tut das sicher relativ leicht. Falls man den Roboter auf eine Schienenkonstruktion drauf setzen kann und er in der Lage daran entlangzufahren, könnte man ihn vielleicht sogar dazu benutzen die Schlepperteile aus Einzelteilen zusammen zu bauen.
Wenn man das gut macht, könnte der Knabe helfen mittels hoch transportierten Teilen nicht nur den Schlepper und seinen Aktionsbereich darauf auszudehnen, sondern auch helfen wertere Schlepper und andere Space Komponenten zusammen zu bauen.
Macht man das geschickt, könnte man mit sowas weit mehr machen, als Satelliten abzuschleppen.
Die Frage ist ja nicht eine Maschine zu haben mit Traktorstrahlen, sondern ein Gerät, das sich im All langsam beschleunigend, mit relativ wenig Treibstoffmasse, bewegen kann. Dinge aufnehmen und mit beschleunigen kann. Montage und Demontagearbeiten vornehmen kann und vielleicht auch noch an dem Schlepper selber rumschrauben kann.
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Da mit dem Antrieb sehe ich als eigentlich schon gelöst, VASIMR+200kW Photovoltariksystem. Wieviel Masse das Teil hätte weiß ich leider nicht,
Was Ihr immer alles als schon gelöst anseht....
Was meinst Du denn wie groß (und damit welche Masse) ein Solargenerator mit 200kW sein wird?
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Was meinst Du denn wie groß (und damit welche Masse) ein Solargenerator mit 200kW sein wird?
Eben. Dazu sind ja auch anständige Pufferbatterien zu rechnen, besonders bei Betrieb unter wechselnden Bedingungen. Dazu kommt die Spannweite/Ausdehnung der dafür nötigen Zellen. So ein Gerät kann man nicht andauernd hin und her beschleunigen. Was für ein Servicefahrzeug wohl sein muß. Denn da ist Zeit auch Geld.
Deshalb meine finstere Prognose, daß da erstmal entscheidende Fortschritte bei Triebwerken kommen müssen und daß es trotzdem vlt 50 Jahre dauert.
Was die Roboterarbeit betrifft - ich vermute mal, wenn man sich die Robotermontage richtig durchrechnet und dabei nicht nur den rein vor sich hinwerkelnden Roboter sieht, könnte das erschreckenderweise genauso teuer gestalten wie ein EVA-Betrieb. Es wird wohl ein gemischter Betrieb vorerst ökonomischer sein.
Man sollte da auch trennen : Ein Raumschlepper ist was Anderes als ein Servicefahrzeug. Einen Schlepper sehe ich ähnlich wie Klakow - eine (zum Beispiel) Fernraumsonde aufnehmen und mit einem Vasimir o.ä. beschleunigen und dann wieder domoi und bereit für das Nächste. Denn an der Sonde genügt ein kleinerer Antrieb für die "Arbeit draussen". Allerdings nicht mit Solarzellen als Versorgung.
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Das mit den Solarzellen ist wie ich mal kurz gegooglet habe, ohne weiteres möglich. Man suche nur mal nach leichten Solarmodulen, da kommt einiges.
Es gibt Typen die sind gerade mal 0,05mm dick. Die Masse bei den Teilen kommt dann wohl vor allem von der Verkabelung, und den Trägern, die Module selber sind sehr leicht.
Derzeit kommt man auf 20,8% Wirkungsgrad, mit einer geschätzten Masse von max. 3kg/L Kollektormaterial, komme ich auf 0,15kg/m2 und bei der Solarkonstante von 1,4kW/m2, komme ich auf eine Masse von ca. 2kW/kg für die Module alleine. Falls man es hin bekommt, sowas als breite Rollen herzustellen (am besten 5m) und man macht das so das man die Verkabelung über die Ränder macht, könnte man es hin bekommen eine Leistung von vielleicht sogar 1kW/kg hinzu bekommen. Die Stromspeicher die man dann noch benötigt, wären für maximal 1h wenn man im Erdschatten weiter beschleunigen muss.
Für was braucht man den dann noch große Batterieleistungen? Mit so einem System könnte man auch 5MW haben. Mit größeren Triebwerken lässt sich dann ein Schub von 132N realisieren.
Setzt man mal 10t für leere Tanks+Triebwerke+Solarmodule_auf_Trägern an, bekommt man 47,5m/s pro Stunde an Geschwindigkeitszunahme.
Mit 5t Nutzlast+5t Treibstoff sind das immer noch 570m/s pro Tag!
Für was soll man denn da noch 50 Jahre warten?
Die einzige Frage ist, wie man sowas auf dicken Rollen von mehreren Metern Breite herstellen kann, nicht ob.
Das ausrollen könnte man z.B. durch so was ähnliches wie bei einer aufblasbaren Luftschlange machen. Nachdem das Teil aufgerollt ist, verpasst man ihm eine Gitterstruktur und einer Mechanik zum ausrichten. Mit solchen Verfahren kann man auch locker große Massen von 200t vom LEO zum Mars beschleunigen. Damit kommt man mit mehr als 130t am Mars an, inklusive dem Abbremsen ohne die Marsatmosphäre.
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Ohje, ich weiß gar nicht wo ich da anfangen soll. Sei mir nicht böse, aber auf Basis von zusammengegoogelten Daten irgendwelcher terrestrischer Solarmodultechnik läßt sich keine Raumfahrt betreiben. Da gibt es Randbedingungen (Temperatur, Strahlung, UV, mechanische Belastungen beim Start) die so trivial nicht sind. Da kann man keine Dünnschichtmodule aus dem Labor mal eben auf flexible Folie gießen und hoffen, daß das funktioniert. Das tuts ja noch nichtmal im kommerziellen Maßstab hier unten....
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Wir sollten hier wirklich trennen zwischen Raumschlepper für Beschleunigen von Frenraumkörpern und R.f.Servicedienstleistungen (s.Überschrift) Beides in Einem geht glaub ich nicht. Vlt sollten wir Letzteres "Raum-Traktor" nennen ;)
Sowas Ähnliches hier ;D
Nur kräftiges Triebwerk und einen Truss, wo dann je nach Aufgabe die von Klakow empfohlenen Roboter drangeschraubt werden ;)
(http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/e/e1/RS09-124_1.jpg)
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Ein Solarzellenmodul der ISS bringt eine Leistung von 25 kW über etwa 60% einer Erdumkreisung und wiegt 17 t. Natürlich benötigt man Energiespeicher und Struktur für die Zellen und die sind deutlich schwerer.
VASIMR ist eine noch unerprobte Technologie, die sicherlich noch viele Verbesserungen/Anpassungen benötigt, bis sie für einen Dauerbetrieb geeignet ist. Da gibt es andere elektrische Antriebe, die weiter entwickelt sind. Allerdings noch nichts in dem nötigen Leistungsbereich.
Man wird also auf chemische Antriebe setzen und hin und wieder ein Tankmodul rauf bringen müssen.
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Ein Solarzellenmodul der ISS bringt eine Leistung von 25 kW über etwa 60% einer Erdumkreisung und wiegt 17 t. Natürlich benötigt man Energiespeicher und Struktur für die Zellen und die sind deutlich schwerer.
VASIMR ist eine noch unerprobte Technologie, die sicherlich noch viele Verbesserungen/Anpassungen benötigt, bis sie für einen Dauerbetrieb geeignet ist. Da gibt es andere elektrische Antriebe, die weiter entwickelt sind. Allerdings noch nichts in dem nötigen Leistungsbereich.
Man wird also auf chemische Antriebe setzen und hin und wieder ein Tankmodul rauf bringen müssen.
Das VASIMR noch unerprobt ist stimmt natürlich, leider gibt es da auch keine Informationen über Langzeitstabilität und auch keinen Versuch im Orbit bis heute.
Ich hoffe das dies 2015 endlich auf der ISS gemacht wird.
Ob kommerzielle Technologie für den Weltraum geeignet sind, oder modifiziert werden kann weiß ich leider auch nicht. Aber vielleicht ist das wie bei SpaceX, man arbeitet vielleicht nur noch nicht intensiv genug. 17t für 25kW ist einfach grottenschlecht.
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Ein Solarzellenmodul der ISS bringt eine Leistung von 25 kW über etwa 60% einer Erdumkreisung und wiegt 17 t. Natürlich benötigt man Energiespeicher und Struktur für die Zellen und die sind deutlich schwerer.
Das ist aber schon ein überaus schweres Modul.... :o
Zum Vergleich, Junos Solarzellenmodul generiert in Erdnähe 18 kW, hat etwa 60 m^2 Fläche und wiegt gute 350 Kg. Und das ist eher robust ausgelegt und wegen Strahlenschutz nicht so energieeffizient wie heute möglich.
Davon ausgehend bräuchte man für einen 200 kW VASIMR etwa 670 m^2 Fläche bei sagen wir mal 4000 Kg Masse. Ok, bisschen mehr wird für etwas mehr Struktur hinzukommen, aber sicher nicht soviel wie bei den ISS-Modulen. Batterien bräuchte man doch nicht unbedingt, auf der Nachtseite läuft das Triebwerk halt nicht, dann dauert es halt ein wenig länger, aber mit zunehmender Bahnhöhe wird der Aufenthalt in der Nachtseite doch immer kürzer.
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und wegen Strahlenschutz nicht so energieeffizient wie heute möglich.
Wie kommst Du denn auf dieses dünne Brett?
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Folgende Links geben eventuell etwas mehr Aufschluss zu heutigen Solarzellenkapazitäten (in der Raumfahrt). Die Solarflächen der ISS sind längst nicht die Messlatte.
Silizium hat in der Raumfahrt schon längere Zeit weitgehend ausgedient, wird aber noch verwendet. Gallium-Arsenid ist wohl auch nicht mehr Stand der Technik als vielmehr Triple-Junction-Zellen (die für Heimanwendungen auf der Erde (noch) eher teuer sind).
In Verbindung mit sogenannten Konzentratorzellen (ebenfalls auf der Erde bereits erhältlich) ist zukünftig durchaus noch Luft nach oben.... :), was die Leistung pro Kilogramm angeht: Der Weltrekord für Konzentratorzellen kommt mit einem Wirkungsgrad von 44,7% übrigens aus Deutschland und wird gehalten vom Fraunhofer Institut für solare Energien. Dass die NASA bereits über Konzentartorzellen nachdenkt bzw. schon eingesetzt hat, sieht man u.a in folgender Präsentation:
http://archive.asertti.org/events/fall/2011/presentations-workshop/Landis.pdf (http://archive.asertti.org/events/fall/2011/presentations-workshop/Landis.pdf)
In der Präsentation finden sich auch sehr anschauliche bzw. ernüchternde Graphen zur Verstaubung von Solarflächen auf dem Mars.
Etwas ausführlicher wird das Thema Solartechnik schließlich in folgendem Buchkapitel behandelt:
http://www.kepu.dicp.ac.cn/photo/07sl02/Handbook%20of%20Photovoltaic%20Science%20and%20Engineering/10.%20Space%20Solar%20Cells%20and%20Arrays.pdf (http://www.kepu.dicp.ac.cn/photo/07sl02/Handbook%20of%20Photovoltaic%20Science%20and%20Engineering/10.%20Space%20Solar%20Cells%20and%20Arrays.pdf)
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Silizium hat in der Raumfahrt schon längere Zeit weitgehend ausgedient, wird aber noch verwendet. Gallium-Arsenid ist wohl auch nicht mehr Stand der Technik als vielmehr Triple-Junction-Zellen (die für Heimanwendungen auf der Erde (noch) eher teuer sind).
Zur Info: Die derzeit üblicherweise in der Raumfahrt verwendeten Zellen sind TJ GaAs Zellen...
In Verbindung mit sogenannten Konzentratorzellen (ebenfalls auf der Erde bereits erhältlich) ist zukünftig durchaus noch Luft nach oben.... :), was die Leistung pro Kilogramm angeht: Der Weltrekord für Konzentratorzellen kommt mit einem Wirkungsgrad von 44,7% übrigens aus Deutschland und wird gehalten vom Fraunhofer Institut für solare Energien.
Man muß "bloß" noch das Problem des Pointings und der Kühlung in den Griff bekommen....
Dass die NASA bereits über Konzentartorzellen nachdenkt bzw. schon eingesetzt hat,
Hat Boeing auch, mit fatalen Folgen...
Es gibt durchaus Entwicklungen hin in Richtung flexible Trägersubstrate, die man wie einen Schirm zusammen- und entfalten kann; bislang werden solche Strukturen allerdings eher selten eingesetzt. In Verbindung mit Konzentratorzellen sind diese auch nicht ohne weiteres einsetzbar.
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http://archive.asertti.org/events/fall/2011/presentations-workshop/Landis.pdf (http://archive.asertti.org/events/fall/2011/presentations-workshop/Landis.pdf)
In der Präsentation finden sich auch sehr anschauliche bzw. ernüchternde Graphen zur Verstaubung von Solarflächen auf dem Mars.
Etwas ausführlicher wird das Thema Solartechnik schließlich in folgendem Buchkapitel behandelt:
http://www.kepu.dicp.ac.cn/photo/07sl02/Handbook%20of%20Photovoltaic%20Science%20and%20Engineering/10.%20Space%20Solar%20Cells%20and%20Arrays.pdf (http://www.kepu.dicp.ac.cn/photo/07sl02/Handbook%20of%20Photovoltaic%20Science%20and%20Engineering/10.%20Space%20Solar%20Cells%20and%20Arrays.pdf)
Danke für die Links.
Die Daten zur Verstaubung finde ich allerdings überraschend gut. Maximal gut 20% Verlust durch Staub sind viel besser als ich gedacht hätte. Seite 55 des ersten Dokuments.
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Zur Info: Die derzeit üblicherweise in der Raumfahrt verwendeten Zellen sind TJ GaAs Zellen...
Hab ich denn was anderes behauptet?
Man muß "bloß" noch das Problem des Pointings und der Kühlung in den Griff bekommen....
Sicher gibt es noch eine Menge Hürden zu nehmen. Hab ja nirgendwo erwähnt, dass demnächst Solarflächen mit 44% Wirkungsgrad im Weltraum zum Einsatz kommen. Nur wo aktuell die Messlatte sitzt und die ist deutlich höher als bei Si oder "reinen" GaAs-Zellen.
Hat Boeing auch, mit fatalen Folgen...
Und nur weil kryogene Treibstofftanks aus Kompositmaterialien beim Venture Star fehlgeschlagen sind, wird man das Material nie mehr wieder dafür verwenden, oder wie darf ich die Aussage verstehen?
Es gibt durchaus Entwicklungen hin in Richtung flexible Trägersubstrate, die man wie einen Schirm zusammen- und entfalten kann; bislang werden solche Strukturen allerdings eher selten eingesetzt. In Verbindung mit Konzentratorzellen sind diese auch nicht ohne weiteres einsetzbar.
Eine flexibles Trägersystem kann doch ebenfalls aus Triple Junction Zellen aufgebaut werden. Konzentratorzellen auf der Erde verwenden meist Fokussierungslinsen, der NASA-Ansatz lediglich konzentrierende Spiegel. Weshalb sollten Dünnschichtzellen nicht in Kombination mit Konzentratoren einsetzbar sein?
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Sicher gibt es noch eine Menge Hürden zu nehmen. Hab ja nirgendwo erwähnt, dass demnächst Solarflächen mit 44% Wirkungsgrad im Weltraum zum Einsatz kommen. Nur wo aktuell die Messlatte sitzt und die ist deutlich höher als bei Si oder "reinen" GaAs-Zellen.
Naja, Meßlatte ist alles relativ. Da muß man schon zwischen Labor und Produktion unterscheiden, nicht alles was im Labor geht läßt sich (noch) in der Serie leicht herstellen und auch bezahlen. Ich erwarte nicht, daß in den nächsten 5 Jahren ein Quantensprung beim Wirkungsgrad erfolgt, derzeit ist man in der Serie bei ca. 28%, Zellen mit 30% werden derzeit untersucht (zumindest der Stand in Europa). Auch bei Emcore ist man in etwa bei diesen Leistungswerten.
Hat Boeing auch, mit fatalen Folgen...
Und nur weil kryogene Treibstofftanks aus Kompositmaterialien beim Venture Star fehlgeschlagen sind, wird man das Material nie mehr wieder dafür verwenden, oder wie darf ich die Aussage verstehen?
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Nein, die Aussage ist so zu verstehen, daß nicht alles, was einfach erscheint, es auch tatsächlich ist.
Es gibt durchaus Entwicklungen hin in Richtung flexible Trägersubstrate, die man wie einen Schirm zusammen- und entfalten kann; bislang werden solche Strukturen allerdings eher selten eingesetzt. In Verbindung mit Konzentratorzellen sind diese auch nicht ohne weiteres einsetzbar.
Eine flexibles Trägersystem kann doch ebenfalls aus Triple Junction Zellen aufgebaut werden.
Natürlich, steht ja auch nix gegenteiliges da.
Konzentratorzellen auf der Erde verwenden meist Fokussierungslinsen, der NASA-Ansatz lediglich konzentrierende Spiegel. Weshalb sollten Dünnschichtzellen nicht in Kombination mit Konzentratoren einsetzbar sein?
Terrestrisch sicher kein Problem; das Problem ist wie schon erwähnt das "pointing"; wenn die Zelle nicht direkt in die Sonne ausgerichtet ist, wird das Licht "daneben" fokussiert, und wenn die Konzentierung hoch genug ist, zeigt das schon mal feurige Resultate. Zitat "wer mit Konzentratorzellen im Labor noch nie ein Feuer hatte, hat nicht genug geforscht" ;) Der andere Punkt ist, daß man dann die Zellen gut kühlen muß. Ist beides terrestrisch machbar, aber selbst da mit Aufwand (und Risiko) verbunden.
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Naja, Meßlatte ist alles relativ. Da muß man schon zwischen Labor und Produktion unterscheiden, nicht alles was im Labor geht läßt sich (noch) in der Serie leicht herstellen und auch bezahlen. Ich erwarte nicht, daß in den nächsten 5 Jahren ein Quantensprung beim Wirkungsgrad erfolgt, derzeit ist man in der Serie bei ca. 28%, Zellen mit 30% werden derzeit untersucht (zumindest der Stand in Europa). Auch bei Emcore ist man in etwa bei diesen Leistungswerten.
Bitte vergiss doch die kommerziellen Zellen. Gerade hier liegt in meinen Augen das Missverständnis, Solarzellen wurden in der Raumfahrt bereits eingesetzt, lange bevor irgendeine Serienreife auf der Erde vorhanden war. Neben vielen weiteren Vorteilen ist auch darin der Grund zu sehen, dass schon sehr lange GaAs-Zellen im All zum Einsatz kamen, während diese kostentechnisch auf der Erde schlicht unwirtschaftlich waren. Der Kostenanteil der Photovoltaik eines Raumflugkörpers fällt aber im Vergleich zu den Gesamtkosten über Bord. Es spielt daher wenn überhaupt eine sehr viel kleinere Rolle, ob man Labormuster zum Einsatz bringt.
Nein, die Aussage ist so zu verstehen, daß nicht alles, was einfach erscheint, es auch tatsächlich ist.
Da stimm ich dir zu.....sonst wären wir heute schon ganz woanders.
Natürlich, steht ja auch nix gegenteiliges da.
Dann sorry, habe deinen Beitrag da falsch interpretiert....
Terrestrisch sicher kein Problem; das Problem ist wie schon erwähnt das "pointing"; wenn die Zelle nicht direkt in die Sonne ausgerichtet ist, wird das Licht "daneben" fokussiert, und wenn die Konzentierung hoch genug ist, zeigt das schon mal feurige Resultate. Zitat "wer mit Konzentratorzellen im Labor noch nie ein Feuer hatte, hat nicht genug geforscht" ;) Der andere Punkt ist, daß man dann die Zellen gut kühlen muß. Ist beides terrestrisch machbar, aber selbst da mit Aufwand (und Risiko) verbunden.
Das kommt meines Erachtens nach schwer auf die Methode an. Fakt ist natürlich, dass derartige Zellen nachgeführt werden müssen, aber das gilt für die ISS-Panele ja auch. Radiatives Kühlen ist immer ein großes Problem, aber wenn das schon bei Solarzellen nicht in den Griff zu bekommen ist (z.B: wird das ja auf der ISS mit ammoniakzirkulierenden Kühlflächen genahdhabt), wie soll ein Raumschlepper dann die massiv höhere Verlustwärme eines "heißen" elektrischen Antriebs im Format eines VASIMRs erst loswerden? Die Antriebe haben doch auch nur einen Wirkungsgrad von um die 60%. Folglich wird der Rest der zum Betrieb notwendigen elektr. Leistung direkt in Wärme umgewandelt.
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und wegen Strahlenschutz nicht so energieeffizient wie heute möglich.
Wie kommst Du denn auf dieses dünne Brett?
Die Panels sind ein paar Zehntel Millimeter dick mit Zinnoxid beschichtet um gegen die harte Strahlung in Jupiterumgebung abzuschirmen. Das reduziert natürlich auch die Durchlässigkeit für das wirksame Licht.
PS: Es geht auch ein wenig netter als "Wie kommst Du auf diese dünne brett?"... ::)
EDIT: Ich hatte bei meiner ursprünglichen AUssage auch gemeint aber wohl vergessen explizit zu erwähnen dass die Solarpanels nicht nur wegen Strahlenschutz etwas weniger effektiv sind sondern auch etwas schwerer als normal notwenig sind da erstens die Sonde stark rotiert und die Panels robuster gebaut sein müssen und zweitens ein Solarpanel am Ende ein Instrument (Magnetometer glaub ich) trägt. So hat das Solarmodul auch etwas weniger W/kG als heute möglich.
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Konzentratorzellen halte ich wegen der Bildung von Hot-Spots im All für ungeeignet, weil man die Wärme nur über Abstrahlung los wird.
Si-Mono- und Polykristalline Zellen halte ich war für besser, aber immer noch schlecht, wegen ihrem starken Temperaturkoeffizient.
Soweit ich weiß sind Dünnschicht Si-Zellen da viel unempfindlicher. Ob man in der Lage ist hocheffiziente Zellen auf z.B. GaArs Basis, als Dünnschichtmodule herzustellen und was das dann kostet, weiß ich leider nicht.
Die Frage ist letztendlich nicht, der Wirkungsgrad der Zellen, sondern die Leistung/Kilogramm für das Gesamtsystem.
Selbst wenn man wie in meiner Rechnung dargestellten 5MW/132N hätte, müsste die Struktur ja nur die 132N abfangen können
und seien wir doch mal realistisch, selbst 500N ist sehr sehr wenig für eine wie immer geartete Gitterstruktur.
Ich denke doppelte eine Rahmenkonstruktion in Form wie "TT" mit abgespannten Seilen ähnlich einer Hängebrücke wo die Zellenbahnen zwischen den senkrechten T-Strichen befestigt sind, ist statisch sehr stabil und mit wenig Materialmasse konstruierbar.
Ein Trägermaterial gibt es ja wohl schon, die ISS hat zumindest ein Segel mit dünnem Material das offensichtlich geeignet ist.
Mein Ziel wäre zweimal die Größe eines Fußballfeldes, bei gut 25% Wirkungsgrad hätte man 5MW zur Verfügung, aber selbst 50MW halte ich für machbar.
Damit schiebt man dann auch 500t aus dem LEO zum Mars.
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und wegen Strahlenschutz nicht so energieeffizient wie heute möglich.
Wie kommst Du denn auf dieses dünne Brett?
Die Panels sind ein paar Zehntel Millimeter dick mit Zinnoxid beschichtet um gegen die harte Strahlung in Jupiterumgebung abzuschirmen. Das reduziert natürlich auch die Durchlässigkeit für das wirksame Licht.
PS: Es geht auch ein wenig netter als "Wie kommst Du auf diese dünne brett?"... ::)
EDIT: Ich hatte bei meiner ursprünglichen AUssage auch gemeint aber wohl vergessen explizit zu erwähnen dass die Solarpanels nicht nur wegen Strahlenschutz etwas weniger effektiv sind sondern auch etwas schwerer als normal notwenig sind da erstens die Sonde stark rotiert und die Panels robuster gebaut sein müssen und zweitens ein Solarpanel am Ende ein Instrument (Magnetometer glaub ich) trägt. So hat das Solarmodul auch etwas weniger W/kG als heute möglich.
Sorry, meine Formulierung war ja nicht bös gemeint. Über den Juno kann ich nichts sagen weil ich mich mit dessen Eigenheiten nicht beschäftigt habe. Im Allgemeinen ist es jedoch so, daß die Zellen in der Raumfahrt per se schon weitgehend strahlungstolerant sind, das Deckglas hat noch eine UV Beschichtung drauf und das wars dann schon. Mag natürlich sein daß der Juno "normale" Zellen hat. Im allgemeinen sind jedoch Geschichten wie auch die radpacks für Elektronik zwiespältig zu bewerten; man reduziert einerseits etwas die Hintergrundstrahlung die auf dem die noch ankommt, handelt sich aber auch Nebeneffekte ein....
Zoe
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Bitte vergiss doch die kommerziellen Zellen. Gerade hier liegt in meinen Augen das Missverständnis, Solarzellen wurden in der Raumfahrt bereits eingesetzt, lange bevor irgendeine Serienreife auf der Erde vorhanden war. Neben vielen weiteren Vorteilen ist auch darin der Grund zu sehen, dass schon sehr lange GaAs-Zellen im All zum Einsatz kamen, während diese kostentechnisch auf der Erde schlicht unwirtschaftlich waren. Der Kostenanteil der Photovoltaik eines Raumflugkörpers fällt aber im Vergleich zu den Gesamtkosten über Bord. Es spielt daher wenn überhaupt eine sehr viel kleinere Rolle, ob man Labormuster zum Einsatz bringt.
Vielleicht wirklich ein Mißverständnis; aber auch wenn in der Raumfahrt im Vergleich zu terrestrischen Anwendungen die Produktionsmengen eher homöopathisch sind, auch hier muß man zwischen Labormustern und Produktionszellen unterscheiden.
Das, über das in Konferenzen, Tagungen und Publikationen als neue Rekordwerte berichtet wird, ist nicht das, was Du z.B. bei AZUR oder Emcore kaufen kannst. Deren Produktionszellen sind eben auch "kommerzielle" Produkte wenn Du so willst, aber eben für Raumfahrt und nicht für terrestrische Anwendungen.
Zoe
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und wegen Strahlenschutz nicht so energieeffizient wie heute möglich.
Wie kommst Du denn auf dieses dünne Brett?
Die Panels sind ein paar Zehntel Millimeter dick mit Zinnoxid beschichtet um gegen die harte Strahlung in Jupiterumgebung abzuschirmen. Das reduziert natürlich auch die Durchlässigkeit für das wirksame Licht.
PS: Es geht auch ein wenig netter als "Wie kommst Du auf diese dünne brett?"... ::)
EDIT: Ich hatte bei meiner ursprünglichen AUssage auch gemeint aber wohl vergessen explizit zu erwähnen dass die Solarpanels nicht nur wegen Strahlenschutz etwas weniger effektiv sind sondern auch etwas schwerer als normal notwenig sind da erstens die Sonde stark rotiert und die Panels robuster gebaut sein müssen und zweitens ein Solarpanel am Ende ein Instrument (Magnetometer glaub ich) trägt. So hat das Solarmodul auch etwas weniger W/kG als heute möglich.
Sorry, meine Formulierung war ja nicht bös gemeint. Über den Juno kann ich nichts sagen weil ich mich mit dessen Eigenheiten nicht beschäftigt habe. Im Allgemeinen ist es jedoch so, daß die Zellen in der Raumfahrt per se schon weitgehend strahlungstolerant sind, das Deckglas hat noch eine UV Beschichtung drauf und das wars dann schon. Mag natürlich sein daß der Juno "normale" Zellen hat. Im allgemeinen sind jedoch Geschichten wie auch die radpacks für Elektronik zwiespältig zu bewerten; man reduziert einerseits etwas die Hintergrundstrahlung die auf dem die noch ankommt, handelt sich aber auch Nebeneffekte ein....
Zoe
Ich weis nicht genau was du mit "normale" Zellen meinst. Juno verwendet GaAs-Zellel, das Deckglas ist einerseits mit UV-Schutz beschichtet andererseits mit dem Strahlenschutz (Zinnoxid). Die Zellen müssen einerseits bei 0,8 AE Abstand funktionieren sowie auch beu Jupiterdistanz wo nur noch 3% soviel Licht von der Sonne ankommt. Ausserdem eben die harte Strahlenbelastung in Jupiternähe.
Was ich grundsätzlich meinte ist dass heutige Solarzellen die auch schon in der Raumfahrt im Einsatz sind deutlich leichter und leistungsstärker sind als das was an der ISS verbaut ist. Juno war ja nur ein Beispiel. Mit ein wenig Entwicklungsarbeit sollte es also von Seiten der Photovoltaik möglich sein einen 200 kW VASIMR anzutreiben und dabei nicht zu schwer zu werden.
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Was ich grundsätzlich meinte ist dass heutige Solarzellen die auch schon in der Raumfahrt im Einsatz sind deutlich leichter und leistungsstärker sind als das was an der ISS verbaut ist. Juno war ja nur ein Beispiel. Mit ein wenig Entwicklungsarbeit sollte es also von Seiten der Photovoltaik möglich sein einen 200 kW VASIMR anzutreiben und dabei nicht zu schwer zu werden.
Häng Dich doch nicht an der Masse einer Einzelzelle auf; nur mal als grobes Beispiel, wenn Du die Masse einer Zelle um 1 Gramm reduzieren würdest, kämst Du bei einem typischen Comsat Generator auf eine Massenersparnis von vielleicht 20 kg.
Vergiß nicht, daß Du noch die Strukturen, Mechanismen, Dioden, Kabel(!), Stecker, Deckgläser brauchst; der Drive Mechanismus wiegt auch noch ordentlich etwas.
Es ist verlockend, die Strukturen durch leichtere (idR flexible) Träger zu ersetzen, aber bislang hat sich das noch nicht so recht durchgesetzt da die Schwierigkeiten doch nicht trivial sind. Ich würde mir punkto Massenersparnis eher in diese Richtung was erwarten, allerdings hast Du dann natürlich einen recht weichen und schwingungsfreudigen Generator, das mögen auch nicht alle Systeme.
Ich glaube, inzwischen sind wir zum Thema Spacetraktor schon etwas OT abgedriftet...
Zoe
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Was ich grundsätzlich meinte ist dass heutige Solarzellen die auch schon in der Raumfahrt im Einsatz sind deutlich leichter und leistungsstärker sind als das was an der ISS verbaut ist. Juno war ja nur ein Beispiel. Mit ein wenig Entwicklungsarbeit sollte es also von Seiten der Photovoltaik möglich sein einen 200 kW VASIMR anzutreiben und dabei nicht zu schwer zu werden.
Häng Dich doch nicht an der Masse einer Einzelzelle auf; nur mal als grobes Beispiel, wenn Du die Masse einer Zelle um 1 Gramm reduzieren würdest, kämst Du bei einem typischen Comsat Generator auf eine Massenersparnis von vielleicht 20 kg.
Vergiß nicht, daß Du noch die Strukturen, Mechanismen, Dioden, Kabel(!), Stecker, Deckgläser brauchst; der Drive Mechanismus wiegt auch noch ordentlich etwas.
Es ist verlockend, die Strukturen durch leichtere (idR flexible) Träger zu ersetzen, aber bislang hat sich das noch nicht so recht durchgesetzt da die Schwierigkeiten doch nicht trivial sind. Ich würde mir punkto Massenersparnis eher in diese Richtung was erwarten, allerdings hast Du dann natürlich einen recht weichen und schwingungsfreudigen Generator, das mögen auch nicht alle Systeme.
Ich glaube, inzwischen sind wir zum Thema Spacetraktor schon etwas OT abgedriftet...
Zoe
Du hast recht, wir sind schon etwas OT, nur noch eine kleine letzte Anmerkung von mir. Nun ich häng mich ja net an der Masse der Einzelzellen auf sondern zeige mit meinem Beispiel eines kompletten Systems auf das heute einfach mehr geht. Das einzige was bei so einem Raumschlepper noch hinzukommen würde wäre der Schwenk/Nachführmechanismus der Solarpanels.
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Ich glaube, inzwischen sind wir zum Thema Spacetraktor schon etwas OT abgedriftet...
Ich bin sowieso dafür, daß wir sauber trennen (vlt. sogar threadmäßig) zwischen Traktor für den erdnahen Bereich, also nicht nur LEO (z.B. Sat. Reparatur, Sat. versetzen, ISS, Weltraumschrott) und Schlepper (z.B. zum Anschieben von Sonden und vielleicht (!) Raumschiffe zum Mars)
Die Diskussion immer unter dem Aspekt, daß man Dinge erfährt, anhand deren man eigene falsche Ideen korrigieren kann, sofern man da keine Sperre im Hirn hat. ;) Und ein bissel SF sollte erlaubt sein ....
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Die Masse/kW des Solarsystems ist für Flüge im inneren Planetensystem fest immer gleich bedeutend, für Missionen ins äusere Sonnensystem aber nicht, weil man zwar erstmal rausbeschleunigen kann, aber aussen halt die Leistung für solch hohen Energiebedarf wohl kaum Solar gedeckt werden kann.
Ein schlechtes Verhältnis kW/Masse hat ja nichtnur auf die mögliche Beschleunigung einfluß, sondern man muss braucht auch mehr Treibstoff und der muss auf absehbare Zeit halt vom Erdboden erstmal in ein LEO gehoben werden.
Man kann, je nachdem wie klein man das Verhältnis Masse/kW bekommt, ausrechnen was für ein optimalen ISP man bei VASIMR einstellen müsste, damit man ein optimum zwischen Beschleunigungszeiten zum Nutzlastverhältnis herauskommt. Man kann das auch grafisch als Diagramme mit dem Verhältnis deltaV/Treibstoffmasse bei konstanter Beschleunigung berechnen.
Optimal wäre es natürlich wenn man Solarsysteme mit sehr kleiner Masse herstellen könnte, so das man VASIMR-Triebwerke immer mit dem höchsten ISP (300km/s?) betrieben könnte. In dem Fall wäre die erzielbare Beschleunigung fast nur noch von dem maximalen Massedurchsatz der Triebwerke abhängig bei einer definnierten Nutzlast. Man könnte dann entweder schnelle Tranfers für Passagiere haben, oder langsamme Systeme aber mit sehr hoher Nutzlast.
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Mein Ziel wäre zweimal die Größe eines Fußballfeldes, bei gut 25% Wirkungsgrad hätte man 5MW zur Verfügung, aber selbst 50MW halte ich für machbar.
Damit schiebt man dann auch 500t aus dem LEO zum Mars.
Sorry für den späten Bezug (sauspäter Feierabend) auf deinen Beitrag. Ich muss aber noch einmal darauf zurückkommen, weil bei vielen, wenn sie auf die elektr. Leistungen eines Raumfahrtsystems zu sprechen kommen, eine Sache der Überlegung zu enteilen scheint:
Wenn ein System 50MW generiert und diese gerade nicht gebraucht werden, muss ergo 50MW mittels Wärme ins All abgestrahlt werden......sonst stimmt was nicht bei der Energieerhaltung.
Jeweils vier Photovoltaik-Paneele der ISS haben einen eigenen PVR (photovoltaic radiator). Dieser wiegt aufgrund des internen Flüssigkeitsröhrensystems schlappe 750kg, hat eine Fläche von knapp 42m² und kann bis zu 9kW abstrahlen. Ähm, viel Spaß beim Ausrechnen der Masse oder der Fläche eines Radiators, der 50MW abstrahlen kann...::). Heißere und somit effizientere Radiatoren müssten anders augebaut sein, wiegen würden die dann aber immer noch was.
Was ich eigentlich sagen möchte: Ohne dass ich ein Konzept sehe, das sehr viel effizienter Wärme abgeben kann, als diese Ammoniakkreisläufe der ISS, kann ich nicht daran glauben, dass Antriebe wie VASIMR oder nukleare Energiequellen hocheffizient betrieben werden können......auch nicht bei einem Raumschlepper.
Man möchte ja nicht mit Endlosflächen rechts und links neben des Raumfahrzeugs durchs All fliegen, oder im erdnahen Orbit operieren. Wenn man tatsächlich einmal höhere Energien bereitstellen möchte (is ja erst einmal egal für was), braucht man definitiv was Neues. Da gab's mal nen interessanten Ansatz (NASA?), der da glaube ich Liquid Droplet Radiator hieß. Lustige Sache.
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@Doc Hoschi
Ich kann mich irren und wenn, dann werden die ISS-Experten mich korrigieren. Die in die ISS-Solarflächen integrierten Kühlflächen dienen der Kühlung der ISS, nicht der Solarpaneele.
Wenn die Energie der Paneele nicht gebraucht wird, dann kann man sie so orientieren, daß sie keine Energie produzieren. Außerdem haben sie so viel Fläche, daß sie selbst Überschußenergie abstrahlen können. So 80% müssen sie wegen ihres eigenen Wirkungsgrades sowieso wieder abstrahlen.
Das Radiatoren-Problem hätte man mit nuklearen Antrieben. Da wird jede Menge Abwärme produziert, die man loswerden muß.
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Hallo Führerschein.
die Radiatorflächen für die eigentliche ISS-Kühlung heißen HRS (heat rejection system), sind bis auf die Abmaße baugleich mit den PVRs. Wenn man sich die ISS auf einem Gesamtbild anschaut, so sind finden sich die vier PVRs direkt an den Solarflächen (Einzelfinger) und die sechs HRS-Panele (zwei Dreierverbünde) im zentraleren Bereich der Station.
So ein HRS-Dreierverbund kann 36kW abstrahlen, wiegt aber auch 3,3t.....:(
Bei den Solarflächen geht es dann auch nicht um die Wärme, die die Solarzellen durch das Sonnenlicht aufnehmen (denn die können tatsächlich wieder über die Fläche gut abgestrahlt werden), sondern vielmehr um die elektrische Energie, die bei Nichtgebrauch wieder über Wärme abgegeben werden muss. Das geschieht direkt vor Ort am Solarausleger ausschließlich über Wärmetauscher und Ammoniakwärmetransport in die PVRs.
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Bei den Solarflächen geht es dann auch nicht um die Wärme, die die Solarzellen durch das Sonnenlicht aufnehmen (denn die können tatsächlich wieder über die Fläche gut abgestrahlt werden), sondern vielmehr um die elektrische Energie, die bei Nichtgebrauch wieder über Wärme abgegeben werden muss. Das geschieht direkt vor Ort am Solarausleger ausschließlich über Wärmetauscher und Ammoniakwärmetransport in die PVRs.
Also ich kann mich ja wahnsinnig irren, die Kühlung brauchen aber meiner Meinung nach nur die Steuerungskomponenten und das nur während Strom abgenommen wird. Solarzellen produzieren doch keinen Strom, wenn man ihn nicht abnimmt, also kein Verbraucher angeschlossen ist. Nur Spannung. Sonst könnte man die dort doch überhaupt nicht installieren, weil die ja sicher nicht komplett mit Kühlung usw. installiert werden. Die müßten doch sonst sofort überhitzen.
Das "Abklemmen" nicht benötigter Solarzellen sollte daher jederzeit möglich sein, natürlich auch das "aus dem Wind drehen" wie oben beschrieben.
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Hallo Kelvin, du hast vollkommen Recht.
Wenn man so drüber nachdenkt, muss das wohl stimmen......bei Solarflächen, die lastabhängig Strom liefern.
Bei Lockheed Martin lässt sich schließlich auch was finden:
The company also produced four photovoltaic radiator assemblies for cooling the current early ISS systems, as well as the ISS photovoltaic electrical power system components
Quelle: http://www.lockheedmartin.com/us/products/HeatRejectionRadiators.html (http://www.lockheedmartin.com/us/products/HeatRejectionRadiators.html)
Also werden hier bei den PVRs die Photovoltaik-Subsysteme im Truss gekühlt.
Dann sind große Solarflächen also letztlich doch fein raus, da keine (!) nicht verbrauchte Energie abgestrahlt werden muss......eben bis auf die Kühlung der Subsysteme. Sorry, da war ich auf dem Holzweg. Bei Antrieben wie VASIMR, die im Betrieb ordentlich Energie benötigen und auch Verlustwärme erzeugen, bleibt das Problem großer Kühlflächen auf jeden Fall bestehen. Im Fall einer nuklearen Energiequelle addiert sich das dann mit deren thermischer Verluste negativ auf. Je mehr Energie die Quelle liefern soll, umso mehr Energie fällt aufgrund des "geringen" Wirkungsgrades zum Abstrahlen ab. Dann wäre eine lastabhängige Energieerzeugung über Solarzellen dort also doch eher erstrebenswert, oder? Abgesehen von der immensen dafür notwendigen Solarfläche.
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Solarzellen produzieren doch keinen Strom, wenn man ihn nicht abnimmt, also kein Verbraucher angeschlossen ist. Nur Spannung. Sonst könnte man die dort doch überhaupt nicht installieren, weil die ja sicher nicht komplett mit Kühlung usw. installiert werden. Die müßten doch sonst sofort überhitzen.
Ja und nein. Die Zellen liefern bei Illumination Ladungsträger, die nun mal irgendwo hin müssen. Beim Voc werden sie extern nicht abgenommen, also werden sie innerhalb der Zelle rekombiniert. Im Normalfall ist das unkritisch, wenn jedoch die Beleuchtungsintensität sehr groß wird (und die Zelle vielleicht auch noch sehr heiß), kann das die Zelle durchaus zerstören.
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Wie so häufig wird es keine allgemeingültige Antwort geben. Im Bereich Erde und vielleicht bis zum Mars können ultraleichte Solarzellenflächen durchaus im Voreil sein. Darüber hinaus, bis zum Jupiter und weiter haben nukleare Energiequellen Vorteile. Günstig wären wahrscheinlich Hochtemperaturreaktoren. Da bleibt der Wirkungsgrad noch erträglich, auch wenn man für bessere Abstrahlung höhere Temperaturen der Abwärme wählt, um die Kühlflächen klein halten zu können.
Eine leichte Aufgabe wird die Konstruktion von Solarzellenflächen nicht. Auch wenn die Beschleunigung niedrig ist, bei Fußballfeld-großen Flächen stelle ich es mir nicht einfach vor. Wahrscheinlich müßten sie im Orbit montiert werden. Ausfalten wie bei herkömmlichen Satelliten wird nicht masse-optimal sein. Aber bei tausendfach gleichen Arbeitsschritten sollte ein geeigneter Montagerobot auch machbar sein.
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Ich denke ihr irrt euch beide, in beiden Fällen.
GaAs kann einiges an Temperatur vertragen und es ist ja nicht nur so, das die elektrisch erzeugte Energie in den Antrieb wandert, sondern ein Teil geht durch weil die Wellenlänge das eben bei dem Material so erfordert, ein weiterer Teil wird reflektiert und der Rest wird über die Fläche (Strahlungsgesetzte) abgestrahlt. Das ist eigentlich kein Problem solange das Material die Temperatur verträgt und der Wirkungsgrad dann nicht gegen NULL geht.
Bei GaAs bin ich mir ziemlich sicher das die auch bei 200°C immer noch hohe Leistung liefern und bei 473K ist es soweit ich weiß NULL Problem auch mehr als 1kW/m2 abzustrahlen.
Schaut euch mal das an:http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/3/35/Best_Research-Cell_Efficiencies.png (http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/3/35/Best_Research-Cell_Efficiencies.png)
derzeit 37% Wirkungsgrad erreichbar!!!
Für Kerntechnische Energieerzeugung ist zumindest bei Hochtemperaturreaktoren das abführen der Wärme sehr einfach. Man betreibt z.B. eine Helium gekühlte Gasturbine und lässt eine relativ hohe untere Temperatur zu.
Hier mal ein paar Zahlen zur abgestrahlten Energie, Carnot Wirkungsgrad bei T=1450°C und Abstrahlfäche bei 35MW und 240MW:
| T[°C] | P[kW] | n[%] | A[m2](35MW) | A[m2](240MW) |
| 50 | 0,62 | 81 | 10.615 | 72.788 |
| 100 | 1,1 | 78 | 6.894 | 47.274 |
| 150 | 1,82 | 75 | 4.728 | 32.418 |
| 200 | 2,84 | 73 | 3.382 | 23.189 |
| 250 | 4,25 | 70 | 2.502 | 17.155 |
| 300 | 6,12 | 67 | 1.903 | 13.046 |
| 350 | 8,55 | 64 | 1.480 | 10.151 |
| 400 | 11,64 | 61 | 1.174 | 8.053 |
| 450 | 15,51 | 58 | 947 | 6.495 |
| 500 | 20,26 | 55 | 775 | 5.315 |
| 550 | 26,01 | 52 | 642 | 4.404 |
| 600 | 32,96 | 49 | 538 | 3.690 |
| 650 | 41,18 | 46 | 455 | 3.122 |
Damit da nicht gleich jemand wieder meckert, diese Zahlen hab ich einfach mal bestimmt um zu sehen in was für Bereichen man sich den bewegt,
also bitte nicht auf die Idee kommen das die Zahlen ja kompletter Mist sind weil es keine Gasturine gibt die bei 1450°C im All zuverlässig arbeitet!!!
Aber eines Zeigt die Tabelle auch noch, falls GaAs mit 200°C gut zurecht kommt, kommt man auch mit 2,84kW abzustrahlender Wärme an den Solarzellen locker hin.
Das bedeutet man kann damit bis auf 75 Millionen km nahe zur Sonne fliegen und die Mehrleistung zur stärkeren Beschleunigung, höherer Nutzlast oder einer Kombination davon nutzen.
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Kurze Statistik zwischendurch - in mehr als der Hälfte des Threads gehts um Solarzellen.
Ok, gehören betrachtungsweise dazu, aber muß es in dem Umfang sein ?. Könnte man nicht erstmal klären, was denn so die (Service)Aufgaben des in der Überschrift genannten Gerätes wären, ob man ein Allzweckgerät verwirklichen kann oder lieber trennt. Das ganze vlt unter dem Aspekt, was könnte man machen in 5, 10, 20 Jahren. Welche Chancen bestehen für Fotschritte/Weiterentwicklungen der Technik. Wie siehts mit dem organisatorischen/personellen Bedarf aus etc. pp.
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Da hast du wohl recht. Nur eines ist ziemlich sicher, chemische Triebwerke kann man vergessen weil man viel zu viel Treibstoff braucht also (-->) viel zu ineffektiv.
Durch Kerntechnik erhitzten Wasserstoff ist zwar schon viel effektiver, geht aber nicht weil man das Zeug nicht lange genug lagern kann.
Was dann übrig bleibt und wirklich verfügbar ist, sind elektrische Triebwerke.
Das ist auch schon einiges im Einsatz, aber fast alle Verfahren haben nur einen kleinen Sub und relativ kleines ISP.
VASIMR hat ISP von 50 bis 300km/s und einen Sub bis 5,7N.
Das ist schon relativ viel, und reicht zumindest dazu aus Satelliten durch die gegend zu schieben. Aber man kann ja auch fünf Stück dafür einsetzen oder noch größere Bauen.
Und dazu wird halt viel elektrische Energie benötigt.
Das ist erstmal die Basis, egal wohin es den geht.
Was ich machen würde, wenn ich sowas entscheiden müsste, wäre als erstes ein Antriebseinheit mit 2-3 VF200 VASIMRs in einem Antriebsteil Verbauen, schon wegen der Redundanz. Und alle andern Antriebskomponenten ebenfalls doppelt- oder dreifach Redundant.
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Kurze Statistik zwischendurch - in mehr als der Hälfte des Threads gehts um Solarzellen.
Könnte man ja einen eigenen Thread aufmachen....
Andererseits, warum red ich mir denn eigentlich den Mund fusslig. Soll jeder seine Träume haben, ist doch manchmal schöner als die Realität.
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Das ist wohl derzeit eines der besten Solarzellensysteme:
http://www.atk.com/wp-content/uploads/2013/05/UltraFlex-2012.pdf (http://www.atk.com/wp-content/uploads/2013/05/UltraFlex-2012.pdf)
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Das ist auch schon einiges im Einsatz, aber fast alle Verfahren haben nur einen kleinen Sub und relativ kleines ISP.
VASIMR hat ISP von 50 bis 300km/s und einen Sub bis 5,7N.
Der Isp wird eigentlich in Sekunden gerechnet, was du wahrscheinlich meinst ist die Austrittsgeschwindigkeit.
Der Isp eines VASIMRs liegt variierbar bei ca. 3000-12000s und "im optimalen" Bereich bei ca 5000s.
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Ist halt so - diese kleinen Fortschrittchen in der Energiebilanz bringen noch nicht den Punkt, wo es effektiv wird. Es führt betreffs Raumschlepper nur zur Spirale : Mehr Antriebsenergie - schwerere Energieerzeuger usw. usw. Daher wird man halt vorerst noch jede Fernraumsonde o.ä. mit den genau zugeschnittenen Antrieb versehen. Ein entscheidender Durchbruch muß her. Oder wir müssen noch 20 Jahre warten. Aber ein Raumschlepper wär schon schön, allein schon wegen der Materialersparnis bei den Sonden o.ä.
Für einen in relativer Erdnähe operierenden Raumtraktor (ich trenne das immer wieder) wäre die Lager- bzw. Transportfähigkeit der Treibstoffe nicht so entscheidend. Das Zeug wird ja eh schnell "verballert". Und hierbei ist sowieso nix ohne den passenden Stützpunkt im All plus dem auf der Erde zu machen. Ein elektrischer Antrieb ist hier ohnehin nicht nützlich, allenfalls als Stabilisator in Ruhepausen oder bei Havarie.
Denk ich halt mal so ..... :)
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Ein Raumschiff oder Schlepper mit Solar-Antrieb kann nicht herkömmlich chemisch beschleunigt werden. Der Schub würde die Solarpaneele zerbrechen. Die Paneele können auch nicht zusammenfaltbar sein. Jedes bißchen extra Masse zählt. Also müßten sie im Orbit montiert werden.
Mit Menschen aus dem LEO geht nicht. Es würde zu lange durch den VanAllen Gürtel dauern. Man müßte dann z.B. aus Erde-Mond L2 starten. Aber ohne Erdvorbeiflug. Das bringt nur mit starkem chemischem Schub was.
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Da siehst Du, wie wichtig hier eine Trennung wäre :)
Ein Raumschiff oder Schlepper mit Solar-Antrieb kann nicht herkömmlich chemisch beschleunigt werden.
Ja - muß auch nicht...
Der Schub würde die Solarpaneele zerbrechen. Die Paneele können auch nicht zusammenfaltbar sein. Jedes bißchen extra Masse zählt. Also müßten sie im Orbit montiert werden.
Naja hier müßte man mal durchrechnen, was weniger aufwendig/teuer ist - Montage im Orbit oder etwas mehr Gewicht, um eben doch startfähige, aber entfaltbare Paneels zu haben.
Ich denke, Montage "draußen" allgemein ist zwar so langsam mal in Erwägung zu ziehen, sollte aber für anders nicht effektiver zu machende Dinge bleiben. Wenn man bedenkt, was schon bei einer ISS EVA alles im Umfeld organisiert/bereitgestellt werden muß....erschreckend.
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Ich denke, Montage "draußen" allgemein ist zwar so langsam mal in Erwägung zu ziehen, sollte aber für anders nicht effektiver zu machende Dinge bleiben. Wenn man bedenkt, was schon bei einer ISS EVA alles im Umfeld organisiert/bereitgestellt werden muß....erschreckend.
Es gab da mal eine Firma, die hat eine Art Spinnenroboter entwickelt. Große Strukturen werden damit aus einfachen Elementen montiert. Bei Fußballfeld-großen Flächen wird es nicht anders gehen, denke ich.
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Das Problem ist auch hier wieder - wir können noch keine "geistig flexiblen" Roboter bauen. Noch lange nicht. Also braucht ein Montageroboter ein komplexes Umfeld/Basis, wo auch immer. Das ist dann genauso teuer, wie eine EVA. Vermutlich sogar teurer, weil ja dann wohl eine "Großbaustelle" bearbeitet werden soll. Und dazu kommt, daß Montagefehler/Havarien keinesfalls ausgeschlossen sind und teuer werden. Außerdem kann bei einem Roboter eine Fehlerwiederholung stattfinden, bevor er gestoppt wird. Wird zwar nicht gleich so schlimm kommen, wie bei der schweizer Robotkanone, aber nun ja...
Einzuschätzen, was von beiden Möglichkeiten besser ist, wird wohl schwer sein. Ich denke nach wie vor, daß für die nächsten Jahre eine Kombination sein muß.
Ein Roboter im Weltraumeinsatz kann auch nicht einfach mit einem prima funktionierenden Industrieroboter verglichen werden. Durchdenken/Vergleichen der Einsatzbedingungen und Folgen bei evtl. Schäden genügt.
Wie oft und mit welchen Auswerte- und Vorbereitungspausen ist eigentlich Dextre eingesetzt worden ?
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Erstmal muß ich sagen ich will mich gar nicht auf robotische Montage versteifen. Vielleicht geht es auch anders.
Dextre klingt ziemlich kompliziert. Darum geht es hier aber nicht. Hauptsächlich sind das Montageaufgaben, die tausendfach wiederholt werden müssen, vollautomatisch. Menschen müssen dabei eher selten eingreifen. Und das meistens von einem Kontrollzentrum auf der Erde. Die ganze Konstruktion würde auch von Anfang an für den Einsatz dieser Roboter geplant.
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Das ist auch schon einiges im Einsatz, aber fast alle Verfahren haben nur einen kleinen Sub und relativ kleines ISP.
VASIMR hat ISP von 50 bis 300km/s und einen Sub bis 5,7N.
Der Isp wird eigentlich in Sekunden gerechnet, was du wahrscheinlich meinst ist die Austrittsgeschwindigkeit.
Der Isp eines VASIMRs liegt variierbar bei ca. 3000-12000s und "im optimalen" Bereich bei ca 5000s.
Der massenspezifische Impuls wird in m/s angegeben, der gewichtsspezifische Impuls in s. Eigentlich ist der spezifische Impuls definiert als Quotient aus Impulsänderung und Masse. Damit ist der massenspezifische Impuls gemeint, der überall im Weltall gilt, weil er nichts mit dem Gewicht zu tun hat. Danach ergibt sich als Einheit m/s.
Dasselbe Formelzeichen Isp wird auch für den gewichtsspezifischen Impuls verwendet und wohl in den USA bevorzugt. Eigentlich ist diese Angabe jedoch inkorrekt. Naja, in den USA verwendet man ja auch Gallonen, Fuß und Meilen, auch noch mehrere verschiedene.
Nicht zu verwechseln ist die Angabe mit der Austrittsgeschwindigkeit, was Klakow auch nicht gemacht hat. Genauso wenig würde man den gewichtsspezifischen Impuls mit der Zeit verwechseln, obwohl beide dieselbe Einheit haben. ;)
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Das ist wohl derzeit eines der besten Solarzellensysteme:
http://www.atk.com/wp-content/uploads/2013/05/UltraFlex-2012.pdf (http://www.atk.com/wp-content/uploads/2013/05/UltraFlex-2012.pdf)
Das wären 33kW/150kg, also ca. 220W/kg und das für bis 3G Belastung und faltbar.
Das ist besser:
(http://www.nasa.gov/sites/default/files/images/691651main_sas_466.jpg)
Technische Daten hier: http://www.techbriefs.com/component/content/article/15070 (http://www.techbriefs.com/component/content/article/15070)
Mit specific power, ich nenne das SpePo 400W/kg bis, weiter unten auf der Seite, 500W/kg.
Allerdings denke ich nicht das da keine Luft mehr nach unten wäre,
ich denke das dies auch auf sehr dünnen Trägerfolien machbar ist und ich sehe nicht warum das nicht mit 0,1mm oder weniger gehen sollte.
Dünnschichtzellenbeschichtung sind nur wenige µM dick.
Macht man sowas als eine 20m eine lange Rolle, hindert einen ja niemand daran darauf 2x500m Bannen drauf zu wickeln. Davon je a drei Stück auf beiden Seiten und man hat 60.000m2 und 30MW (LEO).
Jede Seite gebaut wie ein Segelschiff, mit einem Hauptmast, ganz außen jeweils Rahen, die am Gitterrumpf abgespannt werden um die Schubbelastung aufzunehmen.
Damit das ganze Segel leicht zur Sonne ausgerichtet werden kann, das Triebwerksmodul drehbar im Zentralrumpf gelagert. Hat man zumindest die Möglichkeit zwei Treibwerke in der Ausströmrichtung getrennt zu ändern, kann man damit auch nicht die Lagerreglung machen. Das geht zwar nicht schnell, aber mit wenig Treibstoff.
Die Energie dann über den Mast zum Schiffsrumpf, oder über die Abspannseile, zum Rumpf leiten.
Die Masse der gesamten Folie wäre bei 0,1mm weniger als 10t. Eine leichte Trägerkonstruktion vielleicht aus Carbonfassern, nochmal 3kg/m, sagen wir mal alles zusammen 5t.
Zusammen haben wir dann 15t für 30MW, also 2kW/m2.
VASIMR wird aber zumindest auf Basis der derzeitigen Technologie weitere 2,7kg/kW beitragen.
Ich denke aber nicht das hier schon ein Optimum erreicht ist, man schaue sich dazu nur mal hier um:
http://www.adastrarocket.com/IEPC13-149_JPSquire_submit.pdf (http://www.adastrarocket.com/IEPC13-149_JPSquire_submit.pdf)
Wenn man sich die Massen anschaut und was da für Materialien verwendet werden, dann geht das z.B. bei Kühlung sicher noch was,
vielleicht hier http://de.wikipedia.org/wiki/Kohlenstoffnanor%C3%B6hre#Kohlenstoff-Nanor.C3.B6hren_f.C3.BCr_mechanischen_Nutzen (http://de.wikipedia.org/wiki/Kohlenstoffnanor%C3%B6hre#Kohlenstoff-Nanor.C3.B6hren_f.C3.BCr_mechanischen_Nutzen) oder
das hier: http://de.wikipedia.org/wiki/Graphen#Steifigkeit_und_Temperaturabh.C3.A4ngigkeit (http://de.wikipedia.org/wiki/Graphen#Steifigkeit_und_Temperaturabh.C3.A4ngigkeit)
Nicht nur das beide Materialien erheblich leichter wären, sie sind auch ca. 20x bessere Wärmeleiter, also zusammen 40x leichter.
Deshalb halte ich eine Reduktions bei großen VASIMR-Triebwerken ab 5MW auf <1kg/kW sicher für erreichbar.
Die mechanischen Anforderungen dürften eh nicht groß sein, da selbst 500N Schub, sicher zu keinen hohen Drücken im Triebwerk führen wird.
Eigentlich erwarte ich das man durch Optimierungen bei wirklich großen Einheiten von über 20MW und Solarsegeln über 200MW, auf zusammen unter 1kg/kW kommen kann.
Weiterhin halte ich eine Steigerung der Triebwerkseffizens auf über 90% für erreichbar.
Damit wären im LEO über 7kN bei 50km/s Ausströmgeschwindigkeit erreichbar und bei leichten Nutzlasten von 50t, und 100t Gesamtmasse in einem Tag ein dV von 6km/s.
Ich schätze für die Reisezeit zum Mars sind das dann keine 40 Tage mehr.
Das würde nukleare Energieerzeugung für Flüge im inneren Sonnensystem unnötig machen.
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Der massenspezifische Impuls wird in m/s angegeben, der gewichtsspezifische Impuls in s. Eigentlich ist der spezifische Impuls definiert als Quotient aus Impulsänderung und Masse. Damit ist der massenspezifische Impuls gemeint, der überall im Weltall gilt, weil er nichts mit dem Gewicht zu tun hat. Danach ergibt sich als Einheit m/s.
So genau wollte ich das ja gar nicht diskutieren...;). Der gewichtsspezifische Impuls wird doch IMHO letztlich am häufigsten angegeben.
Trotzdem beziehen sich die 50 bis 300km/s bei einem VASIMR, wenn man etwas nachrecherchiert, wie gesagt auf die Austrittsgeschwindigkeit und nicht auf den spezifischen Impuls, da dies für einen (aktuellen) Ionenantrieb viel zu hoch wäre.
Schön wär's ja....::)
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Hallo,
im Februar 2014 wurde im Kennedy Space Center i. V. m. dem Goddard Space Flight Center ein Grundlagentest zur Möglichkeit durchgeführt, wie man Satelliten im All betanken könnte. Der Test lief unter der Bezeichnung "Remote Robotic Oxidizer Transfer Test", kurz PROxiTT. Grundlage bildeten die Ergebnisse der "Robotic Refueling Mission (RRM)", welche auf der ISS durchgeführt wurde.
Die "Tankstelle im All" könnte vielen Missionen zu einer längeren Laufzeit verhelfen, was ja glaube ich auch die Absicht hinter diesem Thread hier ist. Ein Ziel des Systems ist es, auch Satelliten auftanken zu können, die eigentlich nicht dafür konstuiert wurden (wahrscheinlich über die Anschlüsse, über die sonst auch am Boden die "Betankung" durchgeführt wird?).
In dem Video sieht man, wie der "Tankstutzen" zum Satelliten aussehen könnte:
http://tinyurl.com/nfu7wkb (http://tinyurl.com/nfu7wkb)
Hier ein etwas ausführlicheres Video zum Test:
ws
Quellen:
http://www.nasa.gov/content/groundbreaking-technology-may-add-years-to-earth-orbiting-satellites/index.html#.U9kaq7GaIuj (http://www.nasa.gov/content/groundbreaking-technology-may-add-years-to-earth-orbiting-satellites/index.html#.U9kaq7GaIuj)
http://www.nasa.gov/content/goddard/nasa-tests-new-technologies-for-robotic-refueling/ (http://www.nasa.gov/content/goddard/nasa-tests-new-technologies-for-robotic-refueling/)
Bis diese Technik einsatzbereit ist dauert es jedoch noch eine ganze Weile. Soweit ich den Artikel verstanden habe soll mit den Budgetmitteln für das Jahr 2015 ein mögliches Satellitendesign dazu entworfen werden...
Mit ATV-5 scheint sogar eine Erweiterung des RRM - Phase 2 - zur ISS geflogen zu sein (VIPIR) (http://ssco.gsfc.nasa.gov/rrm_phase2vipir.html). Das gehört aber dann nicht hier her... schwierig da den richtigen Thread zu finden.
VG, firelion
edit: Videolink repariert.
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Meine Intension war zwar ebenfalls Satelliten länger laufen zu lassen, aber nicht nur.
Hat man einen Schlepper, noch dazu einen der mit elektrischen Triebwerken mit hohem ISP (>=50km/s) und für elektrische Triebwerke hohem Schub arbeitet, kann man auch Satelliten die tot im All hängen und eine Gefahr darstellen z.B. eine neue Bahn verpassen um sie z.B. gezielt im Meer zu versenken.
Weiterhin kann man damit auch Tankstellen im All einrichten damit man z.B. Frachter die Lasten zum Mars bringen nicht bis ins LEO runterbringen muss um neuen Treibstoff zu übernehmen.
Hierbei geht es mir darum ein möglichst optimales Nutzlastverhältnis zu erreichen.
Derzeit ist das gerade für Flüge oberhalb vom LEO oft lausig schlecht, weil halt immer noch viel deltaV ab LEO benötigt wird.
Man muß sich nur anschauen was es bedeutet wenn man als Beispiel ein deltaV von 5km/s benötigt, da kommen dann gerade mal 1/3 der Masse vom LEO beim Mars an. Wenn man sowas auf über 80% hochbringen kann, ist sehr viel gewonnen.
Das könnte dann z.B. ein Rover mit über der doppelten Masse sein, was dessen Konstruktion vereinfachen würde.
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Im Zusammenhang mit dem Fehlschlag der beiden Galileo-Satelliten wurde ein israelisches Startup "Effective Space Solutions" ins Gespräch gebracht, dass Satelliten mit einem "De-Orbiter" Satelliten abschleppen will.
geplant: Gewicht 250kg, Kosten 25 Mio $, Antrieb elektrisch
Das Startup hat gut 1 Mio $ (in die Idee und Webseite) gesteckt und sucht jetzt nach neuen Investoren.
Man wirbt u.a. damit, dass Satellitenhersteller auf die Anforderung "De-Orbit" in einen Friedhofsorbit verzichten könnten und dafür ihren Schlepper einsetzen sollten.
http://www.effective-space.com/ (http://www.effective-space.com/)
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Schon toll. Es gibt zwar keine offizielle Definition für Mikrosatellit, aber obwohl das Teil fast eine Vierteltonne auf die Waage bringt (zumindest braucht es laut Unternehmensangabe genau diese Nutzlastkapazität), nennt man es eben mal so, wohl weil es noch mehr nach High-Tech riecht.
Ich weiß, es liegt im Rahmen der üblichen Bezeichung, hier mal aus dem engl. Wiki:
Microsatellite or "microsat" is usually applied to the name of an artificial satellite with a wet mass between 10 and 100 kg (22 and 220 lb). However, this is not an official convention and sometimes microsats can refer to satellites larger than that, or smaller than that
Unter "Services" auf der Internetseite findet man auch:
An electric propulsion system combined with very large amount of Xenon to enable De-orbiting of more than 20 two (2) tons satellite (dry mass), or Station Keeping of more than 4 years or any interim combination
Also, ich persönlich verstehe ja unter De-orbiting etwas anderes, als nur das Verschieben in einen Friedhofsorbit, aber gut.
Scheinbar stehe ich damit auch nicht alleine da (aus Wikiartikel zu Graveyard Orbit):
De-orbiting a geostationary satellite requires a delta-v of about 1,500 metres per second (4,900 ft/s), whereas re-orbiting it to a graveyard orbit only requires about 11 metres per second (36 ft/s).
Wenn sich All-electric zukünftig durchsetzen sollte, steht das Business-Modell auch nicht mehr so solide da. Dann hat sowieso jeder Satellit ein sehr gewichtsparendes Ionentriebwerk an Bord. Da nochmal ein paar Kilo Xenon draufzupacken, um den Friedhofsorbit ansteuern zu können, sollten nicht wirklich weh tun.
Man wirbt ja im Video der Webseite nicht primär damit alte Systeme zu entsorgen, sondern dass die Kunden zukünftig gerne allen Treibstoff verballern dürfen. Gemäß: "Macht ruhig. Wir sind ja dann da...."
Komisches Businessmodell, aber vielleicht sehe ich ja den Wald vor lauter Bäumen nicht.
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Wo es um Satelliten mit eigenem eAntrieb geht hast du recht, nur falls der ausfallen sollte, weil der ganze Brocken tot ist, hilft das nicht und natürlich auch nicht um alte Brocken wegzuräumen.
Schlepper kann aber trotzdem Sinn machen und zwar dann wenn deren speziffische Schub, also N/kg recht hoch ist.
Jenachdem wie hoch der ist, kann man auch Satelliten vom LEO in weniger Tagen z.B. auf eine GEO Bahn bringen.
Schliesslich wird ein starker Antrieb später nicht mehr benötigt.