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Raumfahrt => Fragen und Antworten: Raumfahrt => Thema gestartet von: Jens am 18. April 2014, 17:44:12
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Das Konzept einer thermischen Speicherrakete wandelt gespeicherte thermische Energie in eine Schubkraft um.
Die ersten Überlegungen dazu gab es mit Heisswasserraketen.
Diese Raketen haben ein schlechtes Masse-Leistungsverhältnis.
Das neue Raketenkonzept könnte ein besseres Kosten/Nutzlastverhältnis als chemische Raketen haben.
Die verwendeten Baugruppen könnten deutlich billiger und einfacher sein.
Die Rakete führt getrennt ein Speichermedium und ein Expansionmedium bei geringem Druck mit.
Über eine Turbopumpe werden beide Medien in die Düsenkammer eingespritzt.
Das Triebwerk soll einen Kammerdruck von 50 bar und einen Massedurchsatz von 3t/min haben.
Gruß,
Jens
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Das neue Raketenkonzept
Und wie sieht das aus?
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3 Tonnen / Minute ?
Kauf ich nicht.... ;)
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Gibt es irgendeine Quelle für dieses Konzept, die man sich man ansehen könnte? :o
Gruß
roger50
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Klingt interessant, aber ist sowas wirklich machbar? Bei einer Wasserrakete denke ich erstmal an Einwegflaschen. :D
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Hallo zusammen,
mein Konzept ist neu und eine Weiterentwicklung der Heisswasserrakete der TU Berlin.
Sie ist keine Wasserrückstoßrakete.
Die Rakete arbeitet nach dem Rückstoßprinzip und wird mit der Raketengrundgleichung berechnet.
Der Zweck ist die Kostenreduzierung in der Raumfahrt.
Die aktuellen Kosten liegen ca. bei 20000€/kg.
Chemische Treibstoffe sind sehr teuer und gefährlich in der Handhabung.
Die Kostenreduzierung soll durch einen einfachen und billigen Raketenaufbau und
die billigen Stützmassekosten erzielt werden.
Für eine hohe Schubkraft braucht man einen möglichst hohen Kammerdruck und Massedurchsatz im Triebwerk.
In das Triebwerk wird ein sehr heisses ab 950°C flüsiges Speichermedium und Expansionsmedium ca.90°C heiss eingespritzt.
In der Triebwerkskammer gibt das Speichermedium die Wärme an das Expansionsmedium ab.
Das Mischungsverhältnis beträgt 1:2 oder 1:3 je nach Speichertemperatur.
Es wird ein sehr hoher Kammerdruck aufgebaut.
Einen Massedurchsatz von 3t/min sollte mit je einer Turbopumpe pro Medium möglich sein.
Im Prinzip ganz einfach.
Gruß,
Jens
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Mit einer Turbopumpe willst du die Stützmasse vom Tank in die Düsen pumpen? Braucht eine Turbopumpe aber nicht einen Antrieb? Womit willst du deine hypothetische Pumpe also antreiben?
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Es wird also ein 950° heißer flüssiger "Energieträger" in einen Tank gefüllt und dort bereitgehalten, bis es es losgeht? Aus einem Vorrats- bzw. Herstellungstank heraus? Über eine Tankeinrichtung, die 150% sicher sein muß? Notfalls auch zurück zu pumpen möglich, gibt ja immer mal Verzögerungen.
Da scheint mir Kerosin, ja selbst flüssiger Wasserstoff beherrschbarer.
Und 3 Tonnen pro Minute sind verdammt wenig angesicht von Triebwerken die 1...2 Tonnen pro Sekunde liefern (müssen), um was Brauchbares hochzubringen.
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Die Turbine arbeitet im Nebenstromverfahren.
Ein Teil des Speicher- und Expansionsmediums werden in den Wärmetauscher gepumpt.
Das unter Druck stehende Medium treibt die Turbine an.
Der Abdampf geht ins Freie.
Das Speichermedium geht zurück in den Tank.
Die Turbine wird mit einem Anlasser gestartet.
Der Massedurchsatz von 3t/min ist für eine kleine Versuchsrakete gedacht, um praktische Erfahrung zu sammeln.
Später sollen es dann 1 bis 20t/Sekunde sein.
Das Speichermedium wird extern aufgeheizt und gelagert.
Erst vor dem Start wird die Rakete befüllt.
Bei einem Startabbruch wird die Rakete geleert.
Eine Rakete die nicht explodieren kann, hat einen entscheidenden Sicherheitsvorteil.
Die Geschichte zeigt viele Unglücke.
Gruß,
Jens
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Die Geschichte zeigt viele Unglücke.
Das ist richtig..............................
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Eine Rakete die nicht explodieren kann, hat einen entscheidenden Sicherheitsvorteil.
Die Geschichte zeigt viele Unglücke.
Wieso soll diese Rakete nicht explodieren können? ???
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Das sehe ich ähnlich. Dieses Konzept kann zwar nicht "chemisch explodieren", aber diese Rakete ist trotzdem ein Energiespeicher, der unter Druck steht und bersten kann ... und diese Energie umsetzt. Und während bei chemischen Raketen die Treibstoffkomponenten inert in den Tanks lagern, bis sie zur Arbeit ins Triebwerk befördert werden, ist hier der Speicher ständig "geladen".
Noch eine andere Frage: Was passiert mit dem Speichermedium? Schleppt die Rakete das die ganze Zeit mit sich? Wie viele (am Ende tote) Masse soll das sein? Klassische Raketen entledigen sich ja (systembedingt) ihrer Treibstoffmasse, nachdem sie ihre chemisch gebundene Energie umgesetzt hat.
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Wasser kocht schon bei 100 Grad C, es gibt natürlich Stoffe, die einen höheren Siedepunkt haben, aber ein Medium, daß sogar 950 Grad C flüssig übersteht, kenn ich überhaupt nicht, da hab ich wohl in Physik geschlafen, war leider ein recht langweiliges Fach... wär es vermessen, nach dem Namen und die Zusammensetzung des tollen Speichermediums zu fragen oder ist das top secret?
Und wenn ich schon frage: könnts ihr in der TU Berlin den Versuch filmen und hier reinstellen?
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Wasser siedet bei 100°C unter Standardbedingungen (quasi auf Meereshöhe unter dem hiesigen Luftdruck). Unter mehr Druck (im Kessel eingeschlossen), siedet Wasser später. Unter weniger Druck (auf einem Berg), früher.
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ja, ich weiss, aber welches Material kann bis zu 950 Grad flüssig überstehen? Egal ob auf Meereshöhe oder im Druckkochtopf...
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Meine letzte Frage zum Verbleib des Speichermediums ziehe ich zurück. Jens hat ja oben geschrieben, dass es mit eingespritzt und mit der Stützmasse vermischt wird.
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Der Thread ist kein Scherz oder Fake ? Oder ein Test?
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Wieso, ist doch auch nicht abgehobener als diverse Antriebstechnik / Marsthreads 8)
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Sehe ich auch so. Immerhin lässt sich das hier schön technische diskutieren ... anstatt (wie in anderen Themen) locker zu spekulieren. Wenn sich zeigen sollte, die Idee bringt nichts, ist das eine Erkenntnis.
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Hallo,
vielleicht habe ich die Fragestellung nicht richtig verstanden, aber Thermal Energy Storage (TES) ist nicht sehr effizient. Im besten Fall kann man da so 100 kWh/t speichern, also 360 MJ pro Tonne Material. Um mit einer Rakete etwas in den Orbit zu transportieren werden etwa 10 MJ/kg benoetigt, also 10000 MJ pro Tonne Material (ein Shuttle Start waren so um die 20 TJ bei einer Energieeffizienz von ~20%). So kommt die Rakete also nicht vom Boden hoch, selbst wenn wir mal einen Wirkungsgrad von 100% annehmen, mit der die Energie aus dem Speichermedium herausgeholt werden kann.
Oder anders gesagt: wenn TES ein guter Energiespeicher für Transportmittel waere, dann laege hinten im Auto ein heisser Stein und ab ginge die Post...
Gruss,
Volker
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ja, ich weiss, aber welches Material kann bis zu 950 Grad flüssig überstehen? Egal ob auf Meereshöhe oder im Druckkochtopf...
Wie wärs mit simplem Kochsalz? Das schmilzt bei 800 Grad und verdampft bei knapp 1500 Grad Celsius. Es gibt aber sicher besser geeignete Materialien.
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Hallo,
das Speichermedium und das Expansionsmedium sind gleichzeizg alle, dann wird die Stufe abgeworfen.
Die zweite chemische Stufe fliegt dann mit der Nutzlast weiter.
Das Problem für die Raumfahrt wäre die geringe Energiedichte des Speichermediums.
Gruß,
Jens
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Sicher, nur mit Druck und Hitze bekommt nicht allzuviel Energie in so eine Rakete hinein gequetscht. Und das ist ja der entscheidende Punkt: Wozu soll man so etwas machen? Die heutigen Lösungen wie LH2, Kerosin oder zukünftig CH4 plus fester Treibstoffe vor allem in der Startphase liefern eine Referenz, die es zu schlagen gilt. Ein neuer Ansatz sollte schon besser sein als diese.
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Wie groß wäre der speziefische Impuls und die Schubkraft einer thermischen Speicherrakete bzw. Triebwerk?
Unter welchen Gravitationsbedingungen macht das Raketenkonzept Sinn?
gegebene Größen:
Kammerdruck: 50bar
Massedurchsatz: 15t/s
Energiedichte des
Speichermedium: 350MJ pro Tonne
Mischungsverhältnis: 1:2
Thermische Triebwerks-
wirkungsgrad: 99%
Düsentyp: verstellbare Aerospeak Düse
Schubkraftausnutzung
bei jedem Druck: optimal
Gruß,
Jens
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Hallo,
Unter welchen Gravitationsbedingungen macht das Raketenkonzept Sinn?
Bei einem Energieaufwand von 10,000 MJ/Tonne, um etwas in den Orbit zu schicken, ergibt ein Energiespeicher von 350 MJ/Tonne wohl keinen Sinn.
Was meinst Du mit Gravitationsbedingungen ? Auf dem Mond benoetigst Du offensichtlich weniger Energie, um etwas in den Weltraum zu befoerdern.
Gruss,
Volker
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Wie sehr würde sich wohl bei dieser hypothetischen Rakete das Speichermedium abkühlen? Bekanntlich zieht ein Entspannen eines Mediums eine Energieaufnahme mit sich, wobei die dazu benötigte Energie aber leider irgendwo herkommen muss. Dabei handelt es sich um die in der Nähe befindliche Wärmeenergie, und das führt zu einer starken Abkühlung. Bis zum Einfrieren von Leitungen und Ventilen würde es vielleicht nicht kommen, aber ein Gutteil der Energie, die sich in der Temperatur von über 900° C bemerkbar macht, würde sicherlich bei der Entspannung verbraucht werden.
Sinnvoll scheint mir das alles nicht zu sein. Druckluftautos sind ja auch nur Spezialanwendungen für explosionsgefährdete Bereiche. Für den Normalbetrieb sind sie viel zu ineffizient.
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Darf man bei der TU mal jemanden fragen bzgl. Tests oder wenigstens Unterlagen? ;)
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Das wird wenig bringen, denn Jens hat ja folgendes geschrieben:
[...]
mein Konzept ist neu und eine Weiterentwicklung der Heisswasserrakete der TU Berlin.
[...]
Die TU Berlin kann also höchstens das Material für ihre Heißwasserrakete bereit stellen, und wer weiß, wozu das gedacht war. Womöglich ist es nur ein Konzept für die Ausbildung von Studenten, das man aber auch einmal praktisch demonstrieren kann, und weit entfernt von jeder praktischen Anwendung.
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Das hab ich gelesen , schon klar ;D
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Die TU Berlin kann also höchstens das Material für ihre Heißwasserrakete bereit stellen, und wer weiß, wozu das gedacht war. Womöglich ist es nur ein Konzept für die Ausbildung von Studenten, das man aber auch einmal praktisch demonstrieren kann, und weit entfernt von jeder praktischen Anwendung.
So ist es!
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Hallo zusammen,
mit Gravitationsbedingungen meine ich den Start einer Rakete von einem Mond oder einen kleineren Planeten.
Die thermische Energiemenge eines Speichermediums überträgt sich vom hohen zum kleinen Betrag.
Es sollte also nichts einfrieren.
In meiner Überlegung wollte ich auf die Aerospike Düse eingehen.
Diese ist leichter und ca.35% effizienter als die "Glockendüse".
Gruß,
Jens
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Hallo zusammen,
mit Gravitationsbedingungen meine ich den Start einer Rakete von einem Mond oder einen kleineren Planeten.
Die thermische Energiemenge eines Speichermediums überträgt sich vom hohen zum kleinen Betrag.Es sollte also nichts einfrieren.
In meiner Überlegung wollte ich auf die Aerospike Düse eingehen.
Diese ist leichter und ca.35% effizienter als die "Glockendüse".
Gruß,
Jens
Den von mir markierten Satz verstehe ich nicht. Kannst du das bitte noch einmal erläutern?
Und erklär uns bitte auch noch, wie du die Problematik des Energieverlustes durch den Druckabbau deines Speichermediums siehst.
Zur Erinnerung: Wenn du etwas unter Druck setzt, indem du etwa eine Substanz in einen Drucktank presst, einen Reifen aufpumpst oder auch mit einem Raumfahrzeug in die Atmosphäre eintauchst, dann wird Wärme frei, beim Wiedereintritt sogar ziemlich viel. Diese Wärmeenergie holt sich die Substanz aber leider wieder zurück, wenn der Druck abgebaut wird. Wenn es lokal nicht allzu warm ist, kann es durch diese Entspannung sogar ziemlich kalt werden, bis hin zum Einfrieren von Leitungen und Ventilen. Damit musst du bei deinem Entwurf auf jeden Fall zurecht kommen!
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Da sehe ich also 2 parallele Entwicklungen -
a) den neuen "thermischen" Antrieb
b) Die Aerospike Maschine
Denn b) ist immer wieder mal angefangen worden bis gelegentliche Testflüge, aber nun - still ruht der See
Donnerwetter, denn mal los !
PS: Aerospike ist nicht 35% effizienter, sondern verbraucht 35% weniger Treibstoff in niedriger (Luft)höhe. Und leider sinkt der Über Alles (!) Wirkungsgrad wieder bei einer starken Vergrößerung des Gesamttriebwerkes. Was bislang geflogen ist, waren vergleichbar kleine Dingerchen, gemessen an dem , was mal lukrativ und gebraucht wird.
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Ich glaube, da interpretierst du in a) zu viel hinein. Wie ich und einige andere schon versucht haben zu schreiben, ist kein nutzbringender Effekt darin zu erkennen. Es gibt ja Triebwerke dieser Bauart, die man Kaltgas-Raketentriebwerk (http://de.wikipedia.org/wiki/Raketentriebwerk#Kaltgas-Raketentriebwerk) nennt. Wenn man statt kaltem heißes Gas nimmt, dürfte die Energiedichte aber noch längst nicht dermaßen höher sein, dass sie mit herkömmlichen Verbrennungstriebwerken mithalten könnten, zumal dann noch das Problem hinzukommt, die Wärme auch dauerhaft zu speichern.
Letztlich geht es doch immer darum, die Energie mit einer hohen Dichte so lange zu speichern, bis man sie freisetzen will, um sich dann nach dem Prinzip des Rückstoßes fortbewegen zu können. Einzige bekannte Ausnahme davon sind die solarbetriebenen Ionentriebwerke, die ihre Antriebsenergie tatsächlich aus der Strahlung ziehen, mit der sie die Sonne kontinuierlich versorgt, und auch das Konzept des Sonnenwindsegels.
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Naja ich bin halt mehr Techniker, dem es ein Graus ist, wenn Material letztlich nicht fliegt. :-\
Aber wer sich mit Aerospike nun nochmal beschäftigt, muß doch Absichten haben. Das macht man doch nicht "nur mal so, um zu sehn obs geht" und vlt. 'ne Doktorarbeit rauszuquetschen...
Ich bemühe mich ja, aber irgendwie erscheint mir die Sache hier....sagen wir mal....seltsam ;)
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Aber handelt es sich bei Aerospike-Triebwerken nicht um Aggregate, die einen Treibstoff mit einem Oxidator verbrennen? Wie soll so etwas für ein "Heißgastriebwerk" taugen? ???
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Hallo Ruhri,
ein Aerospike Triebwerk würde auch mit der Expansion von Wasserdampf funktionieren.
Vorteil dabei wäre, das es keine Überhitzung bzw. Kühlproblem des Kegels geben würde.
Wenn es auf dem Mond und Mars Wasser und Salz gibt, hätte man billige Stützmasse für den ("Notfall") Rückflug.
Wenn wir von einer One Way Mond/Marsbesiedlung sprechen wollen.
Man könnte dafür die leeren Tanks der Hinflugrakete benutzen bzw. konfigurieren.
Gruß,
Jens
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Hast du denn aber mal durchgerechnet, wie stark sich dein heißes Speichermedium abkühlen würde, wenn sich der Druck abbaut? Wo liegt es denn größenordnungmäßig, wenn es in die Düse gelangt? 500° C, 100° C oder sogar unter 0° C?
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Wenn es auf dem Mond und Mars Wasser und Salz gibt, hätte man billige Stützmasse für den ("Notfall") Rückflug.
Ok, nun stell Dir mal vor, jemand zeigt Dir "Hier ist Wasser drin, mußt es nur extrahieren, transportieren, lagern. Hier ist Salz (?) Reinige es penibel und mach Stützmasse draus, tonnenweise." Und nun stell Dir die Anlage und den Energieerzeuger (!) dafür vor. Das alles mußt Du erstmal hinschaffen mit einer zugegebenermaßen nicht optimalen Rakete.
Gibs zu, der Thread hier ist ein Test ;)
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Aerospike ist nicht 35% effizienter, sondern verbraucht 35% weniger Treibstoff in niedriger (Luft)höhe. Und leider sinkt der Über Alles (!) Wirkungsgrad wieder bei einer starken Vergrößerung des Gesamttriebwerkes. Was bislang geflogen ist, waren vergleichbar kleine Dingerchen, gemessen an dem , was mal lukrativ und gebraucht wird.
So was ähnliches hat einer der Poster bei NSF (ein ehemaliger Techniker beim X-33 Projekt) auch mal gesagt. Er ging sogar soweit zu sagen, dass sich Aerospike Triebwerke inzwischen als " technische Sackgasse" herausgestellt haben.
Edit: Ok, hab das Zitat wiedergefunden.
Aerospikes are fascinating. But after years of reflection I would propose air launching rockets and thus doing away with the need for altitude compensation (and the aerospike) in the first place.
Also im Prinzip, das was McFire schon gesagt hat.
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Gibs zu, der Thread hier ist ein Test ;)
Jens hat ja auch nie behauptet, dass es sich um ein Projekt der TU Berlin handelt. ;)
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Richtig, er nimmt lediglich Bezug auf ein Projekt der TU Berlin.
Falls ich mich allerdings nicht irre, stellt Jens uns die Idee als sein eigenes Projekt vor.
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Eben! ;)
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Hallo zusammen,
richtig, das Konzept ist von mir und bezog sich nur auf die Heisswasserrakete.
Ich habe nichts mit der TU Berlin zu tun.
Können wir den "Test" zum Abschluss bringen und sagen, das eine Speicherrakete durch die geringe Energiedichte für die Raumfahrt
ungeeignet ist?
Gruß,
Jens
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Darin können wir übereinstimmen.
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Darin können wir übereinstimmen.
Das hast Du sehr edel und vornehm gesagt ;)
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Vielen Dank! ::)
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Also, ich finde die Idee mit dem thermischen Speicher gar nicht schlecht.
Man könnte so einen Speicher nutzen, um Manövertriebwerke im Weltraum mit Solarenergie aufzuladen. Als Speicher würde z.B. ein Metall in einem nach außen isolierten Keramikbehälter dienen. So etwas läßt sich sicherlich elektrisch auf etliche tausend Grad aufheizen, so dass man weit höhere Temperaturen erhält, als bei chemischen Antrieben.
Wenn man dann Wasser durch den heißen Speicher drückt, wird dieses sehr heftig reagieren, und man erhält wegen der sehr hohen Temperatur vielleicht sogar mehr Antriebsenergie, als beim chemischen Antrieb.
Nachteile wären sicherlich, dass man aus Gewichtsgründen nur einen eher kleinen Speicher verwenden könnte, und dass der Speicher für einen kurzen Antriebsstoß immer erst längere Zeit aufgeheizt werden muß, denn die Leistung der Solarpanel ist begrenzt.
Für einen Start von der Erde ist so ein Konzept sicher ungeeignet, aber für den Antrieb im Weltraum kann ich mir so etwas vorstellen.
Viele Grüße
Steffen
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So etwas läßt sich sicherlich elektrisch auf etliche tausend Grad aufheizen, so dass man weit höhere Temperaturen erhält, als bei chemischen Antrieben.
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"Etliche tausend Grad" ... da schmilzt und verdampft aber alles. Festkörper mit diesen Temperaturen wird es nicht geben.
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Nochmal was grundsätzliches zum Energiegehalt .... und zu den Größenordnungen.
Wasserstoff hat mit Sauerstoff einen Brennwert von 142000 kJ/kg. So viel Energie kann man durch Oxidation herausholen. Was am Ende nutzbar wird, hängt vom Wirkungsgrad der Maschine ab.
Für einen Wärmespeicher ist das an sich nicht so absolut anzugeben, denn wie viel Wärme man in ihn leiten kann, hängt von der erreichbaren Temperaturdifferenz zwischen ihm und der Wärmesenke ab. Ein sehr temperaturbeständiger Festkörper ist Titan. Das hat einen Schmelzpunkt von Ts=1668 °C und eine spezifische Wärmekapazität c = 523 J/kg/K. Wenn wir es von "Bordtemperatur" (um die 0°C) bis zum Schmelzpunkt um dt=1668 K erwärmen, leiten wir dann:
c*dT = 523*1668 J*K/kg/K = 872 kJ/kg
Wärme in jedes kg des Titans. Mehr geht nicht, außer wir beginnen bei niedrigeren Temperaturen. Aber das Maximum ausgehend vom absoluten Nullpunkt wäre immer noch:
c*dT = 523*1941 J*K/kg/K = 1015 kJ/kg
Jetzt ist Wasserstoff (ohne die Masse des Reaktionspartners) auf der einen Seite, und Titan auf der anderen Seite, ein holpriger Vergleich ::) ... Chemisch lässt sich aber grundsätzlich viel mehr Energie aus einem Molekül rausholen, als sich in Form von Wärme in der Masse speichern lässt. Je nach gewählten Stoffen, fallen nur die individuellen Differenzen anders aus.