Raumcon
Raumfahrt => Unbemannte Raumfahrt => Thema gestartet von: tobi453 am 27. Juli 2006, 15:59:37
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Wie http://www.newscientistspace.com/article/dn9616-new-ion-engine-could-propel-spacecraft-to-titan.html berichtet, hat die NASA eine neues Ionentriebwerk entwickelt, dass wesentlich effizienter arbeitet als bisherige Ionentriebwerke. Das Triebwerk heißt NASA's Evolutionary Xenon Thruster (NEXT) und könnte auch für Reisen zu den äußeren Planeten des Sonnensystems eingesetzt werden.
(http://www.newscientistspace.com/data/images/ns/cms/dn9616/dn9616-1_517.jpg)
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Na endlich kriegen sie`s hin!
Nickasas :-?
Wie http://www.newscientistspace.com/article/dn9616-new-ion-engine-could-propel-spacecraft-to-titan.html berichtet, hat die NASA eine neues Ionentriebwerk entwickelt, dass wesentlich effizienter arbeitet als bisherige Ionentriebwerke. Das Triebwerk heißt NASA's Evolutionary Xenon Thruster (NEXT) und könnte auch für Reisen zu den äußeren Planeten des Sonnensystems eingesetzt werden.
(http://www.newscientistspace.com/data/images/ns/cms/dn9616/dn9616-1_517.jpg)
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Wie weit ist dieses neue Treibwerk denn noch von der operativen Einsatzbereitschaft entfernt? Im Moment handelt es sich ja noch um ein Experiment im Labor.
P.S. Vielleicht werden dann ja auch die Vulkanier auf uns aufmerksam und wir können Tuvok dann per Handschlag begrüßen. ;)
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Hallo Marauder, zur Enteuschung aller Trackys: das Treibwerk ist nich Wapfähig ;) , also Können die Vulkanier keine für die Interessante Signatur bekommen. Schade ;)
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Ich weiß nichts
nickasas
Wie weit ist dieses neue Treibwerk denn noch von der operativen Einsatzbereitschaft entfernt? Im Moment handelt es sich ja noch um ein Experiment im Labor.
P.S. Vielleicht werden dann ja auch die Vulkanier auf uns aufmerksam und wir können Tuvok dann per Handschlag begrüßen. ;)
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@ Nickasas = Ich weiß nichts
Wenn man nichts weiß, dann ist es besser den Mund zu halten; so wie es andere Forenteilnehmer auch tun.
jps
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Hallo Marauder, zur Enteuschung aller Trackys: das Treibwerk ist nich Wapfähig ;) , also Können die Vulkanier keine für die Interessante Signatur bekommen. Schade ;)
Vielleicht sind sie ja längst unter uns (http://www.horror-forum.de/forum/viewtopic.php?t=2965&view=next&sid=089ca8d37ecc90250a7cbd56357c051d). ;)
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Es gibt hier weitere Informationen zu dem Triebwerk. Das Triebwerk NEXT liefert einen Schub von 236 mN=0.236N. Das DAWN Ionentriebwerk NSTAR liefert nur einen Schub von 92mN, wohingegen das Smart-1 Triebwerk einen Schub von 70mN lieferte. Weiter kann das NEXT-Ionentriebwerk seinen Schub um einen Faktor von 11 regulieren, wohingegen NSTAR nur den Faktor 5 schafft. Die Regulierung des Schubs ist zum Beispiel wichtig, wenn man sich von der Sonne entfernt und dann die Leistung des Triebwerks herunterfahren kann.
NEXT könnte auch eine Mission zum Saturnmond Titan bringen. Dazu bräuchte man 3 Triebwerke und 20kW Leistung.
Quelle:
http://space.newscientist.com/article/dn12709-nextgeneration-ion-engine-sets-new-thrust-record.html
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SEHR SCHÖN!!!!!ICH LIEBE SOLCHE FORTSCHRITTE!!!!
Ich hab zwar diesen Threat erst jetzt entdeckt, aber besser als nie!
Die Möglichkeiten die sich dadurch ergeben sind ja hervorragend! :D
Ich muss mich jetzt nur noch ein bischen mit dieser Materie vertraut machen! ;)
Bis dann...
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Moin Nakowa,
wenn Du Dich schlau lesen willst, dann schau auch bitte mal hier rein >>> (http://www.planet-smilies.de/lesen/lesen_003.gif) (https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=3972.0)
Jerry
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Jo, danke für den Tip, H.J.Kemm!
Jetzt verstheh ich auch ein bischen davon, was hier geschrieben steht/wird!
Alles SEHR interessant!
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NEXT könnte auch eine Mission zum Saturnmond Titan bringen. Dazu bräuchte man 3 Triebwerke und 20kW Leistung.
Ist der Vorteil da in der Summe "nur" ökonomischer Natur (=Treibstoff/Gewicht gespart) oder gibt es tatsächlich auch einen Zeitgewinn auf dieser Distanz? Ionentriebwerke erreichen ja hohe Geschwindigkeiten - aber eben nach langen Beschleunigungsphasen.
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In der Regel sagt man, dass man mit einem Ionentriebwerk besser fährt desto länger man es laufen lassen kann. Es würde schon eine Zeitersparniss bringen. Sogar zur Merkur der wesentlich näher ist kann man die Reise um einige Jahre verkürzen, zum Saturn wäre das natürlich noch günstiger, man bräuchte dann nur eine ordentliche Energiequelle.
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Mich würde mal interessieren, ob diese Ionenantriebe auch bei großen (z.B. bemannten) Strukturen einsetzbar sind. Der Einsatz für unbemannte Forschungssonden ist ja bereits erfolgt und somit unstrittig.
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Das dürfte vor Allem eine Frage der Energieversorgung sein. Ich vermute mal, daß man bei entsprechend schweren Strukturen nur noch mit nuklearer Energiegewinnung weiterkommt - zumal eine Mission ja recht wahrscheinlich eher nach "außen" als nach "innen" im Sonnensystem geht.
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Es gab ja mal russische entwürfe (ich glaube von Energia) die ein Raumschiff mit riesigen Solarauslegern vorsah.
https://images.raumfahrer.net/up022897.jpg
Hier etwas aus https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=4651.0 Antwort #48
Radi
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Mich würde mal interessieren, ob diese Ionenantriebe auch bei großen (z.B. bemannten) Strukturen einsetzbar sind. Der Einsatz für unbemannte Forschungssonden ist ja bereits erfolgt und somit unstrittig.
Das sind sie, aber nur ineffektiv. Ionentriebwerke (und auch andere elektrische Triebwerke) erzeugen leider noch zu wenig Schub um schwere Raumfahrzeuge zu beschleunigen. Und dann benötigen sie Unmengen an elektrischer Energie. Selbst bei den bisherigen Missionen darf man eins nicht vergessen: die Missionsdauer! Im Falle einer bemannten Mars-Mission zum Beispiel könnte man sich aber vorstellen, dass ein paar elektrische Triebwerke einfach zusätzlich am Raumschiff montiert werden und auch während des Transfers zwischen den Planeten das Raumschiff beschleunigen. Das ist der grosse Vorteil, da dadurch die Transferzeit verkürzt wird. Normalerweise fliegt das Raumschiff hier antriebslos.
Es gibt hier weitere Informationen zu dem Triebwerk. Das Triebwerk NEXT liefert einen Schub von 236 mN=0.236N. Das DAWN Ionentriebwerk NSTAR liefert nur einen Schub von 92mN, wohingegen das Smart-1 Triebwerk einen Schub von 70mN lieferte. Weiter kann das NEXT-Ionentriebwerk seinen Schub um einen Faktor von 11 regulieren, wohingegen NSTAR nur den Faktor 5 schafft. Die Regulierung des Schubs ist zum Beispiel wichtig, wenn man sich von der Sonne entfernt und dann die Leistung des Triebwerks herunterfahren kann.
NEXT könnte auch eine Mission zum Saturnmond Titan bringen. Dazu bräuchte man 3 Triebwerke und 20kW Leistung.
Das Triebwerk von SMART-1 erzeugt maximal 88mN Schub bei 1500 Watt (es wurde aber vorsichtshalber nur bis 70 mN betrieben) laut Herstellerfirma Snecma (http://www.snecma.com/rubrique.php3?id_rubrique=43&lang=en). Scheint mir etwas effektiver zu arbeiten als das amerikanische NSTAR Triebwerk von DAWN (92 mN Schub bei 2,1 kW Leistung) , wenn man elektrische Leistung zu Schub vergleicht. Allerdings hat DAWN glaube ich gleich 3 Stück davon an Bord ;D. Das NEXT Triebwerk ist mit 236 mN leistungsstärker (ca. das 2,5-fache), benötigt aber auch 3 mal soviel elektrische Leistung (6,9 kW) wie NSTAR. Wenn man nun anstatt 3 NEXT Triebwerken (708 mN Schub bei 20,7 kW) einfach 8 SMART-1 Triebwerke verwendet (704 mN bei 12 kW Leistung) kann man ein wenig Strom sparen :D.
Entscheidend bei Triebwerken ist aber auch der spezifische Impuls (sozusagen die Austrittsgeschwindigkeit der 'Abgase'). Je höher dieser Wert ist, desto weniger Treibstoffmasse wird benötigt. Und ich denke mal das hier das NEXT Triebwerk der eindeutige Sieger ist.
Missionen zum Jupiter halte ich dagegen für sehr gewagt, vor allem bei 20 kW Leistung. Mit Solarzellen ist hier nichts mehr zu erreichen. Optimistisch betrachtet hat man über den Daumen gepeilt 200 Watt pro Quadratmeter Solarpanel an efffektiver Ausbeute im Erdorbit. Bei Jupiter, also in der 5 fachen Entfernung zur Sonne, hat man 1/25 davon (Strahlung nimmt mit dem Quadrat des Sonnenabstandes ab). Anders gesagt braucht man die 25 fache Solarpanelfläche. Bei 20 kW wären das 100 m2 im Erdorbit und 2500 m2 bei Jupiter. Das ist mehr als ein halbes Fussballfeld. Abgesehen von der zusätzlichen Masse, kann man das schon als Sonnensegel verkaufen ;).
Diese elektrischen Triebwerke haben sicher gewaltiges Potential, aber die Energieversorgung sehe ich sehr kritisch. Es gibt zwar immer wieder Überlegungen mit RTGs (siehe auch parallel laufenden Thread (https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=3263.0)), aber daran glaube ich nicht, bei all den Umweltschutzaktivisten die sofort auf die Barrikaden gehen. Ich erinner mich noch gut an den Aufstand bei der letzten grossen interplanetaren Mission mit RTGs (das müsste Cassini/Huygens gewesen sein). Und auch die Sache mit dem Stirlingmotor (bzw. allgemein thermodynamischen Kreisprozessen) in der Raumfahrt ist nicht neu. Es gibt schon lange Überlegungen solche Anlagen (ein Spiegel konzentriert die Sonnenstrahlen in einem Punkt und heizt damit Wasser) z.B. für grössere Raumstationen oder andere Raumfahrzeuge mit hohem Energiebedarf einzusetzen, um die Dimensionen klein zu halten. Allerdings ist dies bis heute rein theoretisch, da man sich davor scheut soviel Mechanik im Weltraum einzusetzen (Mechanik oder allgemein sich bewegende Teile sind immer sehr störanfällig). Die Zukunft wird es zeigen 8-).
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Guten tach
wie sieht es denn mit nicht-Solar Antrieben und nicht-RTGs aus? Ich denke da an Brennstoffzellen. Da müsste dann natürlich ne Menge an Wasserstoff und Sauerstoff mitgenommen werden. Ist vermutlich zu schwer...
Malte
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Guten Morgen Malte,
das wäre relativ unsinnig, du musst dann den Treibstoff + extra Wasserstoff+Sauerstoff für die Brennstoffzelle mitschleppen. Außerdem müssen Ionentriebwerke lange dauerhaft arbeiten. Da brauchst du sehr viel "Saft" in der Brennstoffzelle.
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Moin,
zum Ionentriebwerk habe ich diesen Bericht gefunden >>> (http://www.planet-smilies.de/lesen/lesen_006.gif) (http://www.kosmologs.de/kosmo/blog/go-for-launch/allgemein/2008-02-18/ionenantrieb)
Jerry
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Ein interessanter Artikel, danke ^^
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Danke Jerry, sehr interessanter Artikel. Ich denke der Autor redet von dem Mars-Projekt von RKK Enerija (http://www.energia.ru/english/energia/mars/concept.html). Bis auf die Masse stimmen nämlich alle Missions-Parameter überein. Energija hat allerdings eine Masse von 600 Tonnen, und nicht von 500 Tonnen veranschlagt. Woraus folgt, das nach den vom Autor berechneten 500 Tonnen für die Energie Versorgung noch 100 Tonnen Nutzlast übrigbleiben. Das entspricht dem Gewicht von 5 Swedsta Modulen.
Das Verhältniss von "Treibstoff"-last zu Nutzlast ist zwar immer noch misserabel, es bleibt aber genug Nutzlast übrig das es (fast?) hinhauen könnte.
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Energija hat allerdings eine Masse von 600 Tonnen, und nicht von 500 Tonnen veranschlagt. Woraus folgt, das nach den vom Autor berechneten 500 Tonnen für die Energie Versorgung noch 100 Tonnen Nutzlast übrigbleiben.
Leider nicht ganz, zu den 500t für die Energieversorgung kommen noch die 250t Treibstoff, und damit ist das Raumschiff ohne Nutzlast/Module etc. bereits 150t zu schwer :-/. Deshalb wären dann auch mehr Treibstoffmasse und Schub (mehr Masse für Antrieb) nötig und das Raumschiff wird wieder schwerer, und schon beisst sich die Katze in den Schwanz.
Allerdings ist mir nicht klar wieso eine Mission zum Mars und wieder zurück zur Erde ein Delta-v von 50km/s benötigt :o. Laut der Grafik auf http://en.wikipedia.org/wiki/Delta-v sollten etwa 6km/s reichen um von Low Earth Orbit zum Low Mars Orbit zu gelangen, also 12km/s für hin und zurück. Unter Berücksichtigung der Verluste für Niedrigschub sollten etwa 15km/s bis 20km/s ausreichen, also etwa 1/3 des Delta-v von 50km/s. Somit braucht man auch viel weniger Treibstoff und die Rechnung geht vielleicht auf.
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schon beisst sich die Katze in den Schwanz.
Doofe Katze :(
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Auf GOCE befindet sich ein Ionenantrieb mit einer Ausströmgeschwindigkeit von 40km/s. Mehr dazu hier:
http://news.bbc.co.uk/2/hi/science/nature/7346789.stm
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http://www.esa.int/esaKIDSde/SEMJHT2AR2E_Liftoff_0.html
so, ich möchte jetz mal wissen ob es in den nächsten 5-8 jahren grundsätzlich möglich wäre, eine nur mit ionenantrieb abhebende rakete starten zu lassen.
ich denke mal der schub is viel viel zu schwach, um von der erde abheben zu können!
is das so?
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Das geht nicht, da ein Ionenantrieb nur im Vakuum funktioniert.
Wenn man erst einmal oben ist, dann funktionieren die Dinger ganz vorzüglich. Hauptproblem gegenwärtig ist eine ausreichend starke Energiequelle. Wenn die zur Verfügung stände (z.B. 5 MW aus einem Mini-Kernreaktor), dann könnte man innerhalb weniger Jahre ein Raumschiff entwickeln, das (bei günstiger Planetenkonstellation) nur noch 3 statt 6 Monate bis zum Mars bräuchte und im Notfall sogar umkehren könnte. Mittlerweile gibt es kontinuierlich arbeitende Lichtbogentriebwerke mit Leistungen über 100 kW (gegenwärtig bis etwa 260 kW).
GG
Links: http://www.irs.uni-stuttgart.de/forschung/elektrische_raumfahrtantriebe/lichtbogentriebwerk.html
und
http://www.irs.uni-stuttgart.de/forschung/elektrische_raumfahrtantriebe/tihtus.html
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naja, also wirds auch nie direkt von der erde starten können!
okay, und die teile sind auch noch nicht wirklich ausgereift, so scheints mir zumindest
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naja, also wirds auch nie direkt von der erde starten können!
okay, und die teile sind auch noch nicht wirklich ausgereift, so scheints mir zumindest
Wieso sollen sie noch nicht ausgereift sein? Bei mehreren Satellitenmissionen haben sie sich bestens bewährt ...
Du musst nur darauf achten wofür sie gedacht sind. Es ist kein Antrieb für einen Raketenstart!
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Genau, da möchte ich auch widersprechen. Die Triebwerke sind sehr robust und funktionieren immer, weil sie so einfach aufgebaut sind. Die Entwickler am Institut für Raumfahrtsysteme der Uni Stuttgart waren selbst ein wenig positiv überrascht, schon in der Entwicklungsphase. Mittlerweile arbeitet man schon an Detailverbesserungen wie der Verlängerung der Nutzungsdauer der Elektroden, die ganz schön viel aushalten müssen.
Hauptproblem ist gegenwärtig wirklich das Fehlen einer ausreichend starken Energiequelle mit vertretbarem Gewicht.
Um erst einmal ins All zu kommen, finde ich die Idee einer elektromagnetischen Beschleunigungsbahn (Railgun) ganz gut. Wenn man hier richtig ranklotzen würde, könnte ein Start sehr viel preiswerter werden, vor allem dann, wenn man das System häufig nutzt. Die Entwicklungs- und Baukosten mögen riesig sein (vergleichbar mit der Entwicklung einer neuen Raumschiffgeneration) aber die Betriebskosten müssten deutlich günstiger sein. Auf den Weltraumlift werden wir dagegen wahrscheinlich noch länger warten müssen.
GG
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Kleine Ergänzung:
Es existiert eine große Vielfalt unterschiedlicher elektrischer, für die Raumfahrt geeigneter Antriebe, die neben der Ionisierung und rein elektrischen Beschleunigung zwischen Katode und Anode auch thermische Aufheizung und magnetische Beeinflussungsmöglichkeiten verwenden.
Am Institut für Raumfahrtsysteme der Universität Stuttgart arbeitet man seit Jahren an Systemen mit Dauerleistungen bis zu 1 MW, Schüben um 30 N pro Triebwerk (wobei diese ziemlich klein sind), Austrittsgeschwindigkeiten bis 12 km/s (über 40.000 km/h) und spezifischen Impulsen bis 2.000 s.
Dies nur mal so nebenbei, weil viele Leute immer noch denken, elektrische Antriebe würden nur im Bereich von einigen Millinewton (mN) arbeiten. Leistungsstärkere Triebwerke kann man nur deshalb nicht einsetzen, weil man keine geeignete Energiequelle dafür hat. Alle Solarzellen der ISS werden im Endausbau nur etwa 100 kW an elektrischer Leistung liefern.
GG
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Hallo GG, zu der Angabe des Spez. Impulses in 2000s...wie rechnet man es in die m/s um? Ich bin es von anderen Quellen gewohnt solche Angaben zu lesen, und sehe deine Art zum ersten Mal.
Z.B Spez. Impuls der Zenith-erst-Stuffe am Boden 3036m/s. >>Quelle<< (http://www.bernd-leitenberger.de/zenit.shtml)
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Hallo Ilbus,
es gibt 2 verschiedene Berechnungen des spez. Impulses, ein mal mit s und einmal mit m/s als Einheit:
http://en.wikipedia.org/wiki/Specific_impulse
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[smiley=thumbsup.gif] Danke Daniel.
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@Ilbus:
Du musst nur mit g multiplizieren. Ein spezifischer Impuls von 2.000 s entspricht etwa 19.600 m/s.
GG
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Danke GG.
@DaBeste: damit du in etwa das Gefuel fuer den Schub eines triebwerks bekommst hier ist eine Formel ...nicht erschrecken ;)
Schub= Teilchendurchsatz*quadratwurzel(2*U*m*q)
U ist die Beschleunigerspannung
m ist die Ionenmasse des Mediums
q ist die Ladung der Ionen, in der Regek 1.6*E-19C
Den Teilchendurchsatz kann man aus der zu Verfuegung stehender Leistung abschaetzen:
Teilchedurchsatz=Leistung/(Betriebspannung*q)
So kriege ich fuer die volle Leistung der ISS Solarpannels (110kW) und Xenon (atomare Masse 128) als Treibmedium und Betriebspannung von 3kV einen Schub von 3.34N wenn man diese dafuer benutzen wuerde.
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dachte die formel wär komplizierter..
naja die technik wird sich wohl bald für interplanetare sonden durchsetzen, hoff ich zumindest!
da wird sich schon ne energiequelle finden, die gut genug is
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Noch was zu den Grossenordnung.
Wenn ich die Gasdichte in der Hoeche der ISS nach der Barometrischen Hoechenformel abschaetze, so komme ich zu dem Ergebniss, dass die Abbremsung grob in dem selben Aussmass stattfindet. Man haette mit einem Ionetriebwerk auf ISS als Bahnkorrektor kaum Energie fuer was anderes gehabt und haette 1.5t Xenon pro Jahr gebraucht :o loht sich dort also nicht
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naja, man hätte doch einfach ne höhere umlaufbahn nehmen können..
die vorteile wären doch:
1. weniger erdanziehung -> weniger bahnkorrektur nötig
2. weniger abremsung durch restatmosphäre
warum is die iss eigentlich so niedrig?
[edit]schon kapiert, der strahlungsgürtel..[/edit]
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Während des ganzen Aufbaus ist es wohl günstiger es dort zu haben, wo es ist. so wie ich es verstanden habe hat es mit den Nutzlasttkapazietät der *Lieferanten* zu tun, mit steigender Höche und anderer Inklination wird es geringer sein. Das hatten wir glaube ich im ISS trend schon diskutiert gehabt.
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Ich hatte vor ein paar Tagen eine Mail an Frau Prof. Dr. Auweter-Kurtz geschickt und mich nach den Fortschritten bei den Lichtbogentriebwerken erkundigt.
Meine Frage:
Vor etwa 2 Jahren habe ich in einer Fernsehsendung (3sat-nano) einen Bericht über Plasmaantriebe aus Ihrem Forschungsbereich gesehen. Damals sagten Sie, man bräuchte etwa 35 Triebwerke (je ca. 100 kW), um die Flugzeit zum Mars zu halbieren oder notfalls sogar umkehren zu können. Benötigt man mit TIHTUS (je ca. 260 kW) dann noch etwa ein gutes Dutzend?
Ihre Antwort:
"Das hoffen wir, ja eventuell auch nur eines aber dann ein großes. TIHTUS ist jedoch ein Versuchsgerät und noch in den Kinderschuhen."
Frage 2:
Und ist es nicht so, dass der Zeitgewinn umso größer ausfallen müsste, je weiter die Flugstrecken sind, vor allem dann, wenn man mit ausreichend Treibstoff lange beschleunigen kann?
Antwort:
"Im Prinzip ja, aber man muss für jeden Fall eine aufwändige Bahnoptimierung durchführen, in die auch die Konstellation des Start- und des Zielobjektes eingeht."
Für mich klingt das so, als könnte man elektrische Antriebe schon fest in die Eroberung des Mars und des äußeren Sonnensystems einplanen, wenn es gelingt, einen kompakten Atomreaktor zu entwickeln.
GG
Hier nochmal die Links:
http://www.irs.uni-stuttgart.de/forschung/elektrische_raumfahrtantriebe/lichtbogentriebwerk.html
und
http://www.irs.uni-stuttgart.de/forschung/elektrische_raumfahrtantriebe/tihtus.html
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Hi,
Ich hätt da zwei Fragen, an die, welche ein wenig Ahnung von Ionenantrieben, welche momentan bzw. mal auf dem Markt (ich weis, ist dumm formuliert...) waren!
1. Kann mir jemant eine Quelle nennen, auf der ich Bilder von RIP 35L (Ionenantrieb) finde?
2. Kann mir jemant die Schubkraft vom HIPARC-R (Ionenantrieb) nennen?
Ich persönlich habe nichts gefunden im Netz. Und ehrlich gesagt hab ich keine Gedult mehr :-[
Gruß Nakova
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Bei HIPARC liegen die Schubwerte des 100 kW-Triebwerkes um 2 N. Die Messwaage ist bis 5 N zugelassen.
Du könntest aber auch selbst mal bei
http://www.irs.uni-stuttgart.de/institut/mitarbeiter/winter.html > Michael Winter nachfragen. Bisher waren die Leute vom IRS Stuttgart immer ziemlich freundlich.
GG
P.S. Warum geht denn die Verlinkung nicht mehr? Letztens hat's doch auch geklappt :(.
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Moin,
to GG: P.S. Warum geht denn die Verlinkung nicht mehr? Letztens hat's doch auch geklappt
Hab´s repariert.
Jerry
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Danke.
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Danke GG für deine Info! :)
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@GG
Ich hab diese Antwort zurückbekommen:
HIPARC-R liefert im betrieb mit Wasserstoff bei 100 kW einen Schub von etwa 6N bei
einer effektiven Austrittsgeschwindigkeit von etwas über 20 km/s. Der Schub ist relativ
niedrig im Vergleich zu chemischen Triebwerken aber die Austrittsgeschwindigkeit
wesentlich höher (beste chemische Triebwerke mit H2/O2 <5km/s).
Nur um Verwechslungen zu vermeiden: HIPARC ist ein thermisches
Lichtborgentriebwerk, in dem die Ionisation so weit wie möglich vermieden werden soll,
da sie die Verluste erhöht und kein Ionentriebwerk, in dem die Ionen durch elektrische
Felder beschleunigt werden.
Ich hoffe, ich konnte Ihnen helfen.
Mit freundlichen Grüßen,
Michael Winter
...ich muss sagen, der ist wirklich sehr zuverlässig und hölflich!
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Na, da hatte ich mich mit meinen 2 N aber verschätzt. Wahrscheinlich hat man in der Messaparatur die Waage bereits durch eine neue ersetzt, dies aber noch nicht auf der Webseite geändert.
Und außerdem haben wir dazu gelernt, dass HIPARC gerade kein Ionentriebwerk ist.
Prima, danke Nakova.
GG
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Moin,
hier ein Presseartikel zum NASA-Programm „Evolutionary Xenon Thruster“ (NEXT) am Glenn Research Center in Cleveland.
Darin geht es um die Historie und die Weiterentwicklung des Ionenantriebs und seine Vor- und Nachteile gegenüber andern herkömmlichen Antrieben.
Hier der ganze Artikel:
http://www.heise.de/tr/Mit-Ionenkraft-zu-den-Sternen--/artikel/143217
Wenn's wo anders besser reinpaßt, bitte verschieben. ;)
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Heutige Ionentriebwerke haben doch das Problem, dass das Anodengitter erodiert...
Gibt es da schon eine Technologie in Sicht, die das lösen könnte? Plasmabogen-Triebwerk??
Mit einem guten Ionentriebwerk könnte man ja eine Sonde a là Voyager starten, nur schneller...
Zum Zeitpunkt des Starts standen bei Voyager 470 Watt bereit... Damit könnte man ein Ionentriebwerk mit sehr kleinem Schub doch powern...
Mit moderneren Thermoelementen sollte der Verlust der Effizienz mit den Jahren auch etwas geringer sein... (Das Plutonium verliert natürlich die selbe Energie pro Zeit wie es bei Voyager der Fall war)
Ich könnte mir vorstellen, dass man damit ordentliche Delta-Vs erreichen könnte, noch dazu, wenn man möglichst viele fly-bys einsetzt... Wie wäre es mit Mond-flyby, Jupiter und dann nochmal außen....
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Heutige Ionentriebwerke haben doch das Problem, dass das Anodengitter erodiert...
Gibt es da schon eine Technologie in Sicht, die das lösen könnte? Plasmabogen-Triebwerk??
Magneto Plasmadynamische Fremdfeldtriebwerke liegen vom Schub her etwas höher. Irgendwo zwischen 3 bis 10 N und Austrittsgeschwindigkeiten von bis zu 60km/s
Allerdings verbrauchen die auch um die 100 KW und die Forschung steckt in dem Bereich (wieder) in den Kinderschuhen.
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Technischer Post zur Zusammenführung der Themen zum Ionentriebwerk.
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Magneto Plasmadynamische Fremdfeldtriebwerke liegen vom Schub her etwas höher. Irgendwo zwischen 3 bis 10 N und Austrittsgeschwindigkeiten von bis zu 60km/s
Allerdings verbrauchen die auch um die 100 KW und die Forschung steckt in dem Bereich (wieder) in den Kinderschuhen.
[/quote]
und wieder mal rächt sich die Verlagerung von Geldern weg von Prometheus. :(
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Moment mal! Hat nicht die Ad Astra Rocket Company mit ihrem VASIMR einen magnetoplasmadynamischen Antrieb soweit entwickelt, dass er demnächst unter realen Bedingungen getestet werden kann? Oder reden wir von etwas anderem? Und vor allem, was ist in dem Zusammenhang "Prometheus"? ???
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Wegen VASIMR muss sich Poseidon wohl noch informieren ;)
Prometheus (http://de.wikipedia.org/wiki/Projekt_Prometheus) war ein NASA-Projekt für einen nuklearen Antrieb. Es hat 2003 angefangen und wohl schon einige 100 Mio Dollar erhalten, wird derzeit mit 9 Mio pro Jahr nur noch am Leben erhalten, die Zukunft ist unklar, aber wohl eher düster :-\
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Danke, den Link hatte ich inzwischen auch gefunden. Wobei ich erst dieses Forschungsprojekt namens Prometheus (http://de.wikipedia.org/wiki/Prometheus_(Forschungsprogramm)) gefunden hatte, und das hat nun wirklich nicht in diesen Kontext gepasst. ;)
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Ging mir da um eine starke Energiequelle die ja auch Prometheus haben muss um zu funktionieren. Habe da wohl Prometheus zu viel zugetraut ist ja leistungsmäßig dazu nicht in der Lage in die Bresche zu springen, sorry.
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Was mich interessieren würde:
Wie groß ist das kleinste bisher gebaute Triebwerk?
Beim Googlen findet man, dass die ESA an einem
Radiofrequenz-Ionen-Triebwerk im Mikro-Newton-Bereich forscht.
Wäre ein Ionentriebwerk mit sehr kleinem Durchsatz mit 1W bzw. 3 Watt zu betreiben??
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Kennt sich jemand mit dem reelem Betrieb der Ionetriebwerke in der Erdumlaufbahn?
Ich hatte neulich eine Überlegung, ob ein "gepulster" Betrieb vorteile bringen würde. Dabei hatte ich im Hinterkopf den Artikel von Bernd Leitenberger bezüglich dieser Triebwerksart. In dem wird darauf verwiesen, dass durch den Dauerbetrieb die Orbitanhäbung energietechnisch ineffezienter ist, als wenn man es in zwei Zündungen erreichen könnte, wenn der dafür benötigte Schub lieferbar wäre: eins für Apogeianhebung und dann im Apogei ein zweites für Perigeianhebung. Ich habe mich gefragt, wenn man die Triebwerke so ähnlich betreiben könnte nur eben wegen dem geringen Schub wären die A- und P-Anhebungen sehr gering und müssten dann sehr viele sein. Ich verspreche mir dadaurch besseres Energiemenegment der Ionentriebwerke, was bis jetzt als sehr Energiegefressig angesehen wird.
Spekulationen sind natürlich auch wilkommen :)
Privet.
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Klingt ja ganz nett.. Aber was dem Vorteil durch gepulstem Betrieb entgegensteht ist der Verlust bei der Energiespeicherung.
Mit einem gutem LiIon-Akku kommt man auf 90% Energieeffizienz. Zusätzlich hat man jetzt auch noch die Masse der Akkus, die mit angehoben werden muss.
An der ISS kann sowas sinnvoll sein, das VASIMR VF-200 (natürlich nicht direkt ein Ionentriebwerk, aber ich denk es passt hier rein) soll ja auch über Akkus gespeist werden. Aber bei dem hohen Bahnverlust der ISS lohnt sich das eventuell.
Bleibt die Frage ob es sich für "normale" Satelliten lohnen kann.
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Die Transferzeit ist doch sowieso schon sehr lang mit Ionentriebwerken, wenn man das Ding jetzt pulst (Welche Brennzeit? Sekunden? Minuten?) dann dauert das Manöver nochmal eine Größenordnung länger. Ansonsten bräuchte man ein Triebwerk, das eine Größenordnung mehr Schub macht und damit auch ein vielfaches wiegt und ein vielfaches an Akkukapazität und/oder Solarzellen braucht.
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(Welche Brennzeit? Sekunden? Minuten?) dann dauert das Manöver nochmal eine Größenordnung länger.
ich denke da schon ejer an Zeiten wie 10 bis 20 min brennzeit in LEO. Ich bin mir natürlich des Problems bewusst, dass die Manöverzeit dem ensprechend dann in die Länge geht (90min Umlaufzeit im Leo zu 20 bis 40 gesammtbrennzeit pro Umlauf) ...so 3 bis 8 faches. Wobei das Abbremsen in der Restatmosphäre wirkt dem ja auch entgegen...wo das Optimum liegt ist genau das, was mich interessiert und es ist auch meine Hoffnung, dass wir evtl darauf kommen würden :)
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Diese "Ineffizienz" von Ionentriebwerken hat nichts mit Pulsen an sich zu tun, sondern es liegt an ihrer Betriebszeit an sich. Bei ihnen kommt eine Menge Gravitationverlust zusammen, da sie im Betrieb den Treibstoff mit nach oben schleppen. Bei einem einzelnen kurzen Impuls chemischer Tiebwerke tritt das nicht in Erscheinung. Bei n Impulsen eines Ionenetriebwerks hingegen tritt dieser Effekt zu Tage, genauso wie wenn man nicht pulst und kontinuierlich arbeitet, denn die akkumulierte Betriebszeit/Wirkzeit wäre dieselbe.
Man kommt an den Gravitationsverlusten nicht vorbei ... außer man würde den Höhengewinn während des Betriebs unterbinden, also nur beschleunigen und nicht klettern.
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Mensch, Daniel, endlich mal habe ich die Gravitationsverluste rrichtig kapiert. Ich hatte die davor wohl falsch verstanden gehabt...dan erübrigt sich natürlich die "gepulste"-überlegung.
danke und Grüße.
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Diese "Ineffizienz" von Ionentriebwerken hat nichts mit Pulsen an sich zu tun, sondern es liegt an ihrer Betriebszeit an sich. Bei ihnen kommt eine Menge Gravitationverlust zusammen, da sie im Betrieb den Treibstoff mit nach oben schleppen. Bei einem einzelnen kurzen Impuls chemischer Tiebwerke tritt das nicht in Erscheinung. Bei n Impulsen eines Ionenetriebwerks hingegen tritt dieser Effekt zu Tage, genauso wie wenn man nicht pulst und kontinuierlich arbeitet, denn die akkumulierte Betriebszeit/Wirkzeit wäre dieselbe.
Man kommt an den Gravitationsverlusten nicht vorbei ... außer man würde den Höhengewinn während des Betriebs unterbinden, also nur beschleunigen und nicht klettern.
äh dem kann ich aber nicht ganz zustimmen. Orbitmechanisch gesehen, ist der delta-V Bedarf für einen Hohmanntransfer (Impulsförmiges Anheben von zuerst Apozentrum und dann Perizentrum) deutlich geringer, als für ein Aufspiralen, wie es ein kontinuierliches Schubmanöver mit einem elektrischen Triebwerk darstellt. Als Gravitationsverlust bezeichnet man (zumindest bei mir an der Uni war es so) die Verluste, die eine Rakete dadurch erleidet, dass sie zunächst senkrecht entgegen des Gravitationsvektors beschleunigt wird. (optimalerweise wäre der Beschleunigungsvektor immer senkrecht dazu)
Hier finden sich die Formeln für delta-V bei einem Hohmann Transfer Orbit:
http://en.wikipedia.org/wiki/Hohmann_transfer_orbit (http://en.wikipedia.org/wiki/Hohmann_transfer_orbit)
Unter dem Abschnitt Low-Thrust Transfer steht auch, was bei einem Niedrigschubtransfer, wie es bei einem Ionenantrieb der Fall wäre, passiert.
Dort ist delta-V = v-kleine_Kreisbahn-v_große_Kreisbahn
Dort wird auch ein Beispiel gerechnet: Für den Transfer vom LEO zum GEO beträgt deltaV fürs Aufspiralen: 7,73 km/s - 3,07 km/s = 4,66 km/s
Während dessen wird für einen hohmanntransfer nur folgendes deltaV benötigt: 3.88 km/s
Das ist unabhängig von Masse und mitgeführtem Treibstoff.
PS: ich seh grad, es gibt 2 Definitionen für Gravitationsverluste... die eine ist das, was ich erklärt habe, das andere womöglich deine Erklärung. Doch für das delta-V gilt trotzdem: Hohmann-Transfer ist das optimum, aufspiralen der schlechteste Fall.
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Ok. Ich fasse dann noch Mal zusammen:
Vor allem die Gravitationsverluste werden nach jeder der Deffinitionen mit unter auf die Treibstoffmenge bezogen. Wenn ich mich nicht teusche, beträgt jedoch der Treibstoffanteil eines von Ionentriebwerk angetriebenem Vehickels nur ein Bruchteil des Bedarfs der chemischen Triebwerke. Daher spekuliere ich jetzt darauf, dass auch die auf Treibstoff bezogene Verluste gering wenn nicht vernachlässigbar ausfallen.
Die Effizienz scheint in dem Fall viel mehr durch die Vorteile eines Hohman-Überganges vor dem "aufspirallen" zur Geltung kommen zu können. Nur eben, wären dann in dem "gepulsten" Betrieb unzählige solche mini-Hohmans notwendig. Wobei 15 bis 20% Effizienzsteigerung möglich wären. Dies geschieht aber durch die Verlängerung der Manöverdauer um ein vielfaches. Ob es sich lohnen würde ist dem nach sehr fragwürdig.
Mercy Leutz für die Beteiligung :)
Privet.
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Es gibt doch einen Beispiel für einen periodischen Antrieb des Ionentriebwerks bei der Bahnahnhebung: SMART-1! Der wurde wohl bereits auf eine stark-elyptische Bahn gebracht (als Ariane-Beifahrer) und hebte seine Bahn durch die Brennfasen in den untersten Helfte seines Umlaufs:
Bild (https://images.raumfahrer.net/up022896.gif) auf der Seite von Bernd Leitenberger (http://www.bernd-leitenberger.de/elektrische-antriebe.shtml)
[Link von Admin pikarl geändert]
Der Autor weist darauf hin, dass diese Ausgangsposition und dem ensprechend die Betriebsart des Ionentriebwerks einen Vorteil hat: man Befindet sich in in den beiden Strahlungsgürtel nur eine geringe Zeit (im Vergleich zum Hochspirallen aus der LEO), was die Strahlungsbelastung der Elektronik deutlich sinken soll.
Grüße
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Hallo Yevgeny (hoffentlich den Namen richtig geschrieben ... :-[),
danke für die Information. Das Bild suggeriert es aber etwas falsch, bzw. braucht etwas Kontext. SMART-1 kam Huckepack auf einem Ariane-Flug mit und wurde schon einem elliptischen GTO abgeliefert. Da dieser nur kurzzeitig durch die Strahlengürtel läuft, hat man diesen Orbit schrittweise erweitert, um u.a. diese Eigenschaft zu behalten.
Wäre SMART-1 in einem LEO komplett unterhalb der Strahlengürtel ausgesetzt worden, hätte man das (langsame) Apozentrum so auch erstmal in die Strahlengürtel gehoben, dann mit entsprechend langen Verweildauern.
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Es gibt doch einen Beispiel für einen periodischen Antrieb des Ionentriebwerks bei der Bahnahnhebung: SMART-1! Der wurde wohl bereits auf eine stark-elyptische Bahn gebracht (als Ariane-Beifahrer) und hebte seine Bahn durch die Brennfasen in den untersten Helfte seines Umlaufs:
Bild (https://images.raumfahrer.net/up022896.gif) auf der Seite von Bernd Leitenberger (http://www.bernd-leitenberger.de/elektrische-antriebe.shtml)
[Link von Admin pikarl geändert]
Der Autor weist darauf hin, dass diese Ausgangsposition und dem ensprechend die Betriebsart des Ionentriebwerks einen Vorteil hat: man Befindet sich in in den beiden Strahlungsgürtel nur eine geringe Zeit (im Vergleich zum Hochspirallen aus der LEO), was die Strahlungsbelastung der Elektronik deutlich sinken soll.
Grüße
Hey,
ja genau, allerdings wurde ja hier trotzdem noch über lange Brenndauern das deltaV erzeugt. Den optimalen Fall aus Sicht des delta-V wurde daher dennoch nicht erreicht. Es war eben kein Aufspiralen, aber ein halbes Aufspiralen^^
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@Daniel Manchmal frage ich es mich auch ;) auf Kyrilisch ist es "Евгений" ich selbst benutzte eine etwas phonetischer geschrieben "Yevgenij"...obwohl in meinem Reisepass "Yevgen" steht...aber das ist eine laaaange Geschichte, die den neben der Latein-Kyrilisch-Translation, slavische Namensgebung, Zusammenbruch der Sovjetunion, eine Phase des Ukrainisierung der Vornamen und viel mehr beiinhaltet...die ich lieber bei einem der kommenden Raumcon Treffen erzählen werde.
Aber zurück zum Thema: Das mit dem GTO als anderweitig (als aus der weiter oben eingebrachten Überlegungen) vorteilhaftes Ausgangsorbit (im Vergleich zu LEO) für den Betrieb eines Ionentriebwerkes war auch der Kern meiner Aussage...ich habe da meine Schwierikeiten mit dem kurz und bündig auf den Punkt zu kommen :-[
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Also, jetzt, wo Gedanken etwas geordneter sind...und nicht wie zur Mittagpause:
Ich finde es interessant, dass die "periodische" Betriebsart des Ionentriebwerks bereits Verwendung gefunden hat. Zwar nicht aus den Überlegungen der eventuellen Verbrauchseffizienz-steigerung, wie ich es ursprunglich überlegte und nur als Bypack des Arianeroutinestarts. Dennoch könnte der Startprofiel die Optimale Art für Deapspace-Missionen sein: mit dem Ionentriebwerk erst aus einer stark elyptischen Erdumlaufbahn zu starten und dabei sowohl den Treibstoff als auch Energie zu sparen und die Verweildauer in den Strahlungsgurten zu minimieren. Man kommt jedoch nicht drum herum in den GTO mit den konventionellen Mitteln gebracht zu werden.
Dabei wäre die immerwieder kehrende Nähe zur Erde in Perigäum als "Optionen" zu einem schnellen Missionsabruch angesehen werden.
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für DeepSpace Operationen sind Ionentriebwerke ja sowieso gut geeignet, lange Flugdauer, lange "Brenndauern". Je mehr Orbitenergie natürlich schon durch den Trägerstart mitgegeben wird, umso besser ;)
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SNECMA hat eine neues Triebwerk mit 20kW Leistung entwickelt:
http://www.snecma.com/a-first-in-europe-snecma-and-cnrs.html?lang=en (http://www.snecma.com/a-first-in-europe-snecma-and-cnrs.html?lang=en)
Nur woher kriegt man die Leistung? ;)
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Naja, 20kw sind nicht sonderlich viel, das geht auch gut mit Solarzellen...
mfg h-j
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Hallo Leute
Da ist den Franzosen ja etwas ganz Tolles gelungen. Der ursprünglich russische Hull-Thruster wurde weiterentwickelt. Mit der Impulsgleichung und der Energiegrundgleichung kann man die
Austrittsgeschwindigkeit und den Massenstrom des Triebwerks ausrechnen.
M_punkt ist der Massenstrom in m/s
F ist die Kraft in Newton
V ist die Austrittgeschwindigkeit in m/s
Technische Angaben des Herstellers
Gl 1) Impulssatz: F = M_punkt * V = 1,050 N
Gl 2) und P = 0,5 M_punkt * V^2 = 20KW
nach einigen trivialen Umformungen
Gl 3 (Gl 1 umstellen nach M_punkt = F / V)
Gl 4 (Gl 3 in Gl 2 einsetzen P = 0,5 F / V * V^2)
Gl 5 (Gl 4 umstellen nach V = 2 P / F = 2 * 20.000 / 1,05)
kommt für V heraus: Austrittsgeschwindigkeit: 38.095 m/s also knapp 40 km/s
und das Ergebnis eingesetzt in Gl 1 ergibt sich der Massenstrom: 27,6 µg/s
An diesen Zahlen kann man schön sehen, was Ionentriebwerke machen.
Ganz kleine Massenströme werden mit Hilfe sehr viel elektrischer Energie auf ganz hohe
Geschwindigkeiten gebracht um einen kleinen Schub zu erzeugen
(hier immerhin 1 Newton also so um 100 g Schub).
bin ganz schwer begeistert
Gruß Matjes
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Naja, 20kw sind nicht sonderlich viel, das geht auch gut mit Solarzellen...
mfg h-j
Also die ISS hat ca. 110kW Leistung mit den 4 großen Solarzellen. 20kW für das Triebwerk + Nutzlast etc.., das braucht mindestens eines der 4 großen ISS Panele.
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Für sehr kleine Satelliten wird ein Antriebssystem entwickelt:
http://www.moontoday.net/news/viewpr.html?pid=36570 (http://www.moontoday.net/news/viewpr.html?pid=36570)
"We calculated that in order to reach lunar orbit, a 1-kg nanosatellite with our motor would travel for about six months and consume 100 milliliters of fuel," explains Muriel Richard, a scientist in EPFL's Swiss Space Center.
Sehr kleine Satelliten sind ja praktisch in dem Orbit, in dem sie ausgesetzt werden, gefangen.
Das soll sich nun ändern.... 1kg Satellit -> 100 ml Treibstoff zum Mond!!