Ionentriebwerk

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?

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

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

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!

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

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

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<<

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

 [smiley=thumbsup.gif] Danke Daniel.

@Ilbus:

Du musst nur mit g multiplizieren. Ein spezifischer Impuls von 2.000 s entspricht etwa 19.600 m/s.

GG

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.

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

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   loht sich dort also nicht

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]

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.

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

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

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  .

Moin,

to GG: P.S. Warum geht denn die Verlinkung nicht mehr? Letztens hat's doch auch geklappt

Hab´s repariert.

Jerry

Danke.

Danke GG für deine Info!

@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!

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

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. 

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....