AdAstraRocket Company

Ja, die Dauerleistung macht's. Wenn man nicht nur effizient, sondern auch schnell sein will, braucht man Schub und damit Leistung. Für ein Tug im Erdorbit kann man da noch mit Solarzellen und großen Batteriepuffern leben, wenn man die Manöver ordentlich voraus plant. Aber zum Mars brauchen wir dann Dauerleistung.

Hallo

Ja, Dauerleistung ist allemal wünschenswert.
Und die wird auf absehbare Zeit nur mittels eines raumfähigen Nuklearreaktors verwirklichbar sein. Auch wenn das so Manchem nicht gefällt. Aber man wird mögliche Sicherheitsrisken ja auch identifizieren und an Lösungen arbeiten können.
Es wäre also recht sinnvoll begleitend an solchen Systemen zu arbeiten. Allerdings ist es recht ruhig geworden darum. Die Dokumente die ich finde sind jüngstens so um 2006. So wie dieses: http://gltrs.grc.nasa.gov/reports/2006/TM-2006-214106.pdf
Weiß jemand ob sich da noch was tut?

Viele Grüße!

Da gab es schon einige Programme, die allesamt leider wieder eingestellt worden sind. Meines Wissens.

Aber das wäre ne großartige Gelegenheit:
(War das so geplant, mit dem Hintergedanken?    )

Vielleicht will man auch zeigen, dass man mit der Triebwerksentwicklung mittlerweile so weit ist, dass man Flüge zum Mars usw. in deutlich kürzerer Zeit bewältigen kann und nun die Forschung auf dem Gebiet starker Energiequellen im Weltraum anstoßen.

Naja, ich verstehe das so. AdAstra kann die Entwicklung von Weltraumreaktoren nicht finanzieren. Sie sagen aber: "Hätten wir einen Reaktor, dann könnten wir in 30 Tagen zum Mars fliegen, 30 Tage forschen und in 30 Tagen wieder zurück fliegen. Also helft uns und damit euch selbst!"

Sowohl Russland als auch die USA habe sich ja schon mit Kernreaktoren im Weltall beschäftigt. (TOPAZ bzw. SP-100)

Der TOPAZ könnte 5 kW für 3-5 Jahre aus 12 kg Brennstoff bei einer Reaktormasse von 320 kg erreichen. TOPAZ ist mit Cosmos 1818 und 1867 geflogen.

SP-100 der Amerikaner wurde in Studien für machbar gehalten. Die Umsetzung der Wärmeenergie sollte mittels Brayton oder Sterling-Motor erfolgen. Ein SP-100 würde bei einer Leistung von 550kW ca. 15 Tonnen wiegen.

Quellen:
http://en.wikipedia.org/wiki/TOPAZ_nuclear_reactor
http://gltrs.grc.nasa.gov/reports/1993/CR-191023.pdf
http://fti.neep.wisc.edu/neep533/SPRING2004/lecture23.pdf

Hi,

der frühere Astronaut Franklin Chang Diaz, jetziger Präsident der Ad Astra Rocket Company, hat bei heise.de ein Interview zur Zukunft der NASA gegeben. Er ist der Ansicht, das die NASA in ihrer heutigen Form immer noch der der sechziger Jahre ähnelt. Dadurch hat sich eine Lücke aufgetan, die den Zutritt zur niedrigen Umlaufbahn betrifft. Diese Lücke, werden seiner Ansicht nach, die privaten Anbieter schließen.
Aber lest selbst:
http://www.heise.de/tr/artikel/Die-NASA-verharrt-in-ihrer-Vergangenheit-811739.html
Auch der VASIMR-Antrieb wird erwähnt, über den hatte tobi weiter oben schon berichtet.  

SP-100 der Amerikaner wurde in Studien für machbar gehalten. Die Umsetzung der Wärmeenergie sollte mittels Brayton oder Sterling-Motor erfolgen. Ein SP-100 würde bei einer Leistung von 550kW ca. 15 Tonnen wiegen.

Zum Marsflug haben die aber mit 2 MWatt gerechnet, wenn ich mich richtig erinnere...

Das wären 60 Tonnen... oder weniger, wenn man alles in einen Reakor stopft, dann spart man nötige Abschirmung, vlt ca. 40t

Bei einer Raumschiffmasse von.. Naja, wieviel ist denn Realistisch? 400t? Und wieviel Treibstoff (Stützmasse) würde dann ca verbraucht?



Wieso brauchen die eigentlich von 2009 bis 2013, um einen Vasimr-Motor für die ISS zu bauen??

Man hätte einen fertigen Prototypen, der Leistungsstark genug ist...

Sicherheitsbedenken schön und gut, aber...

Fehlt noch der Supraleiter? Und muss man den auf der ISS dann mit Stickstoff kühlen, oder genügt es, ihn auf der Sonnenfernen Seite anzubringen bzw. über Radiatoren zu kühlen?

An den Batterien kanns ja nicht liegen, die sind schon verfügbar - das wurde ja so ausgelegt...

Oder einfach ein Haufen Back-up eingeplant, um keinen zu enttäuschen?

Eine Frage:

Wie viel Schup entwickelt dieser Antrieb eigentlich?

Kann er von einer Niedrigen Umlaufbahn ohne zusätzliche Chemische antriebe eine Fluchtgeschwindigkeit erreichen um so richtung Mars zu Fliegen (Berücksichtigt der Masse des Raumschiffes mit angenommenen 400t)?

Wäre es evt. auch möglich von einem kleinen Himmelsköper aus zu Starten (Mond, Astroid ect)?

Wäre toll es wüsste einer eine antwort ob dies alles Realistich ist?

Mfg:
ARES

Der VF-200 Antrieb bringt einen Schub von 5N bei einem spezifischen Impuls von ca. 5000 Sekunden.

Im Vergleich dazu hat z.B. ein einzelnes Shuttle Triebwerk (SSME) 2.000.000N Schub bei einem spezifischen Impuls von 452,5 Sekunden im Vakuum.

Mit nur 5N eignet sich der VF-200 Antrieb nicht um von etwas zu starten, dass auch nur etwas Schwerkraft erzeugt. (Erde, Mond, größere Astroiden) Jedoch ausgezeichnet dafür wenn man erstmal unterwegs ist Geschwindigkeit aufzunehmen! Der große Unterschied ist ja die Brenndauer. Ein chemischer Antrieb läuft bis zur LEO nur wenige Minuten. Ein Ionen Antrieb läuft Monate oder Jahre lang!

Von einer niedrigen Umlaufbahn sollte man ohne zusätzliche chemischen Antrieb die Fluchtgeschwindigkeit erreichen können.

... und ein 400 t träges Raumschiff würde damit eine Beschleunigung von 0,000 012 5 m/s² erreichen. Man bräuchte also 22.222 s (mehr als 6 Stunden), um seine Geschwindigkeit um nur 1 km/h zu erhöhen.

... und ein 400 t träges Raumschiff würde damit eine Beschleunigung von 0,000 012 5 m/s² erreichen. Man bräuchte also 22.222 s (mehr als 6 Stunden), um seine Geschwindigkeit um nur 1 km/h zu erhöhen.

Das würde für mich heißen wenn ich die Geschwindigkeit um Theoretisch 40.000 Km/h erhöhen will dann bräuchte ich 40.000 x 6 Stunden = 240.000 Stunden = 27,4 Jahre???

Soll das ein Antrieb für die Zukunpft sein? Allso damit bis zum Mars zu kommen hört sich anhand der Zahlen für sehr unrealistisch an.

Das ist ein Prototyp, der seine Funktion im Orbit testen soll. Wenn man diese Technik für interplanetare Raumfahrt anwenden möchte, käme natürlich ein größeres, passendes Konzept.

Also 10 Vasimr-Motoren gleichzeitig?

Dass frisst dann aber 2100 kW (2,1 MW)...

Da braucht man nen Mega-Reaktor...

Hm, was mir da grad so in den Sinn kommt:
Wenn man den üblichen Wasserstoff/Sauerstoff-Treibstoff in Brennstoffzellen zu Strom macht und dann damit VASIMIR Triebwerke antreibt sollte man doch mehr delta-v herausholen können als wenn man Wasserstoff und Sauerstoff einfach wie bisher verbrennt oder?

Von der verfügbaren Leistung dürfte das doch zwischen Solarzellen und Kernreaktor liegen. Vielleicht eine Übergangslösung oder gar eine Option für Weltraumschlepper? Wenn man ein bemanntes Ziel anfliegt braucht man ja eh Wasser.

Wenn man sowas wie eine ISS2 hat die damit oft angeflogen werden soll könnte man sogar so weit gehen und das Wasser als Energiespeicher Nutzen, also es auf der Raumstation wieder in Wasserstoff und Sauerstoff zerlegen und für den nächsten Flug auf dem Weltraumschlepper mitnehmen.

Natürlich muss man das mitgeschleppte Wasser immer mitbeschleunigen und Stützmasse für das Triebwerk braucht man ja auch noch.
Überblickt das jemand ob das vollkommen unrealistisch ist?

Hallo Leute

von Chewie gab es die Info: "Der VF-200 Antrieb bringt einen Schub von 5N bei einem spezifischen Impuls von ca. 5000 Sekunden."

Um das Vasimir Triebwerk ein wenig besser zu verstehen habe ich ein wenig rumgerechent:

Die ausströmende Masse beträgt: 1.0 E-4 kg/sec = 0,1 g/sec
m_punkt = Schub / Isp = 5 N / 50.000 m/s (spez. Impuls wird in Amerika nicht ganz korrekt in Sek statt in m/s angegeben - also einfach mal 10 - ganz korrekt: 9.81)

Die Ausströmgeschwindigkeit liegt dann bei 50 km/sec
v = F / m_punkt = 5 N / 1 E-4 m/s

und der Energiebedarf bei 125 KW
E = 1/2 m v^2 = 0.5 * 1E-4 kg/sec * (5 E4 m/sec)^2

So ganz bin ich noch nicht zufrieden, da das Triebwerk ja 201 KW verbraucht hat. Der Gesamt-Wirkungsgrad würde dann  bei 0,62 liegen. Nicht schlecht. Immerhin kommt Vasimir dann auf ca. die 10 fache Ausströmgeschwindigkeit eines chemischen Triebwerks. Und man sieht schön welch dramatischen Einfluß das auf den Energiebedarf des Triebwerks hat.

Noch ein Wort zur Energieerzeugung durch ein AKW im Weltall. Das eigentliche Problem liegt - so denke ich es jedenfalls - in der Abstrahlung der Niedertemperaturwärme.

Nochmals Dank an Chewie für die Zahlen.

Matjes

Solarzellen sind beständiger als Brennstoffzellen, das mit dem Wasser stimmt zwar (machte man sich bei Apollo zu nutze)

Aber das war sehr begrenzt und bei Apollo 13 ging fast der Strom aus...

Darum setzt man bei Orionauch auf Solarzellen...


Atom gibt sicher viel her...

Das man viel Vorteil herausschlägt, wenn man statt H2+O zu verbrennen, es in eine Brennstoffzelle gibt und damit einen Vasimr antreibt, kann ich mir nicht vorstellen. Die Masse, die du mitnehmen müsstest bleibt ungefähr gleich...

Selbst wenn man 30 % weniger mitnehmen müsste, Solarzellen und Atom machen aus minimalem Gewicht dauerhaft Energie

Gibt es da nicht auch noch das Problem der Lagerung von Wasserstoff? Raketenstufen, die Wasserstoff verbrennen, werden doch üblicherweise bis zum Start unablässig nachgetankt und brennen in den ersten Minuten einer Mission aus, bevor der Wasserstoff entweichen kann. Für eine Energieversorgung per Brennstoffzellen ist das Problem nicht wesentlich einfacher zu lösen. Die Apollo-Kapseln der Missionen Skylab 2-4 hatten meines Wissens unter anderem deshalb Batterien anstatt Brennstoffzellen.

Solarzellen und Atom machen aus minimalem Gewicht dauerhaft Energie

Und wohin willst Du fliegen?
Vielleicht bis zum Mars, aber jenseits der Marsbahn geht den Solarzellen zunehmend das Licht aus, weil die Sonnenstrahlung in größerer Entfernung schwächer wird.
Nix mit "dauerhaft Energie"!

weil die Sonnenstrahlung in größerer Entfernung schwächer wird.

ja, dann is halt dauerhaft wenig Energie 

Naja, weiter als den Mars sollte man bemannt ohnehin nicht blicken, und unbemannte Satelliten dürfen ja e länger beschleunigen...

Und wann willst Du anfangen mit Bremsen?

Klar, man kann auch mit dem Fahrrad nach Norwegen fahren, aber das ist halt äußerst ungünstig.

Wer bremst verliert! 

Aber mal im Ernst als LEO-Mond/Marsorbit-Taxi wäre so ein Antrieb gar nicht so verkehrt. Wenn man ihn nicht nur einmal wie bisher sondern vielleicht 10 mal benutzen kann. Chemisch müsste man dann nur noch in den LEO und Wiederaufstieg. Ist wie immer eine Frage der Effizenz/ des Gewichtes: was ist insgesamt leichter/billiger/einfacher. - Wir werden sehen!

Auf günstigen Bahnen muss man gar nicht bremsen:

Mars: Aerobrake / capture ... Mond: Abwurf der Payload, diese wird gebremst, der Rest wird auf ner Free-return-Trajektorie zurückgeschossen und nutzt wiederrum die Erdatmosphäre zum Abbremsen...

Hoila

Mal wieder ein paar Eindrücke aus dem Hause AdAstraRocket.
alle Bilder AdAstraRocket Company

Ein 3D-Modell des VASIMR-Motors und der Motor in der "El Monstro"-Vacuumkammer:

Damit man sich die Größe des Motors vorstellen kann, ein paar Leute dazu:

Und schließlich ein Hinweis wo ungefähr man sich die Montage auf der ISS vorstellt:

Der Motor "zeigt" nicht in die Bewegungsrichtung der ISS!

mit freundlichen Grüßen, James

Der Motor "zeigt" nicht in die Bewegungsrichtung der ISS!

Hab ich mir auch gerade gedacht...
Weiß jemand, ob das einfach nur eine schlecht überlegte Zeichnung ist, oder ob man vorhat, damit den Orbit in einem perfekten Kreis zu halten?

Wohl nur ein Fehler...

Das 3D-Modell der Montage des Motors an der ISS ist ja nicht zufällig entstanden.
Das ist sicher KEIN Fehler.


(Es ist ein Test des Triebwerks, sonst nichts. Ich vermute das Hauptaugenmerk liegt darin eine Abstrahlrichtung zu haben die möglichst unkritisch ist)