**ISS** <Bahnmanöver & Bahnerhalt>

Hi Leute

Laut der Grafik auf dieser Seite sollte aber nur das Perigäum angehoben worden sein, oder?

http://www.volkssternwarte-bonn.de/info/ISS.html

Also spriche eine "bessere" Kreisbahn.

Mane

Angeblich wurde die Bahn um ca. 6 KM angehoben

http://russland.ru/wissenschaft/morenews.php?iditem=1313

 
Moin,

Du schreibst: Angeblich wurde die Bahn um ca. 6 KM angehoben
und beziehst Dich auf einen Artikel vom 24.9.2007.

So wie ich das lese, ist das lediglich eine Vision / Planung:
Die ISS-Umlaufbahn müsse korrigiertwerden.
Die Station wird um ungefähr sechs Kilometer angehoben.

Die genauen Daten der jetzt erfolgten Bahnkorrektur habe ich noch nicht gelesen.

Jerry

Im einem der letzten Beiträge zur Columbus Mission habe ich etwas zur Bahnanhebung der ISS gelesen (Link: https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=3781.0 - Antwort 29.

Natürlich macht es Sinn, verbleibenden Treibstoff zu nutzen, bevor er beim Wiedereintritt einfach verbrennt. Mittelfristig ist es allerdings wohl nicht sinnvoll zum Bahnerhalt der ISS auf konventionelle Triebwerke zu setzen. Hier müsste doch ein Ionentriebwerk effizienter sein?

In der Schwerpunktachse der Station angebracht kann es kontinuierlich gewonnene elektrische Energie in Höhe umsetzen. Die benötigte Strahlmasse lässt sich in den Versorgungsflügen sicherlich 'billiger' transportieren lassen als die entsprechende Menge konventionellen Treibstoffs.

Sind solche Überlegungen seitens der Nasa bekannt? Oder was spricht gegen so ein Konzept?

Wenn man ein wenig über die ISS hinausdenkt, ließe sich doch mit diesem Konzept eine Plattform für weiter reichende Missionen bilden. Konventionelle Transporte bringen Material zur ISS, hier werden Komponenten für eine zweite (größere?) Station zusammengebaut, die dann per Ionen-Triebwerk in eine deutlich höhere Umlaufbahn gebracht wird. (Geostationärer Orbit oder höher?) Ein 'Taxi' mit Ionentriebwerk könnte dann sehr effizient den Transport zwischen diesen beiden Stationen bewerkstelligen.

Würde mich mal interessieren, was hierzu bereits bekannt oder in Planung ist - mit einer einfachen Suche bin ich nicht erfolgreich gewesen.

Gruß
Macbeth

Nach meinem Wissensstand leistet das Ionentriebwerk zu wenig schub. Es ist nur dann sinnvoll wenn man extrem weite Strecken bewältigen muß, so kann es nämlich über monate oder Jahre beschleunigen und hat eine hohe Ausgangsgeschwindigkeit. Ich denke das im Erdnahmen Orbit einfach mehr energie benötigt wird. Dennoch eine gute idee

Nach meinem Wissensstand leistet das Ionentriebwerk zu wenig schub. Es ist nur dann sinnvoll wenn man extrem weite Strecken bewältigen muß, so kann es nämlich über monate oder Jahre beschleunigen und hat eine hohe Ausgangsgeschwindigkeit. Ich denke das im Erdnahmen Orbit einfach mehr energie benötigt wird. Dennoch eine gute idee

Soweit ich weiß nutzen die den Schub zum Bahnerhalt nur in sehr vereinzelten Manövern, also sehr kurzzeitig. Ein Ionentriebwerk, das kontinuierlich mit eher schwacher Beschleunigung arbeitet sollte diese Aufgabe doch hervorragend übernehmen können. (Geschwindigkeit = Beschleunigung mal Zeit). Hinzu kommt, daß hierbei dann die strukturelle Belastung für die ISS sinken würde (geringere Beschleunigung = geringere Krafteinwirkung).

Du vergisst leider einen der Hauptzwecke der ISS - wissenschaftliche Experimente bei Schwerelosigkeit. Dazu muss die ISS sich im freine Fall befinden - ein ständiger (wenn auch kleiner) Schub wäre da extrem störend. ein kurzer, kräftiger Anschub lässt sich da eher in einen Zeitraum legen, in dem gerade nichts Kritisches läuft.

Im Gegenteil: Zur Zeit wird die ISS ständig durch die Restatmosphäre abgebremst und somit (negativ) beschleunigt. Ein kleines Ionentriebwerk würde diese Beschleunigung abfangen und somit den Zustand der Schwerelosigkeit wieder herstellen. Mal abgesehen von der Masse der ISS, die ja selbst für eine Mikrogravitation sorgt.
Ich habe mal vor Jahren gelesen, daß dafür ein kontinuierlicher Schub von weniger als 100 g* reichen würde.

Gruß
Peter

*Bevor jemand fragt: Das kleine g bedeutet Gramm!

Irgendwo im ISS Thread haben wir mal dazu berechnungen Angestellt.

https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=3697.msg51437#msg51437

Antwort 1253 von Schillrich.

Der Schub der erzeugt werden muss reicht nicht aus um gegen die Athmosphäre anzukommen.

Radi

Ich habe mal vor Jahren gelesen, daß dafür ein kontinuierlicher Schub von weniger als 100 g* reichen würde.

Gramm ist doch keine Schubangabe. Wie schnell sollen die denn ausgestoßen werden?
Wie Radi schon verwiesen hat, brauch man nach meiner Rechnung 10N - 20N an kontinuierlichem Schub. Solche Ionentriebwerke würden eine Menge Energie benötigen, womit die ISS wieder größer würde ... mit noch höherem Schubbedarf.

... Gramm ist doch keine Schubangabe...

Ja, ich hätte 100 p (Pond) schreiben sollen. Ist aber veraltet. 100 p wären dann ungefähr 1 N.

Gruß
Peter

Wie Radi schon verwiesen hat, brauch man nach meiner Rechnung 10N - 20N an kontinuierlichem Schub. Solche Ionentriebwerke würden eine Menge Energie benötigen, womit die ISS wieder größer würde ... mit noch höherem Schubbedarf.

Verfügt die ISS nicht über einen Energieüberschuß? Der ließe sich dort auf diese Art gewinnbringend nutzen. Man muß ja nicht gleich die Kollektorfläche vergrößern.

Als Vergleich: Die europäische Sonde Smart-1 hat 14m Spannweite - damit eine ensprechend kleine Fläche für Solarzellen. Dies reicht, um alle Instrumente an Bord betreiben zu können - und ein Ionentriebwerk mit 70 mN Schubkraft zu betreiben. Rechnet man noch die Reserven mit ein, die in diesem Konzept sicherlich enthalten sind, braucht dieses Triebwerk gar nicht so viel elektrische Energie. Die benötigten 10-20 N Schubkraft für die ISS lassen sich da möglicherweise über die bereits bestehenden Reserven decken.

Und selbst wenn die ISS sich so nicht vollständig halten kann - jede Energie, die der ISS auf diesem Weg zugeführt wird muß nicht als konventioneller Treibstoff als Nutzlast hochgebracht werden.

Quelle: http://de.wikipedia.org/wiki/Smart-1 - die entsprechende Seite bei der ESA ist leider nicht erreichbar

Hallo Macbeth,

dann rechnen wir mal nach :

Wir brauchen ca. F₂=20N Schubpotential. Das Triebwerk von Smart-1 hat folgende Daten:

• Schub: ca. F₁=0,07N
  
• elektrische Leistung ca. P₁=1500W
  

Um damit die 20N zu erreichen, benötigen wir:
F₂/F₁ ~= 286 mal das Triebwerk von Smart-1 an der ISS.

Damit ergibt sich eine elektrische Leistung von:
P₂=286*P₁~=429000W=429kW.

Nach Wikipedia soll die ISS in der Endkonfiguration ca. 110kW liefern.

Quellen für meine Zahlen:
http://de.wikipedia.org/wiki/ISS
http://www.bernd-leitenberger.de/smart-1.shtml

ich bin erstaunt wie oft man auf diese Idee kommt, und was man alles dabei ausser acht lässt (bin ja selber so einer, und hatte es vor nem Jahr in ISS-Tread gefragt gehabt). Da ist eine Überschlagsrechnung von Fachleuten sehr hilfreich. Danke Daniel

Hallo Daniel,

danke, für den Link - der hat mir noch gefehlt, um die Idee einmal überschlagen zu können. Der Hersteller gibt 88mN als Schub an, das ändert Deine Rechnung aber nicht wesentlich.

Woher stammen eigentlich die erwähnten 20N? Ist das alles Reibung (Restatmosphäre)? Oder spielen da auch noch andere Effekte mit?

Ganz dumm wäre der Einsatz eines Ionentriebwerks dennoch nicht:
- erstens ist dies eine sinnvolle Verwendung überschüssiger Energie, die nicht wieder als Treiblauf in die Umlaufbahn transportiert werden muß,
- zweitens sind diese Triebwerke recht klein und leicht (knappe 6kg, 10cm Durchmesser), es ließe sich also recht einfach ein kleines Paket mit ein 'paar' dieser Triebwerke zusammenschnüren und unter der Station anbringen.
- und drittens muß nach dem Vollausbau der Station nicht mehr so viel Material zur Station transportiert werden - es würde sich dann lohnen, die Station auf einen höheren Orbit zu heben, für den dann auch wieder weniger Energie zum Erhalt notwendig ist.

Hallo McBeth,

schau in Antwort 5, da wird auf meine Rechnung verlinkt. Da kamen 17N raus.

Hallo Daniel,

ich habe deine Rechnung gerade mal nachgerechnet und ich bin zum selben Ergebnis gekommen. Was mich aber gerade wundert: Wie kann es die Progress schaffen der ISS ein delta v von 316 m/s zu geben?

Nach der Raketengleichung gilt ja delta v=Ausströmgeschwindigkeit*Logarithmus(Masse bei Brennstart/Masse bei Brennschluss). Ich schätze die Ausströmgeschwindigkeit der Progress jetzt mal auf 3000m/s. Wir haben also die Gleichung:

dV = 3000m/s*Log((Masse ISS + Masse Progress + Masse Treibstoff Progress)/(Masse ISS + Masse Progress))

Laut Wikipedia hat die ISS gerade eine Masse von ca. 232693 kg, die Progress hat eine Masse von ca. 7150 kg und eine Treibstoffzuladung von 1950 kg.

Dann haben wir also:
dV = 3000m/s*Log((232693 kg + 7150 kg +1950 kg)/(232.693 kg + 7150 kg))
dV= 3000m/s*Log(1.00813)
dV=25m/s!!!!!!

Wie kann das bitte sein?? Nun, eigentlich kann es ja nicht sein, denn noch ist die ISS ja im Orbit.

Bitte sagt mir wo mein Denkfehler liegt.

Da der Nutzen der Triebwerke  mit Reststrom so extrem gering wäre(falls überhaupt sinnvoll vorhanden), wäre es wohl wesentlich sinnvoller diesen für etwaige kleine, zusätzliche  Experimente zu nutzen.
Zu deinem dritten Punkt: welche Vorteile ergäben sich denn signifikant für die ISS, außer vielleicht den kleinen Anhebebonus? Das Anheben auf solch einen Orbit würde schon mal extrem aufwendig sein und auch weiterhin müssen Flüge von Sojus und Progress(Versorgung) getätigt werden.

Guten morgen Tobias,

so eine ähnliche Idee ging mir gestern Abend auch durch den Kopf ... ich zweifel halt auch noch ein wenig an meinen Ergebnissen. Vielleicht liegt ja bei mir ein Denkfehler vor.

Mahlzeit,

Daniel, deine Rechnungen in dem anderen (verlinkten) Thread sollten im unteren Teil richtig sein. Ich bin mir nicht sicher ob dein ermittelter Energieverlust stimmt (habe ich nicht nachvollzogen). Das delta-v ist jedenfalls zu hoch.

Bei angenommenen Kreisorbits mit (alles nur grobe Werte):
mu = 400000 km³/s² (Gravitationsparameter Erde)
r1 = 6710.0 km = 6378.0km + 332.0km (niedriger ISS Orbit, Erdurchmesser plus Höhe abgelesen von Heavens Above)
r2 = 6721.5 km = 6378.0km + 343.5km (höherer ISS Orbit)
ergeben sich folgende Orbitgeschwindigkeiten:
v1 = sqrt(mu/r1) = 7720.91 m/s
v2 = sqrt(mu/r2) = 7714.31 m/s.

Bei Niedrigschub kann man grob sagen dass die Differenz der Kreisbahngeschwindigkeiten dem delta-v entspricht:
delta-v = v1 - v2 = 6.6 m/s.

Der Hohmann-Transfer liefert delta-v1=3.3 m/s am Perigäum plus delta-v2=3.3 m/s am Apogäum, also auch 6.6 m/s (sollte niedriger sein als das delta-v darüber, aber bei dem geringen Orbitunterschied und durch Rundungsfehler ist das vernachlässigbar).

Mit einer Masse von 230t und bei 100 Tagen Dauer ergibt sich ein benötigter Schub:
Schub = delta-v/Zeit * Masse = 176 mN.

Also 2 SMART1 Triebwerke (mit max. Schub 88mN), mit einem (überschlagenen) Massenverbrauch (grob 500g pro Tag pro Einheit bei max. Schub):
m_Treibstoff = 2 * 0.5kg/Tag * 100Tage = 100kg.
Raketengleichung liefert mit Isp=1650s 94kg.

Bei Progress mit c_e=3000m/s ergeben sich etwa 507kg Treibstoffbedarf. Kommt mir alles sehr wenig vor, oder haben die tatsächlich nur so wenig an Bord? Vor allem da der Orbit ja meist um keine 11.5 km angehoben wurde in den letzten Monaten :-/.

Vielleicht hilft es euch ja weiter. Viel Spass beim Rechnen.


Gruss
Cosmo

Zu dem von mir berechneten delta_V :

Das ist nicht der wirkliche Geschwindigkeitsverlust, sondern der dem Energieverlust (potentielle + kinetische Energie) ÄQUIVALENTE Geschwindigkeitbetrag. Ich habe die Energie beider Orbits berechnet und den Unterschied in ein äquivalentes delta_V umgerechnet.
Das ist aber auch der Teil meines Rechenwegs, der evtl. zweifelhaft ist.

Hallo Cosmo, hallo Daniel,

jetzt habt ihr mich WIRKLICH neugierig gemacht. Nachdem jetzt der zweite Rechenweg aufgetaucht ist - mit deutlich anderen Ergebnissen - hab ich mich mal selbst hingesetzt und gerechnet. Den Rechenweg von Daniel konnte ich zum größten Teil nachverfolgen und bekomme als notwendige Energie zur Bahnerhöhung von 11,5 km 50820,2 Joule / kg raus. Die Werte sind so nah beieinander, daß wir wohl einfach nur unterschiedliche Konstanten verwendet haben.

Bei mir waren es
Masse Erde: 5,9736*10^24 kg
gamma: 6,673*10^-11 m^3/(kg*s^2)
Erdradius: 6378 km
innerer Radius: 6710 km
außerer Radius: 6721,5 km

und für die Energie der jeweiligen Kreisbahn
E_ges(h)=E_kin+E_pot=(1/2)E_pot=(1/2)((-\gamma*m*M)/(R+h))

Wo ich nicht mehr ganz mitkomme ist der Schritt 3 - woher kommt das delta_v? Deshalb hab ich mir das ganze einfach gemacht:
Um von unten nach oben zu kommen müssen wir der Station Energie zuführen (Etwas potentielle hinein, etwas kinetische wieder heraus). Dafür haben wir 100 Tage Zeit. Energie / Zeit = Leistung.

Bei 50820,2 Joule / kg, 470 t Gesamtmasse und 100 Tagen Zeit sind das 2764,5 W.

Das Ionentriebwerk das bei der Smart-1 zum Einsatz kam (PPS-1350 von SNECMA) hat laut Herstellerangaben einen Wirkungsgrad von 55% bei Nominallast. Damit müssen zum Bahnerhalt kontinuierlich 5026 W abgezweigt werden. Das wären knapp 5% der erwähnten 110 kW - fällt da oben vermutlich unter Reserve. Um diese Leistung wirklich umzusetzen bräuchte man 4 dieser Triebwerke (Je 1500 W maximale Leistungsaufnahme),  die zusammen 21,2 kg wiegen und je 10 cm Durchmesser haben.

Alles in allem durchaus händelbare Größenordnungen.

Und wenn ich mal wieder zuviel Zeit habe, kann ich ja durchrechnen, was die NASA dadurch jährlich an Nutzlast spart.

Viel Spaß dabei, die Rechnung auseinanderzunehmen  
Macbeth

Jetzt wird es aber spannend,McBeth !   Das klingt nach MACHBAR,aber nun halt einfach nicht GEPLANT.
Beim Entwurf der ISS waren Ionentriebwerke ja noch nicht so greif- und verwendbar wie jetzt. Man hat auf bewährte Technik zurückgegriffen (gut gesagt - die Technik gab es ja gerade erst),und etwas realisierbares geplant.
Demnach : eine pfiffige Idee,die ISS mit Ionentriebwerken im Orbit zu erhalten,wenn es nich die ISS wäre. In deren Bauplan steht es nun mal anders,und so wird er ausgeführt.
Eine Ecke weitergedacht : ein Nachfolger der ISS sollte solche Überlegungen wohl in Gestalt umsetzen.  
Dennoch könnte vllt. ein Experiment nach jetziger Konfig. auch Ionentriebwerke untersuchen. Mal überraschen lassen.
mfG Zaphod

Mahlzeit!


Bisher jede Menge für mich zu komplizierte Theorie. Ich komme nun mal zu etwas praktischem. Soweit mir bekannt haben die ISS-Betreiber bereits vor Jahren Untersuchungen zur Machbarkeit der Bahnanhebung mit Ionentriebwerken angestellt (habe jetzt leider keinen Link zur Hand). Sie haben sich dagegen entschieden. Warum? Meiner Meinung nach ist bisher noch nicht erwiesen, daß Ionentriebwerke im Dauerbetrieb zuverlässig funktionieren. Bei der ISS handelt es sich immerhin um ein bemanntes Raumfahrzeug. Da werden bekanntlich deutlich höhere Anforderungen an die Ausfallsicherheit der Bauteile gestellt als bei unbemannten Raumfahrzeugen. Ich könnte mir vorstellen, daß die Belastungen des Materials während eines mehrere Jahre andauernden ununterbrochenen Betriebes enorm sind. Eventuell könnten sich mehrere Triebwerke abwechselnd am Schub beteiligen. Man hätte dadurch auch eine gewisse Redundanz.
Trotzdem sind Ionentriebwerke immer noch ein relativ junges Antriebsprinzip (auf den praktischen Einsatz bezogen). Bei SMART-1 war das Ionentriebwerk auch nicht ständig in Betrieb und während die Sonde den Mond untersuchte wurde auf der Erde der Ionenantrieb weiter deutlich verbessert (höhere Ausströmgeschwindigkeit). Also muß jetzt auch dieser verbesserte Antrieb erst noch seine Zuverlässigkeit beweisen.

Links:
https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=3143.0
http://de.wikipedia.org/wiki/Liste_der_Raumflugk%C3%B6rper_mit_elektrischem_Antrieb


Gruß
Peter

Mahlzeit!


Bisher jede Menge für mich zu komplizierte Theorie. Ich komme nun mal zu etwas praktischem. Soweit mir bekannt haben die ISS-Betreiber bereits vor Jahren Untersuchungen zur Machbarkeit der Bahnanhebung mit Ionentriebwerken angestellt (habe jetzt leider keinen Link zur Hand). Sie haben sich dagegen entschieden. Warum? Meiner Meinung nach ist bisher noch nicht erwiesen, daß Ionentriebwerke im Dauerbetrieb zuverlässig funktionieren. Bei der ISS handelt es sich immerhin um ein bemanntes Raumfahrzeug. Da werden bekanntlich deutlich höhere Anforderungen an die Ausfallsicherheit der Bauteile gestellt als bei unbemannten Raumfahrzeugen. Ich könnte mir vorstellen, daß die Belastungen des Materials während eines mehrere Jahre andauernden ununterbrochenen Betriebes enorm sind. Eventuell könnten sich mehrere Triebwerke abwechselnd am Schub beteiligen. Man hätte dadurch auch eine gewisse Redundanz.
Trotzdem sind Ionentriebwerke immer noch ein relativ junges Antriebsprinzip (auf den praktischen Einsatz bezogen). Bei SMART-1 war das Ionentriebwerk auch nicht ständig in Betrieb und während die Sonde den Mond untersuchte wurde auf der Erde der Ionenantrieb weiter deutlich verbessert (höhere Ausströmgeschwindigkeit). Also muß jetzt auch dieser verbesserte Antrieb erst noch seine Zuverlässigkeit beweisen.

Links:
https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=3143.0
http://de.wikipedia.org/wiki/Liste_der_Raumflugk%C3%B6rper_mit_elektrischem_Antrieb


Gruß
Peter

Vollkommen richtig! Heutige Ionentriebwerke werden gefeiert wenn sie mehr als 10000 Stunden betrieben werden, das ist etwas mehr als ein Jahr. Untersucht wurde einiges mit elektrischen Antrieben bei der ISS zur Orbiterhaltung. Damals waren die Triebwerke aber auch noch nicht Flugerprobt. Das ganze ist doch sehr neu. Man überlegte auch Resistojets einzusetzen welche dann 'Abgase' und 'Abwasser' der ISS als Treibstoff benutzen. Alles sehr gute Ideen. Es gibt dadurch auch positve Synergieeffekte mit der Lebenserhaltung und auch finanziell wäre es im Betrieb wohl besser gewesen.
Man entschied sich aber Entwicklungsrisiken zu vermeiden und niedrigere Entwicklungskosten zu Lasten höherer Betriebskosten zu akzeptieren.