Nukleartechnik für die Raumfahrt

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Im Prinzip ja!
Es geht aber um ein Marsflug, mit chemischen Triebwerken brauchen wir eine Startmasse von etwa 1500 -1800 Tonnen in LEO. Mit nuklearen senken wir um die Hälfe als auch die Startzahl der Trägerraketen.

@tomtom
Frage an dich und ein Bitte:
- Frage: kommt dein "tomtom" von einer Katzenfigur aus einem Zeichentrickfilm?
- Bitte: Da die Beträge hier wirklich nicht zum Thema passen bitte verschieben, wenn möglich mit Hinweis hier damit vor allem Jura meine Frage noch findet die ich jetzt stelle. Danke!

@Jura:
Falls du oder jemand anderes von so einem Festkerntriebwerk etwas Ahnung haben:
1) Wie oft kann man den bei so einem Triebwerk die Tanks nachtanken.
2) Kann man das nur mit schwer lagerbarem LH2 betreiben, oder geht das auch mit LCH4 und wenn wie hoch wäre der ISP und wird der Kohlenstoff dadurch Radioaktiv.
3) Da ich annehme das nach dem ersten Einsatz, ähnlich wie bei Kernbrennstäben einiges an Radionaktiven Material erbrütet, bzw. durcht Kernspalltung entsteht, gibt es ja ein ähnliches Problem mit der Restzerfalswärme wie in Kernreaktoren, die Frage ist wie man sowas in den Griff bekommen kann.
4) In welchen Größenordnungen müste so ein Reaktor sein, damit das überhaupt einen Sinn ergibt? Ich erinnere mich das zumindest genug Kernbrennstoff da sein muss, um die kritische Masse zu erreichen.
5) Wie groß ist das Verhältnis von der Masse so eines Reaktors im Verhältniss zur Masse des Antriebsgases das hiermit hocherhitzt werden kann.

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Anwendungen würde ich vor allem da sehen wo man Menschen aus LEO auf eine sehr hohe Transferbahn bringt, z.B. 300x350.000km, damit sie danach direkt auf ein Habiatschiff überwechseln das sie dann mit SEP weiter beschleunigt.
Sowas geht dann, wenn die Solarträger mindestens 2kW/kg erbringen können.

Das Problem ist wohl noch das gleiche wie anno dunnemals: Wie verhindere ich nachhaltig, dass sich Reaktorinventar ("nuklearer Brennstoff") peu à peu im Wasserstoffstrahl aus der Düse des Triebwerks verkrümelt. Ich persönlich halte diese Frage für bis dato ungelöst.

Gruß   Pirx

Bei den nuklearen Triebwerken werde es keine besondere Strahlenbelastung für die Kosmonauten geben, so die Wissenschaftler aus Los Alamos auf einer Konfrenz.

Zitat von: Pirx am 14. Januar 2015, 20:05:30

Das Problem ist wohl noch das gleiche wie anno dunnemals: Wie verhindere ich nachhaltig, dass sich Reaktorinventar ("nuklearer Brennstoff") peu à peu im Wasserstoffstrahl aus der Düse des Triebwerks verkrümelt. Ich persönlich halte diese Frage für bis dato ungelöst.

Gruß   Pirx

Bei den nuklearen Triebwerken werde es keine besondere Strahlenbelastung für die Kosmonauten geben, ....

Was auch immer das heißt.

So ein Triebwerk könnte bestrahlten Brennstoff partikelweise aushusten, der auf der gleichen Bahn wie das Schiff weiterfliegt. Bei der nächsten EVA pappt sich das Zeugs auf einen Raumanzug, der dann über die Luftschleuse ins Schiff gelangt. Sicher auszuschließen?

Gruß    Pirx

@ Klakow

Ein nuklearer Triebwerk der 25000 Pound-force Klasse, notwendig für Marsflüge, ist mit einer Startmasse von 4,5 Tonnen recht kompakt und hat etwa 120 kg Uranium-235. Auch Wiederverwendbare sind möglich, haben aber einen Impuls von nur 850s, die anderen bis etwa 950-1000s. Triebwerk für technologische Erprobung werde einen Schub von 2,5 Tonnen haben, danach kommen für Marsflüge. Info von einer Technologie Konferenz in Houston 2012, auch mit umfangreichen Daten der Triebwerke.

Die Entwicklung von Thermonuklearen Triebwerken, wird auch daran gearbeitet, ist aber auch mit neuen Ansätzen nicht so einfach. Ja, die Beherschung der Plasma ist schon eine gigantische Herausforderung. Auch die Stromversorung auf dem Mond und Mars werde durch kleine nukleare Batterien erfolgen, dazu gibt es keine Alternativen.

@ Pirx

Das ist nicht ganz so, wir haben doch einen Sonnenwind und mögliche Partikel bleiben nicht auf der Bahn der nächsten Mission und EVA wird es kaum geben. Ja, die Amerikaner sind sehr progressiv, die Deutschen immer skeptisch, zumindest ist das meine Erfahrung von vielen Gesprächen.

Der ausgestoßene Triebwerksstrahl wird keine Rolle spielen. Höchstens im Bereich LEO müßte man darauf achten, daß andere Satelliten und Raumschiffe weit genug weg sind.

Wenn es Strahlungsprobleme gibt, dann im Raumschiff selbst. Strahlung vom Reaktor muß gegen die Wohnquartiere abgeschirmt sein.

Mal lese ich hier , daß es ja "da draußen" riesenhaft Platz gibt und der Raum unbegrenzt aufnahmefähig. Dann wieder , daß sich was ansammeln könnte. Also ich kann mir auch nicht vorstellen, daß da eine definierbare "Bahn" von Partikeln hinter einem Raumschiff entsteht. Da gibts , wie hier schon gesagt wurde, den Sonnenwind , dazu diverse andere "ZerstreuungsEffekte".
Ein bissel aufpassen wird man vlt auf das elektrische Umfeld des Raumschiffs und die Langzeitstrahlung der Struktur selbst. Und nicht bei der Abschirmung sparen....

Mal lese ich hier , daß es ja "da draußen" riesenhaft Platz gibt und der Raum unbegrenzt aufnahmefähig. ...

Schlagwort Dispersion. Wir haben es mit einer Verteilung /"Entsorgung" in Flüssen, Ozeanen, der Atmosphäre "versucht". Alles nicht so toll. Früher als die Lösung verkauft. Imho sollte man den selben Fehler nicht schon wieder machen. Ich halte das All als Müllhalde für ungeeignet. In jeder Beziehung.

Im Kontext mit nuklearer Raumfahrt sollte man imho übrigens nicht außer acht lassen, welche Folgen sie für die Erde ganz konkret hat, z.B. im Kontext mit der Herstellung der erforderlichen Brennelemente. Ich bin sicher nicht technikfeindlich, und ich habe auch nicht pauschal etwas gegen Atomtechnik. Es wäre allerdings sinnvoll, wenn man sich auf diesem Planten endlich gemeinsam darum kümmert, sie End-to-End, also von der Rohstoffgewinnung bis zur Abfalllagerung, so in den Griff zu bekommen, dass dabei sicher keine Menschen zu Schaden kommen.

Bei allerlei Endzeitszenarien, ob in Fiction oder "seriöser" Dokumentation, kommen übrigens fast nie zerstörte oder sich selbst überlassene Atomanlagen vor. Warum?

Gruß   Pirx

Selektive Wahrnehmung vielleicht? 

.pdfs zu NTREES:
http://www.lpi.usra.edu/meetings/nets2012/pdf/3050.pdf
http://www.lpi.usra.edu/meetings/nets2012/pdf/3093.pdf
http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20080015668.pdf

Gruß   Pirx

... Ich halte das All als Müllhalde für ungeeignet. In jeder Beziehung.

Sorry das siehst du komplett falsch, alles was sich auf der Erde befindet, ist in einem ziemlich tiefen Schwerkrafttrichter, der ist so tief das es gewaltiger Anstrengung bedarf etwas daraus zu entfernen.
Hierzu wird verdammt viel Gehirnschmaltz verbraucht,
man bekommt nicht viel von der Startmasse auch nur ins LEO und hin und wieder fliegt einem die Vorichtung dazu um die Ohren.

Alles was mal im All gelandet ist (LEO) und das dann noch mit einer hohen Geschwindigkeit hinten raus gejagt wird, verschwindet sehr sicher für immer in der großen Leere. Bei Gasen geht das vermutzlich sogar ganz ohne menschlichem Einfluß, das macht der Sonnenwind alleine.

Im Kontext mit nuklearer Raumfahrt sollte man imho übrigens nicht außer acht lassen, welche Folgen sie für die Erde ganz konkret hat, z.B. im Kontext mit der Herstellung der erforderlichen Brennelemente. Ich bin sicher nicht technikfeindlich, und ich habe auch nicht pauschal etwas gegen Atomtechnik. Es wäre allerdings sinnvoll, wenn man sich auf diesem Planten endlich gemeinsam darum kümmert,...

Wenn meinst du den mit gemeinsam? Es gibt kein gemeinsam, vergisse es, falls du mal ausserhalb von der EU unterwegs bist und die Augen aufmachst begreifst du das vielleicht, bei uns jammert man wegen den Plastiktüten die bei uns verbraucht werden und im Meer laden, dabei ist es bei uns so das vermutlich nur ein ganz winziger Anteil im Meer landet und das nach dazu bei einem viel kleinerem Tütenverbrauch.
Das was du sagst ist für mich eine Art persöhnlicher Umweltvolkore und hat ausserhalb von den hochzivilisiert Ländern kaum einen bezug zur Reallität.

Bei allerlei Endzeitszenarien, ob in Fiction oder "seriöser" Dokumentation, kommen übrigens fast nie zerstörte oder sich selbst überlassene Atomanlagen vor. Warum?

Da ist natürlich schon was dran, aber die Atomkraft ist vor allem deswegen ein Problem, weil man bis heute vor allem die Reaktoren gebaut hat, die eigendlich auf militärischen Entwicklungen aufgebaut haben.
Ich hätte selbst mit einem PU-Rekator kein Problem wäre der erstmal im All, solange er nicht im Schrottgürtel um die Erde unterwegs ist. Für Hochtemperaturreaktoren auf Thoriumbasis auch dann nicht.

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Alles was mal im All gelandet ist (LEO) und das dann noch mit einer hohen Geschwindigkeit hinten raus gejagt wird, verschwindet sehr sicher für immer in der großen Leere. ...

Würd´ ich pauschal so nicht behaupten. Ein vermeintlicher Asteroid beispielsweise hat sich schließlich als S-IVB herausgestellt.

Gruß   Pirx

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2) Kann man das nur mit schwer lagerbarem LH2 betreiben, oder geht das auch mit LCH4 und wenn wie hoch wäre der ISP ...

Man könnte.

ISP und Ausströmgeschwindigkeit sind deutlich niedriger. Bei 2.500 Grad Celsius nennt Robert C. O’Brien in "RADIOISOTOPE AND NUCLEAR TECHNOLOGIES FOR SPACE EXPLORATION" von 2010

einen ISP von 933 und eine Ausströmgeschwindigkeit von 4946 m/s bei flüssigem Wasserstoff

sowie

einen ISP von 337 und eine Ausströmgeschwindigkeit von 1789 m/s bei Methan.

Gruß    Pirx

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3) Da ich annehme das nach dem ersten Einsatz, ähnlich wie bei Kernbrennstäben einiges an Radionaktiven Material erbrütet, bzw. durcht Kernspalltung entsteht, gibt es ja ein ähnliches Problem mit der Restzerfalswärme wie in Kernreaktoren, die Frage ist wie man sowas in den Griff bekommen kann....

Solange das Reaktorinnere ungekühlt von Zerstörung bedroht ist, Nachkühlung unter Verwendung von Stützmasse, also eben z.B. Wasserstoff.

Gruß   Pirx

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4) In welchen Größenordnungen müste so ein Reaktor sein, damit das überhaupt einen Sinn ergibt? Ich erinnere mich das zumindest genug Kernbrennstoff da sein muss, um die kritische Masse zu erreichen....

Unterschiedlich abhängig z.B. vom Anreicherungsgrad des "Brennstoffs". Für ein System mit Uran 235 und Wasserstoff in einem Triebwerk namens Small Nuclear Rocket Engine (SNRE), ISP 875 für Einmaleinsatz, 860 bei Kfg. für Mehrfachstart, wurden für das tatsächlich aktive Kernmaterial die kritischen Massen bestimmt. Bei Anreicherung auf 93 Prozent wurde eine kritische Masse von 431 Kilogramm berechnet, bei 70 Prozent kam man schon auf 985 Kilogramm, bei 10 Prozent wären es über 9 Tonnen.

http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20090004441.pdf nennt für´s SNRE folgende Massenabschätzung: Fuel Elements and Hardware: 522,8 kg, Total 2.550 kg.

Gruß   Pirx

Im Kontext mit nuklearer Raumfahrt sollte man imho übrigens nicht außer acht lassen, welche Folgen sie für die Erde ganz konkret hat, z.B. im Kontext mit der Herstellung der erforderlichen Brennelemente. Ich bin sicher nicht technikfeindlich, und ich habe auch nicht pauschal etwas gegen Atomtechnik. Es wäre allerdings sinnvoll, wenn man sich auf diesem Planten endlich gemeinsam darum kümmert, sie End-to-End, also von der Rohstoffgewinnung bis zur Abfalllagerung, so in den Griff zu bekommen, dass dabei sicher keine Menschen zu Schaden kommen.

Könnte man eigentlich nicht zum Mars gelangen, in dem man die Energieversorung durch Solarzellen und den Antrieb durch elektrische Antriebe hochskalieren würde?
Dann bräuchte man außer Nahrung und Wasser nur noch irgendeine kleine Menge Stützmasse, also irgendein Gas, z.b. Stickstoff für den elektrischen Antrieb, da dessen spezifischer Impuls sowieso viel höher ist als der von chemischen Raketen.
Wenn man so ein Raumschiff so auslegt, dass es nur zwischen den jeweiligen Orbits um die beiden Planeten pendelt und mit den Antrieben auch abgebremst wird, dann könnte man so ein Gefährt sicherlich auch mehrmals benutzen, was die Gesamtkosten pro Marsflug senken würde und man müsste nur die Stützmasse für die elektrischen Antriebe und das was halt die Crew sonst noch so braucht ersetzen.
Die Landung müsste dann mit einem anderen Raumschiff erfolgen, dass mitgeschleppt wird und auf rein chemischen Antrieben basiert.

Von den Kosten wäre es eventuell teurer, wenn man annimmt, dass mehrere Quadratkilometer Solarzellenflächen benötigt werden um mehrere oder hochskalierte elektrische Antriebe mit genug Energie zu versorgen, aber wenn man damit 30 Marsflüge machen könnte, da wiederverwendbar, dann wäre es im Endeeffekt sicher günstiger als die Kosten für die gesamte Startmasse von 30 vergleichbaren Marsflügen auf Basis rein chemischer Antriebe.
Die Frage ist, wäre dies technisch machbar oder setzt die Energieversorgung mit Solarzellen dem Vorhaben irgendwelche physikalischen Grenzen?
Um die Problematik eines langen Fluges zu umgehen könnte man in einer 2. Fallbetrachtung auch mal von der Option ausgehen, dass die elektrischen Antriebe und die Energieversorgung so ausgelegt sein müsste, dass der Flug auch in < 8 Wochen zu schaffen sein sollte.
Was meint ihr, wäre dies machbar?

Machbar ist es.

Es gibt aber Dinge, die man beachten muß. Ein großes Problem sind die Van Allen Strahlungsgürtel um die Erde. Bei der niedrigen Beschleunigung ist man ewig da drin und die Besatzung wird gebraten, da hilft dann auch eine machbare Abschirmung nicht mehr. Chemisch da raus geht nicht. Die Beschleunigung würden die Solarpaneele nicht vertragen. Außerdem wird in dem Bereich ein großer Teil der gesamten benötigten Beschleunigung gebraucht und für den Rest lohnt sich elektrisch kaum noch.

Also ab LEO nur Fracht, die Astronauten müßten chemisch hinterhergeschickt werden. Deshalb finde ich das vor kurzem besprochene NASA Konzept durchaus sinnvoll. Ein Großteil der Masse wird per SEP bis zur Mondbahn/ zu einem L-Punkt geschickt. Damit ist schon ein sehr großer Teil der benötigten Gesamtbeschleunigung per SEP erbracht. Die Besatzung fliegt chemisch hinterher und ab da chemisch zum Mars. Der SEP-Antrieb kann dann relativ schnell zum LEO zurück und die nächste Fracht hochhieven.

@ MHN

Die Frage ist, wäre dies technisch machbar oder setzt die Energieversorgung mit Solarzellen dem Vorhaben irgendwelche physikalischen Grenzen?
Um die Problematik eines langen Fluges zu umgehen könnte man in einer 2. Fallbetrachtung auch mal von der Option ausgehen, dass die elektrischen Antriebe und die Energieversorgung so ausgelegt sein müsste, dass der Flug auch in < 8 Wochen zu schaffen sein sollte

Ob wir zum Mars in 5 oder 3 Monaten oder in nur 25-35 Tage fliegen, hängt doch alles von der Energie. Für Flüge von 30 Tagen brauchen wir:

- Bimodulare Antriebe oder
- 200/300 MW mindestens für unsere Plasmatriebwerke

Mit Solarzellen recht ungeeignet, schwerfällig, lange Beschleunigungsphasen bis 90 Tage, keine Möglichkeit von dynamischen Operationen. Nur, bei der ganzen Betrachtung die meisten vergessen, das für ein Mars Aufenthalt brauchen wir eine entsprechende Nutzlast und hier zeigen die Berechnungen die Schwäche solcher Antriebe. Das TEM-25MW ist mit seiner Nutzlast auch beschränkt aber Kostensparend und hat nur eine Startmasse von 480 Tonnen auf der LEO.



Auf dem Bild ein Konzept von RKK Energija aus dem Jahr 2000 mit gigantischen Solarzellen.

Machbar ist es.

Es gibt aber Dinge, die man beachten muß. Ein großes Problem sind die Van Allen Strahlungsgürtel um die Erde. Bei der niedrigen Beschleunigung ist man ewig da drin

Nunja, die Beschleunigung ist ja direkt abhängig von der Leistung der elektrischen Antriebe, wenn man die hochskaliert, dann ist auch wesentlich mehr Schub drin.
Jura hat das also richtig erkannt, in der GW Leistungsklasse habe ich mir das auch vorgestellt. Ich sagte ja, mehrere Quadratkilometer Solarzellen und nicht nur ein paar Quadratmeter.

Bezüglich dem Van Allen Gürtel sehe ich das so, dass der leider nicht die einzige Gefahr ist, schließlich gibt's auch noch Sonnen-Eruptionen als weitere Gefahrenquelle, weswegen ich hier eher an eine ordentliche Abschirmung der Wohnmodule denke.
Das man all das in dieser Größenskala nicht für ein paar wenige hunderte Tonnen bekommt ist klar, aber wenn man dieses Raumschiff öfters über mehrere Jahrzehnte für viele Flüge benutzt, dann klingt das auch nicht mehr so teuer, wenn die Gesamtmasse z.B. 3000-5000 t beträgt.
Da ist eher die Frage, wie viel Stützmasse muss man hier immer ersetzen, um diese 3000-5000 t mit elektrischen Antrieben sinnvoll, wie hier angedacht, zu beschleunigen.

Ein Raumschiff mit einem Nuklearreaktor der anstatt eines nuklearen Antriebs elektrische Antriebe einsetzt hat ein vergleichbares Masseproblem, denn dessen Abwärme muss man ja auch irgendwie kühlen und wenn der Kühlkreislauf geschlossen ist, dann hat man auch hier nur die recht schwache Wärmestrahlung als Lösung übrig.
Bei einem nuklearen Antrieb wäre das etwas anders, da könnte auch die Stützmasse die Wärme abtransportieren.
Bei beiden aber sehe ich die Gefahr, dass das Raumschiff im Worst Case Fall beim Rückflug aus irgendeinen Grund vom Kurs abkommt und z.B. auf Kollisionskurs mit der Erde gerät und das will sicherlich niemand.

Zitat von: Klakow am 15. Januar 2015, 07:09:43

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2) Kann man das nur mit schwer lagerbarem LH2 betreiben, oder geht das auch mit LCH4 und wenn wie hoch wäre der ISP ...

Man könnte.

ISP und Ausströmgeschwindigkeit sind deutlich niedriger. Bei 2.500 Grad Celsius nennt Robert C. O’Brien in "RADIOISOTOPE AND NUCLEAR TECHNOLOGIES FOR SPACE EXPLORATION" von 2010

einen ISP von 933 und eine Ausströmgeschwindigkeit von 4946 m/s bei flüssigem Wasserstoff

sowie

einen ISP von 337 und eine Ausströmgeschwindigkeit von 1789 m/s bei Methan.

Gruß    Pirx

Darf ich fragen wo du die Werte her hast? In den drei verlinkten PDFs find ich nix dazu.
I_sp und Ausströmgeschwindigkeit sind doch eigentlich zahlenmäßig gleich. (bzw. I_sp*g falls man die amerikanische Angabe in Sekunden nimmt)

Daten für zukünftige nukleare Triebwerke

All four engine options meet the 111.2 kN (25,000-lbf) thrust goal. The axial growth version
operating with a maximum fuel temperature constrained to 3010 K delivers 111.6 kN of thrust with an Isp
of 941 seconds at an engine thrust-to-weight of 3.50. The radial growth version operating with a
maximum fuel temperature constrained to 2930 K produces 111.6 kN of thrust with an Isp of 913 seconds
at an engine thrust-to-weight of 3.60.

Daten für 111,2 kN,    eine Variante.

Reactor (kg) - 1901
Pressure Vessel (kg) - 149
Nozzle (kg) - 151
Turbomachinery & Piping (kg) - 85
Gimbal (kg)- 43
Uran 235 - etwa 60 kg
Engine Total (kg) - 2328

Aus einer umfagreichen Publikation mit allen möglichen Varianten.
Quelle: U.S. Department of Energy National Laboratory

Der Vergleich zu RD-0410

Ja, der Unterschied ist schon gewaltig zu den neuen USA Triebwerken.

Startmasse - 2000 kg
Schub nur 35,2 KN
Impuls - 910s (8927 m/s)


http://www.kbkha.ru/?cat=11&p=8&prod=66

@ Klakow

Ein nuklearer Triebwerk der 25000 Pound-force Klasse, notwendig für Marsflüge, ist mit einer Startmasse von 4,5 Tonnen recht kompakt und hat etwa 120 kg Uranium-235. Auch Wiederverwendbare sind möglich, haben aber einen Impuls von nur 850s, die anderen bis etwa 950-1000s. Triebwerk für technologische Erprobung werde einen Schub von 2,5 Tonnen haben, danach kommen für Marsflüge. Info von einer Technologie Konferenz in Houston 2012, auch mit umfangreichen Daten der Triebwerke.

Die Entwicklung von Thermonuklearen Triebwerken, wird auch daran gearbeitet, ist aber auch mit neuen Ansätzen nicht so einfach. Ja, die Beherschung der Plasma ist schon eine gigantische Herausforderung. Auch die Stromversorung auf dem Mond und Mars werde durch kleine nukleare Batterien erfolgen, dazu gibt es keine Alternativen.

Ich sehe nicht das ein nicht wiederverwendbares System wirklich Sinn macht, das ist einfach zu teuer dafür hat niemand wirklich das Geld.
Für ein wiederverwendbares System aber schon und zwar als Schlepper zwische LEO und vielleicht einer sehr eliptischen Bahn mit 300x300.000km. Damit könnte man Personen die mit einer zukünftigen BFR ins ALL auf eine 300km-400km hohen LEO Bahn zu einer Umsteigestation gebracht werden, dann in eine sehr leichtes Transfermodul umsteigen lassen, das dann ein Atomschlepper auf die hocheliptische Bahn beschleunigt. Ein sich auf der gleichen Bahn befindliches Habitmodul mit SEP Antrieb würde die Personen übernehmen und herausbeschleunigen.
Oder man bringt das Transfermodul durch Atomschlepper auf eine Kreisbahn, was vermutlich nut noch ca. 500m/s mehr sind und bringt da die Leute ins Habitmodul. Das Xenongas oder vielleicht auch Argon, kann man auch per Lastenschlepper mit SEP vom LEO aus hochbringen.
Vorteil des ganzen:
Optimale Technik vom Boden in den Orbit (BFR).
Optimal hohe Nutzlast durch niedrige Umlaufbahn.
LH2 Kommt günstig in den Orbit per Lasten BFR (direkt als Tank zum Andocken an Atomschlepper
LH2 muss nicht zu lange kühl bleiben wenn beide kurz hintereinander im All ankommen, wenn doch ein Dock für den Treistoff im Orbit bei der selben Station bauen wo man den gesammten Tank in eine thermisch isolierten Hangar hineinschiebt.
LH2 wird schnell verbraucht, eine übernahme der Reisenden kann sofort nach Bescheunigung auf hocheliptischer Bahn erfolgen. Schlepper kann, schnell abkoppeln damit der Wasserstoff flüssig bleibt.
Passagiere sind bei optimaler Abstimmung weit unter einem Tag bis zur ersten Station unterwegs, darin kann schon simmulierte Schwerkraft vorhanden sein (ruhephase)
Schnelle Beschleunigung auf hocheliptische Bahn, deswegen nur kurze Zeit im Strahlungsgürtel.
Falls auf 300000km auf einer Kreisbahn eine Umsteigern der Passagiere erfolgt, kann dort eine Raumstation mit Schwerkraft und hohem Strahlenschutz plaziert werden. Dies erhöht erheblich die Sicherheit und lässt Raum um Übergänge (Umsteigevorgänge) Zeitlich besser auseinander abstimmen zu können.
Danach mit relativ viel Masse ablegen und per SEP weiter Richtung Mars.
Vorteile:
Günstig und schnell von der Erde->Raumstation LEO->LEO ->Fluchtorbit->Raumstation (auf 300Mm)
relativ langsam auf Fluchtbahn zum Mars aber mit hoher Masse und hohem Strahlenschutz und relativ viel Komfort.
Alle Teile wiederverwendbar.   

Zitat von: Pirx am 15. Januar 2015, 14:52:15

Zitat von: Klakow am 15. Januar 2015, 07:09:43

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2) Kann man das nur mit schwer lagerbarem LH2 betreiben, oder geht das auch mit LCH4 und wenn wie hoch wäre der ISP ...

Man könnte.

ISP und Ausströmgeschwindigkeit sind deutlich niedriger. Bei 2.500 Grad Celsius nennt Robert C. O’Brien in "RADIOISOTOPE AND NUCLEAR TECHNOLOGIES FOR SPACE EXPLORATION" von 2010

einen ISP von 933 und eine Ausströmgeschwindigkeit von 4946 m/s bei flüssigem Wasserstoff

sowie

einen ISP von 337 und eine Ausströmgeschwindigkeit von 1789 m/s bei Methan.

Gruß    Pirx

Darf ich fragen wo du die Werte her hast? In den drei verlinkten PDFs find ich nix dazu.
I_sp und Ausströmgeschwindigkeit sind doch eigentlich zahlenmäßig gleich. (bzw. I_sp*g falls man die amerikanische Angabe in Sekunden nimmt)

Guten Abend! Hab die Quelle doch angegeben. Findet sich lt. Google z.B. dort: https://lra.le.ac.uk/handle/2381/9228 .

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Kann man den Thread nicht in einen zu nuklearen Antriebskonzepten integrieren?

NTREES ist KEIN Antrieb sondern eine Brennelement-Testanlage ...

Gruß   Pirx

@ Klakow

Ein zukünftiger wiederverwendbarer TEM-25MW kann eine Lebensdauer von 10-15 Jahren haben. Auch nukleare Triebwerke können wiederverwendbar sein. Wir sind erst zu Beginn der Entwicklungen der MPD oder IPD Triebwerken. In 50-100 Jahren wird die Situation anders aussehen wenn ev. Antriebssysteme mit 150-200 MW (150 Tonnen Startmasse) und einen Schub um die 500 kg auftauchen.

Die Problematik interplanetarer Flüge ist weitaus grösser als hier beschrieben. Habe schon gelesen das sogar Flüge zu den Sternen mit chemischen Antrieben möglich wäre. Naja, ein Märchen bleibt auch nur ein Märchen.