Nukleartechnik für die Raumfahrt

Bei NPO Energomasch Konzept (150MW) handelt sich um elektrische Leistung. Für sehr grosse Lasten und  schnelle Flüge brauchen wir Leistung schon ab 500 MW.

@Jura

Danke für den Link. Wie ich vermutet habe ist der MW Klasse Reaktor für Aufklärungs-Satelliten vorgesehen, womit eine Realisierung nicht abwegig ist. Leider ist der Artikel 4 Jahre alt, damit wäre der aktuelle Stand interessant.

Bei NPO Energomasch Konzept (150MW) handelt sich um elektrische Leistung. Für sehr grosse Lasten und schnelle Flüge brauchen wir Leistung schon ab 500 MW.

Ich wüede mich sehr freuen wenn es euch (=Russland) gelingt, zuverlässige- und sichere Systeme zur einsatzreife zu bringen, schon deswegen weil dann, falls es mit emDrive doch einfacher ist, man eine Energiequelle hat um damit bis an die Lichtgeschwindigkeit heranzukommen.
Das wäre der Traum fast alles Raumfahrtbegeisterten, schauen wie es in den benachbarten Sonnensystemen aus sieht.

@ Klakow

Schon vor Jahrzehnten hat sich der US-Amerikanischer Raumfahrtpionier Robert Goddard geäussert, das weite kosmische Flüge von der Beherschung des Atom abhängen. Ja, absolut richtig und Koroljow träumte von Marsflügen in 14 Tagen, das ist aber nur mit nuklearen Systemen um 500 MW machbar. Ja, dabei haben wir aber neue Probleme mit den erforderlichen Triebwerken.

Ein sehr schwiriges Problem ist dann ja wohl die Abwärme. Bei 500MW elektrischer Leistung, wird zumindest bei allem was ich derzeit keine, sicher mehr als 500MW an abwärme anfallen. selbst mit Temperaturen um 300°C zur Abstrahung mittels Kollektoren, dürften hierfür minimal 25.000m² benötigt werden, sicher keine Kleinigkeit.
Das wäre ein Fläche von 160x160m².
Selbst mit Abstrahlung über vier Ausleger mit beidseitiger Abstrahlung dürften die Aufleger mindestens 80x50² groß sein. Alleiner der wäretransport wird schon schwer.

Ja, und selbst mit einer Kernfusion von Deuterium + Helium-3 sind bemannte Flüge mit einen 1000 Tonnen schweren Raumschiff (mit 4 Kosmonauten und einer v= 100 000km/s) zu den Sternen und zurück nicht möglich !!!

500 MW Elektrisch sind auf der Erde 2000 MW Thermisch.

Dies ist aber unter optimalbedingen in eienen Großkraftwerk zu erreichen.
Das sind sehr große sehr schwere Dinger, die im Betrieb eine MAnnschaft von Hunderten Mitarbeitern benötigen.

Ein kleiner auf Größe optimierter Reaktor (U-Boot, Flugzeugträger) hat ein wesentlich schlechteren Wirkungsgrad.
Eina auf Größe und Gewicht optimierter Reaktor wie er hier benötigt wird wird vielleicht 10% seiner Primärenergie in Form von el. Energie abgwben können.

Wenn die Abwärme eines Großkraftwerks über wenige Quadratmeter Kühlfläche möglich wäre, dann fragt euch mal, wieso Atomkraftwerke und auch alle anderen Thermischen Kraftwerke eine aufwändige aktive Kühlung mit Kühltürmen benötigen.

Ja, und selbst mit einer Kernfusion von Deuterium + Helium-3 sind bemannte Flüge mit einen 1000 Tonnen schweren Raumschiff (mit 4 Kosmonauten und einer v= 100 000km/s) zu den Sternen und zurück nicht möglich !!!

Sicher. Für den Rückweg muß man am Ziel erst eine Zivilisation aufbauen, die ein Sternenschiff bauen kann. Aber bis wir auch nur eine Richtung schaffen, muß noch eine Menge passieren. Das erleben wir nicht mehr.

Die Effektivität von Spaltreaktoren auf der Erde ist über 33%, aber selbst über 50% sind bei Hochtemperaturreaktoren locker drin wenn man im Primärkeis mit Heliummedium arbeitet und dies direkt für den Antrieb einer Gasturbine nutzt.
Wenn man wie beim Vorschlag von jemanden aus DE bei GUF (nicht GUD) arbeitet, vermutlich über 80%.
Das geht im All aber nicht, weil man keine Wärmesenke, wie z.B. Flüsse hat. Machbar ist aber trotzdem über 30%.

Zitat von: Jura am 20. Januar 2015, 16:08:06

Ja, und selbst mit einer Kernfusion von Deuterium + Helium-3 sind bemannte Flüge mit einen 1000 Tonnen schweren Raumschiff (mit 4 Kosmonauten und einer v= 100 000km/s) zu den Sternen und zurück nicht möglich !!!

Sicher. Für den Rückweg muß man am Ziel erst eine Zivilisation aufbauen, die ein Sternenschiff bauen kann. Aber bis wir auch nur eine Richtung schaffen, muß noch eine Menge passieren. Das erleben wir nicht mehr.

Ja, die Eroberung der Kontinente durch die Seefahrer ist absolut nicht vergleichbar mit Flügen zu den Planeten, geschweige denn zu den Sternen. Manche Träume werden für immer nur Träume bleiben, selbst die Erde werde mit dem Ende der Sonne und mit den  letzten Niederschriften hier im Forum für immer untergehen, oder auch viel früher 

Da gibts diesen Thread, steht schon 'ne Menge drin, auch zu Antrieben.

https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=3502.0

@ Klakow

Noch was zu deiner Sammlung, mache aber kurz.

Ausgehend von einer Arbeit der Plasma Physics Laboratory an der Princeton University. Dazu folgendes: mit einer Bündelung von 5 Triebwerken und einen Schub von 10N, entspricht einen Ausgangsstrom von 30 Ampere und einen Beschleunigungspotential von 50 kV, ist es möglich den Mars in 10-13 Tagen mit 40 kg  Xenon Treibstoffverbrauch zu erreichen. Das alles hängt aber von der Nutzlast ab.

Die V kann bei einer dieser Modele bis max. 430 000 m/s bei 4,3 N betragen, so sehe ich die Zukunft in etwa 50 Jahren. Deinen DS4G kannst ja in die Rente schicken 

Das solltest Du aber mal genauer erklären.
Man hat also 5 Triebwerke mit 10N, ok. Mars in max 13 Tagen.
Diese Behauptung muß doch aber in Zusammenhang mit einer bestimmten Nutzlast stehen?
Klar, man kriegt mit 10N jede Last zum Mars, nur - wie schnell?
In Fakto ist es doch so:
1) Man hat eine Nutzlast , die da hin muß
2) Man hat eine Zeitvorgabe, die man einhalten muß
3) Man hat Triebwerke mit 2N pro Stück
Daraus ergibt sich
4a) Wieviel muß/kann ich bündeln (Energiefrage) oder
4b) wie muß ich meine Zeitvorgabe korrigieren, wenn ich nicht so sehr bündeln kann
Sollte sich vlt sogar in 3D Koord darstellenlassen.
Man strebt doch bei Permanentbeschleunigung sicher an, daß bei der halben Strecke exakt die Beschleunigungsfähigkeit des Triebwerks erreicht ist, dann kommt ja umdrehen und Bremsen.
Alles Andere wäre wohl unökonomisch.

Ich habe nur zum Vergleich gepostet:

a) DS4G  = max. 210 000 m/s
b) Beisiel= max. 430 000 m/s, 1MW bei 80KV und 12A,  Schub = 4,3 N

Bei einer Leistung von 25MW brauchen wir nur 25 Triebwerke, mit Reserve 30 Stück, Schub dabei = 107 N. Bei sehr hohen Strömen um 30-40 A sind die Werte noch besser. Auch hier steht die Frage der technischen Machbarkeit, aber die Richtung stimmt schon.

Für DS4G und 25 MW sind 1000 Triebwerke notwendig.

Eine weitere Entwicklung (Hyperion) der Reaktoren für kosmische Flüge:

a) Minireaktor mit 25 MW, Alfa= 2kg/KW, Abmessungen= 1,5 x 2,5 Meter, Entwicklung aus dem Jahr 2011. Somit ist der Reaktor als auch die Leistung deutlich besser gegenüber TEM-25MW.

Also ich komm mit dieser Rechnung nicht mit. Jetzt sind es wieder 80kV, 12A, 4,3N. Man kann aber auch 30A.
Also jedes , aber auch jedes Triebwerk hat wohl seine spez. optimalen Betriebsparameter, z.B. gute Auslastung bei angemessener Betriebsdauer und einen damit korrelierten Schub.
Gibts da schon gesicherte Erkenntnisse oder erst ein Papierchen?
Mit der zweckgebunden festgelegten Missionszeit auf X und dem gewünschten Nutzlastgewicht auf Y kann ich dann die Linie/Kurve der Triebwerke zeichnen. Also eine Mission planen.

@ McFire

a) Klar, man kriegt mit 10N jede Last zum Mars, nur - wie schnell?
b) Man strebt doch bei Permanentbeschleunigung sicher an, daß bei der halben Strecke exakt die Beschleunigungsfähigkeit des Triebwerks erreicht ist, dann kommt ja umdrehen und Bremsen.
c) Also ich komm mit dieser Rechnung nicht mit. Jetzt sind es wieder 80kV, 12A, 4,3N. Man kann aber auch 30A.
 

a) Nein, diese Aussage ist nicht korrekt.
b) Nein, es wird bis zur der erforderlichen v beschleunigt, kann 100 oder 30 Tage dauern, hängt von der Leistung ab.
c) Habe gepostet, mit 30A wären Flüge zum Mars in 10-13 Tagen möglich, so die amerikanischen Forscher.

Es handelt sich um Grundlagenforschung und Labormuster, mit der Fertigstellung sind aber noch andere Hürden verbunden. Nur, wie gepostet, es handelt sich um zukünftige Antriebe als auch die damit verbundenen grossen Möglichkeiten und die Überlegenheit gegenüber DS4G.

a) Nein, diese Aussage ist nicht korrekt.
b) Nein, es wird bis zur der erforderlichen v beschleunigt, kann 100 oder 30 Tage dauern, hängt von der Leistung ab.
c) Habe gepostet, mit 30A wären Flüge zum Mars in 10-13 Tagen möglich, so die amerikanischen Forscher.
Es handelt sich um Grundlagenforschung und Labormuster, mit der Fertigstellung sind aber noch andere Hürden verbunden. Nur, wie gepostet, es handelt sich um zukünftige Antriebe als auch die damit verbundenen grossen Möglichkeiten und die Überlegenheit gegenüber DS4G.

Warum ist a) nicht korrekt ?
Du darfst freilich annehmen, daß ich nicht die Erdoberfläche meine. Aber das langsame "Wegspiralen" aus einer Umlaufbahn wird doch schon jetzt praktiziert. Weil man halt nicht besser kann, als einen Kompromiß eingehen.
zu b)
Es ist bei SEP/NEP doch nicht wie bei chemisch, daß das Treibstoffgewicht und die maximal mögliche zerstörungsfreie Betriebszeit der Triebwerke die Reise dominiert.
Hier ist doch die Energiequelle bestimmend. Die in der Regel doch auf Dauerbetrieb ausgelegt ist.
Ebenso ist es doch bei einem elektrischem Antrieb, der erst im Dauerbetrieb sinnvoll ist. (Betriebsmodi von Fernraumsonden sind kein Vergleich hierbei)
Also warum sollte man bei, sagen wir mal, einem Drittel der Strecke ausschalten? Abgesehen davon, daß man den guten Nebeneffekt einer wenn auch geringen Pseudo-Gravitation hätte.
Mit immensen Lebensvorteilen schon bei 0,05 G. Wo liegt mein Denkfehler?
zu c)
Ja, ok , 30A - 13 Tage. Und die am. Forscher haben da keine Angabe, wieviel Gramm, Kilo, Tonnen?
Aber ok, Du schreibst, Grundlagenforschung, da will ich nicht weiter bohren....

Zunächst, ich möchte nicht sämtliche Berechnungen hier präsentieren, war nur ein Vergleich für Klakow gedacht.


a) Der Transport ist doch abhänig von der Nutzlast und der Leistung, bei sehr schweren Lasten (300-500 Tonnen) verbleibt das Objekt auf der Beschleunigungsbahn um die Erde bis der Treibstoff zu Ende ist. Exakte Angaben nur mit Berechnung!

b) Auch hier bedarf es eine vollständige Simulation eines Fluges. Ausgehend von einer Computersimulation für einen Marsflug und zwar hin und zurück mit elektrischen Triebwerken, die Leistung ist hier nicht relevant, hatten wir folgende Werte:

1) Gesamte Flugzeit betrung 730 Tage
2) Arbeitszeit der Triebwerke 530 Tage
3) Orbital Phase um den Mars 29,88 Tage

Beachte, während der Beschleunigung um die Erde die bis 90 Tage dauern kann und der anschliessender Arbeit der Triebwerke für die Marsbahn, verbraucht das Marskomplex etwa 40% des gesamten Treibstoffes. Somit dauert die Abbremsung auch unter der Berücksichtigung der schwachen Gravitation um 3-4 mal kürzer als die Beschleunigung zu Marsbahn. Die Berechnungen habe ich mit einer Genauigkeit bis auf 1 Sekunde und des Treibstoffes auf 1kg.

c) Ausgehend von den Daten, ist die weitere und komplette Berechnung eines Marsfluges hin und zurück, als auch mit Untervarianten wie Startzeitraum, Aufenthaltsdauer auf dem Mars mit 6 Kosmonauten möglich. Das ist aber eine Arbeit auf 25-40 A4 Seiten die ich für Foren aber nicht mache.

NACHTRAG:

Das Raumschiff, nach dem Start von der Marsbahn, ging noch nach der Abremmsung auf eine Erdumlaufbahn zurück.

a) Der Transport ist doch abhänig von der Nutzlast und der Leistung, bei sehr schweren Lasten (300-500 Tonnen) verbleibt das Objekt auf der Beschleunigungsbahn um die Erde bis der Treibstoff zu Ende ist. Exakte Angaben nur mit Berechnung!

Bitte nimmdoch nicht solche Extremfälle, ich tu es ja auch nicht.
Aber um genau die Abhängigkeit Von Nutzlast zu Leistung ging es mir ja

Ok, daß genauere Darstellungen hier zuviel Aufwand wären , ist einzusehen, da werden wir mal abbrechen...

Nur, für Marsflüge ist 300-500 Tonnen kein Extremfall und für automatische Stationen sieht die Sache ganz anders aus. Deine Aussage war für jede Nutzlast 

Ein schöner Beitrag, in der taz,  über die neue Plutonium-produktion der NASA und DOE.

Ich war ziemlich baff aber der Beitrag ist doch ziemlich gut geschrieben.
Was mich nur wundert ist das der Hinweis fehlt, daß es das giftigste Element ist. 


http://www.taz.de/Energieprobleme-bei-der-Nasa-/!154659/

ihmo
naja unkritisch da nix hoch geht bei richtiger masseberechnung
kritisch ist aber die abschirmung die muss dick und schwer sein

im Gegensatz zur Plutonium Batterie da reicht relativ leichte abschirmung

NASA nukleare Triebwerke

Laut dem Bericht von Dr. Michael Hautsa vom Space Center. J. Marshall, erwägt NASA die Entwicklung nukleare Raketentriebwerke darunter für Marsflüge.

Wie schon gepostet, die ersten technischen Tests sollen um 2022-24 erfolgen (NASA Dokumente).

http://ru-universe.livejournal.com/874286.html

Dazu auch die Meldung über die kürzliche Auszeichnung für Bill Emrich:

The American Institute of Aeronautics and Astronautics recently honored Bill Emrich with its prestigious 2015 Engineer of the Year award for his innovative nuclear propulsion research and testing at NASA's Marshall Space Flight Center in Huntsville, Alabama

“These technologies have the potential to drastically reduce travel time to Mars and other destinations by providing high thrust at efficiencies at least twice that of today’s best chemical engines.” Emrich said. “This work is wonderfully rewarding because I’ve always dreamed of working on rocket engines that would send the first explorers to Mars and this project focuses all my engineering skills on achieving that goal

http://www.nasa.gov/centers/marshall/news/news/releases/2015/15-025.html

Antworten ohne jeglichen Inhalt zu Raumfahrt- oder Nukleartechnik habe ich gelöscht.

Der Hauptteil der Energie von Spaltprodukten steckt allerdings in der Bewegung der Teilchen. Ein Generator, der die Teilchen abbremst, die Wärme ungenutzt in die Umgebung entweichen lässt und nur die Ladung der Teilchen nutzt, wäre äußerst ineffektiv.