Marsflug, Marsbasis

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Zaphod

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Re: Marsflug, Marsbasis
« Antwort #125 am: 24. Januar 2008, 21:20:01 »
"Ideen für den Flug zum Mars und weiter"
hmmmm....vorgestern irgendwo im TV zwischen Space-Night und Phönix wurde das Projekt einer deutschsprachigen Forscherin (!) erwähnt,genannt "Lichtbogentriebwerk". Dabei wird Wasserstoffgas durch einen simplen elektrischen Lichtbogen auf extremste Expansionsraten gebracht. Dies wiederum würde die Ausströmgeschwindigkeiten chemisch basierter Antriebe um ein vielfaches übertreffen. Klang interessant und scheint mir zum Thema zu passen. Leider hab ich mir dies alles zum EINSCHLAFEN angesehen,daher hab ich keine konkreten Namen/Daten. Ein interessanter Ansatz,meine ich.
Die vorgestellten Antriebsagregate zeichneten sich durch ihre geradezu bizarr kompakte Bauweise aus - wirklich winzig.
Hat jemand anderes den Beitrag gesehen oder hat mehr Ahnung ?
mfG Zaphod
« Letzte Änderung: 24. Januar 2008, 21:23:21 von Zaphod »

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Offline Schillrich

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Re: Marsflug, Marsbasis
« Antwort #126 am: 24. Januar 2008, 21:23:42 »
Halb vorbei ist auch daneben ;) ... es war 3sat am Mittwoch "Wissen aktuell: Licht". Mehrere Kurzbeiträge zu neuen Ideen, Erkenntnissen und Anwendung mit Licht.
Den Namen kann ich jetzt aber auch nicht liefern. Sie kam aber aus Stuttgart.
\\   //    Grüße
 \\ ///    Daniel

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Zaphod

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Re: Marsflug, Marsbasis
« Antwort #127 am: 24. Januar 2008, 21:26:54 »
Hi Schillrich - jau,das war es ! :) Eine interessante Idee,oder ?

tobi453

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Re: Marsflug, Marsbasis
« Antwort #128 am: 24. Januar 2008, 21:32:11 »
Hallo Daniel und Zaphod,

ihr meint sicherlich Prof. Dr. Monika Auweter-Kurtz von der Uni Stuttgart:
https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=4277.0

Stimmt's? ;)

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Offline Schillrich

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Re: Marsflug, Marsbasis
« Antwort #129 am: 24. Januar 2008, 21:35:09 »
Hört sich gut an ;).
\\   //    Grüße
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Martin

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Re: Marsflug, Marsbasis
« Antwort #130 am: 24. Januar 2008, 21:38:34 »
Die Idee des Lichtbogentriebwerkes ist wohl gar nicht so neu, die UdSSR hat sie auch schon praktisch eingesetzt für die Lageregelung von Satelliten. (http://www.bernd-leitenberger.de/zukuenftige_antriebe.shtml)
Wikipedia schreibt auch was dazu: http://www.bernd-leitenberger.de/zukuenftige_antriebe.shtml

Zaphod

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Re: Marsflug, Marsbasis
« Antwort #131 am: 24. Januar 2008, 21:41:26 »
@tobi453 : *Freu* Ja,genau das hab ich gemeint. Den anderen Thread hatte ich nicht bemerkt. Sorry....

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Offline Klakow

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Re: Marsflug, Marsbasis
« Antwort #132 am: 24. Januar 2008, 23:59:11 »
Es währe gut wenn der ein oder andere der hier schreibt sich mal etwas mit der Physik von Raumantrieben auseinander setzen würde.
Lichbogentriebwerke haben einen spezifischen Impuls von 5km/s bis 20km/s, sind also gerade mal gut Faktor 4 bis 5 besser als Wasserstoss/Sauerstoff Triebwerke.
Ein VASIMR kann das erheblich besser, der kann zwischen 30km/s bis 300km/s erreichen!

Und egal wie man es dreht und wendet, es wird sehr viel Energie benötigt.

es gilt die Gleichung T=0,5*m*v2

Das sind bei 1g Masse und einem v von 30.000m/s eine Energie von T=450kW oder 450kN*m oder 450.000kg*m*m/s2
und bei 300km/s sind das dann 45MW!

Das ist die Netto Energie des Triebwerks und nicht das was man reinstecken muss. ein VASIMR hat derzeit wohl 60% Wirkungsgrad das heist es wird 45MW/0,6=75MW Elektrisch benötigt was bei einer Gasturbine mit Hochtemperaturreaktor etwas über 150MW Thermischer Energie nötig macht.

Hat man z.B. 12MW zur Verfügung kann man damit folgende Werte erreichen (aus Diagramm abgelesen, nicht 100% genau):
v= 30km/s,  Schub=450N, Masse/s=17g/s
v=100km/s, Schub=150N, Masse/s=  1,50/s
v=300km/s, Schub=  45N, Masse/s=  0,17g/s

Man kann es sich jetzt aus suchen, mehr Beschleunigung aber auch viel mehr Treibstoffverbrauch mit kleiner Maximalgeschwindigkeit.
oder
wenig Bescheunigung aber auch viel weniger Masseverbrauch.
Wieviel man bei einem VTreibstoff maximal erreichen kann hängt dann
nur vom Verhältnis ln(Abflugmasse/Endmasse) ab.
Da es leider nicht möglich ist im Weltraum Energie im GigaWatt-Bereich ohne einen gigantischen Aufwand zu erzeugen, wird es fürs erste vielleicht 1MW für Sondenmissionen werden und dann vielleicht 12MW und später vielleicht mal 100 bis 300MW.

*

Offline Schillrich

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Re: Marsflug, Marsbasis
« Antwort #133 am: 25. Januar 2008, 06:57:46 »
Zitat
Es währe gut wenn der ein oder andere der hier schreibt sich mal etwas mit der Physik von Raumantrieben auseinander setzen würde.
.
Und egal wie man es dreht und wendet, es wird sehr viel Energie benötigt.

es gilt die Gleichung T=0,5*m*v2

Das sind bei 1g Masse und einem v von 30.000m/s eine Energie von T=450kW oder 450kN*m oder 450.000kg*m*m/s2
und bei 300km/s sind das dann 45MW!

Das ist die Netto Energie des Triebwerks und nicht das was man reinstecken muss. ein VASIMR hat derzeit wohl 60% Wirkungsgrad das heist es wird 45MW/0,6=75MW Elektrisch benötigt was bei einer Gasturbine mit Hochtemperaturreaktor etwas über 150MW Thermischer Energie nötig macht.


Guten Morgen Klakow,

was stört dich denn daran, dass wir über Lichtbogentriebwerke sprechen? Daran wird eben auch geforscht und darüber wurde hier nur berichtet.

In deiner Rechnung stimmen die Einheiten nicht. kW ist eine Leistungseinheit und keine Energieeinheit (J oder Nm). Um von der spezifischen kinetischen Enerigie pro kg (J/kg) zur benötigten (elektrischen) Leistung zu kommen, muss du das Ganze mit dem Massedurchsatz (kg/s) multiplizieren.

Damit haben wir mit den von dir gegebenen Größen:

spezifische Energie pro kg Treibstoff bei v=30 000 m/s

Ekin,spez = 0,5*v2 = 450 000 000 J/kg


Damit bekommen wir bei einem Durchsatz von 17g/s = 0,017kg/s (dem leistungsstärksten von dir angenommenen Triebwerk) eine Nettoleistung von:

Pnetto = Ekin,spez * 0,017kg/s = 7 650 000 W = 7MW


Mit einem angenommenen Wirkungsgrad von n = 0,6 erhalten wir eine Bruttoleistung:

Pbrutto = Pnetto/0,6 = 12,75MW


(In der Hoffnung mich nicht verrechnet zu haben ...)
« Letzte Änderung: 25. Januar 2008, 07:09:50 von Schillrich »
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Offline Klakow

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Re: Marsflug, Marsbasis
« Antwort #134 am: 26. Januar 2008, 23:47:34 »
Hallo Schillrich,

mir ging es nicht darum irgendein Treibwerk schlecht zu machen, auch nicht wenn sich damit jemand damit beschäftigt.
Was für mich da mehr zählt sind die Leistungsdaten, wie ISP, Wirkungsgrad und maximalen Massedurchsatz.

Mit den Einheiten hast du recht, ich war aber nur zu bequem die hinzuschreiben.

Die Werte die ich für einen Massedurchsatz gewählt habe waren 1g/s also 0,001kg/s
Damit beikommt man für ein:
 V     |          Leistung
[km/s] | [Ws] (n=1) | [WS] (n=0,6]
______|____________|_________________
 30       | 450k      |   750k
100      | 11,11M   | 18,52M
300      | 45M       | 75M
/font]

Es gilt:
1 J = 1 Ws = 1 Nm
siehe http://de.wikipedia.org/wiki/Energie (ganz unten unter:Größenordnungen)

Ich wollte damit darstellen, das man bei gleichem Massedurchsatz bei Geschwindigkeiten von  30km/s bis 300km/s
eine 100x so große Leistung benötigt.

Es wird denke ich oft übersehen was das v2 für einen Einfluss hat.

Im zweite Teil ging nur dadrum aufzuzeigen was für Triebwerksschritte man wird geben müssen.

Gruß, U.Klakow

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Offline Schillrich

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Re: Marsflug, Marsbasis
« Antwort #135 am: 27. Januar 2008, 08:11:46 »
Zitat
Hallo Schillrich,


 
V         | Leistung
[km/s] |[Ws] (n=1) | [WS] (n=0,6]
______|__________|_________________
30    | 450k          |   750k
100   | 11,11M       | 18,52M
300   | 45M            | 75M



Hallo Klakow,

in deinem vorherigen Post hattest du den von dir verwendeten Massendurchsatz 0,001 kg/s nicht erwähnt und weiter unten 0,017kg/s als Beispiel angegeben. Damit hatte ich dann gerechnet.
Hier komme ich diesmal auf die gleichen Werte wie du für Zeilen 1 und 3 deiner Tabelle.
Aber auch hier bist du wieder bei den Einheiten ungenau. In der Tabelle gibst du Leistungsgrößen an. Das sind dann W und nicht Ws.
Bei Zeile 2 musst du dich verrechnet haben:

P = 0,5v2 * m' / n = 0,5 * (100 000m/s)2 * 0,001kg/s / 0,6 = 8,333 MW
« Letzte Änderung: 27. Januar 2008, 08:26:08 von Schillrich »
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Offline Klakow

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Re: Marsflug, Marsbasis
« Antwort #136 am: 27. Januar 2008, 12:24:40 »
Hallo Schillrich,

Deine Aussage=2*Stimmt     was du sagst (ich hoffe die Einheiten stimmen  ;))

In der oberen Betrachtung steht allerdings 1g!

Gesegneten Sonntag noch

P.S. auf einem Blatt Papier finde ich das mit den Einheiten leichter, ich tue mich schwer mit einem Web System.
« Letzte Änderung: 27. Januar 2008, 12:50:32 von Klakow »

Peter_Pan

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Re: Marsflug, Marsbasis
« Antwort #137 am: 03. Juli 2008, 18:30:30 »
Hallo Guten Abend!

Das ist ja ein sehr interessantes Thema.
Dieses Plasmatriebwerk ist sicher eine feine Sache.

Ich habe mir ein paar Gedanken über den Reaktor gemacht. (1,2GW sind nach heutigem stand der Technik utopisch.). die Energieerzeugung ist wohl das größte Problem an der Sache.

Mein Ausgangspunkt ist ein Atom-U-Boot der Virginia-Klasse. Die haben einen Reaktor mit 30MW Leistung (soll in den nächsten Generationen auf bis zu 45MW verbessert werden)
Ich denke der ist sicher das Beste was heut zu Tage Technisch möglich ist.

Laut Zeichnung (http://upload.wikimedia.org/wikipedia/de/5/56/Va72.jpg) würde man in einem Raumschiff alleine für den Reaktor eine Länge von ca. 15-20m und einen Durchmesser von 10m brauchen. (ist schwer abzuschätzen, aber wenn jemand von euch genaure Daten hat würde es mich freuen mich zu verbessern.)

Um das Teil im Orbit zu fertigen, würde man sicher Jahrzehnte brauchen.

Nur ein Theoretisches Szenario: würde man heute mit der Planung und Fertigung beginnen ist 2058 das Raumschiff startklar, oder wir haben 2025 einen halbfertigen Reaktor um die Erde kreisen, weil das Geld und die Ressourcen  fehlen.

*

Offline Klakow

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Re: Marsflug, Marsbasis
« Antwort #138 am: 03. Juli 2008, 23:04:24 »
Zitat
Hallo Guten Abend!

Das ist ja ein sehr interessantes Thema.
Dieses Plasmatriebwerk ist sicher eine feine Sache.

Ich habe mir ein paar Gedanken über den Reaktor gemacht. (1,2GW sind nach heutigem stand der Technik utopisch.). die Energieerzeugung ist wohl das größte Problem an der Sache.

Mein Ausgangspunkt ist ein Atom-U-Boot der Virginia-Klasse. Die haben einen Reaktor mit 30MW Leistung (soll in den nächsten Generationen auf bis zu 45MW verbessert werden)
Ich denke der ist sicher das Beste was heut zu Tage Technisch möglich ist.

Laut Zeichnung (http://upload.wikimedia.org/wikipedia/de/5/56/Va72.jpg) würde man in einem Raumschiff alleine für den Reaktor eine Länge von ca. 15-20m und einen Durchmesser von 10m brauchen. (ist schwer abzuschätzen, aber wenn jemand von euch genaure Daten hat würde es mich freuen mich zu verbessern.)

Um das Teil im Orbit zu fertigen, würde man sicher Jahrzehnte brauchen.

Nur ein Theoretisches Szenario: würde man heute mit der Planung und Fertigung beginnen ist 2058 das Raumschiff startklar, oder wir haben 2025 einen halbfertigen Reaktor um die Erde kreisen, weil das Geld und die Ressourcen  fehlen.
Ich Denke es gibt andere Möglichkeiten, soweit ich weiß haben diese Reaktortypen keine hohen Wirkungsgrade was dazu führt das sehr viel Wärme angestrahlt werden muß.
Mir schwebt da eher ein Hochtemperaturreaktor (=HTR) mit Heliumgas als Energieträger zur Aufnahme der Reaktionswärme vor. Das Heliumgas kann direkt eine Gasturbine antreiben mit Temperaturen so hoch es die Turbinenschaufeln eben noch zulassen (vielleicht 950°C). Damit man einen Kreisprozess damit hin bekommt muss das expandierte Gas dann gekühlt werden um anschließend nach dem Durchlauf  durch einen Verdichter wieder in den Reaktor geleitet werden kann.
Da die Temperatur nach der Gasturbine immer noch recht heiß ist (kann z.B. 300°C haben) kann die Abwärme durch relativ kleine Flächen in den Weltraum abgestrahlt werden.
Normalerweise benötigen HTRs pro MW ca. 1,5t Brennmaterial.
Im Prinzip muss zwischen folgenden Dingen abgewägt werden:

- möglichst hohe Abgastemperatur damit für die Abstrahlung der Restwärme möglichst kleine Kollektorflächen nötig sind.

- niedrige Abgastemperatur damit ein möglichst hoher Wirkungsgrad erreicht werden kann.

- Hoher Anteil an Brennmaterial in den Kohlenstoffkugel oder Zylindern, damit ein möglichst hohes Leistungsgewicht erreicht werden kann. (Ich weis aber nicht wie sich das auf die Reaktorphysik auswirkt).

Ein Hochtemperaturreaktor erbrühtet sich sein Brennmaterial  teilweise selber, was dazu führt das man ihn länger betreiben kann.

Gruß, U.Klakow

*

Offline Setec

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  • 156
    • Wikipedia:Setec
Re: Marsflug, Marsbasis
« Antwort #139 am: 22. August 2008, 04:29:25 »
Hallo zusammen,

habe auch mal gelesen, das evtl. Schwierigkeiten zwecks Besatzung gibt.
Die Erde verschwindet zu einem kleinen Punkt, ein Gefühl des Verloren sein. Kommunikation, ist auch sehr eingeschränkt, da ein Funkspruch bis zu 30 min. dauern kann, streit unter der Besatzung, ca. 2 Jahre auf engstem Raum zusammen.

Es gibt sogar eine Idee, eine reine Frauenbesatzung zu nehmen, da Frauen unter einander besser auskommen würden.

Was habt ihr noch so gehört?

Gruß Frank

gorgoyle

  • Gast
Re: Marsflug, Marsbasis
« Antwort #140 am: 22. August 2008, 11:25:28 »
Wie groß und wie schwer ist der 30 (40-45) MW-Reaktor der Virgina-Klasse?  Wenn ich mir den Reaktor in dieser Zeichnung angucke
http://en.wikipedia.org/wiki/Virginia_class_submarine
[size=10]Aus Urheberrechtlichen Gründen wurde das Bild durch einen Link ersetzt von KSC

[/size]dann schaut's so aus als könnte eine Ares-V einmal der Reaktor und eine zweite bzw. dritte die Gasturbine(n).  Das macht ca. 600t allein für die Energie-Versorgung. Dann kommt noch als dicker Brocken ca. 200t für den Antrieb hinzu. Man darf wohl annehmen, daß man insgesamt schnell über 2kT kommt.  Ein Zusammenbau mit vielen EVAs ist aber keine wirkliche Option.  Man benötigt dafür eine richtige Orbital-Werft.

Angenommen, man hätte ein Schiff mit 2kT Masse und 45MW elektrischer Leistung für den Antrieb und einen Antrieb, der nach dem VASIMIR-Konzept arbeitet und entsprechende Wirkungsgrade besitzt:
Welche Beschleunigungswerte könnte man mit so einen Raumschiff erreichen?
« Letzte Änderung: 22. August 2008, 14:24:43 von KSC »

knt

  • Gast
Re: Marsflug, Marsbasis
« Antwort #141 am: 22. August 2008, 12:16:02 »
Keine Ahnung was der Virgina Reaktor wiegt, aber 100mw sind etwa für 300t zu bekommen und zwar in handlichen 15mx3m. Das ganze nennt sich SSTAR und funktioniert, theoretisch - praktisch gibt es noch keinen Prototypen: http://en.wikipedia.org/wiki/SSTAR

Nun könnte man annehmen das 50mw für 150t zu bekommen sind... obwohl das garantiert eine milchmänchen.-rechnung ist.

*milch! wer möchte noch milch? nur einsfufzig! firsche milch!*

ps. Der Reaktor Typ den die Virginia verwendet nennt sich S9G genaue Daten sind wahrscheinlich geheim. Es soll sich aber um einen Druckwasser-Reaktor handeln..
« Letzte Änderung: 22. August 2008, 12:16:51 von knt »

GG

  • Gast
Re: Marsflug, Marsbasis
« Antwort #142 am: 22. August 2008, 13:03:57 »
Der 100-MW-Reaktor soll 500 t wiegen, ein 10-MW-Gerät 200 t. Die Außenfläche schrumpft natürlich nicht linear mit der Leistung. Das gilt auch für weitere Komponenten.

Ich schätze aber, dass der Reaktor noch an ein äußeres Kühlsystem angeschlossen werden muss. Auf der Erde hat man Wasser, im Weltraum wird das schwieriger und über Radiatoren natürlich sperrig und massereich!

GG
« Letzte Änderung: 22. August 2008, 19:34:19 von GG »

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Offline Chewie

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  • 1144
Re: Marsflug, Marsbasis
« Antwort #143 am: 22. August 2008, 15:26:51 »
Bei einen Nuklear Reaktor für die Raumfahrt kann man sich sicherlich nicht an Reaktoren orientieren die für die Erde gedacht sind.

Eine Gewichtsoptimierung ist nicht eine der Prioritäten für einen Reaktor hier unten! Davon abgesehen müssen für einen Reaktor im All bestimmt die Kühlmittelkreisläufe in der Schwerelosigkeit und das nicht vorhanden sein von großen Mengen an Kühlwasser berücksichtigt werden.
"Prognosen sind schwierig, besonders wenn sie die Zukunft betreffen." Niels Bohr

gorgoyle

  • Gast
Re: Marsflug, Marsbasis
« Antwort #144 am: 22. August 2008, 16:33:34 »
Die 10MW-Variante mit 0.05MW/t steht in keinem sinnvollen Verhältnis zur 100MW-Variante mit 0.2MW/t. Lediglich die Gesamtmasse sieht erstmal abschreckend aus. Allerdings wird der Reaktor sicherlich "unbestückt" hochgeschossen werden und erst im Orbit bzw. in einen Raumschiff verbaut bestückt werden. Der Brennstoff dürfte ca. 200t ausmachen.
Dann wäre man wieder bei ca. 300t was ja noch immer ein schwerer Brocken ist.

Die Konzeption dieser Reaktoren sieht vor, daß sie 30 Jahre betrieben werden ohne daß sie in dieser Zeit aufgeschraubt werden müßen, sprich wartungsarmer Betrieb.  Eine Betriebszeit von 30 Jahre für die ersten Nicht-Nach-Gebrauch-Wegwerf-Raumschiffe scheint akzeptabel.  Wenn es das Design nicht auf dem Kopf stellt, kann man ja in der Konstruktion einen leichten Austausch vorsehen und sollte daher kein größeres Problem darstellen.   Da die Energiequelle nunmal ein kritisches Element ist, muß man wohl 2 von ihnen verbauen.  Wenn einer von denen ausfällt, kommt man doch hoffentlich mit nur einen zumindest noch bis nach hause.  Der Weg der abzuführenden Wärme vom Reaktor zum Radiator sollte kurz sein.   Da ein Raumschiff Teils gekühlt - Teils beheizt werden muß, kann man hierfür zumindest noch einen Teil der Abwärme nutzen und die Energie besser ausnutzen bzw. man besitzt mehr Reserven für Antriebe oder sonstige Einrichtungen.

Wie schnell würde denn beschleunigen ein 2kT schweres Raumschiff mit einen VASIMR-artigen Antrieb , der mit ca. 200MW betrieben wird?

Wenn VASIMR aus 10MW 400N  Schub macht, dann wären mit 200MW  8kN möglich. Dann wäre die Beschleunigung ca.  8kN/2kT = 4 mm/s².
Liesse sich damit was anfangen?  In die Sitze gedrückt wird man aber nicht.  ;)

*edit*
VASIMR kann vermutlich mit allen möglichen Elementen schiessen, aber wegen des Wirkungsgrades empfehlen sich leichte Elemete (Wasserstoff,Lithium,..) um bei der Ionisierung ein hohes Verhältnis von elektrischer Ladung zur Masse zu erhalten.

*edit2*
Um die "Unordnung" aus dem Plasma zu veringern, könnte man zunächst die kalten Protonen durch ein Magnetfeld führen und so nach ihrem Spin sortieren.  Wenn diese Ordnung beim Erhitzen bestehen bleibt, hoffe ich, daß danach die thermische Bewegung (geordnet Ungeordnet) mehr in einer 2-dimensionalen Ebene stattfindet. Wenn das funktioniert, dürfte das wesentlich den Wirkungsgrad erhöhen bzw. den folgenden "Richtungsstufen" die Arbeit erleichtern.  Mit etwas Glück muß dafür an VASIMR nur etwas angebaut werden.
« Letzte Änderung: 22. August 2008, 18:46:13 von gorgoyle »

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Offline Schillrich

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Re: Marsflug, Marsbasis
« Antwort #145 am: 22. August 2008, 17:38:31 »
Naja, wie lange kannst du diese Beschleunigung aufrecht erhalten? Hast du die Treibstoffmasse denn schon mit eingerechnet?
\\   //    Grüße
 \\ ///    Daniel

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Offline Schillrich

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Re: Marsflug, Marsbasis
« Antwort #146 am: 22. August 2008, 22:22:33 »
Um Missverständnissen vorzubeugen:
Ich meine die Treibmasse, welche hinten mit Impuls ausgestoßen wird, um Vortrieb zu erzeugen (und nicht die "Ladung" des Reaktors.)
« Letzte Änderung: 22. August 2008, 22:23:13 von Schillrich »
\\   //    Grüße
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gorgoyle

  • Gast
Re: Marsflug, Marsbasis
« Antwort #147 am: 23. August 2008, 01:58:39 »
Ich schätze den Tagesverbrauch auf ca. 1t Stützmasse, was nit wenig ist und wenn man für 180 Tage Beschleunigung Stützmasse mit sich führen will, sind dass 180t Stützmasse.

knt

  • Gast
Re: Marsflug, Marsbasis
« Antwort #148 am: 23. August 2008, 06:40:28 »
;einer Meinung nach ist dein ganze Masseschätzungen sind viel zu hoch. 2kt ist jenseits von gut und böse - so weit jenseits das ich es scifi nennen würde. :) Mehr als das 4fache der ISS!

Zwei aktuelle Energija Konzepte:

Das EPTN ist für den Interplanetaren Transfer Erde-Mars gedacht:


Das EPTS dagegen für den Transfer Erde-Mond:

Quelle:http://www.senkyo.co.jp/ists2008/pdf/2008-o-3-06v.pdf

Gewichtsangaben wahrscheinlich OHNE PLAYLOAD (= Lebensbereichs-Module +Komsonauten + Stuff) nur für den TUG. Playload wird wohl noch mal so 100-200t wiegen. Macht insgesammt also weniger als 300t für ein nukleares Marsraumschiff.

Der Bau des EPTN ist für 2022-2035 geplant *husthust*

Bildgrösse geändert.
« Letzte Änderung: 24. August 2008, 09:28:03 von H.J.Kemm »

GG

  • Gast
Re: Marsflug, Marsbasis
« Antwort #149 am: 23. August 2008, 09:08:41 »
Was ist den kgf für eine Einheit? Sollen das vielleicht 150 N sein?

GG