Elektrische Antriebe

Und an dem Punkt "spez. Impuls." findet sich dann auch die Krux: Will man möglichst hoch beschleunigen, braucht man einfach viel Masse die nach hinten abgestoßen wird und das ist unabhänig von der Art und Weise wie diese Masse im Triebwerk beschleunigt wird.

Das wird wohl auch ein Grund sein, wieso sich nuklear Antriebe in Trägerraketen (Reise Erde->Orbit) auch nicht durchgesetzt haben. Der Teil den man als Treibstoff einspart, wird vom Reaktorgewicht und der notwendigen Stützmasse zum Teil wieder aufgebraucht. Der Rest des Vorteil wird dann durch das höhere Risiko zu nichte gemacht.

Im Orbit schaut das aber etwas anderes aus, den dort kann man über lange Strecken, relativ gering beschleunigen.

Hallo knt

Und an dem Punkt "spez. Impuls." findet sich dann auch die Krux: Will man möglichst hoch beschleunigen, braucht man einfach viel Masse die nach hinten abgestoßen wird und das ist unabhänig von der Art und Weise wie diese Masse im Triebwerk beschleunigt wird.

Das trifft so genau so ("einseitig") nicht zu. Schub ist Kraft, und Kraft ist die Änderung des Impulses. Impuls ist aber das Produkt aus Masse und Geschwindigkeit. Ich kann also den selben Schub entweder durch eine langsam ausgestoßene hohe Masse oder schneller ausgestoßene geringe Masse erreichen.

mathematisch:

[tex]F=\frac{dp}{dt}=\frac{d(mv)}{dt}=m\frac{dv}{dt}+v\frac{dm}{dt}[/tex]

Im letzten Summanden kann für ein Zielschubniveau eine hohe Geschwindigkeit [tex]v[/tex] mit einem geringen Massedurchsatz [tex]\frac{dv}{dt}[/tex] kombinieren (heutige elektrische Antriebe) oder umgekehrt (heutige chemische Antriebe). Ich kann mit beiden Techniken den selben Schub erreichen, nicht nur mit der einen Option "viel Massendurchsatz".

Der spez. Impuls gibt ja gerade an, wie viel Impulsänderung (und damit "Wirkung" und "Kraft") ich aus jedem kg ausgestoßener Masse heraushole, wie effizient ich meine ausgestoßene Masse einsetze. Das Problem der hocheffizienten Antriebe ist damit gerade nicht mehr, dass sie viel Stützmasse benötigen (sie benötigen nämlich weniger), sondern der hohe (elektrische) Leistungsbedarf, um die Massen so hoch zu beschleunigen.

Es wurden auch scho elektrostatische Ionentriebwerke mit Ausströmeschwindigkeiten von 130 km/sec gebaut. Bisher werden im Einsatz zwar Systeme mit 30 bis 40 km/sec präferiert, aber eher aus Problemen der Energieversorgung heraus.

Wow... die solte man zur Merkur-Forschung einsetzen, wo viel Sonnenenergie zur Verfügung steht...

Na ja. Wenn man es ganz genau nimmt ist nicht der spez.Impuls, sonder der Systemspez. Impuls die Kenngröße für die Effizenz/Leistungsfähigkeit eines Triebwerksystems  . Denn dieser Wert schließt die ganzen Massen die benötigt werden um ein Triebwerk zu betreiben mit ein. Dies können Pumpen, Tanks oder auch PCUs sein. (inkl. Kompressionsfaktoren, Materialbelastungen etc.)
Der spezifische Impuls gibt zwar die Treibstoffeffizienz an, erlaubt aber nicht die Auswahl eines optimalen Systems, sondern erst der Systemspezifische Impuls.

Die atomaren Antriebe haben sich wegen einer Mischung aus Umweltschutz/Politik und schlechten Systemspezifischen Impuls nicht für den Einsatz qualifiziert. Wären aber für einen Start vom Mond oder ähnlich durchaus interessant.

Eine aktuelle Präsentation über aktuelle Forschung an elektrischen Antrieben in Europa:
http://spirit.as.utexas.edu/~fiso/telecon/Casaregola_5-04-11/Casaregola_5_04_11.pdf

Besonders interessant Folie 16, hier wurde offenbar ein Perpetuum Mobile 1. Art gefunden.

Wir sind schon bei elektrischen Antrieben in der Raumfahrt ...

(Sonst spreche ich bald im Merkur-Thread über Freddie Mercury ... und bei Pluto kommt sein Herrchen Micky zur Sprache.)

Mir fällt da spontan noch ein Film mit Eddy Murrfy (oder wie immer der sich schreibt ein), der heist da glaube ich Pluto Mash (oder so ähnlich)
 

Eine aktuelle Präsentation über aktuelle Forschung an elektrischen Antrieben in Europa:
http://spirit.as.utexas.edu/~fiso/telecon/Casaregola_5-04-11/Casaregola_5_04_11.pdf

Besonders interessant Folie 16, hier wurde offenbar ein Perpetuum Mobile 1. Art gefunden.

Es steht zwar nicht in den Folien, aber die meinten bestimmt den maximal erreichbaren Schub bzw. maximal erreichbaren Isp. D.h. der angegebene Schub bei weniger Isp oder angegebener Isp bei weniger Schub.

Zumal es ist eine Zusammenfassung der Folien eines Projekts. Aber was erzähle ich da, die jenigen was damit zu tun haben wissen was gemeint ist.

Ohne gleich vom Thema wegzugehen:
Wie niedrig liegt der Wirkungsgrad von konventionellen chemischen Triebwerken, sagen wir mal bei einem LH2/LOX-Triebwerk?
Ich denke dass der Wirkungsgrad ein schlechtes Kriterium für einen Vergleich von Triebwerksarten ist.
Vielmehr sollte man vergleichen, wieviel (kinetische) Energie man pro Masse freisetzen kann. Dabei sollte allerdings die gesamte Masse berücksichtigt werden, also für elektrische Antriebe z.B. Photovoltaikzellen oder Reaktoren, Stützmasse und das eigentliche Triebwerk,
Wovon geht der "Wirkungsgrad" bei elektrischen Triebwerken überhaupt aus? W_e/W_kin?

Schwer zu sagen, da nie stöchiometrische Verhältnisse vorliegen. Beim HM-7B sind es etwa 40%.

Hat eigentlich jemand von euch mal Chemie in der Schule gehabt? So viel gestochere habe ich selten gesehen (Wasserstoff mit 2 Elektronen, Eisen das im Vakuum verdampfen soll....)

@Glassmoon: Also bei elektrischen Antrieben kannst du einfach Strahlleistung durch elektrische Antriebsleistung teilen und kommst da beim PPS 1350 von Snecma (Smart-1 Triebwerk) nach meiner Rechnung auf 47% mit diesen Daten:
http://www.snecma.com/IMG/pdf/PPS1350_Anglais.pdf

@vger: Bist du sicher? 40% scheint mir ein wenig niedrig.

@Glassmoon: Also bei elektrischen Antrieben kannst du einfach Strahlleistung durch elektrische Antriebsleistung teilen und kommst da beim PPS 1350 von Snecma (Smart-1 Triebwerk) nach meiner Rechnung auf 47% mit diesen Daten:
http://www.snecma.com/IMG/pdf/PPS1350_Anglais.pdf

@vger: Bist du sicher? 40% scheint mir ein wenig niedrig.

43,3 % nach T. Esch, Raumfahrtantriebe, Kapitel 4.20 Abbildung 4-10 für das HM-7B

Bei Ionenantrieben ist die Berechnung einfach möglich, die Formel ist nach
http://www.bernd-leitenberger.de/elektrische-antriebe.shtml
c = w * 2L / S
mit:
c: Ausströmgeschwindigkeit in m/s
w: Wirkungsgrad (0...1)
L: Leistung in Watt
S: Schub in N

Umstellen auf w:
w = c*S/2L

Hat eigentlich jemand von euch mal Chemie in der Schule gehabt? So viel gestochere habe ich selten gesehen (Wasserstoff mit 2 Elektronen, Eisen das im Vakuum verdampfen soll....)

hast du es mal gehabt?   

Bei einer gewissen Temperatur verdampft alles. Auch Eisen. Unter Vakuum verschwindet die flüssige Phase.   

Bei Ionenantrieben ist die Berechnung einfach möglich, die Formel ist nach
http://www.bernd-leitenberger.de/elektrische-antriebe.shtml
c = w * 2L / S
mit:
c: Ausströmgeschwindigkeit in m/s
w: Wirkungsgrad (0...1)
L: Leistung in Watt
S: Schub in N

Umstellen auf w:
w = c*S/2L

Ja genau so hab ich das oben ausgerechnet.

43,3 % nach T. Esch, Raumfahrtantriebe, Kapitel 4.20 Abbildung 4-10 für das HM-7B

Bist du sicher, dass das der Triebwerkswirkungsgrad ist? Meiner Meinung ist der immer noch zu niedrig. Der Wirkungsgrad sollte mindestens 60% sein.

Ok hier eine kleine Rechnung:
Ausströmgeschwindigkeit HM7-B: 446s, also 4375m/s
http://cs.astrium.eads.net/sp/launcher-propulsion/rocket-engines/hm7b-rocket-engine.html

Die Enthalpie bei der Bildung von Wasser ist ca. 15,9 MJ/kg.

Daraus folgern wir mit Wirkungsgrad = Strahlleistung/Zugeführte Wärme

Wirkungsgrad = (0.5*4375^2)/15900000 = 60,2% 

Ausströmgeschwindigkeit HM7-B: 446s, also 4375m/s
http://cs.astrium.eads.net/sp/launcher-propulsion/rocket-engines/hm7b-rocket-engine.html

Die Enthalpie bei der Bildung von Wasser ist ca. 15,9 MJ/kg.

Daraus folgern wir mit Wirkungsgrad = Strahlleistung/Zugeführte Wärme

Wirkungsgrad = (0.5*4375^2)/15900000 = 60,2% 

tobi, du hast das Mischungsverhältnis vergessen, es entsteht nicht nur Wasser, sondern es bleibt auch Wasserstoff übrig:
Mischungsverhältnis LOX/LH2: 5,14:1
Da das stöchiometrische Verhältnis bei 8:1 liegt werden nur 5,14/8, also 64,25% des Wasserstoffs verbrannt. 35,75% LH2 und somit 5,82% der gesamten Treibstoffmassse bleiben unverbrannt. Somit wird hier eine Energie von nur 14,97 MJ/kg frei, damit erhalten wir sogar einen Wirkungsgrad (0.5*4375^2)/14,97E6 = 63,9%

Ei Stefan, da hast du ja gut aufgepasst.

Und jetzt die Preisfrage: Wo geht denn die restliche Energie hin? Na wer weiß es?

Nach meinen Lehrbüchern beträgt die freie Enthalpie von Wasser immer 268 kJ pro Mol und folglicherweise nicht 15,9 MJ/kg sondern nur 14,88. Für die H10 Stufe gibt das obige Diagramm (man findet es auch bei Messserschmidt, wenn ihr lieber dieses Buch nehmen wollt) eine Heizenergie von 10 t Treibstoff von 30 MWh also 10,8 Mj/kg für diese konkrete Mischung.

Wo die restliche Energie hin ist - relativ einfach: Restenergie im Gas (das hat ja keine Temperatur von 0K), Strahlungsenergie der Düse und Brennkammer. Das macht den Großteil des Restes aus. Der Rest sind Verbrennungs und thermische Wandverluste. Aber eigentlich gehört das nicht hierhin, es geht ja um elektrische Triebwerke.

Nur mal interessehalber hat kfelse, der diesen Thread mal begonnen hat gegsat, welche Metalle er meinte mit "Mir fallen hierbei nur 2 Metalle ein, wovon Gold das billigere ist."?

Ich kenne nämlich eine Reihe von Metallen die bei Ionentriebwereken eingesetzt wurden und keines ist so teuer wie Gold.

Nach meinen Lehrbüchern beträgt die freie Enthalpie von Wasser immer 268 kJ pro Mol und folglicherweise nicht 15,9 MJ/kg sondern nur 14,88. Für die H10 Stufe gibt das obige Diagramm (man findet es auch bei Messserschmidt, wenn ihr lieber dieses Buch nehmen wollt) eine Heizenergie von 10 t Treibstoff von 30 MWh also 10,8 Mj/kg für diese konkrete Mischung.

Wenn die reingesteckte Enthalpie kleiner wird, steigt der Wirkungsgrad noch weiter an, weil sie im Nenner steht. Bei 10,8 MJ/kg komm ich auf erstaunliche 89% Wirkungsgrad. Irgendwas musst du da falsch verstehen. Ich will ja jetzt nicht behaupten, dass im Buch ein Fehler ist...

Achja und du hast Recht, die meiste restliche Energie steckt natürlich in der Restwärme des Gases.

Zitat von: vger am 08. Oktober 2011, 17:02:00

Nach meinen Lehrbüchern beträgt die freie Enthalpie von Wasser immer 268 kJ pro Mol und folglicherweise nicht 15,9 MJ/kg sondern nur 14,88. Für die H10 Stufe gibt das obige Diagramm (man findet es auch bei Messserschmidt, wenn ihr lieber dieses Buch nehmen wollt) eine Heizenergie von 10 t Treibstoff von 30 MWh also 10,8 Mj/kg für diese konkrete Mischung.

Wenn die reingesteckte Enthalpie kleiner wird, steigt der Wirkungsgrad noch weiter an, weil sie im Nenner steht. Bei 10,8 MJ/kg komm ich auf erstaunliche 89% Wirkungsgrad. Irgendwas musst du da falsch verstehen. Ich will ja jetzt nicht behaupten, dass im Buch ein Fehler ist...

Achja und du hast Recht, die meiste restliche Energie steckt natürlich in der Restwärme des Gases.

Ich würde natürlich schon den Ansatz bezweifeln. Ich habe den Wirkungsgrad eigentlich bei dieser themodynamischen Maschine nach den Gesetzen der kinetischen Gastheorie berechnet, ob man dies mit den Formeln für mechanische Energie machen kann wage ich zu bezweifeln, da ihr action = reactio ja schon mal 50% weglasst, so kommt man dann auch auf irreale Wirkungsgrade. Wenn ihr den Ansatz für LOX/Kerosin und UMDH/NTO wiederholt, werdet ihr das auch recht rasch bemerken ...

Zitat

Hat eigentlich jemand von euch mal Chemie in der Schule gehabt? So viel gestochere habe ich selten gesehen (Wasserstoff mit 2 Elektronen, Eisen das im Vakuum verdampfen soll....)

hast du es mal gehabt?   

Bei einer gewissen Temperatur verdampft alles. Auch Eisen. Unter Vakuum verschwindet die flüssige Phase.   

Wirklich? Also ich habs nicht nur in der Schule gehabt sondern auch noch 15 Semester auf der Uni und ich wage letztere Aussage zu bezweifeln. Demnach dürfte es auf dem Mond keine Maare geben, die aus geschmolzenem Gestein bestehen. Bei Elementen die hohe Schmelzpunkte haben spielt der Außendruck nur eine geringe Rolle. Wer Phasendiagramme richtig lesen kann, unter anderem auch die Achsenbeschriftungen kann feststellen wo die flüssige Phase stabil ist und wo nicht.

Was ich hier gemacht habe, ist rausbekommene Strahlleistung/reingesteckte Energie. Wenn du jetzt meinst, ich hätte nen Fehler, musst du hier schon ne alternative Rechnung präsentieren.

PS: Vielleicht meinst du noch den Vortriebswirkungsgrad, der aber bei Raketen eigentlich weniger Sinn macht.

Was ich hier gemacht habe, ist rausbekommene Strahlleistung/reingesteckte Energie. Wenn du jetzt meinst, ich hätte nen Fehler, musst du hier schon ne alternative Rechnung präsentieren.

Angesichts des Vorbildungsgrads erspare ich mir das. Der Wirkungsgrad ist definiert im ersten Hauptsatz der Thermodynamik. Es macht recht wenig Sinn die mechanische Energie als Basis für die Berechnung zu nehmen. Die Berechnung nach der Thermodynamik (und das es sich nicht um ein mechanisches System handelt dürfte wohl unstrittig sein) verläuft darüber dass man die innere Energie des Gases im Abgas und die theoretische bei der freien Enthalpie (die auch noch zu klären wäre, da ihr ja für flüssige Treibstoffe nicht einfach die Werte von Gasen bei 293 K die in den Tabellen stehen nehmen könnt) vergleicht.

Das wird nicht eine kleine Rechnung aber sie ist machbar und die Grundlagen findet man in jedem etwas besseren Lehrbuch der physikalischen Chemie. (ich bin nicht zu faul sie zu entwickeln, nur schreibe ich nicht mehrere Seiten in einem Browserfenster das bei diesem Forum regelmäßig "steht").

solang hier keiner ne Formel, die er benutzt hat, hinschreibt, hat keiner Recht

Ok hier eine kleine Rechnung:
Ausströmgeschwindigkeit HM7-B: 446s, also 4375m/s
http://cs.astrium.eads.net/sp/launcher-propulsion/rocket-engines/hm7b-rocket-engine.html

Die Enthalpie bei der Bildung von Wasser ist ca. 15,9 MJ/kg.

Daraus folgern wir mit Wirkungsgrad = Strahlleistung/Zugeführte Wärme

Wirkungsgrad = (0.5*4375^2)/15900000 = 60,2% 

solang hier keiner ne Formel, die er benutzt hat, hinschreibt, hat keiner Recht

@Kryo: Oben ist die Formel mit Zahlen, ansonsten hier nochmal mit Buchstaben
Wirkungsgrad=0.5*Ausströmgeschwindigkeit^2/(Bildungsenthalpie pro kg)

Eigentlich steht unten und oben noch der Massenstrom, den hab ich mal gekürzt.

PS: Meine Formel ist gleich wie bei elektrischen Antrieben, nur das bei elektrischen Antrieben die elektrische Leistung statt der zugeführten Wärme benutzt wird.

Da es mehr als eine Formel ist verweise ich mal auf die Literatur:
Ernst Messerschmidt, Raumfahrtsysteme S. 194 -205. Es wäre auch noch zwischen idealem und den inneren Wirkungsgrad zu unterscheiden. Es gibt eben nicht eine Formel (es ist zwar im Endeffekt eine, nur bis ihr die Größen dort habt braucht ihr noch ein paar mehr oder Tabellenwerte die zumindest für diese konkrete Mischung nicht vorliegen). Es gibt eben Dinge die sind für Foren nicht geeignet.

Angesichts des Vorbildungsgrads erspare ich mir das. Der Wirkungsgrad ist definiert im ersten Hauptsatz der Thermodynamik. Es macht recht wenig Sinn die mechanische Energie als Basis für die Berechnung zu nehmen.

Wen meinst du denn damit? Ich hoffe mal du spekulierst hier nicht auf irgendwelcher anderer Leute "Vorbildungsgrad", du weißt nicht wer hier im Forum was weiß, welchen Hintergrund hat oder welche Ausbildung/Studium genossen hat. Jeder qualifiziert sich hier durch seine eigenen Beiträge.

Das hat mit Vorbildung nichts zu tun sondern mit dem Umfang der Erklärungen. Es ist mir schlicht und einfach zu viel Arbeit alles herzuleiten.