Ich habe nicht den Eindruck, dass hier alle über das gleiche sprechen.
Es gibt nicht "das eine" SEP-System. Die Herausforderungen definieren sich doch aus der Gesamtmasse, die wie schnell wohin gebracht werden soll.
Leider geht der Fortschritt bei SEP schnarch langsam.
SEP hat in den letzten Jahren bei kommerziellen Satelliten (LEO/GEO) bereits signifikant an Bedeutung gewonnen. Stichwort: All Electric Satellites. Alles darüber hinaus (BEO) ist eher das Problem.
Das Problem ist heute nicht das Triebwerk sondern die Energiequelle.
Ja, bei BEO-Missionen, bei denen große Massen SCHNELL über große Distanzen transportiert werden sollten. Wenn eine robotische Tiefenraummission mit Ionenantrieb jedoch Zeit hat, wieso sollte man nicht mit einem schubarmen, aber hocheffizienten SEP-System arbeiten?
Das Problem bei SEP für derartige Missionen liegt weder im Antriebs- noch im PV-Bereich, sondern eher im Fehlen einer konkreten Mission mit hochanspruchsvollen Zielvorgaben (Gesamtmasse, Flugzeit, Missionsflexibilität etc.) und einer entsprechend gesicherten Finanzierung. Jeff Foust hat doch erst kürzlich einen schönen Artikel über das SEP-Missionsdilemma geschrieben:
http://spacenews.com/the-uncertain-future-of-solar-electric-propulsion/Was die etwas seltsam anmutende Diskussion über das Masseproblem bei PV-Modulen betrifft:
Eine spezifische Leistung von 1 kW/kg, die hier bereits in den Raum gestellt wurde, wird bei PV-Modulen für Raumfahrtmissionen sicherlich irgendwann kommen.....ist doch aber keine Grundvoraussetzung oder eine unbedingt benötigte Benchmark für ein SEP-System für eine große robotische BEO-Mission.
Man kann bereits heute mit Low-Weight-Solarflächen spezifische Leistungen von 200 W/kg (MegaFlex von ATK) oder sogar von bis zu 500 W/kg erzielen (zumindest mal von Vanguard Space Technologies (gehören seit 2016 zu SolAero Technologies) für ihre THINS-Zellen als durchaus machbar in Aussicht gestellt).
Wenn man sich die von Flyrider verlinkte Präsentation aus Post #130 anschaut (speziell Folie 6), so wurde für eine dort beschriebene Block-1-SEP-Konfiguration (benötigte elektrische Leistung: 50 kW) ja bereits 10t Xenon als Treibstoff für den Ionenantrieb veranschlagt. Hinzu kämen das Gewicht des Ionentriebwerks, des PV-Systems UND der Nutzlast. Da wäre man doch recht schnell bei deutlich über 15t Gesamtmasse.
Was nun aber das PV-System betrifft: Solarflächen, die zumindest in Erdnähe 50 kW bereitstellen, würde man mit technischen Kniffen wie z.B. ROSA (Roll-Out Solar Array) ja vielleicht tatsächlich mit ca. 100 kg Masse umsetzen können. Das wäre dann wirklich ein PV-System mit 500 W/kg spezifischer Leistung. Etwas konventioneller ginge das auch mit ca. 250 kg Masse (Annahme: MegaFlex von ATK mit 200 W/kg spezifischer Leistung). Macht das im Vergleich zur Gesamtmasse eines solchen SEP-Systems für BEO-Missionen nun wirklich DEN großen Unterschied für die technische Umsetzbarkeit?
Mir persönlich ist übrigens stets etwas unklar, ob sich PV-Anbieter bei der angegebenen spezifischen Leistung ihrer PV-Produkte tatsächlich auf das gesamte spätere PV-System mit Ausleger und Mechanik oder "nur" auf die reine Solarzellenfläche beziehen. Ich befürchte ja letzteres. Aber selbst wenn die letztendliche PV-Masse 1-2t wäre, wo ist angesichts der verhältnismäßig viel höheren Gesamtmasse eines solchen SEP-Systems das Problem? Ich verstehe die Diskussion daher nicht so ganz.
Ich selbst würde ja nur zu gerne eine 300kW-SEP-Mission zu einem der äußeren Planeten sehen und bin der festen Überzeugung, dass diese mit heutiger Ionentriebwerkstechnik (NSTAR, NEXT, HERMeS, etc.) UND PV-Technik mit einer vernünftigen Gesamtmasse (in einem Rutsch startbar) umsetzbar wäre. Zur Not eben mit einer Falcon Heavy.
Leider fehlt hinsichtlich des SEP-Themas, was besagte BEO-Missionen betrifft, die Triebfeder der privaten Raumfahrtindustrie (es winkt ja kein großer Markt) und für staatliche Forschungsmissionen sind die Budgets leider bekanntlich stets knapp bzw. die Entwicklungszeiten eben lang.
Blöde Ausgangssituation! :'(
