Russland - Nuklearer Antrieb

TEM-1MW Zeichnung

Auf der folgender Seite haben wir eine sehr genaue Zeichnung eines TEM. Bei der max. Auflösung sind auch die kleinen Korrekturtiebwerke sehr deutlich sichtbar.


https://images.raumfahrer.net/up027692.jpg

Endlagerung auf der Sonne?

Da Thema einer Endlagerung von radioaktiven Abfällen auf der Sonne ist aber nicht neu, schon vor Jahrzenhnten wurde darüber geschrieben. Das ganze ist aber eine grossse Illusion ohne Sachverstand als auch eine Endlagerung eines TEM.

Zunächst, die Erde umkreist die Sonne mit einer Geschwindigkeit von 29.8 km/sec. Um die Sonne zu treffen brauchen wir eine adäquate Geschwindigkeit die der Erde um die Sonne gleichkommt und Physikalisch gesehen ist es absolut gleichwertig ob wir eine Bremsung und Beschleunigung brauchen. Von der Erde brauchen wir schon ein Delta von rund 41km/s. Für einen 10 Tonnen Abfallcontainer brauchen wir also um die drei Saturn-5 Trägerraketen und die weiteren Berechnungen machen ja sowieso keinen Sinn.
Es ist und bleibt nur eine Illusion.

Ja es ist richtig aber das TEM könnte mit hilfe des eignen Antriebes und Gravity-Assist Maneuver durch aus auf ein niedrigen Sonnenorbit eingeschossen werden, wo es dann verglüht.
Ganz abgesehen davon, dass die Lösung als Tiefraumsonde, die elegantere wäre.

Beide Lösungen sind wohl ungeeignet wenn der Reaktor seine Lebenszeit erreicht, denn dann hat er sein Brennstoff fast verbraucht.
Meiner Meinung nach ist es besser den Reaktor auf den Mond zu schiessen, als auf ein Parkorbit um die Erde, wo er mit Sicherheit nicht ewig bleibt. Das wäre nur eine aufgeschobene Lösung.

TEM-1MW Zeichnung

Auf der folgender Seite haben wir eine sehr genaue Zeichnung eines TEM. Bei der max. Auflösung sind auch die kleinen Korrekturtiebwerke sehr deutlich sichtbar.


https://images.raumfahrer.net/up027692.jpg

Wow Danke!

Ja es ist richtig aber das TEM könnte mit hilfe des eignen Antriebes und Gravity-Assist Maneuver durch aus auf ein niedrigen Sonnenorbit eingeschossen werden, wo es dann verglüht....

Ich glaube du hast es überlesen:

... In der oberen Korona herscht eine Temperatur von 1 Million Grad und schon da beginnt der langsame Zerfall des Behälters und bei Übergang zu Chromospähre bei 100 000 Grad wird alles zerschmolzen sein. Die hohe Geschwindigkeit des Behälters verbunden mit Zerschmelzung wird von Lichtdruck, Protuberanzen und Sonnenwind abgebremst und dann wieder in Richtung unserer Erde zurückgeschleudert.

Meiner Meinung nach ist es besser den Reaktor auf den Mond zu schiessen, als auf ein Parkorbit um die Erde, wo er mit Sicherheit nicht ewig bleibt. Das wäre nur eine aufgeschobene Lösung.

Auf den Mondschiessen wäre, wenn man es genau nimmt, auch nur aufgeschoben.

Hallo LOXRP1,

das Papier ist ja sehr geduldigt und wir sind in der Lage sehr kühne Visionen und Projekte vorzeichnen. Es ist aber auch Fakt, das die meisten nicht realistisch sind als auch sehr weit von einen gesunden Geschäftssinn entfernt.

Um ein markantes Bild für den allgemeinen Verständnis zu zeichnen, möchte ich eine Entsorgung eines grossen TEM-25MW kurz erklären. Du schreibst:

 " mit hilfe des eignen Antriebes und Gravity-Assist Maneuver durch aus auf ein niedrigen Sonnenorbit eingeschossen werden"

Ein TEM dieser Klasse hat eine Startmasse von rund 125 Tonnen und eine 900 km hohe Wartebahn. Um den Kolos nur in der Nähe von Merkur zu befördern, brauchen wir mehr als 70 Tonnen Treibstoff und eine Trägerrakete der Saturn-5 Klasse. Schon vor Jahren habe ich Analysen eines Fluges zum Mars mit Xeon veröffentlicht, die Kosten übersteigern mehr als 500 Millionen $. Wir haben also eine absolut ungleiche Gleichung wo die Kosten explodieren und der Gewinn ist absolut nicht sichtbar.

Bezogen auf TEM gibt es eine elegante und logische Lösung. Angekoppelt mit einer wissenschaftlichen Nutzlast mit eignen Energiesystem, kann das Transportsystem eine Reise in die Tiefen des Universum unternehmen und schon nach einigen Jahren kann das TEM die Raumsonden Voyager und Pioneer überholen. 

Das macht doch Sinn!

Eine zweite Lösung ist die Abschaltung des Reaktors in Verbindung mit einer sehr hohen Umlaufbahn.

Dann lieber auf den Mond, denn dort wohnt (noch) keiner. Egal wie hoch der Orbit, irgendwann kommts eh wieder runter
Und wenn der Mond irgendwann mal runterkommt a) ist schon seeeehr viel Zeit vergangen und b) sind die paar Tonnen dann auch egal.

Ich glaube du hast es überlesen:

Zitat von: Gast-N am 14. November 2012, 10:51:01

... In der oberen Korona herscht eine Temperatur von 1 Million Grad und schon da beginnt der langsame Zerfall des Behälters und bei Übergang zu Chromospähre bei 100 000 Grad wird alles zerschmolzen sein. Die hohe Geschwindigkeit des Behälters verbunden mit Zerschmelzung wird von Lichtdruck, Protuberanzen und Sonnenwind abgebremst und dann wieder in Richtung unserer Erde zurückgeschleudert.

Ich sehe da kein Konflickt zu meiner Aussage. Mann darf nicht vergessen, dass so ein Sonnenwind nicht gerade Strahlungsfrei ist. Ich bin zuversichtlich, dass solch ein von Menschenhand angereicherter Sonnenwind ein schöne Aurora Borealis ergibt 

Auf den Mondschiessen wäre, wenn man es genau nimmt, auch nur aufgeschoben.

Da ist was dran 
Ein Zwischenlager auf dem Mond ist mir trotzdem lieber als eins im Parkorbit.

Hallo LOXRP1,

das Papier ist ja sehr geduldigt und wir sind in der Lage sehr kühne Visionen und Projekte vorzeichnen. Es ist aber auch Fakt, das die meisten nicht realistisch sind als auch sehr weit von einen gesunden Geschäftssinn entfernt.

Da bin ich voll auf deiner Seite. Mir ging es nie um die wirtschaftlichkeit so eines Szenarios vom Aktuellen Standpunkt aus gesehen, sondern lediglich um eine theoretische Machbarkeit, wie ich schon zu verdeutlichen versuchte.
Die Entsorgung in der Sonnen hab ich Anfangs eher polemisch gebraucht,nur um zu verdeutlichen, dass es Lösungen gibt.
Ich persönlich bin für NEP und NTP Antriebe in der Raumfahrt und freu mich über die Arbeit an diesen im Moment. Ich wünsche allen Project gutes Gelingen.

Ich glaube die meisten hier sind sich bewusst, dass es bei der Endlagerung von radioktiven Abfällen im Weltall keine show stoper gibt, sondern lediglich Arbeit für Ingenieure. Um eine elegante und wirtschaftliche Lösung zu finden.

Dies spiegelt nur meine bescheidene Meinung wieder und ist eine Lösung und nciht die Lösung 

Frage an unseren Gast:

Gibt es schon konkrettere Information zum TEM-25MW z.B. ob es eine reine NEP Schlepper wird oder ein Hybried aus NEP und NTR?

Frage an unseren Gast:

Gibt es schon konkrettere Information zum TEM-25MW z.B. ob es eine reine NEP Schlepper wird oder ein Hybried aus NEP und NTR?

Soweit ich weiß soll zumindest die 25MW-Variante sowohl als NEP oder NTR verwendet werden können, je nachdem ob eher Schubkraft oder eher Effizienz gefragt ist bei der konkreten Missionsphase.

TEM-25MW

Die Parameter eines TEM für Marsflüge sind fixiert und stehen auf dem Papier. Zunächst stehen umfangreiche Flüge eines 1 MW als auch die Fertigstellung eines 6MW für schwere Lasten zum Mond und weiter.

Roskosmos als auch andere Vertreter haben schon mehrfach betont, das mit neuartigen Technologien sind bemannte Flüge zum Mars, also hin und zurück, in 2-4 Monaten möglich. A. Perminow wörtlich dazu: "in 30 Tagen zum Mars, Aufenthalt auf dem Mars 30 Tage und noch weitere 30 Tage für die Rückreise".

Die Grundlagen für so einen kurzen Flug eines 480 Tonnen Raumschiffes zum Mars, sind mächtige Energiesysteme der beiden Arten. Dazu die Aussage vom Doktor der technischen Wissenschaften, Professor, stellvertretender Leiter der zentralen Forschungsinstitut für Maschinenbau, Georgy Uspenski:

– Но для этого нужны соответствующие прорывы в энергетике…

– Конечно, попутно будут созданы качественно новые энергетические системы в виде мощных (до 0,5 мегаватта) изотопных генераторов и ядерных реакторов мощностью порядка 25 мегаватт. К этому времени смогут быть созданы ядерные двигатели с удельной тягой порядка 800 секунд на килограмм и тягой в несколько тонн, а также электрические двигатели с удельной тягой 10 тысяч секунд на килограмм и тягой каждого 3–5 килограммов. Такие двигатели позволят сократить, например, время марсианской экспедиции до 150 суток за счет повышения скоростей полета к Марсу и обратно к Земле

nur kurz, nach 2030 kommen:

A- Plasmatriebwerke mit einen Schub von 3-5kg, jeder, und einen ISP von 10000s
B- Festkerntriebwerk mit einen Schub von mehreren Tonnen und ISP von mehr als 800s

So ein Bimodularer Reaktor wäre ein absolutes Novum in der Raumfahrt und möchte neue Horizonte für die bemannten Flüge eröffnen. Der Aufwand als auch die technischen und technologischen Lösungen sind sehr gross. Es gibt noch andere Lösungen die natürlich im Gespräch sind. Die Fertigstellung eines 25 MW Systems, ob mit oder ohne eines bimodularen Reaktors, hängt natürlich von der Lösung der technischen Probleme auch auch von der Finanzierung.

Gegenwärtiger Schwachpunk der Entwicklung, schon 2011 bei der Sitzung der Konstrukeure bemängelt, sind die Plasmatiebwerke. Die Thrust Hol sind noch bei 1 MW möglich, das ist aber die Grenze. Bei 25 MW bringen nur die MPD Triebwerke die seh hohe erforderliche effektivität. 

Beim Konzept 2000-2006 hatte das Marsraumschiff 500 Triebwerke, das geht aber nicht. An der Lösung wird gearbeitet.

Es wäre auch ein interesanter Vergleich zu NASA Antrieben, aber das ist zu umfangreich. Ja, und meine kurze Zeit als Gast hier.

Interesseant....also läuft das dann doch wohl alles auf eine Art VASIMR hinaus. Ich möchte hier nicht den Nörgler spielen, aber ich traue das ganze der jetzigen morschen Raumfahrtindustrie in Russland nicht so ganz zu so ein technisch anspruchsvolles Projekt zu stemmen. Gibt es denn schon irgend eine Art Hardware,wie rudimentär auch immer ? Oder ist das ganze immer noch nur eine Ansammlung von Folien und ein paar Simulationen

Interesseant....also läuft das dann doch wohl alles auf eine Art VASIMR hinaus. Ich möchte hier nicht den Nörgler spielen, aber ich traue das ganze der jetzigen morschen Raumfahrtindustrie in Russland nicht so ganz zu so ein technisch anspruchsvolles Projekt zu stemmen. Gibt es denn schon irgend eine Art Hardware,wie rudimentär auch immer ? Oder ist das ganze immer noch nur eine Ansammlung von Folien und ein paar Simulationen

Hat mit VASIMR wnig zu tun, habe ausführlich beschrieben ist aber auch nicht entscheidend. Nur die Effektivität und Leistung in Rahmen des 25MW zählt.

Arbeiten an TEM-1MW sind schon in Metall, beachte auch die ältere Projekte die schon im Weltraum im Einsatz waren.

Die technologische Herausforderung hat mit deinen Begriff wie Morsch... nichts zu tu. Russland ist sogar dabei den ersten kommerzielen Gaskernreaktor der Welt zu bauen.

Bezüglich der MPD Triebwerken war Sowjetunion führend, die Arbeiten wurden aber nicht fortgesetzt. Bei Thrust Hol Plasmatriebwerken, wenn wir eine Leistung von 250 KW erreichen, brauchen wir trotzdem an 100 Stück für 25 MW. Wir brauchen schon eine Leistung von mehr als 1 MW, aber bis 2035-40 ist ja noch viel Zeit und an Konzepten mangelt ja es nicht. Also abwarten. Zunächst kommt der 1 MW mit 16 Triebwerken zum Einsatz und seine umfangreiche technologische Erprobung und somit neue Fundamente zu legen als auch notwendige Veränderungen vorzunehmen.

Metall klingt doch schon gut.
VASIMR habe ich nur Exeplarisch genannt, weil es ein Triebwerk für hohe Energiemengen ist und relativ flexibel mit verschiednen Treibstoffen und verschiedenen Schub/Isp Verhältnissen arbeiten kann. Klingt ganz nach dem Triebwerk, dass so ein 25 MW Schiff brauchen würde. Sollte Russland selbst so ein Triebwerk entwickeln.....um so besser. Und wenn nicht....für Marsflüge bietet sich sowieso internationale Kooperation an. Man könnte also das Beste von allen nehmen. Bin mir da allerdings nicht so sicher , was die ESA anzubieten hätte....ist aber offtopic

Fakt ist, es gibt keinen Weg zurück oder wir beenden die bemannte Raumfahrt.
Bin mir sicher das eines Tages auch ein variabler Gaskernantrieb an Bord eines TEM-100 MW vorhanden sein wird. Die nukleare Antriebssysteme haben ja keine Grenzen und wir sind erst am Anfang der Entwicklung, so wie die V2 am Anfang der chemischen Triebwerke war.
 
Siehe auch mein Schreiben zum nuklearen Z- Triebwerk.   

Hallo Gast-N,

Danke für die Information, das hört sich viel versprechend an.
Hast du vllt noch Informationen und oder Folien zu den Hall Thruster, die bei den verschiedenen TEMs benutzwerden sollen speziel bei der 1 MW Variante.
Intressant wären auch die Radiatoren, vor nicht all zu langer Zeit hat ein User etwas von einer neuen Lösung geschrieben die kompaktere und leichter Radiatoren erlaubt, werden diese eventuel schon am TEM-1MW angewand?

Du meinst wahrscheinlich den sog. Liquid Droplet Radiator.
http://scholarship.rice.edu/handle/1911/13374
Das Paper erklärt es ganz anschaulich wenn man Englisch kann.
Für die die es nicht können: Im Prinzip wird die Wärme in eine Flüsigkeit geleitet die dann möglichst fein in den Weltraum versprüht wird und durch die das sehr gute Oberflächen/Volumen Verhältnis sehr schnell abkühlt und dann wieder aufgefangen und wiederverwendet wird....aber keine Ahnung wie weit man damit ist.

Hall Thruster

Gegenwärtig läuft eine Roskosmos Ausschreibung für die Triebwerke mit einer Laufzeit bis 2015. Sämtliche technischen Parameter als auch des TEM sind in der technischen Dokumentation ersichtlich.

Das folgende Bild zeigt so eine Triebwerksanordnung, die Daten sind nicht aktuell aber interessant für ein Verständnis der technologie. Der ISP werde bei 7000s liegen, das ist eine Vorgabe.





Das obere Bild zeigt die Abmesssungen eines TEM als auch zusammengelegt in
der Raketenstufe. Umfangreiche energetische Daten bei Flügen zum Mond und Mars als auch des Maschienensystems, kann ich vom Konzept TEM 2MW hier posten. 

MHD-Gnerator

Möchte noch ein älteres Konzept von NPO Energomasch hier vorstellen:

Конкуренцию газофазным ЯРД открытой схемы составляли электроракетные двигатели (ЭРД) с ядерными источниками энергии, для которых была выполнена концептуальная проработка ЯЭДУ замкнутой схемы массой 125 т и электрической мощностью 150 МВт с 19-твэльным струйным реактором без магнитной стабилизации, фарадеевским коаксиально-вихревым МГД-генератором со сверхпроводящей системой возбуждения и холодильной машиной с излучателем, с контуром циркуляции с сепарацией ядерного горючего от рабочего тела (гелий с добавкой NaK). Установка имела весьма хороший показатель удельной массы (0.83 кг/кВт); при этом масса реактора составила 35% от массы установки, МГД-генератора – 17%, систем теплосброса – 35%.
Плазменные ЭРД, запитываемые от подобной энергоустановки, при удельном импульсе 5000 с могли развивать тягу примерно 450 кгс. Марсианский экспедиционный комплекс (МЭК) с такой двигательной установкой имел бы тяговооруженность порядка 10-3, что во много раз превосходит значение этого параметра для ЯЭДУ, использующих твердофазные твэлы.

Startmasse - 125 Tonnen
Elektrische Leistung - 150 MW
Verhältnis Leistung zu Masse - 0,83 kg/KW
Schub - 450 kg !!!

Eine Maschinelle Wärmeumwandlung hat natürlich seine Grenzen. Schon ein 25MW System hat eine Masse von 125 Tonnen und ein TEM-100 MW hätte eine Startmasse von rund 400 Tonnen. Wir brauchen also nach 2100 neuartige Lösungen wo wir Leistungen von 500 bis 1000MW und mehr erreichen.

Danke Gast-N und Atlan für die Infos.

@Gast-N
Zu dem älteren Konzept von NPO Energomasch. Wenn ich das mit meinem gebrochenen Russisch richtig verstanden habe, so ist da die Rede von einem NEP Antrieb,  der die Leistung von NTP Antrieben übertreffen?

MHD Konzepte


Das Konzept eines MHD Antriebs ist für die Weltraumfahrt noch schwer durchsetzbar. Umfagreiche technische Angaben zu den russischen Konzepten sind in den unteren Links in englischen Sprache nachzulesen. Der erste MHD-Generator wurde 1971 in der Sowjetunion fertiggestellt, lieferte etwa 25 Megawatt elektrischer Leistung für das Moskauer Stromnetz als auch für wissenschaftliche Forschungen.
 
 
http://nextbigfuture.com/2011/07/russian-and-other-work-on-mhd-nuclear.html

http://ams.cern.ch/AMS/ETB/Appendix%20C-Russia.pdf

MPD Experimente

Am 18.04.1975 startete vom Kosmodrom Plessezk die Trägerrakete Woschod 11A57 mit Kosmos-728. An Bord des Raumschiffes waren zwei MPD Triebwerke mit einer Leistung von 2,5KW  für das KREN Experiment. Dabei ging es um die umfassende Erprobung eines Orientierungs- als auch Korrektursystems mit Hilfe der Plasmatriebwerke. Als Stützmasse wurde Kali verwendet. Eine weitere Erprobung erfolgte an Bord von Kosmos-780.


Quelle:Keldysch Zentrum

Ballistische Daten eines 2MW TEM

Die Entwicklung von TEM hat in Russland eine lange Geschichte und mit heutigen Technologien stehen wir an der Schwelle von regülären Transportflügen der TEM. Dabei geht es um eine signifikante Senkung der Transportkosten. Dazu folgendes, um eine x Last mit chemischen Antrieb von einer Erdumlaufbahn zu GEO zu transportieren brauchen wir eine Treibstoffmenge von 10 mal x. Mit Plasmaantrieben ab 5000s brauchen wir nur eine Treibstoffmenge die 5 bis 10 mal geringer als mit chemischen Triebwerken ist. Berechnungen die im Kurtschtow Institut beim TEM-2MW Konzept gemacht wurden, ergaben folgendes Bild das ich stichpunktartig zu Angara hier übersetze.


Quelle:Kurtschatow Institut

- Jede Nutzlast muss zu Wartebahn eines TEM, die aus Sicherheitsgründen über 800km verläuft, gebracht werden.

- Eine Nutzlast von 9 Tonnen erreicht die GEO Bahn in 35 Tagen

- Eine Eine Nutzlast von 10 Tonnen erreicht eine Mondban in 45 tagen und die Rückreise zu Wartebahn dauert 25 Tage

- zum Mars könen wir in 320 Tagen eine Nutzlast von 7 Tonnen befördern

- zum Jupiter eine Last von 1 Tonne in 500 Tagen

Für schwere Nutzlasten bis 50 Tonnen kommt ein 6 MW Antrieb mit einer Funktionsdauer von 10-15 Jahren und mit über 7000s zum Einsatz. Ja, und bei zukünftigen Antrieben ab einen ISP von 20000s erreichen wir nochmalige Senkung des Treibstoffes als auch verkürzte Reisezeiten.

MPD Experimente

 Als Stützmasse wurde Kali verwendet.

Hier hört mein technischer Verstand auf.  Wie kann ein fester Stoff wie Kali (KCl oder K₂SO₄) Stützmasse eines Plasma sein? Ich habe jahrelang beim Abbau von Kali im Berwerk mitgeholfen - vielleicht hat sich da meine Sicht etwas verschoben?
Gruß Hegen

Hallo Hegen

Das hat mich auch durcheinander gebracht. Kali

Die Stützmasse von elektrischen Triebwerken muß leicht ionisierbar sein und
nicht zu leicht sein. Also nicht Wasserstoff. Es wurde schon Teflon als Stützmasse
verwendet. Du als Experte für Kali. Wie hoch ist die Ionisierungsenergie und
welches spez. Gewicht?

Gruß von Matjes

Kann ich leider z.Zt. nicht sagen.  Bin 500km von meinen Unterlagen getrennt.  Also bleibt Wikipedia oder Google.  Außerdem war ich im Abbau nicht in der Verarbeitung. Also Weitersuchen
Gruß von Hegen

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