Treibstoffdepots

Ich denke der Beitrag passt. holleser fragt, ob das Design von JWST helfen kann ein Depot zu isolieren.

Ich muss meine Behauptung wohl korrigieren. Ein Sonnenschild wie beim JWST oder beim ACES-Ansatz für ein Treibstoffdepot ist streng genommen gar kein MLI, auch wenn es ebenfalls mehrere reflektierende Schichten verwendet.
MLI-Systeme sind sorgfältig abgestimmte (Emissivität, Reflektivität) Schichtsysteme, welche die Herstellung eines günstigen thermischen Gleichgewichts (z.B. wegen der Elektronik) für den Raumkörper gewährleisten. Je nach Strahlungsumfeld und produzierter Eigenwärme des Satelliten muss ein MLI-Stack daher wohl auch stets neu ausgelegt werden. Meines Wissens nach adressieren MLIs einen Wellenlängenbereich von wenigen hundert Nanometern bis 15-30 Mikrometern. Damit wird einerseits die hochintensive aber kurzwellige Wärmestrahlung der Sonne abgedeckt als auch andere kältere Wärmequellen (z.B. anderer Himmelskörper), welche ungleich langwelliger sind.

Folgende Grafiken verdeutlichen hingegen die Wirkung des gestaffelten Sonnenschilds des JWST, welcher die teiltransmittierte Strahlung über Reflexion seitlich abführt....wie beim ACES. Hier sieht man auch schön, dass dort versucht wird, die Temperatur auf der Instrumentenseite möglichst tief zu bekommen. Ähnliches dürfte man auch bei einem Treibstoffdepot versuchen, wobei die Herangehensweise ULAs noch andere Tricks beinhaltet.

Quelle: Nasa Quelle: Nasa

@ Klakow: Wo und wie Depots zum Einsatz kommen könnten, ist recht umfangreich (!) hier beschrieben:
http://www.nss.org/articles/Space_Transportation_Infrastructure_Supported_by_Propellant_Depots.pdf
Diese Szenarien im Einzelnen zu diskutieren wäre sicherlich etwas müßig, es zeigt aber, dass man sich bei der NASA bereits erhebliche Gedanken zu dem Thema gemacht hat.

Ich sehe es ja ebenfalls so, dass gerade SpaceX bei weiterlaufender Entwicklungskurve ( bei dann signifikant gesunkenen Startkosten, Schwerlastrakete, funktionierenden Methantriebwerke) da noch einen Strich durch die Rechnung machen könnte, aber das hält eben offensichtlich gewisse Fraktionen nicht davon ab, an LH2-Depots weiterzuarbeiten.
Persönlich bin ich selbst gespannt, wann dies alles soweit sein wird, aber zumindest ULA scheint mit der Vulcan für den Zeitraum nach 2020 eine ziemliche eindeutige ACES-Roadmap zu haben.

Nur ist eine Isolierung in Erdnähe soweit ich mich erinnere noch schwerer, oder?
Die Minus 233°C reicht natürlich längst nicht aus, obwohl das zumindest beim Wasserstoff nicht mehr soviel ist.
Mit Helium ist es natürlich sehr viel schlimmer, dessen Verdampfungstemperatur ist tiefer als die Temperatur der Hintergrundstrahlung.

...http://www.nss.org/articles

Zitat daraus:

is noteworthy that approximately 98.5% of the Saturn V
mass was propellant and propulsion systems. Today, the remaining 1.5% payload  mass could be broken down  and
launched  o
n  current  commercially  available  ELV  systems.  This  means  that  space  transportation  is  not  a  payload
delivery problem; it is a propellant and propulsion management problem.

Genau dies ist das Problem, selbst eine FH wird wenn sie vielleicht in der Lage ist 70t ins LEO zu bringen, nur 4,6% Nutzlast ins All bringen, mit Wiederverwendung vielleicht auch nur 3,x%.
Nur wird das für Anwendungen weiter draußen noch viel schlechter, also wird man gezwungen sein in einem nächsten Schritt einen Teil des dV's mit SEP aufzubringen und sei es nur den Treibstoff vom LEO auf eine GTO Bahn zu einem DK3 Depot zu bringen. Dann schafft man es vielleicht wenigstens 2%+x der Nutzlast zum Mars zu bringen.

Warum wird denn immer von Passiven Depots geredet? Es wird ja auch erkannt, daß die "normale" Weltraumkälte nicht ausreicht. Also beim heutigen Stand der Technik sollte man vlt eine Depot-Raumstation erwägen.
Mal so ein bissel Utopie....
In der gegebenen Sonnennähe gibts per Solarzellen Energie im Überfluß. Kältemaschinen sollte man im unteren Tonnenbereich hinkriegen. notfalls in zwei Teilen. Es ist doch wohl eine Illusion, z.B. den begehrten Wasserstoffmatsch einfach so passiv in dem engen Temperaturbereich zu halten, wo er brauchbar ist.
Dauert zu lange? Geht noch nicht? Braucht Zeit? Richtig.
Aber wie lange würde es denn dauern, um einen brauchbaren, beweglichen (!) Raumschlepper/Müllentsorger zu bauen? Vlt die gleiche Zeit? Parallel?

Stimmt, der Schild alleine wird da wohl kaum ausreichen. Wenn ich die ULA-Pläne richtig gedeutet habe, kommen dann noch ein ausgetüfteltes Flüsssigkeits/Gas-Management hinzu, den Einsatz von Verdampfungskühlung und ein Kryokühler im Verbindungsmodul zwischen LOX und LH2 Tank. So richtig in die Karten schauen lassen sie sich da ja auch nicht.
Vollkommen passive Systeme sind dies also nicht, sondern setzen sehr wohl aktive Kühlung ein.

Eigentlich war ein orbitaler Demonstrator-Depottest (CRYOTE) auf einer Centaur-Oberstufe geplant, von dem mir aber weiterhin nichts bekannt ist. Offensichtlich fehlt hier wohl die staatliche Finanzierung.

Wenn man mit einem passiven Schild bereits soch tiefe Temperaturen erreichen kann, dann muss der Teil der aktiev kühlt ja nur noch ein Delta von 20 Grad bringen, dass sollte mit durch Solarzellen zu erreichenden Energieaufwand zu erreichen sein.

Diffundiert gekühltes H2 eigentlich genau so schnell wie H2 unter Druck bei Raumtemperatur?

Wäre schön eine Antwort ohne zum Thema Depots sachfremden Spam wie MCT, BFR oder SpaceX zu erhalten.

Eine Abkühlung bis -233°C reicht ohne weiteres für alle Gase mit Ausnahme von H₂, He und Neon vollständig aus,
das geht ohne Energieaufwand rein passiv. Das schöne daran ist, das es genügt den Sonnenschutz einstellbar zu mach um die Gase auf optimaler Temperatur zu halten, nur bei Wasser oder RP-1 geht das nicht so einfach weil der Weltraum einfach sehr kalt ist, dafür wird dann ein Isolation zur Schattenseite benötigt.
Energie wird nur recht wenig zur Ausrichtung der Beschattungseinrichtung benötigt, also sehr wenig.

Ein Problem bleibt wohl das Depots wohl in Rotation halten müsste.

In meiner "vorsichtigen Betrachtung" hatte ich eigentlich nur an H2, O2, Xenon und ja, auch CH4 gedacht. RP1 wird man "draußen" vorerst wohl nicht brauchen.
Es geht also um Gase mit einem sehr engen Bereich, der für ein einfaches Handling brauchbar ist. Extrem z.B. Xenon mit 4° Flüssigbereich. Oder eben um den Wasserstoffschlamm mit ca 6°.
Ist für Tests ja ok, was die ULA da plant, aber scheint mir doch verlustbehaftet.
Nee, da bin ich doch für aktive Sachen. Zumal die für einen ausreichend großen Komplex nötigen Solarpaneels ja gut zur 1. Stufe einer Abschattung brauchbar sind. Zum Aufheizen zwecks Feinregulierung sollten drehbare Klappen völlig ausreichen. .

Du meinst wohl Neon, nicht Xenon?
Xenon ist ziemlich einfach vom Handling und hat den hat den Vorteil das es sehr kleine Tanks wegen dessen hoher Dichte benötigt.
Es ist nur die Frage ob mit viel günstigeren Transportpreisen es auf längere Sicht nicht doch auf Argon herauslaufen wird.
Möglicherweise könnte Argon zumindest teilweise die Stelle des Stickstoffs in Raumfahrtzeugen einnehmen.
Zumindest würden Lacks mit Argon im Raumschiff nicht automatisch zur Narkotisierung der Besatzung führen können, bei Xenon aber schon.
Argon benötigt relativ etwas mehr Energie zur Ionisierung, was SEP etwas ineffektiver macht, dafür wird man es sicher leichter auf dem Mars gewinnen können.

Ja, da ist was dran, ich hatte das Xenon noch im Gedächtnis, weil es bislang häufiger als Stützmasse für SEP erwähnt wurde. Aber stimmt schon, auch andere Sachen müssen bedacht werden.
Ich denk mir halt, es ist nicht damit getan, ein Gas flüssig zu halten. Es muß ja vor allem in dem Bereich sein, wo es pumpbar ist. Gefroren nützt es ja auch nix. Und - nicht zu vergessen - es muß eine Reserve da sein, um Temperaturschwankungen beim Rumhantieren im Bereich zu halten. Und dieser Bereich ist eng.
Da bringts ja sicher auch nix, wenn man komplette Container austauscht. Die Ventil- und Anschlußprobleme bleiben die gleichen und die Temperaturbereiche auch.

Soweit ich weiß sind die Angaben bei Referenzdruck, wohl 1bar gemacht. Bei höherem Druck bleibt das länger flüssig, oder um es anders zu sagen es ist besser es nicht bei 1bar zu lagern.
Die Angaben von der Seite die ich verlinkt hatte für Xenon sind wohl falsch, das Gas ist sehr viel dichter.
Das kritische an SEP ist wohl weniger die Triebwerke selber, sondern die Solarsysteme. Ich habe aber Hoffnung das es hier Durchbrüche geben kann, sowohl das man in der Lage ist mit unkonzentriertes Sonnenlicht Wirkungsgrade über 30% zu erreichen, aber vor allem dies mit sehr dünnen Folien zu realisieren.
Die Schichten die das Sonnenlicht in Strom umwandeln sind wirklich sehr dünn (wenige µm), damit müsste es möglich sein Systeme zu entwickeln die >1kW/kg liefern und damit werden Beschleunigungen möglich wo es nur noch Tage braucht vom LEO bis GTO.

Da wird man wohl heftig rechnen müssen. Einerseits ist der mögliche Tankdruck proportional zu den Herstellungskosten des jew. Tanks. Mit ansteigend, wenn auch bei einem Faktor < 1 ist das Tankgewicht. Bei H2 kommt noch die Diffusion pro Druck dazu ( es sei denn, man hat inzwischen eine nicht ins Gewicht fallende Beschichtung zur Verfügung )
Auf der anderen Seite steigen die Kosten auch proportional zum  Aufwand für ein hinreichend flexibles Teperaturmanagement.
Wo trifft man sich da?
Das wird noch spannend....

... Einerseits ist der mögliche Tankdruck proportional zu den Herstellungskosten des jew. Tanks.
... Auf der anderen Seite steigen die Kosten auch proportional zum  Aufwand für ein hinreichend flexibles Teperaturmanagement.
... Wo trifft man sich da?

Proportional ist der Kostenverlauf höchstens in bestimmten kurzen Teilabschnitten. So braucht so ein Tank der z.B. eine bestimmte mechanische Grundstabilität, bis zu dem sich daraus "kostenlos" ergebendem max. Innendruck ist der Verlauf dann auf jeden Fall disproportional. Dann kann vielleicht auch ein proportionaler Bereich folgen, der dann wieder von einer Grenze unterbrochen wird, ab welcher z.B. ein anderes Herstellungsverfahren oder eine andere Grundkonstruktion erforderlich ist. Bei dem Temperaturmanagement wird sich das ähnlich verhalten. Rein proportionale Kostenverläufe kommen m.M.n. fast nur bei entsprechenden Schulaufgaben vor, in der Realität ist das erheblich komplizierter.

Das Tankproblem ist bei Xenon sehr kleine, das Zeug brauch bei akzeptablen Drücken (<10bar) ja extrem wenig Platz.
Siehe hier:
http://www.unternehmensberatung-babel.de/industriegase-lexikon/industriegase-lexikon-a-bis-m/dampfdruckgleichung/xenon-dampfdruck.html
Darauf die Dampfdrücke
- Temperatur 219K(-54,15°C) für 10bar , oder bei 195K(-78,15°C) 4bar
http://www.unternehmensberatung-babel.de/industriegase-lexikon/industriegase-lexikon-a-bis-m/dichte-fluessiger-gase/xenon-dichte-fluessig.html
Daraus die Dichte
- ca. 2,5t/m³ (-56°C) und ca. 2,7t/m³ (-78,15°C)
Nehmen wir nur den ersten Wert würde man für 100t Xenon nur 40m³ benötigen, selbst mit Isolierung reicht ein Kugeltank von 4,5m Durchmesser locker aus.

Das sollte reichen 500t Fracht mit einem Schiff vom LEO bis in ein Marsorbit (LMO) schieben und reicht immer noch um damit 100t zurück zur Erde zu bringen.
Das Zeug ist aber nicht ganz billig, ich hab da Preise ab 10$/L gesehen, aber im Verhältnis zu den Missionskosten im All sind das nur ne halbe Million$.

Ich habe nochmal eine allgemeine Frage zu Treibstoffdepots: Was sollen die eigentlich bringen?

Ich erkenne den Sinn von Depots, wenn der Treibstoff dadrin nicht auf der Erde sondern auf dem Mond/Asteroiden etc. gewonnen wurde. Ich erkenne auch theoretisch eine gewisse Sinnhaftigkeit in den üblichen Satelitenorbits um deren Lebensdauer zu erhöhen. Denn hier kann man ja mit einem Depot zig Sateliten befüllen.
Aber warum sollte es sich lohnen ein Depot im LEO für Marsmissionen zu haben, wo also (nahezu) der gesamte Tank für eine Mission draufgeht. Dort wäre es doch viel sinnvoller, einen Tanker zu starten mit dem man direkt das Marsschiff betankt! So spart man sich doch die aufwändigen Konstruktionen für eine dauerhafte Lagerung sondern es reicht, den Treibstoff für wenige Stunden auf der richtigen Temperatur zu halten. Letztendlich hat man dann so oder so die gleiche Masse in den LEO gebracht und dafür die gleiche Energie aufgewendet. (Bzw sogar weniger, da man sich schwere Lagerungstechnik teilweise sparen kann)

Die Forschung an Depos von z.B. NASA, Arianespace und ULA haben nichts mit Mars zu tun. Leider wird hier im Forum fast jedes Thema in eine bestimmte Richtung verbogen.

Die Forschung der NASA ist erst mal Grundlagenforschung erst viel später könnte dann die Treibstoffgewinnung auf einem Asteroiden eine Anwendung sein.
Was Ula und Arianespace wolllen wird wohl eher in Richtung versorgung von LEO Sats gehen.

Das "Verbiegen" mag hier und da sein, aber sooo schlimm ist es ja auch nicht. Ich für meinen Teil habe es in #130 erwähnt, wo ich den Hauptzweck sehe. Der liegt für mich auch nicht bei LEO, aber wer weiß - wenn die Sats komplexer werden und die Tankraketen billiger....
Ob die diesbezüglichen Tests der USA für "wohltätige" Zwecke wie Müllentsorger gedacht sind, kann man jetzt noch nicht sagen.

Bei Arianespace geht es wohl um das Anschieben einer Ariane 6Oberstufe mit einer geparkten zweiten. Hier ist der Sinn wohl Nutzlasten zu befördern die für eine A6 zu klein sind. Das Kühlen mit Spiegeln müsste dann aber  beim Oberstufendesigne mit berücksichtigt werden.

Dort wäre es doch viel sinnvoller, einen Tanker zu starten mit dem man direkt das Marsschiff betankt!

Das Problem ist dabei die schnelle Startfolge zweier Raketen (Transferschiff, Tanker). Wenn man nicht gerade so wie damals bei Sojus 4 und Sojus 5 innerhalb von 24h von zwei Startplätzen starten kann, geht das mit dem Rendezvous eben nicht innerhalb weniger Stunden. Aber selbst wenn man zwei Startplätze nutzen kann: Was ist wenn beim zweiten Start etwas schief geht oder der Start wegen Wetterkapriolen/technischer Defekte Tage oder gar Wochen verschoben werden muss? Dann hat sich das mit den wenigen Stunden Wartezeit bis zum Auftanken erledigt.

Erst zu starten, wenn man weiß, dass der benötigte Treibstoff geduldig auf einen wartet, ist eben sehr beruhigend...für welche BEO-Mission auch immer. Mars Direct sah ja auch vor, mit der Crew erst zu starten, wenn am Zielort der Treibstoff für den Rückflug von der Oberfläche erfolgreich hergestellt und einsatzbereit war.

Ansonsten bin ich auch dafür sich bezüglich Depots nicht zu sehr auf den Mars zu versteifen.
Lunare Missionen oder der Transfer zu einer Station an einem Lagrange-Punkt oder noch weiter weg dürften später einmal mindestens ebenso von einer Depottechnik profitieren.
 
Wenn wie bei Apollo ca. 40% der Masse (wenn ich mich richtig entsinne), welche man in den Orbit und dann zum Mond wuchtete, aus Treibstoff bestand, sieht man doch den Vorteil eines Depots im LEO. Wäre es nicht besser die 40% der Nutzlastkapazität des Starts mit wissenschaftlicher Ausrüstung oder anderer Hardware zu ersetzen und erst dann im Orbit aufzutanken (dann natürlich entsprechend mehr Treibstoff)?

Es gibt zwei Gründe Depots anzulegen:
Depots machen nur dann Sinn wenn das Nachtanken günstiger ist als als z.B. dem Satelliten gleich mehr Treibstoff mitzugeben,
oder dann, wenn man dadurch einer Nutzlast ermöglicht mehr Treibstoff mitzugeben als sie aufgrund des Trägers maximal an Bord haben könnte.
Die könnte für eine BEO-Mission so laufen:
1) Man schickt einen Träger mit Tanker als Nutzlast der im All. Dieser bleibt im All und bewegt sich selber und den Tankinhalt mittels SEP.
2) Eine weiterer Tanker wird ins All geschickt
3) Eine oder mehrere Raketen bringen Treibstoff z.B. LCH4/LOX zu den Tankern.
3) Einer der Tanker nutzt SEP und bringt den Treibstoff auf eine hochelliptische Bahn z.B. 300x120.000km (das darf durchaus Monate dauern)
4) Der zweite Tanker nutzt SEP und bringt den Treibstoff auf eine niedrig elliptische Bahn z.B. 200x600km
5) Ein Träger bringt ein schweres Raumfahrzeug ins All auf die Bahn vom Tanker 2 und wird betankt.
6) Das Raumfahrtzeug beschleunigt mit dem nachgefüllten Treibstoff auf die Bahn von Tanker 1 (Tanke fast leer), Tankt voll.
7) Das Raumfahrtzeug begibt sich auf die eigentliche Mission mit vollen Tanks.
Beide Tanker begeben sich auf LEO Bahnen.

Der Vorteil ist das man das Raumschiff mit/ohne Passagiere, leicht und schnell fast auf Fluchtgeschwindigkeit bekommt und dann mit vollen Tanks auf die Reise schicken kann.
Das bedeutet dV>18km/s. Das erspart dann jahrelanges Warten weil das Raumfahrtzeug mehrmals bei der Venus und der Erde per Swingby Schwung holen muss.
Wenn man das so macht das die Triebwerke dann Arbeiten wenn man auf der hochelliptische Bahn dicht bei der Erde ist, gewinnt man sogar noch zusätzlich Bahnenergie.

Der 5. Flug der Starships zeigt wohl deutliche Nutzlastprobleme. Um einen Mondflug zu realisieren sind wohl sehr viel mehr Starts nötig. Um den Treibstoff im Orbit zu sammeln ist dann ein Treibstoffdepot wohl unausweichlich.  Es wäre sinnvoll, wenn die NASA hier anfangen würde zu entwickeln um die Termine des Mondprogrmms zu sichern. Von SX wird gibt es hier keine Infos zu, also wird es vermutlich nichts geben.

Nutzlastprobleme? Gibt es dazu seriöse  Quellen?
Ich würde nicht voll starten und genug Reserven lassen (Leistung und Vorräte), bis ich weiss, was geht. Können wir uns sicher sein, dass dies nicht der Fall war?