Elektrische Antriebe fr Bahnhaltung und Transfers Arten Typen

Elektrische Antriebe für Bahnhaltung und Transfers • • • Arten / Typen Funktionsweise / Eigenschaften Anwendungsoptionen durchgeführte und geplante Missionen Potential - Aussichten G. Krülle ehem. DLR / Uni-Stgt. -IRS / DGLR Fachausschuss Antriebe 1 AMRAS Stuttgart Mai 2008

Elektrische Antriebe für Bahnhaltung und Transfers Missionswirksame Eigenschaften Elektrischer Antriebe 2 AMRAS Stuttgart Mai 2008

Elektrische Antriebe für Bahnhaltung und Transfers Typen Elektrischer Raumfahrtantriebe • Arcjets (Electrothermal Arc Thrusters) • SPT/ HCT (Stationary Plasma Thrusters/ Hall Current Thrusters) • Ion Thrusters (Electrostatic Discharge or Radio Frequency Thrusters • Resistojets/ EHT (Electrothermal [Hydrogene] Resistance Thrusters) • PPT (Pulsed Plasma Thrusters) • FEEP (Field Emission Electric Propulsion) • MPD (Magnetoplasmadynamic Thrusters) 3 AMRAS Stuttgart Mai 2008

Elektrische Antriebe für Bahnhaltung und Transfers Funktions-Schaubilder Arc Jet Lichtbogentr. Ionentriebwerk SPT Hall-Ionentriebw. 4 AMRAS Stuttgart Mai 2008

Elektrische Antriebe für Bahnhaltung und Transfers Funktions-Schaubilder, Forts. Resistojet PPT FEEP PPT MPDa Argon, Krypton FEEP MPDa MPD(a) mit und ohne angelegtem Magnetfeld 5 AMRAS Stuttgart Mai 2008

Elektrische Antriebe für Bahnhaltung und Transfers Electric Propulsion Performance Data / Main Properties Resisto/ EHT Arc Jet SPT/ HTC Ion Thruster PPT * Thrust level [m. N] (100 -) 300400 Specific impulse [s] FEEP MPDa 100 -250 (20 -) 80 – 100 5 -40 (200) 0. 1 – 2. 0. 001 - 1. ( -2. ) 250 300 (1000[H 2]) 480 -700 16002000 25003800 (500 -) > 1000 600010000 up to 2500 (? ) Propellant (alternatives) N 2 H 4, H 2 O, (Xe, H 2) NH 3, N 2 H 4, (MMH, H 2) etc. Xe (Kr) Xe Teflon Cs noble gas El. Power demand (system) [W] (50 -) 500600 750 -2000 (300 -) 13001500 500 -800 (-5000) 10 -100 (-200) (contin. ) ? , low 10 k. W Propellant mass flow [mg/s] 100. 20 -50 (2. -) 5. – 10. 0. 5 (- 5. ) ? per pulse ? 10 Overall efficiency [%] 80 – 90 (*) up to 40 up to 50 up to 60 < 20 (*) up to 50 (*) 30 (? ) Lifetime [h] > 400 (ver. ) >=1200 (ver. ) Up to 7000 Up to 15000 * Dep. no. pulses ? stationary * Es gibt modernere Versionen des PPT-Typs mit völlig anderen Leistungsdaten – siehe Uni Stuttgart ‚Lunar Mission BW 1‘ 6 AMRAS Stuttgart Mai 2008

Elektrische Antriebe für Bahnhaltung und Transfers Anwendungen von EA ( hauptsächlich derzeit Ionen, SPT ) • Bahnhaltung (niedrig v) in GEO: N-S Station Keeping Lageregelung (? ) Transfer in Grave Yard In LEO: Air Drag Compensation - auch Raumstation (? ) • De-Orbiting aus LEO / MEO (? ) • Bahnübergang: GTO-GEO an Stelle Apogäumstriebw. Rettungsmissionen LEO - MEO – GEO (Aufspiralen) • Marschmissionen z. B. Mond (siehe SMART 1), Liberationspunkte Planeten, Kometen 7 AMRAS Stuttgart Mai 2008

Elektrische Antriebe für Bahnhaltung und Transfers Integrations-Beispiele Arc Jets - ATOS auf Amsat P 3 D (2000/01) - NH 3 Arcjet auf ESEX (1999) SPT - auf Stentor (2002 , †) - auf Smart 1 (2003/ 06) Smart-! 8 AMRAS Stuttgart Mai 2008

Elektrische Antriebe für Bahnhaltung und Transfers Ionentriebwerke RIT 10 (D) und T 5 (GB) auf Artemis (2001/02) 9 AMRAS Stuttgart Mai 2008

Elektrische Antriebe für Bahnhaltung und Transfers Raumflugmissionen mit elektrischem Antrieb Raumsonde/ Satellit Jahr Mission Eingesetzte el. Triebwerke Triebwerksfunktion Über 60 Missionen hauptsächlich USA, Ud. SSR, Japan 1964 - 2008 div. vorwiegend Ionen, PPT, SPT vorw. experimentell, Bahnhaltung (Stabilisierg. , Air Drag), Lageregelung SERT 1 1964 ‚Space El. Rocket Test’ Hg-Ionen experimentell Deep Space 1 1998 -2001 Techn. - + Kometenm. NStar Ionen Hauptantrieb EURECA 1992 -93 Technologie- Plattform RIT 10 experimentell AMSAT P 3 D 2000 Amateurfunk ell. Orbit 550 -60000 km Lichtbogen ATOS Marschunterst. ARTEMIS 2001 Komm. -Sat 2 x RIT 10, 2 x T 5 N-S Stabilis. + Rettungsaktion STENTOR 2002 Komm. -Sat 4 x PPS 1350 4 x SPT 100 Abgestürzt (Ariane Fl. 514) SMART 1 2003 -2006 Mondmiss. PPS 1350 Hauptantrieb GOCE Sommer 2008 LEO, Schw. -Vermessung 2 x RIT evo 20 m. N Bahnhaltung: Drag Control Bepi Colombo 2013 Merkurmission 4 x UK xx Hauptantrieb Ausgewählte Miss. : USA: Europa: Komplette Liste der Raumflugkörper mit el. Antrieb siehe: de. wikipedia. com/wiki/Liste_der_Raumflugk%C 3%B 6 rper_mit_elektrischem_Antrieb 10 AMRAS Stuttgart Mai 2008

Elektrische Antriebe für Bahnhaltung und Transfers Einige Überschlagsrechnungen zur Anwendung des el. Antriebs N-S Station Keeping: v 50 m/s/Jahr z. B. MSat = 2000 kg, FEA = 2 x 20 m. N, ce = 30000 m/s (Ionentriebwerk), PEA = 2 x 800 W M v F T ( )T/ Jahr = 2. 5 E 06 s 700 h 0. 08 Jahr , d. h. Triebwerke müssen 8 % der Zeit laufen - Zyklenbetrieb! Treibstoffverbrauch M = M 0 (1 - e^(- v/ce)) 3. 35 kg/Jahr (gegenüber 30 kg chemisch) Zahlen für EA (Betr. zeit, Tr. -Verbrauch) erhöhen sich allerdings durch - Anstellung der Triebwerke - ‚Cos-Verluste‘ Triebwerke können während Nutzlastbetrieb laufen, da PEA i. allg. « install. SG-Leistung N-S Station Keeping mit elektrischem Antrieb 11 AMRAS Stuttgart Mai 2008

Elektrische Antriebe für Bahnhaltung und Transfers Einige Überschlagsrechnungen zur Anwendung des el. Antriebs, Forts. Zirkularisierung (GTO – GEO): vapo 1500 m/s z. B. MSat = 2000 kg, FEA = 4 x 80 m. N, ce = 16000 m/s (SPT), PEA = 4 x 1350 W ( )T = 9. 5 E 06 s 2600 h 0. 3 Jahr - gesteuerter Zyklenbetrieb! d. h. Mission dauert u. Ber. von Schubvektorablagen und Cos-Verlusten annähernd 1/2 Jahr! Treibstoffverbrauch 180 kg ++ (gegenüber 800 kg chemisch) Übergang GTO – GEO konventionell / elektrisch AMRAS Stuttgart Mai 2008 12

Elektrische Antriebe für Bahnhaltung und Transfers Einige Überschlagsrechnungen zur Anwendung des el. Antriebs, Forts. Marschmissionen Beispiel: SMART-1 (Mondmission) Start 28. 9. 2003; am 15. 11. 2004 Mond-Umlaufbahn (über L 1) erreicht. Triebwerk PPS 1350 (70 m. N) ständig in Betrieb T 410 Tage 10000 h ! Sat-Startmasse incl. Treibstoff 367 kg; v = 2737 m/s 58. 8 kg Treibstoff (Xe) Deep Space-1 (Kometenm. ) SMART-1 Bepi Colombo (Merkur) 13 AMRAS Stuttgart Mai 2008

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Elektrische Antriebe für Bahnhaltung und Transfers Schlussbemerkung (Bestätigung und Ergänzung der Grundthesen) • Elektrische Antriebe führen durch ihren hohen spezifischen Impuls zu erheblichen Treibstoffersparnissen gegenüber klassischen Antrieben • Ihr Leistungsverbrauch muss durch die Energieversorgung (i. allg. Solargen. ) des Satelliten gedeckt werden. Diese Leistung ist begrenzt. (Sie muss auch u. U. mit dem Housekeeping und der Nutzlast geteilt werden - der Leistungsverlauf des SG ist dabei zu berücksichtigen. ) Das ist i. allg. kein Problem, führt aber zu extrem niedrigem Schubniveau • Daraus folgen entsprechend lange Betriebs- bzw. Missionszeiten und u. U. Zyklenerfordernisse, die - mit dem (auch kommerziellen) Missionziel verträglich sein müssen, - an die Lebensdauer und Zuverlässigkeit von elektrischen Antriebe hohe Anforderungen stellen, - Degradationseffekte mit einbeziehen müssen. Allerdings sind bisherige Erfahrungen durchaus positiv 15 AMRAS Stuttgart Mai 2008