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
Elektrische Antriebe für Bahnhaltung und Transfers 14 AMRAS Stuttgart Mai 2008
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
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