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

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

3 Elektrische Antriebe für Bahnhaltung und Transfers AMRAS Stuttgart Mai 2008 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) Typen Elektrischer Raumfahrtantriebe

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

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

6 Elektrische Antriebe für Bahnhaltung und Transfers AMRAS Stuttgart Mai 2008 Resisto/ EHT Arc JetSPT/ HTC Ion Thruster PPT *FEEPMPDa stationary Thrust level [mN] (100-) (20-) 80 – (- 200) 0.1 – (-2.)  250 Specific impulse [s] 300 (- 1000[H 2 ]) (500-) > 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 TeflonCsnoble gas El. Power demand (system) [W] (50-) (300-) (-5000) (-200) (contin.) ?, low  10 kW Propellant mass flow [mg/s] (2.-) 5. – (- 5.)? per pulse ?  10 Overall efficiency [%] 80 – 90 (*)up to 40up to 50up to 60< 20 (*)up to 50 (*)  30 (?) Lifetime [h] > 400 (ver.) >=1200 (ver.) Up to 7000 Up to * Dep. no.pulses ? Electric Propulsion Performance Data / Main Properties * Es gibt modernere Versionen des PPT-Typs mit völlig anderen Leistungsdaten – siehe Uni Stuttgart ‚Lunar Mission BW1‘

7 Elektrische Antriebe für Bahnhaltung und Transfers AMRAS Stuttgart Mai 2008 Anwendungen von EA ( hauptsächlich derzeit Ionen, SPT ) Bahnhaltung in GEO: N-S Station Keeping (niedrig  v) 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

8 Elektrische Antriebe für Bahnhaltung und Transfers AMRAS Stuttgart Mai 2008 Integrations-Beispiele SPT - auf Stentor (2002,†) - auf Smart 1 (2003/ 06) Arc Jets - ATOS auf Amsat P3D (2000/01) - NH3 Arcjet auf ESEX (1999) Smart-!

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

10 Elektrische Antriebe für Bahnhaltung und Transfers AMRAS Stuttgart Mai 2008 Raumsonde/ Satellit JahrMissionEingesetzte el. Triebwerke Triebwerksfunktion Über 60 Missionen hauptsächlich USA, UdSSR, Japan div.vorwiegend Ionen, PPT, SPT vorw. experimentell, Bahnhaltung (Stabilisierg., Air Drag), Lageregelung Ausgewählte Miss.: USA: SERT 11964‚Space El. Rocket Test’Hg-Ionenexperimentell Deep Space Techn.- + Kometenm.NStar IonenHauptantrieb Europa: EURECA Technologie- PlattformRIT 10experimentell AMSAT P3D2000Amateurfunk ell. Orbit km Lichtbogen ATOSMarschunterst. ARTEMIS2001Komm.-Sat2x RIT 10, 2x T5 N-S Stabilis. + Rettungsaktion STENTOR2002Komm.-Sat4x PPS x SPT 100 Abgestürzt (Ariane Fl.514) SMART Mondmiss.PPS 1350Hauptantrieb GOCESommer 2008LEO, Schw.-Vermessung2x RIT evo 20 mNBahnhaltung: Drag Control Bepi Colombo2013Merkurmission4x UK xxHauptantrieb Raumflugmissionen mit elektrischem Antrieb Komplette Liste der Raumflugkörper mit el. Antrieb s iehe: de.wikipedia.com/wiki/Liste_der_Raumflugk%C3%B6rper_mit_elektrischem_Antrieb

11 Elektrische Antriebe für Bahnhaltung und Transfers AMRAS Stuttgart Mai 2008 N-S Station Keeping:  v  50 m/s/Jahr z. B. M Sat = 2000 kg, F EA = 2x 20 mN, c e = m/s (Ionentriebwerk), P EA = 2x 800 W M  v  F  T  (  )T/ Jahr = 2.5E06 s  700 h  0.08 Jahr, d.h. Triebwerke müssen 8 % der Zeit laufen - Zyklenbetrieb! Treibstoffverbrauch  M = M 0 (1- e^(-  v/c e )) 3.35 kg/Jahr (gegenüber  30 kg chemisch) Zahlen für EA (Betr.zeit, Tr.-Verbrauch) erhöhen sich allerdings durch - Anstellung der Triebwerke - ‚Cos-Verluste‘ Einige Überschlagsrechnungen zur Anwendung des el. Antriebs N-S Station Keeping mit elektrischem Antrieb Triebwerke können während Nutzlastbetrieb laufen, da P EA i. allg. « install. SG-Leistung

12 Elektrische Antriebe für Bahnhaltung und Transfers AMRAS Stuttgart Mai 2008 Einige Überschlagsrechnungen zur Anwendung des el. Antriebs, Forts. Zirkularisierung (GTO – GEO):  v apo  1500 m/s z. B. M Sat = 2000 kg, F EA = 4x 80 mN, c e = m/s (SPT), P EA = 4x 1350 W  (  )T = 9.5E06 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

13 Elektrische Antriebe für Bahnhaltung und Transfers AMRAS Stuttgart Mai 2008 Einige Überschlagsrechnungen zur Anwendung des el. Antriebs, Forts. Beispiel: SMART-1 (Mondmission) Start ; am Mond-Umlaufbahn (über L1) erreicht. Triebwerk PPS 1350 (70 mN) ständig in Betrieb  T  410 Tage  h ! Sat-Startmasse incl.Treibstoff 367 kg;  v = 2737 m/s  58.8 kg Treibstoff (Xe) Deep Space-1 (Kometenm.) Bepi Colombo (Merkur) Marschmissionen SMART-1

14 Elektrische Antriebe für Bahnhaltung und Transfers AMRAS Stuttgart Mai 2008

15 Elektrische Antriebe für Bahnhaltung und Transfers AMRAS Stuttgart Mai 2008 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 Leistungs- verlauf 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