DE4422197A1

DE4422197A1 - Verfahren zur Durchführung von Raumflügen unter Ausnutzung der Sonnenenergie und Verwendung elektrischer Triebwerke auf der Basis geschlossener H¶2¶/0¶2¶ - Kreisläufe und/oder H¶2¶/0¶2¶ Tankstellensysteme

Info

Publication number: DE4422197A1
Application number: DE4422197A
Authority: DE
Inventors: Thomas Dr Stinnesbeck
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1994-06-24
Filing date: 1994-06-24
Publication date: 1994-11-10

Description

Stand der Technik

Raumflugbahnen sind bekanntermaßen Kegelschnitte und werden durch Geschwindigkeits vektoren beschrieben. Dabei wird der Übergang von einer Bahn in eine andere üblicherweise durch die Änderung eines Geschwindigkeitsvektors Δv beschrieben. Da alle bekannten Raumfahrzeuge auf dem Rückstoßprinzip basieren, läßt sich die Brennschlußgeschwindigkeit einer in Frage stehenden Rakete (und damit das Δv) nach der sog. Ziolkowski-Formel bestimmen:

V_B = c · In (M₀/M_B).

Hierin bedeuten
V_B die Brennschlußgeschwindigkeit
c Geschwindigkeit der rückgestoßenen (Impulsträger)-Masse (meist der Verbrennungsgase)
M₀/M_B das Verhältnis von Startmasse zur Masse bei Brennschluß

Zum Erreichen der für Raumflüge erforderlichen hohen Geschwindigkeiten erlaubt die Formel also zwei Ansätze:

- Erhöhung der Ausströmgeschwindigkeit des Impulsträgers
- Erhöhung des Masseverhältnisses (durch Stufung, Minimierung der Nutzlast, Leichtbau etc.).
(Die Erhöhung des Massenverhältnisses wird vorzugsweise vermieden).

Weiterhin läßt die Formel erkennen, daß für einen Raumflug große Mengen Rückstoßmasse erforderlich sind. Da diese ja zunächst einmal für einen Raumflug von der Erde in den Orbit gebracht (oder irgendwo im Sonnensystem gewonnen) werden müssen, bestimmt also die erforderliche Menge "Rückstoßmasse" ganz entscheidend die Kosten der Weltraumfahrt mit.

Die Raketentechnik kennt heute im wesentlichen 3 (zumindest einigermaßen) erprobte Triebwerksarten, nämlich

- chemisch
- atomar
- elektrisch (Ionentriebwerke, elektromagnetische Beschleunigung, Plasma u. a.)

Chemische Triebwerke erreichen heute Ausströmgeschwindigkeiten von ca. 4000 m/s. Für Atomtriebwerke (Verdampfung von flüssigem Wasserstoff an einem Reaktorkern, im Projekt NERVA technisch umgesetzt) werden immerhin Werte von 8000 m/s erreicht. Wesentliche Leistungssteigerungen werden bei beiden Triebwerksarten in absehbarer Zeit realistischerweise nicht erwartet. Die Limitierungen sind in beiden Fällen u. a. thermischer Natur, d. h. durch die thermische Belastbarkeit des Brennkammermaterials bestimmt.

Eine wesentliche Steigerung der Ausströmgeschwindigkeit lassen elektrische Triebwerke zu, die ja auf eine thermische Umsetzung der Energie in Bewegung verzichten. Werte von 30.000 m/s bis 300.000 m/s werden in der Literatur angegeben und sind vielfach im Experiment bereits erzielt worden! Damit werden zumindest theoretisch Raumfahrzeuge denkbar, die nur noch zu wenigen Prozenten aus Rückstoßmasse bestehen. Auch die verschleißfreie lange Betriebsdauer elektrischer Triebwerke ist ein Argument für diese Antriebsform. Insgesamt würden diese Vorteile eine drastische Senkung der Kosten der Weltraumfahrt ermöglichen.

Kritik am Stand der Technik

Leider scheitert der großtechnische Einsatz elektrischer Triebwerke an deren hohem Leistungsbedarf. Selbst Schübe von wenigen 100 kp bedingen (je nach angestrebter Ausströmgeschwindigkeit) schon eine Leistungsaufnahme von mehreren 100 MW (es wird an dieser Stelle darauf verzichtet, Beispiele hierzu vorzurechnen). Dies liegt bereits im Leistungsbereich ganzer Atomkraftwerksblöcke! Realistischerweise sind somit nur geringe Schübe bei langen "Brenndauern" und langen Beschleunigungsphasen ausführbar.

Das Problem der Energieversorgung wird übrigens auch im Zusammenhang mit den gelegentlich vorgeschlagenen elektrischen Hilfsaggregaten chemischer Triebwerke (z. B. Patentschrift DE 39 03 602 C2 der Erno) gerne ausgespart.

Zwei Energiequellen werden bisher für elektrische Triebwerke diskutiert, nämlich

- Atomreaktoren und
- die Sonnenenergie

Atomreaktoren sind aufgrund der erforderlichen hohen Leistungen sowie vielfältiger Sicherheitsmaßnahmen, speziell wegen der Vorkehrungen zum Strahlenschutz bei bemannten Flügen nur schwer, d. h. massereich auszuführen. Ihr Einsatz wird ferner zu Akzeptanzproblemen der Öffentlichkeit führen.

Alternativ ist die Nutzung der Sonnenenergie durchaus diskutabel und schon bereits früh vorgeschlagen worden. Die Sonne scheint kostenlos und verläßlich. Sonnenkraftwerke im Orbit (z. B. als Hohlspiegel mit einem Verdampfungskraftwerk im Focus) sind zudem bei gleicher Leistung (sicherlich bis ca. 100 MW) leichter auszuführen (technisch wie massemäßig!) als Atomreaktoren gleicher Leistung. Wie Berechnungen verschiedener Autoren zeigen, ist die Sonne ein geeigneter Energielieferant für Raumflüge im inneren Sonnensystem bis ca. zur Marsbahn.

Da die typischen Komponenten eines "Sonnenraumschiffes" (Spiegel bzw. Kollektor, Verdampfer, Turbine, Generator, elektrisches Triebwerk) nicht vollkommen neu entwickelt werden müssen und für sich keine Gefahren darstellen, könnten Sonnenraumschiffe in relativ kurzer Zeit zum Einsatz gelangen und wären somit neuzuentwickelnden Reaktorraumschiffen deutlich vorzuziehen.

Daß dies trotzdem nicht geschieht, hat seinen Grund in der komplizierten Bahnmechanik eines solchen Raumschiffes. Der Kollektor erzeugt ja nur Strom, wenn er auf die Sonne ausgerichtet ist. Dies ist aber in einem Orbit (ohne massiven Energieeinsatz für ständige Kurskorrekturen) nur dann der Fall, wenn sich das Raumschiff auf einer Kreisbahn befindet und sich gleichzeitig mit einer konstanten gegenläufigen Drehung um die eigene Z-Achse dreht, so daß die permanente Anstellung des Kollektors gewährleistet ist.

Wird gleichzeitig konstant (oder irgendwie) beschleunigt (so daß das Raumschiff seinen Orbit spiralförmig verlagert), oder befindet sich das Raumschiff auf einem elliptischen Orbit, so wird die Anstellung des Spiegels äußerst kompliziert und ist nur noch mit hohem (Energie-)Aufwand zu bewerkstelligen.

Bei der Ausrichtung des Kollektors ist ferner noch zu berücksichtigen, daß diese ja unveränderlich zur Sonne sein soll, während eine Beschleunigung zumeist tangential zur Orbitalbahn erfolgt. Es wären also zumindest noch die Triebwerke bei einer konstanten Beschleunigung permanent zu schwenken (mit der Gefahr, in den Kollektor zu feuern).

Nicht zuletzt befindet sich auf niedrigen Orbits das Raumschiff ja nahezu die Hälfte der Zeit im Schlagschatten des zu umkreisenden Himmelskörpers. Während dieser Phase wird überhaupt kein Strom erzeugt.

Die o.g. Probleme ließen sich umgehen, wenn man das Raumschiff in einen hohen Orbit bzw. kräftefreien Punkt verbringt. Dann jedoch benötigt man das ganze System nicht mehr, da von hier aus die erforderlichen Δv's zum Weiterflug zu den Planeten/Mond etc. nur noch gering sind.

Erfindung

Die vorstehend erläuterten Probleme lassen sich durch die nachfolgend beschriebene Erfindung eines geschlossenen H₂/O₂-Kreislaufes umgehen:

Grundlage ist der Gedanke, daß die o.g. Probleme nicht auftreten würden, wenn es gelänge, Sonnenenergie in großem Umfange speicherbar zu machen. Raumflüge ließen sich dann nahezu beliebig in Sammelphasen und Beschleunigungsphasen unterteilen, wobei ein Raumschiff seine Flugbahn langsam und in vielen hintereinandergeschalteten Maneuvern verändert.

Im Orbit eines Himmelskörpers z. B. würde man eine Kreisbahn durch Beschleunigung schrittweise auf eine jeweils höherliegende konzentrische Kreisbahn verlagern. Hier schließt sich eine "Freiflugphase" (=Energiesammelphase) an, bis wieder beschleunigt werden kann etc., solange, bis die gewünschte Geschwindigkeit (z. B. die Fluchtgeschwindigkeit) überschritten wird.

Als Energiespeicher bietet sich ein geschlossener H₂/O₂ Kreislauf an. Hierbei werden flüssiger Wasserstoff und Sauerstoff verbrannt und der Dampf z. B. in einem MHD-Generator mit nachfolgender Turbine verstromt. Ein solches System erreicht hohe Leistungen bei relativ niedrigem Gewicht. Der so erzeugte Strom dient zur Speisung der elektrischen Triebwerke bzw. elektrischen Hilfsaggregate.

Für die Erfindung ist ganz entscheidend daß der Dampf das System nicht verläßt (sonst könnte man ja auch ein konventionelles H₂/O₂-Raketentriebwerk einsetzen), sondern wieder kondensiert wird. Das hierbei entstehende Wasser wird in der nächsten Freiflugphase unter Ausnutzung der Sonnenenergie elektrolysiert und die entstehenden Komponenten H₂ und O₂ unter Ausnutzung der Weltraumkälte wieder verflüssigt. Somit schließt sich der Kreislauf.

Insbesondere wird bei der vorliegenden Erfindung die (auch im Vergleich zu Atomreaktoren) unübertroffen hohe Gewichts-/Leistungsrelation chemischer Systeme ausgenutzt, so daß nunmehr auch schubstarke Beschleunigungsphasen auf der Basis elektrischer Triebwerke möglich werden.

Es ist durchaus nicht naheliegend, daß sich auf der Basis eines geschlossenen H₂/O₂-Kreislaufes Raumflüge gestalten lassen (weshalb das Verfahren in der Literatur bisher noch nicht vorgeschlagen wurde), denn selbst bei der Annahme leistungsfähiger elektrischer Triebwerke (c um 100.000 m/s) und eines hohen H₂/O₂-Anteiles von 95% würde z. B. die Fluchtgeschwindigkeit aus einem niedrigen Erdorbit heraus noch nicht erreicht (so daß das Verfahren zunächst unpraktikabel erscheinen mag). Hohe Geschwindigkeiten ergeben sich erst bei Unterteilung des Gesamtfluges in eine Vielzahl nachgeschalteter Beschleunigungs- und Sammelphasen. Dann allerdings wird das Gesamtmassenverhältnis der Rakete nur noch durch das c des verwendeten elektrischen Triebwerkes bestimmt. Flugbahnen lassen sich so nahezu beliebig gestalten.

In einer weiteren Ausführung der Erfindung bietet es sich an, Energiesammelstellen und Raumschiffe für bestimmte Raumflugvorhaben, speziell für die Erschließung erdnaher Orbits, der geostationären Bahn und des Erde-/Mond-Systems vollständig zu separieren.

Dieses Verfahren sähe dann so aus, daß sich auf bestimmten Kreisorbits (wo ja die konstante Ausrichtung eines Kollektors zur Sonne keine großen Probleme bereitet) "Tankstellen" befinden, die unter Ausnutzung der Sonnenenergie Wasser in seine Komponenten H₂ und O₂ zerlegen, diese verflüssigen und bevorraten. Diese Tankstellen werden von Raumschiffen angeflogen, die nach dem o.g. Verfahren H₂ und O₂ zur Energieversorgung ihrer elektrischen Triebwerke verstromen, das Endprodukt Wasser jedoch ebenfalls weiterhin mitführen.

Da sich nach dem o.g. Verfahren, wie bereits ausgeführt, keine übermäßig großen Geschwindigkeitsvektoren realisieren lassen, kann ein solches Raumschiff nur jeweils den nächsthöheren Kreisorbit erreichen, auf dem sich wieder eine Tankstelle befinden muß. Hier wird das Wasser gegen H₂ und O₂ getauscht, wodurch sich der Kreislauf wieder schließt. Der Flug kann danach sofort fortgesetzt werden, während das Tankstellensystem Zeit hat, das übernommene Wasser umzusetzen, bis das nächste Pendlerraumschiff bedient werden muß. Die Gesamtwassermasse des Systems bleibt stets erhalten.

Die Praktikabilität auch dieses Systems erschließt sich wiederum erst in der Simulation. So hat der Autor z. B. einen Flug aus einem niedrigen Erdorbit (ca. 200 km) zur geostationären Bahn (die Bahn, auf der in der Weltraumfahrt heute "das Geld verdient" wird) unter folgenden wesentlichen Annahmen für das Pendelraumschiff simuliert:
c = 100.000 m/s, H₂/O₂-Gewichtsanteil 33%, Wirkungsgrad der elektrischen Triebwerke 25%, Orbitverlagerung per Hohmannübergang.

Danach läßt sich die geostationäre Bahn mit nur 4 Tankstellensystemen (d. h. 3 Flugphasen) bei einer reinen Flugdauer (ohne Dockingzeiten) von nur 11 Stunden erschließen! Der Aufwand an Impulsträgermasse für den Gesamtflug beträgt lediglich ca. 5%. Das ist eine Verbesserung um das 46fache gegenüber einem chemischen Triebwerk und immerhin noch um das 17fache gegenüber einem Atomtriebwerk vom Typ NERVA. Mit einer weiteren "Tankfüllung" wäre das Erreichen der Fluchtgeschwindigkeit möglich.

Auch der preisgünstige Pendelverkehr zwischen der Mondoberfläche und einer im Mondorbit befindlichen Tankstelle ist möglich, wenn man den H₂/O₂-Anteil des o.g. Raumschiffes auf ca. 75% erhöht (sonstige Annahmen unverändert). Zusätzlich könnte auch ein Teil des H₂/O₂- Vorrates in einem konventionellen Raketentriebwerk verbrannt werden, wodurch sich für den speziellen Zweck "Start von der Mondoberfläche" das Massenverhältnis verbessern würde.

Die vorbeschriebenen Ergebnisse ändern sich prinzipiell auch dann nicht, wenn man von schlechteren Wirkungsgraden ausgeht, da sich diese entsprechend durch einen höheren H₂/O₂- Gewichtsanteil, Hinzufügen eines Tankstellensystems oder Veränderung eines ähnlichen Parameters kompensieren lassen.

Die o.g. Erkenntnisse eröffnen sich im Detail erst durch das Durchrechnen vieler Beispiele, Annahmen, Wirkungsgrade etc. sowie in der Computersimulation verschiedener Flugbahnen. Solche Berechnungen, die üblicherweise nicht Teil einer Patentanmeldung sind, hat der Autor durchgeführt und macht diese dem interessierten Leser gerne zugänglich. Sie sollen im übrigen demnächst veröffentlicht werden.

Vorteil

Der Vorteil der Erfindung besteht in der Nutzbarmachung der kostenlosen Sonnenenergie für beliebig zu gestaltende Raumflüge im Inneren Sonnensystem unter Ausnutzung der besonders günstigen Masseverhältnisse elektrischer Raketentriebwerke. Deren hoher Energiebedarf kann durch direkte Sonnenbestrahlung eines Kollektors nicht befriedigt werden, es sei denn man würde gigantische Ausmaße des Kollektors akzeptieren.

Die sich für die Weltraumfahrt alleine durch die Reduktion der erforderlichen Impulsträgermassen ergebenden Kostenvorteile gegenüber allen anderen Antriebsformen, aber auch z. B. im Vergleich zu einer einfachen solarthermischen Verdampfung sind enorm und werden von keinem anderen heute diskutierten Konzept erreicht.

Die wesentlichen Komponenten der vorbeschriebenen Raumschiffe (z. B. Turbinen, Generatoren etc.) sind für sich alleine teilweise seit Jahrzehnten technisch ausgereift, so daß die vorbeschriebenen Konzepte schnell in flugfähige Systeme umgesetzt werden können.

Claims

1. Verfahren zur Durchführung von Raumflügen unter Ausnutzung der Sonnenenergie und unter Verwendung elektrischer Triebwerke, dadurch gekennzeichnet

- daß Sonnenenergie durch geeignete Maßnahmen verstromt wird und dieser Strom zur Spaltung von Wasser und Verflüssigung und Lagerung der Komponenten (im Sinne einer Energiespeicherung) verwendet wird (anstatt zur direkten Speisung elektrischer Triebwerke),
- daß H₂ und O₂ in einem Raumschiff in einem geeigneten System bei Bedarf verstromt werden, um so die elektrischen Triebwerke oder Hilfstriebwerke des Raumfahrzeuges zu speisen, wodurch u. a. auch starke Schubphasen möglich werden,
- daß das Endprodukt "Wasser" der H₂/O₂-Reaktion das Gesamtsystem nicht verläßt sondern im Sinne eines Kreislaufes immer wieder verwendet wird,
- daß durch die prinzipielle Trennung und Hintereinanderschaltung günstiger Energiesammel- und Beschleunigungsphasen nach dem o.g. Verfahren nahezu beliebige Raumflugbahnen im inneren Sonnensystem gestaltet und hohe Endgeschwindigkeiten erreicht werden können,

2. Verfahren zur Durchführung von Raumflügen nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,

- daß auf der Basis der vorbeschriebenen H₂/O₂-Wasserkreisläufe zur Erschließung bestimmter bevorzugter Orbits eine vollständige bzw. weitgehende Trennung in reine Energiesammelstellen (Tankstellen) und Pendelraumschiffe (ohne eigenen oder mit nur kleinem Kollektor) durchgeführt wird, wobei die Pendlerraumschiffe H₂ und O₂ zur Stromerzeugung verbrauchen, das Reaktionsprodukt Wasser an der Tankstelle abgeben und gegen H₂ und O₂ eintauschen und so ihren Flug sofort fortsetzen können, während die Tankstelle mithilfe der Sonnenenergie das Wasser wieder in H₂ und O₂ umsetzt und diese dann dem nächsten Pendlerraumschiff zur Verfügung stellt.

3. Verfahren zur Durchführung von Raumflügen nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet,

- daß für bestimmte Raumflugvorhaben, speziell für Starts und Landungen auf der Mondoberfläche, der H₂/O₂-Wasserkreislauf zur Erhöhung des Massenverhältnisses und/oder des Startschubes nicht vollständig geschlossen sein muß sondern ein Teil des H₂ und O₂ zusätzlich auch in konventionellen Raketentriebwerken umgesetzt werden kann.