Das Orbitalkatapult
   Die Technik
Heutzutage (2015) werden die meisten offiziell bekannten orbitalen Raumfahrzeuge irdischen Ursprungs aus dem Stand heraus mit senkrecht startenden Raketen in Umlaufbahnen geschossen. Diese Methode glänzt weder durch besondere Eleganz noch durch berauschende Effizienz. Deshalb werden verstärkt Bemühungen unternommen, einen Teil der Beschleunigung mit anderen, effizienteren und eleganteren Methoden aufzubringen.

Eine Kenngröße, die die Effizienz eines Antriebs maßgeblich beeinflußt, ist der spezifische Impuls. Der spezifische Impuls eines Triebwerks gibt an, welche Impulsänderung des Fahrzeugs das jeweilige Triebwerk bei Verbrauch eines Kilogramms Treibstoff bewirkt. Die SI-Einheit des spezifischen Impulses ist Meter pro Sekunde [m/s] oder Newton mal Sekunde pro Kilogramm [N*s/kg], was dasselbe ist. Warum ist m/s dasselbe wie N*s/kg? Das ist so, weil man ein Kilogramm Gewicht mit einer Beschleunigung von einem Meter je Quadratsekunde um eine Geschwindigkeitsdifferenz von einem Meter pro Sekunde beschleunigen kann, indem man es eine Sekunde lang mit einer Kraft von einem Newton anschiebt. Deshalb kann man sich auch aussuchen, ob man dem Impuls SI-konform die Einheit kg*m/s oder N*s verpaßt, auch das ist dasselbe.
Startet man ein Raumfahrzeug per Katapult, betrÃĪgt der spezifische Impuls unendlich, da dabei kein Treibstoff an Bord verbraucht wird. Die dichte Erdatmosphäre verhindert allerdings das Erreichen der ersten kosmischen Geschwindigkeit in Bodennähe, weshalb es mit einem Katapult nicht möglich ist, ohne weitere Triebwerksstufen einen Orbit zu erreichen. Als Magnetbahn arbeitende Orbitalkatapulte können daher auf der Erde nur als Starthilfen für Raumfahrzeuge dienen. Die für Magnetbahnen anwendbaren Technologien werden näher auf den Hybridmagnetbahn-Seiten beschrieben.
Zum Abheben wäre eine Geschwindigkeit von 300 m/s (1080 km/h, Mach 0.875) realistisch. Lohnt sich das überhaupt? Nehmen wir mal klassische Raketentechnik mit einem spezifischen Impuls um die 4000 m/s als Maßstab: Nach der Raketengrundgleichung spart man etwa Treibstoff in der Menge von 7% des gesamten Startgewichts. Wie rechnet man das? So hier:

v = Isp*ln(m0/m)
ln(m0/m) = v/Isp
ln(m0/m) = (300*m/s)/(4000*m/s)
ln(m0/m) = 0.075
m0/m = e0.075
m0/m = 1.08
m/m0 = 0.93

Eine Treibstoffersparnis von 7% der gesamten Startmasse wirkt auf den ersten Blick nicht wie der Oberhammer, bis man sich überlegt hat, daß das an konservativer Raketentechnik gemessen je nach Raketentyp einer Verdopplung bis Vervierfachung der Nutzlast beim Einschuß in einen niedrigen Erdorbit entspricht, denn was man an Treibstoff spart, kann man zusätzlich an Nutzlast mitführen. Indem man sieben Prozent spart, spart man letztendlich die Hälfte bis drei Viertel. Das mag verrückt klingen, ist es aber nicht. Also lohnt sich das? Ja klar lohnt sich das. Das macht nochmal ähnlich viel Unterschied, wie ob man vom Polarkreis oder vom Äquator aus startet.
Die Technik




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Autor: Dröppez

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