Model af SMART-1 (Grafik: ESA)
For at forbedre mulighederne for at udføre videnskabelige missioner til steder fjernt fra Jorden, er det nødvendigt at udvikle nye fremdriftsmetoder. ESA har planlagt en mission til Månen kaldet SMART-1 netop med henblik på at skabe bedre muligheder for fremtidige rumsonder til andre planeter. SMART-1 skal gå i bane om Månen, og den skal sendes op med en Ariane 5 sammen med en betalende satellit. Det vil sige, at SMART-1 må vente på opsendelseslejlighed. SMART-1 vejer omkring 350 kg og skal sendes fra bane om Jorden til en bane om Månen ved hjælp af en ionmotor.
SMART-1 blev opsendt den 27. september 2003 med en Ariane-5-raket, hvor hovednyttelasten var en satellit. Efter indsættelse i lav bane om Jorden begyndte rumsondens ion-motorer at hæve banen. Den 15. november 2004 kom den i bane om Månen. Her blev ion-motorerne brugt til at sænke banen. SMART-1 foretog en række målinger af forholdene på Månen og i rummet omkring Månen. SMART-1 blev kontrolleret knust imod Månens overfladen den 3. september 2006. Formålet med missionen var dels studie af Månen og dels at udvikle ion-motorer for ESA.
På ESAs hjemmeside kan du læse en populær fremstilling af SMART-1 og ionmotor-teknologien
Herunder følger en meget teknisk og teoretisk gennemgang af raket- og ionmotorer:
Lidt om raketmotorer
Den eneste praktisk anvendelige motor, der virker både i vakuum, i luft og ved meget store hastigheder, er en raketmotor. Derfor er det nødvendigt at anvende en raket, hvis man ønsker at sende noget ud i rummet. Den første betingelse for at kunne sende noget ud i rummet med en sådan raket er, at den kan løfte sin egen vægt. Dette vil sige, at raketten skal kunne yde en trykkraft, der er større end vægten af raket inklusiv brændstof og nyttelast.
Der findes en undtagelse fra denne regel, hvis raketten enten er forsynet med vinger, så den kan starte fra en vandret startbane, eller hvis raketten sendes afsted fra en flyvemaskine. Den første mulighed har aldrig været brugt til opsendelser i praksis; men der foreligger mange forslag på papiret til sådanne opsendelsessystemer. Den anden mulighed, at sende en satellit afsted med en raket fra et fly, blev første gang forsøgt så tidligt som 1958, og det lykkedes at opsende to små satellitter. Idag eksisterer der et komercielt opsendelsesystem, Pegasus, som siden 1990 har opsendt små satellitter fra fly. Både i størrelse og antal udgør disse opsendelser dog kun en ubetydelig del af alle opsendelser.
Tsiolkovskijs raketligning
Udover at skulle kunne løfte sig fra rampen, skal raketten kunne opnå en hastighed på 8 km/s, eller næsten 29.000 km/t svarende til 25 gange lydens hastighed ved jordoverfladen. Et mål for en rakets ydeevne i den retning er den ideelle sluthastighed. Det er den hastighed, som raketten ville opnå, når dens brændstof var opbrugt, og den var startet i hvile i tyngdefrit vakuum. Den ideelle sluthastighed kan let udregnes udfra rakettens masse M0 uden brændstof, rakettens masse fuld lasted med brændstof M og raketmotorens udstødningshastighed v. Den ideale sluthastighed U er da:
U = v ln (M/M0)
Denne ligning blev først udledt af Konstantin Tsiolkovskij og kaldes oftest bare for „raketligningen”. Det ville være naturligt at måle udstødningshastigheden i kilometer per sekund, men det gøres ikke mere. I stedet angives udstødningshastigheden i Isp, der står for specifik impuls. Man får udstødningshastigheden ved at gange den specifikke impuls Isp med tyngdeaccelerationen, som er 9,81 m/s². Isp måles i sekunder. For nogle almindeligt anvendte raketmotorer/brændstoffer er den specifikke impuls: (Tallene skal tages med et vist forbehold idet de varierer både med det omgivende tryk og motoreksemplar)
Isp [s] Brændstof Trykkraft [kN]
V-2 215 flydende ilt og alkohol 245
Saturn-5 (F-1) 260 flydende ilt og petroleum 6.680
Rumfærgen 455 flydende ilt og brint 2.090
Ariane 5 (vulkan) 430 flydende ilt og brint 1.150
Ariane 5 (øvre trin) 324 N2O4 og monometylhydrazin 29
Ariane 5 (boostere) 270 fast brændstof 5.400
Sammenholder man udstødningshastigheden for det centrale trin i Ariane 5 med dens totale startvægt på godt 169 tons med dens vægt uden nyttelast og brændstof på cirka 12 tons fås en ideal sluthastighed på cirka 11 km/s. Problemet er bare, at trykkraften kun er 1.150 kN svarende til 115 kp, dvs. motoren kan maksimalt løfte 115 tons fra rampen. Tømte man en del af brændstoffet af, ville den lige akkurat kunne komme i kredsløb med en beskeden nyttelast.
En sådan enkel raket, der kan opsende en satellit i lav bane om Jorden, har der været planer om helt tilbage til 1940’erne i USA. Idag er disse planer nær ved at blive realiseret i X-33-projektet. Her forsøges sådan en raket gjort genbrugelig. Et sådant system ville meget mere praktisk end de eksisterende opsendelsessystemer, men endnu er ingen satellit sat i kredsløb alene af en raket.
For at afhjælpe det faktum, at en enkelt raket ikke kan sende en satellit i kredsløb, benytter man sig af to forskellige muligheder, der begge er brugt ved Ariane 5. Den første er at sætte nogle ekstra raketter på ved starten. På Ariane 5 drejer det sig om 2 faststofraketter hver på mere end 240 tons, hvilket jo bringer startvægten betragteligt i vejret. Det betyder endvidere at en vellykket opsendelse kræver at alle 3 motorer fungerer. Den anden mulighed er, at raketten som nyttelast ikke medfører en satellit, men derimod en anden mindre raket, som så måske medbringer en satellit som nyttelast. Da langt over halvdelen af startvægten for en typisk raket er brændstof, betyder det at opsendelsen af selv relativt små nyttelaster kræver store raketter.
Den ideelle sluthastighed for en raket med en anden raket som nyttelast, er summen af de ideelle sluthastigheder for de to raketter. Det er en vigtig regel, når man skal opgøre kravene for at kunne sende en sonde forskellige steder hen i rummet. Det er allerede nævnt, at der kræves en ideel sluthastighed på 8 km/s for at sende en satellit i lav bane om Jorden. Derudover kræves der, at motorene kan løfte systemet fra Jorden. Til gengæld kan brændstoffet påfyldes umiddelbart før opsendelsen, hvad der er af afgørende betydning ved brug af flydende ilt og flydende brint. Flydende ilt og/eller flydende brint kræver en kraftig nedkøling, og af vægthensyn kan raketterne ikke være udstyret med køleanlæg, så brændstoffet i tankene står lige så stille og fordamper fra tankene. Udsættes opsendelsen for længe, er der ikke nok brændstof på tankene. Skal brændstoffet være klar til brug over længere tid, må man bruge enten faste brændstoffer eller brændstoffer, der er flydende ved stuetemperatur. Faststofmotorer kan ikke slukkes og tændes efter behov, så mange satellitter og sonder medbringer brændstoftanke med f.eks. N2O4 og monomethylhydrazin.
For at komme fri af Jordens tyngdefelt kræves en ideal sluthastighed på 11,2 km/s – starter man fra en lav bane omkring Jorden kræves der blot en ideal sluthastighed på 3,3 km/s. For at komme fra en satellitbane til en anden (cirkulær) satellitbane eller til at komme fra en (næsten cirkulær) planetbane til en anden (næsten cirkulær) planetbane bruges de såkaldte Hohmann-baner. En Hohmann-bane er en ellipseformet bane, der tangerer både den bane, som man vil fra og den bane, man vil til. Således kræves der, for at sende en sonde mod Mars, først 11,2 km/s for at komme fri af Jordens tyngdefelt, derefter 2,9 km/s for at komme i overføringsbane imod Mars. Hvis ellers opsendelsen sker på det rigtige tidspunkt, ankommer sonden 8-9 måneder senere til Mars. Ialt skal der altså mindst en ideal sluthastighed på 14,1 km/s for blot at sende en sonde forbi Mars. Skal den gå i kredsløb om Mars eller lande på Mars, kræves der yderligere. På en mission som Mars Pathfinder, hvor en lille bil vejende nogle få kilogram blev landsat på Marsoverfladen, var det alligevel nødvendigt med en startvægt fra rampen på Jorden på flere hundrede tons.
Der er dog en forskel på de krav, der stilles ved opsendelsen fra jordoverfladen, og ved yderligere accelerationer ude i rummet. Opsendelsen fra jordoverfladen kræver en enorm acceleration i nogle få minutter og så befinder man sig faktisk i kredsløb om Jorden. Ved en opsendelse med Ariane 5 går der kun cirka en halv time fra raketten forlader rampen og til satellitten befinder sig i overføringsbanen til den geostationære bane. En sonde der skal til Månen, Mars eller et andet himmellegeme behøver nok den samme acceleration for at komme i lav bane om Jorden; men herefter kan accelerationen godt foregå i et meget langsommere tempo. Dette åbner nogle andre teknologiske muligheder.
Ionmotoren
En raketmotor, som dem der sidder i en Ariane 5, er eksempler på varmekraftmaskiner. Fra termodynamikken kendes forudsætningerne for en varmekraftmaskine, der omdanner varmeforskelle til mekanisk energi. Til dette kræves et varmt reservoir og et koldt reservoir. Man får så mekanisk energi ved at overføre varme fra det varme til det kolde reservoir. I en raketmotor udgør forbrændingskammeret det varme reservoir, det omgivende rum er det kolde reservoir. I en raketmotor er forbrændingsprodukterne både kølemiddel og dét som den mekaniske energi overføres til. Dette giver et meget simpelt og let design af motoren; men gør den i de fleste sammenhænge meget upraktisk. Det er da også således, at skønt raketmotoren blev opfundet århundreder før de fleste andre, har den ikke fået så mange anvendelser. Hvis man ombord på et rumfartøj havde en anden form for energikilde, f.eks. atomkraft, kunne man bruge det tomme rum som koldt reservoir og medbringe noget andet “brændstof”, som så kunne blive sendt afsted med udstødningshastigheder, der kunne blive lige så store som man ønskede. Nu er atomkraft nok ikke lige populært hos alle at skulle medbringe på rumsonder, og sædvanlige brændstoffer har så lavt et energiindhold, at “energien” ville veje mere end det brændstof, de skulle afløse; men termodynamikkens love gælder også for sollys. Derfor er der udviklet forskellige typer af motorer, der baserer sig på energien fra solpaneler og et medbragt brændstof. Ionmotorene er blot en af dem.
Ideen til ionmotorer kan føres helt tilbage til før opsendelsen af Sputnik 1, og de praktiske forsøg daterer sig også tidligt. Således blev en ionmotor testet allerede i 1965 i rummet. Det er dog aldrig blevet til den store udbredelse. Et par forsøg dog på vej ombord på planlagte ESA-missioner. Men først lidt om den nyere udvikling indenfor motorene.
Et eksempel på en ionmotor er RIT-10, som skal sendes op med Artemis-missionen som en ud af flere fremdriftssystemer på den satellit. Den er desuden en af mulighederne ved den kommende SMART-1-mission. RIT-10 baserer sig på den inaktive gasart xenon som brændstof. Den bruger et spændingsfelt på omkring 1,5 kV, har et tryk på 20 mN og en specifik impuls på 3.000 s, svarende til en udstødningshastighed på 29 km/s. På Artemis-missionen skal også være en anden tilsvarende UK-10 som backup.
På Artemis-missionen bliver de to ionmotorer brugt til at holde satellitten på plads i nord-syd-retningen. Artemis medfører også et andet mere traditionelt fremdriftsystem. Artemis er en kommunikationssatellit. På SMART-1 skal ionmotorerne være sondens primære fremdriftsystem. SMART-1 skal samtidig være indledningen til et program fra ESAs side, der skulle modsvare NASAs “better, cheaper, faster”-program.
Et regneeksempel kan afsløre, hvor virkningsfuld ionmotorer vil være i forhold til almindelige raketmotorer. I ESAs HORIZON 2000 Plus indgår planer om at sende en sonde i kredsløb om planeten Merkur. Man kan da prøve at regne ud, hvor meget brændstof det vil kræve at sætte en sonde med en nyttelast på f.eks. 50 kg i kredsløb om Merkur. Det afgørende er her den nødvendige ideale sluthastighed. Først skal sonden i bane om Jorden, hvortil kræves 8 kilometer i sekundet. Dernæst skal den fri af Jordens tyngdefelt, som betyder yderligere 3,2 km/s. Dernæst skal den ind i en overføringsbane, der kan bringe den til Merkur, hvilket kræver yderligere 7,2 km/s. Ved ankomsten til Merkur har sonden en hastighed på 6,7 km/s. Løsrivelseshastigheden for Merkur er 4,3 km/s og Merkur har ingen atmosfære, så sonden skal bremse minimum 2,4 km/s – i praksis mere. Det giver en ideal sluthastighed ialt på godt 21 km/s. De første 8 km/s hentes fra et af de eksisterende opsendelsessystemer. Tilbage bliver så 13 km/s, som typisk vil skulle bruge et af de brændstoffer, der kan lagres og som giver godt 300 s i specifik impuls. En 50 kg sonde skulle så minimum medføre 4 tons brændstof – forudsat at vægtene af såvel motorer som tanke til brændstof var indeholdt i de 50 kg. Med en ionmotor svarende til dem i SMART-1 ville det kræve 28 kg brændstof, hvor motor og tanke er indeholdt i de 50 kg. Eksemplet demonstrerer tydeligt fordelen ved ionmotorerne. I praksis må det dog tilføjes, at der kendes en anden meget effektiv måde at spare brændstof på – nemlig at flyve tæt forbi en planet og derved få acceleret sonden. Men disse gravity assist-manøvrer kan dels kun bruges i nogle dele af missionen, og dels lægger de andre begrænsninger på missionen.
ESA er dog ikke ene om udviklingen af ionmotorer, der foregår tilsvarende udvikling udenfor Europa blandt andet i USA.