Massenverhältnis von solarelektrischer zu radioisotopischer thermoelektrischer Energie für den Antrieb; darüber hinaus wie viele AU gewinnen RTGs?

Solarelektrische Antriebe wurden bereits mehrfach bei Deep-Space-Missionen eingesetzt. Diese Frage untersucht die Skalierbarkeit im Vergleich zur thermoelektrischen Erzeugung von Radioisotopen oder anderen nuklearbasierten Quellen.

Primärteil

Stellen Sie sich eine Weltraummission vor, bei der Kleinsat in mehreren Entfernungen von der Sonne in kreisförmigen Umlaufbahnen platziert werden müssen. Jeder benötigt 1 kW elektrische Leistung (das Wärmemanagement für die kältesten Umlaufbahnen erfolgt mit separaten Radioisotopen-Heizeinheiten ).

Gewinnt Solarstrom RTGs immer an Masse? Unterhalb von 1 AE ist es fast sicher, dass solarelektrische Energie gewinnt, aber in welcher Entfernung von der Sonne wäre der Kreuzungspunkt, wo, grob gesagt, die beiden Arten von Energiesystemen ähnliche Massen hätten?

Angemessene Extrapolation und Schätzung sind in Ordnung, wir brauchen keine Designprüfung. Ich frage mich nur, ob diese Punkte im Asteroidengürtel oder in der Oortschen Wolke liegen.

Sekundärteil (optional).

Wenn der Leistungsbedarf viel niedriger wäre, sagen wir 1 W oder 10 W, wäre der Übergangspunkt ungefähr gleich? Oder verhält sich die Skalierung der Masse mit der Ausgangsleistung bei beiden sehr unterschiedlich?

Nur zur Info: Juno musste 2,5 Jahre lang Winterschlaf halten , weil es in der Nähe des Aphels nicht genug Sonnenlicht gab und die wirklich tiefen Weltraumsonden alle RTGs verwendeten.

Vergessen Sie auch nicht die tatsächlichen Kernreaktoren.
@ikrase habe ich nicht, sie fallen unter "... oder andere nukleare Quellen". im ersten Satz.
@RussellBorogove das ist Teil der Frage, ja. Die Masse eines Stromerzeugungssystems fällt möglicherweise nicht linear, wenn die Ausgangsleistung sinkt (z. B. ein 1-W-RTG hat möglicherweise nicht 0,001 der Masse eines 1-kW-RTG), und einer fällt möglicherweise langsamer als der andere. Es muss nicht genau 1 W sein, es könnten 10 W sein, wenn mehr Daten verfügbar sind. Dies könnte ein schwieriger Teil der Frage sein, der zu beantworten ist.
@RussellBorogove Ich habe zu "zwei Arten von Stromversorgungssystemen" gewechselt . Eine ideale Antwort würde den Übergangspunkt für eine Nennleistung von 1 W und eine Nennleistung von 1 kW identifizieren. Wenn man davon ausgeht, dass für beide Systemtypen die Masse in gleicher Weise mit der Nennleistung skaliert (wie diese Antwort ), dann hätten die beiden Nennleistungen eine Überkreuzung im gleichen Abstand von der Sonne.
@RussellBorogove Ich schätze das Coaching! Ich habe die Frage sorgfältig überarbeitet, wobei berücksichtigt wurde, dass bereits eine Antwort gepostet wurde. Wie sieht es aus?
Ja, das ist viel klarer.

Antworten (1)

Mit aktueller Technik: 4.3AU .

Aus Wikipedia geht hervor, dass das leistungsstärkste flugerprobte RTG eine Leistungsdichte von 5,4 W/kg hatte. Von der NASA hat die aktuelle (Stand 2017) Solartechnologie eine Leistungsdichte von 100 W/kg.

Die Leistung einer Solarzelle nimmt mit dem Quadrat des Abstandes von der Sonne ab. Nehmen wir also an, wir haben 1 kW bei 1 AE. Die Masse dieser Zelle wäre:

M Ö = 1000 W 100 W / k G = 10 k G

Die Masse, wenn wir uns von der Sonne entfernen, ist M R e Q = M Ö D 2 , Wo D ist die Entfernung von der Sonne in AU.

Die Leistung des RTG ist konstant und Sie benötigen eine Masse von 185 kg, um 1 kW zu erhalten.

Wenn Sie dies einzeichnen und den Schnittpunkt finden, erhalten Sie 4,3 AE.

Aus dem NASA-Bericht:

Solaranordnungen: Die derzeit verwendeten Arten von Solaranordnungen sind: a) am Körper befestigte Anordnungen, b) entfaltbare starre Anordnungen und c) flexible ausfaltbare Anordnungen. In den letzten 25 Jahren hat sich die spezifische Leistung von Solaranlagen von 30 W/kg auf 100 W/kg verbessert. In den letzten zehn Jahren haben diese Fortschritte mehrere Orbital- und Oberflächenmissionen auf dem Mars sowie Vorbeiflug- und Orbitalmissionen zu kleinen Körpern und inneren Planeten ermöglicht.

Einschränkungen: Trotz dieser Fortschritte sind SOP-Solarstromsysteme für die folgenden zukünftigen Planetenmissionskonzepte nicht attraktiv:

  1. Äußere Planetenmissionen jenseits des Saturn aufgrund begrenzter Leistungsfähigkeit bei geringer Sonneneinstrahlung und Umgebungen mit niedrigen Temperaturen;
  2. Luft- und Oberflächenmissionen auf der Venus in geringer Höhe aufgrund ihrer begrenzten Einsatzmöglichkeiten bei hohen Temperaturen, hoher/niedriger Sonneneinstrahlung und korrosiven Umgebungen;
  3. Solarbetriebene Langzeitmissionen auf der Marsoberfläche aufgrund von Staubansammlungen auf Solaranlagen;
  4. Hochleistungs-Missionen mit solarelektrischem Antrieb zu kleinen Körpern und äußeren Planeten, da solche Solaranlagen schwer und sperrig wären und in LILT-Umgebungen nicht funktionieren könnten.
Danke für die schnelle und schlüssige Antwort! Ich habe ein paar Informationen aus der Quelle hinzugefügt, falls der NASA-Link unterbrochen wird, was von Zeit zu Zeit passiert, wenn sie Dinge verschieben.
Sowohl Solaranlagen als auch RTGs verschlechtern sich im Laufe der Zeit erheblich; Es wäre interessant zu sehen, wie sich die Break-Even-Distanz im Laufe der Zeit verändert.
Massenverhältnis von solarelektrischer zu radioisotopischer thermoelektrischer Energie für den Antrieb; darüber hinaus wie viele AU gewinnen RTGs?
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