Quelle: ESA.

„Dieses Fragmentierungsereignis erzeugte eine Trümmerwolke, die Raumfahrtexperten die seltene Gelegenheit bietet, ihr Verständnis dieser wichtigen Prozesse zu überprüfen“, erklärt Tim Flohrer, Experte für die Beobachtung und Katalogisierung von Weltraumobjekten bei der ESA.

Hauptgrund für Weltraumtrümmer: Fragmentierungsereignisse
Solche Fragmentierungsereignisse, die entweder durch Explosionen oder Kollisionen verursacht werden, sind die Hauptursache für Weltraumtrümmer, die wenige Millimeter oder mehrere zehn Zentimeter groß sein können. Der mit hoher Geschwindigkeit durch das All rasende Technologieschrott stellt eine Bedrohung für die Weltrauminfrastruktur dar, wie z.B. für Satelliten, die Wetter- und Navigationsdienste anbieten und sogar für Astronauten auf der ISS.

Deimos Sky Survey in Spanien zeichnete ein Video auf, das einen Strom von neu entstandenen Trümmerobjekten zeigt, die über den Himmel rasen.

Im Video ist zudem eine Reihe kleiner punktförmiger Fragmente zu sehen, die horizontal über das Bild laufen. Während das Observatorium den Trümmerobjekten folgt, sind die Sterne im Hintergrund als weiße Streifen zu sehen.

Aus der Oberstufe einer im September 2009 gestarteten Rakete ist ein Überrest als größter und hellster Punkt in der Mitte von etwa 40-60 kleineren Stücken, die größer als 30 cm sind, deutlich zu erkennen.

Ursprünglich handelt es sich bei diesem großen, fast zylindrischen Objekt um eine Atlas V Centaur Oberstufe mit einer Länge von etwa 12,5 Metern und einem Durchmesser von drei Metern bei einem Gewicht von mehr als zwei Tonnen.

Die nach internationalem Code als Objekt 2009-047B bekannte ausgediente Raketenstufe befand sich seit knapp einem Jahrzehnt in einer exzentrischen Umlaufbahn um unseren Planeten. Die Stufe war an ihrem entferntesten Punkt bis zu 34.700 km und am nächsten Punkt nur 6.675 km von der Erde entfernt.

Aus noch unbekannten Gründen zerfiel der Raketenkörper irgendwann zwischen dem 23. und 25. März 2019 zu Trümmern.

Internationale Bemühungen
Während einer Sitzung der Internationalen Akademie der Astronautik (IAA) am 26. März traf sich das Space Debris Team der ESA mit Kollegen aus Russland, von denen die internationale Gemeinschaft über die am Himmel entdeckten Fragmente informiert wurden.

Nur wenige Stunden später leitete das Observatorium Zimmerwald in der Schweiz die sofortige Beobachtung der Trümmerwolke in die Wege und erhielt bis zum 26. März 2019 erste Aufnahmen.

Das 80cm-Teleskops ZimMAIN folgte der Schrottwolke. Zu sehen sind mehrere kleine Punkte, die jeweils ein Fragment von mehr als zehn Zentimetern Größe darstellen, wobei auch hier die Sterne im Hintergrund als lange Streifen erscheinen.

Wenig später erfolgte die Deimos Sky Survey mit Beobachtungen des Ereignisses vom 26. bis 28. März (Leitanimation in diesem Artikel) mit dem optischen Sensor „Antsy“ in Spanien, der zur Verfolgung von Objekten im erdnahen Orbit verwendet wird.

Während das Observatorium Zimmerwald die Wolke weiterhin in enger Zusammenarbeit mit russischen und ESA-Experten beobachtet, beteiligte sich das 1-Meter-Teleskop der ESA an der Optischen Bodenstation im spanischen Teneriffa ebenfalls an der Beobachtungskampagne und entdeckte eine große Anzahl von Fragmenten mit einer Größe von nur 10-20 cm.

Chaos gestalten
Die ESA beobachtet solche Ereignisse und hält die internationale Gemeinschaft durch ihre öffentliche Datenbank auf dem Laufenden. So können Forscher Muster finden und Abhilfestrategien für Raumfahrzeuge in den unterschiedlichsten Formen, Größen und Bahnen entwickeln. Die Datenbank ermöglicht Betreibern von Satelliten und Raumfahrzeugen, das sich ändernde Risiko für ihre Missionen durch spezifische Fragmentierungsereignisse zu bestimmen.

Sobald solche Ereignisse erkannt und beobachtet wurden, werden sie in „Weltraummüllmodelle“ aufgenommen. Dies ermöglicht den Teams, die Fragmentierung von realen Trümmern mit Prognosen zu vergleichen – eine seltene, aber wichtige Gelegenheit, um Modelle zu validieren oder bei Bedarf anzupassen.

Modelle über die Umgebung von Weltraummüll ermöglichen der ESA, Raumfahrzeuge zu entwerfen, die dem Aufprall kleinerer Objekte standhalten und Systeme zu entwickeln, um Kollisionen zu vermeiden. Ausgehend von diesen Modellen kann nicht nur die gegenwärtige, sondern auch die künftige Weltraummüllumgebung prognostiziert werden. Dies ist entscheidend für die Entwicklung effizienter Richtlinien zur Reduzierung von Weltraummüll.

Die internationale Zusammenarbeit ist für den Austausch von Daten und Modellen unerlässlich und erfolgt über das Inter-Agency Space Debris Coordination Committee, ein Forum, in dem alle wichtigen europäischen und internationalen Weltraumorganisationen vertreten sind.

„Dieses Beispiel zeigt, dass die internationale Zusammenarbeit unerlässlich ist, wenn wir schnell auf Trümmerereignisse reagieren wollen“, erklärt Holger Krag, Leiter des Space Safety Office der ESA.

„Vorfälle wie diese sind selten, daher bieten derart umfangreiche Beobachtungen und Daten aus der ganzen Welt eine einzigartige Gelegenheit, die von Menschen geschaffene Weltraumumgebung, in der unsere ausgedienten Satelliten kreisen, besser zu verstehen.“

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• Weltraummüll
• PAN alias Nemesis 1 (USA 207) auf Atlas V 401 AV-018 vom LC-41 CC

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Ein Beitrag von Axel Nantes. Quelle: Lockheed Martin, Northrop Grumman, ULA, USAF.

Für die ULA war es die achte im Jahr 2018 abgewickelte Mission einer von diesem Anbieterkonsortium betriebenen Trägerrakete. Seit Gründung der ULA im Dezember 2006 hat das Konsortium damit nach eigenen Angaben 131 erfolgreiche Trägerstarts abgewickelt. Zum 50. Mal transportierte eine Rakete der ULA ein Raumfahrzeug für die USAF.

Insgesamt flog eine Rakete des Typs Atlas V zum 79. Mal. In der Konfiguration 551 flog die Rakete zum 9. Mal. Eine Centatur-Oberstufe kam zum 250. Mal zum Einsatz.

AEHF 4 mit einer Startmasse von rund 6.200 Kilogramm wurde von einer Atlas V in 551-Konfiguration – ihrer aktuell stärksten Variante – transportiert. Das bedeutet, dass auf der Zentralstufe mit dem Kerosin mit flüssigem Sauerstoff verbrennenden RD-180-Triebwerk von RD-AMROSS eine Centaur-Oberstufe mit einem Triebwerk aufgesetzt war, seitlich an der Zentralstufe fünf AJ60-Feststoffbooster von Aerojet angebracht waren und die von der RUAG aus der Schweiz beigesteuerte Nutzlastverkleidung 5 Meter Durchmesser hatte.

Das Haupttriebwerk der Zentralstufe der Atlas V mit der Seriennummer AV-073 zündete rund 2,7 Sekunden vor dem Abheben von der Startanlage 41 (Space Launch Complex 41, SLC-41) auf Cape Canaveral im US-amerikanischen Bundesstaat Florida.

Das tatsächliche Abheben erfolgte dann um 4:15 Uhr UTC (6:15 Uhr MESZ) am 17. Oktober 2018 (12:15 Uhr EDT) unmittelbar mit der Zündung der fünf seitlich an der Zentralstufe angebrachten Feststoffbooster. Das zwei Stunden lange Startfenster hatte sich zu diesem Zeitpunkt gerade geöffnet.

Etwa 3,9 Sekunden nach dem Abheben begann die Rakete, ihre Flugbahn in die erforderliche Richtung zu neigen. Rund 35 Sekunden nach dem Abheben passierte die Rakete die sogenannte Schallmauer, rund 48,4 Sekunden nach dem Abheben dann den Bahnpunkt mit der höchsten dynamischen Druckbelastung (Max-Q).

Rund 90 Sekunden nach Beginn des Fluges waren die Feststoffbooster ausgebrannt. Sie wurden aus Sicherheitsgründen noch einige Sekunden mitgeführt und dann in zwei Chargen rund eine Minute und 50 Sekunden nach dem Abheben abgeworfen.

Die Nutzlastverkleidung, die den Satelliten und die Centaur-Oberstufe an der Raketenspitze beim Flug durch die dichten Schichten der Atmosphäre schützte, wurde anschließend nach etwa dreieinhalb Minuten Flugzeit abgetrennt.

Der BECO für Booster Engine Cutoff genannte Brennschluss der Zentralstufe erfolgte rund vier Minuten und 27 Sekunden nach dem Abheben. Weitere fünf Sekunden später wurde die Zentralstufe abgetrennt.

Eine erste Brennphase des RL10C-1-Triebwerks von Pratt & Whitney Rocketdyne am Heck der Centaur-Oberstufe sorgte anschließend für das Erreichen einer Parkbahn (176 x 485 km, Inklination 28,1 Grad). Die Brennphase dauerte rund sieben Minuten und acht Sekunden.

Es folgte eine circa zehneinhalb Minuten lange Freiflugphase, an deren Ende die zweite Centaur-Brennphase begann. Letztere dauerte rund sechs Minuten und stellte den Einschuss in einen Geosynchronen Transferorbit (GTO) sicher.

Das Perigäum, also der niedrigste Bahnpunkt, des GTOs wurde nach einer zweiten Freiflugphase von rund drei Stunden durch eine weitere Brennphase angehoben. Diese dauerte etwa vergleichsweise kurze zwei Minuten, und besorgte außerdem auch eine Reduktion der Neigung der Bahn gegen den Erdäquator.

Rund drei Stunden und 33 Minuten nach dem Abheben sowie zwei Minuten und 49 Sekunden nach der dritten Centaur-Brennphase war es dann soweit: AEHF 4 wurde erfolgreich auf einer Erdumlaufbahn ausgesetzt.

Die vorgesehene Übergangsbahn – laut ULA ein optimized, high-energy geosynchronous transfer orbit – war eine mit einem der Erde nächsten Bahnpunkt, einem Perigäum von rund 8.915 Kilometern über der Erde, und einem Apogäum, dem erdfernsten Bahnpunkt, von rund 35.303 Kilometern über der Erde sowie einer Neigung gegen den Erdäquator von circa 12,8 Grad.

Aus dieser Bahn heraus besorgt AEHF 4 den Flug zu einer Position im Geostationären Orbit (GEO) aus eigener Kraft. Zu diesem Zweck wurde er mit einem 500 Newton starken Zweistofftriebwerk des Typs BT-4 von IHI aus Japan ausgerüstet, das Monomethylhydrazin (MMH) als Treibstoff und eine Mischung von Stickstoffoxiden (MON-3, Stickstofftetroxid mit 3% Stickstoffmonooxid) als Oxidator benutzt. Außerdem befinden sich vier elektrische Triebwerke, sogenannte hall current thrusters (HCTs) vom Typ XR-5 alias BPT-4000 von Aerojet an Bord, die für Bahnanhebung und Bahnerhalt eingesetzt werden können.

Eine Arbeitsgruppe unter Leitung des Satellitenherstellers war bereits in der Lage, Kontakt zu dem neuen Erdtrabanten aufzunehmen. Nach Angaben seines Herstellers durchläuft das Raumfahrzeug nun eine Testphase, bevor es an die USAF übergeben wird.

Hersteller von AEHF 4 und Hauptauftragnehmer ist der US-amerikanische Luft- und Raumfahrtkonzern Lockheed Martin aus Sunnyvale in Kalifornien. Das sogenannte MILSATCOM Systems Directorate des Weltraum- und Raketenzentrums der US-Luftwaffe leitet das AEHF-Programm. Das Weltraumkommando der USAF kümmert sich um den Betrieb der AEHF-Satelliten.

AEHF 4 wurde auf Basis des Busses A2100 gebaut. Seine Auslegungsbetriebsdauer beträgt 14 Jahre. Die Kommunikationsnutzlast des dreiachsstabilisierten Satelliten steuerte Northrop Grumman bei. Die Kommunikationsnutzlast von AEHF 4 hat eine größere Kapazität als alle Kommunikationssatellien der vorausgegangenen Milstar-Konstellation zusammen, und bietet trotzdem Kompatibilität zum Milstar-System. Außerdem wird auch sie wie die von AHEF 1 bis 3 eingesetzt werden, um neben militärischen Nutzern aus den USA auch solche aus Großbritannien, den Niederlanden und aus Kanada zu bedienen.

AEHF steht für Advanced Extremely High Frequency und bedeutet so viel wie erweitere besonders hohe Frequenz. Dementsprechend funkt die Kommunikationsnutzlast von AEHF 4 in Bereichen um 20 GHz (Downlinks) und 44 GHz (Uplinks). Besondere Eigenschaften der Nutzlast sind eine ausgesprochene Unanfälligkeit gegen Störversuche und ihre Möglichkeit, kleine, scharf abgegrenzte Ausleuchtzonen zu bedienen. Dabei sind Datenraten in einem weiten Bereich zwischen 75 bps (Bit pro Sekunde) und ~ 8 Mbps (Megabit pro Sekunde) möglich. Untereinander können AEHF-Satelliten mit einer Bandbreite von bis zu 60 Mbps kommunizieren.

In Kampfgebieten werden über das AEHF-System zum Beispiel Echtzeitvideobilder, Karten und Zieldaten zur Verfügung gestellt, berichtete Lockheed Martin vor dem Start von AEHF 4 anlässlich des Einschlusses des neuen Satelliten in der Nutzlastverkleidung am 26. September 2018. Von Lockheed Martins Werk in Sunnyvale in Kalifornien war AEHF 4 am 27. Juli 2018 nach Florida geliefert worden. Der Großteil des Transports erfolgte in einem Frachtflugzeug vom Typ C-5 Galaxy der US-Luftwaffe. Anschließend wurde er in den Reinräumen von Astrotech in Titusville in Florida auf den Start vorbereitet.

Ursprünglich hätte der Start von AEHF 4 im Jahr 2017 erfolgen sollen. Als Starttermin war einmal der 17. Oktober 2017 festgelegt worden. Bei Tests des Satellit war im Januar 2017 allerdings ein Problem mit einem elektronischen Regler im Stromversorgungssystem des Satelliten entdeckt worden. Zusätzlich Tests im April 2017 hatten das Problem bestätigt. Weil das Problem zu Einschränkungen der Mission des Satelliten hätte führen können, wurden Modifikationen an der Hardware angeordnet.

AEHF 4 ist katalogisiert als COSPAR-Objekt 2018-079A.

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• AEHF 4 auf Atlas V 551

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Ein Beitrag von Axel Nantes. Quelle: Boeing, NASA, ULA, USAF.

TDRS-Raumfahrzeuge spielen in vielen internationalen und US-amerikanischen Raumfahrtprogrammen eine maßgebliche Rolle. Sie sind beispielsweise in der Lage, von Raketen im Flug gesendete Telemetriedaten zu geeigneten Bodenstationen weiterzuleiten und Kommunikationsverbindungen zwischen der Internationalen Raumstation (ISS) und der Erde zur Verfügung zu stellen.

Der am 18. August 2017 auf einer Rakete vom Typ Atlas V gestartete TDRS M ist der dritte und letzte einer mit TDRS K begonnenen und mit TDRS L fortgesetzten Baureihe. Das von Boeing in El Segundo im US-amerikanischen Bundesstaat Kalifornien für einen Preis von 289 Millionen US-Dollar gebaute Raumfahrzeug wurde beim 72. Flug einer Atlas-V-Rakete in den Weltraum transportiert.

Die Mission der von Lockheed Martin gebauten und der United Launch Alliance (ULA) vermarkteten Rakete begann um 12:29 Uhr UTC (14:29 Uhr MESZ) von der Rampe Nr. 41 der Luftwaffenbasis Cape Canaveral (Cape Canaveral Air Force Station, CCAFS) im US-Bundesstaat Florida. Angesetzt war der Start auf 12:03 Uhr UTC zu Beginn eines vierzig Minuten langen Startfensters, musste aber wegen einer Auffälligkeit beim Herunterkühlen des Triebwerks der Centaur-Oberstufe um einige Minuten verschoben werden.

TDRS M mit einer Startmasse von rund 3.454 Kilogramm wurde von einer Atlas V in 401-Konfiguration, die hier zum 37. Mal zum Einsatz kam, transportiert. Das bedeutet, dass auf der Zentralstufe mit dem Kerosin mit flüssigem Sauerstoff verbrennenden RD-180-Triebwerk von RD-AMROSS eine Centaur-Oberstufe mit einem Triebwerk aufgesetzt war, seitlich an der Zentralstufe keine Feststoffbooster angebracht waren und die Nutzlastverkleidung 4 Meter Durchmesser hatte.

Das Haupttriebwerk der Zentralstufe der Atlas V mit der Seriennummer AV-074 zündete rund 2,7 Sekunden vor dem Abheben von der Startanlage. Etwa 19 Sekunden nach dem Abheben begann die Rakete, ihre Flugbahn in die erforderliche Richtung zu neigen. Rund 92 Sekunden nach dem Abheben passierte die Rakete den Bahnpunkt mit der höchsten dynamischen Druckbelastung (Max-Q).

Der BECO für Booster Engine Cutoff genannte Brennschluss der Zentralstufe erfolgte rund vier Minuten und 2 Sekunden nach dem Abheben. Wenige Sekunden später wurde die Zentralstufe abgetrennt. Vier Minuten und 18 Sekunden nach dem Abheben begann die erste Brennphase des RL10C-1-Triebwerks von Pratt & Whitney Rocketdyne am Heck der Centaur-Oberstufe. Acht Sekunden später wurde die Nutzlastverkleidung abgeworfen, die den Satelliten an der Raketenspitze beim Flug durch die dichten Schichten der Atmosphäre geschützt hatte.

Nach der etwas über 13,5 Minuten dauernden ersten Brennphase der Centaur war eine elliptische Parkbahn erreicht. Deren der Erde nächster Bahnpunkt lag bei rund 193 Kilometern über der Erde, ihr erdfernster Bahnpunkt bei rund 25.680 Kilometern über der Erde. Die Neigung dieser Bahn gegen den Erdäquator betrug rund 27 Grad.

Rund 90 Minuten befanden sich Centaur und Nutzlast in einer Freiflugphase, bevor die Centaur wieder ihr Haupttriebwerk startete. Letzteres geschah rund eine Stunde und 48 Minuten nach dem Abheben. Die Brennphase dauerte rund 56 Sekunden und bewirkte die Ausbildung einer 4.644 x 35.790 Kilometer-Bahn, die 26,23 Grad gegen den Äquator geneigt war. Die angestrebten Sollwerte waren 4.640 x 35.788 Kilometer bei 26.2 Grad. Rund eine Stunde und 54 Minuten nach dem Abheben war es dann soweit: TDRS M wurde erfolgreich auf einer Erdumlaufbahn ausgesetzt.

Aus der erreichten Bahn heraus besorgt TDRS M den Flug zu einer Position im Geostationären Orbit (GEO) innerhalb von 18 Tagen nach dem Start aus eigener Kraft. Zu diesem Zweck wurde er mit einem 490 Newton starken Zweistofftriebwerk des Typs R-4D-11-300 von Aerojet Rocketdyne ausgerüstet, das Monomethylhydrazin (MMH) als Treibstoff und Stickstofftetroxid (NTO / N₂O₄) als Oxidator benutzt.

Nach Abschluss einer umfangreichen Test- und Inbetriebnahmephase, die rund fünf Monate dauern soll, will die NASA TDRS M als TDRS 13 in das aktuelle TDRS-Betriebsnetz integrieren. Mindestens 15 Jahre soll sich das auf Boeings Satellitenbus BSS-601HP basierende Raumfahrzeug dann bestimmungsgemäß verwenden lassen.

Mit Strom werden die Kommunikationsnutzlast und die übrigen elektrischen Systeme von TDRS M von zwei Solarzellenauslegern versorgt, die je nach Beleuchtungssituation zwischen 2,8 und 3,3 Kilowatt elektrische Leistung bereitstellen. Zwei richtbare, in Startkonfiguration zusammengefaltete Antennen mit 4,6 Meter durchmessenden Gitternetzreflektoren von TDRS M können für Einzelverbindungen zu anderen Raumfahrzeugen im S, K_u– und K_a-Band mit hohen Datenraten verwendet werden. Gleichzeitige Verbindungen zu mehreren Raumfahrzeugen ermöglicht eine phasengesteuerte Gruppenantenne (Phased-Array-Antenne), die auf dem in Betriebsposition dem der Erde direkt zugewandten Deck des Satellitenkörpers montiert ist. Für Verbindungen mit Bodenstationen auf der Erde gibt es eine zusätzliche Antenne mit einem Reflektordurchmesser von 1,9 Metern.

TDRS M ist katalogisiert mit der NORAD-Nr. 42.915 und als COSPAR-Objekt 2017-047A. Die Centaur-Oberstufe der Trägerrakete ist katalogisiert mit der NORAD-Nr. 42.916 und als COSPAR-Objekt 2017-047B.

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• TDRS M (TDRS 13) auf Atlas V 401 AV-074 vom LC-41 CC
• TDRSS – Tracking and Data Relay Satellite System

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Erstellt von Thomas Weyrauch. Quelle: Boeing, GPS.gov, ULA, USAF.

Anvisiert war zuvor ein Start der 61. Atlas-V-Mission am 3. Februar 2016. Wegen elektrischen Verbindungen in der Rakete, die man noch einmal überprüfen wollte, entschied man sich für einen Aufschub.

Der Start der Rakete mit der Seriennummer AV-057 erfolgte dann am 5. Februar 2016 um 14:38 Uhr MEZ von der Rampe LC-41 der Cape Canaveral Air Force Station (CCAFS) in Florida zu Beginn eines 19 Minuten langen Startfensters. Vor Ort war es 8:38 Uhr morgens.

Die Atlas-V-Rakete der United Launch Alliance (ULA) flog (zum 31. Mal) in der 401-Konfiguration, die Nutzlast, der Navigationssatellit, war also unter einer Nutzlastverkleidung aus Kompositmaterial mit vier Metern Durchmesser untergebracht (4), es kamen keine Feststoffbooster zum Einsatz (0) und die Centaur-Oberstufe war mit einem Triebwerk ausgerüstet (1).

Rund 17 Sekunden nach dem Abheben neigte sich die Rakete aus vertikaler Lage in Richtung des zu erreichenden Orbits. Etwas über 78 Sekunden nach dem Start durchbrach das Projektil die Schallmauer. 92 Sekunden nach dem Start war die Flugphase mit der höchsten aerodynamischen Belastung überstanden und die erste Stufe setzte den Flug, angetrieben von einem RD AMROSS RD-180-Triebwerk russischer Herkunft, das hochreines Kerosin mit flüssigem Sauerstoff verbrennt, fort.

Die Stufentrennung zwischen erster und zweiter Stufe erfolgte rund vier Minuten und zehn Sekunden nach dem Abheben und die Centaur genannte zweite Stufe der Rakete zündete zu einer rund zwölfeinhalb Minuten langen ersten Brennphase.

Während dieser Brennphase wurde, nachdem eine ausreichende Flughöhe erreicht war, die Verkleidung abgeworfen, welche die Nutzlast beim Aufstieg durch die Atmosphäre schützt. Am Ende der Brennphase kurz nach der 17. Flugminute war eine elliptische Parkbahn erreicht.

Eine weitere Brennphase der zweiten Stufe begann knapp drei Stunden später. Das flüssigen Wasserstoff mit flüssigem Sauerstoff verbrennende RL10C-1-Triebwerk von Pratt & Whitney Rocketdyne aus den USA in der zweiten Stufe arbeitete dabei etwa eine Minute und 27 Sekunden. Nach der zweiten Brennphase war eine annähernd kreisförmige Bahn rund 20.440 Kilometer über der Erde mit einer Bahnneigung gegen den Erdäquator von 55 Grad erreicht.

Der GPS-Satellit mit einer Startmasse im Bereich von 1.630 kg und einer Lebenserwartung zwischen zwölf und fünfzehn Jahren wurde dann rund drei Stunden und 23 Minuten nach dem Start auf einer Bahn ausgesetzt, die im wesentlichen seinem Arbeitsorbit entspricht.

Auf Grund des direkten Bahneinschusses war es nicht erforderlich, einen Apogäumsmotor für das Raumfahrzeug vorzusehen, was sich in dessen vergleichsweise geringen Masse widerspiegelt (zum Vergleich: die Startmasse der Satelliten der Vorgängergeneration GPS 2R betrug 2.032 kg).

Für Bahnmanöver können insgesamt 16 kleine Hydrazin-Triebwerke eingesetzt werden, für die der auf dem Bus AS-4000 basierende Satellit rund 145 Kilogramm Treibstoff mitführt. Die 12 Triebwerke mit einem Nominalschub von einem amerikanischen Pfund und vier Triebwerke mit einem Nominalschub von fünf amerikanischen Pfund zersetzen das Hydarzin (N₂H₄) im Betrieb katalytisch.

GPS 2F-12 ist der zwölfte von Boeing gebaute in den Weltraum transportierte Navigationssatellit und zugleich der letzte aus der 2F-Serie. Wie seine Serienvorgänger aus der Fabrik in El Segundo im US-amerikanischen Bundesstaat Kalifornien besitzt er zwei Rubidium- und eine Cäsium-Uhr. Nach Angaben von Boeing ist die Genauigkeit der von GPS 2F-Staelliten ausgestrahlten Navigationssignale doppelt so hoch wie die der Vorgängergeneration GPS 2R.

Das L5-Signal kann der Zivilluftfahrt robustere Signale liefern und das Militär wird von M-Code genannten Signalen und an Störungsversuche anpassbarer Sendeleistung profitieren, glaubt der Hersteller des Satelliten. Ein weiterer Vorteil gegenüber älteren US-amerikanischen Navigationssatelliten soll auch die Möglichkeit des schnellen Änderns der auf den Rechnern an Bord des Satelliten laufenden Software sein.

In der Konstellation der GPS-Satelliten wird GPS 2F-12 als SVN70 / PRN04 künftig voraussichtlich die Position 1 in der Ebene F besetzen. (SVN steht für Space Vehicle Number – es handelt sich um eine fortlaufende Nummerierung, prn steht für pseudo-random noise – ein Signal, das neben weiteren Informationen eine spezifische Satellitennummer innerhalb der GPS-Konstellation enthält.).

Ist die Einsatzbereitschaft von GPS 2F-12 im All schließlich hergestellt, unterstützt er eine Ausbaustufe bei der neuerlichen Modernisierung von GPS mit der Ausstrahlung des zivilen L2C-Signals und verbesserten militärischen Navigationssignalen.

GPS 2F-12 wird voraussichtlich katalogisiert mit der NORAD-Nr. 41.328 und als COSPAR-Objekt 2016-007A. Der Satellit wird außerdem vermutlich auch unter der Tarnbezeichnung USA-266 gelistet werden.

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• GPS 2F-12 auf Atlas 5 401

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Autor: Axel Nantes. Quelle: GD, LM, ULA, USAF, USN.

Für die ULA war es die achte im Jahr 2015 abgewickelte Mission einer von diesem Anbieterkonsortium betriebenen Trägerrakete. Seit Gründung der ULA hat das Konsortium damit nach eigenen Angaben 99 erfolgreiche Trägerstarts abgewickelt.

Insgesamt flog eine Rakete des Typs Atlas V zum 56. Mal. Zum 2. Mal im Jahr 2015 transportierte eine solche Rakete ein MUOS-Raumfahrzeug.

MUOS 4 mit einer Startmasse im Bereich von annähernd 7,5 Tonnen wurde von einer Atlas V in 551-Konfiguration – ihrer aktuell stärksten Variante – transportiert. Das bedeutet, dass auf der Zentralstufe mit dem Kerosin mit flüssigem Sauerstoff verbrennenden RD-180-Triebwerk von RD-AMROSS eine Centaur-Oberstufe mit einem Triebwerk aufgesetzt war, seitlich an der Zentralstufe fünf AJ60-Feststoffbooster von Aerojet angebracht waren und die von der RUAG aus der Schweiz beigesteuerte Nutzlastverkleidung 5 Meter Durchmesser hatte.

Das Haupttriebwerk der Zentralstufe der Atlas V mit der Seriennummer AV-056 zündete rund 2,7 Sekunden vor dem Abheben von der Startanlage 41 (Space Launch Complex 41, SLC-41) auf Cape Canaveral im US-amerikanischen Bundesstaat Florida.

Das tatsächliche Abheben erfolgte dann um 12:18 Uhr MESZ am 2. September 2015 (6:18 Uhr EDT am 2. September 2015) unmittelbar mit der Zündung der fünf seitlich an der Zentralstufe angebrachten Feststoffbooster. Dabei war die Hälfte des 44 Minuten langen Startfensters (5:59 – 6:43 Uhr EDT) verstrichen.

Etwa 3,8 Sekunden nach dem Abheben begann die Rakete, ihre Flugbahn in die erforderliche Richtung zu neigen. Rund 51,2 Sekunden nach dem Abheben passierte die Rakete den Bahnpunkt mit der höchsten dynamischen Druckbelastung (Max-Q).

Rund 90 Sekunden nach Beginn des Fluges waren die Feststoffbooster ausgebrannt. Sie wurden aus Sicherheitsgründen noch einige Sekunden mitgeführt und dann in zwei Chargen rund 2 Minuten nach dem Abheben abgeworfen.

Die Nutzlastverkleidung, die den Satelliten und die Centaur-Oberstufe an der Raketenspitze beim Flug durch die dichten Schichten der Atmosphäre schützte, wurde anschließend nach etwa dreieinhalb Minuten Flugzeit abgetrennt.

Der BECO für Booster Engine Cutoff genannte Brennschluss der Zentralstufe erfolgte rund vier Minuten und 24 Sekunden nach dem Abheben. Weitere sechs Sekunden später wurde die Zentralstufe abgetrennt.

Eine erste Brennphase des RL10C-1-Triebwerks von Pratt & Whitney Rocketdyne am Heck der Centaur-Oberstufe sorgte anschließend für das Erreichen einer Parkbahn. Die Brennphase dauerte rund sieben Minuten und 44 Sekunden.

Es folgte eine circa acht Minuten und fünf Sekunden lange Freiflugphase, an deren Ende die zweite Centaur-Brennphase begann. Letztere dauerte rund fünf Minuten und 45 Sekunden und stellte den Einschuss in einen Geosynchronen Transferorbit (GTO) sicher.

Das Apogäum, also der höchste Bahnpunkt, des GTOs wurde nach einer zweiten Freiflugphase von rund zwei Stunden und 23 Minuten durch eine weitere Brennphase angehoben. Diese dauerte etwa vergleichsweise kurze 58 Sekunden.

Rund zwei Stunden und 56 Minuten nach dem Abheben sowie drei Minuten und 39 Sekunden nach der dritten Centaur-Brennphase war es dann soweit: MUOS 4 – Abmessungen in Startkonfiguration 6,70 x 3,66 x 1,83 Meter – wurde erfolgreich auf einer Erdumlaufbahn ausgesetzt.

Die vorgesehene Übergangsbahn war eine mit einem der Erde nächsten Bahnpunkt, einem Perigäum von rund 3.816 Kilometern über der Erde, und einem Apogäum, dem erdfernsten Bahnpunkt, von rund 35.768 Kilometern über der Erde sowie einer Neigung gegen den Erdäquator von circa 19,11 Grad.

Aus dieser Bahn heraus besorgt MUOS 4 den Flug zu einer Position im Geostationären Orbit (GEO) aus eigener Kraft. Zu diesem Zweck wurde er mit einem 500 Newton starken Zweistofftriebwerk des Typs BT-4 von IHI aus Japan ausgerüstet, das Monomethylhydrazin (MMH) als Treibstoff und eine Mischung von Stickstoffoxiden (MON-3, Stickstofftetroxid mit 3% Stickstoffmonooxid) als Oxidator benutzt.

Eine Arbeitsgruppe unter Leitung des Satellitenherstellers war vom Marine-Satellitenkontrollzentrum (Naval Satellite Operations Center, NAVSOC) auf der Marinebasis Ventura County, Point Mugu, Kalifornien aus bereits in der Lage, Kontakt zu dem neuen Erdtrabanten aufzunehmen. Nach Angaben seines Herstellers reagiert das Raumfahrzeug auf an es übertragene Kommandos.

MUOS 4, der ursprünglich als MUOS 5 den Weltraum hätte erreichen sollen, wurde vom US-amerikanischen Luft- und Raumfahrtkonzern Lockheed Martin aus Sunnyvale in Kalifornien auf Basis des Busses A2100 gebaut. Eine UHF-Baugruppe der Kommunikationsnutzlast steuerte Boeing aus El Segundo, Kalifornien, bei.

Boeings UHF-Baugruppe hat eine besondere Bedeutung hinsichtlich der Kompatibilität mit der Vorgänger-Satellitenkonstellation mit der Bezeichnung UFO bzw. UHF-F/O für Ultra High Frequency Follow-On. Nach Angaben der USN ähnelt sie an Bord von UFO 11, dem letzten Satelliten der UFO-Konstellation, eingesetzter Technik.

Die Harris Corporation aus Melbourne im US-Bundesstaat Florida lieferte die beiden entfaltbaren Antennen mit Gitternetz-Reflektoren. Die größere der Antennen besitzt im betriebsbereiten Zustand einen Durchmesser von rund 18,7 Metern.

Alternative Quellen nennen für den großen entfaltbaren Antennenreflektor, der für fortschrittliche MUOS Anwendungen gedacht ist, einen Durchmesser von 14 Metern, und für den kleineren entfaltbaren Antennenreflektor zur Nutzung mit UHF Terminals einen Durchmesser von 5,4 Metern.

Wegen fehlerhafter Lötverbindungen, die im Zuge von Tests mit dem MUOS-Raumfahrzeug Nr. 3 in einer Vakuumkammer an einer UHF-Antenne aufgefallen waren, wurde die Startreihenfolge der einzelnen Raumfahrzeuge der inklusive eines Reservesatelliten insgesamt fünf Satelliten umfassenden Serie verändert.

Das MUOS-Raumfahrzeug Nr. 3 (MUOS SV-3) wird nach derzeitigem Planungsstand voraussichtlich als MUOS 5 in den Weltraum transportiert werden können. Aktuell geht man bei der ULA von einem Start im Jahr 2016 aus.

MUOS steht für Mobile User Objective System und bezeichnet damit auch seine Funktion: Das Satellitennetzwerk ist insbesondere für Sprech- und Hochgeschwindigkeitsdatenverbindungen mobiler Benutzer (der US-Marine) gedacht.

Ist die Konstellation der MUOS-Raumfahrzeuge erst einmal vollständig und sind alle zugehörigen Bodenstationen betriebsbereit, wird die USN mit ihr im Vergleich zur derzeit noch zu nutzenden Konstellation nach aktuellen Angaben der US-Luftwaffe über die mehr als zehnfache Gesamtbandbreite verfügen.

General Dynamics, ein US-amerikanisches Unternehmen, das Aufgaben im Bereich des MUOS-Bodensegments zu erledigen hat, berichtete im Jahre 2013, die MUOS-Konstellation übertreffe die UFO-Konstellation in ihrer Gesamtkapazität um das sechszehnfache.

Sind alle vier im Geostationären Orbit vorgesehenen Regelbetriebspositionen besetzt, stehen nach Angaben von General Dynamics MUOS-Raumfahrzeuge bei 177 Grad West, 100 Grad West, 15,5 Grad West und 75 Grad Ost. Den Reservesatelliten will man bei 72 Grad Ost bereithalten. Die volle Einsatzfähigkeit des Systems wird derzeit für 2017 erwartet.

MUOS 4 ist katalogisiert mit der NORAD-Nr. 40.887 und als COSPAR-Objekt 2015-044A.

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• MUOS 4 auf Atlas V 551

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Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: Lockheed Martin, Raumfahrer.net, ULA, USAF.

Der 51. Start einer Atlas V insgesamt und dritte Atlas-V-Start von der VAFB im Jahr 2014 fand wetterbedingt einen Tag später als zuletzt geplant statt und wurde unter der Ägide der United Launch Alliance (ULA) durchgeführt. Für die ULA war es die neunte im Jahr 2014 abgewickelte Mission einer von diesem Anbieterkonsortium betriebenen Trägerrakete vom Typ Altas V.

NROL 35 mit einer ungenannten Startmasse wurde von einer Atlas V in 541-Konfiguration transportiert. Das bedeutet, dass auf der Zentralstufe mit dem Kerosin mit flüssigem Sauerstoff verbrennenden RD-180-Triebwerk von RD-AMROSS eine Centaur-Oberstufe mit einem Triebwerk aufgesetzt war, seitlich an der Zentralstufe vier Feststoffbooster von Aerojet angebracht waren und die von der RUAG beigesteuerte Nutzlastverkleidung 5 Meter Durchmesser hatte. In der Version 541 flog die Atlas V zuvor nur beim Transport von NROL 67 am 10. April 2014 und für den Rover Curiosity, der dabei am 26. November 2011 auf eine Flugbahn Richtung Mars gelangte; als 541 von der VAFB jetzt zum ersten Mal überhaupt.

Nach der Zündung am 13. Dezember 2014 trugen Feststoffbooster und Zentralstufe der Rakete mit der Seriennummer AV-051 Centaur und Nutzlast in die Höhe. Die Feststoffbooster waren nach rund eineinhalb Minuten bzw. 93 Sekunden Flugzeit ausgebrannt und wurden aus Gründen der Sicherheit am Boden verzögert, nämlich erst nach rund 2 Minuten bzw. 115 Sekunden Flug, von der Zentralstufe separiert. Drei Minuten und zwanzig Sekunden nach dem Abheben wurden die beiden Hälften der Nutzlastverkleidung, die während des Fluges durch die dichteren Atmosphärenschichten die Nutzlast zu schützen hatten, abgeworfen. Vermutlich rund eine Minute später war auch die Zentralstufe ausgebrannt und konnte abgetrennt werden.

Anschließend war es Aufgabe der Centaur, mit einer von offizieller Seite nicht bekannt gegebenen Anzahl von Brennphasen seines flüssigen Wasserstoff mit flüssigem Sauerstoff verbrennenden, erstmals eingesetzten RL10C-1-Triebwerks von Pratt & Whitney Rocketdyne die Nutzlast in den vorgesehenen Orbit zu bringen. Der Centaur verblieb nach dem Aussetzen des Satelliten nicht in einer Erdumlaufbahn. Rund 10 Stunden nach dem Abheben trat er wieder in die Erdatmosphäre ein und wurde dabei voraussichtlich wie erwartet zerstört.

Von der erreichten Übergangsbahn wird NROL 35 sicher mit eigenem Antrieb seinen Arbeitsorbit anstreben. Welche Aufgaben konkret der neue Erdtrabant dort zur erfüllen hat, wurden von Regierungsstellen der Vereinigten Staaten von Amerika nicht konkret beschrieben. Eine Pressemitteilung der VAFB spricht sparsam nur von einer Mission für die nationale US-amerikanische Aufklärungsbehörde (National Reconnaissance Office, NRO). Die ULA meldet eine Mission zur Unterstützung der Verteidigung des Landes.

Westliche Beobachter vermuten einen um 63 Grad gegen den Erdäquator geneigten Arbeitsorbit mit einem Perigäum – dem der Erde nächstliegenden Bahnpunkt – von rund 1.120 km und einem Apogäum – dem erdfernsten Bahnpunkt – von rund 37.600 km über der Erde. Unterstellt wird ein Einsatz des Satelliten auf diesem hoch elliptischen Erdorbit (HEO) zur elektronischen Aufklärung. In diesem Zusammenhang wird die mögliche Ausrüstung mit einer großen, entfaltbaren Antenne mit einem Gitter-Netz-Reflektor und die Bezeichnung Trumpet Follow On 2 (Trumpet F/O-2) erwähnt.

Der Satellit könnte außerdem Aufgaben im Rahmen der US-amerikanischen Anstrengungen zur Raketenabwehr erfüllen und eine Nutzlast zur frühzeitigen Erkennung von Raketenstarts tragen. Für möglich hält man, dass NROL 35 Host für eine vom US-amerikanischen Luft- und Raumfahrtkonzern Lockheed Martin gebaute Frühwarnnutzlast namens SBIRS HEO-3 ist. SBIRS steht für Space Based Infrared Sensor, übersetzt etwa „im Weltraum stationierter Infrarotsensor“. Im infraroten Bereich des elektromagnetischen Spektrums arbeitende Sensoren sind nicht unüblich für einen Einsatz an Bord von Frühwarnsatelliten.

Infrarotsensoren können gegen den kälteren Hintergrund deutlich unterscheidbare Wärmestrahlung von Raketen, insbesondere die heißen Verbrennungsgase der Raketenmotore, feststellen. Außerdem können Nuklearexplosionen geortet werden. Auch Daten über die Ausbreitung von Waldbränden und ausbrechenden Vulkanen wurden in der Vergangenheit mit derartigen Sensoren an Bord von Frühwarnsatelliten schon gewonnen.

NROL 35 alias USA 259 ist katalogisiert mit der NORAD-Nr. 40.344 und als COSPAR-Objekt 2014-081A.

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• NROL 35 (USA 259) auf Atlas V

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Ein Beitrag von Günther Glatzel. Quelle: Skyrocket, Raumcon.

Hauptnutzlast ist NROL 36 für das Nationale Aufklärungsbüro der USA, der eigentlich aus zwei Komponenten, NOSS-3 6A und 6B besteht. Beide Satelliten halten in ihrer Umlaufbahn in mehr als 1.000 km Höhe bei einer Bahnneigung von etwa 63 Grad einen festen Abstand ein. Über deren normale Kommunikationssignale können NOSS-Raumfahrzeuge beinahe weltweit Schiffe auf den Meeren und Flugzeuge auf ihren Routen orten und verfolgen. Die Position wird mittels Triangulation bestimmt. Das Satellitenpaar bringt auf der Erde etwa 6.500 kg auf die Waage.

Die übrigen 11 Satelliten waren in einer speziellen Absetzvorrichtung an der Centaur-Oberstufe untergebracht und wurden von dort aus in ihre Zielorbits zwischen etwa 480 und 770 km Höhe bei 64 Grad Bahnneigung entlassen.

Bei Aeneas handelt es sich um einen Technologieerprobungssatelliten des US-Departments of Home Security, mit dem eine neue, strahlungsunempfindliche Flugsteuerungshardware sowie Antennentechnik zur Identifizierung und Verfolgung von Frachtcontainern auf den Weltmeeren getestet werden sollen. Dafür ist der an der University of Southern California entwickelte, nur etwa 4 kg schwere Satellit mit einer entfaltbaren Parabolantenne ausgestattet.

CINEMA 1 (Cubesat for Ion, Neutral, Electron, MAgnetic fields) dient der Messung von geladenen und neutralen Teilchen sowie Magnetfeldern im erdnahen Weltraum. Dazu ist der ebenfalls nur etwa 4 kg schwere Satellit mit zwei Messkomplexen ausgerüstet. Das MAGnetometer from Imperial College (MAGIC) ist ein Magnetometer, dass an einem Ausleger montiert ist und Angaben zu magnetischen Feldstärken liefert. Es wurde am Imperial College London (Großbritannien) entwickelt und gebaut. Das zweite Instrument nennt sich SupraThermal Electrons Ions & Neutrals (STEIN) und soll vor allem Konzentration, Verteilung und Bewegung elektrisch neutraler Atome in verschiedenen Schichten der Hochatmospäre aufzeichnen. Entwicklungsführer war hierbei die University of California, Berkeley (USA). Zwei weitere Satelliten dieser Bauart sollen die Erfassung dreidimensionaler Verteilungsmuster ermöglichen. Im Gesamtprojekt CINEMA eingebunden sind auch die Kyung-Hee-Universität Seoul (Südkorea) und das Ames Research Center der NASA in Mountain View (USA).

Aerocube 4, 4a und 4b sind drei Kleinstsatelliten (je 1 kg) der Aerospace Corporation (USA) und dienen der Technologieerprobung. Während Aerocube 4 über ein Rückkehrexperiment sowie ein Umweltdatenaufzeichnungssystem verfügt, welches während des Starts wichtige Parameter aufzeichnet, sollen mit den beiden anderen Cubesats neue Kommunikationsmittel getestet werden.

Mit den etwa 4 kg schweren SMDC-ONE 2.1 und 2.2 (Space Missile Defense Command – Operational Nanosatellite Effect) wird ein experimentelles Kommunikationssystem für die US-Armee getestet. Dazu sind die quaderförmigen Kleinsatelliten rundum mit einer Vielzahl an Stabantennen ausgerüstet, welche Funksignale auf verschiedenen Frequenzen empfangen bzw. aussenden können. Die Sender/Empfänger sind per Software konfigurierbar.

Bei STARE A (Space-Based Telescopes for Actionable Refinement of Ephemeris) handelt es sich um einen etwa 4 kg schweren Satelliten zur Bestimmung der Bahnparameter von Weltraumschrott aus dem Orbit heraus. Dem ersten Element mit der Bezeichnung „Re“ soll in Kürze „Horus“ folgen. Das Projekt des Lawrence Livermore National Laboratory der USA dient zunächst dem Nachweis der Machbarkeit eines solchen Systems.

CSSWE (Colorado Student Space Weather Experiment, 4 kg) der Universiät Colorado in Boulder (USA) hat zum Ziel den Einfluss von Ort, Stärke und Häufigkeit von solaren Ereignissen wie Masseauswürfen auf die Erdatmospäre, speziell die Strahlungsgürten der Erde zu studieren. Insbesondere interessiert auch die Energieverteilung der durch Sonnenaktivitäten verursachten Sekundärelektronen, welche anschließend die Erdoberfläche erreichen können. Gemessen wird bei Elektronen im Energiebereich von 0,5 bis 2,9 MeV (Megaelektronenvolt) und zusätzlich bei Protonen zwischen 10 und 40 MeV.

CXBN (Cosmic X-Ray Background, 2,6 kg) misst die diffuse Röntgen-Hintergrundstrahlung im Energiebereich von 30 bis 50 keV (Kiloelektronenvolt). Die Daten des von der Morehead State University (USA) entwickelten Messgerätes sollen der Allgemeinheit zur Verfügung gestellt werden und der Verbesserung kosmologischer Modelle dienen.

Letzter im Bunde ist CP 1 (1 kg) des interdisziplinären Cal Poly Picosatelliten-Studentenprojekts. Ziel ist die Entwicklung eines preisgünstigen Kleinsatellitenbusses zur Erprobung von Sensoren und anderen Kleinkomponenten zukünftiger Weltraumtechnik. Dazu gehören Kommunikationssysteme, Datenspeicher sowie Lageregelungstechnik.

Der Start aller Nutzlasten erfolgte am 13. September 2012 gegen 23.19 Uhr MESZ vom Startplatz 3E der Vandenberg-Luftwaffenbasis aus. Verwendet wurde eine Atlas 5 ohne Hilfsraketen. Die Centaur-Oberstufe besaß nur ein Triebwerk.

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• NROL 36 (NOSS 3 6A+B) + diverse Nanosats auf Atlas V 401

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Ein Beitrag von Ralph-Mirko Richter. Quelle: JPL. Vertont von Peter Rittinger.

Während des 254 Tage dauernden Fluges zum Mars sind für Curiosity insgesamt sechs Kurskorrekturmanöver vorgesehen. Das Ziel dieser „Trajectory Correction Maneuver“ (kurz TCM) besteht darin, die Raumsonde auf ihrem 567 Millionen Kilometer langen Flug auf einen genauen Kurs zum Mars zu bringen, diesen Kurs gegebenenfalls zu korrigieren und zudem das geplante Ankunftsdatum am 6. August 2012 zu gewährleisten. Speziell die ersten beiden Kurskorrekturen, welche laut der ursprünglichen Missionsplanung 15 beziehungsweise 120 Tage nach dem Start erfolgen sollen, dienen dazu, den Rover auch wirklich exakt in Richtung Mars zu dirigieren.

Der anfängliche Kurs einer interplanetaren Raumsonde zeigt unmittelbar nach dem Start von der Erde zunächst immer um mehrere zehntausend Kilometer neben das eigentlich angepeilte Ziel. Auf diese Weise soll verhindert werden, dass die auf den gleichen Bahnen wie die Raumsonden fliegenden Oberstufen der Trägerraketen ebenfalls auf die angesteuerten Ziele treffen und diese eventuell mit irdischen Mikroben kontaminieren. Im Falle der Curiosity-Mission wollen die Mitarbeiter der NASA auf diese Weise ausschließen, dass die Centaur-Oberstufe der Atlas V-Trägerrakete den Mars trifft. Ohne Kurskorrekturmanöver würde Curiosity den Mars auf der gegenwärtigen Flugbahn um etwa 61.200 Kilometer verfehlen.

Laut der Pressemitteilung der NASA soll das erste, ursprünglich für den 10. Dezember 2011 vorgesehene Kurskorrekturmanöver jetzt erst Ende Dezember 2011 oder eventuell sogar erst im Januar 2012 erfolgen. „Der Start von Curiosity war einer der genauesten interplanetaren Injektionen, welche jemals durchgeführt wurden“, so Louis D’Amario, der für die Steuerung der Curiosity-Mission verantwortliche Navigations-Manager des Jet Propulsion Laboratory (JPL) in Pasadena, Kalifornien.
Der Grund für die Verschiebung des Manövers dürfte allerdings nicht nur in der momentan nahezu perfekten Flugbahn der Raumsonde zu finden sein. Bereits am 29. November 2011 trat laut dem JPL bei Curiosity ein Computer-Reset auf, welcher durch einen Fehler in der Navigationssoftware der Raumsonde ausgelöst wurde. Zur Ermittlung der aktuellen Position und der Ausrichtung im Weltraum verfügt Curiosity über Sternsensoren, sogenannte Startracker, und Sonnensensoren. Erstere beobachten mehrere speziell ausgewählte Fixsterne, welche als Leitsterne für die Bestimmung der Orientierung dienen. Der Sonnensensor benutzt dagegen ausschließlich die Sonne als Referenzpunkt.

Der Computer-Reset stand im Zusammenhang mit einem nicht näher beschriebenen Problem mit der Startracker-Software und führte dazu, dass sich Curiosity automatisch in einen vorsorglichen Sicherheitsmodus versetzte. Die Raumsonde konnte von der Bodenkontrolle mittlerweile wieder in den normalen Operationsstatus versetzt werden und setzt den Flug planmäßig fort. Eine Lageregelung aufgrund der Daten des Sternsensors ist zur Zeit allerdings nicht möglich. Die Ingenieure des JPL arbeiten derzeit an einer Lösung des zugrunde liegenden Software-Problems.

Ebenfalls am 29. November wurden die Triebwerke der Cruise Stage von Curiosity kurz gezündet. Durch dieses Manöver wurde die Eigenrotation der Raumsonde von zuvor etwa 2,5 Umdrehungen pro Minute auf jetzt nur noch 2,05 Umdrehungen pro Minute reduziert. Die Kommunikation mit der Raumsonde ist stabil und erfolgt momentan mit einer Datenübertragungsrate von etwa 25 Kilobits pro Sekunde. Der Energieausstoß der Solarzellen, mit denen die Cruise Stage versehen ist, liegt bei 800 Watt.

Am heutigen 2. Dezember befindet sich die Raumsonde in einer Entfernung von rund 1,9 Millionen Kilometern zur Erde. Relativ zur Erde liegt ihre Geschwindigkeit momentan bei etwa 12.000 Kilometern pro Stunde, relativ zur Sonne bei etwa 118.700 Kilometern pro Stunde.

Raumcon-Forum:

• Aktuelle Diskussion zu Curiosity

Real-Time-Simulation:

• Realzeit-Simulation: Entfernung und Geschwindigkeit (Website von Daniel Müller)

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Ein Beitrag von Simon Plasger. Quelle: ULA, SFN. Vertont von Peter Rittinger.

Nachdem es am gestrigen Abend aufgrund des schlechten Wetters nicht möglich war, zu starten, herrschten heute perfekte Bedingungen für einen Start. Um 20:10 Uhr MESZ zündete das russische RD-180 Triebwerk der Hauptstufe der Atlas-V-Rakete. Nachdem diese nach etwas mehr als vier Minuten ausgebrannt und abgetrennt worden war, übernahm die Zweitstufe Centaur mit ihrem einzelnen RL-10A Triebwerk den Antrieb. Eine erste Brennphase, die elf Minuten dauerte, verlief erfolgreich. Darauf folgte eine neunminütige, antriebslose Phase, in der die Kombination aus Oberstufe und Satellit an Höhe gewann.

Etwa 25 Minuten nach dem Start wurden die Tanks der Centaur wieder unter Druck gesetzt und das mit Sauerstoff und Wasserstoff betriebene Triebwerk lief erneut an, diesmal für vier Minuten. Weitere 17 antriebslose Minuten später wurde die Nutzlast, der GEO-1-Satellit des SBIRS-Programms ausgesetzt.

Das SBIRS (Space Based Infrared System) soll verschiedene Frühwarndienste bereitstellen und damit das Defense Support Program und seine Satelliten ablösen. Das System soll unter anderem Raketenstarts anderer Nationen melden und an die Bodenstationen weiterleiten. Dazu sind die Satelliten mit verschiedenen Sensoren und anderen hochgenauen Instrumenten ausgestattet.

In der geplanten Konfiguration soll das System aus vier geostationären Satelliten und weiteren vier auf hochelliptischen Bahnen (HEO) bestehen. Letztere sind dabei Nutzlastpakete, welche auf verschiedenen anderen Militärsatelliten angebracht sind. HEO 1 (auf NROL 22) und HEO 2 (auf NROL 28) wurden in den Jahren 2006 und 2008 gestartet, Nummer drei und vier folgen. Für den geostationären war dies der erste Start, GEO 2 und 3 sollen in den Jahren 2012 und 2013 gestartet werden. Für den Satelliten GEO 4 ist noch kein Startdatum benannt worden.

Für die Atlas-V-Rakete war dies bereits der dritte Start im Jahr 2011. Weitere sind unter anderem mit dem Marsrover Curiosity und der Jupitersonde Juno geplant. Insgesamt war es der 26. Start der Rakete, davon fanden 22 von der Cape Canaveral Air Force Station aus statt.

Raumcon:

• GEO-1 (SBIRS) auf Atlas V (401)

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Autor: Daniel Maurat

Die Entwicklung nahm langsam die Richtung ein, die schließlich zur Atlas 5 führte. Vor allem der Einsatz des russischen RD-180-Triebwerks war ein großer Entwicklungsprung. Nun hat sich der Träger vollkommen von der alten Interkontinentalrakete gelöst, auf der er ursprünglich basiert.

Entwicklung

Zwar ähnelt die Atlas I noch sehr der Atlas G, doch waren die Computersysteme neu. Aber schon die Atlas II war ein großer Entwicklungsschritt und mit der Atlas IIAS wurden zum ersten Mal Booster im Atlas-Programm eingesetzt. Die Atlas III schießlich war das Bindeglied zwischen Atlas II und Atlas 5, die im Rahmen des EELV-Programms entwickelt wurde. Mit der Atlas III kam zum ersten Mal auch das russische RD-180-Triebwerk, eine Version des RD-170 der Zenit zum Einsatz. Das RD-180 hat zwei Brennkammern, während das RD-170 vier hatte.

Technik

Atlas I

Die Atlas I ist eine abgewandelte Version der Atlas G. Die großen Komponenten wurden von der Vorgängerversion übernommen, doch die Flugführungs- und Kontrollsysteme wurden überarbeitet. Auch benutzte man eine größere Nutlastverkleidung, um Satelliten mehr Volumen zu bieten. Die Atlas I sollte die Atlas G ersetzten, jedoch wurden schließlich weniger Exemplare gebaut als geplant. Der Grund dafür war die Produktionssynchronisation bei Lockheed (Lockheed übernahm Convair) mit der Atlas II.

Start einer Atlas I mit dem Satelliten CRRES. (Bild: NASA)

Technischen Daten

Atlas II

Die Atlas II ist ein großer Entwicklungsschritt weg von der Interkontinentalrakete zur Atlas 5, der ultimativen Atlas. Die Rakete wurde vergrößert, strukturell verstärkt und in wesentlichen Punkten vereinfacht. Zum Beispiel wurden die Verniertriebwerke, die seit den Anfängen in der Atlas zu finden sind, durch ein Rollkontrollsystem, das mit Hydrazin betrieben wird, ersetzt. Auch wurde die Isolation der Centaur, Isolierpanele, die beim Start abfallen, durch eine feste Schaumisolierung ersetzt. Darüber hinaus wurde das Mischungsverhältnis von Oxidator und Treibstoff geändert und schließlich wurden die Triebwerke der ersten Stufe ersetzt. Die neuen Triebwerke waren viel leistungsfähiger als die bisherigen. Die Atlas-Basisstufe und die Centaur wurden verlängert, damit man mehr Treibstoff mitführen konnte. Zwar kostete diese Weiterentwicklung sehr viel Geld, doch diese Investitionen lohnten sich. Seit der Indienststellung der Atlas II gab es keinen Fehlstart einer Version der Atlas mehr. Mit der Atlas II wurden fast nur militärische Satelliten gestartet. Einzig beim ersten Flug war die Nutzlast ein kommerzieller Nachrichtensatellit.

Eine Atlas II auf der Startrampe. An Bord der Satellit GOES-J. (Bild: NASA)

Technischen Daten

Atlas IIA

Die Atlas IIA war die kommerzielle Variante der Atlas II. Der einzige Unterschied zur dieser war eine neue Variante des RL-10-Triebwerks für die Centaur. Erstmals hatte das Triebwerk ein „Expandable Nozzle“. Dabei handelt es sich um ein Triebwerk, dessen Düse aus zwei Teilen besteht. Da die Düse zu lang ist, um in den Stufenadapter zu passen, wird nach der Stufentrennung der äußere Teil über die restliche Düse geschoben. Es gibt aber auch eine Variante des Triebwerks ohne „Expandable Nozzle“, je nach Kundenwunsch.

Eine Atlas auf der Startrampe. An Bord der Satellit GOES-L (Bild: NASA)

Technischen Daten

Atlas IIAS

Die Atlas IIAS ist eine Atlas IIA mit vier Castor-IVA-Boostern von Thiokol. Die sorgen in den ersten zwei Minuten für mehr Schub und damit eine höhrere Nutzlastkapazität. Dabei zünden zwei beim Start und zwei nach dem Ausbrennen der ersten beiden.

Start einer Atlas IIAS mit dem Sonnen- observatorium SOHO an Bord. (Bild: NASA)

Technischen Daten

Atlas IIIA

Die Atlas IIIA ist eine große Umkonfiguration des Atlas-Konzeptes. Die alten Tanks, die nur unter Druck stabil sind, blieben erhalten und wurden verlängert. Aber die alte Triebwerkskonfiguration des Eineinhalbstufers, wobei ein Triebwerksblock abgeworfen wird, wurde aufgegeben. Die Triebweke wurden nur modifiziert. Dafür wurden die drei Triebwerke der vorherigen Versionen durch ein RD-180-Triebwerk ersetzt. Es verfügt über zwei Brennkammern, im Gegensatz zum Basismodell, dem aus vier Brennkammern bestehendem RD-170 der Zenit. Das RD-180 konnte auf der Atlas III aber nicht mit vollem Schub benutzt werden, da es eine zu hohe Leistung für die Rakete hat. Es wurde eingesetzt, damit man es für die Atlas 5 testen konnte. Die Centaur wurde erstmals nur mit einem Triebwerk ausgerüstet.

Erststart der Atlas IIIA (Bild: NASA)

Technischen Daten

Atlas IIIB

Start einer Atlas IIIB. An Bord der Satellit Echosat 7. (Bild: NASA)

Die Atlas IIIB war eine Übergangsversion von den früheren Atlas zur Atlas 5. Die Basisstufe entspricht der Atlas IIIA, aber die Centaur ist die, die heute auch auf der Atlas 5 benutzt wird. Sie konnte mit nur einem oder zwei Triebwerken ausgerüstet werden. Die Version mit einem Triebwerk heißt SEC (Single Engine Centaur), die mit zwei DEC (Dual Engine Centaur). Die Atlas IIIB war nur drei Jahre im Einsatz.

Technischen Daten

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Autor: Daniel Maurat

Nach der Agena wurde die Centaur zur wichtigsten Oberstufe der USA. Sie prägte die Atlas wie keine andere Oberstufe und diese Kombination existiert heute noch.

Entwicklung

Die Atlas hatte zwar großen Erfolg mit der Agena als Oberstufe, doch war die Leistung einer Atlas-Oberstufe ausbaufähig. Dafür entwickelte man ab 1956 eine neue Oberstufe, die ein bedeutender Einschnitt in der US-Raumfahrt war: die Centaur. Sie war die erste Oberstufe, die als Treibstoff flüssigen Wasserstoff (LH₂) und als Oxidator flüssigen Sauerstoff (LOX) benutzte. Diese Treibstoffmischung war zwar sehr energiereich, doch waren bei der Entwicklung technische Probleme an der Tagesordnung. Ein Problem mit flüssigem Wasserstoff ist, dass dieser nur bei sehr tiefen Temperaturen von unter -200 °C flüssig ist und mit den meisten Metallen reagiert. Vor allem aber war das Triebwerk das Sorgenkind der Entwickler: das RL-10-Triebwerk (auch auf der Saturn 1 eingesetzt), welches auf zwei Zündungen ausgelegt war. Zwischen beiden Zündungen gab es eine Freiflugphase. Die Wiederzündung war ein Hauptproblem bei der Entwicklung und in den ersten Flugjahren der Centaur. Schießlich stand die Atlas Centaur 1962 erstmals auf der Rampe.

Technik

Atlas Centaur LV-3C

Die erste Flugkonfiguration der Atlas Centaur war die LV-3C. Mit ihr wurde die Centaur getestet und später operationell eingesetzt. Die ersten beiden Starts erfolgten mit den Centaur-Versionen A und B, die reine Entwicklungsmodelle waren. Danach wurde die Centaur C eingesetzt, ein Flugerprobungsmodell, mit der die Centaur qualifizert wurde. Letztlich wurde die Centaur D zum Serienmodell. Auch diese Oberstufe hatte eine Reihe von Fehlschläge, vor allem wegen Problemen mit der Wiederzündung. Schließlich wurde sie aber erfolgreich eingesetzt, so z. B. für die Starts der Suveyor-Sonden 1 bis 4 der NASA.

Start einer Atlas Centaur LV-3B, an Bord die Raumsonde Surveyor 3. (Bild: NASA)

Technischen Daten

Atlas SLV-3C Centaur D

Die Atlas SLV-3C Centaur D war eine nochmal standardisierte Version der Centaur D, bei der die Atlas um 1,75 m verlängert wurde, um so mehr Treibstoff aufzunehmen zu können. Sie startete zum Beispiel die Suveyor-Sonden 5, 6 und 7 sowie die Mariner-Sonden 5 bis 9 wobei der Start von Mariner 8 ein Fehlstart war. Hier kam es aufgrund eines Elektronikfehlers in der Centaur zu einer Kursabweichung und die Rakete musste gesprengt werden.

Start einer Atlas SLV-3C Centaur mit der Raumsonde Mariner 9 (Bild: NASA)

Technischen Daten

Atlas SLV-3D Centaur D1A und D1AR

Zwar gibt es keine äußeren Unterschiede zur Atlas SLV-3D Centaur D, doch war die Atlas SLV-3D Centaur D1A ein großer Entwicklungssprung für die Atlas: die Centaur setzte jetzt eine verbesserte Version des RL-10-Triebwerks ein. Die größte Weiterentwicklung war aber der Bordrechner der Centaur. Zum Einsatz kam nun ein digitaler Computer, der die damals immense Speicherkapazität von 48 KB hatte. Nun war der Centaur-Bordrechner leistungsstark genug, um auch die Atlas zu steueren. Somit wurde der Atlas-Bordrechner obsolet. Außerdem konnte der Bordrechner bis kurz vor dem Start neu programmiert werden, was bei wechselhaften Wetterbedingungen ungeheuer nützlich war. Von nun an musste man den Start nicht mehr abbrechen, weil die Programmierung zu lange dauerte und sich das Startfenster schon wieder geschlossen hat. Ab 1975 benutze man eine Modifikation der Centaur D1A, die Centaur D1AR. Mit diesem Träger wurden verschiedene Raumsonden gestartet, wie die Merkursonde Mariner 10, die Jupitervorbeiflugssonde Pioneer 10 (mit zusätzlicher Kickstufe vom Typ Star 37E), aber auch der Pioneer Venus Orbiter und die Pioneer Multiprobe, die vier kleine Atmosphärensonden zur Venus schickte. Es wurde auch eine Reihe von Intelsat-Satelliten gestartet, was zu dieser Zeit wegen der Rarität der Starts kommerzieller Nachrichtensatelliten ein besonderes Ereignis war.

Eine Atlas SLC-3D Centaur D1A mit der Raumsonde Pioneer 10 (Bild: NASA)

Technischen Daten

Atlas G Centaur

Die Atlas war mit wenigen Änderungen nun schon über zwei Jahrzehnte lang so gut wie unverändert geblieben. Die Konkurrenz aus Europa in Form der Ariane und in den eigenen Reihen in Form der Delta aber gewann immer mehr Marktanteile und so war eine grundlegene Verbesserung der Atlas-Grundkonstruktion notwendig. Die Atlas wurde verlängert, so dass mehr Treibstoff und Oxidator mitgeführt werden konnte. Die Triebwerke wurden verbessert, um den Schub zu steigern. Als Oberstufe verwendete man die Centaur D1AR, die schon auf der Atlas SLV-3D benutzt wurde. Daraus entwickelte sich die Atlas G. Sie startete in fünf Jahren aber nur sieben Mal, was für den Träger ein relativ kurzes Einsatzleben war. Nutzlasten waren ausschließlich kommerzielle Nachrichtensatelliten.

Start einer Atlas G von Cape Canaveral (Bild: NASA)

Technischen Daten

Atlas H

Die Atlas H war eine Atlas G ohne Oberstufe. Sie war eine Sonderversion für die US Navy, um damit mehrere Funkaufkläungssatelliten auf einmal zu starten. Sie war wesentlich preiswerter als die Atlas G, hatte aber für die angesteuerte Bahn (elliptische, erdnahe Bahn) eine vergleichbare Nutzlastkapazität (die Centaur war für den GTO-Transport ausgelegt). Gestartet wurde die Atlas H nur von Vandenberg aus.

Start einer Atlas H von Cape Canaveral (Bild: NASA)

Technischen Daten

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Ein Beitrag von Klaus Donath. Quelle: NASA, ULA.

Kurz nach Brennschluss der Centaur-Oberstufe wurde die Live-Übertragung der ULA (United Launch Alliance) auf Wunsch der Air Force eingestellt. Es bleibt damit ungewiss, ob eventuell noch eine zweite Zündung erfolgt und in welchen Orbit das Mini-Shuttle gebracht wird.

Die X-37B ist in der Lage, in ihrer Nutzlastbucht mehrere Objekte mitzuführen und kann durch die Energieversorgung über Solarzellenausleger mehrere Wochen im Einsatz bleiben. Die genaue Nutzlast als auch die geplante Einsatzdauer ist geheim. Als gesichert gilt, dass die X-37B größere Treibstoffvorräte mit an Bord hat, um deutliche Veränderungen des Orbits durchführen zu können. Nach Abschluss der Mission wird sie auf der Landebahn der Vandenberg Air Force Station niedergehen und somit wie ein Space Shuttle landen.

Die unbemannte automatische Landung auf einer Landebahn aus dem Orbit heraus ist ein Novum für die USA. Ähnliches hat vor 22 Jahren bisher nur die Buran der damaligen Sowjetunion geschafft, allerdings nur einmalig. Beim Erstflug der X-37B sollen offiziell unter anderem Navigations- und Flugleitsysteme geprüft werden sowie der Wiedereintritt und damit das Hitzeschild, welches Ähnlichkeiten mit dem des Space Shuttles der NASA aufweist.

Die militärische Mission bietet auch politisch einigen Zündstoff, bestehen doch Befürchtungen, dass die USA damit einen militärischen Wettlauf im All anzettelt. Sowohl China als auch die USA haben bereits unter Beweis gestellt, dass sie den Abschuss von Satelliten im Orbit beherrschen. Mit der Technik der X-37B wären die USA in der Lage, einen Spionagesatellit spontan starten zu können, der nachher auch wiederverwendet werden kann. Zumindest eine Massenvernichtungswaffe an Bord kann ausgeschlossen werden, da es ein Abkommen zwischen den Völkern gibt, welches dieses untersagt.

Die X-37B wiegt etwa 5 Tonnen und ist ca. ein Viertel so groß wie das Space Shuttle. Die Spannweite beträgt ungefähr 5 Meter. Es ist nicht das erste Mal, dass die Air Force ein wiederverwendbares Konzept testet. Bereits in den späten 1950er Jahren begann man mit den Planungen von Dyna-Soar, auch als X-20 bekannt. Es war als bemanntes System vorgesehen, um gegen feindliche Satelliten vorzugehen oder sonstige Weltraumwaffen zu beeinträchtigen.

Technische Daten:

• Crew: keine
• Länge: 8,38 m
• Spannweite: 4,6 m
• Höhe: 2,9 m
• maximales Startgewicht: 5.000 kg
• Triebwerk: 1 × Rocketdyne AR2-3, 29,3 kN Schub (6,596 lbf)
• Maximale Einsatzdauer: 270 Tage
• Landegeschwindigkeit: 320 km/h
• Stromversorgung: Solarzellen
• Aerodynamische Steuerung mittels Servomotoren, keine Hydraulik

Raumcon:

• X37 – Start
• X37 – Allgemein

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Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: NASA, ULA. Vertont von Peter Rittinger.

Der achtzehnte Start einer Atlas V von der CCAFS fand direkt zu Beginn des eine Stunde breiten Startfensters statt und wurde von der United Launch Alliance (ULA) durchgeführt. Für die ULA war es die erste im Jahr 2010 abgewickelte Mission einer von diesem Anbieterkonsortium betriebenen Trägerrakete.

Das Solar Dynamics Observatory (SDO) genannte Observatorium mit einer Startmasse von 3.100 Kilogramm wurde von einer Atlas V in 401-Konfiguration transportiert. Das bedeutet, dass auf der Zentralstufe mit RD-180-Triebwerk von RD-AMROSS eine Centaur Oberstufe mit einem Triebwerk aufgesetzt war, seitlich an der Zentralstufe keine Feststoffbooster angebracht waren und die Nutzlastverkleidung vier Meter Durchmesser hatte.

Nach der Zündung trug die Zentralstufe Centaur und Nutzlast in die Höhe. Etwas über vier Minuten Flugzeit vergingen, bis die Zentralstufe ausgebrannt war und abgetrennt werden konnte. Anschließend war es Aufgabe der Centaur, mit zwei von einer fast neunzig Minuten dauernden Freiflugphase unterbrochenen Brennphasen seines RL10A-4-2-Triebwerks von Pratt & Whitney Rocketdyne die Nutzlast in den vorgesehenen Zielorbit zu bringen.

Dies gelang, das Raumfahrzeug ist nach Informationen der US-amerikanischen Weltraumagentur NASA im richtigen Orbit angekommen, nachdem es sich von der Raketenoberstufe um 18:13 Uhr MEZ getrennt hatte. Die Systeme des Observatoriums funktionieren wie vorgesehen, die Solarpaneele sind ausgeklappt. SDO wird seinen Apogäumsmotor R4D von Aerojet einsetzen, um in die geplante, annähernd kreisförmige geosynchrone Umlaufbahn in rund 36.000 Kilometern über der Erdoberfläche und mit 28,5 Grad Bahnneigung gegen den Äquator zu kommen.

SDO ist katalogisiert mit der NORAD-Nr. 36.395 bzw. als COSPAR-Objekt 2010-005A.

Raumcon:

• SDO auf Atlas V 401

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Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: Intelsat, ULA.

Der siebzehnte Start einer Atlas V von der CCAFS fand innerhalb des eineinhalb Stunden breiten Startfensters statt und wurde von der United Launch Alliance (ULA) durchgeführt. Intelsat 14 mit einer Startmasse von 5.614 Kilogramm wurde von einer Atlas V in 431-Konfiguration transportiert. Das bedeutet, dass auf der Zentralstufe mit RD-180-Triebwerk von RD-AMROSS eine Centaur Oberstufe mit einem Triebwerk aufgesetzt war, seitlich an der Zentralstufe drei Feststoffbooster von Aerojet angebracht waren und die besonders lange Nutzlastverkleidung vier Meter Durchmesser hatte.

Die Feststoffbooster der Rakete mit der Seriennummer AV-024 wurden beim Abheben gezündet und brannten nach rund 93 Sekunden aus. Sie wurden aber erst vierzig Sekunden später abgeworfen, als der nachlassende dynamische Druck eine sichere Abtrennung ermöglichte. Die Zentralstufe trug Centaur und Nutzlast weiter in die Höhe. Nach etwas über 273 Sekunden Flugzeit war die Zentralstufe ausgebrannt und abgetrennt, und es war nun Aufgabe der Centaur, mit zwei Brennphasen seines RL10A-4-2-Triebwerks von Pratt & Whitney Rocketdyne die Nutzlast in den vorgesehenen Zielorbit zu bringen.

Der Satellit ist nach Informationen von Intelsat im richtigen Orbit angekommen, nachdem er sich von der Raketenoberstufe um 9:53 Uhr MEZ getrennt hatte, die Systeme des Raumfahrzeugs funktionieren wie vorgesehen. Die Orbitzirkularisierung wird Intelsat 14 mit einem eigenen Triebwerk des Typs R-4D-11 vornehmen. Für den Apogäumsmotor und die Lageregelungstriebwerke hat Intelsat 14 3.140,1 kg Treibstoffe an Bord. Der von Space Systems/Loral (SS/L) basierend auf dem 1300-er Bus gebaute Satellit soll im Geostationären Orbit bei 45 Grad West positioniert werden. Dort wird er den als PAS-1R gestarteten Intelsat 1R ablösen.

Intelsat will den neuen Satelliten verwenden, um mit seinen 40 C-Band- und 22 Ku-Band-Transpondern den amerikanischen Kontinent, Afrika und Europa mit Bild- und Datendiensten zu versorgen. Außerdem befindet sich an Bord des Satelliten ein von SS/L zusammen mit dem Netzwerkausrüster Cisco entwickelter Netzwerkrouter zur Weiterleitung von IP-basierten Datenströmen. Das IRIS genannte Gerät wird vom US-amerikanischen Verteidigungsministerium verwendet werden. IRIS steht für Internet Routing in Space. Die Lebenserwartung von Intelsat 14 soll mindestens 15 Jahre erreichen.
Intelsat 14 alias IS-14 ist katalogisiert mit der NORAD-Nr. 36.097 bzw. als Objekt 2009-064A.

Raumcon:

• Intelsat 14 auf Atlas V-024

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Ein Beitrag von Karl Urban. Quelle: NASA.

Über die Ergebnisse berichtete die NASA heute auf einer Pressekonferenz. Aufnahmen der Spektrographen an Bord des Lunar CRater Observation and Sensing Satellite seien nun ansatzweise ausgewertet worden. Wasser sei in erhöhter Konzentration ausgeworfen worden. Das Missionsziel von LCROSS ist somit erreicht worden. Die Sonde sollte durch den gezielten Aufschlag einer Raketenoberstufe in einen ständig unbeleuchteten Mondkrater untersuchen, ob sich hier Wassereis befindet. Mehrere Krater an Süd- und Nordpol des Mondes werden nie von der Sonne angeleuchtet und gehören daher zu den kältesten Punkten des Sonnensystems. Der Fund von Wasser dürfte auch Auswirkungen auf Planung zukünftiger Mondmissionen haben.

„Wir sind verzückt“, sagte Anthony Colaprete, LCROSS-Projektmanager und Entwickler am Ames Research Center der NASA. „Wir konnten das Wasser sowohl in der hochgeschleuderten Auswurfwolke als auch in der Auswurfdecke nachweisen. Die Konzentration und Verteilung von Wasser und anderen Substanzen müssen wir weiter analysieren. Soviel ist sicher: Cabeus enthält Wasser.“

Das Team verglich die von LCROSS gemessenen Spektren im sichtbaren und Infrarotbereich mit spektralen Signaturen bekannter Stoffe. Dabei hatte nur Wasser ähnliche Auswirkungen auf die Messkurve.

„Keine andere Stoffkombination, die wir ausprobierten, zeigte vergleichbare Ergebnisse. Wir konnten auch ausschließen, dass wir nur Kontaminationen der Raketenstufe gemessen haben könnten.“ An der Stufe hatte sich vor dem Impakt eine Eisschicht gebildet, deren Signal die Messungen verfälscht haben könnte.

Neben Wasser wurde in der Auswurfwolke auch Hydroxyl nachgewiesen. Dieses entsteht, wenn die Sonnenstrahlung Wassermoleküle aufbricht und dabei ein Wasserstoffatom entfernt. Bei dieser Anregung sind die Moleküle an einer spezifischen Energiesignatur zu erkennen. Die Messung von Hydroxyl war erwartet worden, wenn die Wasserdampfwolke in Kontakt mit Sonnenlicht kommt.

Die Auswertung der Daten sei aber bei weitem noch nicht abgeschlossen. Die Daten seien zu komplex, um zu einer abschließenden Bewertung zu kommen: „Wir werden noch einige Zeit benötigen“, sagte Colaprete. „Neben dem Wasser gibt es Hinweise auf weitere verblüffende Substanzen. – Die ständig im Schatten liegenden Regionen des Mondes sind wirklich kalte Fallen, die Material über Milliarden Jahre sammeln und bewahren können.“

Zum Höhepunkt der Mission von LCROSS war am 9. Oktober zuerst die Centaur-Oberstufe und dann die Sonde selbst im Cabeus-Krater zerschellt. Sie konnte in den drei Minuten detaillierte Daten vom ersten Einschlag aufnehmen und zur Erde senden. Ein optisches Signal vom Impakt war weitgehend ausgeblieben und anders als zuvor vermutet auch kaum von der Erde aus zu beobachten gewesen. Lediglich in Infrarotaufnahmen von LCROSS-Kameras war ein schwaches Glimmen auf der Mondoberfläche zu entdecken gewesen. Entsprechend bedeckt hatte sich die NASA nach dem Einschlag über mögliche Ergebnisse gehalten. Die Auswertung spektrographischer Daten benötige einige Zeit.

Die Funde dürften auch die Entscheidungen über die Zukunft des bemannten Raumfahrtprogramms der NASA beeinflussen, die in Kürze getroffen werden müssen.

Raumcon

• LCROSS sucht Wasser

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