Autor: Thomas Weyrauch. Quelle: Aerojet Rocketdyne, Hawaii Blog, ORS, Spaceflight Now, Universität Hawaii, USAF.

Super Strypi setzt sich aus drei Stufen zusammen, in denen unterschiedlich große Feststoffmotore mit feststehenden Ausströmdüsen zum Einsatz kommen. Alle Motore sind Erzeugnisse von Aerojet Rocketdyne aus den USA. Als Treibstoff kommt in ihnen Hydroxyl-terminiertes Polybutadien (HTPB) zum Einsatz.

Die erste Stufe besitzt einen LEO-46 genannten Motor mit einer Masse von etwas über 22 Tonnen, die zweite Stufe hat ein LEO-7 genanntes Aggregat mit einer Masse von etwa 3,5 Tonnen, und in der dritten Stufe wurde ein LEO-1 genannter Antrieb mit einer Masse von etwa 710 Kilogramm verbaut.

Nach erfolgreichen Tests und angelaufener Produktion soll Super Strypi Startkosten im Bereich zwischen 15 und 16 Millionen US-Dollar ermöglichen und den Transport von Nutzlasten mit einer Gesamtmasse um 300 Kilogramm erlauben. Von Hawaii aus könnten es etwa 275 Kilogramm für eine sonnensynchrone Bahn 400 Kilometer über der Erde sein, bei Start an der US-Ostküste in einen solchen Orbit sogar 320 Kilogramm.

Aerojet Rocketdyne verspricht sich eigenen Angaben zufolge deutlich gesenkte Kosten für den Transport von kleinen Erdsatelliten und von Monaten auf Wochen reduzierten Zeiten für die Vorbereitung entsprechender Starts. Dafür habe man beim Entwurf der Rakete auf ein komplexes und teures Flugführungssystem verzichtet (und versuchte, einfachere Lösungen zu nutzen).

Die Entwicklung der Rakete ist ein Projekt einer Abteilung des US-Verteidigungsministeriums, die bei der Umsetzung mit den US-amerikanischen Sandia-Laboratorien (Sandia National Laboratories), dem Labor für Raumflug Hawaii (Hawaii Space Flight Laboratory, HSFL), dem pazifischen Raketentestgelände (Pacific Missile Range Facility, PMRF) und dem US-amerikanischen Luft- und Raumfahrtkonzern Aerojet Rocketdyne zusammen gearbeitet hat.

Auf der Luftwaffenbasis Kirtland in Neumexiko arbeitet seit dem 21. Mai 2007 das Operationally Responsive Space Office (ORS Office, ORS), dessen Aufgabe es entsprechend seiner Bezeichnung ist, für neu entstandene Anforderungen möglichst rasch nutzbare Lösungen im Bereich militärischer und die nationale Sicherheit der USA betreffender Raumfahrtanwendungen zur Verfügung zu stellen.

Das ORS-4-Projekt, in dessen Rahmen Entwicklung und Test der aktuell als experimentell bezeichneten Rakete Super Strypi erfolgte, wurde nach Informationen aus den USA bis dato mit über 35 Millionen US-Dollar an staatlichen Mitteln gefördert.

Der Start der etwas über 19 Meter langen Rakete erfolgte von der vollständig neu aufgebauten Rampe LP-41 des PMRF an einer Kokole Point genannten Position am Küstenstreifen Barking Sands im Südwesten der Insel Kauai.

Nach dem Verlassen der Startschiene des rund 40 Meter langen Richtgestells – welche der Führung bei geringer Geschwindigkeit und fehlender aerodynamischer Stabilisierung dient – um 4:45 Uhr MEZ (17:45 Uhr Ortszeit Hawaii) am 4. November 2015 gewann die Rakete rasch an Höhe. In einer Videoübertragung, die die Universität Hawaii bereitstellte und vom Branchendienst Spaceflight Now im Internet gezeigt wurde, wurde jedoch recht schnell erkennbar, dass der Flug sich nicht so vollzog, wie er geplant war.

Durch mit einer gewissen Anstellung am Heck angebrachte Finnen war die Rakete zur Stabilisierung wie vorgesehen in Rotation um ihre Rollachse versetzt worden. Dies war aus Telemetrie-Animationen in den präsentierten Livebildern unschwer abzulesen.

Bilder einer im oberen Drittel der Rakete montierten Kamera zeigten, dass sich im Blickfeld der Kamera nach wenigen Sekunden Flug ein von links nach rechts verlaufender Spalt in der Raketenwand oberhalb einer Reihe von Nieten oder Ähnlichem zeigte.

Die Telemetrie-Animationen legten aber auch schnell nahe, dass es während der 76 Sekunden angesetzten Brennphase der ersten Stufe nicht mit rechten Dingen zuging. Telemetrie und Videobilder der Onbord-Kamera zeigten, wie das Heck in zunehmende Pendelbewegung geriet. Die in der Atmosphäre hinterlassene Abgasspur bildete eine Korkenzieher-spiralenartige Struktur aus.

Am Schluss der Brennphase und danach zeigte die Animation der Telemetriedaten eine heftige Rotation der Rakete, möglicherweise um den weit vorne liegenden Schwerpunkt. Am Ende der gezeigten Telemetrieanimations-Bewegtbilder war noch ein Einsatz von Kaltgas-Düsen des Lagekontrollsystems an der zweiten Raketenstufe zu sehen.

Die US-Luftwaffe (United States Airforce, USAF) veröffentlichte via Spaceflight Now eine kurze Mitteilung, in der gesagt wird, dass die experimentelle Rakete kurz nach dem Start versagt hat. Versagensgründe wurden nicht angegeben, was verständlich ist, da erst eine Analyse der Geschehnisse erfolgen muss.

An Bord der Rakete befindliche Klein- und Kleinstsatelliten, 13 an der Zahl, gingen verloren. Die schwerste Nutzlast war ein Satellit der Universität Hawaii namens HiakaSat mit einer Masse von rund 55 Kilogramm. Ursprünglich waren 80 Kilogramm vorgesehen, die dann nach Ansage durch das ORS auf zunächst 40 Kilogramm herabgesetzt werden mussten. Daher handelt es sich bei HiakaSat um eine Modifikation des Hawaiisat 1 alias HS1, dessen Struktur bei HiakaSat gewissermaßen halbiert wurde.

HiakaSat hätte als Technologiedemonstrator für eine kosten-effektive Satellitenplattform zur Überprüfung neuer Technologien dienen sollen. Der Satellit war außerdem mit einem bildgebenden Hyperspektralabtaster und zwei Farbkameras ausgestattet, die zur Erdbeobachtung gedacht waren. Ein Namensbestandteil des vollständigen Namens des Raumfahrzeugs, Hyperspectral Imaging Aeronautical Kinematic Analysis Satellite, bezieht sich auf die letztgenannte Aufgabe.

Der anvisierte Orbit für HiakaSat war ein annähernd sonnensynchroner in rund 450 Kilometern über der Erde mit einer Neigung von 97,3 Grad gegen den Äquator (475 – 525 km bei 94 Grad laut HSFL 2013). Dort wollte die Universität Hawaii den Satelliten für einen Zeitraum zwischen einem und zwei Jahren einsetzen. Das HSFL nannte 2013 eine Auslegungsbetriebsdauer von zwei Jahren.

Das ORS-4-Projekt hinkte der ursprünglichen Zeitplanung deutlich hinterher. Ein erster Super-Strypi-Start war ursprünglich einmal für das zweite Quartal 2012 vorgesehen. Probleme im Bereich der Zeitplanung und bei technischen Details führten jedoch immer wieder zu Verzögerungen.

Unklar ist, ob der Fehlstart in Zusammenhang mit einem zuvor identifizierten Problem mit der Konstruktion der ersten Stufe der Super Strypi steht. Der Jungfernflug wurde nach Feststellung des Problems zunächst auf 2016 verschoben. Das ORS hatte dann entschieden, dass man 2015 startet, weil man trotz eines höheren Risikos denke, die Stufe trotz des Problems sicher fliegen zu können. Ein Einverständnis der Nutzlasteigentümer hatte man offenbar eingeholt.

Bei einem Brenntest des LEO-46-Motors der ersten Stufe im Jahr 2014 hatte sich ein Isolationsproblem herauskristallisiert. Eine isolierende Beschichtung des Motorgehäuses war durchgebrannt. Der Motor der ersten Stufe der Rakete, die am 4. November 2015 versagte, wurde, obwohl exakt nach vorher festgelegten Spezifikationen hergestellt, im Hinblick auf das beim Test 2014 beobachtete Verhalten als anfällig eingeschätzt.

Eine Modifikation des Motors sei nicht möglich gewesen, obgleich neu zu produzierende Exemplare von vorne herein entsprechend anpassbar seien, berichtete der Hawaii Blog. Das ist nachvollziehbar, da man an innen-liegende Isolierschichten nicht heran kommt, wenn ein Feststoffmotor erst einmal mit Treibstoffmasse befüllt ist.

Diskutieren Sie mit im Raumcon-Forum:

• ORS-4 auf SPARK („Super Strypi“)

Der Beitrag Super Strypi: Rakete versagt bei Jungfernflug erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Günther Glatzel. Quelle: Spaceflight101, Skyrocket, Raumcon, RN.

Beim Start am 25. September 2013, gegen 6.37 Uhr MESZ, wurde ein Satellit namens Kuaizhou 1 ins All transportiert. Offiziell gilt er als Katastrophenbeobachter und gelangte in eine relativ niedrige sonnensynchrone Umlaufbahn. Der erdnächste Punkt liegt bei 276 Kilometern, der erdfernste bei 293 Kilometern über der Erdoberfläche, die Bahnneigung bei 96,65 Grad.
Bei diesem ersten Einsatz des neuen Trägers dürfte es sich allerdings um eine Testmission handeln, bei der die Nutzlast zweitrangig war. Feststoffraketen haben den Vorteil, dass sie längere Zeit gelagert werden können und dann sehr schnell einsatzbereit sind. So kann man auf aktuelle Ereignisse, wie Katastrophen, schnell reagieren.

Der Satellit wurde anschließend auf eine Bahn zwischen 299 und 306 Kilometern Höhe angehoben und befindet sich nun offenbar in seinem Einsatzort. Einzelheiten über Träger und Satellit wurden bisher noch nicht bekannt.

In der letzten Zeit werden von verschiedenen Startanbietern Feststoffraketen vorgestellt. Arianespace operiert mit der Vega (Erststart am 13. Februar 2012), Japan mit der letzte Woche erstmals einggesetzten Epsilon. Die ebenfalls recht neue Antares der US-Firma Orbital Sciences Corporation verwendet Feststoff in der Zweitstufe. Verschiedentlich wurde kritisiert, dass die Restpartikel den erdnahen Weltraum verunreinigen würden. Solange der Treibstoff allerdings nur zu Beschleunigungszwecken verwendet wird, erreichen diese Partikel keine kosmische Geschwindigkeit und fallen daher sofort auf die Erde zurück. In oberen Schichten der Erdatmosphäre verglühen die Teilchen dann.

Diskutieren Sie mit:

• Chinesische Trägerstarts ab 26. September 2013

Der Beitrag Auch China testet eine Feststoffrakete erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Roland Rischer. Quelle: ESA.

Mit der Ankunft der Aggregate für die A1A genannte unterste Vega-Baugruppe am europäischen Raumflughafen in Französisch-Guayana begann Anfang Februar dieses Jahres die engere Startvorbereitungsphase für den zweiten Start einer Vega-Rakete. Die Baugruppe besteht aus der ersten Zwischenstufe 0/1, dem P80-Feststoffraketenmotor und der an der Düse ansetzenden Schubvektorsteuerung. Die P80-Stufe wurde zunächst im Regulus-Werk in Kourou mit Treibstoff befüllt. Danach erfolgte die Montage der Düse und der Zündeinheit bei Europropulsion.

Im eigentlichen Montagegebäude, dem Batiment d’Integration Propulseur, wurden dann Zwischenstufe, Hitzeschutz, Verkabelung und die elektromechanischen Elemente zur Steuerung der Schubrichtung der Düse an- beziehungsweise eingebaut. Nach umfangreichen Tests folgen demnächst die ebenfalls mit Feststoff arbeitenden Antriebsstufen 2 und 3, das Flüssigkeitstriebwerk (Stufe 4) zur endgültigen Positionierung der Nutzlast im All sowie die Nutzlastspitze selbst.

Das Besondere der Vega im Segment der kleinen Weltraumraketen ist ihre Fähigkeit, mehrere Nutzlasten in sehr unterschiedlichen Umlaufbahnen auszusetzen. Beim jetzigen Start handelt es sich bei den Nutzlasten um die Satelliten Proba-V und VNREDSat. Proba-V ist der erste von vier festen ESA-Aufträgen für die Vega. Der 160 kg schwere Satellit wird in 820 km Höhe positioniert und dient der Beobachtung der globalen Vegetationsentwicklung (deshalb das „V“ im Namen). Sein wissenschaftliches Instrumentarium basiert auf jenem der Spot-Satelliten. VNREDSat steht für „Vietnam Natural Resources, Environment and Disaster Monitoring Satellite“. Er wurde von Astrium gebaut, wiegt 130 kg und wird eine Umlaufbahn in 600 bis 700 km Höhe haben.

Beim anstehenden Start handelt es sich um Vega VV02. Insgesamt fünf Flüge werden von der ESA im Rahmen des VERTA-Programms („Vega Research and Technology Accompaniment“) gefördert. Das garantiert mindestens zwei Starts pro Jahr und soll die kommerzielle Nutzung des Trägersystems anschieben. Die Rakete wird maßgeblich unter italienischer Beteiligung gebaut. Der Name Vega steht für “Vettore Europeo di Generazione Avanzata” (“europäische Trägerrakete fortgeschrittener Generation”), bezieht sich aber auch auf den markanten Stern Wega am Nordhimmel im Sternbild Leier.

Der Beitrag Endspurt zum zweiten Vega-Start erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Daniel Maurat

Geschichte

Anfang der 1990er Jahre gab es in der Raumfahrt eine neue Entwicklung: Nutzlasten wurden immer spezialisierter und damit auch kleiner, weswegen man nun auch mit kleineren Trägerraketen starten konnten. Sowohl die USA mit ihren Kleinträgern, so etwa Pegasus und Taurus, als auch die ehemaligen Sowjetrepubliken, allen voran Russland und die Ukraine mit den abgewandelten Interkontinentalraketen Dnepr, Rockot, Start oder Kosmos, konnten diesen Markt dominieren. Europa dagegen hatte keine Möglichkeiten, kleine Satelliten selbst zu starten, da dazu die verfügbaren Trägerraketen, vor allem die Ariane 4 und 5, viel zu überdimensioniert und damit zu teuer waren.

Zu dieser Zeit hatte bereits Italien Erfahrung mit Kleinträgern, da sie das amerikanische Scout-Programm zum Beispiel auch mit der Startplattform San Marco vor der Küste Kenias unterstützten. Nachdem aber die USA das Programm beendeten, wollten die Italiener die Rakete in Eigenregie weiterentwickeln, wobei sie sowohl auf Technologie der Ariane als auch der Scout zurückgriffen. Die daraus resultierende Rakete, die Zefiro, nutzte die Erst- und die Zweitstufe der Scout, kombinierte sie mit zwei Feststoffboostern der Ariane 4 und mit zwei neu entwickelten Oberstufen. Einen einzigen Testflug mit den Erststufe und den Boostern führte sie am 19. März 1992 durch, doch wurde das Programm darauf eingestellt. Italien drängte dann aber bei der ESA auf die Entwicklung einer eigenen europäischen Kleinrakete, wobei man die Erfahrungen der Zefiro als auch Komponenten der sich damals in der Entwicklung befindlichen Ariane 5 nutze wollte. Doch die Entwicklung der Ariane 5 ließ keine weiteren Mittel für andere Trägerprojekte übrig, darüber hinaus regte sich heftiger Widerstand aus anderen ESA-Mitgliedsländern, allen voran aus Deutschland, da Astrium mit Eurockot auch an den Starts der Rockot beteiligt war und man keine weitere Konkurrenz wollte. Die ESA beschloss zwar im Oktober 1999, die nun Vettore Europeo di Generazione Avanzata, kurz Vega, genannte Rakete zu einem ESA-Programm zu machen, doch beteiligten sich nur sechs Staaten unter der Führung von Italien an diesem Programm. Im Jahr 2003 schließlich wurden die Verträge zum Bau der Rakete verteilt, wobei Avio aus Italien die meisten Aufträge bekam.

Technik

Die Vega verfügt über drei Stufen sowie eine Oberstufe:

• Die erste Stufe mit dem Namen P 80 FW basiert auf den Feststoffboostern EAP der Ariane 5, wurde aber weiterentwickelt und verkürzt. Der monolithische Raketenmotor, gebaut von Avio, hat eine Länge von 11,71 m, hat einen Durchmesser von 3 m und wiegt voll betankt 95,8 t. Der Feststoffmotor liefert bei einer Brenndauer von 107 Sekunden einen Schub von 2.112 kN. Als Treibstoff nutzt man den Festtreibstoff HTPB. Das Revolutionäre an der Stufe ist zunächst die Tatsache, dass die gesamte Struktur aus Kohlefaserverbundwerkstoffen besteht und damit die Hülle im Vergleich zu anderen Feststoffmotoren sehr leicht macht. Zudem werden zur Änderung der Flugbahn keine hydraulischen Aktoren, welche die Schubrichtung mittels der Düse beeinflussen, mehr benutzt, sondern elektrische.
• Die zweite Stufe vom Typ Zefiro 23 ist eine Neuentwicklung von Avio für die Vega. Die Stufe ist 7,53 m lang, hat einen Durchmesser von 1,91 m und wiegt voll betankt 25,75 t. Das einzelne Triebwerk liefert einen Schub von 954 kN bei einer Brenndauer von 72 Sekunden. Als Treibstoff nutzt man HTPB.
• Die dritte Stufe vom Typ Zefiro 9 ist eine verkleinerte Variante der Zefiro 23 Sie ist 3,47 m lang, hat einen Durchmesser von 1,91 m und wiegt voll betankt 10,95 t. Das Triebwerk liefert im Betrieb einen Schub von 225,8 kN bei einer Brenndauer von 130 Sekunden.
• Die vierte Stufe, auch als AVUM (Attitude Vernier Upper Module) ist eine kleine Stufe, welche Abbrandungenauigkeiten der Feststoffmotoren ausgleicht und den Satelliten auf seinen Orbit absetzt. Die in der Ukraine gefertigte Stufe hat eine Länge von 0,47 m, hat einen Durchmesser von 1,95 m und wiegt voll betankt 970 kg. Das einzelne Triebwerk vom Typ RD-869K von KB Juschnoje liefert bei einer Brenndauer von 315 Sekunden einen Schub von 2,54 kN. Dabei nutzt man als Treibstoff UDMH und als Treibstoff N₂O₄, welche in je zwei Tanks gelagert werden. Im AVUM ist auch die gesamte Avionik und der Bordcomputer der Rakete untergebracht.

Starts

Insgesamt gab es bisher (Stand: Mai 2012) nur einen Start der Vega. Dieser Jungfernflug fand am 13. Februar 2012 statt, wobei bei diesem Start insgesamt neun Kleinsatelliten in den Erdorbit gebracht wurden. Als Startrampe nutzt man die Startrampe ELV (l’Ensemble de Lancement Vega), welche ursprünglich als ELA 1 die Starts der Ariane-Versionen 1 bis 3 unterstützte. Der erste Start einer Vega war ursprünglich schon für 2007 geplant, doh verzögerte sich der Termin immer wieder, da zunächst die Drittstufe nach einem gescheiterten Testlauf vom 28. März 2007 diese modifiziert werden musste. Danach verzögerte sich der Start immer wieder aufgrund von Problemen an der Startrampe und mit der Rakete.

Zurzeit läuft ein Programm namens VETRA (Vega Research and Technology Accompanimen), wobei die Vega in insgesamt fünf Missionen getestet wird. Dieses Programm wird dabei von der ESA finanziert, wobei Arianespace die Starts vermarktet. Auch in Zukunft wird Arianespace für kommerzielle Flüge veranwortlich sein.

Ausblick

In den Wochen nach dem Jungfernflug im Februar und März 2012 gab es eine Reihe von Überlegungen zur Modifizierung der Vega. Einer der wichtigsten Ziele ist es, die AVUM ohne ukrainische Elemente zu bauen. Dabei zeigte Deutschland beziehungsweise die DLR große Bereitschaft, sich zu beteiligen und schlugen vor, eine neue Oberstufe zu bauen. Schon seit einigen Jahren läuft ein Programm namens VENUS (Vega New Upper Stage), wobei mehrere Konzepte für einen Ersatz der bisherigen AVUM diskutiert wurde.

Im Verlauf des VERTA-Programms sind noch vier Starts geplant, so unter anderem für Satelliten der Sentinel 2 und Sentinel 3-Serie, welche für Erderkundung genutzt werden sollen. Darüber hinaus soll mit der Vega das IXV, ein neues Konzept für ein wiederverwendbares Raumfahrzeug, starten. Das IXV macht einen knappen Erdumlauf und landet dann wieder gesteuert im Meer.

Technische Daten:

Der Beitrag Vega erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: NASA.

TDRS 4 mit einer Masse von 2.120 Kilogramm war im Rahmen der 8. Mission des US-amerikanischen Space Shuttle Discovery für die US-amerikanische Luft- und Raumfahrtagentur (NASA) in den Weltraum transportiert worden. Das Shuttle mit einer Besatzung aus Commander Michael Coats, Pilot John Blaha und den Missionsspezialisten James Bagian, James Buchli and Robert Springer hatte seine Reise um 15:57 Uhr MEZ am 13. März 1989 mit dem Bahnverfolgungs- und Datenrelaissatelliten in seiner Nutzlastbucht begonnen.

Im All ausgesetzt worden war TDRS 4 als 3. seiner Art zusammen mit einer als IUS bezeichneten Raketenoberstufe von Boeing, einer Kombination aus Feststofftriebwerken, bereits wenige Stunden nach dem Start. Der erste Feststoffmotor der Oberstufe mit der Seriennummer 9 hatte anschließend für das Erreichen einer geosynchronen Transferbahn gesorgt. Auf dieser war am 14. März 1989 um 4:30 Uhr MEZ der zweite Feststoffmotor gezündet worden, der die Ausbildung eines annähernd kreisförmigen geosynchronen Orbits sicherstellte.

Die erste geostationäre Einsatzposition von TDRS 4 lag bei 41 Grad West, welche auch als TDRS-Ost bezeichnet wird. Dort wurde der Satellit unter anderem für die Kommunikation mit im All aktiven Shuttles und der Internationalen Raumstation (ISS) verwendet. 2005 erfolgte ein Positionswechsel, und der von TRW, heute ein Teil von Northrop Grumman, gebaute Satellit arbeitete anschließend bei 46 Grad West.

Im November 2011 endete der Betrieb von TDRS 4 als Bahnverfolgungs- und Datenrelaissatellit, da die Kapazität seiner Akkumulatoren zur Speicherung elektrischer Energie so weit gesunken war, dass ein Beginn von Maßnahmen zur Außerdienststellung des Raumfahrzeugs angezeigt erschien.

Der Orbit von TDRS 4 wurde um rund 350 Kilometer soweit angehoben, so dass TDRS 4 anderen Satelliten nicht unmittelbar gefährlich werden kann. In diesem sogenannten Friedhofsorbit erfolgte am 9. Dezember 2011 schließlich die endgültige Abschaltung von TDRS 4.

Nach TDRS 1, der Ende Juni 2010 auf einer Friedhofsbahn deaktiviert worden war, ist TDRS 4 der zweite US-amerikanische Bahnverfolgungs- und Datenrelaissatellit aus der TDRS-Serie, dessen Mission abgeschlossen ist. Aktuell befinden sich sieben einsatzfähige TDRS im All. Voraussichtlich 2015 wird auch die Mission des letzten US-amerikanischen Raumfahrzeugs der ersten von TRW gebauten TDRS-Generation enden.

Die NASA arbeitet bereits an der Erneuerung der Flotte ihrer Bahnverfolgungs- und Relaissatelliten. Beim nächsten TDRS-Start wird der erste Satellit der dritten TDRS-Generation aktuellen Planungen zufolge im Sommer 2012 auf einer Atlas-V-Rakete den Weltraum erreichen.

Die Aufgaben, die TDRS 4 zuletzt wahrnahm, übernimmt jetzt TDRS 3, der vorher als Reservesatellit die Erde umkreiste.

TDRS 4, vor dem Start als TDRS-D bezeichnet, ist katalogisiert mit der NORAD-Nr. 19.883 bzw. als COSPAR-Objekt 1989-021B.

Raumcon:

• TDRSS – Tracking and Data Relay Satellite System

Der Beitrag TDRS 4 im Friedhofsorbit erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: ESA. Vertont von Peter Rittinger.

Erster Meilenstein war die Installation der ersten Stufe der VEGA auf der Startanlage. Die P80 genannte Stufe wiegt rund 100 Tonnen und war mit einem Fardier-Schwerlasttransporter und möglichst geringem Personaleinsatz vom Feststoffmotorintegrationsgebäude zur Startrampe gebracht worden, während in der Nähe des Transportweges liegende Gebäude aus Sicherheitsgründen evakuiert waren. Im Schutz des mobilen Serviceturms war dann die Montage der Stufe auf der Startanlage erfolgt.

Die Bodeninstallationen wurden zwischenzeitlich auf eine Abnahme der Stufe vorbereitet, in deren Rahmen auch die Schubvektorsteuerung (TVC) getestet wird. Letztere besorgt die Schwenkvorgänge der großen Auslassdüse des Raketenmotors.

In den nächsten Wochen werden auch die anderen beiden Feststoffstufen der VEGA, Zefiro-23 und Zefiro-9 genannt, zur Startanlage gebracht. Sie kommen vom VEGA-Motorenlager und werden dann auf der Startanlage aufeinander gesetzt.

Man hofft, dass auch die vierte Stufe, AVUM für Attitude & Vernier Upper Module genannt, die Rakete noch vor Jahresende auf der Startanlage ergänzen wird, wenn die Flugbereitschaft der Stufe festgestellt werden konnte.

Parallel zum Zusammenbau der Trägerrakete laufen die Verbreitungen der Satelliten, die beim Jungfernflug der VEGA ins All gebracht werden sollen. Bis Jahresende will man den italienischen Forschungssatelliten LARES zusammen mit sechs sogenannten Cubesats, annähernd würfelförmigen Kleinstsatelliten, und dem europäischen Universitätssatelliten ALMASat 1 unter ihrer gemeinsamen Nutzlastverkleidung verstauen.

Im Januar 2012 wird die Startkampagne dann laut Plan mit der Integration des sogenannten upper composite, also des Ensembles aus Nutzlasten, deren Tragstruktur und der Nutzlastverkleidung, auf der Rakete am Startplatz fortgesetzt. Anschließend folgen Tests der fertigen Rakete und die Abwicklung eins Probecountdowns.

Der Jungfernflug der VEGA ist gleichzeitig ihr Qualifikationsflug. Gelingt er, ist der Weg frei für zunächst fünf weitere Flüge, die im Rahmen eines Vega Research and Technology Accompaniment genannten Programms, abgekürzt VERTA, erfolgen und die Flexibilität der VEGA beweisen sollen.

Beim Entwurf der VEGA wurden die Anforderungen ganz unterschiedlicher Satellitenmissionen und Nutzlastkonfigurationen berücksichtigt. Damit hofft man sich zahlreiche Geschäftsmöglichkeiten in einem dynamischen Markt erschließen zu können.

Die VEGA kann bis zu sieben Satelliten gleichzeitig in den Weltraum bringen. Die Bandbreite reicht von einem einzelnen, größeren Satellit bis zu Kombinationen aus einem schweren und sechs sehr leichten Passagieren.

Die Startmasse der Gesamtnutzlast darf bei Flügen der VEGA zwischen 300 und 2.500 Kilogramm liegen. Jeweils mögliche Startmassen sind dabei vom zu erreichenden Zielorbit abhängig. In einen annähernd kreisförmigen polaren Orbit in circa 700 Kilometern über der Erde kann die VEGA rund 1.500 Kilogramm Nutzlast transportieren.

Das VEGA-Trägerraketenprogramm wird von sieben Mitgliedsstaaten der Europäischen Raumfahrtorganisation (ESA) abgewickelt. Belgien, Frankreich, Holland, Italien, Spanien, Schweden und die Schweiz leisten konkrete Beiträge.

Hauptauftragnehmer für die Herstellung der VEGA-Raketen ist das im italienischen Rom ansässige Unternehmen ELV SpA, das zu 70% AvioSpA und zu 30% der Italienischen Raumfahrtagentur (ASI) gehört. Die Firma Vitrociset, deren Hauptquartier sich ebenfalls in Rom befindet, ist im Bereich des Bodensegments der Hauptauftragnehmer.

Raumcon:

• VEGA VV-001 mit LARES & CubeSats

Der Beitrag Kourou: 1. VEGA-Startkampagne hat begonnen erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Autor: Daniel Maurat.

Geschichte

Die Geschichte dieses Trägers beruht, wie bei vielen anderen Trägerraketen, auf militärischen Entwicklungen: 1965 entschloss sich die chinesische Regierung, die Erforschung von Feststofftriebwerken für strategische Raketen zu starten. 1975 wurde dann die Mittelstreckenrakete Dong Feng 21 (chin. für Ostwind) in Auftrag gegeben. Diese war zweistufig ausgelegt und sollte einen Sprengkopf mit einem Gewicht von 600 kg über 1.700 km weit transportieren. Diese Rakete basiert auf der U-Bootrakete Jialiang 2, wobei sie aber vom Land aus gestartet wird. Dabei war die Rakete so ausgelegt, dass sie mobil von einem speziellen LKW aus gestartet werden konnte. 1985 erfolgte schließlich der erste Testflug der neuen Rakete. 1991 begann man schließlich mit der Stationierung der Rakete.

In den späten 1980er und frühen 1990er Jahren begann man mit einer Reihe von Weiterentwicklungen. So entwickelte man zunächst die DF 21A, welche eine gesteigerte Reichweite von 2.700 km hatte und nun auch eine größere Treffsicherheit hatte als der Vorgänger. 1995 begannen die Testflüge und schon ein Jahr später war sie im Einsatz.

Auf Basis dieser Rakete begann man dann im Jahr 200 einen Träger für kleine Nutzlasten zu entwickeln. Man nahm eine DF 21A und setzte zwei neu entwickelte Stufen auf die Mittelstreckenrakete. Die dafür zuständige Firma war die eigens neu gegründete Space Solid Fuel Rocket Carrier Corporation. Schon zwei Jahre später, also im Jahr 2002, stand die neue Rakete auf der Rampe. Sie bekam den Namen Kaituozhe 1 (chin. für Forscher, auch KT 1). Das ist für eine chinesische Rakete untypisch, da sie (bis auf eine Ausnahme, nämlich der FB 1) alle den Namen Langer Marsch bekamen.

Eine weitere Besonderheit der KT 1 ist, dass sie, ohne optionale Viertstufe, auch als Antisatellitenwaffe genutzt wird. Man vermutet im Westen, dass mit solch einer KT 1 am 11. Januar 2007 der chinesische Wettersatellit abgeschossen wurde.

Technik

Die KT 1 ist eine DF 21A mit zwei zusätzlichen Oberstufen. Da die DF 21 ieine aktive Mittelstreckenrakete der chinesischen Streitkräfte, sind die technischen Daten nur spärlich:

• Die Erststufe, auch als FG-04 bekannt, ist eine Erststufe der DF 21A. Sie ist 5,8 m lang und hat einen Durchmesser von 1,4 m. Ihr Startgewicht ist nicht bekannt, genauso wie die Brenndauer und der Schub der Stufe. Man weiß aber, dass sie über vier Düsen verfügt, ähnlich der amerikanischen Minuteman-Interkontinentalrakete. Sie nutzt einen Festtreibstoff, wobei unbekannt ist, welcher genau genutzt wird.
• Die Zweitstufe, als FG-05 bezeichnet, ist eine Zweitstufe der DF 21. Sie ist 1,7 m lang und hat einen Durchmesser von 1,4 m. Auch ihr Startgewicht ist, wie bei der Erststufe, nicht bekannt. Wie die Erststufe besitzt sie vier Düsen, wobei die Brenndauer und der Schub der Stufe nicht bekannt sind. Auch sie nutzt als Treibstoff einen Festtreibstoff, wobei nicht bekannt ist, welcher genau genutzt wird.
• Die Drittstufe, die SpaB 100, ist eine Neuentwicklung für die KT 1. Sie ist 3 m lang und hat einen Durchmesser von 1 m. Ihr Startgewicht ist nicht bekannt. Ihr Triebwerk liefert einen Schub von 161,5 kN bei einer Brenndauer von 292 Sekunden. Sie nutzt einen nicht näher spezifizierten Festtreibstoff zum Antrieb.
• Die Viertstufe, auch als OM 1 bekannt, ist eine Kickstufe, mit der die Nutzlast auf seinen Orbit kommt. Sie ist 1 m lang und hat einen Durchmesser von 60 cm. Ihr Startgewicht ist nicht bekannt. Sie leistest für 280 Sekunden Brenndauer einen Schub von 7,1 kN. Als Treibstoff nutzt man einen Festtreibstoff

Starts

Bisher startete die KT 1 offiziell (Stand: Oktober 2011) lediglich zweimal, je einmal 2002 und 2003. Beide Starts liefen dabei schief und ihre Nutzlasten schafften es nicht in die Umlaufbahn. Als Startplatz nutzte man dabei in beiden Fällen den Weltraumbahnhof Taiyuan in der Provinz Shanxi, etwa 500 km westlich von Peking. Bei beiden Starts verlor man je einen Kleinsatellit vom Typ PS.

KT 1 als Antisatellitenwaffe

Den vielleicht berühmtesten Einsatz hatte die KT 1 am 11. Januar 2007. An diesem Tag schoss China seinen ausrangierten Wettersatelliten Feng Yun 1C (der beim Erststart der CZ 4B 1999 gestartet wurde) im Weltraum ab. Dadurch bildete sich eine große Trümmerwolke auf dem stark frequentierten polaren und sonnensynchronen Orbit. Diese erhöhte Gefahr für andere Satelliten, die nun durch diese Trümmerwolke fliegen müssen, (was in etwa so ist, als würde man mit einer Schrotflinte beschossen werden, die sehr weit streut) führe zu starken Protesten von allen anderen Weltraumstaaten, einschließlich Japan, Russland, Europa und der USA. Dieser Antisatellitentest (ASAT-Test) war eine Machtdemonstration Pekings, die Spuren hinterließ. Nun war der Welt klar, dass China die Technologie für ASAT-Waffen hatten (zuvor nur Russland und die USA) und diese auch im Notfall einsetzen würden.

Zukunft

Über die Zukunft des Trägers ist im Westen nicht viel bekannt, doch gehen Experten davon aus, dass die KT 1 in nächster Zukunft weiter die Haupt-ASAT-Waffe Pekings bleiben wird. Es gibt aber eine Reihe von Weiterentwicklungsvorschlägen, wobei man im Westen nicht sicher ist, ob sie nun in der Entwicklung sind oder doch nur Konzepte blieben. Dieses Konzept ist die KT 2-Familie. Sie basieren auf den beiden Interkontinentalraketen DF 31 und DF 41. Die KT 2, auch als KT 1A bekannt, nutzt die Erststufe der DF 31 / 41 in Verbindung mit einer neuen Zweitstufe und der Drittstufe der KT 1. Die KT 2A, auch als KT 1B bekannt, nutzt als Erststufe die Erststufe der DF 31 / 41, wird aber beim Start von zwei neu entwickelten Boostern unterstützt. Die Zweitstufe stammt direkt von der DF 41, während die Drittstufe wieder die Drittstufe der KT 1 ist. Sie sollen so eine größere Nutzlast in den Weltraum bringen können.

Verwandte Artikel:

• Technische Daten
• Startliste
• Index: China

Der Beitrag Kaituozhe 1 erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: NASA, OSC, USAF.

Auf der Luftwaffenbasis Kirtland in New Mexico arbeitet seit dem 21. Mai 2007 eine Abteilung des US-Verteidigungsministeriums, deren Aufgabe es ist, für neu entstandene Anforderungen möglichst rasch benutzbare Lösungen im Bereich militärischer und die nationale Sicherheit der USA betreffender Raumfahrtanwendungen zur Verfügung zu stellen (Operationally Responsive Space Office, ORS Office). Der Bau von ORS-1, der innerhalb eines Zeitraums von zwei Jahren konstruiert und gestartet werden sollte, war am 23. Oktober 2008 vom ORS Office in Auftrag gegeben worden.

Jetzt wurde ORS 1 nach über zweieinhalb Jahren an der Spitze einer vierstufigen Minotaur-I-Rakete vom Startplatz LP-0B auf Wallops Island an der Ostküste des US-amerikanischen Bundesstaates Virginia aus in den Weltraum transportiert. Der benützte Raketentyp kam bei insgesamt zehn Flügen zum vierten Mal von Wallops aus zum Einsatz. Das verwendete Projektil hob, nachdem noch ein Problem mit den Akkumulatoren für das Flugabbruchsystem der Rakete gelöst worden war, am 30. Juni 2011 um 5:09 Uhr MESZ ab, vor Ort war es 23:09 Uhr am 29. Juni 2011.

In den ersten drei Stufen der von der Orbital Sciences Corporation (OSC) entworfenen Minotaur I kamen Feststoffmotoren, wie sie in Interkontinentalraketen des Typs Minuteman und Raumfahrtträgern des Typs Pegasus XL verwendet wurden, zum Einsatz. Nach wenigen Flugminuten hatten die ersten drei Stufen mit den Feststoffmotoren M55E1, SR19 und Orion 50XL ihre Arbeit getan und die Nutzlastverkleidung mit einem Durchmesser von 155 Zentimetern war abgeworfen. Eine anschließende etwas über fünf Minuten dauernde Freiflugphase endete mit dem Abwerfen der dritten Stufe. Elf Sekunden später folgte die Aktivierung des von Alliant Techsystems gebauten Feststoffmotors vom Typ Orion 38 in der vierten Stufe der Rakete. Er brannte etwas über eine Minute und besorgte so die Umwandlung der zuvor stark elliptischen Bahn in eine annähernd kreisförmige.

Die Nutzlast, ORS-1, wurde um 5:21 Uhr MESZ 11 Minuten und 48 Sekunden nach dem Start von der vierten Stufe der Rakete abgetrennt. Nach einer dreißigtägigen Testphase auf einer Bahn in rund 400 Kilometern über der Erdoberfläche und mit einer Neigung von etwa 40 Grad gegen dem Erdäquator ist die Übergabe des Raumfahrzeugs an die 1. Staffel für Weltraumoperationen der US-amerikanischen Luftwaffe geplant. Die Luftwaffe wird ORS-1 dann für das Zentralkommando der US-Streitkräfte, das United States Central Command (CENTCOM), überwachen und steuern. Der neue Satellit soll dann die Kapazitäten zu Bildgewinnung militärischer Luftfahrzeuge über Zentralasien und insbesondere über Afghanistan ergänzen.

Das Hauptinstrument an Bord von ORS-1 ist eine Modifikation eines elektrooptischen Infrarotkamerasystems, das in U2-Spionageflugzeugen eingesetzt wird, was es US-amerikanischen Truppen des CENTCOM, die in der Lage sind, Luftbilder von Spionageflugzeugen zu empfangen, ermöglicht, auf Bildmaterial von ORS-1 zurückzugreifen. Das Syers 2A genannte Kamerasystem wurde vom Hauptauftragnehmer für ORS-1, dem Unternehmen Goodrich ISR Systems aus Danbury in Connecticut gebaut. Der raumflugtechnische Teil von ORS-1 auf Basis des zu Grunde liegenden Satellitenbusses RSMB (engl. für Responsive Space Modular Bus) wurde in nur 16 Monaten in Beltsville, Maryland von Alliant Techsystems (ATK) gebaut. Er ähnelt demjenigen von Tacsat 3, besitzt aber zusätzlich ein eigenes Antriebssystem. Das Raumfahrzeug ist so ausgelegt, dass es mindestens ein Jahr im Weltraum eingesetzt werden kann. Der Treibstoff an Bord reicht abhängig von der Anzahl auszuführender Manöver und nötiger Lagekorrekturen für zwei bis vier Jahre Betrieb.

ORS-1 ist katalogisiert mit der NORAD-Nr. 37.728 bzw. als COSPAR-Objekt 2011-029A.

Der Beitrag USA starteten Aufklärungssatelliten ORS-1 erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Erstellt von Simon Plasger. Quelle: OSC.

Entwicklung
Die Pegasus-Rakete wurde von der Orbital Science Corporation entwickelt, um die Scout im Bereich der leichten Nutzlasten abzulösen. Der Erstflug fand 1990 statt.

Technik
Beschrieben wird die aktuelle Version Pegasus XL

Die Pegasus wird unterhalb eines Trägerflugzeuges (Lockheed L-1011) auf Abwurfposition gebracht. Wo diese sich befindet, hängt vom gewünschten Orbit ab. Nachdem die Rakete abgeworfen wurde, befindet sich diese für fünf Sekunden im freien Fall. Danach zündet die erste Stufe, ein Feststoffmotor vom Typ „Orion 50S XL“. In der ersten Flugphase gleicht die Pegasus mehr einem raketenbetriebenen Flugzeug als einer richtigen Rakete. Die Lageregelung wird dabei von den aerodynamischen Steuerflächen übernommen.

Nachdem Stufe eins nach ca. 70 Sekunden ausgebrannt ist, wird diese abgesprengt und fliegt die Rakete für ca. 20 Sekunden ballistisch. Danach zündet die zweite Triebwerkseinheit, ebenfalls ein Feststoffmotor (Typ: Orion 50 XL). Im Verlauf dieser Brennphase wird auch die Nutzlastverkleidung abgeworfen. Dazu werden pyrotechnisch die beiden Halbschalen getrennt und mit kleinen Gasdüsen auseinandergestoßen.

Ca. 170 Sekunden nach dem Start ist auch die zweite Stufe ausgebrannt. Jedoch wird diese nicht abgetrennt, sondern bleibt vorerst mit der restlichen Konfiguration verbunden. Diese fliegt nun für einige Zeit eine ballistische Bahn. Erst wenn die gewünschte Orbithöhe erreicht ist, wird die zweite Stufe separiert und der dritte Feststoffmotor (Orion 38) zündet. Nach 70 Sekunden schließlich ist auch dieser ausgebrannt.

Oberhalb der drei Raketenmotoren befindet sich die Avionik-Sektion. Hier befinden sich der Flugcomputer und andere Steuereinheiten. Darüber schließlich ist das Payload Interface System platziert, welches die Aufgabe hat, Daten der Nutzlast zu übermitteln und diese schließlich abzutrennen.

Flüge
Bis jetzt führte die Pegasus 43 Starts in allen Versionen durch. Davon waren 37 erfolgreich, es gab 3 Teilerfolge und 3 totale Fehlschläge.

Verwandte Artikel:

• Pegasus – Technische Daten
• Pegasus – Startliste

Der Beitrag Pegasus erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: Astrium Space Transportation, ATK.

Den Fünfsegment-Feststoffbooster will ATK aus dem aus vier treibstoffgefüllten Segmenten bestehenden Booster ableiten, den das Unternehmen für das US-amerikanische Shuttle-Programm herstellte. Laut ATK kamen bei Flügen im Rahmen des Shuttle-Programms bisher 107 Boosterpaare zum Einsatz.

Die flüssigkeitsbetriebene Oberstufe soll EADS Astrium, Hersteller und Entwickler der Ariane-5-Rakete, in Zusammenarbeit mit der Safran-Gruppe, einer Unternehmung des französischen Triebwerksherstellers Snecma, die das Vulcain-2-Triebwerk für die Ariane 5 baut, beisteuern. In rund acht Jahren transportierte die Ariane 5 über vierzig Mal erfolgreich Nutzlasten in den Weltraum. Nach den Angaben von ATK sind die Prämien, die Versicherer bei Missionen der Ariane 5 berechnen, die niedrigsten im gesamten kommerziellen Startgeschäft, weil die Ariane 5 sich als unübertroffen zuverlässig erwies.

Welchen finanziellen Aufwand ATK für eine Oberstufe aus Europa wird leisten müssen, steht noch nicht fest. Um aus der Zentralstufe der Ariane 5 eine Oberstufe zu machen, ist einige Entwicklungsarbeit erforderlich. Beispielsweise muss sichergestellt werden, dass der bisher immer beim Start am Boden gezündete Raketenmotor Vulcain 2 sich im Flug nach der Trennung der Oberstufe vom Feststoffbooster störungsfrei in Betrieb setzen lässt.

Trotz der noch offenen Fragen bewirbt sich die neue Allianz um einen Auftrag der NASA zum kommerziellen Besatzungstransport. Im Rahmen einer Ausschreibung zu einem CCDev2 für Commercial Crew Development 2 genannten Entwicklungsprogramm schlägt man einen Träger vor, der billiger und leistungsfähiger werden soll als vergleichbare Raketen der Konkurrenz.

Durch Libertys Fähigkeit, eine Nutzlast von über 20 Tonnen zur ISS bringen zu können, werde es möglich, mit Liberty jedes derzeit in Entwicklung befindliche bemannte Raumschiff Richtung ISS zu starten. Die Entwicklung von Feststoffbooster und Ariane-Stufe erfolgten von Anfang an unter dem Gesichtspunkt der Nutzung bei bemannten Weltraummissionen, deshalb werde Liberty laut ATK eine bisher unerreichte Besatzungssicherheit bieten.

Ein erster Flug der neuen, rund 91,5 Meter hohen Rakete könnte bereits Ende 2013 stattfinden, hofft man. Nach einem zweiten Testflug 2014 will man 2015 den operationalen Status erreichen. Als förderlich könnte sich angesichts des Zeitplans erweisen, dass erhebliche Entwicklungsarbeit für einen Fünfsegment-Feststoffbooster bereits geleistet wurde. ATK hatte für die Ares-I-Rakete, die im Rahmen des jetzt in Abwicklung befindlichen Constellation-Programms den Besatzungstransport erledigen sollte, einen Fünfsegment-Feststoffbooster entworfen, und ihn in Varianten in statischen Brennversuchen im September 2009 und im August 2010 am Boden erfolgreich getestet.

Den Flug von Ares I-X im Oktober 2009 betrachtet ATK als Beweis für die Machbarkeit des Gesamtkonzepts. Ares I-X, bestehend aus einem Feststoffbooster mit einem als Attrappe ausgelegten und vier treibstoffgefüllten Segmenten sowie einem mit Ballast versehenen Oberstufendummy, hatte den ersten Ares-Testflug im Rahmen der Entwicklung eines neuen Trägers zum Besatzungstransport für das Constellation-Programm ausgeführt. Dabei wurde, so ATK, die Leistungsfähigkeit eines Liberty sehr ähnlichen Konzepts nachgewiesen, und große Effektivität beim Zusammenbau der Rakete, den Arbeiten am Boden und der Abwicklung des Starts demonstriert.

Um die Assemblierung künftiger Liberty-Raketen auf dem Startgelände soll sich die texanische United Space Alliance (USA) aus Houston zusammen mit dem Kennedy Space Center (KSC) in Florida kümmern. Die Montagearbeiten können im VAB genannten Integrationsgebäude des KSC erfolgen, gestartet werden könnte Liberty von bereits existierenden, mobilen Startplattformen, die, ähnlich wie es für Ares I vorgesehen war, entsprechend anzupassen wären. Neben der USA und dem KSC verstärkt auch L-3 Communications aus Cincinnati in Ohio die Liberty-Arbeitsgruppe. Das Arbeitsgebiet von L-3 Communications ist dabei die Avionik der ersten Stufe der Liberty-Rakete.

Der Beitrag Liberty als Nachfolger von Ares I ? erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Autor: Simon Plasger.

Geschichte

Nachdem die UdSSR und die USA erfolgreiche Weltraumflüge unternahmen, beschloss Frankreich 1961, ebenfalls ein eigenes Trägersystem zu entwickeln. Um die Entwicklungszeit zu verkürzen, griff man dabei auf bereits vorhandene, ballistische Raketen zurück. Dies verhalf zum baldigem Erfolg und so hob bereits 1965 die erste Diamant ab.

Versionen

Die Diamant wurde in insgesamt drei Versionen gebaut, die hier genauer beschrieben werden:

Diamant A

Die Diamant A war die erste Version. Ihre erste Stufe wurde mit einem einzigen Flüssigkeitstriebwerk betrieben, welches einen Schub von 265,6 kN auf Meereshöhe bzw. 274 kN im Vakuum besaß. Das ungewöhnliche an dieser Stufe war ihre Treibstoffkombination. Sie flog mit Salpetersäure und Terpentin. Wenn die Stufe nach 93 Sekunden ausgebrannt war, wurde sie abgesprengt und die zweite Stufe, ein Feststoffmotor, zündete.

Diese Einheit brannte 47 Sekunden lang mit einem Schub von 120 kN und wurde dann ebenfalls abgetrennt. Entwickelt wurde dieser Booster aus einer Lenkwaffe vom Typ „MSBS-1“. Eine letzte Stufe, ebenfalls auf Feststoffbasis, hatte einen Schub von 41,2 kN und eine Brenndauer von ca. 45 Sekunden. Nachdem diese auch abgetrennt wurde, war der Satellit im Orbit. Bei insgesamt 4 Starts leistete sich die Diamant A keinen einzigen Fehlstart.

Diamant B

Eine weiterentwickelte Version, die Diamant B, hatte weniger Erfolg. Bei ihren fünf Starts gelangen nur drei. Ein Flug erreichte aufgrund eines Raketenfehlers keinen Orbit, ein anderer lässt sich mit dem einzigen Fehler einer nicht abgetrennten Schutzhaube noch als Teilerfolg einordnen.

Die erste Stufe wurde neu entwickelt und setzte nun auf die Treibstoffe UDMH und N₂O₄. Ihr stärkerer Schub von 349,1 kN (Meereshöhe)/400 kN (Vakuum) erhöhte die Nutzlast für einen niedrigen Orbit von 130 kg bei der Diamant A auf ca. 160 kg. Die Stufen zwei und drei blieben gleich.

Die letzte Version schließlich ersetzte die zweite Stufe, nachdem diese bei der Vorgängerversion zu einem Fehlstart geführt hatte. Als neue mittlere Einheit setzte man einen Teil einer Interkontinentalrakete ein. Die ebenfalls mit einem Feststoffmotor betriebene Stufe hatte einen Schub von 180 kN und eine Brenndauer von 55 Sekunden. Eine weitere neue Einheit war die Nutzlastverkleidung, die von der britischen Black Arrow kopiert wurde. Drei erfolgreiche Flüge beendeten das Diamant-Programm.

Infrastruktur

Während des Diamant-Programms wurden zwei verschiedene Startzentren eingesetzt. Für die Version Diamant A benutzte man eine Startrampe nahe der algerischen Stadt Hammaguir. Nachdem das Land unabhängig wurde, durfte der Platz noch einige Zeit benutzt werden, stellte jedoch keine Dauerlösung dar. Deshalb machte man sich auf die Suche nach einer neuen Startmöglichkeit.

Diese fand man in Kourou in Französisch-Guayana, von wo dann die Versionen Diamant-B und -BP 4 eingesetzt wurden. Auch heute noch heben von diesem Weltraumbahnhof die Ariane-Raketen ab.

Verwandte Artikel:

• Diamant – Technische Daten
• Liste der Diamant-Starts

Der Beitrag Diamant erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: Ball Aerospace, Boeing, OSC, USAF. Vertont von Peter Rittinger.

Entsprechend der Aufgabe des Satelliten steht die Abküzung SBSS für Space-Based Space Surveillance. Ursprünglich hätte der erste für das System vorgesehene Satellit (SBSS Block 10) bereits Mitte oder Ende 2007 gestartet werden sollen. Er wurde jetzt an der Spitze einer Minotaur-IV-Rakete vom Startplatz SLC-8 der Luftwaffenbasis Vandenberg in Kalifornien aus in den Weltraum transportiert. Die Rakete eines neuen Typs, die zum ersten Mal eine Nutzlast auf einen Erdorbit brachte, hob am 26. September 2010 um 6:41 Uhr MESZ ab, vor Ort war es 21:41 Uhr am 25. September 2010. In den ersten drei Stufen der von der Orbital Sciences Corporation (OSC) entworfenen Minotaur IV kamen Feststoffmotore, wie sie in Interkontinentalraketen des Typs MX alias Peacekeeper verwendet wurden, zum Einsatz. Nach rund fünf Flugminuten hatten die drei Stufen mit den Feststoffmotoren SR118, SR119 und SR120 ihre Arbeit getan, und es schloss sich eine rund acht Minuten dauernde Freiflugphase an. Diese endete mit dem Abwerfen der dritten Stufe und der Aktivierung des von Alliant Techsystems gebauten Feststoffmotors vom Typ Orion 38 in der vierten Stufe der Rakete. Er brannte etwas über eine Minute und besorgte so die Umwandlung der zuvor stark elliptischen Bahn in eine annähernd kreisförmige.

Die Nutzlast wurde um 6:56 Uhr MESZ von der vierten Stufe der Rakete abgetrennt. Rund acht Minuten später stand das Entfalten der beiden Solarzellenausleger des auf der BCP-2000-Plattform von Ball Aerospace basierenden Satelliten an. Die weiteren Anlagen und Systeme an Bord des Satelliten mit einer Startmasse von 1.031 Kilogramm sollen innerhalb der nächsten 60 Tage in Betrieb genommen werden. Nach einer anschließenden Phase, in der Komponenten an Bord des Satelliten kalibiert und ihre exakte Leistungsfähigkeit ermittelt werden, folgt der Test- und Versuchsbetrieb. 210 Tage nach dem Start möchte man mit der Übergabe des Satelliten an seinen endgültigen Betreiber, das Weltraumkommando der US-Luftwaffe, beginnen. Das Air Force Space Command (AFSPC) möchte den neuen Erdtrabanten 240 Tage nach dem Start in einem annähernd kreisförmigen sonnensynchronen Orbit in rund 630 Kilometern über der Erde in den Regelbetrieb übernehmen.

Mit der in einem dreh- und schwenkbaren Gehäuse untergebrachten hochentwickelten Digitalkamera mit einer Masse von rund 227 Kilogramm soll das Raumfahrzeug andere Satelliten, Weltraumschrott und Raketen im Flug erfassen und beobachten. Gegenüber der erdbasierten Beobachtung von Objekten im Weltraum erwartet die US-Luftwaffe von der weltraumgestützen Beobachtung die Fähigkeit, Bahnen und Manöver von Objekten im All rund um die Uhr unabhängig von Wetterbedingungen mit verbesserter Genauigkeit feststellen zu können. Sieben Jahre lang soll sich der erste von Ball Aerospace in einer von Boeing als Hauptauftragnehmer angeführten Arbeitsgruppe gebaute Satellit für SBSS dazu benützen lassen.

Eine Konstellation aus vier ähnlichen, weiterentwickelten Satelliten (SBSS Block 20) könnte im US-amerikanischen Finanzjahr 2013 einsatzfähig sein.

Raumcon:

• Minotaur-IV-Jungfernflug mit SBSS

Der Beitrag USAF startet Satellit zur Weltraumüberwachung erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: NASA, NASA-TV.

Für den Brennversuch im Teststand T-97 (Large Motor Static Firing Test Facility, Einrichtung für statische Brenntests großer Motore) auf dem Testgelände des Motorherstellers ATK in Promontory nördlich von Salt Lake City war der Fünfsegmentbooster in waagerechter Lage eingebaut. Der DM-2 genannte Feststoffbooster (DM steht für „Development Motor“ oder auch „Demonstration Motor“) wurde am 31. August 2010 gegen 17:27 Uhr MESZ gezündet und brannte dann rund zwei Minuten. Daten zum erzielten Schub, zum Verhalten der Schubvektorsteuerung, zum erzeugten Lärm und entstehenden Vibrationen wurden aufgezeichnet. Mehr als 760 Sensoren erfassten die gewünschten Informationen zu 53 verschiedenen Testthemen. Noch nie zuvor war ein Booster diese Formats mit derartig viel Messtechnik ausgerüstet in einem Test betrieben worden.

Während des statischen Brennversuchs des zur Simulation von Startbedingungen bei kühlem Wetter vorher auf rund 4,5 Grad Celsius heruntergekühlten Motors sollte ein Schub von umgerechnet mehr als 16.000 Kilonewton erzeugt werden. Eine vorläufige Bewertung der beim Test gewonnenen Daten geht davon aus, dass sich der Fünfsegmentbooster im Test hervorragend verhalten hat, wurde in der Pressekonferenz nach dem Test mitgeteilt. Die in dem Booster verwendeten Segmentgehäuse waren zuvor bei zusammen 59 Missionen des Shuttle-Programms zum Einsatz gekommen.

Raumcon:

• DM-2 Fünfsegmentmotortest

Der Beitrag Booster DM-2 erfolgreich getestet erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: Haaretz.com, hayadan.org.il, IAI, IsraelNationalNews.com, jpost.com. Vertont von Peter Rittinger.

Der Start erfolgte um 22:00 Uhr Ortszeit (23:00 Uhr MESZ) auf der an der Mittelmeerküste in der Nähe der Städte Rishon LeZion und Yavne Palmahim im Süden von Tel Aviv gelegenen Luftwaffenbasis Palmachim. Die ersten beiden auf dem gleichen Feststoffmotor basierenden Raketenstufen brachten das beim Start rund 30 Tonnen schwere und 20 Meter hohe Projektil zunächst auf Höhe und in westlicher Richtung über das Mittelmeer aus den dichten Schichten der Erdatmosphäre heraus. Dann folgte eine nicht angetriebene ballistische Flugphase, während der die Nutzlastverkleidung abgeworfen wurde. Schließlich zündete in 250 Kilometern über die Erdoberfläche die dritte, ebenfalls mit einem Feststoffmotor angetriebene Stufe der Rakete und sorgte für einen Einschuss des Satelliten in den vorgesehenen Orbit. Dieser unterscheidet sich wegen der Erfordernis, die Flugbahn der Trägerrakete so zu legen, dass ausgebrannte Raketenstufen und andere Raketenteile nicht auf bewohnte Gebiete fallen und der Absicht, das Überfliegen der arabischen Nachbarn zu vermeiden, von den Umlaufbahnen vieler anderer Satelliten. Ofeq 9 bewegt sich auf einer retrograden, das heißt hinsichtlich der Drehrichtung der Erde gegenläufigen Bahn um die Erde.

Betrieben werden soll der Satellit auf seiner elliptischen Bahn in Höhen zwischen 307 und 620 Kilometern über der Erdoberfläche vier Jahre lang. Die Startmasse des auf dem OPSAT-2000-Bus basierenden dreiachsstabilisierten Trabanten lag bei etwa 300 Kilogramm. Er ist 2,3 Meter hoch und hat mit seinen beiden entfalteten Solarzellenauslegern eine Spannweite von 3,6 Metern. Die Auflösung seines optischen Hauptinstruments beträgt in 500 Kilometern Flughöhe rund 70 cm. Mit dem Instrument ist es möglich, 7 Kilometer breite Streifen der Erdoberfläche abzutasten. Der Satellit wurde von der Israel Aerospace Industries Ltd. (IAI) unter Mitwirkung zahlreicher Industriebetriebe aus Israel, darunter z.B. El-Op, IMI, Rafael, Tadiran-Spectralink und Elisra, gebaut.

In Funktion und Aufgabe gleicht Ofeq 9 den 2002 und 2007 gestarteten Vorgängermodellen Ofeq 5 und Ofeq 7. Das Hauptinstrument von Ofeq 9, die Kamera, ist gegenüber den in den Vorgängern eingebauten etwas weiterentwickelt worden, was der Luftwaffe Israels (IAF) mehr Flexibilität bei der Erfüllung ihrer Aufgaben ermöglichen soll.

Ofeq 9 ist katalogisiert mit der NORAD-Nr. 36.608 bzw. als COSPAR-Objekt 2010-031A.

Der Beitrag Shavit 2 bringt Ofeq 9 ins All erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Günther Glatzel. Quelle: NASA, SpaceflightNow. Vertont von Peter Rittinger.

Die Kapsel wurde von einem mit Feststoff arbeitenden Raketenmotor während der 6 Sekunden dauernden Antriebsphase in 1,2 Kilometer Höhe gebracht. Dabei wirkte eine durchschnittliche Beschleunigung, die dem 16-fachen der Fallbeschleunigung auf der Erde entspricht. Innerhalb der ersten 3 Flugsekunden erreichte das Vehikel eine Geschwindigkeit von etwa 716 Stundenkilometern, und schließlich eine Maximalgeschwindigkeit von rund 867 Stundenkilometern. Aufgrund der Trägheit flog die Kombination aus Antriebssystem und Kapselattrappe nach dem Ausbrennen des zum Start verwendeten Motors auf einer ballistischen Bahn bis in etwa 2 Kilometer Höhe. Dabei wurde ihre Lage weiter durch ein computergesteuertes Antriebssystem unter Nutzung des beim Start ebenfalls gezündeten Attitude Control Motor (ACM) geregelt.

Während eines Loopings in der Nähe des höchsten Punktes der Flugbahn wurde das Rettungssystem unter Einsatz des Jettison Motors (JM) abgetrennt. Danach entfalteten sich 3 große Bremsfallschirme, die den Fall der Kapselattrappe verlangsamten. Diese ging schließlich nach etwa 2 Minuten und 14 Sekunden ca. 2.000 Meter vom Startort entfernt mit einer Geschwindigkeit von rund 26 Kilometern pro Stunde nieder.

Der als Abort Motor (AM) bezeichnete Feststoffmotor des Startabbruchsystems besitzt einige Besonderheiten. So feuert er eigentlich nach oben. Der Abgaststrahl wird allerdings von speziellen Umlenkeinrichtungen reflektiert, so dass die Antriebswirkung nach unten gerichtet ist. Durch diesen Kniff treten die Gase aber in ausreichender Entfernung von der Kapsel aus, ohne diese in Gefahr zu bringen. Dadurch kann das Launch Abort System an der Oberseite der Kapsel montiert und bei einem normalen Start in fast 100 Kilometern Höhe vor Erreichen des Orbits abgetrennt werden.

Der PA-1 genannte Test kostete etwa 220 Millionen US-Dollar und fand auf der White Sands Missile Range in New Mexico (USA) statt. Er wurde noch gemäß der Verträge für das Constellation-Programm durchgeführt. Ein ähnliches Rettungssystem soll aber auch bei zukünftigen Kapselsystemen in der bemannten Raumfahrt der USA Verwendung finden, möglicherweise sogar auf einer modifizierten Orion-Kapsel.

Raumcon:

• NASA-Raumschiff Orion ab Ankündigung des Tests (30. April)

Der Beitrag Test des Orion-Rettungssystems erschien zuerst auf Raumfahrer.net.