Quelle: Beyond Gravity, 29. November 2024

Wien, 3. Dezember 2024 – Am Mittwoch, dem 4. Dezember, sollen zwei kleine europäische Satelliten für die Mission Proba-3 zur Sonne starten. Der Raketenstart erfolgt von Indien. Die beiden Kleinsatelliten sollen gemeinsam erstmalige Aufnahmen von der Sonne machen und neue Technologien im All testen. Die genaue Position der beiden Raumsonden wird von Navigationsempfängern aus Wien bestimmt. „Wir tragen mit unseren Produkten zum reibungslosen Funktionieren dieser wichtigen europäischen Mission bei, die neue Einblicke in die Sonnenkorona liefern wird“, betont Kurt Kober, Geschäftsführer von Beyond Gravity Austria (vormals RUAG Space), Österreichs größtem Weltraumunternehmen. Derzeit verwenden 25 Satelliten im All Navigationsempfänger von Beyond Gravity. Die Sonnenkorona ist ein Teil der Sonnenatmosphäre und etwa der Ursprung von Sonnenstürmen, die das Funktionieren von Satelliten oder von Kommunikations- und Stromnetzen auf der Erde beeinträchtigen können.

Ein Satellit verdeckt die Sonne für den zweiten Satelliten

Die beiden Raumsonden von Proba-3 fliegen nebeneinander bei der Sonne vorbei. Ein Satellit verfinstert die Sonne, damit der zweite die sonst unsichtbare Sonnenkorona untersuchen kann. Mit einer Genauigkeit von einem Millimeter wird sich eine Raumsonde vor der anderen in etwa 150 Metern Entfernung aufstellen, um ihren Schatten genau auf die andere Sonde zu werfen. Der Schatten, den die erste Sonde wirft, verdeckt das feurige Antlitz der Sonne, so dass die schwache, sie umgebende „koronale“ Atmosphäre sichtbar wird. Die rätselhafte Korona ist der Ursprung des Weltraumwetters, ein Thema von großem wissenschaftlichem und praktischem Interesse. 

Sonnenkorona ist Ursprung von Sonnenstürmen

Die Sonnenkorona ist mehr als eine Million Grad wärmer ist als die darunter liegende Oberfläche der Sonne. Sie ist ein wichtiger Schwerpunkt der wissenschaftlichen Forschung. Einerseits, um unser Verständnis der Sonne zu verbessern. Andererseits als Ursprung des Sonnenwetters, wie koronale Massenauswürfe oder Sonnenstürme.

Proba-Missionen

Die Proba-Missionen sind eine Reihe von IOD-Missionen (In-Orbit-Demonstrationsmissionen) der Europäischen Weltraumorganisation zur Demonstration und Validierung neuer Technologien und Konzepte in der Umlaufbahn. Sie basieren auf Kleinsatelliten.

• Proba-3 wird einen präzisen Formationsflug demonstrieren, bei dem zwei Satelliten zur Beobachtung der inneren Korona der Sonne fliegen.
• Der 2001 gestartete Proba-1 ist ein Erdbeobachtungssatellit mit fortgeschrittener Autonomie an Bord, der ein Hyperspektralinstrument an Bord hat. Er ist seit mehr als 20 Jahren in Betrieb.
• Proba-2, der 2009 gestartet wurde, beobachtet die Sonne mit mehr als 20 technologischen Nutzlasten und wissenschaftlichen Instrumenten.
• Proba-V (für Vegetation), gestartet 2012, sorgt für die multispektrale Kartierung der globalen Vegetation.

Beyond Gravity Austria ist Österreichs größter Weltraumzulieferer

Beyond Gravity Austria (vormals RUAG Space Austria) mit Sitz in Wien-Meidling ist mit rund 50 Millionen Euro Umsatz (2023) und rund 240 Mitarbeitenden das größte österreichische Weltraumtechnikunternehmen. Das Hochtechnologieunternehmen rüstet weltweit Satelliten und Trägerraketen mit Elektronik, Mechanik und Thermalisolation aus und hat eine Exportquote von rund 100 Prozent. Die Firma ist in Europa Marktführer bei Navigationsempfängern, Thermalisolation und Triebwerkssteuerungsmechanismen für Satelliten sowie in den USA für Spezialtransportsysteme für große Satelliten. Als Spin-off der Weltraumaktivitäten produziert das Unternehmen auch Thermalisolation für Anwendungen auf der Erde, zum Beispiel für Magnetresonanztomographen in der Medizintechnik.

Über Beyond Gravity: 1800 Mitarbeitende

Beyond Gravity mit Hauptsitz in Zürich, Schweiz, beschäftigt rund 1800 Mitarbeitende an 14 Standorten in sieben Ländern (Schweiz, Schweden, Österreich, Deutschland, Portugal, USA und Finnland). Beyond Gravity ist der bevorzugte Lieferant von Strukturen für alle Arten von Trägerraketen und führend bei ausgewählten Satellitenprodukten. 2023 erwirtschaftete das Unternehmen einen Umsatz von rund 383 Millionen Schweizer Franken. Mehr Informationen unter: www.beyondgravity.com

Fragen und Antworten der ESA zu Proba-3:

https://www.esa.int/Enabling_Support/Space_Engineering_Technology/Proba_Missions/Proba-3_Frequently_Asked_Questions

ESA über Proba-3:

https://www.esa.int/Enabling_Support/Space_Engineering_Technology/Proba_Missions/About_Proba-3

ESA Mediakit zu Proba-3:

https://esamultimedia.esa.int/docs/technology/esa-proba3_media_kit.pdf

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• ESAs Proba-3-Mission auf PSLV

Der Beitrag Beyond Gravity: Genaue Positionsbestimmung für europäische Sonnensatelliten erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Erstellt von Thomas Weyrauch. Quelle: ISRO

Die erste Stufe der Rakete mit der missionsbezogenen Bezeichnung PSLV-C33 wurde von sechs zusätzlichen, seitlich angebrachten Boostern unterstützt, die Rakete flog in der sogenannten XL-Version. Letztere kam bereits beim Start der Mondsonde Chandrayaan 1 (PSLV-C11), des Kommunikationssatelliten GSAT 12 (PSLV-C17), des Radarsatelliten RISAT 1 (PSLV-C19), des Marsorbiters MOM alias Mangalyaan (PSLV-C25), dem Start der Satellitenkonstellation UK-DMC3 (PSLV-C28), des Forschungssatelliten Astrosat (PSLV-C30) und der sechs Schwestersatelliten von IRNSS 1G zum Einsatz.

Im Rahmen der Mission PSLV-C22 gelangte IRNSS 1A am 1. Juli 2013 in den Weltraum. IRNSS 1B war am 4. April 2014 Nutzlast auf PSLV-C24. IRNSS 1C wurde am 15. Oktober 2014 von PSLV-C26 befördert, IRNSS 1D am 4. April 2015 von PSLV-C27. Die PSLV-C31 transportierte IRNSS 1E am 20. Januar 2016, und die PSLV-C32 IRNSS 1F am 10. März 2016.

Der Flug des beim Start 44,4 Meter hohen, rund 320 Tonnen schweren Projektils PSLV-C33 mit IRNSS 1G an der Spitze begann um 12:50 Uhr Ortszeit (IST) bzw. um 9:20 Uhr MESZ am 28. April 2016. Nach dem Aufbrauchen des festen Treibstoffes in den seitlich angebrachten Boostern vom Typ PS0M-XL und der ersten Stufe mit der Bezeichnung PS1 sowie der Zündung der zweiten, mit den flüssigen Treibstoffen UH25 (75% Unsymmetrisches Dimethylhydrazin (UDMH) + 25% Hydrazinhydrat) und N₂O₄ (Distickstofftetroxid) betriebenen Raketenstufe PS2 110 Sekunden nach dem Start wurde die Nutzlastverkleidung knapp 200 Sekunden nach dem Abheben abgeworfen.

Anschließend trat die dritte Stufe PS3 in Aktion, die festen Treibstoff verbrannte. Sie begann ihre Arbeit in der Flugsekunde 262 und wurde in der Flugsekunde 662 abgeworfen. In der vierten und letzten Raketenstufe PS4 alias L-2-5 wurden wieder flüssige Treibstoffe, hier MMH als Brennstoff und eine Mischung aus Stickstoffoxiden (MON-3) als Oxidator, verwendet. Nachdem diese ihre Arbeit erledigt hatte, erfolgte nach einer kurzen, etwa eine dreiviertel Minute dauernden Freiflugphase 19 Minuten und 42 Sekunden nach dem Abheben die Abtrennung des Navigationssatelliten mit einer Startmasse von 1.425 Kilogramm (unbetankt 598 Kilogramm).

Nach dem Aussetzen von IRNSS 1G lief an Bord eine automatische, vorprogrammierte Sequenz ab, an deren Ende die erfolgreiche Entfaltung der beiden Solarzellenausleger des Satelliten stand. Den Einsatzbeginn der beiden zusammen maximal rund 1.660 Watt elektrischer Leistung bereitstellenden Solarzellenausleger konnte das MCF für Master Control Facility genannte Satellitenkontrollzentrum im indischen Hassan an Hand empfangener Telemetriedaten bestätigen.

Der geplante Transferorbit wurde nach Angaben der ISRO mit großer Exaktheit erreicht. IRNSS 1G gelangte auf eine Erdumlaufbahn mit einem Perigäum, dem der Erde nächstliegenden Bahnpunkt, von rund 283 Kilometern (geplant 284 km), und einem Apogäum, dem erdfernsten Bahnpunkt, von rund 20.718 Kilometern (geplant 20.657 km). Ihre Neigung gegen den Erdäquator betrug rund 17,867 Grad (geplant 17,86 Grad).

Um die vorgesehene geostationäre Position bei 129,5 Grad Ost in rund 35.786 Kilometern Höhe zu erreichen, wird ein sogenanntes Apogäumstriebwerk mit 440 Newton Schub an Bord von IRNSS 1G zum Einsatz kommen. Es hat die Aufgabe, die zum Erreichen der Zielbahn nötigen vier Brennphasen zu absolvieren. Außerdem an Bord befinden sich zwölf 22 Newton starke Triebwerke für Bahnanpassungen und Lageregelung.

IRNSS 1G ist der dritte Satellit des Indian Regional Navigation Satellite System (IRNSS) – einer Konstellation aus zunächst sieben Satelliten – der an einer annähernd festen Postion über der Erde im Geostationären Orbit positioniert wird.

Vier Äquatorkreuzer des IRNSS befinden sich bereits im All. Bei ihnen handelt es sich einerseits um IRNSS 1A und IRNSS 1B. IRNSS 1A ist auf einer rund 28 Grad gegen den Äquator geneigten Bahn unterwegs, IRNSS 1B auf einer rund 30 Grad geneigten Bahn. Beide Satelliten kreuzen den Äquator im Bereich von 55 Grad Ost. Außerdem kreisen IRNSS 1D und IRNSS 1E um die Erde und kreuzen den Äquator bei 112 Grad Ost mit 28 bis 30 Grad geneigter Bahn.

Zusätzlich im All befinden sich jetzt drei Satelliten auf Positionen im Geostationären Orbit. IRNSS 1C ist auf mehr oder weniger geostationärer Bahn unterwegs ist. Mitte März 2016 wurde der Satellit bei 83 Grad Ost auf einer rund 3,9 Grad gegen den Erdäquator geneigten Bahn beobachtet. IRNSS 1F steht nach Angaben der ISRO vom 30. März 2016 nach der Absolvierung der üblichen Testphase auf seiner vorgesehenen Position (bei 32,5 Grad Ost). Der zuletzt (heute) gestartete IRNSS 1G soll bei 129,5 Grad Ost stationiert werden.

Die Kombination aus Satelliten auf inklinierten, das heißt geneigten Bahnen und solchen auf Positionen im Geostationären Orbit ermöglicht es, innerhalb eines Navigationssatellitensystems für Kommunikationseinheiten am Erdboden Dreipunktpeilungen zur Verfügung zu stellen, was für eine exakte Positionsbestimmung essentiell ist. Solche Peilungen wären nicht möglich, würden die Satelliten des Systems ausschließlich an Positionen im Geostationären Orbit stehen.

Als Auslegungsbetriebsdauer von IRNSS 1G nennt die ISRO 12 Jahre. Der Satellit ist katalogisiert mit der NORAD-Nr. 41.469 und als COSPAR-Objekt 2016-027A.

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• IRNSS-1G auf PSLV XL C-33

Der Beitrag 7. indischer Navigationssatellit für IRNSS im All erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: ISRO.

Die erste Stufe der Rakete mit der missionsbezogenen Bezeichnung PSLV-C32 wurde von sechs zusätzlichen, seitlich angebrachten Boostern unterstützt, die Rakete flog in der sogenannten XL-Version. Letztere kam bereits beim Start der Mondsonde Chandrayaan 1 (PSLV-C11), des Kommunikationssatelliten GSAT 12 (PSLV-C17), des Radarsatelliten RISAT 1 (PSLV-C19), des Marsorbiters MOM alias Mangalyaan (PSLV-C25), dem Start der Satellitenkonstellation UK-DMC3 (PSLV-C28), des Forschungssatelliten Astrosat (PSLV-C30) und der fünf Schwestersatelliten von IRNSS 1F zum Einsatz.

Im Rahmen der Mission PSLV-C22 gelangte IRNSS 1A am 1. Juli 2013 in den Weltraum. IRNSS 1B war am 4. April 2014 Nutzlast auf PSLV-C24. IRNSS 1C wurde am 15. Oktober 2014 von PSLV-C26 befördert, IRNSS 1D am 4. April 2015 von PSLV-C27. Die PSLV-C31 schließlich transportierte IRNSS 1E am 20. Januar 2016.

Der Flug des beim Start 44,4 Meter hohen, rund 320 Tonnen schweren Projektils PSLV-C32 mit IRNSS 1F an der Spitze begann um 16:01 Uhr Ortszeit (IST) bzw. um 11:31 Uhr MEZ am 10. März 2016. Nach dem Aufbrauchen des festen Treibstoffes in den seitlich angebrachten Boostern vom Typ PS0M-XL und der ersten Stufe mit der Bezeichnung PS1 sowie der Zündung der zweiten, mit den flüssigen Treibstoffen UH25 (75% Unsymmetrisches Dimethylhydrazin (UDMH) + 25% Hydrazinhydrat) und N₂O₄ (Distickstofftetroxid) betriebenen Raketenstufe PS2 wurde die Nutzlastverkleidung abgeworfen.

Anschließend trat die dritte Stufe PS3 in Aktion, die festen Treibstoff verbrannte. In der vierten und letzten Raketenstufe PS4 alias L-2-5 wurden wieder flüssige Treibstoffe, hier MMH als Brennstoff und eine Mischung aus Stickstoffoxiden (MON-3) als Oxidator, verwendet. Nachdem diese ihre Arbeit erledigt hatte, erfolgte nach einer kurzen, etwa eine dreiviertel Minute dauernden Freiflugphase 19 Minuten und 34 Sekunden nach dem Abheben die Abtrennung des Navigationssatelliten mit einer Startmasse von 1.425 Kilogramm (unbetankt 598 Kilogramm).

Nach dem Aussetzen von IRNSS 1F lief an Bord eine automatische, vorprogrammierte Sequenz ab, an deren Ende die erfolgreiche Entfaltung der beiden Solarzellenausleger des Satelliten stand. Den Einsatzbeginn der beiden zusammen maximal rund 1.660 Watt elektrischer Leistung bereitstellenden Solarzellenausleger konnte das MCF für Master Control Facility genannte Satellitenkontrollzentrum im indischen Hassan an Hand empfangener Telemetriedaten bestätigen.

Der geplante Transferorbit wurde nach Angaben der ISRO mit großer Exaktheit erreicht. IRNSS 1F gelangte auf eine Erdumlaufbahn mit einem Perigäum, dem der Erde nächstliegenden Bahnpunkt, von rund 284 Kilometern, und einem Apogäum, dem erdfernsten Bahnpunkt, von rund 20.719 Kilometern. Ihre Neigung gegen den Erdäquator betrug rund 17,866 Grad.

Um die vorgesehene geostationäre Position bei 32,5 Grad Ost in rund 35.786 Kilometern Höhe zu erreichen, wird ein sogenanntes Apogäumstriebwerk mit 440 Newton Schub an Bord von IRNSS 1F zum Einsatz kommen. Es hat die Aufgabe, die zum Erreichen der Zielbahn nötigen vier Brennphasen zu absolvieren. Außerdem an Bord befinden sich zwölf 22 Newton starke Triebwerke für Bahnanpassungen und Lageregelung.

IRNSS 1F ist der zweite Satellit des Indian Regional Navigation Satellite System (IRNSS) – einer Konstellation aus zunächst sieben Satelliten – der an einer annähernd festen Postion über der Erde im geostationären Orbit positioniert wird.

Vier Äquatorkreuzer des IRNSS befinden sich bereits im All. Bei ihnen handelt es sich einerseits um IRNSS 1A und IRNSS 1B. IRNSS 1A ist auf einer rund 28 Grad gegen den Äquator geneigten Bahn unterwegs, IRNSS 1B auf einer rund 30 Grad geneigten Bahn. Beide Satelliten kreuzen den Äquator im Bereich von 55 Grad Ost. Außerdem kreisen IRNSS 1D und IRNSS 1E um die Erde und kreuzen den Äquator bei 112 Grad Ost mit 28 bis 30 Grad geneigter Bahn.

Zusätzlich im All befindet sich IRNSS 1C, der auf mehr oder weniger geostationärer Bahn unterwegs ist. Unlängst wurde der Satellit bei 83 Grad Ost auf einer rund 3,9 Grad gegen den Erdäquator geneigten Bahn beobachtet.

Die Kombination aus Satelliten auf inklinierten, das heißt geneigten Bahnen und solchen auf Positionen im Geostationären Orbit ermöglicht es, innerhalb eines Navigationssatellitensystems für Kommunikationseinheiten am Erdboden Dreipunktpeilungen zur Verfügung zu stellen, was für eine exakte Positionsbestimmung essentiell ist. Solche Peilungen wären nicht möglich, würden die Satelliten des Systems ausschließlich an Positionen im Geostationären Orbit stehen.

Den siebten Satelliten für das IRNSS möchte die ISRO ebenfalls noch in diesem Jahr ins All bringen. Der Start von IRNSS 1G auf der Rakete PSLV-C33 ist aktuell im Zeitraum vom 11. bis zum 17. April 2016 geplant. Gelingt es, IRNSS 1G anschließend wie vorgesehen im Weltraum in Betrieb zu nehmen, wäre damit die erste Ausbaustufe des IRNSS abgeschlossen.

Als Auslegungsbetriebsdauer von IRNSS 1F nennt die ISRO 12 Jahre. Der Satellit ist katalogisiert mit der NORAD-Nr. 41.384 und als COSPAR-Objekt 2016-015A.

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• IRNSS-1F auf PSLV-XL C-32

Der Beitrag 6. indischer Navigationssatellit für IRNSS im All erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: IANS, ISRO, Sify

S. Nambi Narayanan war als Projekt-Direktor zur Entwicklung von Flüssigkeitstriebwerken bei der indischen Weltraumforschungsorganisation (Indian Space Research Organisation, ISRO) beschäftigt. In den 1980er Jahren kümmerte er sich um die Einführung der entsprechenden Technologie in Indien.

Die Raketenmotore vom Typ Vikas, die in den indischen Raketen der Reihen PSLV und GSLV regelmäßig zum Einsatz kommen, sind Ergebnis der Arbeit von Nambi Narayanan, bei der er und seine Mitarbeiter maßgebliche Unterstürzung aus Frankreich erhielten. Die Vikas-Triebwerke sind Varianten der europäischerseits früher in Ariane-Raketen verwendeten Viking-Motore.

Für den Einsatz in Raketen vom Typ GSLV hatte die ISRO außerdem den Einsatz kryogener, also flüssigen Wasserstoff mit flüssigem Sauerstoff verbrennender Triebwerke vorgesehen. Der Entwicklung entsprechender Raketenmotore nahm sich Nambi Narayanan ebenfalls an. 1991 vereinbarte er im Auftrag der ISRO mit dem russischen Staatsunternehmen Glawkosmos, das für internationale Projekte im Raumfahrtbereich zuständig ist, einen russisch-indischen Technologietransfer.

Der Transfer von Wissen um den Bau kryogener Triebwerke verlief dann aber nicht so wie erwartet. 1993 gab Glawkosmos Druck aus den Vereinigten Staaten von Amerika nach und lehnte die Erfüllung des verabredeten Vertrags endgültig ab. Eine als Alternative organisierte Produktion russischer Triebwerke bei einem Industrieunternehmen in Indien ohne unmittelbare Beteiligung durch die ISRO kam ebenfalls nicht zu Stande.

Zwischenzeitlich war es Nambi Narayanan laut eigener Auskunft aber gelungen, in den Besitz von Material und Dokumenten aus Russland zu gelangen. Seinen Angaben zufolge gab es vier Lufttransporte aus Russland an Indien, die von einer privaten Fluglinie mit dem Namen Ural Aviation abgewickelt worden seien.

Im November 1994 wurde Nambi Narayanan verhaftet. Man warf im vor, Geheimnisse zur indischen Raketenentwicklung an Pakistan verraten zu haben. Dazu habe er sich angeblich zweier vermeintlicher Spioninnen von den Malediven (Fauzia Hassan und Mariam Rasheeda) bedient. In der Folge kam die Entwicklung kryogener Antriebstechnologie in Indien faktisch kaum noch voran.

Einem Korrespondenten berichtete Nambi Narayanan einer Meldung des indischen Informations- und Kommunikationstechnik-Anbieters Sify zufolge, eine Annullierung des Vertrags mit Glawkosmos und seine Verhaftung seien Punkte einer US-amerikanischen Agenda gewesen, und mit Hilfe offizieller Stellen aus Indien, dem IB für Intelligence Bureau genannten indischen Geheimdienst und der Polizei des indischen Bundesstaats Kerala, umgesetzt worden.

Als Beweis für die erforderliche Verschwörung betrachtet Nambi Narayanan die 1996 erfolgte Suspendierung eines IB-Geheimdienstlers mit Direktoren-Rang, dem enge Verbindungen zum US-amerikanischen Auslandsgeheimdienst CIA nachgesagt worden seien.

1996 war auch das Jahr, in dem die indische Bundespolizeibehörde namens Central Bureau of Investigations (CBI) im Rahmen einer Untersuchung des vermeintlichen ISRO-Spionagefalls zum Schluss kam, dass ein solcher in Wirklichkeit nie existierte und ausschließlich auf Erfindungen von IB und Polizei aus Kerala zurückzuführen sei.

1998 schlossen sich der oberste Gerichtshof Indiens und die Ende 1993 gegründete nationale indische Kommission für Menschenrechte (National Human Rights Commission, NHRC) der Einschätzung der CBI an.

Die NHRC beschied der Regierung des indischen Bundesstaates Kerala außerdem, neben der Anwendung physischer und psychischer Gewalt gegen Nambi Narayanan und seine Familie die Kariere von Nambi Narayanan im Raumfahrtsektor nachhaltig zerstört zu haben.

Der indisch-asiatischen Nachrichtenagentur (Indo-Asian News Service, IANS) erklärte Nambi Narayanan, Indien habe wegen der Verschwörung einen Einnahmeausfall von mehreren Milliarden Dollar wegen nicht möglicher Raketenstarts für kommerzielle Kunden zu verkraften und sei wegen der Verschwörung mindestens zwölf Jahre hinter dem zurück, was man eigentlich hätte erreichen können.

Die Verzögerungen beim Transport von Nutzlasten jenseits einer Startmasse um 2 Tonnen sind augenfällig. Beispielsweise liegen zahlreiche Projekte für größere indische geostationäre Kommunikationssatelliten deutlich hinter den ursprünglichen Planungen zurück. Verschiedentlich sah die ISRO sich veranlasst, Starts im Ausland zu buchen. Dabei konnte sie insbesondere auf gute Beziehungen zum europäischen Startanbieter Arianespace zurückgreifen.

Enttäuscht zeigte sich Nambi Narayanan, dass sich niemand mit den Motiven der Verschwörer beschäftige und Beteiligte, die ihre Dienstpostionen offensichtlich missbraucht hätten, nicht bestraft worden seien. Nambi Narayanan fordert von der Regierung Indiens die Bildung einer speziellen Untersuchungskommission zur völligen Aufklärung des vermeintlichen ISRO-Spionagefalls.

Der mittlerweile 75 jährige Raketentechniker hatte vor über 20 Jahren den Grundstein für Entwicklungsfortschritte gelegt, die die ISRO – zuletzt mit einem erfolgreichen Test eines kryogenen Triebwerks vom Typ CE-20 mit einem projektierten Schub von 186 Kilonewton für die Rakete GSLV MkIII – zeigte.

Jetzt verbringt Nambi Narayanan einen großen Teil seiner Zeit mit dem Durchfechten von Gerichtsverfahren. Die Regierung von Bundesstaat und Nation hat er auf Ersatz erlittenen Schadens verklagt. Gegen Polizeibeamte, die gegen ihn und seine Angehörigen vorgingen, will er ebenfalls Verfahren anstrengen.

Der Beitrag Raumfahrt: Wäre Indien weiter? erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: DefenceNews.in, Idrw.org, The Siasat Daily, Times of India.

Die vorläufig als PSLV-I bezeichnete Variante der seit 1993 geflogenen Rakete will man künftig von einem Industriekonsortium bauen und betreiben lasen. An dem Konsortium soll sich auch das Unternehmen Antrix Corporation Limited (Antrix / ACL) aus Bangalore, das in Indien in der Raumfahrtbranche bereits eine herausgehobene Bedeutung besitzt und als kommerzieller Arm der ISRO tätig ist, beteiligen.

PSLV-Raketen sind vierstufige Kombinationen aus Aggregaten, in denen feste und flüssige Treibstoffe verbrannt werden. Die erste PS1 genannte Stufe, im wesentlichen ein großer Feststoffmotor, wird bei Bedarf von zusätzlichen, gegebenenfalls seitlich angebrachten Feststoffboostern unterstützt.

Die zweite Stufe mit der Bezeichnung PS2 setzt auf ein VIKAS genanntes Triebwerk, das einer Entwicklungslinie der europäischen Viking-Triebwerke für die Ariane-Raketen entstammt und flüssigen Treibstoff verbrennt (UH25, bestehend aus 75% Unsymmetrisches Dimethylhydrazin (UDMH) + 25% Hydrazinhydrat, und N₂O₄). Bei der dritten Stufe PS3 handelt es sich wiederum um einen Feststoffmotor. In der vierten Stufe PS4 kommen flüssige Treibstoffe zum Einsatz (MMH / Monomethylhydrazin und MON-3 / Stickstofftetroxid mit 3% Stickstoffmonooxid).

Der erste Start einer PSLV-I ist aktuellen Überlegungen zufolge für 2020 vorgesehen, berichtete der Vorsitzende der ISRO A. S. Kiran Kumar in Mumbai. Mit Industrievertretern besprach die ISRO das Projekt anlässlich einer Veranstaltungsreihe der Kampagne „Make in India“, die vom 13. bis 18. Februar 2016 in Mumbai stattfand.

Von einer Ausgliederung der PSLV-Operationen verspricht die ISRO sich insbesondere eine Steigerung der möglichen Startrate indischer Raumfahrtträger von 12 auf 18 Starts pro Jahr. Derzeit beträgt die durchschnittliche Startrate nach Angaben des ISRO-Wissenschaftlers und Leiters des Indischen Instituts für Fernerkundung (Indian Institute of Remote Sensing, IIRS) Dr. Y. V. N. Krishna Murthy 6 Starts pro Jahr.

Inwieweit sich die im Zusammenhang mit dem Vorhaben formulierten Erwartungen in einer später erzielten tatsächlichen Startrate spiegeln, bleibt abzuwarten. Im Jahre 2015 beispielsweise erfolgten 4 Flüge von PSLV-Raketen und ein Start einer GSLV-Rakete.

Das Vorhaben wird verschiedentlich als Privatisierungsprogramm bezeichnet. Ob man angesichts einer anzunehmenden maßgeblichen Beteiligung von Antrix von einer Privatisierung im eigentlichen Sinne sprechen sollte, wäre zu diskutieren. Antrix bezeichnet sich selbst als Unternehmen, das vollständig der Regierung Indiens gehört und unter der administrativen Kontrolle des Raumfahrtministeriums (Department of Space, DOS) steht. Die ISRO gehört seit dem 1. Juni 1972 zum DOS.

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• ISRO
• Indiens Traegerraketen

Der Beitrag Indien: Industrie soll PSLV bauen und starten erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: ISRO.

Die erste Stufe der Rakete mit der missionsbezogenen Bezeichnung PSLV-C31 wurde von sechs zusätzlichen, seitlich angebrachten Boostern unterstützt, die Rakete flog in der sogenannten XL-Version. Letztere kam bereits beim Start der Mondsonde Chandrayaan 1 (PSLV-C11), des Kommunikationssatelliten GSAT 12 (PSLV-C17), des Radarsatelliten RISAT 1 (PSLV-C19), des Marsorbiters MOM alias Mangalyaan (PSLV-C25), dem Start der Satellitenkonstellation UK-DMC3 (PSLV-C28), des Forschungssatelliten Astrosat (PSLV-C30) und der vier Schwestersatelliten von IRNSS 1E zum Einsatz.

Im Rahmen der Mission PSLV-C22 gelangte IRNSS 1A am 1. Juli 2013 in den Weltraum. IRNSS 1B war am 4. April 2014 Nutzlast auf PSLV-C24. IRNSS 1C wurde am 15. Oktober 2014 von PSLV-C26 befördert, IRNSS 1D am 4. April 2015 von PSLV-C27.

Der Flug des beim Start 44,4 Meter hohen, rund 320 Tonen schweren Projektils PSLV-C31 mit IRNSS 1E an der Spitze begann um 09:31 Uhr Ortszeit (IST) bzw. um 05:01 Uhr MEZ am 20. Januar 2016. Nach dem Aufbrauchen des festen Treibstoffes in den seitlich angebrachten Boostern vom Typ PS0M-XL und der ersten Stufe mit der Bezeichnung PS1 sowie der Zündung der zweiten, mit den flüssigen Treibstoffen UH25 (75% Unsymmetrisches Dimethylhydrazin (UDMH) + 25% Hydrazinhydrat) und N₂O₄ (Distickstofftetroxid) betriebenen Raketenstufe PS2 wurde die Nutzlastverkleidung abgeworfen.

Anschließend trat die dritte Stufe PS3 in Aktion, die festen Treibstoff verbrannte. In der vierten und letzten Raketenstufe PS4 alias L-2-5 wurden wieder flüssige Treibstoffe, hier mit MMH als Brennstoff und eine Mischung aus Stickstoffoxiden (MON-3) als Oxidator, verwendet. Nachdem diese ihre Arbeit erledigt hatte, erfolgte nach einer kurzen, etwa eine halbe Minute dauernden, Freiflugphase knapp 20 Minuten nach dem Abheben die Abtrennung des Navigationssatelliten mit einer Startmasse von 1.425 Kilogramm (unbetankt 598 Kilogramm).

Nach dem Aussetzen von IRNSS 1E lief an Bord eine automatische, vorprogrammierte Sequenz ab, an deren Ende die erfolgreiche Entfaltung der beiden Solarzellenausleger des Satelliten stand. Den Einsatzbeginn der beiden zusammen maximal rund 1.660 Watt elektrischer Leistung bereitstellenden Solarzellenausleger konnte das MCF für Master Control Facility genannte Satellitenkontrollzentrum im indischen Hassan an Hand empfangener Telemetriedaten bestätigen.

Der geplante Transferorbit wurde nach Angaben der ISRO mit großer Exaktheit erreicht. IRNSS 1E gelangte auf eine Erdumlaufbahn mit einem Perigäum, dem der Erde nächstliegenden Bahnpunkt, von rund 282,4 Kilometern, und einem Apogäum, dem erdfernsten Bahnpunkt, von rund 20.655,3 Kilometern. Ihre Neigung gegen den Erdäquator betrug rund 19,21 Grad.

Um die vorgesehene geosynchrone, laut ISRO 28,1 Grad gegen den Äquator geneigte annähernd kreisförmige Erdumlaufbahn in rund 35.786 Kilometern Höhe zu erreichen, wird ein sogenanntes Apogäumstriebwerk mit 440 Newton Schub an Bord von IRNSS 1E zum Einsatz kommen. Es hat die Aufgabe, vier zum Erreichen der Zielbahn nötige Brennphasen zu absolvieren. Außerdem an Bord befinden sich zwölf 22 Newton starke Triebwerke für Bahnanpassungen und Lageregelung.

IRNSS 1E ist der erste Satellit des Indian Regional Navigation Satellite System (IRNSS) – einer Konstellation aus zunächst sieben Satelliten – der auf einem rund 28,1 Grad gegen den Erdäquator geneigten Orbit den Äquator regelmäßig im Bereich von 111,75 Grad Ost kreuzen wird.

Drei weitere Äquatorkreuzer des IRNSS befinden sich bereits im All. Bei ihnen handelt es sich einerseits um IRNSS 1A und IRNSS 1B. IRNSS 1A ist auf einer rund 27,5 Grad gegen den Äquator geneigten Bahn unterwegs, IRNSS 1B auf einer rund 30,5 Grad geneigten Bahn. Beide Satelliten kreuzen den Äquator im Bereich von 55 Grad Ost. Außerdem kreist IRNSS 1D um die Erde und kreuzt den Äquator bei 111,75 Grad Ost mit 30,5 Grad geneigter Bahn.

Zusätzlich im All befindet sich IRNSS 1C, der auf mehr oder weniger geostationärer Bahn unterwegs ist. Jüngst wurde der Satellit bei 82 Grad Ost auf einer rund 4,7 Grad gegen den Erdäquator geneigten Bahn beobachtet.

Die Kombination aus Satelliten auf inklinierten, das heißt geneigten Bahnen und solchen auf Positionen im Geostationären Orbit ermöglicht es, innerhalb eines Navigationssatellitensystems für Kommunikationseinheiten am Erdboden Dreipunktpeilungen zur Verfügung zu stellen, was für eine exakte Positionsbestimmung essentiell ist. Solche Peilungen wären nicht möglich, würden die Satelliten des Systems ausschließlich an Positionen im Geostationären Orbit stehen.

Im Jahre 2016 möchte die ISRO die erste Ausbaustufe des IRNSS mit den Starts von IRNSS 1F und 1G abschließen.

Als Auslegungsbetriebsdauer von IRNSS 1E nennt die ISRO 12 Jahre. Der Satellit ist katalogisiert mit der NORAD-Nr. 41.241 und als COSPAR-Objekt 2016-003A.

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• PSLV-XL (C31) mit IRNSS-1E

Der Beitrag 5. indischer Navigationssatellit für IRNSS im All erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: exactEarth, ISRO, IUCAA, LAPAN, Spire.

Die erste Stufe der Rakete mit der missionsbezogenen Bezeichnung PSLV-C30 wurde von sechs zusätzlichen, seitlich angebrachten Boostern unterstützt, die Rakete flog in der sogenannten XL-Version. Letztere kam bereits beim Start der Mondsonde Chandrayaan 1 (PSLV-C11), des Kommunikationssatelliten GSAT 12 (PSLV-C17), des Radarsatelliten RISAT 1 (PSLV-C19), des Marsorbiters MOM alias Mangalyaan (PSLV-C25) und von Navigationssatelliten für das regionale indische Satellitennavigationssystem IRNSS zum Einsatz.

Der Flug des beim Start 44,4 Meter hohen, rund 320,2 Tonnen schweren Projektils PSLV-C30 mit Astrosat an der Spitze begann um 10:00 Uhr Ortszeit (IST) bzw. um 6:30 Uhr MESZ am 28. September 2015 am Schluss eines exakt 50 Stunden dauernden Countdowns.

Nach dem Aufbrauchen des festen Treibstoffes in den seitlich angebrachten Boostern vom Typ PS0M-XL und der ersten Stufe mit der Bezeichnung PS1, sowie der Zündung der zweiten, mit den flüssigen Treibstoffen UH25 (75% Unsymmetrisches Dimethylhydrazin (UDMH) + 25% Hydrazinhydrat) und N₂O₄ (Distickstofftetroxid) betriebenen Raketenstufe PS2 wurde die Nutzlastverkleidung abgeworfen.

Anschließend trat die dritte Stufe PS3 in Aktion, die festen Treibstoff verbrannte. In der vierten und letzten Raketenstufe PS4 wurden wieder flüssige Treibstoffe, hier MMH als Brennstoff und eine Mischung aus Stickstoffoxiden (MON-3) als Oxidator, verwendet. Nachdem die PS4 ihre Arbeit erledigt hatte, erfolgte nach einer kurzen rund 37 Sekunden dauernden Freiflugphase 32 Minuten und 22,92 Sekunden nach dem Abheben die Abtrennung des Astronomiesatelliten mit einer Startmasse von 1.513 Kilogramm (Masse unbetankt 1.470 Kilogramm).

Nach dem Aussetzen von Astrosat lief an Bord des auf dem Bus IRS-1 basierenden Satelliten mit einem Grundkörper von 1,96 x 1,75 x 1,3 Metern eine automatische, vorprogrammierte Sequenz ab, an deren Ende die erfolgreiche Entfaltung der beiden Solarzellenausleger stand.

Den Einsatzbeginn der beiden zusammen maximal rund 2.100 Watt elektrischer Leistung bereitstellenden Solarzellenausleger konnte das Bahnverfolgungsnetzwerk mit der Bezeichnung ISRO Telemetry, Tracking and Command Network alias ISTRAC mit seinem Zentrum und Missionsbetriebskomplex (Mission Operations Complex, MOX) im indischen Bangalore, das den Satelliten jetzt überwacht und steuert, an Hand empfangener Telemetriedaten bestätigen.

Eine Speicherung elektrischer Energie an Bord von Astrosat ermöglichen zwei Lithium-Ionen-Akkumulatorensätze mit einer Kapazität von jeweils 36 Amperestunden.

Der geplante Orbit wurde nach Angaben der ISRO mit großer Exaktheit erreicht. Astrosat gelangte auf eine Erdumlaufbahn mit einem Perigäum, dem der Erde nächstliegenden Bahnpunkt, von rund 644,6 Kilometern, und einem Apogäum, dem erdfernsten Bahnpunkt, von rund 651,5 Kilometern. Die Neigung der Bahn gegen den Erdäquator beträgt rund 6 Grad. Dabei ist ein direkter Kontakt des Astrosat-Kontrollzentrums mit dem Satelliten bei 10 von 14 Erdumrundungen pro Tag möglich.

In den kommenden Tagen will die ISRO Astrosat in die endgültige Betriebskonfiguration versetzen. Die wissenschaftliche Nutzlast muss vor Aufnahme des Forschungseinsatzes getestet und kalibriert werden. Geplant ist, dass 45 Tage nach dem Start das letzte der an Bord befindlichen Instrumente eingeschaltet wird.

Astrosat ist das erste dedizierte indische Weltraumobservatorium, das Wellen in mehreren unterschiedlichen Bandbereichen erfassen kann. Die Mission des Satelliten soll einen Beitrag zu einem genaueren Verständnis des Universums liefern.

Die fünf Instrumente mit einer Gesamtmasse von 868 Kilogramm an Bord von Astrosat sind für einen Einsatz im Bereich des sichtbaren Lichts, des Ultravioletten (UV) und in den Bereichen der weichen und der harten Röntgenstrahlung gedacht und können ihre Beobachtungen gleichzeitig vornehmen. Zur Speicherung gewonnener wissenschaftlicher Daten gibt es auf Astrosat eine 120 Gigabyte fassende Halbleiter-Speichereinheit. Befindet sich der Satellit im Empfangsbereich der Bodenstation, können Daten an das Kontrollzentrum übermittelt werden, von wo sie zur Bearbeitung, Archivierung und Weiterverarbeitung an das Indische Zentrum für wissenschaftliche Weltraumdaten (Indian Space Science Data Centre, ISSDC) in Byalalu transportiert werden.

An der Verwirklichung von Astrosat arbeite eine Vielzahl indischer Institutionen mit. Maßgebliche Beiträge kommen von der ISRO, dem Interuniversitären Zentrum für Astronomie und Astrophysik Pune (Inter University Centre for Astronomy and Astrophysics, IUCAA), dem Tata Institut für Grundlagenforschung aus Mumbai (Tata Institute of Fundamental Research, TIFR), dem Indischen Institut für Astrophysik Bangalore (Indian Institute of Astrophysics, IIA, auch IIAP) und dem Raman Forschungsinstitut Bangalore (Raman Research Institute, RRI).

Neben weiteren indischen Instituten sind am Astrosat-Projekt auch zwei Institutionen aus Großbritannien (University of Leicester, UoL) und Kanada (Canadian Space Agency, CSA) beteiligt.

Die Entwicklung des Satelliten begann im Jahre 2004. Seinerzeit dachte man noch an einen Start im Jahre 2007, was sich aber wegen zahlreicher Verzögerungen im indischen Raumfahrtprogramm nicht realisieren ließ.

Mindestens fünf Jahre soll sich Astrosat im Weltraum nun auf seinem annähernd äquatorialen Orbit betreiben lassen, seine Auslegung erfolgte entsprechend. Für Bahnerhalt und Korrekturmanöver führt der Satellit rund 43 Kilogramm Hydrazin mit, das in acht je elf Newton starken Einstofftriebwerken katalytisch zersetzt werden kann.

Neue Erkenntnisse erhofft man sich hinsichtlich energiereicher Prozesse in sogenannten Binärsystemen, die sich jeweils aus einem schwarzen Loch und einem Neutronenstern zusammensetzen. Man erwartet Informationen zu den Magnetfeldern von Neutronensternen. Regionen, in welchen neue Sterne entstehen, und hoch-energetische Vorgänge in Sternensystemen außerhalb unserer Galaxie möchte man beobachten. Kurzlebige helle Röntgenquellen will man erfassen. Bestimmte Bereiche des Universums sollen im UV und im Bereich der harten Röntgenstrahlung durchmustert werden.

Das bildgebende Doppel-Teleskop mit der Bezeichnung UVIT für Ultraviolet Imaging Telescope von IIA, IUCAA, ISRO und CSA kann neben Beobachtungsaufgaben im nahen UV (NUV, 200 bis 300 Nanometer (nm)) und fernen UV (FUV, 130 bis 180 nm), auch solche im Bereich des sichtbaren Lichts (VIS, 320 bis 550 nm) erfüllen.

Der LAXPC für Large Area X-ray Proportional Counter genannte Röntgendetektor von TIFR und RRI ist dafür gedacht, Variationen in den Ausstrahlung von Röntgenquellen wie Binärsystemen und aktiver Zentren von Galaxien bei Energien zwischen 3 und 80 Kiloelektronenvolt (keV) aufzuzeichnen. Die wirksame Detektorfläche beträgt 8.000 Quadratzentimeter (zwischen 5 und 20 KeV). Die Detektorfläche insgesamt liegt bei 10.800 Quadratzentimeter.

Ein Teleskop für weiche Röntgenstrahlung namens Soft X-ray Telescope (SXT) von TIFR, UoL und ISRO ist der Untersuchung des variablen Röntgenspektrums von fernen Quellen bei Energien zwischen 0,3 und 8 keV gewidmet. Seine wirksame Detektorfläche liegt im Bereich von 128 Quadratzentimetern (bei 1,5 keV) bzw. von 22 Quadratzentimetern (bei 6 keV).

Ebenfalls im Bereich der Röntgenstrahlung kann das Instrument Cadmium Zinc Telluride Imager, abgekürzt CZTI, von TIFR, IUCAA und ISRO arbeiten. Es ist für hochenergetische Röntgenstrahlung mit Energien zwischen 10 und 100 keV empfindlich. Die wirksame Detektorfläche beträgt rund 480 Quadratzentimeter bei einer Gesamtfläche von 973 Quadratzentimetern.

Der Abtaster mit der Bezeichnung SMM für Scanning Sky Monitor vom ISRO-Satellitenzentrum (ISAC) und IUCAA soll helle, länger leuchtende Röntgenquellen in Binärsystemen und kurzzeitige Röntgenausbrüche beobachten. Seine drei Zähler für Energien zwischen 2,5 und 10 keV sind auf einer drehbaren Plattform montiert, die, in Rotation versetzt, es ermöglicht, alle im Sichtfeld des Abtasters liegenden Himmelsregionen einmal alle sechs Stunden anzupeilen.

Neben Astrosat gelangten beim Start der PSLV-C30 sechs Klein- und Kleinstsatelliten in den Weltraum.

Vier der Satelliten mit den Eigennamen Joel, Peter, Jeroen und Chris sind als Bestandteile einer Satellitenkonstellation mit der Bezeichnung Lemur-2 von Spire Global aus San Francisco in den USA gedacht, die ein System zur Überwachung des Schiffsverkehrs, AIS für Automatic Identification System genannt, unterstützen und Wetterdaten sammeln soll.

Die Lemur-2-Konstellation soll nach Plänen von Spire Global künftig zwischen 50 und 100 Erdtrabanten umfassen. Satelliten mit einer Nutzlast für das AIS erweitern das System um ein Weltraumsegment, das den Empfang von Positionsdaten von Wasserfahrzeugen auch außerhalb der Reichweite terrestrischer AIS-Stationen ermöglicht.

Auf Meereshöhe beträgt die Reichweite des AIS zwischen 50 und 100 Kilometern. Terrestrische AIS-Stationen gibt es in unterschiedlicher Dichte entlang der Küstenlinien, und zum Beispiel insbesondere im Bereich von Hafenanlagen und Meerengen. Schätzungen gehen davon aus, dass weltweit über 70.000 Wasserfahrzeuge mit AIS-Transmittern ausgestattet sind.

Die vier AIS-Satelliten für Lemur-2 sind sämtlich 3U-Cubesats, haben eine Masse von jeweils rund vier Kilogramm und sind alle mit zwei unterschiedlichen Nutzlasten ausgestattet. SENSE heißen die AIS-Reciever an Bord, STRATOS die Systeme zur Analyse der Veränderungen von GPS-Signalen beim Gang durch die Erdatmosphäre zum Zwecke der Wettervorhersage.

Der AIS- und Erdbeobachtungssatellit LAPAN-A 2 alias LAPAN-ORARI aus Indonesien kommt entsprechend seines Namens vom Nationalen Institut für Aeronautik und Weltraum (Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional), Jakarta. Er hat einen kastenförmigen Hauptkörper mit Seitenlängen im Bereich eines halben Meters.

Kongsberg Seatex AS aus Trondheim in Norwegen entwickelte die AIS-Technik für LAPAN-A 2, sie ähnelt der an Bord von AISSat 1, der seit dem 12. Juli 2010 um die Erde kreist.

LAPAN-A 2 mit einer Masse von rund 68 Kilogramm wurde zusätzlich mit Kameras zur Erdbeobachtung und einer Amateurfunk-Nutzlast ausgestattet.

Das eine der beiden Kamerasysteme ermöglicht mit einer PAL-Videokamera die Abbildung 80 Kilometer breiter Flächen am Boden. Das zweite Kamerasystem, es ist experimenteller Natur und mit HDTV-Technik ausgerüstet, wurde auf eine Schwadbreite von 11 Kilometern und eine Auflösung von 6 Metern hin ausgelegt.

Die Amatuerfunknutzlast für die Amatuerradioorganisation Indonesiens (Organisasi Amatir Radio Indonesia, ORARI) ist mit Systemen zur automatisierten Weiterleitung von Datenpaketen (Automatic Packet Reporting System, APRS) und Sprachnachrichten ausgerüstet, deren Nutzen sich insbesondere bei der Bewältigung von Naturkatastrophen und anderen Unglücken zeigen soll.

Das APRS an Bord von LAPAN-A 2 verwendet die Frequenz 145,825 MHz. Der Sprechrepeater nutzt im Uplink eine Frequenz von 435,88 MHz, seine Sendungen erfolgen auf 145,88 MHz. Eine Telemetriebake funkt, soweit geplant, auf 437,425 MHz.

ExactView 9 alias EV9, Masse rund 5,5 Kilogramm, wurde vom Institut für Luft- und Raumfahrtforschung der Unviversität Toronto (University Toronto Institute for Aerospace Studies, UTIAS) aus Kanada gebaut. exactEarth aus Cambridge, Ontario, Kanada, eine Tochter von der COM DEV International Ltd und der HISDESAT Servicios Estratégicos S.A., will ihn als Teil einer AIS-Konstellation einsetzen.

Der Kleinstsatellit mit einem würfelförmigen Hauptkörper – Kantenlänge ~ 20 Zentimeter – basiert auf einem universitätseigenen Satellitenbus und erhielt im Kontext mit dem Nanosatellitenstartprogramm der ISRO (Nanosatellite Launch Services, NLS) die Alternativbezeichnung NLS-14.

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• Astrosat auf PSLV-XL (PSLV-C30)

Der Beitrag Indien: Astrosat und AIS-Sats auf PSLV-C30 gestartet erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: ISRO.

Die erste Stufe der Rakete mit der missionsbezogenen Bezeichnung PSLV-C27 wurde von sechs zusätzlichen, seitlich angebrachten Boostern unterstützt, die Rakete flog in der sogenannten XL-Version. Letztere kam bereits beim Start der Mondsonde Chandrayaan 1 (PSLV-C11), des Kommunikationssatelliten GSAT 12 (PSLV-C17), des Radarsatelliten RISAT 1 (PSLV-C19), des Marsorbiters MOM alias Mangalyaan (PSLV-C25) und der drei Schwestersatelliten von IRNSS 1D zum Einsatz.

Im Rahmen der Mission PSLV-C22 gelangte IRNSS 1A am 1. Juli 2013 in den Weltraum. IRNSS 1B war am 4. April 2014 Nutzlast auf PSLV-C24. IRNSS 1C wurde am 15. Oktober 2014 von PSLV-C26 befördert.

Der Flug des beim Start 44,4 Meter hohen, rund 320 Tonen schweren Projketils PSLV-C27 mit IRNSS 1D an der Spitze begann um 17:19 Uhr Ortszeit (IST) bzw. um 12:49 Uhr MEZ am 28. März 2015. Nach dem Aufbrauchen des festen Treibstoffes in den seitlich angebrachten Boostern vom Typ PS0M-XL und der ersten Stufe mit der Bezeichnung PS1 sowie der Zündung der zweiten, mit den flüssigen Treibstoffen UH25 (75% Unsymmetrisches Dimethylhydrazin (UDMH) + 25% Hydrazinhydrat) und N₂O₄ (Distickstofftetroxid) betriebenen Raketenstufe PS2 wurde die Nutzlastverkleidung abgeworfen.

Anschließend trat die dritte Stufe PS3 in Aktion, die festen Treibstoff verbrannte. In der vierten und letzten Raketenstufe PS4 alias L-2-5 wurden wieder flüssige Treibstoffe, hier mit MMH als Brennstoff und eine Mischung aus Stickstoffoxiden (MON-3) als Oxidator, verwendet. Nachdem diese ihre Arbeit erledigt hatte, erfolgte nach einer kurzen rund 37 Sekunden dauernden Freiflugphase 19 Minuten und 25 Sekunden nach dem Abheben die Abtrennung des Navigationssatelliten mit einer Startmasse von 1.425 Kilogramm (unbetankt 603 Kilogramm).

Nach dem Aussetzen von IRNSS 1D lief an Bord eine automatische, vorprogrammierte Sequenz ab, an deren Ende die erfolgreiche Entfaltung der beiden Solarzellenausleger des Satelliten stand. Den Einsatzbeginn der beiden zusammen maximal rund 1.660 Watt elektrischer Leistung bereitstellenden Solarzellenausleger konnte das MCF für Master Control Facility genannte Satellitenkontrollzentrum im indischen Hassan an Hand empfangener Telemetriedaten bestätigen.

Der geplante Transferorbit wurde nach Angaben der ISRO mit großer Exaktheit erreicht. IRNSS 1D gelangte auf eine Erdumlaufbahn mit einem Perigäum, dem der Erde nächstliegenden Bahnpunkt, von rund 282,52 Kilometern, und einem Apogäum, dem erdfernsten Bahnpunkt, von rund 20.644 Kilometern. Ihre Neigung gegen den Erdäquator betrug rund 19,2 Grad.

Um die vorgesehene geosynchrone, laut ISRO 30,5 Grad gegen den Äquator geneigte annähernd kreisförmige Erdumlaufbahn in rund 35.786 Kilometern Höhe zu erreichen, kam ein sogenanntes Apogäumstriebwerk mit 440 Newton Schub an Bord von IRNSS 1D zum Einsatz. Es hatte die Aufgabe, vier der fünf zum Erreichen der Zielbahn nötigen Brennphasen absolvieren. Zunächst war eine Brennphase im Bereich der größten Erdnähe durchzuführen, dann mussten drei Brennphasen im Bereich der größten Erdferne absolviert werden.

Der erste Einsatz des Apogäumsmotors fand am 29. März 2015 statt. Um 17:28 Uhr IST war er abgeschlossen, der Satellit umkreiste die Erde sodann auf einer 314 x 35.653 km-Bahn. Ein Orbit auf dieser Bahn dauerte zehneinhalb Stunden.

Die zweite Brennphase des Apogäumsmotors dauerte 28 Minuten und 23 Sekunden. Um 9:07 Uhr IST am 30. März 2015 endete sie, IRNSS 1D war auf einer 8459 x 35.565 km-Bahn angekommen, auf der er für eine Erdumrundung 13 Stunden und 13 Minuten benötigte.

Das dritte Bahnanhebungsmanöver führte den Navigationssatelliten in eine 23.881 x 35.569 km-Bahn, wo er für einen Erdumlauf 18 Stunden und 57 Minuten benötigte. Brennphase Nummer drei dauerte 22 Minuten und war um 11:37 Uhr IST am 31. März 2015 beendet.

Nach der vierten, laut ISRO 493 Sekunden langen, um 6:42 Uhr IST abgeschlossenen Brennphase am 1. April 2015 befand sich IRNSS 1D auf einer 30,463 Grad gegen den Erdäquator geneigten 35.556 x 35.603 km-Bahn. Auf letzterer benötigte der Satellit 23 Stunden und 45 Minuten für einen Erdumlauf.

Das fünfte Manöver können 22-Newton-Triebwerke erledigen, von denen der auf dem indischen Satellitenbus I-1K basierende IRNSS 1D 12 besitzt.

IRNSS 1D ist der erste Satellit des Indian Regional Navigation Satellite System (IRNSS – einer Konstellation aus zunächst sieben Satelliten), der auf einem rund 30,5 Grad gegen den Erdäquator geneigten Orbit den Äquator regelmäßig im Bereich von 111,75 Grad Ost kreuzen wird.

Zwei weitere Äquatorkreuzer des IRNSS befinden sich bereits im All. Bei ihnen handelt es sich um IRNSS 1A und IRNSS 1B. IRNSS 1A ist auf einer rund 27,5 Grad gegen den Äquator geneigten Bahn unterwegs, IRNSS 1B auf einer rund 30,5 Grad geneigten Bahn. Beide Satelliten kreuzen den Äquator im Bereich von 55 Grad Ost.

Außerdem im All befindet sich IRNSS 1C, der auf mehr oder weniger geostationärer Bahn unterwegs ist. Jüngst wurde der Satellit bei 82 Grad Ost auf einer rund 4,7 Grad gegen den Erdäquator geneigten Bahn beobachtet.

Die Kombination aus Satelliten auf inklinierten, das heißt geneigten Bahnen und solchen auf Positionen im Geostationären Orbit ermöglicht es, innerhalb eines Navigationssatellitensystems für Kommunikationseinheiten am Erdboden Dreipunktpeilungen zur Verfügung zu stellen, was für eine exakte Positionsbestimmung essentiell ist. Solche Peilungen wären nicht möglich, würden die Satelliten des Systems ausschließlich an Positionen im Geostationären Orbit stehen.

Der nächste Satellit für das IRNSS, IRNSS 1E, soll nach Angaben der ISRO in den kommenden Monaten auf einer weiteren PSLV-Rakete in den Weltraum transportiert werden. Dann will man wieder eine XL-Version der Rakete einsetzen, die vorgesehene Flugnummer ist PSLV-C29.

Im Jahre 2016 möchte die ISRO die erste Ausbaustufe des IRNSS – mit zwei weiteren Starts – dann abschließen.

Als Auslegungsbetriebsdauer von IRNSS 1D nennt die ISRO 10 Jahre, das Raumfahrtanwendungszentrum der ISRO namens SAC (für Space Applications Centre) gibt 12 Jahre an. Katalogisiert ist der neue Satellit mit der NORAD-Nr. 40.547 und als COSPAR-Objekt 2015-018A.

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• PSLV-C 27 mit IRNSS-1D

Der Beitrag 4. indischer Navigationssatellit für IRNSS im All erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: ISRO.

Der Flug der beim Start 44,4 Meter hohen, rund 320 Tonen schweren Rakete mit der missionsbezogenen Bezeichnung PSLV-C24 begann um 17:14 Uhr Ortszeit (IST) bzw. um 13:44 Uhr MESZ. Die erste Stufe der PSLV-C24 wurde von sechs zusätzlichen, seitlich angebrachten Boostern unterstützt, die Rakete flog in der sogenannten XL-Version.

Nach dem Aufbrauchen des festen Treibstoffes in den seitlich angebrachten Boostern und der ersten Stufe sowie der Zündung der zweiten, mit den flüssigen Treibstoffen UH25 (75% Unsymmetrisches Dimethylhydrazin (UDMH) + 25% Hydrazinhydrat) und N₂O₄ (Distickstofftetroxid) betriebenen Raketenstufe wurde die Nutzlastverkleidung abgeworfen.

Anschließend trat die dritte Stufe in Aktion, die festen Treibstoff verbrannte. In der vierten und letzten Raketenstufe wurden wieder flüssige Treibstoffe, hier mit MMH als Brennstoff und eine Mischung aus Stickstoffoxiden (MON-3) als Oxidator, verwendet. Nachdem diese ihre Arbeit erledigt hatte, erfolgte nach einer kurzen Freiflugphase rund 19 Minuten nach dem Abheben die Abtrennung des Navigationssatelliten mit einer Masse von 1.432 Kilogramm (unbetankt 614 Kilogramm).

Nach dem Aussetzen von IRNSS 1B lief an Bord eine automatische, vorprogrammierte Sequenz ab, an deren Ende die erfolgreiche Entfaltung der beiden Solarzellenausleger des Satelliten stand. Den Einsatzbeginn der beiden zusammen maximal rund 1.660 Watt elektrischer Leistung bereitstellenden Solarzellenausleger konnte das MCF für Master Control Facility genannte Satellitenkontrollzentrum im indischen Hassan an Hand empfangener Telemetriedaten bestätigen.

Der geplante Transferorbit wurde nach Angaben der ISRO mit großer Exaktheit erreicht. IRNSS 1B gelangte auf eine Erdumlaufbahn mit einem Perigäum, dem der Erde nächstliegenden Bahnpunkt, von rund 283 Kilometern, und einem Apogäum, dem erdfernsten Bahnpunkt, von rund 20.630 Kilometern. Ihre Neigung gegen den Erdäquator beträgt rund 19,2 Grad.

Um die vorgesehene geosynchrone, zunächst 31, später 29 Grad gegen den Äquator geneigte annähernd kreisförmige Erdumlaufbahn in rund 35.786 Kilometern Höhe zu erreichen, wird ein sogenanntes Apogäumstriebwerk mit 440 Newton Schub an Bord von IRNSS 1B zum Einsatz kommen. Es soll in den kommenden Tagen vier der fünf zum Erreichen der Zielbahn nötigen Brennphasen absolvieren. Das fünfte Manöver können 22-Newton-Triebwerke erledigen, von denen der auf dem indischen Satellitenbus I-1K basierende IRNSS 1B 12 besitzt.

IRNSS 1B ist nach dem 1. Juli 2013 gestarteten IRNSS 1A der zweite Satellit des Indian Regional Navigation Satellite System (IRNSS), der auf einem 29 Grad gegen den Äquator geneigten Orbit den Äquator regelmäßig bei 55 Ost kreuzen wird.

Zwei weitere Äquatorkreuzer sind im Rahmen des IRNSS vorgesehen, sie werden den Äquator später regelmäßig zwischen 111,5 und 111,75 Grad Ost überfliegen. Außerdem soll es in der zunächst umzusetzenden Ausbaustufe des IRNSS drei Satelliten auf geostationären Positionen bei 32,5 (bzw. 34), 83 und 131,5 (bzw. 132) Grad Ost geben. IRNSS 1C und IRNSS 1D will man nach aktuellem Stand laut ISRO beide in der zweiten Hälfte des Jahres 2014 starten.

Dann hat IRNSS 1B laut Plan längst begonnen, Navigationssignale im L5- und im S-Band zu senden. Der der Allgemeinheit zugängliche Dienst unter der Bezeichnung SPS (für Standard Positioning Service) arbeitet mit Mittenfrequenzen von 1.176,45 MHz (L5-Band) und 2.492,028 MHz (S-Band). Geschlossenen Benutzergruppen wie staatliche Institutionen, dem Militär etc. stehen in den gleichen Frequenzbereichen spezielle Funktionen und Eigenschaften unter dem Titel RS für Restricted Service zur Verfügung.

Als Auslegungsbetriebsdauer von IRNSS 1B nennt die ISRO 10 Jahre.

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• PSLV-C24 XL mit Navigationssatellit IRNSS 1B

Der Beitrag 2. indischer Navigationssatellit für IRNSS im All erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: DNA, IIA, ISAC, ISRO, Mint, Times of India.

2008 hatte der damalige ISRO-Leiter G. Madhavan Nair einen Start im Jahre 2012 ins Visier genommen. Am 10. November 2008 war der Beschluss gefasst worden, das Projekt eines mit einem neuartigen Koronagraph auszustattenden Sonnenobservatoriums umzusetzen.

Ende Juli 2010 hatte ein Beraterkomitee aus Mitarbeitern der ISRO, des Indischen Astrophysikalischen Instituts (IIA), des Sonnenobservatoriums Udaipur, des Zentrums für Radioastronomie und des nationalen Zentrums für Radio-Astrophysik einen Entwurf für den Koronagraphen abgenommen. Im gleichen Jahr hatte nach ungenannten offiziellen Quellen dann auch eine angemessene Finanzierung des Projekts begonnen.

Im Jahr 2012 schließlich ging man davon aus, 2015 oder 2016 für einen Start bereit zu sein. Eine Priorisierung des Marsorbiters MOM alias Mangalyaan trug dann neben Problemen bei Entwurf, Entwicklung und Bau der wissenschaftlichen Ausrüstung zu einer weiteren Verzögerung bei.

Der ursprüngliche Missionsentwurf sah nur ein zentrales Instrument vor. Zwischenzeitlich ist das Aufgabenfeld von ADITYA 1 deutlich erweitert worden, die Satellitenmasse merklich angestiegen.

Die von den Messungen von ADITYA 1 erhofften Daten sollen bei der Beantwortung der Fragen helfen, welche physikalischen Prozesse für die Aufheizung der Korona sorgen (Temperaturen zwischen ein und zwei Millionen Grad Celsius), den Sonnenwind auf bis zu 1000 km/s beschleunigen und die koronalen Masseauswürfe (coronal mass ejections, CMEs) verursachen.

Um die erforderlichen Messungen durchzuführen, erhält das Sonnenobservatorium einen Koronagraphen namens Enhanced Visible Emission Line Coronagraph (E-VELC). Er hat eine Masse von rund 130 Kilogramm und ist mit drei Detektoren ausgerüstet ist, die simultan eingesetzt werden können und für Wellen mit Längen von 5303 Ångström (Å), 7892 Å und 10747 Å empfindlich sind. 5303 Å entspricht der Emissions-Linie von 13-fach geladenem Fe XIV (Fe 13+-Ion) bei 530,3 Nanometern, 7892 Å der Fe XI-Line bei 789,2 Nanometern und 10747 Å der Fe XIII-Linie bei 1074,7 Nanometern.

Die Ausrüstung ist geeignet, Daten zu Dichteverhältnissen und magnetischen Strukturen in der Korona wie Magnetfeldbögen und Koronalöchern sowie der dreidimensionalen Struktur von CMEs zu liefern, ist die ISRO überzeugt. Pro Sekunde soll die Konstruktion drei Bilder liefern können

Zur erweiterten Instrumentierung gehört neben dem weiterentwickelten Koronagraphen ein UV-Teleskop (Solar Ultraviolet Imaging Telescope, SUIT) zur Beobachtung der vollständigen Sonnenscheibe für die Untersuchung von Sonnenstürmen, ein Detektor für harte bzw. hochenergetische Röntgenstrahlung, der CMEs auf kleinen Ausschnitten der Sonnenscheibe messen soll, ein Partikeldetektor zum Ermitteln von im Sonnenwind enthaltenen Teilchen und ein Spektrometer zum Erfassen weicher Röntgenstrahlung (Solar Low-energy X-ray Spectrometer, SoLEXS).

Aktuell spekuliert man auf einen Start 2017 oder 2018. Dann soll eine indische Rakete des Typs PSLV das auf dem Satellienbus Indian Mini Satellite 2 (IMS-2) aufgebaute Sonnenobservatorium vom Raumflugzentrum Satish Dhawan (SDSC) auf Sriharikota aus in den Weltraum transportieren. Nach Aussage von K. Radhakrishnan am 28. Februar 2014 beginnt dabei dann eine Mission in einer Erdumlaufbahn.

Als Arbeitsorbit für ADITYA 1 wurde ursprünglich ein polarer in rund 800 Kilometern über der Erde genannt. Neuere Quellen geben an, dass man das Sonnenobservatorium beim Lagrange Punkt L1 zwischen Sonne und Erde betreiben möchte. Im diesem Zusammenhang wird das Observatorium auch ADITYA L1 genannt.

Der Beitrag Sonnenobservatorium ADITYA (L)1 nicht vor 2017 im All erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: Antrix, ISRO, ST Electronics.

Gelingen Start und Inbetriebnahme wie vorgesehen, wird TeLEOS 1 in einem annähernd äquatorialen Orbit (NEqO, Near Equatorial Orbit) mit einer Neigung zwischen 10 und 15 Grad gegen den Äquator in rund 550 Kilometern Flughöhe arbeiten und dabei für einen Erdumlauf rund 96 Minuten benötigen.

Sein elektroptisches Bilderfassungssystem wird TeLEOS 1 einsetzen, um Daten zu gewinnen, die Singapur in Bereichen wie Umwelt und Katastrophenmanagement, Stadtplanung, Grenzsicherung und Überwachung der Schifffahrt nutzen will.

TeLEOS 1 wird beispielsweise immer wieder für die Schifffahrt wichtige Nadelöhre wie den Panamakanal, den Golf von Aden und die Straße von Malakka überfliegen – außerdem viele international bedeutende Schifffahrtsrouten – und so zur Sicherheit in der Seeschifffahrt beitragen können.

Auf Grund der vorgesehenen Umlaufbahn ist eine günstige Wiederholrate zwischen 12 und 16 Stunden möglich, das bedeutet, die Instrumente an Bord von TeLEOS 1 haben in diesem Intervall Sicht auf die selbe Stelle der Erdoberfläche (sofern die Wetterbedingungen dem nicht entgegen stehen). Man rechnet also mit 12 bis 16 Aufnahmemöglichkeiten der selben Position pro Tag.

Der Satellit mit einer Masse von rund 400 Kilogramm wird bei vertikalem Blick nach unten laut Plan eine Bodenauflösung von rund einem Meter erreichen und mit einer Schwadbreite von 12 Kilometern arbeiten können. Die Auslegungsbetriebsdauer des dreiachsstabilisierten Raumfahrzeugs beträgt 5 Jahre.

TeLEOS 1 entsteht unter der Ägide von Singapore Technologies Electronics (ST Electronics), Partner sind die Technische Universität Nanyang (NTU), die Nationaluniversität Singapur (NUS) und Labore des Verteidigungsministeriums Singapurs. Entwurf und Entwicklung besorgt ST Electronics Satellite Systems. Die Abwicklung des Starts auf einer indischen PSLV ermöglicht der kommerzielle Arm der indischen Weltraumforschungsorganisation (ISRO) namens Antrix. Der geplante Starttermin Ende 2015 soll es ermöglichen, dass TeLEOS 1 ab einem Zeitpunkt in der ersten Hälfte 2016 nutzbringend eingesetzt werden kann.

Bildmaterial von TeLEOS 1, steht es erst einmal zur Verfügung, möchte man auch anderen Nutzern anbieten. Eine Vereinbarung über die künftige Vermarktung der Bilder traf ST Electronics mit der Satrec Initiative Company und SPOT Asia, letzteres mittlerweile ein Unternehmen des Luft- und Raumfahrtkonzerns Airbus Defence and Space.

Das Bodensegment stellt das Centre for Remote Imaging, Sensing and Processing (CRISP) der NUS bereit. Die Datenübertragung will man mit 150 Megabit pro Sekunde im X-Band abwickeln. Zur Zwischenspeicherung von Beobachtungsdaten erhält TeLEOS 1 nichtflüchtige Halbleiterspeicher.

Der Beitrag TeLEOS 1 für Singapur fliegt auf indischer PSLV erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: Antrix, DMCii, ISRO, SSTL.

DMCii hatte die drei Satelliten im Juni 2011 verbindlich bei SSTL bestellt. DMCii lässt sich die auf dem Satellitenbus SSTL-300S1 basierenden Raumfahrzeuge 110 Millionen britische Pfund kosten – Start und Versicherung eingeschlossen.

Die Erdtrabanten mit einer Masse von jeweils rund 350 Kilogramm sollen Beobachtungsnutzlasten tragen, die sich durch eine hohe Auflösung im Bereich eines Meters bei panchromatischer Bilderfassung auszeichnen, und eine Auflösung um 4 Meter bei multispektraler Bilderfassung erreichen. Die Aufzeichnung der erfassten Daten erfolgt mit schnellen Datenrekordern und nichtflüchtigem RAM-Speicher.

Eine besonders schnelle Übertragung der Beobachtungsdaten zu geeigneten Bodenstationen ermöglichen im X-Band arbeitende Sender, mit denen Datenraten bis zu 320 Megabit pro Sekunde erreicht werden. Damit die Ausstrahlung von Daten bei Bewegungen der Satelliten nicht unterbrochen werden muss, haben die entsprechenden Antennen Nachführeinrichtungen, um den Kontakt zur jeweils aktuellen Bodenstation halten zu können.

Die von SSTL in Großbritannien weiterentwickelte Satellitenplattform geht auf einen Bus zurück, den SSTL für den Erdbeobachtungssatelliten NigeriaSat 2 (Bus SSTL-300i, Masse ~ 300 Kilogramm) verwendet hatte. Mit einer erweiterten Avionik und besseren optischen Geräten ausgestattet sollen die neuen Satelliten ganz unterschiedliche Beobachtungsaufgaben erledigen können.

Alle Daten, die die drei Satelliten der UK-DMC3-Konstellation aus gleicher Bahnebene liefern werden, sind für die ersten sieben Einsatzjahre bereits vergeben. Das Unternehmen 21AT (Twenty First Century Aerospace Technology Company Ltd) aus Chinas Hauptstadt Peking ist Abnehmer der Daten. Es hatte SSTL im Juni 2011 in London beauftragt. Die tagesaktuelle Datenaufbereitung wird eine Tochter von 21AT erledigen, die Beijing Landview Mapping Information Technology Co. Ltd.

Die Konstellation ermöglicht eine Wiederholrate von einem Tag, das bedeutet im konkreten Fall, einer der drei Satelliten überfliegt in rund 500 Kilometern über der Erde mit seiner Instrumentennutzlast jeden Tag die selbe Stelle der Erdoberfläche. Für die Feststellung vor Veränderungen auf der Erde hat dies eine große Bedeutung.

Beispielsweise bei der Bewältigung von Katastrophen sind frische Daten ohne jeden Zweifel sinnvoll. Für eine verbesserte Planung bei der Stadtentwicklung ist ein stets aktueller Datenstand insbesondere angesichts der hohen Entwicklungsgeschwindigkeit chinesischer städtischer Räume ebenfalls sehr nützlich.

Ende 2014 sollen die drei Satelliten der UK-DMC3-Konstellation auf einer indischen Trägerrakete vom Typ Polar Satellite Launch Vehicle (PSLV) in der Variante CA (core alone, also ohne seitliche Booster) vom Raumflugzentrum Satish Dhawan (SDSC) auf Sriharikota in den Weltraum transportiert werden. Den Auftrag zur Organisation des Starts erhielt Antrix am 29. Januar 2014.

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Ein Beitrag von Günther Glatzel. Quelle: Raumfahrer.net.

Insgesamt wurden 78 Raketen erfolgreich mit ihren Nutzlasten, und dies waren bis zu 33 in einem Ritt, gestartet. Es gab aber auch vier Fehlschläge. Russland hat 33 Raketen gestartet, aber auch zwei Fehlstarts mit dem jeweiligen Totalverlust der Nutzlast zu verzeichnen. Dabei gelangten 30 russische Nutzlasten neben einer Vielzahl weiterer Satelliten für andere Staaten und Organisationen in Erdumlaufbahnen.
Die USA haben 19 erfolgreiche Starts zu verzeichnen und stellen mit 85 Satelliten bzw. Raumsonden sowie 4 Beteiligungen an weiteren Projekten das Gros der Nutzlasten. Danach folgt China mit 14 erfolgreichen Starts und 17 eigenen Nutzlasten bei einem Fehlschlag. 5 Raketenstarts hat Europa ohne Russland (Arianespace) zu verzeichnen, jeweils drei Indien und Japan sowie einen Südkorea. Ein iranischer Satellit erreichte hingegen keine Erdumlaufbahn.

Die Nutzlasten sind neben Kommunikations- und Erdbeobachtungssatelliten für zivile oder militärische Zwecke auch unbemannte Frachter und bemannte Raumschiffe, die zum größten Teil die Internationale Raumstation anflogen und eine Vielzahl an Kleinsatelliten von 127 Gramm bis einige Kilogramm, die bei mehreren Missionen en masse ins All transportiert wurden. So trug am 20. November eine Minotaur 1 30 Nutzlasten in erdnahe Umlaufbahnen, einen Tag später eine Dnjepr 34 Satelliten und am 3. Dezember eine Atlas 5 immerhin 13.

Die ISS wurde insgesamt von 12 Raumschiffen angeflogen, 4 davon waren bemannte Sojus. Hinzu kamen 4 Progress-Frachter sowie jeweils ein ATV, HTV, Dragon und Cygnus. Das chinesische Raumschiff Shenzhou 10 hingegen flog die Mini-Station Tiangong 1 an. Demnach starteten 2013 15 Menschen ins All.

Die weiteren Nutzlasten wurden für Großbritannien (7 + 2 Beteiligungen), die ESA (7), Deutschland (6), Indien (5), Japan (5), Kanada (4 + 1 Beteiligung), Südkorea (3 + 2 Beteiligungen), die Niederlande (3), Argentinien (2 + 2 Beteiligungen), Spanien(2), Dänemark (2), Vietnam (2), Equador (2), Luxemburg (2), Peru (2), Eutelsat (2) und Inmarsat (2) ins All transportiert. Mit jeweils einem Satelliten bzw. der Beteiligung an einem Projekt gehen Estland, Aserbaischan, Österreich und die ASRA (1+1), Mexiko, die Türkei, Israel, die Vereinigten Arabischen Emirate, Polen, Italien, Norwegen, Südafrika, Bolivien, Pakistan, die Ukraine, Singapur sowie Australien und Quatar in die Annalen der Raumfahrtgeschichte ein.

Der leichteste Raumflugkörper dürfte dabei mit 127 g der peruanische Sub-sub-Satellit Pocket-PUCP sein, der aus PUCP-Sat 1 ausgestoßen wurde, nachdem dieser seinerseits aus Unisat 5 entlassen worden war. Die schwerste Nutzlast dürfte mit etwa 17 t der US-amerikanische Aufklärungssatellit NROL 65 gewesen sein.

163 Nutzlasten gelangten in niedrige Erdumlaufbahnen (LEO = Low Earth Orbit), 26 in die Geostationäre Bahn (GEO), …

Insgesamt kamen 25 verschiedene Raketentypen zum Einsatz, wobei einige schwer unterscheidbare Untertypen verwendet wurden. Die Sojus-Varianten, die auf der R7 aufbauen starteten 15 Mal, chinesische Langer Marsch (2,3 oder 4) 14 Mal, einmal mit vorzeitiger Triebwerksabschaltung der Oberstufe, die Proton hatte 10 Einsätze, einer davon endete in einer Explosion. Die Atlas 5 bringt es auf 8 Starts, Rokot/Strela auf 5, Ariane 5 auf 4, Delta 4, PSLV und Falcon 9 auf jeweils 3. Zwei Starts absolvierten Antares, H-2, Dnjepr und Zenit, wobei letztere einen Fehlschlag verzeichnete. Mit jeweils einem erfolgreichen Start schreiben sich Minotaur 1, Pegasus, Minotaur 5, Naro, Kuaizhou, Vega, Epsilon und die Sojus 2.1W in die Startliste ein. Die Safir 1 absolvierte einen (Fehl-)Start, bei dem die Nutzlast nicht in eine Erdumlaufbahn gelangte.

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

Beim Start konnte eine leicht höhere Leistung der dritten Stufe beim Betrieb der vierten weitgehend ausgeglichen werden. Mangalyaan gelangte in einen Orbit zwischen 247 und 23.566 Kilometern Höhe, geplant waren 248 x 23.000 km. Hier wird die Sonde mit eigenem Antrieb während 6 Brennphasen den Orbit zunächst in mehreren Stufen auf 600 x 215.000 km erweitern und anschließend auf eine Flugbahn zum Mars gebracht. Das Eintreffen am Roten Planeten ist für September 2014 geplant.

Hier soll die Sonde abgebremst und in einen elliptischen Orbit von 377 x 80.000 km bei einer Bahnneigung von 17,8 Grad gegen den Marsäquator gebracht werden. Von hier aus sollen Marsatmosphäre sowie Morphologie und Mineralogie der Marsoberfläche erforscht werden. Dazu befinden sich 5 in Indien entwickelte Messgeräte an Bord. Dies sind ein Lyman-Alpha-Photometer, ein Infrarot-Spektrometer, ein Methansensor, ein Analysator für die Zusammensetzung der Marsexosphäre sowie eine Farbkamera.

Die Sonde wurde in Rekordzeit von nur zwei Jahren entwickelt und gebaut, da man auf viele Teile der Mondsonde Chandrayaan zurückgreifen konnte. Allerdings ist der Mars deutlich weiter entfernt als der Mond, wodurch insbesondere in den Bereichen Antrieb, Energieversorgung und Kommunikation einige Anpassungen notwendig wurden. Insgesamt ergab sich eine Gesamtmasse von 1.350 kg beim Start, von denen noch etwa 500 kg im Marsorbit ankommen werden.

Mit Mangalyaan will die indische Weltraumforschungsorganisation ISRO aber nicht nur wissenschaftliche Erkenntnisse gewinnen sondern in erheblichem Maße auch technologische Erfahrungen sammeln. Das Verlassen des Anziehungsbereiches der Erde gehört dabei ebenso zu den Premieren wie das Einbremsen in den Marsorbit nach einer langen Freiflugphase, die Kommunikation über viele Millionen Kilometer hinweg, das Sammeln von Erfahrungen bei der Navigation im Orbit eines anderen Planeten aber auch organsiatorische Punkte wie Missionsplanung und Management.

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• MOM: Indischer Marsorbiter Mangalyaan

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Ein Beitrag von Günther Glatzel. Quelle: ISRO, Raumcon, RN.

Der Start von IRNSS 1A fand am 1. Juli 2013, gegen 20.11 Uhr MESZ statt, am Startplatz in Sriharikota gilt indische Standardzeit, wonach es 23.41 Uhr war. Nach dem planmäßig verlaufenen Abheben der Trägerrakete vom Typ PSLV (Polar Satellite Launch Vehicle) wurde der Satellit auf einer hochelliptischen Übergangsbahn zwischen 278 und 20.548 km Höhe bei einer Bahnneigung von 17,9 Grad ausgesetzt. Anschließend entfalteten sich die Solarzellenpaneele.

Mit eigenem Antrieb soll IRNSS 1A im Verlaufe von 5 Antriebsphasen auf die geosynchrone Zielbahn gelangen und nach mehrmonatigem Testbetrieb mit weiteren Satelliten in den regulären Betrieb gehen. Insgesamt plant Indien 3 Satelliten auf der geostationären Bahn, bei 32,5, 83,0 und 131,5 Grad Ost sowie 4 Satelliten auf inklinierten geosynchronen Bahnen. Auf einer solchen Bahn, die ebenfalls eine Umlaufzeit wie die Rotationsdauer der Erde besitzt, scheint ein Satellit nicht über dem Äquator festzustehen, sondern in Nord-Süd-Richtung um die Äquatorposition zu pendeln. Er wechselt dabei zwischen 29 Grad Nord und 29 Grad Süd. Erst dadurch wird eine verlässliche Dreipunktpeilung möglich, wobei die drei Satelliten eben nicht auf einer Gerade liegen dürfen.

Eine ähnliche Konstellation hat auch China in den letzten Jahren aufgebaut und war auch in Japan in Planung. Indien will diese nun für seinen Hoheitsbereich bis 2015 oder 2016 verwirklichen. Die in Indien gebauten Satelliten sind dreiachsenstabilisiert und basieren auf dem Satellitenbus I-1K. Die Leermasse liegt bei etwa 615 kg, die Masse mit Betriebsmitteln bei etwa 1.425 kg. Die Navigationsnutzlast besteht aus drei Rubidium-Atomuhren sowie Sendern und Antennen. Als Funktionsdauer plant man pro Satellit etwa 10 Jahre ein.

Die Navigationssignale im L5- und S-Band sollen für die Allgemeinheit eine Genauigkeit um 10 Metern bieten, für staatliche Institutionen, speziell das Militär werden weitere und genauere Dienste bereit gestellt.

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• PSLV-C22 mit Navigationssatellit IRNSS 1A

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