Ein Beitrag von Axel Nantes. Quelle: ISRO.

Die indische Raumfahrtforschungsorganisation (Indian Space Research Organisation, ISRO) meldete mit Datum vom 24. Dezember 2018, vier geplante Bahnanhebungsmanöver von GSAT 7A seien erfolgreich absolvieren worden. Nach den vier Manövern befand sich GSAT 7A laut ISRO auf einer 0,2 Grad gegen den Erdäquator geneigten Bahn mit einem der Erde nächstliegenden Bahnpunkt rund 35.800 Kilometer über der Erde und einer Erdferne von rund 36.092 Kilometern.

Um 11:40 Uhr MEZ (10:40 Uhr UTC) am 19. Dezember 2018 war die GSLV-Rakete mit der Flugnummer F11 mit GSAT 7A an der Spitze am Ende eines rund 26 Stunden dauernden Countdowns von der Rampe Nr. 2 (Second Launch Pad, SLP) des Raumflugzentrums Satish Dhawan auf der Insel Sriharikota an Indiens Südküste gestartet. Nach etwas über 19 Minuten Flugzeit war dann die Abtrennung des Satelliten auf einer etwas günstigeren als der minimal erwarteten Transferbahn erfolgt. Die dritte Stufe der Rakete wurde vor dem Aussetzen des Satelliten betrieben, bis ihr der Treibstoff ausging.

Die benutzte GSLV-Mk2-Rakete flog in einer gegenüber zuvor eingesetzten GSLV-Mk2-Varianten in zahlreichen Punkten verbesserten Version. Die zweite Stufe GS2 war mit einem schubgesteigertem Haupttriebwerk und statt mit 39,5 Tonnen wie bei früheren Flügen mit über 40 Tonnen (42,196 Tonnen) Treibstoff ausgestattet und wird daher auch als GL40 (statt GL37.5H) bezeichnet. Die Beladung der dritten Stufe GS3 war von 12 auf rund 15 Tonnen (14,996 Tonnen) Treibstoff gesteigert worden, sie hörte daher auf die Bezeichnung C15 bzw. CUS 15 (statt C12.5). Ihr Motor CE7.5 war ebenfalls in der Lage, mehr Schub als seine Vorgänger zu liefern. Seine Regelbrennzeit wurde um rund 80 Sekunden gesteigert. Die notwendigen Konstruktionsänderungen bewirkten eine Vergrößerung der Höhe der Rakete um etwa 1,8 Meter auf eine Gesamtbauhöhe von 50,926 Metern.

Der der Erde nächstliegende Bahnpunkt der anvisierten Übergangsbahn für GSAT 7A lag bei etwa 170 Kilometern über der Erde, ihr erdfernster Bahnpunkt abhängig von der erzielten Performance der Oberstufe im Bereich zwischen 33.190 und 40.600 Kilometern über der Erde. Die Neigung der anvisierten Bahn gegen den Erdäquator betrug 19,35 Grad. Erreicht wurde eine Bahn mit einem der Erde nächstliegenden Bahnpunkt von 170,8 Kilometern und einer Erdferne von 39.127 Kilometern.

Ein erstes Bahnanhebungsmanöver am 20. Dezember 2018 dauerte rund 3.895 Sekunden. Es brachte GSAT 7A auf eine Bahn mit einem der Erde nächstliegenden Bahnpunkt von rund 11.693 Kilometern und einem erdfernsten Bahnpunkt von 38.905 Kilometern über der Erde. Die Neigung dieser Bahn gegen den Erdäquator war auf 5,75 Grad reduziert, ein Erdumlauf auf ihr dauerte knapp 16 Stunden.

Für die Bahnanhebungsmanöver besitzt GSAT 7A ein mit Monomethylhydrazin (MMH) als Treibstoff und einer Mischung aus Stickstoffoxiden (MON-3) als Oxidator betriebenes, 440 Newton starkes Apogäumstriebwerk (Liquid Apogee Motor, LAM).

Der auf dem indischen Bus I-2K basierende Satellit mit einer Startmasse von rund 2.250 Kilogramm hat eine Auslegungsbetriebsdauer von acht Jahren. Innerhalb eines entsprechenden Zeittraums soll der Satellit von einer Position bei 63 Grad Ost im Geostationären Orbit rund 35.786 Kilometer über der Erde Kommunikationsdienste für Militär und Regierungsstellen Indiens zur Verfügung stellen.

Hauptnutzer von GSAT 7A wird die Indische Luftwaffe (Indian Air Force, IAF) sein. Die IAF will mit Hilfe des Satelliten Verbindungen zwischen ihren Luftwaffenbasen, Kontrollzentren und Radarstellungen am Boden, mit Frühwarnflugzeugen (z.B. wie Berijew A-50 Schmel – Бериев А-50 Шмель – auf Basis der Iljuschin Il-76) und mit fernzusteuernden Drohnen herstellen können. Einen gewissen Anteil der Kapazitäten des neuen Satelliten – die Rede ist von etwa 30 Prozent – soll von den Indischen Landstreitkräften genutzt werden können. Die indischen Landstreitkräfte sollen später ihren eigenen GSAT 7 bekommen, nämlich GSAT 7B. GSAT 7 (ohne anhängendes A) alias Insat 4F (NORAD 39.234, COSPAR 2013-044B) ist schon seit dem 29. August 2013 im All und wird von der Marine Indiens genutzt.

Um seinen Aufgaben nachkommen zu können, erhielt GSAT 7A eine Kommunikationsnutzlast mit einer Anzahl von im K_u-Band arbeitenden Transpondern. Zur Bahnverfolgung, zur Telemetriedatenübertragung und zur Fernsteuerung des Satelliten besitzt letzterer zusätzliche Kommunikationseinrichtungen für das C-Band (Tracking, Telemetry and Control – TT&C – während LEOP) und das K_u-Band (TT&C im Regelbetrieb).
Der Energieversorgung der Kommunikationsnutzlast und der übrigen Systeme an Bord von GSAT 7A dienen zwei Solarzellenausleger. Bei Betriebsende sollen sie zusammen immer noch ausreichend elektrische Leistung für den 3,3 Kilowatt starken Satelliten zur Verfügung stellen können.

GSAT 7A ist katalogisiert mit der NORAD-Nr. 43.864 und als COSPAR-Objekt 2018-105A.

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• GSAT 7A auf GSLV Mk.II vom SDSC SLP Sriharikota

Der Beitrag Indiens militärischer Comsat GSAT 7A im All erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Axel Nantes. Quelle: ISAC, ISRO, SpectraTime.

Die erste Stufe der Rakete mit der missionsbezogenen Bezeichnung PSLV-C41 wurde von sechs zusätzlichen, seitlich angebrachten Boostern unterstützt, die Rakete flog in der sogenannten XL-Version. Letztere kam unter anderem beim Start der Schwestersatelliten von IRNSS 1I 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. Am 28. April 2016 wurde zum letzten Mal erfolgreich ein Navigationssatellit aus Indien gestartet, die PSLV-C33 brachte IRNSS 1G ins All.

Beim Start des mit verbesserten Atomuhren ausgestatteten IRNSS 1H am 31. August 2017 verhinderte ein Materialproblem bei Gummibälgen, die pyrotechnisch aufgeblasen die Öffnung der Nutzlastverkleidung bewerkstelligen sollten, ein erfolgreiches Aussetzen des Navigationssatelliten. IRNSS 1H wurde zwar von der Oberstufe getrennt, blieb aber innerhalb der vorher nicht geöffneten Verkleidung gefangen und ist somit nutzlos. Die Kombination aus der vierten Stufe der PSLV-C39, der Nutzlastverkleidung und IRNSS 1H (COSPAR-Objekt 2017-051A, NORAD 42.928) umkreist die Erde auf einer langsam absinkenden Flugbahn. Der höchste Punkt ihrer Bahn liegt aktuell im Bereich von 4.500 Kilometern über der Erde.

Der Flug des beim Start 44,4 Meter hohen, rund 321 Tonnen schweren Projektils PSLV-C41 mit IRNSS 1I an der Spitze am 11. April 2018 begann um 22:34 Uhr Weltzeit (UTC). Zunächst verbrauchten die seitlich angebrachten Booster vom Typ PS0M-XL und die erste Stufe mit der Bezeichnung PS1 ihren festen Treibstoff. Nach deren Abtrennung und 109,6 Sekunden nach dem Start erfolgte die Zündung der zweiten, mit den flüssigen Treibstoffen UH25 (75% Unsymmetrisches Dimethylhydrazin (UDMH) + 25% Hydrazinhydrat) und N2O4 (Distickstofftetroxid) betriebenen Raketenstufe PS2. 202,4 Sekunden nach dem Abheben wurde die Nutzlastverkleidung abgeworfen.

Dann trat die dritte Stufe PS3 in Aktion, die festen Treibstoff verbrannte. Sie begann ihre Arbeit in der Flugsekunde 263,3 und wurde in der Flugsekunde 597,8 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 Freiflugphase 19 Minuten und 42 Sekunden nach dem Abheben die Abtrennung des Navigationssatelliten mit einer Startmasse von 1.425 Kilogramm (unbetankt 614 Kilogramm).

Nach dem Aussetzen von IRNSS 1I lief an Bord eine automatische, vorprogrammierte Sequenz ab, an deren Ende die erfolgreiche Entfaltung der beiden Solarzellenausleger des Satelliten stand. Die beiden zusammen maximal rund 1.670 Watt elektrischer Leistung bereitstellenden Ausleger sind an zwei gegenüberliegenden Seiten des Satellitenhauptkörpers mit den Maßen 1,58 m x 1,50 m x 1,50 m montiert. Ihre einsetzende Funktion konnte das MCF für Master Control Facility genannte Satellitenkontrollzentrum im indischen Hassan an Hand empfangener Telemetriedaten bestätigen.

IRNSS 1I gelangte auf eine Transferbahn mit einem Perigäum, dem der Erde nächstliegenden Bahnpunkt, von rund 281,5 Kilometern (geplant 284 Kilometer), und einem Apogäum, dem erdfernsten Bahnpunkt, von rund 20.730 Kilometern (geplant 20.650 Kilometer). Ihre Neigung gegen den Erdäquator betrug wie geplant rund 19,2 Grad.

Um die vorgesehene geosynchrone, laut ISRO 29 Grad gegen den Äquator geneigte annähernd kreisförmige Erdumlaufbahn (GSO) 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, die zum Erreichen der Zielbahn nötige Brennphasen mit einer Gesamtgeschwindigkeitsdifferenz von 1.890 Metern pro Sekunde zu absolvieren. An Bord von IRNSS 1I befinden sich außerdem zwölf 22 Newton starke Triebwerke für Bahnanpassungen und Lageregelung.

IRNSS 1I ist mit seinen drei Rubidium-Uhren (RAFSs, Rubidium Atomic Frequency Standard clocks) als Ersatz für den 2013 gestarteten IRNSS 1A gedacht, dessen drei zur Erzeugung von Navigationssignalen benötigten, von SpectraTime gelieferten Atomuhren ab 2016 relativ schnell hintereinander ausgefallen waren.

Das Versagen der Uhren ist nach einer Information des indischen Parlaments wahrscheinlich auf Kurzschlüsse zurückzuführen. Um die Nutzbarkeit der bereits gestarteten, mit der Ursprungsversion der Uhren ausgestatteten Satelliten zu verlängern, lässt man im Regelbetrieb nur jeweils eine der drei redundanten Uhren pro Satellit eingeschaltet.

IRNSS 1I ist nach IRNSS 1A und IRNSS 1B der dritte Satellit des Indian Regional Navigation Satellite System (IRNSS), der auf einem rund 29 Grad gegen den Erdäquator geneigten Orbit den Äquator regelmäßig im Bereich von 55 Grad Ost kreuzen wird.

Zwei weitere Äquatorkreuzer des IRNSS befinden sich außerdem im All. IRNSS 1D kreuzt den Äquator bei 111,75 Grad Ost mit 30,5 Grad geneigter Bahn. IRNSS 1E kreuzt den Äquator bei 111,75 Grad Ost mit 29 Grad geneigter Bahn.

Zusätzlich im All befinden sich aktuell drei Satelliten auf annähernden Positionen im Geostationären Orbit (GEO). IRNSS 1C wurde im März 2016 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 bei seiner vorgesehenen Position bei 32,5 Grad Ost. IRNSS 1G ist im Bereich von 129,5 Grad Ost stationiert.

Die Kombination aus Satelliten auf deutlich inklinierten, das heißt nicht unerheblich geneigten Bahnen und solchen auf Positionen im GEO 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 GEO stehen.

Als Auslegungsbetriebsdauer von IRNSS 1I nennt die ISRO 10 Jahre. Der Satellit ist katalogisiert mit der NORAD-Nr. 43.286 und als COSPAR-Objekt 2018-035A.

Update:
Der Apogäumsmotor von IRNSS 1I absolvierte nach Angaben der ISRO am 13. April 2018 erfolgreich eine erste Brennphase. Sie wurde um 4:19 Uhr IST begonnen. Nach ihrem Ende befand sich IRNSS 1I laut ISRO auf einer Bahn mit einem Perigäum von 315 Kilometern (geplant 322) und einem Apogäum von 35.809 Kilometern (geplant 35.887) über der Erde.

Update 2:
Am 13. April 2018 meldete die ISRO den erfolgreichen Abschluss einer zweiten Brennphase des Apogäumsmotors von IRNSS 1I. Die Brennphase wurde um 20:04 Uhr IST gestartet. Nach ihrem Ende befand sich IRNSS 1I auf einer Bahn mit einem Perigäum von 8.683 Kilometern (geplant 8.536) und einem Apogäum von 35.733 Kilometern (geplant 35.793) über der Erde.

Update 3:
Am 15. April 2018 meldete die ISRO den erfolgreichen Abschluss einer dritten Brennphase des Apogäumsmotors von IRNSS 1I. Die Brennphase wurde am 14. April 2018 um 22:50 Uhr IST gestartet. Nach ihrem Ende befand sich IRNSS 1I auf einer Bahn mit einem Perigäum von 31.426 Kilometern (geplant 31.540) und einem Apogäum von 35.739 Kilometern (geplant 35.797) über der Erde.

Update 4:
Ebenfalls am 15. April 2018 meldete die ISRO den erfolgreichen Abschluss der vierten und letzten Brennphase des Apogäumsmotors von IRNSS 1I. Die Brennphase wurde am 15. April 2018 um 21:05 Uhr IST gestartet. Nach ihrem Ende befand sich IRNSS 1I auf einer Bahn mit einem Perigäum von 35.462,9 Kilometern (geplant 35.381) und einem Apogäum von 35.737,8 Kilometern (geplant 35.793) über der Erde.

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• IRNSS-1I auf PSLV-C41 von Sriharikota

Der Beitrag Indischer Navigationssatellit IRNSS 1I im All erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Erstellt von Thomas Weyrauch. Quelle: ISRO

RLV-TD steht für Reusable Launch Vehicle-Technology Demonstrator. Nach Angaben der ISRO wurde das rund 6,5 Meter lange Fluggerät im hypersonischen Bereich, das heißt bei einer Geschwindigkeit jenseits der fünffachen Schallgeschwindigkeit, getestet.

Ein Feststoffbooster des indischen Typs HS9 hob mit dem RLV-TD genannten Testobjekt an der Spitze um 7:00 Uhr Ortszeit (3:30 Uhr MESZ) von der Rampe Nr. 1 des indischen Raumfahrtzentrums Satish Dhawan auf der Insel Sriharikota an Indiens Südküste ab. Nach rund 91,1 Sekunden waren die rund neun Tonnen fester Treibstoff des HS-9-Motors verbraucht. Der Motor blieb jedoch zunächst mit dem Testobjekt verbunden.

Beide stiegen zusammen bis auf eine Höhe von rund 56 Kilometern über der Erde weiter auf. Dann erfolgte die Freigabe des RLV-TD mit einer Masse im Bereich zwischen 1.500 und 1.700 Kilogramm.

Der Demonstrator erreichte anschließend in freiem, nicht angetriebenem Flug eine Gipfelhöhe von rund 65 Kilometern über der Erde. Nach dem überschreiten des Höhepunkts des Flugprofils begann der Wiedereintritt in dichtere Atmosphärenschichten mit rund fünffacher Schallgeschwindigkeit.

Das Testobjekt wurde während des Wiedereintritts von einem Flugführungssystem akkurat gesteuert und so ein sicherer Abstieg gewährleistet, berichtet die ISRO. Den Schutz vor den hohen Temperaturen beim Wiedereintritt übernahm ein Hitzeschutzsystem, das unter anderem auf über 600 Hitzeschutzkacheln an der Unterseite des Testobjekts und eine Nase aus Carbon-Carbon baute.

Nachdem die Flugphase mit der höchsten Temperaturbelastung überstanden war, steuerte das RLV-TD im Gleitflug die anvisierte Landestelle im Golf von Bengalen, rund 450 Kilometer von Sriharikota entfernt, an.

Der Flug des RLV-TD wurde von Sriharikota und von schiffsgestützten Bahnverfolgungsanlagen verfolgt. Die ermittelte Gesamtflugdauer vom Abheben bis zum Auftreffen auf dem Meer betrug rund 770 Sekunden, das sind nicht ganz 13 Minuten.

Ob ein Bergungsversuch gemacht wurde, teilte die ISRO nicht mit. Vor etwas über einem Jahr wurde diskutiert, den Demonstrator nach absolvierter Mission zu bergen. Möglich, dass aktuell keine Bergung vorgesehen wurde, da vielleicht mit einer Zerstörung des Fluggeräts beim ungebremsten Auftreffen auf die Meeresoberfläche gerechnet werden musste.

Laut ISRO gelang es mit der Mission, das autonome automatische Flugführungssystem, das für eine Wiederverwendung vorgesehene Hitzeschutzsystem und die Organisation einer Missionen mit einem Wiedereintritt erfolgreich zu validieren.

Grundsätzlich ging es außerdem darum, das Flugverhalten des Boosters mit dem geflügelten Testobjekt an der Spitze in unterschiedlichen Geschwindigkeitsbereichen, also im Unterschallbereich, beim Übergang von Unterschall- auf Überschallgeschwindigkeit und bei Überschallgeschwindigkeit zu überprüfen.

Der indischen Küstenwache und dem nationalen Institut für Meerestechnik (National Institute of Ocean technology, NIOT) sprach die ISRO ihren Dank für Daten über die Windverhältnisse über dem entsprechenden Meeresbereich und die schiffsgestützte Telemetriedatenerfassung aus.

Die heutige, HEX(-01) für Hypersonic Flight Experiment genannte Mission steht am Anfang einer Reihe von Flugexperimenten mit Demonstratoren des Typs RLV-TD. Geplant sind noch die Missionen LEX (eine Landexperiment), REX (ein Rückflugexperiment) und SPEX (ein Experiment mit Antrieb durch einen Scramjet).

Eventuell führt die begonnene Entwicklung schließlich einmal zu einem zweistufigen indischen Raumfahrtträgersystem mit wiederverwendbaren Komponenten. Beim RLV-TD handelt es sich um eine 1:6-Version der zweiten, rückführbaren Stufe eines künftigen Raumfahrtträgersystems.

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• RLV-TD HEX-01 (suborbital)

Der Beitrag ISRO testet Technologiedemonstrator RLV-TD 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.

Autor: Axel Nantes. Quelle: ISRO, Raumfahrer.net, SAC.

Der Flug der beim Start 49,1 Meter hohen, rund 416 Tonnen schweren Rakete mit der missionsbezogenen Bezeichnung GSLV-D6 und GSAT 6 an der Spitze begann um 16:52 Uhr Ortszeit (IST) bzw. um 13:22 Uhr MESZ am 27. August 2015.

Die 20,1 Meter lange Kernstufe mit der Bezeichnung S139, einem Durchmesser von 2,8 Metern und gefüllt mit festem Treibstoff wurde von vier zusätzlichen, seitlich angebrachten Boostern unterstützt, die integraler Bestandteil der zusammen GS1 für GSLV stage 1 genannten Konstruktion waren.

Die L40H genannten, 19,7 Meter langen Booster mit einem maximalen Durchmesser von 2,1 Meter wurden 2,7 Sekunden vor dem Abheben auf dem Starttisch als erstes gezündet. Sie verbrannten in ihren Vikas-Triebwerken UH25 (75% Unsymmetrisches Dimethylhydrazin (UDMH) + 25% Hydrazinhydrat) mit N₂O₄ (Distickstofftetroxid). Die Triebwerke sind Ableitungen der in den Ariane 1 bis 4 verwendeten Viking-Triebwerke.

Unmittelbar nach der Zündung des Feststoffmotors der ersten Stufe S139 erfolgte 0,1 Sekunden später das Abheben der Rakete. Der anfangs mit 138,1 Tonnen Treibstoff mit Hydroxyl-terminiertem Polybutadien (HTPB) gefüllte Motor beendete 109 Sekunden nach dem Verlassen des Starttischs seine Arbeit.

Nach dem Aufbrauchen des festen Treibstoffes in der ersten Stufe und dem nach 149,1 Sekunden erfolgten Ausbrennen der Flüssigkeitsbooster wurden diese zusammen als Ganzes in Flugsekunde 151,5 in etwa 72 km Höhe von der Rakete abgetrennt.

In Flugsekunde 151,6 zündete die zweite GS2 genannte Stufe der Rakete, die eine Länge von 11,6 Meter aufwies, und ebenfalls mit einem Vikas-Triebwerk ausgerüstet war. Dementsprechend arbeitete auch sie mit UH25 und N₂O₄. Ihre nominale Brennzeit betrug 150 Sekunden.

Beim Flug der GSLV-D6 wurde erneut eine Nutzlastverkleidung mit einem Durchmesser von 3,4 Metern verwendet. Eine Verkleidung mit einem Durchmesser von vier Metern war am 25. Dezember 2010 ursächlich mit Schuld für das Versagen der GSLV-F06 mit GSAT 5P an Bord. Die Nutzlastverkleidung der GSLV-D6 wurde 230,3 Sekunden nach dem Abheben in rund 116 km Flughöhe während der Arbeit der zweiten Stufe abgeworfen.

Die zweite Stufe schaltete 291 Sekunden nach dem Abheben ab. 2,7 Sekunden später wurde sie von der Rakete abgetrennt.

In rund 132 km Flughöhe trat anschließend die kryogene, das heißt mit flüssigem Wasserstoff und flüssigem Sauerstoff betriebene Oberstufe mit der Bezeichnung CUS-06 in Aktion.

Das Zündkommando für das in Indien gebaute Wasserstoff/Sauerstoff-Triebwerk der 8,7 Meter langen Stufe erfolgte 295,5 Sekunden nach dem Start. 10,1 Sekunden später erreichten Signale, die eine erfolgreiche Zündung bestätigten, überwachende Kontrollstationen. Die geplante Brenndauer betrug 720 Sekunden.

Nachdem die CUS-06 ihre Arbeit erledigt hatte, erfolgte nach einer kurzen rund 12 Sekunden dauernden Freiflugphase rund 17 Minuten nach dem Abheben circa 215 km über der Erdoberfläche die Abtrennung des Kommunikationssatelliten mit einer Startmasse von 2.117 kg (unbetankt 985 Kilogramm). (Das Raumfahrtanwendungszentrum der ISRO (Space Applications Centre, SAC) nennt eine Satellitenmasse von 2.132 kg).

GSAT 6 gelangte auf eine Erdumlaufbahn mit einem Perigäum, dem der Erde nächstliegenden Bahnpunkt, von rund 168 km (geplant 170 km), und einem Apogäum, dem erdfernsten Bahnpunkt, von rund 35.939 km (geplant 35.975 km). Ihre Neigung gegen den Erdäquator beträgt rund 20,01 Grad (geplant 19,95 Grad). Nach Angaben der ISRO wurde der vorgesehene Geotransferorbit (GTO) damit mit großer Exaktheit erreicht.

Ein mit Monomethylhydrazin (MMH) als Treibstoff und einer Mischung aus Stickstoffoxiden (MON-3) als Oxidator betriebener, 440 Newton starker Motor (Liquid Apogee Motor, LAM) an Bord von GSAT 6 hat die Aufgabe, das Raumfahrzeug auf eine annähernd kreisförmige Bahn in rund 35.786 km über der Erde zu bringen und gleichzeitig die Neigung der Umlaufbahn gegen den Äquator, die sogenannte Inklination, auf 0 Grad abzubauen.

Einsetzen will die ISRO den neuen Satelliten, dessen Bau bereits am 1. Dezember 2005 vom indischen Kabinett beschlossen worden war, an einer Position von 83 Grad Ost im Geostationären Orbit. Dort möchte man ihn in Kolokation mit GSAT 12, INSAT 4A, GSAT 10 und später mit GSAT 6A betreiben.

Für die Bahnanhebung, Bahnanpassungen und Lageregelung führt GSAT 6 1.132 kg Treibstoffe mit. Damit soll die Auslegungsbetriebsdauer des Satelliten von 9 Jahren abgedeckt sein. (Das Raumfahrtanwendungszentrum der ISRO nennt eine Auslegungsbetriebsdauer von 12 Jahren).

Der dreiachsstabilisierte Satellit ist ein indisches Produkt und basiert auf dem Bus I-2K alias I2000. Seine Grund-Abmessungen (ohne entfaltete Solarzellenausleger etc.) betragen 2,1 x 2,5 x 4,1 Meter.

Raumflugtechnischer Teil und Kommunikationsnutzlast des Satelliten werden von zwei Solarzellenauslegern mit elektrischer Energie versorgt. Sie leisten zusammen maximal 3.100 Watt. Für einen indischen Kommunikationssatelliten neu ist die an Bord von GSAT 6 verwirklichte Stromschienenspannung von 70 Volt.

Ebenfalls neu an Bord eines indischen Satelliten ist die entfaltbare Gitternetzantenne von GSAT 6. Die Antenne mit einem Solldurchmesser von circa sechs Metern dient der Kommunikation im S-Band. Für C-Band-Verbindungen gibt es eine Antenne mit einem Durchmesser von 80 Zentimetern.

Die S-Band-Nutzlast an Bord ist Tests und Kommunikation mit mobilen Geräten (Satellite Digital Multimedia Broadcasting / S-DMB) gewidmet und soll Hub-Funktionalität für 2.5G/3G-Netzwerke zur Verfügung stellen.

Wichtig für Indien ist dabei die Nutzung der bei der Internationalen Fernmeldeunion (International Telecommunication Union, ITU) reservierten Frequenzbereiche, die sonst nach Ablauf einer gewissen Frist anderweitig vergeben werden können.

Als Verstärker im S-Band-Teil dienen 5 Wanderfeldröhrenverstärker (Travelling Wave Tube Amplifier, TWTA) mit einer Leistung von je 235 Watt. Der Umsetzung in das C-Band dienen 5 Transponder mit einer Bandbreite von je 9 MHz für Empfang im C- und Sendungen im S-Band, sowie weitere 5 mit einer Bandbreite von je 2,7 MHz für Empfang im S- und Sendungen im C-Band.

Die fünf durch den Satelliten realisierbaren Ausleuchtzonen im S-Band werden zusammen das gesamte indische Mutterland abdecken. Die C-Band-Ausleuchtzone deckt auch das gesamte indische Mutterland ab.

Als Betreiber von GSAT 6 könnte die sogenannte indische nationale technische Forschungsorganisation (National Technical Research Organisation, NTRO), ein indischer Nachrichtendienst, fungieren. Neben Nutzern staatlicher und militärischer Stellen sollen auch solche aus dem zivilen Sektor von den Leistungen des neuen Satelliten profitieren.

GSAT 6 alias INSAT 4E ist katalogisiert mit der NORAD-Nr. 40.880 und als COSPAR-Objekt 2015-041A.

Update:
Seit dem Start wird GSAT 6 von einem als MCF für Master Control Facility bezeichneten Satellitenkontrollzentrum im indischen Hassan überwacht und gesteuert. Dementsprechend werden von Hassan aus die Brennphasen des Apogäumsmotors des Satelliten zur Bahnanhebung initiiert und kontrolliert.

Der Apogäumsmotor von GSAT 6 absolvierte nach Angaben der ISRO am 28. August 2015 erfolgreich eine erste Brennphase. Diese dauerte 3.385 Sekunden und wurde um 8:35 Uhr IST (5:05 Uhr MESZ) begonnen.

Update 2:
Am 29. August 2015 meldete die ISRO den erfolgreichen Abschluss einer zweiten Brennphase des Apogäumsmotors von GSAT 6. Die 2.663 Sekunden lange Brennphase wurde um 11:10 Uhr und 53 Sekunden IST gestartet. Nach ihrem Ende befand sich GSAT 6 auf einer Bahn mit einem Perigäum von 26.998 Kilometern und einem Apogäum von 35.682 Kilometern über der Erde. Die Restinklination betrug laut ISRO 0,115 Grad (1,15 Grad?). Für einen Erdumlauf benötigte GSAT auf dieser Bahn rund 20 Stunden und 15 Minuten.

Update 3:
Das dritte Bahnanhebungsmanöver von GSAT 6 wurde laut ISRO am 30. August 2015 um 07:52 Uhr IST initiiert und dauerte 580,32 Sekunden. Nach dieser dritten Brennphase des Apogäumsmotors war ein Perigäum von 35.634 und ein Apogäum von 35.681 Kilometern über der Erde erreicht. Die Inklination nach dem Manöver betrug 1,17 Grad. Von einer Position bei 78 Grad Ost im GEO driftet GSAT 6 in Richtung seiner Einsatzposition bei 83 Grad Ost.

Die erfolgreiche Entfaltung der großen Gitternetzantenne von GSAT 6, von der ISRO als UFA für unfurlable antenna bezeichnet, fand ebenfalls am 30. August 2015 statt.

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• GSLV-D6 mit GSAT 6 alias INSAT 4E

Der Beitrag Indien: GSLV-D6 bringt GSAT 6 ins 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: 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 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

Der Beitrag Erster indischer Navigationssatellit im All erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch und Günther Glatzel. Quelle: ISRO, CNES, ScienceBlogs.de.

Die Startmasse der Rakete betrug rund 229,7 Tonnen. Sie brachte insgesamt 7 kleine Satelliten auf Bahnen mit einer Höhe von 785 Kilometern bei einer Inklination von etwa 98,5 Grad. In einer derartigen Bahn überfliegen die Trabanten jeden Punkt der Erdoberfläche und dies obendrein immer zur selben Tageszeit. Dies spielt allerdings nur dann eine Rolle, wenn die Satelliten der Erderkundung dienen.

Dies trifft auf die 409 kg schwere Hauptnutzlast der Mission, den indisch-französischen Satelliten SARAL zu. SARAL basiert auf einem IMS-2 genannten Satellitenbus der Indischen Raumfahrtforschungsorganisation (ISRO), von der französischen Raumfahrtagentur (CNES) wurde die Beobachtungsnutzlast beigesteuert. Letztere entstand mit Unterstützung der französischen Thales Alenia Space und traf am 11. Juli 2012 im indischen Bangalore im Satellitenzentrum ISAC der ISRO ein.

An Bord von SARAL befindet sich ein im K_a-Band (35,75 GHz) arbeitender Radiohöhenmesser namens Altika, der sich 3 Jahre lang betreiben lassen soll und von einem System zur exakten Bahnbestimmung mit der Bezeichnung DORIS sowie einem Laserreflektorarray (LRA), das Laserimpulse vom Erdboden reflektieren kann, unterstützt wird. Außerdem umfasst die Nutzlast ein Argos-3 genanntes Transpondersystem mit einer anvisierten Einsatzdauer von 5 Jahren.

Altika ist dazu gedacht, exakte Daten zur Topographie der Oberfläche der Weltmeere zu liefern und die vom Radiohöhenmesser RA-2 an Bord von Envisat durchgeführten Messungen fortzusetzen. Die via Altika gewonnenen Daten sollen vom französischen Bodensegment SALP verarbeitet werden. Das Système d’Altimétrie et de Localisation Précise arbeitet bzw. arbeitete bereits mit den Daten der Höhenmesser von Envisat, GFO, Jason 1 und 2 sowie Topex/Poseidon.

Argos-3 kann ebenfalls der Beobachtung der Ozeane dienen. Der Transponder kann beispielsweise die Windgeschwindigkeit über der Wasseroberfläche und die Höhe von Wellen weiterleiten, die von Bojen auf der Oberfläche gemessen wurden.

Insgesamt 570 Watt elektrische Leistung stehen nach Angaben der CNES an Bord zur Verfügung, der Bus wird für sich rund 204 Watt benötigen, die Beobachtungsnutzlast um 195 Watt. Zur Stromerzeugung gibt es zwei jeweils 1,4 m lange und 1,2 m breite Solarzellenausleger. Die Energiespeicherung übernimmt ein Lithium-Ionen-Akkumulatorensatz mit einer Kapazität von 21 Ah.

Die weiteren Nutzlasten der PSLV mit der Flugnummer C20 waren der 82 kg schwere kanadische NEOSSat (Near Earth Object Space Surveillance Satellite) mit dem ersten von der kanadischen Raumfahrtagentur (CSA, Canadian Space Agency) entworfenen Weltraumteleskop zur Beobachtung erdnaher Objekte und von Weltraumschrott, der etwa 148 kg schwere, von MacDonald, Dettwiler and Associates (MDA) in Kanada gebaute Sapphire zur Überwachung der Erdorbits in Höhen zwischen 6.000 und 40.000 Kilometern mittels eines optischen Sensorsystems, die jeweils 14 kg schweren TUGSat 1 (Technische Universität Graz) und UniBRITE (Universität Wien), mit denen im Rahmen des internationalen Projekts BRITE (BRIght Target Explorer) unter Beteiligung von Instituten in Österreich, Kanada und Polen Helligkeitsschwankungen und Temperaturen von Sternen bis zu einer Magnitude von 4 erfasst werden sollen, der britische Technologieerprobungssatellit STRaND 1 mit Smartphone-Technik und Plasmaantrieb an Bord sowie der 3 kg schwere dänische AAUSAT der Universität Aalborg, der im Rahmen des Automatic Identification System (AIS) den internationalen Schiffsverkehr mit überwachen wird.

Die vierstufige Rakete brachte die Nutzlasten zuverlässig in den geplanten Orbit, wo sie nacheinander innerhalb weniger Minuten ausgesetzt wurden.

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• SARAL und andere auf PSLV-C20 von Sriharikota ab 25. Februar 2013

Der Beitrag PSLV bringt 7 Satelliten ins All erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Günther Glatzel. Quelle: SpaceFlightNow, Skyrocket. Vertont von Peter Rittinger.

Der Start erfolgte am 12. Oktober 2011 gegen 7:31 Uhr MESZ, 11:01 Uhr Ortszeit, vom indischen Startgelände bei Sriharikota aus. Rund 22 Minuten später wurde die etwa 1.000 kg schwere Hauptnutzlast, der indisch-französische Atmosphärenforschungssatellit Megha-Tropiques, ausgesetzt. Wenig später folgten ihm die Kleinsatelliten VesselSat 1, SRMSAT und Jugnu.

Megha-Tropiques soll tropische Stürme, den Monsun und andere Sturmsysteme über einen Zeitraum von wenigstens 3 Jahren verfolgen und Daten über deren Entstehung und Entwicklung sammeln. Dazu werden der Wasserdampfgehalt, Wolken, darin enthaltenes Wasser, Niederschläge und Verdunstung gemessen. Ebenso sollen Aufnahme und Abgabe von Strahlung in der oberen Atmosphäre bestimmt werden, um die Zyklen des konvektiven Systems besser verstehen und modellieren zu können.

Dazu stehen mehrere Messgeräte zur Verfügung: ein abbildendes Mikrowellenradar (MADRAS), ein 6-Kanal-Mikrowellen-Radiometer (SAPHIR) und ein weiteres Radiometer zur Ermittlung der aus der oberen Atmosphäre ins All abgegebenen Strahlung (SCARAB).

Die weiteren Nutzlasten sind ein erster von Luxspace in Luxemburg hergestellter Satellit zur Identifikation und Verfolgung von Schiffen auf den Weltmeeren mittels des internationalen Automatic Identification System, VesselSat 1, der an der Sri Ramaswamy Memorial University entwickelten und gebaute Kleinstsatellit SRMSAT zur Technologieerprobung und Überwachung von Treibhausgasen in der Atmosphäre sowie der am Indian Institute of Technology in Kanpur bereitgestellte Jugnu, der Daten für die Landwirtschaft und Katastrophenmanagement liefern soll. Dazu verfügt er unter anderem über eine miniaturisierte Infrarotkamera.

Der Start war der zwanzigste seit dem Jungfernflug der PSLV im Jahre 1993.

Raumcon:

• PSLV-C18 mit Megha-Tropiques und Orbcomm-AIS-Satellit

Der Beitrag PSLV startet 4 Satelliten erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: ISRO, tribuneindia.com.

Die Entscheidung fiel nach Informationen der Onlineausgabe der indischen Tribune, nachdem die Tragstruktur für TAUVEX von GSAT-4 demontiert worden war, um an darunterliegenden Komponenten des auf dem I2K-Bus basierenden Satelliten zusätzliche Arbeiten ausführen zu können.

Zwischen der ISRO und der israelischen Raumfahrtagentur ISA war am 25. Dezember 2003 die Vereinbarung getroffen worden, TAUVEX als zusätzliche Nutzlast an Bord von GSAT-4 mit ins All zu nehmen. Der Tel Aviv University Ultraviolet Explorer mit drei 20-Zentimeter-Teleskopen ist ein Gemeinschaftsprojekt der Universität Tel Aviv in Israel und dem indischen Institut für Astrophysik in Bangalore, der Hauptstadt des indischen Bundesstaates Karnataka.
Von TAUVEX erhoffen sich Wissenschaftler aus Indien und Israel Daten, die bei der Beantwortung astrophysikalischer Fragen, die beispielsweise Sternenkonstellationen, Galaxien und schwarze Löcher betreffen, helfen. Ursprünglich sollte TAUVEX zur Ausstattung eines israelischen Satelliten aus der Reihe der Ofeq-Raumfahrzeuge gehören. 1991 wurde der Mitflug auf dem Röntgenteleskop Spectrum Roentgen-Gamma (SRG), einem Projekt unter russischer Führung, besprochen.

Die Streichung von TAUVEX für den Start von GSAT-4 ist möglicherweise Folge von Bestrebungen, die Gesamtnutzlastmasse für die Rakete zu senken. Eventuell will man die Leistungsfähigkeit des dann zum ersten Mal verwendeten GSLV-Mk-II-Trägers nicht voll ausnutzen, oder ist sich hinsichtlich der zu erwartenden Performance des Trägers nicht sicher. Er sollte maximal 2.500 kg Nutzlast in einen geostationären Transferorbit (GTO) bringen können.

Beim Jungfernflug der GSLV-Mk-II-Rakete soll zum ersten Mal ein in Indien entwickeltes Triebwerk zum Einsatz kommen, das flüssigen Wasserstoff und flüssigen Sauerstoff verbrennt. Ein solcher Motor war am 15. November 2007 über die gesamte geplante Brenndauer von 720 Sekunden in einem Teststand des Liquid Propulsion Systems Centre (LPSC) in Mahendragiri im Distrikt Thirnelveli im indischen Bundesstaat Tamil Nadu getestet worden. Ob die Schubausbeute des Triebwerks geringer als eigentlich geplant oder benötigt ist, wurde bis dato nicht mitgeteilt. Der Vakuumschub soll 69,5 kN betragen.

Zu einem Start von GSAT-4 vom Startgelände der indischen Weltraumorganisation ISRO auf der Insel Sriharikota vor der Südostküste Indiens im Bundesstaat Andhra Pradesh könnte es nach letztem bekannten Planungsstand Ende April oder Anfang Mai 2010 kommen. Die Startmasse von GSAT-4 wurde bisher mit 2.180 Kilogramm angegeben.

Verwandte Website:

• TAUVEX An Indo-Israeli Mission

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Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: expressbuzz.com.

Am 10. Januar 2010 berichtete expressbuzz.com, die neue Startrampe in Sriharikota solle sowohl für die voraussichtlich ab 2015 beginnenden Flüge des indischen bemannten Raumfahrtprogramms von GSLV-Raketen benutzt werden, als auch von einem in Planung befindlichen wiederverwendbaren Raumfahrtträger mit der Bezeichnung RLV (engl. für Reusable Launch Vehicle).

Nach Informationen der indischen Raumfahrtagentur ISRO (engl. für Indian Space Research Organisation) seien vorbereitende Entwurfsarbeiten für die dann dritte Startanlage des Satish Dhawan Weltraumzentrums abgeschlossen. Für den Betrieb des wiederverwendbaren Raumfahrtträgers habe man außerdem mit den Planungen für eine Landebahn begonnen.

Die dritte Rampe werde sich rund einen Kilometer südlich der zweite Rampe in Sriharikota befinden, und mit einem Rettungssystem für die Besatzungen bemannter Träger ausgrüstet werden, wobei eine Art Fluchtmodul eingesetzt würde, hieß es weiter.

Die Fertigstellung der neuen Anlagen wird für das Jahr 2015 erwartet.

Verwandte Meldung:

• Indien sucht Wiomanauten

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Ein Beitrag von christianbewermeyer. Quelle: ANI.

Die Sonde hat vergangene Woche den Startplatz Sriharikota erreicht und soll Ende der Woche mit dem PSLV verbunden werden, gab die nationale Raumfahrtagentur ISRO bekannt. Das Raumfahrzeug soll 11 Instrumente, davon sechs aus dem Ausland, beherbergen, welche die Topografie und Mineralogie des Mondes erforschen sollen.
Raumcon:

• Chandrayaan – indische Mondsonde

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Ein Beitrag von Karl Urban. Quelle: SpaceflightNow.

Um 14:50 Uhr (MESZ) am vergangenen Sonntag war es soweit: An Bord einer indischen GSLV-Rakete startete der ebenfalls indische Telekommunikationssatellit INSAT 4CR in einen geostationären Transferorbit. Nach einem Quasi-Fehlstart im vergangenen Jahr gelang den Indern damit wieder eine erfolgreiche Mission, wenn der Satellit auch knapp seine anvisierte Zielhöhe verpasste. Der erste Start einer indischen Trägerrakete fand 2001 statt.

Die 50 Meter hohe Rakete startete vom Weltraumbahnhof Satish Dhawan auf der Insel Sriharikota. Von dort flog sie über den Golf von Bengalen. Kurz vor dem angepeilten Starttermin hatte es eine zweistündige Verzögerung gegeben, nachdem man nur wenige Sekunden vor dem Zünden der Triebwerke einen technischen Defekt festgestellt hatte.

Nach 17 Minuten Flug setzte die kryogene Oberstufe der GSLV den Satelliten in seinen elliptischen Transferorbit ab. Der Satellit sollte den vor dem Start veröffentlichten Daten zufolge auf eine Umlaufbahn gebracht werden, die zwischen 35.000 und 104 Kilometer von der Erde entfernt liegt. Der erdferne Punkt (Apogäum) ist jedoch um 1.200 Kilometer verfehlt worden. Auch der anvisierte Inklinationswinkel der Bahn von 20,7 Grad wurde um ein ganzes Grad nicht erreicht.

Dennoch wurde der Start als Erfolg gefeiert. Ursachen für die abweichenden Bahnparameter wurden bisher nicht genannt. Nach dem Orbiteinschuss seien die Solarpaneele des Satelliten jedoch erfolgreich entfaltet worden. Dieser erreicht damit eine Spannweite von 9,5 Metern.

Gemessen am letzten Start einer Rakete dieses Typs war die aktuelle Mission aber tatsächlich ein Erfolg: Beim Start im Juli 2006 ging die Nutzlast – ebenfalls ein Telekommunikationssatellit – verloren. Eine Untersuchungskommission hatte daraufhin festgestellt, dass Treibstoff aus einem der Booster ungewollt in das Triebwerk lief.

Der nun gestartete INSAT 4CR soll INSAT 4R ersetzen, der beim Start im letzten Jahr verloren ging. Der 2,1 Tonnen wiegende Satellit soll mindestens zehn Jahre lang Fernsehsignale übertragen. An Bord befindet sich ein 12-Ku-Band-Transponder, der von allen Teilen Indiens empfangbar sein soll. Der Trabant ist bereits das zwölfte Mitglied einer Flotte kommerzieller indischer Satelliten, die der Wetterüberwachung und Telekommunikation dienen.

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