Ein Beitrag von Axel Nantes. Quelle: Airbus Defence and Space, Arianespace, Boeing, ESA, Eutelsat, ViaSat.

Rekordnutzlast für Ariane-5-ECA
Verwendet wurde eine Ariane-5-ECA, die von der Startrampe ELA-3 zum zweiten Flug einer Ariane 5 im Jahr 2017 abhob. Transportiert wurden bei der Mission VA237 der europäische Kommunikationssatellit Eutelsat 172B (Masse beim Start 3.551 kg) und der US-amerikanische Kommunikationssatellit ViaSat 2 (Startmasse 6.418 kg, unbetankt 4.197 kg).

Bei der Mission VA237 wurde laut Arianespace bei einer Gesamtstartmasse von rund 780 Tonnen 10.865 kg transportiert, von denen 9.969 kg auf die beiden Satelliten entfielen. Eutelsat 172B wurde zum 32. Satelliten für Eutelsat, der mit einer europäischen Ariane-Rakete ins All gelangte. ViaSat ist der 54. von Boeing hergestellte und von einer Ariane-Rakete in den Weltraum transportierte Satellit.

Beide Satelliten waren zusammen unter einer 17 Meter hohen Nutzlastverkleidung von RUAG mit einem Durchmesser von 5,4 Metern und einer Masse von rund 2.400 kg untergebracht. ViaSat 2 wurde als erster der Satelliten etwa 29 Minuten nach dem Start ausgesetzt, er saß zuoberst auf der Nutzlasttragstruktur SYLDA 5 B (SYLDA ist die Abkürzung von „Système de Lancement Double Ariane“, Ariane-Doppelstartvorrichtung). Nach Abstoßen der SYLDA wurde Eutelsat-172B dann rund 41 Minuten nach dem Start freigegeben.

Die zwei Satelliten werden aus dem erreichten Geotransferorbit (GTO) mit Perigäum von 249 km über der Erde (geplant 248,9 km) und einem Apogäum von 35.860 km über der Erde (geplant 35.848 km) mit eigenen Antrieben den Geostationären Orbit (GEO) ansteuern. Die Antriebe müssen auch den Abbau der Rest-Inklination, der verbliebenen Neigung der Bahn gegen den Erdäquator, von circa 6 Grad bewerkstelligen.

All-Electric: Eutelsat 172B
Eutelsat 172B ist eine Konstruktion von Airbus Defence and Space aus Toulouse in Frankreich und basiert auf der Satellitenplattform Eurostar E3000e. Eutelsats neuer Satellit soll im geostationären Orbit eine Position im Bereich von 172 Grad Ost beziehen, um von dort insbesondere Empfänger im asiatisch-pazifischen Raum zu versorgen. Dafür ist er mit 14 C-Band-, 36 K_u-Band-Standard- und weiteren 11 K_u-Band-Transpondern für hohen Durchsatz (~1,8 Gbps) ausgerüstet. Eutelsat 172A, den Eutelsat 172B ersetzen soll, wird laut Eutelsat künftig an einer anderen Position eingesetzt. Er war als AMC 23 für SES Americom gestartet worden und kreist seit dem 29. Dezember 2005 um die Erde.

Die C-Band-Transponder des neuen Eutelsat 172B adressieren den vollständigen asiatisch-pazifischen Raum mit Australien und Neuseeland sowie Alaska, Hawai und den Westen der vereinigten Staaten. Die Standart-K_u-Band-Transponder sind für die Versorgung von fünf Zonen gedacht: Der Nordpazifik-Downlink reicht vom Westen der USA über Kanada bis zum Osten Asiens mit Japan und Teilen von China und Russland. Der Südpazifik-Downlink deckt Australien und Neuseeland ab. Von Neukaledonien über Papua Neu Guinea, Indonesien und Malaysia bis Thailand und Myanmar erstreckt sich der Südwestpazifik-Downlink. Japan und die Philippinen können über den Norostasien-Downlink bedient werden, eine Reihe von Inselstaaten über den Südostpazifik-Downlink. Die 11 K_u-Band-Transpondern für hohen Durchsatz, deren Leistung mit Hilfe eines innovativen Multiport-Verstärkers (multi-port-amplifier, mpa) individuell angepasst werden können, ermöglichen elf insbesondere dem Luftverkehr gewidmete Ausleuchtzonen von der Westküste der USA über die Flugrouten über dem Pazifik und großen Teilen Südostasiens.

Mit elektrischer Energie versorgt werden Antrieb und Kommunikationsnutzlast von Eutelsat 172B durch zwei Solarzellenausleger, die dem Raumfahrzeug mit einer Transportkonfiguration von 5,7 x 3,73 x 3 Meter zusammen eine Spannweite von insgesamt 39,3 Metern geben und rund 13 Kilowatt elektrische Leistung bereitstellen. Die vorgesehene Standzeit des dreiachsstabilisierten Raumfahrzeugs beträgt mindestens 15 Jahre.

Das Antriebssystem von Eutelsat 172B besitzt ausschließlich elektrische Triebwerke des Typs PPS-5000 von Safran/Snecma. Die elektrischen Hall-Effekt-Triebwerke zum Betrieb in einem Leistungsbereich zwischen 2 und 5 Kilowatt verwenden das Edelgas Xenon als auszustoßende Stützmasse. Sie haben einen Schub im Bereich von etwas unter 0,2 und etwas über 0,3 Newton, lassen sich jedoch sehr ausdauernd einsetzen. 15.000 Betriebsstunden soll ein einzelnes solche Triebwerk ableisten können. Montiert sind die vier Triebwerke paarweise an ausklappbaren und schwenkbaren Roboter-Armen. Eutelsat ist der erste kommerzielle Satellitenbetreiber, der einen Satelliten mit PPS-5000-Triebwerken besitzt.

Im Einsatz zum Abbau der verbliebenen Bahnneigung gegen den Erdäquator und der Ausbildung einer annähernden Kreisbahn werden die PPS-5000-Trieberwerke in einem Betriebsregime mit 300 Volt Versorgungsspannung und einem Leistungsbedarf im Bereich von 3.000 Watt für einen Schub im Bereich von 0,3 Newton mit einem spezifischen Impuls von ~1.700 Sekunden betrieben werden. Für den Bahnerhalt soll anschließend ein Modus mit einer Versorgungsspannung von 375 Volt, einem verringerten Schub von 0,18 Newton und einem spezifischen Impuls von 1.850 Sekunden zum Einsatz kommen.

Neuartig an Eutelsat 172B ist auch der Einsatz einer 3D-gedruckten Antennentragstruktur.

Mit Chemie und Strom: ViaSat 2
Bei ViaSat 2 handelt es sich um ein von Boeing auf Basis des Satellitenbus BSS-702HP entworfenes und in El Segundo im Bundesstaat Kalifornien in den Vereinigten Staaten von Amerika gebautes, dreiachsstabilisiertes Raumfahrzeug, dessen Körper in Transportkonfiguration Maße von rund 6 auf 3 auf 2 Meter aufweist. Boeing war beauftragt worden, nachdem sich das Unternehmen in einem Bieterwettbewerb gegen Lockheed Martin durchgesetzt hatte. Space Systems/Loral (SS/L) wollte ViaSat nach Patentstreitigkeiten nicht mehr beauftragen. SS/L hatte ViaSat 1 gebaut.

ViaSat 2 ist dazu gedacht, Empfänger in der Karibik, in Nord-, Süd- und Zentralamerika sowie auf Routen von Luft- und Seefahrt über und auf dem Atlantik zwischen Europa und Nordamerika von einer Position bei 70 Grad West (laut ViaSat 69,9 Grad West) im Geostationären Orbit mit schnellen Zugriffsmöglichkeiten auf das Internet zu versorgen. Dementsprechend ist die Kommunikationsnutzlast von ViaSat 2 mit K_a-Band-Transpondern ausgestattet. Sie sollen einen Durchsatz von rund 300 Gbps ermöglichen.

Die Energieversorgung der Satellitensysteme von ViaSat 2 erfolgt durch zwei Solarzellenausleger. Am Ende der projektierten Einsatzdauer von mindestens 14 Jahren sollen die Solarzellenausleger von ViaSat 2 noch rund 16.100 Watt elektrische Leistung bereitstellen können (Leistung bei Betriebsbeginn 18.200 Watt). Für die Stromspeicherung besitzt der Satellit Lithium-Ionen-Akkumulatorensätze.

Mit seinem hybriden Antriebssystem aus chemischen und elektrischen Treibwerken wird das Raumfahrzeug einige Monate benötigen, bis es seine Betriebsposition im GEO erreicht. Nach Ende der kommerziellen Nutzung des Satelliten soll ihn sein Antriebssystem nach Angaben von ViaSat in einen Friedhofsorbit befördern, der rund 300 Kilometer oberhalb des GEO liegt.

Laut ViaSat wurden erste Signale des Satelliten bereits kurz nach dem Start von der Erdfunkstelle Hassan in Indien empfangen.

Eutelsat 172B wurde katalogisiert mit der NORAD Nr. 42.741 bzw. als COSPAR-Objekt Nr. 2017-029B, ViaSat 2 mit der NORAD Nr. 42.740 bzw. als COSPAR-Objekt Nr. 2017-029A.

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• Eutelsat 172B und ViaSat 2 auf Ariane 5 ECA VA237

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Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: Airbus Defence and Space, Arianespace, Boeing, Intelsat.

Verwendet wurde eine Ariane-5-ECA, die von der Startrampe ELA-3 zum ersten Flug einer Ariane 5 im Jahr 2016 abhob. Transportiert wurde bei der Mission mit der Arianespace-Flugnummer VA228 der Hochleistungs-Kommunikationssatellit Intelsat 29e. Die Startmasse des in Boeings Werk in El Segundo im US-amerikanischen Bundesstaat Kalifornien gebauten Satelliten betrug 6.552 kg (Masse unbetankt 2.946 kg).

Der Satellit war unter einer 17 Meter hohen Nutzlastverkleidung mit einem Durchmesser von 5,4 Metern untergebracht. Weil es keinen Mitflieger gab, der leicht und klein genug gewesen wäre und rechtzeitig zur Verfügung gestanden hätte, war eine Verwendung der bei Ariane-5-Doppelstarts gewöhnlich verwendeten Nutzlasttragstruktur aus der SYLDA-Reihe (SYLDA ist die Abkürzung von „Système de Lancement Double Ariane“, Ariane-Doppelstartvorrichtung) nicht erforderlich. Der Satellit war auf einem von Airbus Defence and Space gebauten Nutzlastadapter vom Typ PAS 1194C Optimised mit einer Masse von rund 148 kg montiert, mit dem zusammen er auf die kryogene Oberstufe vom Typ ESC-A aufgesetzt worden war.

Die ESC-A hatte, nachdem die Feststoffbooster des Typs EAP P240 ausgebrannt und abgeworfen waren und die Zentralstufe EPC H175 ihre Arbeit abgeschlossen hatte, den Antrieb knapp neun Minuten nach dem Abheben übernommen. Die, wie die Zentralstufe, flüssigen Wasserstoff mit flüssigem Sauerstoff verbrennende Oberstufe sorgte zunächst für einen deutlichen Geschwindigkeitsgewinn und anschließend für das Erreichen der vorgesehenen Höhe.

Intelsat 29e wurde nach Angaben von Intelsat schließlich um 0:58 Uhr MEZ am 28. Januar 2016 von der Oberstufe freigegeben. Boeing, der Hersteller des Satelliten, hat zwischenzeitlich den Empfang von Signalen des Raumfahrzeugs bestätigt. Die erste Bodenstation mit einer Empfangsmöglichkeit auf dem Flugweg des ausgesetzten Satelliten war laut Intelsat die Bodenstation Kumsan von Intelsat in Südkorea.

Der Kommunikationssatellit wird aus dem Geotransferorbit (GTO) mit einem geplanten Perigäum von 248,8 km über der Erde und einem geplanten Apogäum von 35.546 km über der Erde mit eigenem Antrieb den Geostationären Orbit (GEO) in rund 35.786 km Höhe ansteuern. Der Antrieb muss im Unterschied zu denjenigen an Bord anderer von Ariane-5-Raketen gestarteten Satelliten keine maßgebliche Rest-Inklination, die verbliebene Neigung der Bahn gegen den Erdäquator, abbauen. Der Einzelstart ließ es zu, Intelsat 29e gleich in eine Bahn zu bringen, die mehr oder minder unmittelbar über dem Erdäquator verläuft. Die vorgesehene Inklination beim Aussetzen des Satelliten betrug 0,5 Grad.

Die Orbitzirkularisierung für Intelsat 29e soll innerhalb der kommenden zehn Tagen abgewickelt werden. Dafür werden einige Brennphasen seines mit Hydrazin (N₂H₄) und Distickstofftetraoxid (NTO / nitrogen tetroxide / N₂O₄) betriebenen, 449 Newton starken Apogäumsmotors erforderlich sein. Die Brennphasen sollen zwischen dem 30. Januar und dem 7. Februar 2016 stattfinden. Für diese Brennphasen und spätere Manöver für Bahnerhalt und -korrektur wurde Intelsat 29e mit zusammen über 3.500 kg der genannten Chemikalien betankt.

Das Ausfalten der Solarzellenausleger und Antennenreflektoren des Satelliten ist für den Zeitraum vom 8. bis 10. Februar 2016 geplant. Sogenannte In-Orbit-Tests (IOTs) des Satelliten an einer Testposition im GEO sollen sich anschließen. Ihr Beginn ist für den 11. Februar angesetzt, ihr Ende auf den 13. März 2016 terminiert. Zwischen dem 14. und dem 18. März 2016 will man den Satelliten schließlich zu seiner künftigen Einsatzposition im GEO steuern. Im kommerziellen Einsatz sieht Intelsat den Trabanten im zweiten Quartal 2016.

Bei Intelsat 29e handelt es sich um ein auf Basis des Satellitenbus Boeing 702MP entworfenes und gebautes Raumfahrzeug, dessen Grundkörper ohne Ausleger und Antennen Maße von rund 6 auf 3 auf 2 Metern aufweist. Der im Regelbetrieb dreiachsstabilisierte Satellit ist dazu gedacht, die beiden amerikanischen Kontinente, Westeuropa und Gebiete im Bereich des Nordatlantiks und der Karibik von einer Position bei 310 Grad Ost (bzw. 50 Grad West) im GEO mit einer Bandbreite von Kommunikationsdiensten zu versorgen.

Die Kommunikationsnutzlast von Intelsat 29e ist nach Angaben von Airbus Defence and Space und Arianespace mit 56 K_u-Band-Transpondern mit einer Bandbreite von jeweils 9.395 MHz (bzw. 249 mit 36 MHz Bandbreite), einem K_a-Band-System mit einer Gesamtbandbreite von 450 MHz und 20 C-Band-Transpondern mit einer Bandbreite von jeweils 36 MHz ausgestattet.

Die Energieversorgung der Satellitensysteme von Intelsat 29e erfolgt durch zwei Solarzellenausleger, die sich aus jeweils vier Segmenten zusammensetzen und dem Raumfahrzeug eine Spannweite von insgesamt rund 44 Metern geben. Am Ende der projektierten Einsatzdauer von mindestens 15 Jahren sollen die Solarzellenausleger von Intelsat 29e zusammen noch mindestens rund 15.800 Watt elektrische Leistung bereitstellen können. Für die Stromspeicherung besitzt der Satellit vier Lithium-Ionen-Akkumulatorensätze.

Im Satellitenkommunikationsnetzwerk von Intelsat hat der neue Erdtrabant unter anderem die Aufgabe, Intelsat 1R und Intelsat 805 abzulösen. Intelsat 1R mit den Katalognummern NORAD Nr. 26.608 und COSPAR-Objekt Nr. 2000-072A wurde von einer Ariane-5-Rakete in der Version 5G am 15. November 2000 ins All transportiert. Intelsat 805, Katalognummern NORAD Nr. 25.371 und COSPAR-Objekt Nr. 1998-037A, kreist seit dem Start auf einer Ariane-4-Rakete in der Version 42L am 18. Juni 1998 um die Erde.

Den Auftrag zum Bau von Intelsat 29e als ersten Satelliten für Intelsats EpicNG-Programm hatte Boeing am 4. September 2012 bekannt gegeben. Der nächste Satellit für das EpicNG-Programm, den Intelsat in den Weltraum bringen lassen möchte, ist Intelsat 33e. Sein Start ist aktuell für die zweite Hälfte des Jahres 2016 geplant, danach ist eine Positionierung im GEO bei 60 Grad Ost vorgesehen.

Die Raumfahrzeuge des EpicNG-Programms sollen es ermöglichen, die Übertragungskosten pro Megabyte zu senken und trotz der Nutzung vorhandener Bodenausrüstungen im C- und K_u-Band-Bereich höhere Datenraten zu erzielen.

Vor Intelsat 29e besorgte Arianespace den Transport von 51 anderen von Boeing gebauten Satelliten in den Weltraum. VA228 mit Intelsat 29e auf der Rakete L583 aus dem Produktionslos PB war die 70. erfolgreiche Ariane-5-Mission in Folge und die 84. Mission einer Ariane-5-Rakete insgesamt.

Bei der Mission VA228 wurde laut Arianespace bei einer Gesamtstartmasse von rund 780 Tonnen (laut Airbus Defence and Space rund 770,5 Tonnen beim Abheben) eine Gesamtnutzlast von 6.700 kg transportiert.

Intelsat 29e alias IS-29e wird voraussichtlich katalogisiert mit der NORAD Nr. 41.308 und als COSPAR-Objekt Nr. 2016-004A.

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• Intelsat 29e auf Ariane 5 ECA VA228

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Erstellt von Axel Nantes. Quelle: Airbus Defence and Space, Arianespace, DirecTV, IHI, Orbital ATK, SAFT

Verwendet wurde eine Ariane-5-ECA, die von der Startrampe ELA-3 zum zweiten Flug einer Ariane 5 im Jahr 2015 abhob. Transportiert wurden bei der Mission VA223 der US-amerikanische Kommunikationssatellit DirecTV 15 (Masse beim Start 6.205 kg) und der mexikanische Kommunikationssatellit Sky Mexico 1 alias SKYM 1 und DIRECTV KU-79W (Startmasse 2.962 kg, unbetankt 1.250 kg).

Beide Satelliten waren zusammen unter einer 17 Meter hohen Nutzlastverkleidung mit einem Durchmesser von 5,4 Metern untergebracht. DirecTV 15 wurde als erster der Satelliten etwa 28 Minuten nach dem Start ausgesetzt, er saß zuoberst auf der 6,1 Meter hohen Nutzlasttragstruktur SYLDA 5 B (SYLDA ist die Abkürzung von „Système de Lancement Double Ariane“, Ariane-Doppelstartvorrichtung). Nach Abstoßen der SYLDA 5 B wurde Sky Mexico 1 rund 38 Minuten nach dem Start freigegeben.

Die zwei Satelliten werden aus dem Geotransferorbit mit einem geplanten Perigäum von 249,57 km über der Erde und einem geplanten Apogäum von 35.786 km über der Erde mit eigenen Antrieben den Geostationären Orbit ansteuern. Die Antriebe müssen auch den Abbau der Rest-Inklination, der verbliebenen Neigung der Bahn gegen den Erdäquator, von geplanten 4,4 Grad bewerkstelligen.

DirecTV 15 ist eine Konstruktion von Airbus Defence and Space aus Toulouse in Frankreich und basiert auf der Satellitenplattform Eurostar E3000. Der Satellit wird vom US-amerikanischen Betreiber von Kommunikationssatelliten DirecTV aus El Segundo, Kalifornien, insbesondere zur Verbreitung von hochaufgelösten Fernsehprogrammen (auch in 4K Ultra HD) eingesetzt werden. Nach Angaben seines Herstellers, der im Herbst 2011 beauftragt worden war, ist DirecTV 15 mit über 150 Verstärkereinheiten der jetzt leistungsstärkste Fernsehsatellit der USA, und gleichzeitig der 100. Kommunikationssatellit, den Airbus Defence and Space bzw. dessen Vorgängerunternehmungen baute.

DirecTVs neuer Satellit soll im geostationären Orbit eine Position im Bereich von 103 Grad West beziehen, um von dort Empfänger in den USA mit Alaska und Hawaii (wo DirecTV nach eigenen Angaben zusammen über 20 Millionen Kunden hat) sowie in Puerto-Rico zu versorgen. Dafür ist er mit 25 K_a-, 32 K_u– und 18 Reverse-Band-Transpondern ausgerüstet. (Als Reverse-Band wird eine Nutzungsvariante des elektromagnetischen Spektrums bezeichnet, bei der der Band-Bereich für den Uplink verwendet wird, der woanders dem Downlink dient, und der für den Downlink, der woanders für den Uplink zum Einsatz kommt.)

Mit elektrischer Energie versorgt wird die Kommunikationsnutzlast von DirecTV 15 durch zwei Solarzellenausleger, die dem Raumfahrzeug mit einem Hauptkörper von 2,9 x 2,3 x 5,9 Meter zusammen eine Spannweite von insgesamt 45 Metern geben und maximal über 20 Kilowatt elektische Leistung bereitstellen. Die vorgesehene Standzeit des dreiachsstabilisierten, mit zwei Lithium-Ionen-Akkumulatorensätzen ausgestatteten Satelliten im Orbit beträgt mindestens 15 Jahre, bei Einsatzende sollen die Solarzellenausleger immer noch 18 Kilowatt liefern können.

Der mit Monomethylhydrazin (MMH) und einer Mischung von Stickstoffoxiden (MON-3, Stickstofftetroxid mit 3% Stickstoffmonooxid) betriebene Apogäumsmotor von DirecTV 15 besitzt einen Nominalschub von 445 Newton. Für die Lageregelung sowie das Halten oder Verändern der Position des Satelliten besitzt der Satellit außerdem eine Anzahl von 10 Newton starken, MMH und MON-3 verwendenden Zweistofftriebwerken sowie elektrische Triebwerke des Typs SPT-100 (SPT steht für stationary plasma thruster) bzw. SPD-100 (СПД-100) vom russischen Konstruktionsbüro Fackel bzw. Fakel aus Kaliningrad. Die elektrischen Triebwerke verwenden das Edelgas Xenon als auszustoßende Stützmasse. Sie haben einen Schub von jeweils nur 83 Millinewton (80 Millinewton bei 1,5 kW Leistungseingang), lassen sich jedoch sehr ausdauernd einsetzen.

Bei Sky Mexico 1 handelt es sich um ein von Orbital ATK auf Basis des Satellitenbus‘ GEOStar 2.4E entworfenes und in Dulles im Bundesstaat Virginia in den Vereinigten Staaten von Amerika innerhalb von 20 Monaten (4 Monate schneller als ursprünglich vorgesehen) gebautes Raumfahrzeug, dessen Grundkörper Maße von rund 4,7 auf 3 auf 2,5 Meter aufweist. Der dreiachsstabilisierte Satellit ist dazu gedacht, Empfänger in Mexiko, Zentralamerika und der Karibik von einer Position bei 78,8 Grad West im Geostationären Orbit mit einer Bandbreite von Programmen zu versorgen. Dementsprechend ist die maximal rund 5.000 Watt leistende Kommunikationsnutzlast von Sky Mexico 1 mit 24 K_u-Band-Transpondern und 2 Reverse-Band-Transpondern ausgestattet. Sie enthält 32 Wanderfeldröhren (Travelling Wave Tubes, TWTs).

Die Energieversorgung der Satellitensysteme von Sky Mexico 1 erfolgt durch zwei Solarzellenausleger, die sich aus jeweils vier Segmenten zusammensetzen und dem Raumfahrzeug eine Spannweite von rund 15,50 Metern geben. Am Ende der projektierten Einsatzdauer von 15 Jahren sollen die Solarzellenausleger von Sky Mexico 1 noch rund 6.000 Watt elektrische Leistung bereitstellen können. Für die Stromspeicherung besitzt der Satellit zwei Lithium-Ionen-Akkumulatorensätze vom Typ 4P9S von SAFT aus Poitiers und Bordeaux in Frankreich.

Der mit MMH und MON-3 betriebene Apogäumsmotor des Typs BT-4 von der IHI AEROSPACE CO., LTD. aus Japan an Bord von Sky Mexico 1 besitzt einen Nominalschub von 450 Newton. Für die Lageregelung sowie das Halten oder Verändern der Position des Satelliten wurde der Satellit außerdem mit einer Anzahl von kleinen, Hydrazin katalytisch zersetzenden Einstofftriebwerken ausgerüstet.

Nach Angaben von Orbital ATK wurden initiale Tests nach dem Aussetzen des Satelliten bereits abgeschlossen. Der Satellit ist für die kommenden Bahnanhebungsmanöver und die anschließend anstehende Testphase bereit.

Sky Mexico 1 wurde zum 1. Satelliten für den im Besitz von DirecTV und der Grupo Televisa S.A.B. befindlichen Betreibers SKY México, der mit einer europäischen Ariane-Rakete ins All gelangte. Vor DirecTV 15 besorgte Arianespace den Transport von 7 anderen für DirecTV gebauten Satelliten in den Weltraum. VA223 mit DirecTV 15 und Sky Mexico 1 auf der Rakete L577 aus dem Produktionslos PB war die 65. erfolgreiche Ariane-5-Mission in Folge.

Bei der Mission VA223 wurde laut Arianespace bei einer Gesamtstartmasse von rund 780 Tonnen (laut Airbus Space and Defence rund 775 Tonnen beim Abheben) eine Gesamtnutzlast von 9.960 kg transportiert (laut Airbus Defence and Space 9.954 kg), von denen nach Angaben von Arianespace 9.200 kg auf die beiden Satelliten entfielen.

DirecTV 15 wird voraussichtlich katalogisiert mit der NORAD Nr. 40.663 bzw. als COSPAR-Objekt Nr. 2015-026A, Sky Mexico 1 mit der NORAD Nr. 40.664 bzw. als COSPAR-Objekt Nr. 2015-026B.

Neben dem Transport der beiden Satelliten hatte die Rakete, genauer ihre Oberstufe, eine zusätzliche Aufgabe zu erfüllen. Geplant war eine Flugdemonstration namens DEMOFLIGHT, in deren Rahmen die ESC-A-Oberstufe mit 62,7 kN starkem HM7b-Haupttriebwerk eine Reihe Manöver durchzuführen hatte. Ihr Beginn war für die Flugminute 43 angesetzt.

Wegen der im Vergleich gegenüber anderen Missionen insgesamt längeren aktiven Flugphasen der Oberstufe befindet sich ein zusätzlicher Helium-Tank an Bord, dessen Inhalt zur Bedrückung der Tanks der Oberstufe und zur Ventilsteuerung verwendet wurde.

Im Rahmen des rund 50 Minuten dauernden Flugprogramms sollte ermittelt werden, ob und in wie weit thermodynamische Modelle über das Verhalten der Treibstoffe in den Tanks der Oberstufe zutreffen, wie effizient das Herunterkühlen des Haupttriebswerks vor einer Zündung desselben ist und wie zuverlässig und schnell sich die Tankinhalte am jeweiligen Tankboden sammeln, bevor das Haupttriebwerk gezündet wird.

Ein neuerliches Herunterkühlen des Haupttriebwerks war laut Plan 63 Minuten nach dem Start in Kourou abzuschließen. 77 Minuten nach dem Start war das experimentelle Ablassen einer gewissen Menge Sauerstoff durch die Düse des Haupttriebwerks laut Plan zu Ende, gleiches war anschließend für flüssigen Wasserstoff vorgesehen. Beim Ausstoß der getrennten Treibstoffkomponeten ergibt sich jeweils ein geringer Schub. Mit einem gemeinsamen Ablassen beider Komponeten bis Flugminute 83 sollte DEMOFLIGHT eine Bahn mit einem durch die Manöver abgesenktem Perigäum erreichen.

Rund 1,5 Stunden nach dem Start endete DEMOFLIGHT, und die ESC-A wurde wie bei früheren Ariane-Missionen passiviert. Die Tests mit der Oberstufe erfolgten nach Angaben von Airbus Defence and Space im Kontext mit einer zukünftigen Nutzung eines Triebwerks namens VINCI auf Ariane-Raketen.

Im Rahmen von DEMOFLIGHT stand neben den üblichen Bahnverfolgungsstationen Kourou (Französisch-Guayana), Galliot (Französisch-Guayana), Natal (Brasilien), Ascension Island (Himmelfahrtsinsel), Libreville (Gabun) und Malindi (Kenia) zusätzlich eine bei Perth in Australien bereit, um Daten vom Fluggerät aufzunehmen.

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• Ariane 5 ECA VA223 mit DIRECTV-15 und SKY MEXICO-1 (SKYM-1)

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Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: ABS, Arianespace, CNES, ESA, SS/L, TAS.

Verwendet wurde eine Ariane 5 ECA, die von der Startrampe ELA-3 zum ersten Flug einer Ariane 5 im Jahr 2014 abhob. Transportiert wurden bei der Mission VA-217 der Kommunikationssatellit ABS 2 (Masse beim Start 6.329,9 Kilogramm) sowie der Kommunikationssatellit Athena-Fidus (Startmasse 3.080 Kilogramm). Beide Satelliten waren zusammen unter einer 17 Meter hohen Nutzlastverkleidung mit einem Durchmesser von 5,4 Metern untergebracht.

ABS 2 wurde als erster der Satelliten nach etwas über 27 Minuten nach dem Start ausgesetzt, er saß zuoberst auf der 6,1 Meter hohen Nutzlaststruktur SYLDA 5 B (SYLDA ist die Abkürzung von „Système de Lancement Double Ariane“, Ariane-Doppelstartvorrichtung). Nach Abstoßen der SYLDA 5 A wurde Athena-Fidus etwa 32 Minuten und 28 Sekunden nach dem Start freigegeben.

Die beiden Satelliten werden aus dem Geotransferorbit mit einem geplanten Perigäum von 244,4 Kilometern über der Erde (erreicht 244,4 Kilometer) und einem geplanten Apogäum von 35.934 Kilometern (erreicht 35.937 Kilometer) über der Erde mit eigenen Antrieben den Geostationären Orbit ansteuern.

Die Antriebe müssen auch den Abbau der Rest-Inklination, der verbliebenen Neigung der Bahn gegen den Erdäquator, von knapp sechs Grad bewerkstelligen. ABS 2 beispielsweise soll laut Plan nach einer Anzahl Brennphasen seines mit Monomethylhydrazin (MMH) und Distickstofftetroxid (NTO) betriebenen, 455 Newton starken Apogäumsmotors, die am 7. Februar 2014 beginnen, einige Tage nach dem Start den Geostationären Orbit erreichen.

Bei ABS 2 handelt es sich um ein in den Vereinigten Staaten von Amerika auf Basis des Satellitenbus‘ 1300 von Space Systems/Loral (SS/L) entworfenes und gebautes Raumfahrzeug, dessen Grundkörper Maße von rund 8,3 auf 3,5 auf 3,5 Metern aufweist. Der dreiachsstabilisierte Satellit ist dazu gedacht, Afrika, Asien, den Mittleren Osten und Russland von einer Position bei 75 Grad Ost im Geostationären Orbit mit einer Bandbreite von Kommunikationsdiensten zu versorgen. Dementsprechend ist die Kommunikationsnutzlast von ABS 2 mit 89 gleichzeitig betreibbaren Transpondern für das C-, K_a– und K_u-Band ausgestattet. An Bord sind 32 C-, 6 K_a– und 51 K_u-Transponder. Ihre kombinierte Nutzlastleistung liegt bei über 12 Kilowatt. Mit ihrer Hilfe können 10 unabhängige Ausleuchtzonen bedient werden.
Die Energieversorgung der Satellitensysteme von ABS 2 erfolgt durch zwei Solarzellenausleger mit jeweils fünf Segmenten, die dem Raumfahrzeug eine Spannweite von rund 26 Metern geben. Am Ende der projektierten Einsatzdauer von über 15 Jahren sollen die Solarzellenausleger von ABS 2 zusammen noch rund 16,7 Kilowatt elektrische Leistung bereitstellen können. Das erfolgreiche Entfalten der Ausleger bestätigte der Hersteller des Satelliten am 7. Februar 2014. Für die Stromspeicherung besitzt der Satellit drei Lithium-Ionen-Akkumulatorensätze.

Athena-Fidus geht auf eine Initiative des französischen nationalen Zentrums für Raumfahrt (Centre national d’études spatiales, CNES) und der italienische Raumfahrtagentur (Agenzia Spaziale Italiana, ASI) zurück. Am Projekt beteiligt sind die Verteidigungsministerien von Belgien, Frankreich und Italien sowie der französische und der italienische Zivilschutz.

Das Raumfahrzeug ist eine Konstruktion von Thales Alenia Space (TAS) und basiert auf der Satellitenplattform Spacebus 4000B2. Die Abmessungen seines Grundkörpers betragen rund 2,86 auf 1,8 auf 2,95 Meter.

Der in Frankreich in Cannes hergestellte 140 Millionen Euro teure Satellit ist laut Arianespace zur Positionierung bei 38 Grad Ost im Geostationären Orbit und dort als Ergänzung der bereits um die Erde kreisenden französischen Syracuse- und italienischen Sicral-Satelliten gedacht. Seine Steuerung und Kontrolle erfolgt durch das italienische Unternehmen Telespazio, einem Jointventure von Finmeccanica (67%) und TAS (33%), von Fucino und durch TAS von Cannes aus.

Die Kommunikationsnutzlast von Athena-Fidus besitzt jeweils einen von Zivilschutzkräften aus Frankreich und einen von Zivilschutzkräften aus Italien genutzten Teil. Außerdem befinden sich an Bord des Satelliten Systeme zur Unterstützung der Kommunikationsbedürfnisse der Streitkräfte aus Belgien, Frankreich und Italien. Die Transponderausstattung von Athena-Fidus erlaubt Verbindungen im K_a– und EHF-Bereich. Im Bereich der Kommunikation von Zivilschutzkräften werden die Standards DVB-RCS und DBV-S2 unterstützt, welche vermutlich Datenraten von über einem Gigabyte pro Sekunde erlauben. Bis drei Gigabyte pro Sekunde betrachtet man als möglich.
Entsprechend der Verwendung des Satelliten steht Athena-Fidus für „Access on THeatres and European Nations for Allied forces — French Italian Dual Use Satellite“ – übersetzt etwa französisch-italienischer Dual-Use-Satellit für den Zugriff auf Schauplätze und Nutzung durch vereinte Kräfte europäischer Nationen.
Mit elektrischer Energie versorgt wird die Kommunikationsnutzlast von Athena-Fidus über zwei Solarzellenauslegern aus jeweils zwei Segmenten. Die vorgesehene Standzeit des dreiachsstabilisierten Satelliten im Orbit beträgt mehr als 15 Jahre. An deren Ende erwartet man von den beiden Solarzellenauslegern die Bereitstellung von insgesamt immer noch 5,85 Kilowatt elektrischer Leistung.

VA-217 mit ABS 2 und Athena-Fidus auf der Rakete L572 aus dem Produktionslos PB war beim 72. Start einer Ariane 5 die 58. erfolgreiche Ariane-5-Mission in Folge. Im Rahmen der Mission VA-217 wurde laut Arianespace bei einer Gesamtstartmasse von rund 780 Tonnen (laut Astrium rund 773,4 Tonnen beim Abheben) eine Gesamtnutzlast von 10.214 Kilogramm transportiert, von denen nach Angaben von Arianespace 9.410 Kilogramm auf die beiden Satelliten entfielen.

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• ABS 2 und Athena-Fidus auf Ariane 5 VA217

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

Der Start erfolgte gegen 22.05 Uhr MEZ. Gut 2 Minuten nach dem Start waren die seitlichen Zusatzraketen ausgebrannt und wurden abgeworfen. Kurz darauf wurde auch die Nutzlastverkleidung entsorgt. Die Hauptstufe arbeitete fast 9 Minuten lang und gab anschließend Oberstufe und Nutzlast frei. 28 Minuten und 5 Sekunden nach dem Start wurde nach erfolgreicher Oberstufenzündung zunächst der Satellit Eutelsat 21B, 90 Sekunden später dessen Startapparatur SYLDA und 33:20 min nach dem Start Star One C3 im elliptischen Zielorbit ausgesetzt. Von hier gelangen die beiden Kommunikationssatelliten anschließend mit eigenem Antrieb in den Geostationären Orbit.

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• Ariane-5 ECA VA-210 mit Eutelsat 21B und StarOne C3

Der Beitrag Ariane 5 startet 2 Kommunikationssatelliten erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: Arianespace, Astrium, ESA, ISRO, SES.

Verwendet wurde eine Ariane-5-ECA, die von der Startrampe ELA-3 zum fünften Flug einer Ariane 5 im Jahr 2012 abhob. Transportiert wurden bei der Mission VA-209 der europäische Kommunikationssatellit Astra 2F (Masse beim Start circa 5.968 kg) und der indische Kommunikationssatellit GSAT 10 (Startmasse rund 3.400 kg). Beide Satelliten waren zusammen unter einer 17 Meter hohen Nutzlastverkleidung mit einem Durchmesser von 5,4 Metern untergebracht. Astra 2F wurde als erster der Satelliten etwa 27 Minuten nach dem Start ausgesetzt, er saß zuoberst auf der 6,4 Meter hohen Nutzlaststruktur SYLDA 5 A (SYLDA ist die Abkürzung von „Système de Lancement Double Ariane“, Ariane-Doppelstartvorrichtung). Nach Abstoßen der SYLDA 5 A wurde GSAT 10 etwa 30 Minuten und 45 Sekunden nach dem Start freigegeben.

Die beiden Satelliten werden aus dem Geotransferorbit mit einem geplanten Perigäum von 249,7 km über der Erde (erreicht 249,7 km, Schätzung Arianespace) und einem geplanten Apogäum von 35.933 km über der Erde (erreicht 35.938 km, Schätzung Arianespace) mit eigenen Antrieben den Geostationären Orbit ansteuern. Die Antriebe müssen auch den Abbau der Rest-Inklination, der verbliebenen Neigung der Bahn gegen den Erdäquator, von rund 6 Grad bewerkstelligen. GSAT 10 beispielsweise soll laut Plan nach drei Brennphasen seines mit Monomethylhydrazin (MMH) und einer Mischung von Stickstoffoxiden (MON-3, Stickstofftetroxid mit 3% Stickstoffmonooxid) betriebenen, 440 Newton starken Apogäumsmotors 5 Tage nach dem Start den Geostationären Orbit erreichen.

Bei GSAT 10 handelt es sich um ein in Indien auf Basis des Satellitenbus‘ I-3K entworfenes und gebautes Raumfahrzeug mit einer Leermasse von 1.498 kg, dessen Grundkörper Maße von rund 2,0 auf 1,77 auf 3,1 Metern aufweist. Der dreiachsstabilisierte Satellit ist dazu gedacht, den indischen Subkontinent von einer Position bei 83 Grad Ost im Geostationären Orbit, wo man ihn in Kolokation mit INSAT 4A und GSAT 12 betreiben will, mit einer Bandbreite von Kommunikationsdiensten zu versorgen. Dementsprechend ist die Kommunikationsnutzlast von GSAT 10 mit 18 C-Band- und 12 K_u-Band-Transpondern ausgestattet.
Neben der Kommunikationsnutzlast befinden sich auch Anlagen des indischen Systems zur Unterstützung von GPS im Bereich Indiens durch zusätzliche Korrektursignale, GAGAN für GPS Aided Geo Augmented Navigation genannt, an Bord von GSAT 10. Vom Einsatz der im C-Band- sowie im L1- und L5-Band-Bereich arbeitenden Navigationsnutzlast verspricht man sich in Indien insbesondere Vorteile für die zivile und die militärische Luftfahrt. Eine erste GAGAN-Nutzlast gelangte mit dem Schwestersatelliten von GSAT 10, GSAT 8 am 20. Mai 2011 in den Weltraum. Zur Ausstrahlung der Navigationssignale besitzen die beiden Satelliten 0,8 auf 0,8 Meter messende Antennenfelder mit je 16 Elementen.

Die Energieversorgung der Satellitensysteme von GSAT 10 erfolgt durch zwei Solarzellenausleger, die dem Raumfahrzeug eine Spannweite von rund 15,44 Metern geben. Am Ende der projektierten Einsatzdauer von 15 Jahren sollen die Solarzellenausleger von GSAT 10 noch rund 6.100 Watt elektrische Leistung bereitstellen können. Die maximal erzeugbare elektrische Leistung bei voller Sonneneinstrahlung liegt bei 6.474 Watt. Für die Stromspeicherung besitzt der Satellit zwei Lithlium-Ionen-Akkumulatorensätze mit einer Kapazität von jeweils 128 Ah.

Astra 2F ist eine Konstruktion von Astrium mit einer Leermasse von 2.660 kg und basiert auf der Satellitenplattform Eurostar E3000. Der Satellit wird vom europäischen Betreiber von Kommunikationssatelliten SES insbesondere zur Verbreitung von hochaufgelösten Fernsehprogrammen eingesetzt werden. Außerdem ist vorgesehen, mit Astra 2F VAST- und Breitbanddienste auszustrahlen. Astra 2F soll im geostationären Orbit eine Position bei 28,2 Grad Ost beziehen, um von dort Empfänger in Afrika, Europa und dem Mittleren Osten zu versorgen. Dafür ist er mit einer Anzahl von K_a– und K_u-Band-Transpondern ausgerüstet.
Mit elektrischer Energie versorgt wird die Kommunikationsnutzlast von Astra 2F von zwei Solarzellenauslegern mit Galliumarsenid-Zellen, die dem Raumfahrzeug zusammen eine Spannweite von insgesamt fast 40 Metern geben. Die vorgesehene Standzeit des dreiachsstabilisierten, mit Lithium-Ionen-Akkumulatoren ausgestatteten Satelliten im Orbit beträgt 15 Jahre. An deren Ende erwartet man von den beiden Solarzellenauslegern die Bereitstellung von immer noch 13 Kilowatt elektrischer Leistung.

Vor Astra 2F, der ursprünglich von einer russischen Proton-Rakete hätte befördert werden sollen, besorgte Arianespace den Transport von 35 anderen für Astra bzw. SES gebauten Satelliten in den Weltraum. GSAT 10 wurde zum 15. Satelliten der ISRO, der mit einer europäischen Ariane-Rakete ins All gelangte. VA-209 mit Astra 2F und GSAT 10 auf der Rakete L565 aus dem Produktionslos PB war beim 65. Start einer Ariane 5 die 51. erfolgreiche Ariane-5-Mission in Folge. Bei der Mission VA-209 wurde laut Arianespace bei einer Gesamtstartmasse von rund 780 Tonnen (laut Astrium rund 775 Tonnen beim Abheben) eine Gesamtnutzlast von 10.211 kg transportiert (laut Astrium 10.178,7 kg), von denen nach Angaben von Arianespace 9.401 kg auf die beiden Satelliten entfielen.

Astra 2F wird voraussichtlich katalogisiert mit der NORAD Nr. 38.778 bzw. als COSPAR-Objekt Nr. 2012-051A, GSAT 10 mit der NORAD Nr. 38.779 bzw. als COSPAR-Objekt Nr. 2012-051B.

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Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: Arianespace, Astrium, ESA, EUMETSAT, SS/L.

Verwendet wurde eine Ariane-5-ECA, die gleich zu Beginn des 29 Minuten breiten Startfensters von der Startrampe ELA-3 zum dritten Flug einer Ariane-5 im Jahr 2012 abhob. Transportiert wurden bei der Mission VA-207 der US-amerikanische Kommunikationssatellit EchoStar XVII (Masse beim Start 6.100 kg) und der europäische Wettersatellit MSG-3 (Startmasse rund 2.000 kg). Beide Satelliten waren zusammen unter einer 17 Meter hohen Nutzlastverkleidung mit einer Masse von rund 2.600 kg untergebracht. EchoStar XVII wurde als erster der Satelliten etwa 28 Minuten nach dem Start ausgesetzt, er saß zuoberst auf der Nutzlaststruktur SYLDA 5 B (SYLDA ist die Abkürzung von „Système de Lancement Double Ariane“, Ariane-Doppelstartvorrichtung). Nach Abstoßen der SYLDA 5 B wurde MSG-3 rund 34 Minuten nach dem Start freigegeben.

Die beiden Satelliten werden aus dem Geotransferorbit mit einem geplanten Perigäum von 249.6 km über der Erde (erreicht 249.6 km, Schätzung Arianespace) und einem geplanten Apogäum von 35.942 km über der Erde (erreicht 35.923 km, Schätzung Arianespace) mit eigenen Antrieben den Geostationären Orbit ansteuern. Die Antriebe müssen auch den Abbau der Rest-Inklination, der verblieben Neigung der Bahn gegen den Erdäquator, von rund 6 Grad bewerkstelligen. EchoStar XVII wird dafür ab dem 8. Juli 2012 seinen mit Monomethylhydrazin (MMH) und Stickstofftetroxid (NTO) betriebenen Apogäumsmotor mit einer Schubkraft von 445 N verwenden und eine einstellige Anzahl von Brennphasen benötigen. MSG-3 soll laut Plan nach vier Brennphasen seiner mit Monomethylhydrazin (MMH) und einer Mischung von Stickstoffoxiden (MON-1, Stickstofftetroxid mit 1% Stickstoffmonooxid) betriebenen Apogäumsmotore mit einer Schubkraft von jeweils rund 420 N und einem Manöver zur Bahnzirkluarisierung knapp 10 Tage nach dem Start den Geostationären Orbit erreichen.

EchoStar XVII ist eine Konstruktion von Space Systems/Loral (SS/L) und basiert auf der 1300er-Satelliten-Plattform. Der auch als Jupiter 1 bezeichnete Satellit wird vom US-amerikanischen Betreiber von Kommunikationssatelliten Hughes Network Systems, LLC (HUGHES) für die Bereitstellung von Breitband-Datenverbindungen eingesetzt werden. EchoStar XVII soll im geostationären Orbit eine Position bei 107,1 Grad West beziehen, um von dort für HUGHES, dem derzeit größten Anbieter von Hochgeschwindigkeits-Internetanbindungen via Satellit in den Vereinigten Staaten, Kunden in Nordamerika zu versorgen. Dafür ist er mit einer Anzahl leistungsfähiger K_a-Band-Transponder ausgerüstet, die zur gleichzeitigen Ausleuchtung von 60 unterschiedlichen Empfangsgebieten nutzbar sind. Der mögliche gleichzeitige Gesamtdurchsatz des Satelliten liegt bei über 100 Gigabit pro Sekunde (Gbits/s).

Mit elektrischer Energie versorgt wird die Kommunikationsnutzlast von EchoStar XVII von zwei Solarzellenauslegern, die dem Raumfahrzeug zusammen eine Spannweite von insgesamt rund 26,07 m geben. Die vorgesehene Standzeit des dreiachsstabilisierten, mit drei Lithium-Ionen-Akkumulatorensätzen ausgestatteten Satelliten im Orbit beträgt 15 Jahre. An deren Ende erwartet man von den beiden Solarzellenauslegern die Bereitstellung von immer noch 16,1 Kilowatt elektrischer Leistung. Bisher ist nicht bekannt geworden, dass es nach dem Start Schwierigkeiten beim Entfalten der Solarzellenausleger, so wie es unlängst nach dem Transport von Intelsat 19 auf einer Zenit-3SL-Rakete ins All geschehen war, gegeben hätte. Statt dessen berichtete SS/L am 6. Juli 2012, dass EchoStar XVII vorgesehene Manöver nach dem Start wie geplant ausgeführt hat und seine beiden Solarzellenausleger entfaltet wurden.

MSG-3 soll für die europäische Organisation zum Betrieb von Wettersatelliten (EUMETSAT, European Organisation for the Exploitation of Meteorological Satellites) im All voraussichtlich den am 28. August 2002 ebenfalls auf einer Ariane-5-Rakete gestarteten MSG-1 alias Meteosat-8, der aktuell als Reservesatellit fungiert, ersetzen. An einer Position bei 0 Grad im Geostationären Orbit über dem Golf von Guinea will man MSG-3 in Betrieb nehmen. Dort soll er rund 10 Tage nach dem Start an EUMETSAT übergeben werden. Dann wird MSG-3 auch seine operationelle Bezeichnung Meteosat-10 erhalten.

Der wie MSG-1 unter Regie des Hauptauftragnehmers Thales Alenia Space konstruierte spinnstabilisierte Wettersatellit kann in 12 unterschiedliche Frequenzbereichen, davon vier im Bereich des sichtbaren Lichts, und acht im Infraroten, Bilddaten erfassen. Dafür sorgt ein SEVIRI für Spinning Enhanced Visible and Infrared Imager genanntes, von Astrium gebautes Instrument. Die von SEVIRI bei einer Rotationsgeschwindigkeit des Satelliten von 100 Umdrehungen pro Minute erfassten und an Bord von MSG-3 aufgezeichneten Informationen können turnusmäßig alle 15 Minuten zu Erde übertragen werden. Eine einzelne Ansicht wird dabei mehr als ein Drittel der Erdoberfläche zeigen. Gleichzeitig abgebildet werden kann ein Bereich, der vom Nordpol zum Südpol und von Chile bis Indien reicht.

Die Energieversorgung der Satellitensysteme von MSG-3 erfolgt durch Solarzellen auf der Außenhaut des zylinderförmigen Raumfahrzeugs. Die Zellen sind auf acht getrennte Bereiche der Oberfläche verteilt. Sieben der Bereiche haben die gleiche Größe, der achte hat wegen des Ausschnitts für das Sichtfeld von SEVIRI in der Außenhaut des Satelliten eine etwas größere Ausdehnung. Die wirksame Oberfläche ist bei allen acht Bereichen die gleiche. Am Ende der projektierten Einsatzdauer von 7 Jahren sollen die Solarzellen von MSG-3 noch rund 700 Watt elektrische Leistung bereitstellen können. Für die Stromspeicherung besitzt der Satellit zwei Nickel-Cadmium-Akkumulatorensätze.

Vor EchoStar XVII besorgte Arianespace den Transport von 36 anderen von SS/L hergestellten Satelliten in den Weltraum. VA-207 mit EchoStar XVII und MSG-3 auf der Rakete L563 war beim 63. Start einer Ariane 5 die 49. erfolgreiche Ariane-5-Mission in Folge. Bei der Mission VA-207 wurde laut Arianespace bei einer Gesamtstartmasse von rund 780 Tonnen (laut Astrium rund 774 Tonnen) eine Gesamtnutzlast von 9.647 Kilogramm transportiert, von denen nach Angaben von Arianespace 7.563 Kilogramm auf die beiden Satelliten entfielen.

EchoStar XVII ist katalogisiert mit der NORAD Nr. 38.551 bzw. als COSPAR-Objekt Nr. 2012-035A. MSG-3 ist katalogisiert mit der NORAD Nr. 38.552 bzw. als COSPAR-Objekt Nr. 2012-035B.

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• Ariane-5 ECA VA-207 mit *MSG-3* und *Echostar XVII*

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Ein Beitrag von Daniel Maurat.

Die Ariane 1 entstand aus der Asche der gescheiterten Europa und wurde zum Grundstein der europäischen Raumfahrt. Sie war die Urmutter der später oft benutzen Ariane 4 und bereitete den Erfolg der ESA vor. Mit ihr wurde zudem eine der ersten europäischen Raumsonden, die Kometensonde Giotto, gestartet.

Entwicklung

Das Debakel der Europa führte dazu, dass sich Frankreich und Deutschland 1972 entschlossen, einen gemeinsamen Träger zu entwickeln, den sie zunächst L3S nannten. Frankreich übernahm schnell die Führung, was zu einem großen Vorteil dieses Programms im Gegensatz zur Europa wurde. Bei diesem Projekt gab es ein klar definiertes Management mit einem Hauptauftraggeber, der französischen Raumfahrtagentur CNES. Diese benannte das Projekt schließlich in Ariane um, da dieser Name in allen beteiligten Ländern (die späteren ESA-Staaten) gut ausgesprochen werden konnte und dies der Vorliebe der Franzosen, Raketen weibliche Vornamen zu geben, entsprach.

Als Startrampe wählte man die alte Europa-Rampe im Centre Spacial Guyanaise, die für die Ariane umgerüstet wurde. Man änderte aber den Plan für die Ariane, da Deutschland keine große kryogene Oberstufe entwickeln wollte. Dafür verkleinerte man die kryogene Stufe und nahm noch eine weitere Stufe als Zweitstufe hinzu, die von ihrem Aufbau der ersten ähnelte.

Eines der heikelsten Themen war der Treibstoff: man plante, dafür UDMH zu nehmen, da schon für die Europa UDMH genutzt wurde, doch reichten die Vorräte nicht aus und der Treibstoff wurde in Europa so gut wie nicht produziert. Da die USA eine Lieferung verweigerten, um so ihr Monopol für kommerzielle Raketenstarts zu wahren, kaufte man den Treibstoff in der UdSSR ein, und das während des Kalten Krieges.

Technik

Die Ariane 1 besteht aus drei Stufen:

• Die erste Stufe, auch L-140 (Liquid 140, Flüssigtreibstoff und 140 t Kapazität) genannt, war 18 m lang, hatte einen Durchmesser von 3,8 m und wog voll betankt 160 t. Sie bestand aus Edelstahl und wurde von der französischen Firma Aerospacial gebaut. Als Treibwerke verfügte sie über vier Viking 2 mit je 611,6 kN Schub auf Meereshöhe. Die Stufe hatte eine Betriebsdauer von 145 Sekunden und benutzte als Treibstoff UDMH und N₂O₄. zudem wurde ein Wassertank mitgenommen, der mit dem Treibstoff verdampft wurde und zum Betrieb des Gasgenerators benutzt wurde. Dieses System ist einmalig in der Geschichte der Raumfahrt und wurde seitdem nur noch in den Nachfolgermodellen Ariane 2-4 benutzt. An der Basis gab es kleine Flügel, die Fins. Sie dienten dazu, die Rakete in der Zeit kurz nach dem Start stabil zu halten.
• Die zweite Stufe, auch L-33 genannt, war 11,5 m lang, hatte einen Durchmesser von 2,6 m und wog voll betankt 37,13 t. Gebaut wurde sie bei MBB-ERNO in Bremen aus Edelstahl und besaß ein einzelnes Viking-4-Triebwerk, das ein an den Vakuumbetrieb angepasstes Viking-2-Triebwerk der Erststufe ist. Die Anpassungen waren vor allem eine längere Düse. Wie die Erststufe wurde sie mit UDMH und N₂O₄ betrieben und besaß einen Wassertank für den Gasgenerator. Das Triebwerk wurde kardanisch aufgehängt und konnte somit in der Gier- und Nickachse bewegt werden. Zur Rollstabilisiering hatte es zwei 50 N starke Triebwerke.
• Die dritte Stufe, die H-8, war das Glanzstück der Ariane. Sie war 10,2 m lang, hatte einen Durchmesser von 2,7 m und wog voll betankt 9,7 t. Sie bestand aus Edelstahl und wurde von Aerospacial gebaut. Als Treibstoff benutze man die hochenergetische Kombination LH₂/LOX (flüssiger Wasserstoff/flüssiger Sauerstoff), welche bisher nur in der Atlas Centaur und der Saturn der NASA benutzt wurden. Das Triebwerk HM-7 wurde von Messerschmitt-Bölkow-Blohm (MBB) in Deutschland gebaut und war erst das dritte Triebwerk, dass diese Treibstoffkombination benutzte. Es hatte einen Schub von 31,7 kN und brannte 563 Sekunden lang. Es war kardanisch aufgehängt und somit über zwei Achsen schwenkbar. Die Rollsteuerung übernahmen zwei Düsen, die verdampften Wasserstoff ausstießen.

Eine der Besonderheiten der Ariane 1 war ihre Doppelstartvorrichtung, die Sylda genannt wurde. Sie wurde in der Nutzlastverkleidung untergebracht und hatte an der Spitze einen zweiten Nutzlastadapter, mit dem ein zweiter Satellit transportiert werden konnte. So konnten z. B. zwei Intelsat-IV-Satelliten auf einmal gestartet werden. Die amerikanische Konkurrenz, die Atlas SLV-3D Centaur D1A, schaffte dagegen nur einen pro Start. Dies brachte einen gewaltigen Vorteil für die Vermarktung, da somit der Start für den einzelnen Kunden billiger wurde.

Technischen Daten

Starts

Der erste Start der Ariane 1 fand am Heiligabend 1979 statt und machte Westeuropa zum 7. „Staat“, der über eigene Orbitalkapazitäten verfügte (davor die UdSSR, die USA, Frankreich, Japan, China und Großbritannien, wobei Frankreich und Großbritannien an der Entwicklung der Ariane beteiligt waren). Doch schon der zweite Start war ein Fehlschlag, da die Rakete kurz nach dem Start explodierte. Schuld daran war ein Triebwerk der ersten Stufe, dass eine Verbrennungsinstabilität zeigte und die Rakete gesprengt werden musste. Auch der fünfte Start war ein Fehlschlag, da die H-8-Drittstufe versagte (auch später ein Grund für Versagen der Ariane 2-4).

Die ersten acht Starts wurden noch mit L (engl. Launch für Start) bezeichnet, z. B. war L1 der Erststart an Heiligabend 1979. Dies war so, da noch die ESA die Starts vorbereitete, diese Aufgabe später dann Arianespace übergeben wurde. Arianspace war eine Vermarktungsfirma mit Sitz in der Nähe von Paris, von der die meisten Firmen, welche die Ariane gebaut haben, Anteile besaßen. Diese kennzeichnete die Starts von nun an mit V (franz. Vol für Flug), so war V9 der neunte Start einer Ariane, hier die Ariane 1 mit dem Satelliten Spacenet 1 als Nutzlast. Aber die Ariane 1 startete nicht nur Kommunikatinssatelliten, sondern auch eine Raumsonde, nämlich die westeuropäische Sonde Giotto, die Bilder vom Kern des Halleyischen Kometen machte. Gestartet wurde sie bei V14 am 2. Juli 1985. Insgesamt startet die Ariane 1 elf Mal, wobei die letzen zwei Male nach den Erstflügen der Ariane 3 und der letzte Flug nach dem Erstflug der Ariane 2 stattfanden.

Diskussion zu diesem Artikel

• Ariane 1

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Ein Beitrag von Simon Plasger. Quelle: Arianespace.

Um 22:27 Uhr MEZ zündeten das Haupttriebwerk und die beiden Feststoffbooster der 6. Ariane in diesem Jahr. Nach zwei Minuten und 20 Sekunden und in ca. 67 Kilometern Höhe wurden die beiden Booster abgesprengt. Etwa 50 Sekunden später folgte die Nutzlastverkleidung. Anschließend feuerte die Hauptstufe bis zu einer Höhe von ungefähr 180 km. Danach wurde auch diese abgetrennt und verglühte in der Erdatmosphäre.

Der Rest der Rakete setze den Aufstieg fort und erreichte 25 Minuten nach dem Start den geplanten Orbit. Nacheinander wurden nun Hispasat, die Trägerstruktur Sylda und Koreasat abgetrennt. Sie werden in einigen Tagen im geostationären Orbit ankommen.

Hispasat 1E wird mit seiner Masse von 5.320 kg auf 30° West über dem Äquator positioniert und soll verschiedene Kommunikationsdienste (Fernsehen, Breitbandübertragung) für Nordafrika, Nord- und Südamerika und Europa anbieten. Mit seinen 53 Transpondern untersützt er einige andere Hispasats, die sich schon auf dieser Position befinden.

Der andere Satellit, Koreasat 6 hat eine geringere Masse von 2.850 kg und wird auf eine Position von 106° West gebracht. Von dieser Position aus soll er mit 30 Transpondern für Südkorea ähnliche Kommunikationsdienste anbieten wie Hispasat 1E. Dabei wird er ebenfalls von anderen Satelliten gleicher Bauart unterstützt.

Raumcon:

• Ariane-5 ECA V-199 mit Hispasat 1E & Koreasat 6

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Ein Beitrag von Thomas Wehr. Quelle: Arianespace, SES WORLD SKIES, SS/L, Telenor, Thales Alenia Space, JSpOC.

Vor rund elf Monaten, am 29. Oktober 2009, brachte eine Ariane 5, vom europäischen Weltraumbahnhof in Kourou, die Kommunikationssatelliten NSS 12 und THOR 6 ins All. Während die Hauptstufe wenige Minuten nach dem Start vor Afrika in den Atlantischen Ozean, den Golf von Guinea, fällt, befindet sich die Oberstufe ESC-A (2009-058C , ID36034) mit den Nutzlasten NSS 12 (2009-058A, ID36032) und THOR 6 (2009-058B, ID36033) beide von einer SYLDA (SYLDA ist die Abkürzung von „Système de Lancement Double Ariane“, Ariane-Doppelstartvorrichtung, 2009-058D, ID36035) voneinander getrennt auf dem Weg in einen Geo-Transfer-Orbit, eine hochelliptische Bahn, welche ihre Erdferne in der Nähe der geostationären Umlaufbahn hat. (In der Geostationären Umlaufbahn bleibt ein Objekt scheinbar immer über demselben Punkt auf der Erde.)

Bereits rund 25 Minuten nach dem Start ist der „Einschuss“ in diese Bahn erfolgt und das Triebwerk der Oberstufe ESC-A wird in einer Höhe von rund 600 km abgeschaltet. Nun folgen nach und nach die Trennungen von NSS 12, in 859 km, SYLDA 5, in 1.279 km und THOR 6 in 1.717 km Höhe.

Bei der Doppelstartvorrichtung SYLDA 5 handelt es sich um eine Nutzlast-Träger- und Schutzstruktur, welche NSS 12 trägt und gleichzeitig THOR 6, welcher unter ihr verborgen ist, schützt. Die SYLDA gibt es in 7 Versionen (Höhen: 4,9 Meter bis 6,4 Meter, Massen: 400 Kilogramm bis 530 Kilogramm.) Ohne sie ist ein Satellitendoppelstart auf der Ariane 5 nicht denkbar.

Während die Satelliten ihre Position im geostationären Orbit von 35.798 km mal 35.774 km (NSS 12) und 35.794 km mal 35.778 km (THOR 6) einnehmen, verbleiben auch Raketenstufe und SYLDA, allerdings als Weltraumschrott, im Orbit.

Weltraummüll ist langlebig
Die Raketenstufe, aufgrund ihrer hohen Masse nur gering durch die Restatmosphäre abgebremst, bewegt sich momentan auf einer hochelliptischen Bahn von 33.788 km mal 208 km und wird noch weitere Monate im All verweilen. Die SYLDA 5, wegen einer solchen Doppelstartvorrichtung aus dem Jahre 2006 (Objekt 2006-033C) musste die ISS im September 2009 fast einmal ausweichen, befindet sich zur Zeit auf einer Umlaufbahn, welche mit ca. 1.953 km mal 127 km angegeben wird. In dieser Höhe ist die Restatmosphäre bereits so stark, dass man in wenigen Stunden mit einem Wiedereintritt und dem Verglühen der Doppelstartvorrichtung rechnet. Eine Inklination des Objektes von 6,2 Grad verbietet eine Beobachtung des Wiedereintritts in europäischen Breiten.

Die amerikanische Raumüberwachung, die auch die Annäherungswarnungen für Satellitenbetreiber verfasst, gibt das mögliche Wiedereintrittsfenster mit 2010-09-09 14:15:00 Uhr GMT +/- 15 Stunden an. Wo genau die SYLDA verglühen wird ist im Moment noch fraglich. Allerdings wird davon ausgegangen, dass die SYLDA restlos verglüht.

Insgesamt sind bereits neun SYLDAs verglüht davon sieben vom Ariane 3 und zwei vom Ariane 5 Typ. Allerdings befinden sich noch 39 SYLDAs im Orbit – zwei vom Ariane 3 und 37 vom Ariane 5 Typ. Die älteste SYLDA ist seit dem 4. August 1984 im All. Ihr Orbit von 33.453 km mal 665 km lässt sie wohl auch noch länger „oben“ bleiben, währenddessen eine Ariane-5-SYLDA (2001-029D , ID 26866), welche am 12. Juli 2001 gestartet wurde, die nächste sein dürfte, welche wiedereintritt.

Raumcon:

• Ariane 5 ECA V-192 mit NSS 12 & THOR 6
• Weltraummüll gefährdet Raumfahrt

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Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: Arianespace, EADS Astrium, Thales Alenia Space. Vertont von Peter Rittinger.

Das für eine Ariane-5-Mission außergewöhnlich lange Startfenster öffnete sich um 22:45 Uhr MESZ. Der 3. Flug einer Ariane 5 im Jahr 2010 und der 52. insgesamt begann um 22:59 Uhr MESZ am 4. August 2010 mit der Zündung des mit flüssigem Wasserstoff und flüssigem Sauerstoff betriebenen Haupttriebwerkes der Zentralstufe. Als die seitlich angebrachten Feststoffbooster gezündet waren, hob die Rakete ab. Nach 2 Minuten und 22 Sekunden Flug wurden die beiden Feststoffbooster in einer Höhe von 121 Kilometern abgetrennt, die Zentralstufe der Rakete war nach rund neun Minuten ausgebrannt und wurde in einer Höhe von knapp 260 Kilometern abgeworfen.

Dann sorgte die Oberstufe ESC-A für Vortrieb. Sie brannte 15 Minuten und 35 Sekunden lang. Nach einer darauf folgenden ballistischen Freiflugphase und etwas über 28 Minuten Gesamtflugdauer wurde zuerst NILESAT 201 in einem Geotransferorbit (GTO) ausgesetzt, anschließend RASCOM-QAF1R rund 4 Minuten später.

Beide Satelliten werden Orbitzirkularisierung und Positionierung im Geostationären Orbit in den kommenden Tagen mit eigenen Triebwerken bewerkstelligen.

Zum ersten Mal bei einem Doppelstart mit einer Ariane-5-Rakete kam die Nutzlaststruktur SYLDA 5 in der Variante K zum Einsatz. Diese zeichnet sich durch eine um 60 cm größere Höhe als die bisher oft verwendete Variante A aus. NILESAT 201 wurde auf der 7 Meter hohen SYLDA 5 transportiert, RASCOM-QAF1R war in ihr untergebracht. Die Gesamtnutzlast bei der Mission V196 betrug 7.085 Kilogramm, von denen zusammen 6.250 Kilogramm auf die Satelliten entfielen. Die Gesamtstartmasse der 50,5 Meter hohen Rakete betrug rund 775 Tonnen.

Da die beförderte Nutzlast deutlich unter dem von der Rakete theoretisch Transportierbaren lag (9.500 Kilogramm in einen GTO mit 6 Grad Bahnneigung), konnte bei der Missionsplanung eine Trajektorie vorgesehen werden, bei der die Bahnneigung nur 2 Grad beträgt. Deshalb werden die Satelliten nicht so viel eigenen Treibstoff zum Abbau der restlichen Inklination einsetzen müssen, als es bei größerer Bahnneigung des GTO nötig wäre.

Der Kommunikationssatellit NILESAT 201 basiert auf der Spacebus-4000B2-Plattform und wurde für den ägyptischen Betreibers Nilesat vom französischen Unternehmen Thales Alenia Space hergestellt.

Er besitzt 24 K_u-Band-Transponder sowie weitere 4 K_a-Band-Transponder. Der beim Start 3.200 Kilogramm schwere NILESAT 201 hat eine angestrebte Lebenserwartung von mehr als 15 Jahren. Die Versorgung mit elektrischem Strom übernehmen zwei Solarpaneele, die dem Satelliten im entfalteten Zustand eine Gesamtspannweite von 29,6 Metern geben. Der Satellit wird bei 7 Grad West im Geostationären Orbit Position beziehen, um Kunden in Nordafrika, dem mittleren Osten und den Golfstaaten mit Radio- und Fernsehprgrammen zu versorgen. Drei Zündungen seines Apogäumsmotors werden ihn in den Geostationären Orbit bringen.
3.050 Kilogramm Startgewicht bringt der Kommunikationssatellit RASCOM-QAF1R der Regional African Satellite Communications Organization auf die Waage.

Aufbauend auf der Spacebus-4000B3-Plattform von Thales Alenia Space aus Frankreich wurde er für RascomStar QAF mit Sitz auf Mauritius gebaut. Die 12 K_u-Band- und 8 C-Band-Transponder an Bord sollen für 15 Jahre betrieben werden können. Mit ihnen sollen Kunden in Afrika, Teilen Europas und im mittleren Osten mit Fernsehprogrammen, Telekommunikationsdiensten und Zugriff auf das Internet versorgt werden. Zur Stromversorgung der Satellitensysteme besitzt das Raumfahrzeug zwei Solarzellenausleger, mit denen es auf eine Spannweite von 31,8 Metern kommt.

RASCOM-QAF1R wird als Ersatz für RASCOM-QAF1, dessen Nutzbarkeit wegen eines Heliumlecks deutlich verkürzt ist, bei 2,85 Grad Ost im Geostationären Orbit positioniert. Dorthin gelangt der Satellit nach drei Zündungen seines Apogäumsmotors.
Verwandte Websites:

• Nilesat
• RascomStar

Raumcon:

• Ariane 5 ECA V-196 mit *RASCOM-QAF 1R & NILESAT 201*

Der Beitrag Ariane 5 V196 transportiert zwei Satelliten ins All erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: Arianespace, OSC, LM, DLR.

Verwendet wurde eine Ariane-5-ECA in der sogenannten PA-2-Konfiguration, die gleich zu Beginn des eine Stunde breiten Startfensters von der Startrampe ELA-3 zum vierten Flug einer Ariane-5 im Jahr 2009 abhob. Transportiert wurden bei der Mission V-190 mit einer gegenüber ihren Vorgängermodellen leicht verbesserten Rakete die Kommunikationssatelliten JCSat 12 (Masse beim Start 4.000 Kilogramm) und Optus D3 (Startmasse 2.501 Kilogramm). Beide Satelliten waren zusammen unter einer 17 Meter hohen Nutzlastverkleidung untergebracht. JCSat 12 wurde als erster der Satelliten ausgesetzt, er saß zuoberst auf der Nutzlaststruktur Sylda 5 (Sylda ist die Abkürzung von „Système de Lancement Double Ariane“, Ariane-Doppelstartvorrichtung). Nach Abstoßen der Sylda 5 wurde Optus D3 freigegeben.

Die beiden Kommunikationssatelliten werden aus dem Geotransferorbit mit eigenen Antrieben den Geostationären Orbit ansteuern. JCsat 12 wird dafür sein mit NTO und Hydrazin betriebenes LEROS-1C-Triebwerk verwenden und fünf Brennphasen benötigen, Optus D3 wird sein 500-Newton-Triebwerk, das MMH als Treibstoff und MON-3 als Oxidator benutzt, und von der japanischen IHI mit Sitz in Tokio gebaut wurde, vier Mal zünden.

JCSat 12 wurde wie JCSat 10 alias JCSat 3A und dem am 6. September 2007 nach einem Versagen der Trägerrakete verlorenen JCSat 11 von Lockheed Martin Commercial Space Systems gebaut, basiert auf der A2100AX-Plattform und entspricht den Vorgängern im Wesentlichen. Der Satellit wird vom japanischen Betreiber von Kommunikationssatelliten SKY Perfect JSAT Corporation (JSAT) unter anderem für Direktübertragungen von Fernsehprogrammen eingesetzt werden.

Zunächst soll JCSat 12 im geostationären Orbit an einer Backup-Position stationiert werden, um dort für den Bedarfsfall bereitzustehen. Mit seinen 30-Ku- und 12-C-Band-Transpondern kann er Japan, die asiatische Pazifikregion, Ozeanien und Hawaii bedienen. Seine vorgesehene Standzeit im Orbit beträgt 15 Jahre. Hat JCSat 12 seinen Betrieb erst einmal aufgenommen, soll er in JCSat RA umgezeichnet werden.

Optus D3 soll im All den am 11. Juni 2003 auf einer Ariane 5G gestarteten Optus C1 an einer Position bei 156 Grad Ost im Geostationären Orbit ergänzen. Der auf dem Star-2-Bus der Orbital Sciences Corporation (OSC) basierende dreiachsstabilisierte Optus D3 besitzt 32 Ku-Band-Transponder und soll ebenfalls eine Lebensdauer von 15 Jahren erreichen. Mit ausgefalteten Solarzellenauslegern besitzt Optus D3 eine Spannweite von 21,4 Metern. Die beiden ausklappbaren Antennenschüsseln des Satelliten haben einen Durchmesser von je 2,3 Metern. Der in Sydney ansässige Satellitenbetreiber Optus aus Australien will den Satelliten einsetzen, um Australien und Neuseeland insbesondere mit Fernsehprogrammen zu bedienen.

V-190 war die zweiunddreissigste erfolgreiche Ariane-5-Mission in Folge. Die verbesserte Trägerrakete war mit einer in geändertem Herstellungsverfahren gebauten Gerätesektion (engl. Vehicle Equipment Bay, VEB), welche als Teil der Oberstufe Elektronik und Bordcomputer der Rakete beherbergt, ausgestattet, sowie mit Feststoffboostern, deren Segmente mit einem neuen Verfahren auch unter Zuhilfenahme von Verschweißung verbunden waren, ausgerüstet. Die sukzessive Weiterentwicklung einzelner Raketenkomponeten und ihrer Herstellungstechnik erfolgt unter anderem im Hinblick auf die Senkung der Produktionskosten eines einzelnen Trägers, und führt bei Gewichtsersparnissen zu einer gesteigerten möglichen Maximalnutzlast. Eine sich so ergebende Reduzierung der Startmasse des Trägers von rund 3.800 Kilogramm kann die mögliche Nutzlast in einen Geotransferorbit um etwa 150 Kilogramm erhöhen. Bei der Mission V-190 wurde bei einer Startmasse von rund 780 Tonnen eine Gesamtnutzlast von 7.654 Kilogramm transportiert, von denen lt. Arianespace 6.543 Kilogramm auf die beiden Satelliten entfielen.

Die Objekte, die nach dem Start Umlaufbahnen um die Erde erreichten, sind wie folgt katalogisiert:

• JCSAT 12 NORAD Nr. 35755 Objekt Nr. 2009-044A
• Optus D3 NORAD Nr. 35756 Objekt Nr. 2009-044B
• Nutzlaststruktur NORAD Nr. 35757 Objekt Nr. 2009-044C
• Oberstufe NORAD Nr. 35758 Objekt Nr. 2009-044D

Raumcon:

• Ariane 5 ECA V-190 mit JCSat 12/Optus D3

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Ein Beitrag von Axel Orth. Quelle: Arianespace / Spaceflight Now. Vertont von Dominik Mayer.

22:40 Uhr: Jean-Yves Le Gall und Jean-Jacques Dordain, die Chefs von Arianespace und ESA, geben eine kurze Pressekonferenz. Dordain feiert den erfolgreichen Ariane-Start als nächsten europäischen Erfolg nach der triumphalen Landung von Huygens auf dem Titan vor kaum einem Monat.

22:35 Uhr: Auch der kleine Experimentalsatellit Sloshsat wurde genau nach Plan ausgesetzt. Applaus und sichtbare Entspannung im Kontrollraum. Die letzte Nutzlast, der Maqsat B2 verbleibt an der Rakete – damit ist das Programm fehlerfrei absolviert und der Flug ein voller Erfolg! Vom XTAR-EUR werden bereits Telemetriesignale empfangen.

22:32 Uhr: T plus 29 Minuten. Die so genannte SYLDA-Struktur wurde abgeworfen.
22:30 Uhr: T plus 27 Minuten. Die zweite Stufe hat ihre Premiere erfolgreich hinter sich gebracht. Der XTAR-EUR, ein militärisch genutzter Kommunikationssatellit und einziger kommerzieller Teil der Nutzlast, wurde bereits ausgesetzt.
22:29 Uhr: T plus 25 Minuten. 730 km Höhe, 9,28 km/s Geschwindigkeit.
22:25 Uhr: T plus 21 Minuten. Die Ariane ist jetzt im erneut ansteigenden Teil der Flugbahn in ca. 350 km Höhe.
22:20 Uhr: T plus 16 Minuten. Flugbahn und Raketenparameter sind wie geplant. Die Rakete hat jetzt ca. 8,25 km/s Geschwindigkeit und fliegt weiterhin in horizontaler Fluglage in 210 km Höhe.
22:13 Uhr: T plus 10 Minuten. Die erste Stufe hat ihren Zweck erfüllt und wurde in 210 Kilometer Höhe abgetrennt. Die neue zweite Stufe hat problemlos gezündet und setzt nun den Flug fort!
22:09 Uhr: T plus 6 Minuten. Sieht bisher nach einem Bilderbuchflug aus. Alles wartet auf die Zündung der zweiten Stufe.
22:07 Uhr: T plus 4 Minuten. Die Nutzlastverkleidung ist planmäßig abgeworfen worden, 100 km über der Erde. Auch die ausgebrannten Feststoff-Hilfsraketen wurden planmäßig abgetrennt.
22:05 Uhr: T plus 1 Minute. Die Ariane 5 ECA hat mit infernalischem Brüllen abgehoben und startet in den klaren blauen Himmel!
22:03 Uhr: Zündung!
22:02 Uhr: T minus 1 Minute… Spannung wächst!
22:00 Uhr: T minus 3 Minuten. Sieht gut aus… und es wird auch Zeit, denn in 10 Minuten endet das Startfenster.
21:54 Uhr: T minus 10 Minuten. Die Rakete wirkt überraschend „sauber“: kein Eis, wie man es sonst von den amerikanischen Starts kennt, obwohl auch hier kryogene Technik eingesetzt wird, also superkalte Treibstoffe und entsprechend hochgezüchtete Triebwerke.
21:47 Uhr: Der Countdown läuft weiter! Das Druckproblem bezog sich übrigens auf die zweite Stufe.
21:43 Uhr: Der Countdown steht weiterhin bei T minus 16 Minuten.
21:37 Uhr: Livestream ist wieder da. Der Fehler in den Bodenanlagen scheint behoben zu sein – alle Systeme grün! Countdown steht aber noch.
21:25 Uhr: Countdown steht immer noch. Das Startfenster ist jetzt noch 45 Minuten „lang“, das heißt die Startmannschaft hat noch ca. 30 Minuten Zeit, das Problem zu beheben.
21:13 Uhr: Der Countdown steht weiterhin bei T minus 16 Minuten.
21:10 Uhr: Und jetzt doch wieder „no go“ von den Bodenanlagen. Das Problem soll darin bestanden haben, dass die Treibstoff-Druckmessungen von der Rakete nicht so waren wie erwartet.
21:09 Uhr: Die Bodenanlagen scheinen wieder zu funktionieren – „go“!
21:08 Uhr: Der Livestream von Arianespace ist unterbrochen.
21:00 Uhr: Bis 22:10 Uhr MEZ erstreckt sich das Startfenster. Danach müsste der Start mindestens auf morgen verschoben werden.
20:54 Uhr: Aufgrund eines elektrischen Problems musste der Countdown angehalten und zurück gesetzt werden auf T minus 16 Minuten!
20:49 Uhr: Der Countdown wurde 1 Minute vor dem Start angehalten wegen eines Problems mit den Bodenanlagen!
20:29 Uhr: Die Rakete steht auf der Startrampe. Noch 20 Minuten bis zum Start. Bisher wurde über keine Probleme berichtet. Bis unmittelbar vor der Zündung wird der flüssige, extrem kalte Treibstoff nachgetankt, um Verdampfungsverluste auszugleichen.

Bei dem verunglückten Erstflug vor gut zwei Jahren war die neue kryogene zweite Stufe, die in Bremen konstruiert und gefertigt wird und alleine für 60% der Traglasterhöhung von 6 auf 10 Tonnen verantwortlich ist, noch gar nicht zum Zuge gekommen, da der Fehler in der ersten Stufe aufgetreten war und die Rakete gesprengt werden musste, bevor der Flug auch nur in die Nähe der Zündung der zweiten Stufe gekommen war. Dies fügt dem heutigen Start noch eine besondere Spannung hinzu: Wird die neue zweite Stufe aus Bremen heute funktionieren?

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