Ein Beitrag von Axel Nantes. Quelle: JAXA, NHK, Raumfahrer.net, The Japan Times.

Das IGS-Programm …
… verfügt seit 2003 über Satelliten zur Informationsgewinnung im Weltraum. Die Bezeichnung der Satelliten folgt ihren Aufgaben: IGS steht für Information Gathering Satellite, die Ergänzung Optical oder Radar weist auf die konkrete Ausrüstung eines Raumfahrzeugs der Serie hin.

Anfangs erfolgte der Einsatz der Raumfahrzeuge des IGS so, dass jeweils ein mit optischen Bilderfassungssystemen und ein mit einer Radaranlage ausgerüsteter Satellit hintereinander Stellen von Interesse am Erdboden untersuchten. Seit Anfang 2013 nutzt man je zwei Satelliten mit optischen Bilderfassungssystemen und mit Radaranlagen zusammen in einer Konstellation, die es ermöglicht, jeden Punkt am Erdboden mindestens ein mal pro Tag abzutasten.

Im All befinden sich nach Angaben der japanischen Fernsehgesellschaft NHK jetzt vier Radarsatelliten und drei mit optischen Bilderfassungssystemen. The Japan Times meldete, Japan verfüge jetzt über jeweils drei kontrollierte Satelliten beider Bauarten. Jeweils ein Satellit beider Bauarten diene als Backup. Der jetzt gestartete Radarsatellit sei als Nachfolger eines der Satelliten – vermutlich aus einem Start von 2011 – vorgesehen.

Die Erde umkreisen die Satelliten des IGS auf annähernd polaren, rund 98 Grad gegen den Erdäquator geneigten Umlaufbahnen in Höhen zwischen 480 und 500 Kilometern. Betrieben werden sie im Auftrag des japanischen Kabinetts von dessen Zentrum für Satellitenaufklärung. Der Nutzen des Systems liegt japanischen Angaben zufolge insbesondere in der Erkennung möglicher Gefahren, die in den Nachbarstaaten Japans entstehen.

Neben der Aufklärung möglicherweise bedenklicher Aktivitäten in den Nachbarstaaten, wie zum Beispiel der Vorbereitung von Starts militärischer Raketen, wird eine Nutzung des Satellitensystems auch für zivile Zwecke behauptet. Unter anderem soll das System japanische Hilfskräfte in humanitärem Einsatz bei der Bewältigung von großen Unfällen und Naturkatastrophen unterstützen können.

Die Bodenauflösung der Radarsatelliten, die auch bei Bewölkung den Boden abtasten können, liegt nach Angaben aus Japan vermutlich im Bereich eines Meters. Schärfere Bilder erfassen können die Satelliten mit optischen Bilderfassungssystemen, sie sind allerdings auf geeignete Wetterbedingungen am zu beobachtenden Ort angewiesen. Hersteller bzw. Hauptauftragnehmer für den Bau der Satelliten ist die japanische Mitsubishi Electric Corporation (MELCO).

Der Start von IGS Radar 5 …
… erfolgte auf einer von Mitsubishi Heavy Industries (MHI) gebauten Rakete vom Typ H-IIA. Der in der Version 202 eingesetzte Raumfahrtträger war seiner Versionsbezeichnung entsprechend mit zwei seitlich an der Zentralstufe montierten Feststoffbooster vom Typ SRB-A ausgerüstet.

Zuletzt geplant war der Start am 16. März 2017 zwischen 1:00 und 3:00 Uhr Weltzeit. Wegen einer wetterbedingten Verschiebung um circa 24 Stunden ist die Rakete am 17. März 2017 um exakt 1:20 Uhr Weltzeit (2:20 Uhr MEZ) am Anfang eines rund 14 Minuten umfassenden Startfensters von der Rampe Nummer 1 des Yoshinobu-Startkomplexes (YLP-1) an der Südküste der japanischen Insel Tanegashima abgehoben.

Konkrete Daten zum Ablauf des Fluges der H-IIA mit der Flugnummer F33 machten japanische Stellen nicht. Es ist jedoch davon auszugehen, dass die beim Abheben gezündeten Feststoffbooster der Anfangs rund 53 Meter hohen Rakete nach rund einer Minute und 48 Sekunden Flug abgeworfen wurden. Anschließend muss das flüssigen Wasserstoff mit flüssigem Sauerstoff verbrennende Haupttriebwerk vom Typ LE-7A am Heck der ersten Stufe, das vor dem Abheben gezündet worden war, alleine für den weiteren Gewinn an Geschwindigkeit und Flughöhe gesorgt haben.

Rund vier Minuten nach dem Abheben dürfte die Nutzlastverkleidung abgetrennt worden sein, nach rund sechseinhalb Flugminuten schließlich auch die erste Stufe der Rakete. Danach begann die zweite Stufe mit einem Triebwerk des Typs LE-5B, das ebenfalls flüssigen Wasserstoff mit flüssigem Sauerstoff verbrannte, mit ihrer Arbeit.

Vermutlich rund 20 Minuten nach dem Abheben wurde IGS Radar 5 dann von der zweiten Stufe nach einer einzigen Brennphase auf einer Erdumlaufbahn ausgesetzt. Nach Angaben der japanischen Agentur für Luft- und Raumfahrtforschung (Japan Aerospace Exploration Agency, JAXA) verlief der Flug der Rakete wie geplant, die korrekte Abtrennung des IGS Radar 5 sei bestätigt worden.

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• IGS Radar 5 auf H-IIA 202 F33 von Tanegashima

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Autor: Thomas Weyrauch. Quelle: Airbus Defence and Space, MHI, Telesat.

Um 7:50 Uhr MEZ am 24. November 2015 (um 15:50 Uhr japanischer Zeit) startete eine H-IIA-Rakete vom japanischen Raumfahrtzentrum Tanegashima, um den Kommunikationssatelliten Telstar 12 VANTAGE in den Weltraum zu befördern. Das Raumfahrzeug für den kanadischen Kommunikationssatellitenbetreiber Telesat wurde nach einer Flugzeit von rund vier Stunden und 27 Minuten erfolgreich im All ausgesetzt.

Bei der 29. Mission einer H-IIA-Rakete kam die Version 204 zu Einsatz. Diese Version zeichnet sich durch vier seitlich montierte Feststoffbooster vom Typ SRB-A3 aus. Verbesserungen der Rakete erfolgten insbesondere im Bereich der zweiten Stufe, die jetzt für drei Brennphasen vor dem Nutzlast-Absetzen geeignet ist.

Der Flug der Rakete begann von der Rampe Nummer 1 des Yoshinobu-Startkomplexes (YLP-1) an der Südküste der japanischen Insel Tanegashima im ersten Viertel des eine Stunde und 44 Minuten langen Startfensters (7:23 – 9:07 Uhr MEZ). Vor Ort herrschte zum Zeitpunkt des Starts eine Temperatur von 22 Grad Celsius, Wind kam mit einer Geschwindigkeit von rund 31 km/h aus Richtung Nordosten.

Zuerst lief das LE-7A genannte, flüssigen Wasserstoff mit flüssigem Sauerstoff verbrennende Haupttriebwerk der ersten Stufe an. Nachdem dieses die vorgesehenen Betriebsparameter erreicht hatte, zündeten die vier jeweils mit rund 66 Tonnen HTPB (Hydroxyl-terminiertes Polybutadien) gefüllten Feststoffbooster und die von Mitsubishi Heavy Industries (MHI) gebaute Rakete verließ die Rampe.

Der Flugverlauf gestaltete sich laut MHI wie geplant. Rund 116 Sekunden nach dem Abheben waren die Feststoffbooster ausgebrannt und wurden jeweils in Paaren rund 11 und 14 Sekunden später abgeworfen. Der Abwurf der Nutzlastverkleidung an der Spitze der Rakete folgte rund drei Minuten und 25 Sekunden nach dem Abheben.

Nach rund sechs Minuten und 40 Sekunden Flug hatte die erste Stufe ihre Arbeit erledigt und wurde rund acht Sekunden später abgetrennt. Sechs weitere Sekunden später zündete das 137 kN starke LE-5B genannte, ebenfalls flüssigen Wasserstoff mit flüssigem Sauerstoff verbrennende Haupttriebwerk der zweiten, verbesserten Stufe der Rakete.

Vier Minuten und 11 Sekunden arbeitete des Haupttriebwerk der zweiten Stufe, bis sein erster Brennschluss erreicht war. Es folgte eine Freiflugphase mit einer Dauer von 11 Minuten und 39 Sekunden, während derer die erstmals weiß gestrichene Stufe langsam rollte – Farbgebung und Rotation dienten der Temperaturkontrolle.

Vor der neuerlichen Zündung der zweiten Stufe wurde im Gegensatz zu früheren Missionen, bei denen ausschließlich separate Hydrazin nutzende Lageregelungstriebwerke eingesetzt wurden, Oxidator verdampft und abgegeben, um mit einem leichten Vorwärts-Schub die Betriebsstoffe an den jeweiligen Tankböden zu konzentrieren.

Die zweite Brennphase der zweiten Stufe begann dann 22 Minuten und 46 Sekunden nach dem Abheben und endete nicht ganz vier Minuten später. Eine fast vier Stunden dauernde Freiflugphase schloss sich an, während der die Versorgung der Stufe mit elektrischer Energie weiter durch einen neu entwickelten Lithiumionen-Akkumulatorensatz erfolgte.

Zur dritten und letzten Brennphase vor dem Aussetzen der Nutzlast zündete die zweite Stufe vier Stunden, 22 Minuten und 45 Sekunden nach dem Abheben. Das Triebwerk der Stufe war dabei erstmals auf einem separat einstellbaren niedrigerem Schubniveau von circa 60 Prozent betreibbar – also drosselbar (auf 82 kN), was einer erhöhten Genauigkeit beim Orbiteinschuss dienlich sein sollte. 46 Sekunden später war die dritte Brennphase beendet.

Vier Stunden, 26 Minuten und 56 Sekunden nach dem Abheben erfolgte dann das Aussetzen von Telstar 12 VANTAGE, den Airbus Defence and Space für Telesat nach einem Auftrag aus dem Jahr 2013 gebaut hatte, im Empfangsbereich der Bodenstation Santiago. Erreicht wurde ein geosynchroner Transferorbit (GTO), von dem aus der Satellit den Weg in den Geostationären Orbit (GEO) eigenständig bewerkstelligen muss.

Das Perigäum, also der der Erde nächstliegende Bahnpunkt, des Orbits des Satelliten nach dem Aussetzen, lag bei rund 3.140 Kilometern über der Erde. Das Apogäum, der am weitesten von der Erde entfernte Bahnpunkt, lag bei 35.637 Kilometern über der Erde. Die verbliebene Bahnneigung gegen den Erdäquator betrug 19,2 Grad.

Telstar 12 VANTAGE basiert auf der Satellitenplattform Eurostar E3000 und besaß eine Startmasse im Bereich von 4.900 Kilogramm. Der Satellit wird von seinem Betreiber mit Sitz im kanadischen Ottawa insbesondere zur Bereitstellung von Breitbanddatendiensten eingesetzt werden.

Telesats neuer Satellit soll im GEO eine Position bei 15 Grad West beziehen, um von dort Empfänger in Nord- und Südamerika, in Europa, dem Mittleren Osten und in Afrika zu versorgen. Dafür ist er mit einer Kommunikationsnutzlast im Äquivalent zu 52 K_u-Band-Transpondern mit einer Bandbreite von jeweils 36 MHz ausgerüstet.

Die vorgesehene Standzeit des dreiachsstabilisierten, mit Lithium-Ionen-Akkumulatorensätzen ausgestatteten Satelliten im Orbit beträgt mindestens 15 Jahre. Mit elektrischer Energie versorgt werden Kommunikationsnutzlast und raumflugtechnische Systeme von zwei Solarzellenauslegern. Von den Auslegern mit Gallium-Arsenid-Zellen erwartet man am Ende der Auslegungsbetriebsdauer die Bereitstellung von immer noch 11 Kilowatt elektrischer Leistung.

Telstar 12 VANTAGE besitzt einen mit Monomethylhydrazin (MMH) und einer Mischung von Stickstoffoxiden (MON-3, Stickstofftetroxid mit 3% Stickstoffmonooxid) betriebenen Apogäumsmotor. Für die Lageregelung sowie das Halten oder Verändern der Position des Satelliten besitzt er außerdem 14 10-Newton-starke, MMH und MON-3 verwendende, Zweistofftriebwerke des Typs S10-21 von Airbus Defence and Space.

Der neue Satellit ist als Nachfolger und Erweiterung von Telstar 12 gedacht. Letzterer wurde mit 38 K_u-Band-Transpondern ausgestattet und kreist nach Start auf einer Ariane 4 (Flug V122, verwendete Raketenversion 44LP) seit dem 19. Oktober 1999 um die Erde.

Vor Telstar 12 VANTAGE besorgten z.B. Arianespace, International Launch Services (ILS) und Landlaunch den Transport von Satelliten für Telesat in den Weltraum. Der jetzt erfolgte Start war die erste jemals geflogene kommerzielle Mission einer Rakete des japanischen Typs H-IIA mit einem kommerziellen Kommunikationssatelliten an Bord.

Telstar 12 VANTAGE alias Telstar 12V ist katalogisiert mit der NORAD-Nr. 41.036 und als COSPAR-Objekt 2015-068A. Die zweite Stufe der H-IIA ist katalogisiert mit der NORAD-Nr. 41.037 und als COSPAR-Objekt 2015-068B.

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• Telstar 12 Vantage auf H2A (204) F29

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Ein Beitrag von Günther Glatzel. Quelle: JAXA, NASA, Raumcon.

An Bord befinden sich ca. 4,6 Tonnen Fracht in Form von Experimenten, Nahrungsmitteln, Gebrauchsgegenständen und Bekleidung. Das zylindrische Raumschiff soll am Freitag in die Nähe der Raumstation navigieren, etwa 10 Meter unterhalb des Bugs Station halten und dann mittels eines computerunterstützten Manipulatorarms durch ein Mitglied der ISS-Expedition 32 am Modul Harmony angekoppelt werden.

Ein Teil der Fracht ist in einem nicht unter Druck stehenden Bereich des Raumschiffes untergebracht. Dabei handelt es sich zum einen um eine japanische Einheit zur gemeinsamen Betreuung verschiedener Experimente (MCE), zum anderen einen Gerätekomplex zur Durchführung von Kommunikationsexperimenten in verschiedenen Funkbändern, die von der NASA bereitgestellt und genutzt wird.

Das Space Communication and Navigation Testbed (SCaN) verfügt über drei Software-programmierbare Funkgeräte und zugehörige Antennen im S-, L- und K_a-Band. Entwickelt wurde SCaN unter Leitung des Glenn Research Centers der NASA, Zulieferer waren General Dynamics, die Harris Corporation und das Jet Propulsion Laboratory (alle USA). Mit der an der Gitterstruktur anzubringenden Apparatur will man verschiedene Funkkonfigurationen, die per Software gesteuert werden, testen. Die Programmierung kann dabei sowohl durch beauftragte Firmen als auch durch freiwillig eingesandte Lösungen, etwa von Teams aus Hochschulen oder der Industrie, erfolgen.
Mit an Bord ist auch eine Starteinrichtung für Kleinsatelliten sowie 5 sogenannte Cubesats, die während der Mission des japanischen Raumfahrers Akihiko Hoshide gestartet werden sollen. Dazu verwendet man die Schleuse im Kibo-Modul. Die Nutzlasten werden einzeln aus der Station gebracht, mit dem japanischen Manipulatorarm in Position gebracht und anschließend losgelassen. Bei den Satelliten handelt es sich um Raiko, FITSat 1, We Wish, F-1 und TechEduSat.

Raiko ist quaderförmig mit kleinen Solarzellenpaneelen, wurde von den Universitäten Wakayama und Tohoku entwickelt und soll mehrere Aufgaben übernehmen. Zum einen sollen Bilder der Erde über eine Kamera mit Fischaugenlinse gemacht werden. Außerdem wird durch ihn die Messung der Relativgeschwindigkeit gegenüber der ISS ermöglicht. An Bord gibt es einen experimentellen Sternsensor, eine entfaltbare Membran zum beschleunigten Abstieg aus der Umlaufbahn, Bahnvermessung über Dopplereffekt sowie Hochgeschwindigkeitsdatenübertragung im K_u-Band-Bereich.
We Wish ist ein würfelförmiger Minisatellit mit einer Kantenlänge von knapp 10 cm und einer Masse von etwa 1 kg. Er wurde von Meisei Electric gebaut und dient der Ausbildung. Außerdem wird eine schmalbandige Infrarotkamera erprobt. FITSat ähnelt We Wish, stammt aber vom Fukuoka Institute of Technology und dient der Erprobung optischer Kommunikationseinrichtungen mittels leistungsfähiger Leuchtdioden.

F-1 (1 kg) stammt von der FPT-Universität Hanoi (Vietnam) und umfasst eine einfache Kamera, ein 3-Achsen-Magnetometer sowie verschiedene Temperatursensoren. Die Lageregelung soll über Magnetfelder erfolgen. Der fünfte Cubesat im Bunde, TechEduSat (1 kg) ist ein Gemeinschaftsprojekt zwischen der San Jose State University (USA), ÅAC Microtec (Schweden) und dem NASA Ames Research Institute (USA). Dabei steht ein Kommunikationsexperiment über Iridium- bzw. Orbcom-Satelliten im Mittelpunkt. Der Satellit soll direkt mit diesen Telefonnetzen Kontakt aufnehmen und so Informationen zwischen Orbit und Erde ermöglichen.

Ebenfalls an Bord von HTV 3 sind zwei Datenrekorder, die während des Wiedereintritts des Raumschiffes Daten aufzeichnen sollen. Aus den USA kommt ein ReEntry Breakup Recorder, der bereits bei einer vorherigen Mission getestet wurde. Japan stellt den i-Ball, der sogar mit einer Kamera ausgerüstet ist.

Zur wissenschaftlichen Ausrüstung der ISS gehört nach dem Entladen auch ein Aquarium zur Untersuchung der Langzeitauswirkungen der Schwerelosigkeit auf Muskel- und Knochensubstanz bei Fischen (Aquatic Habitat). Es kann automatisch die Versorgung der Fische übernehmen und verfügt über integrierte Sensoren zur Auszeichnung der wichtigsten Parameter.

Im Rahmen von Youtube Spacelab wurden im März zwei Sieger benannt, deren Experimente nun zur Internationalen Raumstation transportiert werden. Dabei handelt es sich zum einen um eine Untersuchung, wie sich die Fähigkeit von Bakterien zur Bekämpfung von Pilzwachstum in der Schwerelosigkeit verändert, zum anderen wird die Anpassung einer Zebraspinne an die Schwerelosigkeit erforscht.

14 Minuten und 53 Sekunden nach dem Start wurde das erfolgreiche Aussetzen von Kounotori 3 auf der vorläufigen Bahn bestätigt. Die Ankopplung soll nach mehreren Korrektur- und Bahnanhebungsmanövern am kommenden Freitag erfolgen.

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• HTV-3-Mission

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Autor: Daniel Maurat.

Geschichte

Am Ende der 1960er Jahre begann man in Japan, selber Nutzlastkapazitäten zu entwickeln, um unabhängig von anderen Raumfahrtnationen, so etwa der USA oder der UdSSR, zu sein und auch die eigene technische Überlegenheit gegenüber anderen asiatischen Staaten, vor allem gegenüber China, demonstrieren. Während eine der japanischen Raumfahrtagenturen, die ISAS (Institute of Space and Astronautical Science), dabei auf die in Japan entwickelten Feststoffraketen vom Typ Lambda und My setzte, verfolgte eine andere japanische Raumfahrtagentur, die NASDA (National Space Development Agency), eine ganz andere Strategie: um schnell von japanischem Boden Satelliten in den Weltraum und vor allem kommerziell in den geostationären Orbit (GEO) zu bringen, wolle die NASDA dafür nicht selber Großraketen mit flüssigen Treibstoffen als Antrieb, sondern einfach Trägerraketen aus den USA in Lizens nachbauen. Dazu unterschrieb die NASDA 1969 einen Lizensvertrag mit der US-Firma McDonnell Douglas, um die Delta L, welche in diesem Jahr ihren Erststart hatte, nachbauen zu dürfen. Die Produktion sollte dabei von Mitsubishi Heavy Industries übernommen werden.

Für die neue Rakete, wleche den Namen NASDA Launch Vehicle 1, also NLV-1 oder N-1 (nicht zu verwechseln mit der russischen Mondrakete N1, deren Existenz aber erst nach dem Ende des Kalten Kriegs publik wurde), beschloss die NASDA, ein neues Startzentrum zu bauen, um so von der ISAS und ihrem Startzentrum Kagoshima unabhängig zu sein. Man entschied sich dabei für den südlichen Teil der Insel Tanegashima südlich vor der japanischen Insel Kyshu, einer der vier Hauptinseln der japanischen Inselgruppe. Für die N-1 wurde auch ein neuer Startkomplex gebaut, der Launch Complex Osaki, auch LA-N genannt. Diese glich den Startkomplexen LC-17 in Cape Canaveral oder SLC-2W in Vandenberg.

Technik

Die N-1 verfügt über drei Stufen sowie über Startbooster:

• Die Booster vom Typ Castor 2 wurden 1 zu 1 von der Delta L übernommen. Wie beim amerikanischen Original nutzte die N-1 drei dieser Feststoffmotoren als Antrieb. Ein Booster an sich war 7,57 m lang, hatte einen Durchmesser von 79 cm und wog voll betankt 4,47 t. Das Thiokol TX-354-5-Feststofftriebwerk, welches bei Nissan produziert wurde, lieferte einen Schub von 157 kN bei einer Brenndauer von 40 Sekunden. Als Treibstoff nutzte man den Festtreibstoff HTPB.

• Die erste Stufe vom Typ LTTA Thor war auch eine Kopie der amerikanischen Stufe. Sie wurde zur Startunterstützung mit drei Castor 2-Boostern ausgerüstet. Die von Mitsubishi Heavy Indutries produzierte Stufe war 21,43 m lang, hatte einen Durchmesser von 2,44 m und wog voll betankt 70,35 t, 20 t mehr als noch ihre Vorgängerinnen. Ein Rocketdyne MB-3-3-Triebwerk, welches lizensiert bei Ishikawajima produziert wurde, lieferte einen Schub von 765 kN (auf Meereshöhe) und brannte 215 Sekunden lang. Als Treibstoff nutze man RP-1, als Oxidator LOX.
• Die Zweitstufe vom Typ Delta-E war wieder ein Lizensprodukt aus den USA. Die von Mitsubishi Heavy Industries produzierte Stufe war 7,45 m lang, hatte einen Durchmesser von 0,84 m und wog voll betankt 2,693 t. Das einzelne Aerojet AJ10-118D-Triebwerk, welches bei Mitsubishi gebaut wurde, lieferte einen Schub von 33,7 kN bei einer Brenndauer von 170 Sekunden. Als Treibstoff nutze man UDMH, als Oxidator IRFNA.
• Die Drittstufe vom Typ Star 37N war kein Bestandteil der Delta L. Diese nutzte die Altair 3 dafür. Die von Nissan produzierte Stufe hatte eine Länge von 1,48 m, hatte eine Länge von 0,93 m und hatte voll betankt einen Gewicht von 800 kg. Das Triebwerk vom Typ Thiokol TEM-364-14 hatte einen Schub von 38,7 kN bei einer Brenndauer von 290 Sekunden. Als Treibstoff nutzte man den bewähren Festtreibstoff HTPB.

Starts

Die N-1 startete zwischen 1975 und 1982 insgesamt sieben Mal, wobei eine Mission fehlschlug. Dabei fand der Erststart zwei Jahre nach dem letzten Start einer Delta L statt, was den technischen Rückstatt dieser Rakete verdeutlichte. Als Nutzlasten wurden vor allem Technologiesatelliten gestartet, welche vor allem zu Kommunikationszwecken genutzt wurden.

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Der Beitrag N-1 erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: 373news.com, asahi.com, JAXA, NHK, Raumfahrer.net, sacj.org.

Der Start erfolgte am 12. Dezember 2011 um 2:21 Uhr MEZ bei milden Temperaturen um die 14 Grad Celsius und Windgeschwindigkeiten um 3,7 m/s aus nördlicher Richtung von der Startrampe 1 des Yoshinobu-Startkomplexes (YLP-1) an der Südküste der japanischen Insel Tanegashima. Die beim Start rund 285 Tonnen schwere H-IIA-Rakete von Mitsubishi Heavy Industries (MHI) setzte den von Mitsubishi Electric (MELCO) gebauten Satelliten mit der Bezeichnung IGS 7 nach rund zwanzig Minuten Flug im Weltraum ab. Das Raumfahrzeug kreist nun zwischen 487 und 490 Kilometern über der Erde auf einer um rund 97,7 Grad gegen den Äquator geneigten Bahn.

Es war der zwanzigste Flug einer H-IIA-Rakete, der vierzehnte erfolgreiche dieses Raketentyps hintereinander, und der dritte Flug, bei dem ein Radarsatellit aus der Reihe der IGS-Raumfahrzeuge ins All transportiert wurde. IGS steht für Information Gathering Satellite, übersetzt: Satellit zum Sammeln von Informationen. Die Raumfahrzeuge, auf japanisch als joho shushu eisei bezeichnet, gibt es in Ausführungen mit optischen Bilderfassungsystemen und als Radarsatelliten.

Im Regelbetrieb sollen jeweils ein optischer und ein Radaraufklärer auf gleicher Umlaufbahn hintereinanderfliegend Gebiete anderer Staaten, wo für Japan möglicherweise gefährliche Aktivitäten stattfinden könnten, wie zum Beispiel Nordkorea, überfliegen, um Informationen über die jeweilige Situation zu erfassen und weiterzuleiten. Neben der militärischen Nutzung wie der Feststellung gegnerischer Raketenstarts sollen die Satelliten auch für die zivile Fernerkundung eingesetzt werden. Sie bewegen sich auf annähernd polaren Umlaufbahnen in Höhen zwischen 480 und 500 Kilometern über der Erdoberfläche.

Das erste Satellitenpaar aus IGS 1A und IGS 1B war am 28. März 2003 in den Weltraum gelangt. Im selben Jahr, am 29. November, ging ein zusätzliches Satellitenpaar aus IGS 2A und IGS 2B bei der fehlgeschlagenen Mission der H-IIA mit der Flugnummer F6 verloren, weil sich ein ausgebrannter Feststoffbooster nicht wie vorgesehen von der Rakete löste. Die Rakete kam dadurch soweit von der vorgesehenen Flugbahn ab, dass sie zerstört werden musste. Die Düse des von Nissan gebauten Boosters war durchgebrannt, und eine für die Boostertrennung benötigte Einrichtung beschädigt worden. Am 11. September 2006 gelang der Start des optischen Aufklärungssatelliten IGS 3A, und am 24. Februar 2007 konnten IGS 4A und IGS 4B ins All gebracht werden. IGS 5, ein optischer Aufklärungssatellit mit einem verbesserten Bilderfassungssystem, erreichte am 28. November 2009 eine Umlaufbahn um die Erde, ein weiterer solcher am 22. September 2011.

Gelingt die Inbetriebnahme des neuen Satelliten wie geplant, steht dem japanischen Militär wieder ein Radaraufklärer im All zur Verfügung. Die zwei Vorgängersatelliten mit Radaranlagen an Bord waren beide wegen Problemen mit ihren Stromversorgungsanlagen ausgefallen, zuletzt der im Jahr 2007 gestartete Radarsatellit IGS 4A im August 2010 (raumfahrer.net berichtete). Verläuft alles nach Plan, wird IGS 7 in etwa einem halben Jahr regelmäßig Bilder in einer Auflösung im Bereich von einem Meter liefern. Für Entwicklung und Bau des Satelliten gab der Japanische Staat rund 39.800.000.000 Yen aus, für den Start noch einmal 10.300.000.000 Yen.

IGS 7, auch IGS Radar 3 genannt, ist katalogisiert als COSPAR-Objekt 2011-075A.

Raumcon:

• IGS auf HII-A F20

Der Beitrag Japanischer Radaraufklärer gestartet erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: Space News. Vertont von Peter Rittinger.

Verschiedene Einrichtungen in Japan erlitten unterschiedliche Beschädigungen, Infrastruktur wurde zerstört und einige Stellen sehr hart getroffen, sagte Morse auf einer Konferenz am 7. April 2011.

Astro-H wäre der sechste Satellit in einer Serie von Raumfahrzeugen der japanischen Agentur für Luft- und Raumfahrtforschung JAXA für astronomische Beobachtungen und soll unter anderem ein für weiche Röntgenstrahlung empfindliches, von der NASA beigesteuertes Instrument tragen. Das SXS für Soft X-ray Spectrometer genannte Teleskop kostet rund 44 Millionen US-Dollar und ist eine Entwicklung des Goddard-Zentrums für Weltraumflug (GSFC) in Greenbelt, Maryland.

Ursprünglich war vorgesehen, dass Astro-H im Jahr 2013 auf einer H-2A-Rakete vom Weltraumzentrum Tanegashima aus ins All gebracht werden würde. Jetzt geht man laut Morse von einem Start Anfang 2014 aus. Ende Juni 2011 soll der sogenannte critical design review für das SXS erfolgen, bei dem die endgültige Konfiguration des Instruments festgelegt wird.

Wenn das voraussichtlich rund 2,4 Tonnen schwere Raumfahrzeug mit SXS und weiteren Beobachtungsinstrumenten erst einmal in etwa 550 Kilometern Höhe um die Erde kreist, wird es Wissenschaftlern eine neue Durchmusterung des Himmels im Bereich der weichen und harten Röntgen- sowie der weichen Gammastrahlung ermöglichen.

Der Beitrag Erdbeben behindert Arbeiten an Astro-H erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Autor: Daniel Maurat.

Die H-IIB (auch H-IIB 304) ist die bisher stärkste Trägerrakete, die überhaupt in Japan gebaut wurde. Die Hauptnutzlast ist das japanische HTV, ein Versorgungsraumschiff zur Versorgung der Internationalen Raumstation ISS. Aber es können auch Satelliten, wie bei der europäischen Ariane 5, mit einem Doppelstart in einen Geotransferorbit (GTO). Als Startplatz nutzt man die Startrampe LA-Y der Osaki Range in Tanegashima Space Center. auf der Insel Tanegashima südlich der Küste der japanischen Insel Kyushu, einer der vier Hauptinseln Japans.

Entwicklung

Die Entwicklung der H-IIB begann, nachdem die damalige japanische Weltraumorganisation NASDA (heute JAXA) beschloss, das HTV (H-II Transfer Vehicle) zu bauen. Um das 16t schwere Raumschiff zu starten, brauchte man einen geeigneten Träger. Man entschied sich für die H-II, dem modernsten japanischen Träger. Nachdem aber diese nur ein mäßiger Erfolg bei extrem hohen Startkosten (150 Mio Dollar im Gegensatz zu 120 Mio Dollar bei der Ariane 5), hervorgerufen durch die komplizierte Bauweise, überarbeitete man die H-II. Daraus entstand die H-IIA, die wesentlich einfacher in der Produktion und günstiger ist als die alte H-II. Die H-IIA hat aber nicht genügend Nutzlast, um das HTV zu starten. Deshalb entwickelte man die H-IIB, die eine H-IIA mit größerer Erststufe ist. Die Entwicklung wird durch die Firma Mitsubishi Heavy Industries durchgeführt, die die meisten der japanischen Flüssigträgerraketen entwickelt hat, unter anderem auch die H-II und die H-IIA.

Die Kennzeichnung wurde von der H-IIA übernommen. Die Kennnummer 304 steht für die neue Erststufe (die erste Ziffer) und für die Anzahl der Booster (die dritte Ziffer)

Technik

Die H-IIB ist eine zweistufige Trägerrakete, die als Triebstoff die kyrogenen LH2 (flüssiger Wasserstoff) und LOX (flüssiger Sauerstoff) benutzt. Außerdem hat sie zur Unterstützung beim Start vier Startbooster. Die Rakete ist insgesamt 57,6 Meter lang, hat einen Durchmesser von 5,2 Meter (erste Stufe) oder 4 Meter (zweite Stufe) und wiegt voll betankt 567,6t. Beim Start hat die gesamte Rakete einen Schub von 8.372 kN und kann eine Nutzlast von 15,5t auf eine erdnahen und 8t einen einen Geotransferorbit (GTO). Hier die Stufen und Booster im Detail:

• Die Booster benutzen als Treibstoff den Festtreibstoff HTPB, der auch von den meisten Feststoffstufen benutzt wird. Die Booster sind 17,20 Meter lang, haben einen Durchmesser von 2,7 Metern und wiegen leer 11,325t, während sie mit Treibstoff 86t wiegen. Sie brennen nach 115 Sekunden ab und liefern auf Meereshöhe einen Schub von 1673 kN. Aus einem Segment gebaut, werden sie auch bei der H-IIA benutzt.
• Als einziges Segment der Rakete ist die erste Stufe nicht identisch wie bei der H-IIA. Sie ist 38,20 Meter lang, hat einen Durchmesser von 5,2 Meter und wiegt leer 23,15t, mit Treibstoff schon 193t. Dabei ist sie 1 Meter länger und hat einen um 1,2 Meter größeren Durchmesserund damit ein 1,7fach höheres Volumen als die erste Stufe der H-IIA . Als Triebwerk benutzt es zwei LE-7A-Triebwerke, die mit LH2 und LOX betrieben werden. Diese haben jeweils einen Schub von 840 kN und brennen 335 Sekunden lang. Dieses Triebwerk ist eine Modifikation des Triebwerks der H-II, nur einfacher und mit weniger Teilen. Im Gegensatz dazu benutzt die H-IIA nur ein LE-7A.
• Die zweite Stufe entspricht wieder der der H-IIA, wobei sie etwas verstärkt ist, um die höhere Masse der Nutzlast zu tragen. Sie ist 9,2 Meter lang, hat einen Durchmesser von 4,07 Meter und wiegt leer 3t, mit Treibstoff 19,6t. Als Triebwerk benutzt es das LE-5B-Triebwerk, die Modifikation des Triebwerks, das schon in H-II und H-I benutzt wurde. Betrieben mit LH2 und LOX, hat es einen Schub von 136,5 kN bei einer Brenndauer von 534 Sekunden. An der Spitze der Stufe befindet sich ein Nutzlastadapter, auf dem die Nutzlast beim Start befestigt ist. Mit dieser Stufe wird die Nutzlast in den Zielorbit gebracht und dann ausgesetzt.

Technischen Daten

Starts

Die erste Mission der H-IIB war der Jungfernflug des HTV. Der Start erfolgte am 10. September 2009 um 19:01 Uhr MESZ vom Tanegashima Space Center aus statt. Nach acht Minuten hat die Rakete das HTV ausgesetzt und es konnte mit seiner eigenen Mission beginnen.

Die zweite Mission wurde am 22. Januar 2011 um 6:37 Uhr MEZ gestartet. Auch hier wurde ein HTV zur ISS gestartet werden. Der Missionsverlauf entsprach dem des ersten Starts.

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• Versorger HTV

Der Beitrag H-IIB erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Ralf Möllenbeck. Quelle: NASA, Raumfahrer.net, JAXA, SFN. Vertont von Peter Rittinger.

Das von der japanischen Raumfahrtagentur JAXA für umgerechnet 700 Millionen US-Dollar entwickelte Raumfahrzeug führte in den fünf Anflugtagen mehrere Bahnanpassungsmanöver durch. Das HTV näherte sich damit nach und nach von hinten/unten der ISS an, verweilte fünf Kilometer hinter der Station, um dann die Endannäherung zu starten. Diese brachte das zehn Meter lange und vier Meter im Durchmesser große Transportraumschiff ca. zehn Meter unterhalb des US-basierten Teils der ISS. Den Endanflug verfolgte der europäische Astronaut Paolo Nespoli in Cupola, um bei Unregelmäßigkeiten, welche das HTV nicht selbstständig korrigiert, manuell über eine Kontrollstation (Control Panel) eingreifen zu können. Catherine Coleman befand sich zu diesem Zeitpunkt ebenfalls in Cupola, um erste Einfang-Aktivitäten mit dem Stationsarm Canadarm2 zu beginnen.

Unterstützt von Paolo Nespoli konnte Catherine Coleman um 12:41 Uhr MEZ den Kontakt zwischen Canadarm2 und dem HTV 2 herstellen und das knapp 16 Tonnen schwere Transportraumschiff unterhalb des amerikanischen Standard-Verbindungsadapter, dem Common Berthing Mechanism (CBM), bewegen. Gemeinsam führten die beiden Mitglieder der Stammbesatzung 26 den Transporter an die ISS heran, die festen Verbindungen wurden mit dem Einschrauben der sechzehn CBM-Bolzen um 15:51 Uhr MEZ hergestellt. Wenig später konnte der Stationsarm vom HTV 2 gelöst und vorbereitend für die Entladearbeiten der externen Frachtpalette zu dieser bewegt werden. Heute Nacht aktivieren die Techniker der Bodenstation die Systeme im druck-beaufschlagten Frachtmodul, die ISS-Mannschaft wird morgen gegen 13:30 Uhr MEZ erstmals die Luken zum HTV 2 öffnen und die Nutzlast inspizieren.

Damit beginnen die Transferarbeiten der Fracht zur ISS. Das HTV, welches zum zweiten Mal eingesetzt wird, bringt knapp 5.300 Kilogramm Nutzlast zur Raumstation. Davon entfallen 4.000 Kilogramm auf den sogenannten Pressurized Logistics Carrier (PLC), also das durch die Besatzung zu entladende Frachtabteil. Das sind sechs Fracht-Racks (Resupply Racks = HRRs) für kleinere Versorgungsgüter, das japanische Experiment-Rack KOBAIRO und ein Mehrzweck-Nutzlast-Rack (Multi-purpose Small Payload Rack = MSPR) in dem verschiedene Experimente ausgeführt werden können. Die außenliegende Nutzlast von 1.300 Kilogramm Gewicht befindet sich einschließlich der Transportpalette (Unpressurized Logistics Carrier = ULC) im Vakuum. Darauf befestigt sind 930 kg Ersatzteile der NASA für die ISS. Diese Frachtpalette soll am 1. Februar durch den Stationsarm aus dem HTV gezogen und nach erfolgter Übergabe zum japanischen Roboterarm an der Kibo-Außenplattform temporär befestigt werden. Der Entladevorgang der Frachtpalette, unter Zuhilfenahme von Dextre, ist zwischen dem 2. und 4. Februar geplant.

Die innenliegenden Frachtanteile nach ISS-Partnern, exklusive der beiden großen Racks, teilen sich wie folgt auf, 1.293 Kilogramm ist NASA-Fracht und 1.635 Kilogramm gehören zur JAXA. Insgesamt sind es 630 kg Mannschaftsfracht, 1.626 kg Forschungsausrüstung und Zubehör, 609 kg Stationsbauteile, 49 kg Computer und deren Zubehör und 14 kg Ausrüstung für Außeneinsätze. Auf der Frachtpalette, dem ULC, sind 902 kg amerikanische Ersatzteile befestigt, 24 kg Fracht entfällt auf die kanadische Raumfahrtorganisation CSA.

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• H-IIB – HTV-2 Mission

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Ein Beitrag von Thomas Wehr und Klaus Donath. Quelle: JAXA, NASA. Vertont von Peter Rittinger.

Am 22. Januar 2011, um 06:37:57 Uhr MEZ startete die japanische Weltraumbehörde JAXA ihren Weltaumtransporter HTV 2, vom Launch Pad 2 des Tanegashima Space Center (TNSC) in Richtung ISS. Der Bilderbuchstart erfolgte bei strahlend blauem Himmel, bei 10 °C und Winden von 8,3 m/s aus Nord-West. Gute 2 Minuten und 10 Sekunden später waren die vier Feststoffraketen abgesprengt, woraufhin rund 90 Sekunden später die Nutzlastverkleidung abgeworfen werden konnte, die zu diesem Zeitpunkt ihre Aufgabe, die Nutzlast strömungsgünstig zu schützen, erfüllt hatte.

Stufentrennung und Zündung der Oberstufe erfolgten nach ca. 6 Minuten Flugzeit. Nach 15 Minuten und 5 Sekunden wurde das HTV 2 erfolgreich im Zielorbit mit einer Höhe von 200 km x 300 km und einer Bahnneigung von rund 51,6° ausgesetzt.

Ein Storch wird Liebling der Japaner
Im Spätsommer letzten Jahres betrieb die JAXA eine Kampagne, um mehr Leute für ihre Arbeit und das HTV zu begeistern. Im Rahmen dieser Kampagne wurde der Name „KOUNOTORI“, was soviel wie „Weißer Storch“ heißt, gewählt. Die Japaner verbinden mit dem Weißstorch, oder auch umgangssprachlich Klapperstorch, ähnlich wie die Europäer, das Bild eines Überbringers von wichtigen Dingen, wie z. B. ein Baby oder andere erfreuliche Dinge, so wie das HTV wichtige Ausrüstungsgegenstände, Kleidung, Versuchsanordnungen und Lebensmittel zur ISS bringt.

KOUNOTORI 2 soll die ISS am 27. Januar 2011 erreichen und gegen 20:30 Uhr MEZ soll das sogenannte „Berthing“, die komplette Verbindungsherstellung, (elektrisch, mechanisch, etc.) stattfinden. Dazu parkt das HTV rund 10 Meter von der ISS entfernt, und wird dort vom Stationsarm gegriffen, der es dann zum amerikanischen Standard-Verbindungsadapter, dem Common Berthing Mechanism (CBM), am sogenannten Nadir-Port vom Modul Harmony führt, mit dem es verbunden wird.

Allerdings darf es sich dort nicht die gesamte Zeit aufhalten. Sollte das amerikanische Shuttle, wie erhofft Ende Februar nach langer Mängelbeseitigung zur ISS starten, muss das HTV an den gegenüberliegenden Punkt den Zenit-Port des Harmony-Moduls verlagert werden. Danach muss es wieder zurück zum Nadir-Port, von dem es zur Abreise überhaupt ausgesetzt werden kann.

Weißer Storch mit neuem Outfit
Mit dem HTV 2 startete eine in einigen Punkten verbesserte Version des HTV. So wurden zum Beispiel die Leuchten, welche auf der ISS „Mangelware“ sind und vor der Abreise des HTV als Ersatzteile in die ISS gebracht werden, neu angeordnet. Sie befinden sich neuerdings an der Rückwand und nicht mehr im Innenraum, wo sie notwendigen Stauraum einschränkten. Zwei der vier Leuchten sind japanische auf Leuchtdioden, also LED-Technik, basierende Neuentwicklungen. Auf Grund des positiven Verlaufs des ersten Fluges konnte nun auf vier, von ehemals elf, Batterien verzichtet werden – eine nicht zu vernachlässigende Masseersparnis.

Das HTV hat die Möglichkeit zwei Nutzlasttypen zu transportieren – zum einen Umgebungsdruck beaufschlagte Nutzlast, aber auch Nutzlast, welche direkt dem Vakuum ausgesetzt werden soll, wie zum Beispiel Außenbord-Versuchspaletten. Zu den Nutzlasten, die im druckbeaufschlagten Bereich des HTV mitfliegen, gehört unter anderem ein Veruchsrack, in dem sich drei Öfen befinden, die auf 1.600 °C geheizt und in denen Kristalle gezüchtet werden können. Zu den drucklosen Materialien, gehört unter anderem ein Transportbehälter in dem sich ein „Flex Hose Rotary Coupler“ (FHRC) befindet, eine flexible, drehbare Schlauchverbindung, die dazu benutzt werden soll, das in der ISS benutzte Kühlmittel Ammoniak von den starren Leitungen zu den rotierenden, wärmeabstrahlenden Radiatoren am Steuerbord-Segment 1 des Trägersystems, dem S1 Truss zu leiten.

Insgesamt setzt sich die Nutzlast aus 51% Ersatzteilen, 7% Wasser (Prozesswasser), 8% Crew-Verbrauchsgüter, 10% wissenschaftliche Nutzlast und 24% Nahrung zusammen. Wozu die Baumsaat zählt, die zur Unterstützung von Schulen, aber auch werbewirksamen Aktivitäten, als weltraumreisende Nutzlast, mit der Shuttle-Mission STS 134, wieder zur Erde gebracht wird, ist nicht bekannt.

Zum Ende der HTV-2-Mission wird das HTV mit nicht mehr benötigten Materialien (Abfall) beladen. Mit Hilfe des Stationsarmes wird es nun wieder nach dem Lösen der Kopplungsverbindungen in ca. 10 Metern Entfernung von der Station ausgesetzt. Dort beginnt es seinen Abstieg, der mit einem selbstzerstörenden Wiedereintritt endet. Verglühen soll das HTV in der Erdatmosphäre über dem Pazifik, nachdem es Japan überflogen hat. Der Zeitpunkt des Abkoppelns ist noch für den 28. März 2011 angesetzt.

Allerdings ist jetzt schon eine Missionsverlängerung im Gespräch, welche bis zu 60 Tage dauern kann. Grund hierfür ist der Missionszeitplan der so verzögerten Discovery-Mission STS 133, da mit diesem Flug eine Palette, die ELC 4, angeliefert und montiert wird. Diese soll die Außenbordnutzlast des HTV aufnehmen, Gitterboxen, in welchen sich unter anderem die oben erwähnte Schlauchverbindung aber auch weitere Komponenten, wie eine Spannungsversorgungseinheit Remote Power Controller Module (RPCMs) und ein Videoverteiler, Video Distribution Unit (VDUs), befinden.

Raumcon:

• H-IIB – HTV-2-Mission
• H-IIB – HTV-1-Mission

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Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: JAXA, MHI, The Mainichi Daily News.

Der Start erfolgte am 11. September 2010 um 16:17 Uhr Orstzeit (13:17 Uhr MESZ) zu Beginn eines eine Stunde breiten Startfensters von einer Startrampe des Tanegashima Space Center in der Präfektur Kagoshima an der Südküste der japanischen Insel Tanegashima. Bei hervorragend geeignetem Wetter hob die 53 Meter hohe Rakete mit dem Navigationssatelliten unter einer Nutzlastverkleidung des Typs 4S an der Spitze ab, als Wind aus West-Süd-West mit rund 3,7 Meter pro Sekunde kam, und die Temperatur bei rund 26 Grad Celsius lag. Wegen der Notwendigkeit, ein mögliches Problem mit dem Schmiermittel in Kugellagern der Reaktionsräder von MICHIBIKI abklären zu müssen, war der 18. Start einer H-IIA um etwas mehr als einen Monat verschoben worden.

Die H-IIA-Rakete in H2A202-Konfiguration von Mitsubishi Heavy Industries (MHI) setzte den von Mitsubishi Electric (MELCO) gebauten Satelliten mit einer Startmasse von rund 4.000 Kilogramm nach 28 Minuten und 27 Sekunden Flug im Weltraum ab.

Am Boden von einer Station in Chile empfangene Telemetriedaten vom auf dem Satellitenbus DS2000 basierenden Raumfahrzeug bestätigten später das erfolgreiche Entfalten der beiden Solarzellenausleger. Sie geben dem Satelliten eine Spannweite von 25,3 Metern. Über 6,4 Kilowatt sollen die Solarzellen bereitstellen können, gemessen wurden nach Angaben der japanische Agentur für Luft- und Raumfahrtforschung (JAXA) bereits 6,7 Kilowatt. Innerhalb der ersten 10 Tage nach dem Start wird die Umlaufbahn von MICHIBIKI um die Erde mit vier Brennphasen des an Bord befindlichen Apogäumsmotors angehoben. Für den 12. September gegen 7:00 Uhr japanischer Zeit ist eine erste Zündung des Motors geplant. Verläuft alles wie geplant, befindet sich der Erdtrabant nach rund 2 Wochen schließlich auf seiner endgültigen Bahn. Deren Perigäum, der der Erde nächste Bahnpunkt, liegt bei rund 32.000 Kilometern, ihr Apogäum, der von der Erde am weitesten entfernte Bahnpunkt, bei rund 40.000 Kilometern über der Erde. Die Neigung der Bahn wird zwischen 39 und 47 Grad schwanken. Ein Erdumlauf auf dieser Bahn dauert 23 Stunden und 56 Minuten.

MICHIBIKI alias QZS 1 ist der erste einer Gruppe aus drei Satelliten, die zusammen eine QZSS für Quasi-Zenith Satellite System genannte Satellitenkonstellation bilden sollen, die über japanischem Boden rund um die Uhr Navigationssignale bereitstellen kann. Acht Stunden täglich werden MICHIBIKIs Navigationssignale in Japan zu empfangen sein. Bisher werden in Japan hauptsächlich vom US-amerikanischen Navigationssatellitensystem GPS gelieferte Navigationsdaten verwendet.

Aufgrund der vielen Berge auf Japans Inseln und der Hochhausschluchten in den japanischen Großstädten ist der Empfang von GPS-Daten nicht immer überall problemlos mit der erforderlichen Genauigkeit möglich. Die japanischen Navigationssatelliten sind daher als Ergänzung zu GPS gedacht. Für die Gebiete, in denen Navigationssignale bisher schlecht nutzbar waren, soll zukünftig eine Navigation mit einer Abweichung im Bereich eines Meters oder geringer möglich sein. Die zeitliche Verfügbarkeit von Navigationssignalen soll sich bei drei aktiven QZS auf 99,8 Prozent verbessern, ohne diese Satelliten liegt sie bei 90 Prozent.

Nach Angaben der japanischen Regierung wurden bisher rund 40 Milliarden Yen für die Entwicklung des Satelliten mit einer Auslegungsbetriebsdauer von 10 Jahren und rund 33,5 Milliarden Yen für das zugehörige Bodensegment aufgebracht. Für die Komplettierung durch QZS 2 ud QZS 3 werden weitere 70 Milliarden Yen veranschlagt, weshalb einige Offizielle der an dem Projekt beteiligten Ministerien Japans gegen einen Einsatz der beiden zusätzlichen Satelliten votieren.

MICHIBIKI alias QZS 1 ist katalogisiert mit der NORAD-Nr. 37.158 bzw. als COSPAR-Objekt 2010-045A.

Update 12. September 2010: Die erste Brennphase des Apogäumsmotors von MICHIBIKI hat stattgefunden. Um 12:02 Uhr japanischer Zeit am 12. September 2010 wurde der Motor nach den entsprechenden Kommandos, die von einer Bodenstation im australischen Perth gesendet worden waren, gezündet und brannte 67 Minuten lang. Nach Angaben der JAXA sprechen Telemetriedaten vom Satelliten dafür, dass das Manöver gelang wie geplant. Weitere vier AEF für Apogee Engine Firing genannte Brennphasen in den kommenden Tagen sind geplant. Die nächste wird voraussichtlich am 13. September 2010 erfolgen.

Update 13. September 2010: Eine zweite erfolgreiche Brennphase des Apogäumsmotors von MICHIBIKI hat stattgefunden. Sie begann um 13:26 Uhr japanischer Zeit am 13. September 2010 nach entsprechenden Kommandos, die von einer Bodenstation auf Okinawa gesendet worden waren, und dauerte 88 Minuten. Die nächste Brennphase ist für den 14. September 2010 geplant.

Update 14. September 2010: Die dritte Brennphase des Apogäumsmotors von MICHIBIKI war wiederum erfolgreich. Sie begann um 12:21 Uhr japanischer Zeit am 14. September 2010 nach entsprechenden Kommandos, die wieder von Okinawa abgesetzt worden waren, und dauerte 7 Minuten. Die nächste Brennphase ist für den 16. September 2010 geplant.

Update 16. September 2010: Die vierte Brennphase des Apogäumsmotors gelang ebenfalls. Um 6:25 Uhr japanischer Zeit am 16. September 2010 wurde der Motor nach den entsprechenden Kommandos, die wieder von einer Bodenstation im australischen Perth gesendet worden waren, gezündet und brannte rund 4 Minuten lang. Die nächste Brennphase ist für den 17. September 2010 geplant.

Update 18. September 2010: Die fünfte Brennphase des Apogäumsmotors von MICHIBIKI war wie die vorausgehenden erfolgreich. Sie begann um 20:27 Uhr japanischer Zeit am 17. September 2010 nach entsprechenden Kommandos, die von der Station Katsuura in Japan abgesetzt worden waren und dauerte rund 6 Minuten. MICHIBIKI befindet sich nach Berechnungen der JAXA nun in einem Orbit mit einem Perigäum von 32.071 Kilometern über der Erde, einem Apogäum von 38.974 Kilometern über der Erde und einer Neigung gegen den Äquator von 41 Grad. Ein Umlauf auf dieser Bahn dauert rund 23 Stunden und 43 Minuten.

Raumcon:

• H-2A No. 18 mit QZS-1 MICHIBIKI

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Ein Beitrag von Günther Glatzel. Quelle: JAXA, Raumcon. Vertont von Peter Rittinger.

IKAROS ist gemeinsam mit 3 kleinen Erdsatelliten und zwei Raumsonden am 21. Mai 2010 vom japanischen Raumfahrtzentrum Tanegashima aus ins All gestartet, Trägerrakte war eine H2-A. Ein Signal des kleinen Demonstrators für ein mit Solarzellen bestücktes Sonnensegel wurde bereits von der Usuda Deep Space Station empfangen. Demnach wird die Sonde über die Solarzellen des Zentralkörpers mit Energie versorgt und ist soweit funktionsfähig. Bei der Aktivierung weiterer Systeme will man nun mit Bedacht vorgehen.

Die Entfaltung des 173 m² großen Sonnensegels geschieht in mehreren Phasen. Zunächst rotiert die Sonde aus Stabilitätsgründen mit 5 Umdrehungen pro Minute. Diese Rate wird auf 2 herabgesetzt. Dann sollen die Startsicherungen für 4 an den Spitzen des zusammengefalteten Segels befestigte Massestücke gelöst werden. Aufgrund der Fliehkraft werden diese dann ein Stück aus dem Zentralkörper herausgezogen. Wenn sich die Bahnen der Massestücke stabilisiert haben, wird die Rotationsgeschwindigkeit des Zentralkörpers durch kleine Düsen auf maximal 20 Umdrehungen pro Minute erhöht. Ein zugehöriger Abrollmechanismus ermöglicht das kontrollierte Herausziehen des zu vier Bändern gefalteten Segels. Damit ist Phase 1 abgeschlossen.

Durch eine Verringerung der Rotationsrate auf zunächst 2 Umdrehungen pro Minute kann sich dann das aus zwei verschiedenen, etwa 8 Mikrometer starken Polyamiden bestehende Segel auf seine volle Fläche entfalten. In der Mitte bleibt ein quadratisches Loch mit 3,20 m Seitenlänge, in dem der Zentralkörper der Sonde an Drähten befestigt ist. Er trägt Steuerung, Lageregelung, den Hauptteil der Energieversorgung sowie Kommunikationsanlagen. Polyamid 2 bildet den inneren Streifen und ist 2,24 m breit. Der gesamte äußere Teil bis zu 13,56 m Seitenlänge (20 m Diagonale) besteht aus Polyamid 1 und trägt auch die Dünnfilm-Solarzellen, schaltbare Reflektoren und Staubsensoren. Die Folien haben zusammen nur eine Masse von knapp 2 Kilogramm.

Wenn das Entfalten geklappt hat, soll eine kleine Kamerasonde aus dem Zentralkörper herauskatapultiert werden, Bilder anfertigen und zur Hauptsonde übermitteln. Außerdem wird die Rotation auf eine Umdrehung pro Minute gebremst. Dies soll das Segel dauerhaft straff halten.

Eine Antriebwirkung entsteht nun, wenn von der Sonne kommende Photonen (Lichtquanten) vom Segel reflektiert werden. Erfolgt die Reflexion senkrecht, so ist die Wirkung maximal, dennoch kaum messbar. Sie beträgt im Idealfall, also hundertprozentiger Reflexion in die Einfallsrichtung, knapp 1,6 mN (Millinewton). Dies entspricht etwa dem Gewicht einer Briefmarke auf der Erde.

In der Nähe der äußeren Kante des Sonnensegels befinden sich mehrere schaltbare Dünnschicht-Reflektoren. Sie reflektieren das auftreffende Licht im Normalfall diffus, also in verschiedene Richtungen. Legt man hingegen eine Spannung an, so reflektieren sie weitgehend ideal. Schaltet man die Reflektoren auf einem Viertel für jeweils 15 Sekunden von diffus auf ideal, so wirkt hier ein geringfügig größerer Strahlungsdruck als auf den anderen Vierteln. Damit erreicht man ein gewisses Drehmoment quer zur Flugrichtung, mit dem Segel und Sonde ausgerichtet werden sollen. Allerdings sind nicht einmal 10% der Fläche mit diesen Reflektoren ausgestattet. Etwa 5% tragen Dünnfilmsolarzellen aus Silizium und können im Idealfall um 500 W elektrischer Leistung aus dem Sonnenlicht gewinnen.

Beide Technolgien sind höchst experimentell. Man betrachtet die Mission bereits als erfolgreich, wenn sich das Segel entfaltet und die Dünnfilmsolarzellen elektrische Energie liefern. Wenn auch noch die ausgeklügelte Steuerung klappt, soll das ganze eine Nummer vergrößert werden und noch in diesem Jahrzehnt eine Sonde zum Jupiter beschleunigen. Dabei könnte eventuell auch ein Lander auf einem Jupitermond abgesetzt werden. Außerdem sollen die Trojanischen Asteroiden in der Nähe des Jupiters angesteuert werden. Die auf dem Sonnensegel aufgebrachten Solarzellen könnten dann Energie für ein neues Ionenantriebssystem liefern, dass etwa dreimal effizienter sein soll, als bisher eingesetzte derartige Triebwerke.

Raumcon:

• IKAROS

Der Beitrag IKAROS mit neuartiger Steuerung erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Daniel Schiller und Markus Rösken. Quelle: JAXA.

Der 2,7 Tonnen schwere Kizuna (Winds) ist ein Kommunikationssatellit für Hochgeschwindigkeits-Internetdienstleistungen über Asien. Sein Start war Mitte Februar aufgrund von Problemen an der Rakete vorerst verschoben worden (Raumfahrer.net berichtete).

Spätestens im Juli 2008 soll er in den operationellen Betrieb übergehen und für mindestens fünf Jahre verwendet werden. Die angebotenen Internetdienste sind vor allem für Gebiete gedacht, die keine ausreichende terrestrische Infrastruktur aufweisen. Außerdem sollen Internetdienste über den Satelliten auch im Katastrophenfall bereit gestellt werden.
Wie ein Sprecher von Mitusbishi MHI ankündigte, wolle man in Zukunft mit der H-IIA auch den Vorstoß auf den internationalen Markt wagen. MHI hat bereits vor einem Monat angekündigt, die Fertigungskosten der H-IIA drastisch zu senken, um auch mit europäischen, amerikanischen und russischen Raketen konkurrieren zu können.

Bisher wurde die H-IIA-Rakete ausschließlich für die staatliche japanische Raumfahrt genutzt. Dem Sprecher zu Folge laufen bereits Verhandlungen mit Südkorea um den Start eines Kommunikationssatelliten bis Februar 2009. Die H-IIA ist nun zum achten Mal in Folge fehlerfrei gestartet, was ihre Zuverlässigkeit maßgeblich gesteigert habe, so der Sprecher. Der, im Gegensatz zum Euro, schwache Yen steuert ebenfalls dazu bei, dass die H-IIA international an Bedeutung gewinnt.

Das nächste wissenschaftliche Projekt, das von Japan aus gestartet werden soll, wird vermutlich der Greenhouse gases Observing Satellite (GOSAT) sein. Mögliche Starttermine sind noch nicht bekannt.

Verwandte Links

• Startvideo WINDS
• JAXA: WINDS
• GOSAT

Der Beitrag H-IIA – Satellit Kizuna gestartet erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Michael Stein, bearbeitet von Star-Light. Quelle: JAXA.

Rund 14 Minuten nach dem Start setzte die H-IIA das Unmanned Space Experiment Recovery System (USERS) und noch einmal etwa 15 Minuten später den Data Relay Test Satellite (DRTS) in ihre jeweiligen Umlaufbahnen aus. Der Startvorgang wie auch der Flug und das Aussetzen der beiden Satelliten verlief planmäßig und ohne Probleme.
 
Das Trägersystem H-IIA ist eine japanische Eigenentwicklung, die Nutzlasten bis zu zwei Tonnen in eine geostationäre Umlaufbahn transportieren kann. Mit diesem Modell treten die Raketenbauer der japanischen Raumfahrtagentur NASDA (= National Space Development Agency of Japan) in Konkurrenz zu etablierten Trägersystemen wie den amerikanischen Atlas– und Delta– oder den europäischen Ariane-Raketen.
 

Der Weg von der ersten, fast vollständig auf amerikanischer Technologie basierenden japanischen Rakete des Typs N-I im Jahr 1975 bis zu den rein japanischen H-II– und H-IIA-Systemen war lang und von vielen Rückschlägen geprägt – Lehrgeld, das auch andere Nationen zahlen mussten. Sukzessive ersetzten die japanischen Raketenbauer immer größere Teile der amerikanischen Raketen durch Eigenentwicklungen, bis im Jahr 1994 der erste Start einer H-II erfolgte. Seitdem gab es zwar immer wieder Fehlstarts und Misserfolge dieses Raketentyps, doch seit dem Erstflug einer H-IIA am 29. August 2001 gab es keinen echten Fehlschlag mehr.
 

Beim nun erfolgten dritten Flug einer H-IIA wurden zwei Satelliten erfolgreich ausgesetzt. Der 1,5 t schwere DRTS-Satellit wird eine geostationäre Umlaufbahn einnehmen und soll von dort aus als Relaisstation für die Datenkommunikation mit niedrig fliegenden Satelliten und Raumfahrzeugen dienen. Das Raumfahrzeug USERS besteht aus einem Service-Modul, das in der Umlaufbahn verbleibt, sowie einem Reentry-Modul, das automatisiert zur Erde zurückkehren wird. USERS soll Experimente im Bereich des Kristallwachstums unter den Bedingungen der Mikrogravitation durchführen. Weiterhin werden mit diesem in rund 500 km Höhe fliegenden Satelliten verschiedene Technologien getestet, die für den Bau zukünftiger Satelliten und Raumfahrzeuge von Bedeutung sind. Diesem Zweck dient auch das Reentry-Modul, das acht Monate nach dem Start vollautomatisch zur Erde zurückkehren und geborgen werden soll.

Der Beitrag Japanische Trägerrakete H-IIA gestartet erschien zuerst auf Raumfahrer.net.