Nachlese zum Thaicom 6 Start

Eigentlich wollt ich keine machen, doch da ich in den Kommentaren immer noch sehe, das einige meinen, das hohe Perigäum von SES-8 wäre Zufall oder unabsichtlich gewesen, hier eine kleine Aufklärung.

Physikalisch kann es nicht durch den zweiten Boost der Oberstufe resultieren. Sie brennt dafür mit einer Minute zu kurz um merklich anzusteigen. Es muss schon bei der Parkbahn vorhanden sein, das heißt man hat hier bewusst Überschussgeschwindigkeit (es ist nicht viel: der Unterschied zwischen einer 300 x 300 km Bahn und 300 x 400 km sind gerade mal 28,7 m/s) aufgebaut. Jonathan McDowell, der alle Starts der Welt erfasst und dessen Datenbasis ich auch für Diagramme, Statistiken und Bücher neheme (das Programm dazu kann sich jeder hier herunterladen) gab die Bahn mit 300 x 400 km an.

Spaceflight Now gab die Parkbahn diesmal mit 197 x 497 km an, also noch einen Tick exzentrischer. NORAD stellte heute früh (Stand 10:00) zwei Objekte fest mit Bahndaten von:

2014-002A
Norad: 39500U
Satcat: 14002A
Inklination: 22.4563 °
Umlaufdauer: 1 d 08:23:21 h
Perigäum: 375,6 km
Apogäum: 90039,7 km

2014-002B
Norad: 39501U
Inklination: 22.4575 °
Umlaufdauer: 1 d 08:07:54 h
Perigäum: 375,9 km
Apogäum: 89492,2 km

Ich vermute wegen dem „Push“ den der Satellit durch Federn bei der Abtrennung erhält und die ihn beschleunigen, dass er das Objekt 2014-002A ist. Das Apogäum stimmt, die Inklination auch, aber das Perigäum nicht. Denn veröffentlicht wurden: 295 x 90.000 km x 22,5 Grad wieder eine Abweichung – warum?

Nun ich schreibe erst mal was es nicht ist:

Es liegt nicht an dem hohen Schub des Merlin 1d Vakuum. Die Oberstufen auf anderen Trägern sind, da diese dreistufig sind recht schubschwach, weil sie erst gezündet werden wenn die Orbitalgeschwindigkeit erreicht oder fast erreicht wird. Allerdings ist das Aufaddieren von Beschleunigungen und die Bahnberechnung nicht so komplex. Der im Jahre 1958 konstruierte erste Bordrechner der Centaur, der gerade mal einige Hundert Operationen pro Sekunde berechnen konnte stellte die Geschwindigkeit 20-mal pro Sekunde und die Bahn einmal pro Sekunde fest. Der Ariane 5 Bordcomputer mit einer Motorola 58020 (der fliegende Atari ST, MAC oder Amiga je nach Gusto) ermittelt die Bahn 40-mal pro Sekunde. Die Falcon hat noch bessere Prozessoren. Es ist unwahrscheinlich das es daran liegt. Auch der Schub kann es nicht sein, denn die Gemini Kapseln, die auch auf seo schubstraken (sogar noch höher beschleunigenden) Titanzweitstufen saßen erreichten ihne Bahnen mit Abweichungen von wenigen Kilometern. Ja wenn ich noch etwas weiter zurückgehe hatte selbst die analoge Steuerung der A-4 noch eine geringere Abweichung. Angeblich soll die Falcon 9 ja die Triebwerke der A-4 in verbesserter Form einsetzen, vielleicht auch die Steuerung?

Es ist auch kein Zufall, man hat bewusst die Parkbahn ellipsenförmig gemacht. Die Frage ist, warum man im Launchmanifest nur 295 km angibt. Nun meine persönliche Ansicht nach liegt es an der Engine-Out capability. Als SpaceX die Falcon 9 vorstellte gab sie als Nutzlast 16.000 kg für LEO an, für GTO (298 Grad) noch 5.500 kg. Als beim CRS-1 Flug ein Triebwerk ausfiel. wurde die Nutzlast der neuen Version auf 4.860 kg / 13.150 kg gesenkt, denn die Sekundärnutzlast konnte nicht mehr in den Orbit gebracht werden, auch die Dragon hatte ein um 108 km zu niedriges Perigäum. Nun muss man wenn ein Triebwerk ausfällt die Treibstoffreserve dafür vorhalten, denn die anderen Triebwerke brennen nun länger und dies erhöht die Aufstiegsverluste – die Gravitation zieht länger an der Rakete bis sie Orbitalgeschwindigkeit erreicht hat.

Entweder hat man das nicht getan und bemerkte das bei diesem Start zum ersten Mal, oder (meine Theorie) man hat die Schubasymmetrie nicht richtig durchdacht. Beim CRS-1 Flug fiel ein Triebwerk aus. Die Brennzeit der ersten Stufe verlängerte sich aber so, wie wenn zwei Triebwerke ausgefallen wären. Die einfachste Logik ist, das der Bordcomputer ein zweites Triebwerk abschaltet. wenn er die Schubassmymetrie nicht ausgleichen kann, so haben die Triebwerke nicht viel Platz zum Schwenken um den Schubvektor wieder in die Längsachse zu bringen. Dann muss man aber Treibstoffreserven für den Ausfall zweier Triebwerke vorsehen. Das hat man beim CRS-1 nicht gemacht. Offensichtlich auch nicht bei den Planungen, sonst hätte man nicht die Maximalnutzlast der Rakete um glatte 20% abgesenkt.

Was macht man nun wenn kein Triebwerk ausfällt ? Nun man kann den Überschusstreibstoff nutzen um die Bahn energetisch günstiger zu machen, z.B. indem die Parkbahn dann nicht kreisfömig, sondern elliptisch ist. Eine zweite Möglichkeit wäre es bei der zweiten Zündung die Inklination abzubauen, doch dann müsste das Computerprogramm die Stufe vorher in die richtige Richtung drehen die eine andere als vorgeben wäre. Dagegen ist es mit der elliptischen Kreisbahn relativ einfach: man muss nur dann etwas später das Triebwerk abschalten.

Als Garantie gibt man eben, dann den mit einem Ausfall erreichbaren Orbit an. Das sind die 295 km. Warum das Perigäum aber trotzdem noch so hoch ist (üblich sind 160 bis 200 km)? Ich denke es liegt auch am Ausfall. Beim CRS1 Start sollte eine 310 km hohe Kreisbahn erreicht werden, es waren aber nur 203 x 302 km. Der Schub reichte nicht aus, das Perigäum auf die nötige Höhe zu hieven. Wenn dies immer so gegeben ist, dann gibt es bei einer 200 km Kreisbahn ein kleines Problem, denn dann ist das Perigäum 100 km hoch und bevor man sich versieht ist man wieder verglüht. Also muss man um mindestens 180 km Höhe zu erreichen, das Apogäum auf mindestens 295 km Höhe legen, die zweite Stufe zündet nach 28 Minuten, das ist noch vor Durchlaufen des Apogäums und so resultiert der hohe erdnächste Punkt. Auch dieses Manöver kostet Treibstoff.

Zuletzt noch eine Performanceanalyse. Ein 375 x 90.000 km Orbit hat eine Geschwindigkeitsanforderung von 10.551,2 m/s. Bei der gewählten Inklination von 22,46 Grad hat Thaicom 5 noch 1501,8 m/s für den GTO aufzuwenden, der Orbit ist also energetisch mit Ariane 5 kompatibel. Anders sieht es für die Falcon 9 aus. Da kommt einiges zusammen:

  • Anhebung der Bahn von 185→ 375 km: 110,4 m/s
  • Anhebung des Apogäum: 35786 -> 90.000 km und Absenkung der Inklination: 28,8 → 22,46 Grad: 542,7 m/s.
  • Summe: 653,1 m/s.

Das dürfte bei einer etwa 4 t schweren Oberstufe die ja zum Satelliten hinzukommt, auch die Performance ein wenig reduzieren. So kann man eben anstatt 4,85 t gerade mal Satelliten der 3-3,5 t Klasse transportieren. Dann reduziert sich auch der Preisvorteil entsprechend. Ich habe das schon mal berechnet – wenn das der Standardorbit ist, dann wird die Falcon 9 wahrscheinlich maximal 3,3 bis 3,5 t in einen GTO transportieren, je nach Gewicht der Oberstufe.

Da hierv mal die Frage aufkam, wo man die ganzen Abweichungen nachlesen kann – nicht bei SpaceX selbst, die geben ja nicht mal den Orbit an, das hat der „most reliable Launch Serviceprovider“ (Aussage nach dem SES-8 Start) oder Betreiber des „vehicle’s second fully commercial mission in a month, “ nicht nötig. Solche Informationen findet man hier. Schade ist nur das über das Gedöns dieser Rummelfirma ein wirklich bedeutender Start untergegangen ist: der erste erfolgreiche start der vollständig in Indien gebauten GSLV, einen Tag vorher.



7 thoughts on “Nachlese zum Thaicom 6 Start

  1. Moin Bernd,

    auf den Hackers News war jedoch der GSLV Start 4 mal in den Top 20. Was mich gewundert hat, weil ansonsten die Startup Mafia des Y-Kombinats doch zu den SpaceX fans gehört.

    Mein Webseiten Link zeigt diesmal deshalb auf die NASA Seite zum GSLV, und nicht auf meine Homepage 😉

    ciao,Michael

  2. Hallo,

    „Das Apogäum stimmt, die Inklination auch, aber das Apogäum nicht“
    Stimmt oder nicht 🙂 Vielleicht perigaeum? Jedenfalls vielen Dank
    für die immer interessanten Einblicke hinter Spacex.

    MfG, mike

  3. In einer Pressemitteilung von SpaceX ist zu lesen:

    „THAICOM 6 was injected into a perfect 295 x 90,000 km geosynchronous transfer orbit at 22.5 degrees inclination, meeting 100% of mission objectives“

    http://www.spacex.com/news/2014/01/08/thaicom-6-mission-overview

    Ist das nur ein Versehen gewesen und eine schon vor dem Start vorbereitete Pressemitteilung von einem nicht sehr sachkundigen Mitarbeiter der über das variable Perigäum nicht bescheid wusste wurde nach dem Start einfach ungeprüft online gestellt oder will man die Öffentlichkeit absichtlich täuschen?

  4. Ich beziehe mich nicht auf Pressemitteilungen, sondern die von NORAD veröffentlichten Bahnelemente, wie jeder andere ernsthafte Berichterstatter. Die letzten Starts kann man online unter
    http://www.celestrak.com/NORAD/elements/tle-new.txt
    abrufen. (in einigen Wochen natrülich nicht mehr da sie dann nicht mehr aktuell sind)
    Das TLE Format ist in der wikipedia erklärt:
    http://de.wikipedia.org/wiki/Satellitenbahnelement#Das_Two_Line_Elements_Format_TLE

    Man kann das nun von Hand nachrechnen oder wie ich ein Computerprogramm nehmen. NORAD überwacht den Himmel mit Radaranlagen, eigentlich um die USA vor ICBM zu schützen. Als Nebeneffekt erfassen sie auch Satelliten und Weltraummüll.

    Ich habe heute nochmal die Daten abgeholt und tatsächlich hat sich eines der beiden Objekte geändert:
    2014-002A
    Norad: 39500U
    Satcat: 14002A
    Datum: 08.01.2014 07:45:00
    Widerstand: -0,00001365
    SGP2Widerstand: 0,0000e-0
    SGP4Widerstand: 0,000
    Ephemeridentyp: 0
    Datensatznummer: 3
    Inklination: 22.4790 °
    Rektaszension: 267.4830 °
    Exzentrizität: 0,8710499
    Argument des Perigäums: 179.9270 °
    Mittlere Anomalie: 8.2350
    Umlaufdauer: 1 d 08:27:50 h
    Umläufe: 0
    Große Halbachse: 51665,1 km
    Perigäum: 284,1 km
    Apogäum: 90289,9 km

    2014-002B
    Norad: 39501U
    Satcat: 14002B
    Datum: 09.01.2014 14:24:00
    Widerstand: -0,00000651
    SGP2Widerstand: 0,0000e-0
    SGP4Widerstand: 0,000
    Ephemeridentyp: 0
    Datensatznummer: 6
    Inklination: 22.4430 °
    Rektaszension: 267.4220 °
    Exzentrizität: 0,8684107
    Argument des Perigäums: 179.9170 °
    Mittlere Anomalie: 354.8780
    Umlaufdauer: 1 d 08:09:55 h
    Umläufe: 1
    Große Halbachse: 51347,8 km
    Perigäum: 378,7 km
    Apogäum: 89560,6 km

    Ein Objekt ist abgesunken auf 284 km, doch da dies nach dem Start erfolgte tippe ich auf die Oberstufe, auch erkennbar am viel höheren Wiederstandswert, der sie schnell abbremst. Spätestens wenn Thaikom 6 seinen Apogäumsmotor zündet wissen wir was die Oberstufe ist, das verraten Radarechos leider nicht.

  5. Ich finde es schon ein starkes Stück an Verarschung von SpaceX einfach zu sagen Zielorbit ist erreicht obwohl das faktisch nicht getan wurde.

    Wird wohl Thaicom tatsächlich das Objekt B sein so wie du schon aus den Daten nach dem Start vermutet hast. Liegt das starke absenken des Perigäums der Oberstufe nur an dem hohen Luftwiederstand bei gleichzeitig wenig Gewicht oder könnte die Oberstufe nochmal abgebremst haben um schneller zu deorbitieren, z.B. durch ablassen von Resttreibstoff?

  6. Kann an beidem liegen. man muss auch sehen, das bei Objekt A noch die Bahn vom 8.1, bei Objekt B die vom 9.1. Ich warte mal auf die Bestätigung durch Jonathan McDowell, der wohl einzige der alle Objekte katalogisiert mit Bahndaten, dass Thaikom Objekt B ist. Das hohe Perigäum haben aber auch schon andere in einschlägigen Foren bemerkt.

    SpaceX baut eben darauf, dass die Leute nicht nachprüfen. Beim nächsten SpaceX Webcast solltest Du auch mal auf die Uhr schauen und die eingeblendete Zeit vergleichen – bei SES-8 lief die Uhr von SpaceX 35 s zeitversetzt ….

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