Über den Mond zurück zur Erde

Beim Schwimmen kommen mir immer wieder gute Ideen. Ich war eigentlich beim Überlegen was ich noch an meiner Dauer-Softwarebaustelle zur Berechnung der Leistung von Trägerraketen und Bahnen machen könnte als mir beim Überlegen über die Bahnen mal einfiel, dass man einmal einen Satelliten der in einem falschen Orbit landete über den Mond in den geostationären Orbit brachte. Ich dachte mir das ist es doch wert mal genauer untersucht zu werden.

Ein „normaler“ Kommunikationssatellit durchläuft folgende Phasen wenn er in einen geostationären Orbit gebracht wird:

Eine Trägerrakete transportiert den Satelliten in einen Übergangsorbit. Dessen erdnächster Punkt ist relativ nahe an der erde (die Höhe ist von dem Aufstiegsprofil abhängig und liegt meist zwischen 170 und 600 km Höhe). Der erdfernste Punkt liegt in der Höhe des geostationären Orbits also etwa 35900 km über der Erdoberfläche.

Dort angekommen, nach einem halben Umlauf zündet der Satellit seinen Antrieb um zum einen die Bahnneigung zum Äquator abzubauen und zum anderen Geschwindigkeit aufzunehmen, so dass er die kreisförmige Bahn in 35887 km Höhe erreicht.

Typische Werte für die Geschwindigkeit sind für die erste Bahn 10228 m/s und beim zweiten ist die abhängig von der geographischen Breite. Beim Start von Kourou aus etwa 1500 m/s. Beim Start von Cape Canaveral aus etwa 1800 m/s, da dieses nördlicher liegt. Zusammen also in etwa 11730-12030 m/s.

Was würde nun geschehen wenn man den Mond benutzen würde um Geschwindigkeit zu sparen? Eine Bahn zum Mond benötigt etwa 10930 m/s, also 700 m/s mehr als zum Geostationären Orbit. Der Mond ist kein großer Himmelskörper aber er kann die Geschwindigkeit eines Satelliten um 800-1000 m/s pro Vorbeiflug ändern. 2 Vorbeiflüge müssten auf jeden Fall ausreichen um zum einen die Inklination auf wenige Grad abzubauen und einen Orbit von 35900 x 384400 km einzuschlagen, also einen Orbit dessen niedrigster Punkt im geostationären Orbit liegt und dessen höchster Punkt bei der Mondumlaufbahn liegt.

In diesem Orbit müsste der Satellit dann im geostationären Orbit angekommen nur abbremsen und wäre ebenfalls ein geostationärer Satellit. Dazu braucht er etwa 1050 m/s. Addiert man beides zusammen, so ist der Geschwindigkeitsbedarf bei 11980 m/s, also gleich viel wie beim Start vom Cape aus, und schlechter als ein Start von Kourou aus. Darüber hinaus dauert es mindestens einige Wochen, eventuell Monate bis man den Satelliten so im Zielorbit hat. Bei dem Satelliten war es auch ein Notbehelf, weil er in einem falschen Orbit landete.

Für die Proton könnte diese Vorgehensweise jedoch interessant sein. Sie startet von Baikonur aus, sehr weit nördlich und ihre Nutzlastkapazität nimmt zum geostationären Orbit hin stark ab. So ist bei der aktuellen Version Proton M die Nutzlast für einen erdnahen Orbit genauso groß wie bei einer Ariane 5 ECA, im geostationären Orbit liegt sie aber bei nur 5.5 t gegenüber 9.2 t und bei der vorherigen Version waren es sogar nur 4.35 t. Auch die Sojus transportiert von Kourou aus 2.7 t in den geostationären Orbit, von Baikonur aus sind es nur 1.8 t.

Wahrscheinlich ist es aber eher sinnvoll eine Basis nahe des Äquators einzurichten als diesen Aufwand zu treiben.