Das Deorbitieren der ISS mit der Orion

Wenn man die ISS einmal deorbitieren will, ist das nicht so einfach. Sie wiegt 420 t und unkontrolliert will man sie nicht verglühen lassen. Kontrolliert eine so große Masse zu deorbitieren, ist aber nicht ganz einfach. Es ist erst mal eine Frage der Treibstoffmenge. Wenn man von eine 400 km hohen Kreisbahn ausgeht und diese Bahn auf eine 120 x 400 km Bahn absenken will, muss man die Geschwindigkeit um 82 m/s ändern. 120 km dürften das Minimum sein, ab da bremst die Atmosphäre die Station so schnell ab, das sie verglüht. Mehr Kontrolle über den Punkt wo die Trümmer niedergehen wäre ein Perigäum in 80 km Höhe, wie es zumindest vor einigen Jahren mal geplant war, ein ATV hat deswegen seinen Wiedereintritt auf diesen Punkt ausgerichtet, um dies schon zu simulieren. Leider ging der Datenrekorder, der dies aufzeichnen sollte, verloren. Für ein Perigäum in 80 km Höhe benötigt man schon 94 m/s Abbremsung. Je niedriger es ist desto mehr braucht man, das ist logisch, desto steiler ist aber auch der Eintritt und desto kleiner der Streifen, auf dem die Trümmer niedergehen.

Bei einer so großen Masse und wenig Geschwindigkeitsbedarf kann man die Treibstoffmenge ohne größeren Fehler über Dreisatz berechnen:

  • 1 kg lagerfähiger Treibstoff kann 1 kg um 3000 m/s abbremsen.
  • Die ISS wiegt 420.000 kg
  • Sie muss um mindestens 84 m/s abgebremst werden
  • Das sind dann 420.000*94 / 3000 = 13.160 kg Treibstoff die benötigt werden

Das zweite ist der Schub. Ist die Betriebszeit des Antriebs zu lange, so sinkt auch das Apogäum ab. Das hat zwei unangenehme Folgen: Der Treibstoffverbrauch steigt an und die Bahn führt über einen Großteil des Orbits in niedriger Höhe über die Erde, wo die Station dann laufend abgebremst wird, wodurch sich der Impaktpunkt verschiebt und die Fläche größer wird. Die NASA rechnet bei einem regulären Eintritt schon mit einem Streifen von 6.000 km Länge und bei einem Notdeorbit mit 12.000 km Länge. Bisher waren alle ISS-Zubringer zu schubschwach, logisch ihr Antriebssystem war ja auch nur für die Geschwindigkeitsänderung eines 7 bis 20 t schweren Raumschiffs ausgelegt – 20 bis 60 mal weniger, als die ISS wiegt.

Glücklicherweise hat das Orion Servicemodul mit den OMS Triebwerk und 26,7 kN Schub genügend Schub für die Aufgabe. Ein Problem ist allerdings das Servicemodul eine Treibstoffzuladung von 8976 kg (Startmasse 15461 kg, Trockenmasse: 6485 kg). Deutlich weniger als die obige Schätzung von 13,2 t. Trotzdem will ich in diesem Blog die Möglichkeit untersuchen die ISS-Deorbitierung mit der Orion durchzuführen. Es gibt dazu einen wichtigen Punkt: Es ist immer noch offen, wie die ESA-Beteillgung an den Unterhaltskosten der ISS ab 2020 aussehen soll. Ohne Kompensationslieferungen müsste die ESA sonst 150 Millionen Euro pro Jahr bezahlen. Andererseits hat die NASA 950 Millionen Dollar für das Deorbitieren der ISS veranschlagt, das wären genauso viel wie 5 ½ Jahre Beteiligung der ESA.

Das Grundszenario ist Folgendes: Die ISS wird verlassen bis auf die letzte Teilcrew (die Crew besteht derzeit aus zwei Expeditions). Dann koppelt eine Orion oder ein aus der Orion abgeleitetes Gefährt an, ist die Orion bemannt, so kehrt die Besatzung nun mit dem kommerziellen Transporter der letzten Crew zurück. Die Crew-Versorger können bis zu sieben Astronauten befördern, normal sind allerdings vier. Denkbar wäre in jedem das Fall Orioncrew und letzte Crew nur zwei Personen stark sind, dann reichen die vier Sitzplätze aus.

Es gibt nun eine Reihe von Möglichkeiten:

  • Man lässt die ISS von alleine absinken, bis der Treibstoff der Orion ausreicht – bei 8000 kg nutzbarer Menge (Rest wird für Andockmanöver benötigt). Doch selbst bei einer relativ hohen Perigäumshöhe von 120 km müsste man die Bahn bis auf 300 km absinken lassen, gefährlich nahe. Während des Aufbaus dürfte eine Höhe von 340 km nicht unterschritten werden. Da schon in 340 km Höhe die Station ohne Anhebung in 3 Monaten verglühen würde. Eine Simulation mit 3500 m² Fläche und 420 t Gewicht bei mittlerer Sonnenaktivität (SFU=120, AP-Index=12) ergibt, das sie in 300 km Höhe schon alleine in 41 Tagen verglühen würde. Hat sie 150 km Höhe unterschritten, dauert es noch einen Tag. 120 km Höhe würden bei dieser Berechnung nicht ausreichen um sie in einem Umlauf zu deorbitieren. Dazu müsste die Höhe zwischen 90 und 100 km betragen. Diese Vorgehensweise ist möglich, aber wegen des begrenzten Zeitraums risikoreich. Im Prinzip könnte man natürlich die Station weiter sinken lassen, um das Perigäum weiter abzusenken. Klappt die Zündung nicht, dann hat man aber immer weniger Zeit zur Fehlerbehebung.
  • Man vergrößert das Servicemodul, z.B. auf die 1,5 bis zweifache Treibstoffzuladung. Dann wiegt es beim Start mit Orion rund 36 t. Dann wäre es nicht mehr mit einer Ariane 6 startbar (Nutzlast derzeit: 24 t in zweistufiger Bauweise, 25 t in dreistufiger, wenn ich als Trockenmasse hohe Werte ansetze, um auf die niedrige ESA-Nutzlast zu kommen, mit der geplanten Oberstufe würde sich das um eine oder zwei Tonnen erhöhen). Als Träger kämen dann nur New Glenn und Falcon Heavy in Frage. Das macht kostenintensive Anpassungen des Servicemoduls nötig, der von mir favorisierte ESA-Start als Kompensation würde dafür wegfallen. Denkt man daran tatsächlich mit der Orion auch einen Mondlander zum Mond mitzuführen benötigt man aber in jedem falle mehr Treibstoff, sodass bis man die ISS deorbitiert vielleicht schon ein vergrößertes Servicemodul zur Verfügung steht. Das heutige Servicemodul kann nur die Kapsel zum Mond und zurückbringen, für einen Mondlander zusätzlich reicht der Treibstoff nicht aus.
  • Man kombiniert die Abbremsung durch die Orion mit einer Auffüllung der Treibstoffreserven der Station durch Progress: In Sarja können 5760 kg Treibstoff zugeladen werden. Mit drei Treibstoff-Progresstransportern sind diese Vorräte gefüllt und die letzte Progress kann die Bahn noch etwas absenken. Dann reicht eine normale Orion aus. Die interne Kapazität der Tanks würde schon ausreichen das Perigäum auf 268 km Höhe abzusenken. Danach würde man mit der Orion ein Perigäum in 90 km Höhe erreichen, ausreichend tief für das Verglühen. Der Vorteil dieser Lösung ist das man praktisch nichts and der Orion ändern muss, nur drei Progress-Starts bezahlen muss. Ein Start der Sojus 2.1 kostet mit Fregat 48,5 Millionen Dollar (ohne Fregat, das würde für Progress-Missionen ausreichen: 35). Mit Progressfrachter der rund 40 Millionen Dollar kostet ist man so bei 225 bis 270 Millionen Dollar zusätzlich zu den ESA-Kosten für ein Servicemodulöe und einen Arianestart und der Kapsel die von der NASA kommt. Das Szenario teilt also die Kosten stärker auf die Partner auf.
  • Man baut das Servicmodul um. Die 24 bis 25 t Nutzlast einer Ariane 64 reichen ja für 14+ t Treibstoff aus, nur wiegt die Orionkapsel eben über 10 t. Wenn man an das Servicemodul wieder eine automatische Kopplungseinrichtung (russischer Kopplungsadapter mit Kursk-Radar) anbaut und die Kapsel weglässt, kann er teil- oder ganz autonom ankoppeln. Das ATV wird zwar nicht mehr gefertigt, aber die Hardware ist auch bei Progress, Cygnus und HTV im Einsatz. Der Umbau müsste also machbar sein. Rechnet man 1 t für den Kopplungspunkt hinzu, dazu 1 t Trockenmasse des Servicemoduls und 7 t weiteren Treibstoff so kann dieses Gefährt mit einer normalen Ariane 64 gestartet werden. Die rund 14,5 t nutzbarer Treibstoff reichen auch für das Deorbitieren aus. Ein weiterer Vorteil ist, dass die Ankopplung wie beim ATV und Progress an der Achse erfolgt die durch den Schwerpunkt der ISS geht. Das Abbremsen ist so einfacher. Beine Orion muss den Schubvektor dauernd anpassen, damit die Station nicht ins Taumeln gerät, weil ihr Ankopplungspunkt ungünstiger liegt. Zudem müsste bei Vollautomatikankopplungsmodus (ATV-Mode) keine Besatzung mehr an Bord sein, was das ganze noch risikoarmer macht. Ansonsten würde es auch ausreichen nur wie eine Progress mit etwas weniger autonomen Systemen anzukoppeln, dann benötigt man noch Astronauten, die notfalls in der letzten Phase eingreifen können, was soweit ich weiß aber in den letzten Jahren auch nur einmal vorkam.

Fazit

Vier Szenarien, vier Möglichkeiten. Alle mit Vor- und Nachteilen. Für die NASA vorteilhaft: ihr Anteil besteht maximal in einer Orionkapsel und einem Start. Russland würde maximal drei Progress starten. Der ESA Anteil ist stark schwankend von relativ gut bezifferbaren Kosten für ein Servicemodul und einen Ariane 6 Start und schwer einzuschätzenden für Umbauten dieses. Basierend auf dem was man heute zur Verfügung hat würde ich die Stationsvorräte zuerst auffüllen und dann mit diesen die Bahn absenken, dann mit einer normalen Orion das Deorbiting durchführen.

Wenn man wirklich ein Mondprogramm angeht, wird man aber sowieso ein größeres Servicemodul benötigen. Dann wäre der Start einer vergrößerter Orion durch eine US-Rakete die bessere Lösung.

Das Absinkenlassen halte ich für riskant, Umbauten ohne die Kapsel und Vergrößerung des Servicemoduls kämen praktisch einer Neukonstruktion eines ATV gleich und wären entsprechend teuer.

Außer der Reihe: Die ESA kann auch so Kosten sparen

Ein Punkt weshalb ich auf dieses Szenario gekommen bin war ja, dass ich damit die offene ESA-Beteilligung der nächsten Jahre decken kann. Zudem wird die Orion öfters gebaut, was diese auch billiger macht. Bisher ist ja nur ein Einsatz alle zwei Jahre vorgesehen.

Nun gibt es aber auch so Neuigkeiten. Die NASA hat gerade einen Kommerzialisierungsplan verabschiedet. Er muss den Partnern wie eine Ohrfeige vorkommen: 35.000 Dollar pro Tag, zwei Astronauten pro Jahr, 30 Tage pro Astronaut, Flug extra zu bezahlen. Nimmt man den Durchschnitt der letzten Jahre, so hat die NASA 1 Milliarde Dollar pro Jahr für die Fracht für vier Astronauten des westlichen Teils bezahlt, dazu kämen noch die HTV-Transporte. Mit Besatzung rechnet die NASA für die nächsten Jahre mit 1,8 Milliarden Dollar. Das sind alleine an Fracht 700.000 Dollar pro Tag – zwanzigmal mehr als sie von einem Kunden verlangt. Selbst wenn dieser nun 81,7 Millionen Dollar zusätzlich für einen Start mit einer Sojus bezahlen muss. (Vielleicht wird’s ja mit Starliner und Crewed Dragon billiger – gut möglich, da die NASA alle Sitze nicht ausnutzen will und so die Zusatzkosten minimal wären).

30 Tage sind zwar nicht 180 Tage, so lange ist die Regelaufenthaltsdauer derzeit (dürfte bei vier geplanten Crew-Missionen auf 90 Tage sinken), aber es gibt auch Vorteile: Die derzeitige Besatzung muss viel Sport treiben, um sich fit zu halten und dazu kommt die Zeit für die Arbeit an der Station selbst. So kommt die Besatzung im Mittel nur auf 10 bis 15 Stunden Arbeit an Experimenten pro Woche. Bei einem Gastastronauten fällt die Arbeit an der Station weg und Sport um einen körperlichen Verfall zu verhindern muss er bei einer Kurzzeitmission auch nicht machen. Das war wohl auch der Grund, warum er nur 30 Tage im Orbit ist – alleine wegen den hohen Startkosten wäre länger ja sinnvoller. Er könnte 48 Stunden pro Woche an Experimenten arbeiten – schon wären die 30 Tage äquivalent mit einer 120 Tage Normalmission.

Nur wären sie billiger: Die ESA bezahlt rund 150 Millionen Euro pro Jahr und bekommt dafür 90 Astronautentage pro Jahr. Für einen Gastastronauten wären es mit Start weniger als 74 Millionen Euro bei 120 Äquivalentarbeitstagen. Für das gleiche Budget könnte man also die 2,5-fache „Astronautenzeit“ bekommen.

Mich würde interessieren, inwieweit dieser die internationalen Partner sicher verstörende Vorschlag mit diesen abgesprochen ist. Rein rechtlich kann die NASA nur von ihrem Kontingent Zeit abgeben, das bedeutet, dass, wenn nun 60 Astronautentage hinzukommen, die JAXA weitere 10 und die ESA weitere 7 Tage erhalten müsste. Mein Vorschlag an die ESA: bewerbt euch mit euren Astronauten um diese zusätzlichen Plätze, sie können ja dann auch kommerzielle Experimente durchführen …

13 thoughts on “Das Deorbitieren der ISS mit der Orion

  1. Die ISS muss ja nicht unbedingt in einem Stück deorbitiert werden. Ein portionsweises Deorbitieren braucht dann zwar mehrere Flüge, ist aber mit der vorhandenen Technik möglich.

  2. Eine Falcon-Oberstufe wäre, ausgestattet mit einem Kopplungsadapter für automatisierten Anflug und Docking und günstig von der F9H gestartet mit 10-12% Restreibstoff mit ihrem knapp 1MN starken MVac in der Lage die Station in Minuten (aufgrund der hohen Masse muss es sicherlich gedrosselt laufen) um ca. 100m/s abzubremsen.
    Leistung und Kapazität sowie Lagerfähig im Orbit wurde ja schon bewiesen.
    Ich kann aber nicht beurteilen, ob der noch zu konstruierende Kopplungadapter, der ja keine Tage zum Anflug brauchen darf, im Bereich der Fähigkeiten von SpaceX liegt. Ich vermute es aber, d
    Bereitschaft Neues mit ungewöhnlichen Mitteln zu meistern haben sie zumindest oft gebracht – vor allem wenn die Kasse stimmt!

    1. In der Zeit von der wir hier reden, das sind Tage wäre jeglicher Sauerstoff verdampft. Zudem kann bisher kein unbemannter US-Transport ohne eine Besatzung an Bord der ISS ankoppeln und eine Stufe mit Tonnen verdampfenden Treibstoffs in dünnen Tanks bei einer Besatzung an die ISS ankoppeln …..?

      Wenn man Oberstufen einbezieht wäre eine Ariane 5 EPS die bessere Wahl. Lagerfähige Treibstoffe, Umbau zum ATV schon theoretisch untersucht, europäische Erfahrung mit dem autonomen Ankoppeln und Hardware dafür gibt es, die Tanks kann man auch vergrößern, das war mal in der Überlegung für Ariane 5.

      1. Die Progress dockte letztes Jahr nur 4h nach dem Start an der ISS an – das kann die F9 Oberstufe zeitlich locker.
        Da zu diesem Zeitpunkt die ISS menschenleer und vermutlich sogar drucklos wäre, ist die mögliche Gefährdung viel weniger kritisch möchte ich anmerken.
        Bernd, du kennst dich mit den Leistungen der Trägerraketen viel besser aus: welche Rakete kann den ihre Oberstufe mit genug Resttreibstoff in den ISS Orbit schießen?

      2. Wäre die ACES der Vulcan dafür nicht auch geeignet?
        Sie soll sich ja laut Hersteller deutlich länger betankt im All aufhalten können als andere Oberstufen.

  3. Es gibt noch wesentlich mehr kostengünstige Möglichkeiten

    Wie in denem ersten Vorschlag von alleine absinken lassen. Damit die verweildauer sich verdoppelt oder verdreifacht könnten von der letzten Besatzung die Solarzellen u Radiatoren entfernt werden. Hiedruch hätte man wesentlich mehr Zeit die Orion anzudocken.
    Letzte Besatzung entkernt die ISS. Alle Racks u Installationen werden entfernt und in den Orbit freigegeben. durch das hohr Oberflächen zu Gewicht Verhältnis deorbitieren die Installationen schnell von alleine und z.B ein Laptop oder die Bordtoilett werden mit Sicherheit komplett verglühen. Beim ungesteuerten Wiedereintritt der entkernten ISS werden die leichten teile von alleine Verglühen im Prinzip sind es nur die Module die bis zur Oberfläche kommen könnten. Auch hier gibt es eine kostengünstige und 100% sichere Lösung.
    Bei Abrißarbeiten von Brücken werden Schneidladungen verwendet die selbst mehrere cm Starke Stahlträger punktgenau zerschneiden. Ein paar hundert Meter in Gitterform von Innen an die Modulwände verlegt würde die gesamte Station in handliche Stücke von wenigen kg zerteilen. Das Ganze würde keine 500kg wiegen, wäre an einem Tag verlegbar und könnte über ein mehrfach redundantes System ausgelöst werden ( Funk,Beschleunigungssensor,Luftdichtemesser,Temperaturmesser). Dabei wäre es dann egal ob das Ganze über dem Südpazifik oder über Europa geschieht.
    Da diese rustikale Lösung nahezu kostenlos ist und nicht zum Image der NASA passt wir es niemals umgesetzt werden.

  4. Die einfachste Möglichkeit wäre doch die ISS per Sprengladung im Orbit noch in kleine Teile zu zerlegen. Die kleinen Teile können dann viel einfacher und ohne Gefahren in der Atmosphäre verglühen.

  5. Da die Vorschläge nun immer skurriler und wirtklichkeitsfremder werden warte ich noch auf den Vorschlag die ISS vom Boden aus mit Lasern oder Abfangraketen zu zerstören, ist sicher noch billiger. Nur eben nicht zweckmäßig wie frühere Versuche etwas zu sprengen beweisen haben.

  6. Das Sprengen im Orbit ist keine vernünftige Option, da durch die Sprengung Kleinteile unkontrolliert in höhere Orbits gebracht werden können und dort lange verweilen. Eine Zerlegung bei beginnendem Wiedereintritt hat dieses Problem nicht, da man ja bereits in der Atmosphäre ist.
    Mit einfachsten Sensoren (Beschleunigung,Temperatur) kann dieser Zeitpunkt erkannt und die Zerlegung ausgelöst werden.

    1. Bei jeder Sprengung erhält etwa die Hälfte der Partikel eine Beschleunigung und damit ein höheres Apogäum. Diese Teile haben dann zwar ein Perigäum in Höhe der Sprengstelle oder darunter, aber sie werden durch die Beschleunigung mindestens einen Umlauf mehr absolvieren. Die Stelle wo sie niedergehen ist dadurch praktisch nicht vorhersagbar.

      1. Wenn der Zeitpunkt bereits im Wiedereintritt erfolgt wenn die Oberfläche schon Anfängt zu verbrennen und eine echte neg. Beschleunigung gemessen wird, kann kein Partikel mehr im Orbit verweilen.
        Der Ort des gesamten Wiedereintritts ist dabei nicht planbar. Durch das Zerlegen aber egal, da die Partikel ja komplett verglühen werden und nichts unten ankommt.

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