Bernd Leitenbergers Blog

Der Ariane-Kompatible Orbit

Bernd Leitenberger

Heute wieder ein Grundlagenblog für alle, die die Grundlagen auf der Website noch nicht entdeckt haben, oder sie ihnen zu detailliert sind oder die einfach nur den Blog lesen. Es geht um einen Begriff, den man heute kaum noch hört, der aber mal das Maß der Dinge war und was physikalisch und technisch dahinter steht.

Die Bedeutung von geostationären Orbits

Jeder Satellit was permanent ein Gebiet beobachten will oder von einer bestimmten Stelle dr Erde aus immer verfügbar ist (Kommunikation) muss in den geostationären Orbit (GEO), das ist ein Orbit in 35.889 km Höhe über dem mittleren Erdradius bei einer Bahnneigung (zum Äquator) von 0 Grad, er ist also permanent über dem Äquator.

Nicht von überall auf der Erde ist ein Satellit im GEO übrigens nutzbar:

Ein geostationärer Satellit ist theoretisch bis zu einer geografischen Breite von etwa 81° Nord bzw. Süd sichtbar. Ab dieser Breite verschwindet der Satellit aufgrund der Erdkrümmung hinter dem Horizont. Für die praktische Nutzung gelten engere Grenzen:

Aber die meiste Erdbevölkerung lebt unterhalb von 75 Grad. Liegt ein Land nahe des Pols (eigentlich nur des Nordpols, die Spitze von Südamerika liegt bei 56 Grad südlicher Breite) so kann sich aber ein anderes Kommunikationssystem lohnen. Russland hat zum Beispiel früher ihr Molnija-Satellitensystem mit hoch geneigten stark elliptischen Orbits betrieben, die skandinavischen Länder bauen ein ähnliches System auf, inzwischen gibt es das Arctic Satellite Broadband Mission (ASBM) von Norway Space mit ähnlichen Umlaufbahnen das eine dauerhafte Kommunikation oberhalb 65 Grad nördlicher Breite bietet.

Rein technisch wäre es auch möglich, einen Satelliten in einem GEO zu platzieren mit einer Bahnneigung >0 Grad. So ein Satellit durchläuft eine „8“ am Himmel, je ein Teil der „8“ wäre auch nördlicher / südlicher von 75 Grad Breite sichtbar. Zwei Satelliten würden dann eine dauerhafte Verbindung ergeben. Die ersten GEO-Satelliten hatten tatsächlich geneigte Bahnen, allerdings nur, weil die Antriebe noch nicht leistungsfähig genug waren. Seit Mitte de sechziger Jahre haben alle Satelliten einen Nennorbit mit geringer oder keiner Inklination. Vor allem für die Anbindung an Endkunden mit kleinen fest installieren Antennen ist dies nötig, denn bei einer „8“ muss man die Antenne eben in diesem Muster nachführen. Ab und an landet unfreiwillig ein Satellit in einem geneigten Orbit. Ein Beispiel, das mir einfällt, ist TRDS-A (1983) bei dem die Stufe vorzeitig Brennschluss hatte und er in einem elliptischen Orbit landete. Er konnte mit dem Treibstoff der eigentlich für Lageänderungen vorgesehen war in einen GEO gebracht werden, aber der Treibstoff fehlte für das Erhalten des Orbits. Durch Störungen stiegt die Bahnneigung um 0,5 bis 1,5 Grad pro Jahr an. Von 1998 bis 2009 konnte TDRS-1 die Südpolstation Roald Amundsen mit einer Datenrate von 275 / 5 MBit (Daten/Telefon) über 5 Stunden pro Tag an die Zivilisation anbinden. Am 28.4.1999 erlaubte er erstmals ein Telefongespräch zwischen den US-Forschungsstationen am Nord- und Südpol. Das 45 Minuten lange Gespräch ging als erstes Telefongespräch von Pol zu Pol in das Guiness Buch der Rekorde ein.

Aber im Normalfall sollte die Bahnneigung möglichst bei Null liegen. Kommen wir nun zu dem Titel: Was ist ein „Ariane-kompatibler Orbit“? Die Geschichte beginnt Anfang der Siebziger Jahre. Kommunikationssatelliten im GEO gibt es schon seit einigen Jahren. Alle bisher gebaut von US-Firmen, sie werden national oder international (INTELSAT, allerdings mit einem hohen US-Anteil an der Organisation) genutzt. Da kamen andere Nationen auf die Idee, eigene Kommunikationssatelliten zu bauen. Das ging noch bei Kanada (ANIK) die ein großes Gebiet haben, das nur an den Küsten erschlossene Kommunikationswege hatte, aber als Frankreich und Deutschland zusammen die Symphonie-Satelliten bauen wollten, die interkontinental eingesetzt werden konnten, lehnte die NASA den Start ab. Für ausländische Kunden führte die NASA damals die Starts durch.

Das führte zum Beschluss die Ariane zu bauen, obwohl kurz vorher die Europa als erste europäische Trägerrakete krachend gescheitert war. Symphonie 1+2 waren übrigens wegweisende Satelliten: sie waren die ersten Satelliten, die nicht drallstabilisiert waren, Reaktionsschwungräder als primäre Stabilisierung einsetzten, entfaltbare Solarpaneele hatten und einen mit flüssigen Treibstoffen angetriebenen Apogäumsantrieb, dessen Resttreibstoff dann zur Lageregelung genutzt werden konnte. Bisherige Satelliten, die vor allem von Hughes stammten, waren trommelförmige, schnell rotierende Satelliten mit einem Feststoffapogäumsantrieb. Als Folge bekamen die Firmen dann auch Aufträge für weitere dreiachsenstabilisierten Satelliten. Heute werden nur noch solche Satelliten gebaut.

Ariane 1 startete zu einem schlechten Zeitpunkt. Das Space Shuttle sollte kurz darauf einsatzbereit sein. Etwa um diese Zeit (1980) fing ich an mich für Raumfahrt zu interessieren und ich schnitt Zeitungsausschnitte aus. Den Tenor bei den Teststarts habe ich heute noch im Kopf: Die Ariane sei technisch veraltet, „Wegwerfraketen“ ja sowieso (komisch, wird heute wieder gesagt…) und das Space Shuttle würde bald alles zu einem Bruchteil des Preises machen. Europa hätte nach der „Europa“ wieder Milliarden in einem Raumfahrtprojekt, das keiner braucht versenkt.

Es kam anders. Zum einen war das Space Shuttle nicht wesentlich billiger, die NASA setzte den Preis so an das er mit Arianespace mithalten konnte, unter dem Preis, den sie eigentlich verlangen wollte, damit die Entwicklungskosten wieder rein kamen. Nach dem Challenger Unglück war es sowieso aus mit den Transporten von kommerziellen Nutzlasten.

Die ESA entwickelt die Ariane zur Ariane 4 weiter mit mehr als der doppelten Nutzlast und eine neue Startrampe ELA-2 erlaubte nun bis zu 12 Starts pro Jahr. Die US-Konkurrenz musste erst wieder die Produktion aufnehmen und war danach teurer als Arianespace.

Ein Vorteil war auch die Lage des CSG: Es liegt bei 6 Grad nördlicher Breite, Cape Canaveral dagegen bei rund 29 Grad. Aufgrund der Himmelsmechanik kann die Bahnneigung nicht viel kleiner sein als die geografische Breite des Startorts, real etwa 3 Grad beim CSG und 27 Grad beim CCAF. Diese Bahnneigung muss danach abgebaut werden und dies geschieht beim Übergang von der Übergangsbahn (GTO) in die GEO Bahn im erdfernsten Punkt, wenn die Geschwindigkeit am kleinsten ist. Bei einer 200 x 35.889 km Bahn beträgt die Geschwindigkeit um einen 0 Grad GEO zu erhalten bei 27 Grad Bahnneigung 1802,4 m/s, bei 5 Grad Bahnneigung 1.489,7 m/s, also 312,7 m/s weniger.

Ein Satellit der vom Cape aus startet, braucht also mehr Treibstoff oder seine Lebensdauer ist geringer. Bei einem spezifischen Impuls von 3000 m/s entspricht dies 11 % Mehrmasse. Berücksichtigt man, dass auch die Tanks größer sein müssen und man mehr Druckgas braucht, so sind es rund 13 % mehr Masse. Ein 5 t schwerer Satellit dem vom CSG aus startet wäre also, wenn er den gleichen GEO vom Cape aus erreichen soll mit genauso viel Resttreibstoff, rund 5.640 kg schwer.

Arianespace dominierte über Jahrzehnte die Starts in den GTO zumindest bei Nutzlasten, die nicht durch Regierungsaufträge schon an einen Träger gebunden waren wie alle US-Satelliten. So war auch ein Δv von 1.500 m/s zum GEO bald der Standard. Anbieter anderer Träger (damals die USA und Russland, andere Länder waren entweder zu teuer, zu unzuverlässig oder durch Exportverbote vom Markt ausgeschlossen) mussten sich etwas einfallen lassen und das war eben dieser „Ariane kompatible Orbit“. Es war ein Orbit der kein normaler GTO (Perigäum in geringer Höhe, Apogäum im GEO also rund 36.000 km Höhe) war. US-Firmen nutzten meist supersynchrone Orbits (SSGTO). Sie nutzen aus, das die Energie, die man braucht die Bahnneigung zu ändern abhängig von der momentanen Geschwindigkeit ist, die liegt bei obigem GTO bei knapp unter 1.600 m/s. In 66.000 km Höhe, einem typischen SSGTO liegt sie bei 958 m/s. Man braucht also einen kleineren Impuls um den GEO zu erreichen, zumal man gleich das Perigäum auf 36.000 km anhebt. Allerdings erreicht man die 1.500 m/s so nur mit einem extremen Apogäum, bei einer Anfangsbahnneigung von 27 Grad muss es in über 110.000 km Höhe liegen. Üblich waren erdfernste Punkte in maximal 66.000 km Höhe, da bekommt man keinen GEO mit einem Δv von 1.500 m/s, aber immerhin 1.620 m/s. Wenn die Rakete fähig ist, zuerst eine Parkbahn einzuschlagen die in rund 200 km Höhe liegt und bei Überqueren des Äquators sie erst dann in einen SSGTO aufweitet wird es noch etwas günstiger, weil die zusätzliche Geschwindigkeit dafür von 2,5 bis 3 km/s aufgrund der Position dann auch die Inklination absenkt. In diesem Falle reicht ein Apogäum von 66.000 km tatsächlich um mit 1.500 m/s in den GEO zu kommen. (Die Aufweitung senkt die Inklination auf etwa 13 Grad ab).

Russland ergatterte Ende der 1990 er auch Aufträge. Für den GEO liegt Baikonur mit einer typischen minimalen Startneigung von 56 Grad aber sehr weit vom Äquator enfernt, 2.550 m/s werden hier benötigt. Das ist so viel, das auch ein SSGTO nicht hilft. Rein theoretisch ist sogar der Umweg über den Mond günstiger. Eigene Satelliten brachte Russland mit der Proton und dem Block DM direkt in den GEO, für kommerzielle Starts wird die Breeze-M Oberstufe mit lagerfähigen Treibstoffen eingesetzt. Das Flugprofil für den geostationären Orbit sieht normalerweise so aus: Nach dem Ausbrennen der ersten drei Stufen zündet die Breeze M Oberstufe zum ersten Mal nach einer kurzen Freiflugphase von etwa 2 Minuten. Die Dauer der Zündung ist abhängig vom Gewicht der Nutzlast und kann bis zu 8 Minuten dauern. Die Kombination erreicht nach dieser ersten Zündung einen 175 km hohen kreisförmigen Orbit. Es schließt sich eine längere Freiflugphase an, bis die Stufe mit Nutzlast von Süden kommend, den Äquator 74 Minuten nach dem Start passiert. Ist der Äquator erreicht, so wird die Breeze erneut gezündet. Es wird nun ein elliptischer Orbit mit einer Inklination von 50 Grad erreicht. Dieser zweite Orbit hat einen erdfernsten Punkt von 5.000 km und einen erdnächsten Punkt von 170 bis 175 km Höhe. Nach weiteren zwei Stunden und einem weiteren Umlauf zündet die Breeze ein drittes Mal, wenn das Perigäum erneut durchlaufen wird und erreicht nun einen Orbit von 400 × 35.800 km. In der Höhe entspricht dies schon dem GTO-Orbit, doch die Inklination von 50 Grad ist noch zu hoch. Nun wird der Zusatztank der Breeze Oberstufe abgeworfen. Achteinhalb Stunden nach dem Start wird der Äquator zum dritten Mal passiert. Nun zündet Breeze zum vierten Mal und erhöht den erdnächsten Punkt des Orbits. Um wie viel, hängt von der Nutzlast ab. Je leichter sie ist, desto höher kann dieser Punkt liegen. Im erdfernsten Punkt findet dann die letzte Zündung der Breeze statt. Diese hat die Aufgabe die Bahnneigung zu erniedrigen. Werte von 10 bis 16 Grad sind üblich. Die vielen Zündungen sind durch den geringen Schub der Breeze und die dadurch bedingte lange Brenndauer notwendig. Bei nur einer Zündsequenz zur Anhebung des Apogäums wird durch die Gravitationsver­luste zu viel Treibstoff verbraucht.

Erst seit 2007 sind supersynchrone Umlaufbahnen möglich. Dann kann die Betriebszeit über 15 Stunden betragen, da die Stufe erst, wenn sie in 66.000 km Höhe angekommen ist, das Perigäum anhebt. Für dieses Missionsprofil wurde die Betriebsdauer der Breeze M auf 24 Stunden erhöht. Dafür sind nur zwei Zündungen nötig und das Verringern der Bahnneigung in 66.000 km Höhe ist wegen der niedrigen Geschwindigkeit viel effektiver als im GTO-Orbit.

Der Nachteil beider Methoden: der Satellit spart Geschwindigkeit, doch die Trägerrakete muss mehr Geschwindigkeit aufbringen als dieser einspart, logisch es ist ja in jedem Falle ein Umweg. Am einfachsten ist dies für den supersynchronen Orbit berechenbar. Für die Bahnneigung von 27 Grad, die z.B. SpaceX bei ihren GTO-Angaben ausweist, sieht die Rechnung so aus:

Für einen SSGTO ohne Parkbahn mit einem Δv von 1.500 m/s muss die Rakete sogar 477 m/s mehr aufwenden. Die logische Konsequenz, wenn GEO-Nutzlasten die meisten Aufträge stellen, ist es daher äquatornah zu starten. Das tat denn auch Sealaunch und die Zenit startete von einer Plattform am Äquator aus. Sie hatte denn auch eine höhere GEO Nutzöast als die Proton, die von Baikonur aus startete, obwohl die LEO-Nutzlast gerade mal bei 2/3 der Proton lag. Für US-Firmen, die wenn sie Regierungsaufträge erhalten wollen, von US-Territorium aus starten müssen wäre ein Start von Puerto Rico oder Hawaii aus möglich: südlichster Punkt 18 bzw. 21 Grad Nord.

Zum Glück für äquatornahe Staaten übersteigt dieser Blog die intellektuellen Fähigkeiten von Donald Trump und seinen Regierungsmitgleitern (eine Fremdsprache wie Deutsch können sie wahrscheinlich auch nicht), denn sonst sollten sie folgende Staaten die am Äquator liegen, Sorgen machen:

Gerade kleine Staaten (São Tomé und Príncipe liegen auch noch im Hinterhof der USA) sollten sich sonst Sorgen machen. Ich erwähne nur mal Kuba, 1961, Grenada 1982, Panama 1990 und Venezuela 2026 …

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