Derzeit herrscht in der Raumfahrt Goldgräberstimmung. Nicht nur das sich zig Firmen berufen fühlen, neue Raketen zu entwickeln, es werden neue Konstellationen von Satelliten geplant \u2013 nicht nur die Riesenflotten von OneWeb und SpaceX, sondern auch kleinere. Kepler hat 140 Satelliten, Telsat 117 und Leosat 78. Zwar eine Größenordnung kleiner als SpaceX aber immer noch mehr Satelliten als z.B. das bisher größte Netz, Iridium hat.<\/p>\n
| Parameter<\/th>\n | Vigroide<\/th>\n | Ardoride<\/th>\n<\/tr>\n<\/thead>\n |
|---|---|---|
| Startmasse<\/td>\n | 180 bis 300 kg<\/td>\n | 500 bis 1.250 kg<\/td>\n<\/tr>\n |
| Nutzlast<\/td>\n | 60 kg LEO \u2192 GEO<\/td>\n | 180 kg LEO \u2192 Mondorbit<\/td>\n<\/tr>\n |
| DV<\/td>\n | < 6.000 m\/s<\/td>\n | < 6.000 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n |
| Spez impuls<\/td>\n | < 6.860 m\/s<\/td>\n | < 6.860 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n |
| Elektrische Leistung<\/td>\n | 500 Watt<\/td>\n | 2.000 bis 3000 Watt<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n Weiter unten steht dann noch ein Kalkulator, der aber nach einfacher Prüfung vollkommen unsinnige Ergebnisse liefert. Sowohl Treibstoffverbrauch wie auch Transferzeit sind zu niedrig angegeben.<\/p>\n Die Frage ist natürlich die der Sinnhaftigkeit. Ziel sind ja, wie man an den Satellitenmassen sieht Sekundärnutzlasten wie Klein- oder Kleinstsatelliten, bei der Vigroide ist sogar der ESPA-Ring als ein typischer Sekundärnutzlastadapter aufgeführt. Die meisten Starts dieser Sekundärnutzlasten gehen aber in sonnensynchrone Orbits. Da man da den Richtungsvektor der Inklination vom Transfer SSO in den GEO um rund 90 Grad drehen muss, reichen die 6 km\/s \u0394<\/span>V-Vermögen nicht. Man braucht die 1,4-fache Bahngeschwindigkeit um die Inklination um 90 Grad zu ändern, und das sind, selbst wenn man das erst im GEO macht, noch über 3 km\/s. Dazu kommt noch das \u0394<\/span>V zwischen niedrigem Erdorbit und GEO von rund 4,5 km\/s. Aufgehen würde das Konzept nur, wenn der Start schon am Anfang eine Inklination von weniger als 30 Grad hat. Das wäre z.B. bei einer GTO-Bahn der Fall, nur ist dass eben kein Transfer vom LEO in den GEO.<\/p>\n Die zweite Sinnhaftigkeit ist die Antriebswahl. Plasmatriebwerke werden eingesetzt für kleine DV-Änderungen, da sowohl Gesamtimpuls wie auch Lebensdauer der Triebwerke gering sind. Für 6 km maximales \u0394<\/span>V besteht bei dem niedrigen spezifischen Impuls des Antriebs das Gefährt zu 60 % aus Treibstoff. Daneben ist der Wirkungsgrad bei den Aerojettriebwerken mit 35 % etwas halb so hoch wie bei elektrostatischen Triebwerken. Man würde also sowohl aus Gewichtsgründen wie auch Effizienz diese einsetzen, auch wenn die Drucktanks für Xenon viel mehr wiegen als die für Wasser. Das spart man bei dem Treibstoff wieder ein, man könnte sogar einen solchen Schlepper mehrfach einsetzen, um vom LEO zum GEO zu pendeln.<\/p>\n Die Orbits sind teilweise auch relativ sinnfrei. Warum sollte man vom Mondorbit in den Marsorbit wechseln?<\/p>\n Sinn machen würde für mich nur ein Transfer mit dem Ausgangsorbit der ISS. Da gibt es durch die Transporter pro Jahr mindestens vier Startgelegenheiten. Die werden auch schon genutzt, meist aber für Cubesats, doch Kleinsatelliten mitzuführen, wäre nicht unmöglich. Die ISS ist aber zu erdnahe für größere Satelliten, die länger betrieben werden sollen und die Bahnneigung ist ungünstig, zumindest für Satelliten welche, die ganze Erde beobachten sollen. Wegen des immer gleichen Beleuchtungsverhältnisses wären sonnensynchrone Umlaufbahnen sinnvoll. Um von einer 400 km hohen Bahn mit 51,6 Grad Bahnneigung in eine sonnensynchrone 600 km hohe Bahn mit 97,78 Grad zu wechseln, braucht man 5.888 m\/s, was gerade noch in das \u0394<\/span>V-Budget der Module von 6.000 m\/s passt. Wenn man allerdings wie oben angedeutet, dafür 10 Millionen Dollar zahlen muss, dann kann man auch gleich einen Start buchen: Eine Vega kostet 32 Millionen Euro und kann rund 1,6 t in die 600 km hohe Umlaufbahn bringen. Rechnet man 300 kg für die Mehrfachstartvorrichtung ab, so wären das fünf der 250 kg schweren Nutzlasten und Startkosten von etwa 7 Millionen Dollar pro Kunde. Ab 2019 wird es mit der Vega-C noch billiger, da die Nutzlast bei gleichen Kosten um 30 % steigt. Dann steht auch ein neuer Dispenser<\/a> zur Verfügung, der drei unterschiedliche Konfigurationen erlaubt. In einer kann die Vega acht Mikrosatelliten von maximal 200 kg Gewicht und 12 Cubesats oder Nanosats befördern. Das macht einen solchen Schlepper weitestgehend überflüssig,<\/p>\n Transfers von einem SSO in einen anderen sind wegen der geringen Bahnneigungsunterschieden energetisch viel günstiger. Vom 600 km hohen in den 800 km SSO zu gelangen, muss man die Bahnneigung nur um 0,9 Grad erhöhen, das \u0394<\/span>V liegt dann bei 143 m\/s, das schafft auch die Oberstufe. Die Vega hat schon mehrfach Satelliten in unterschiedlichen Orbits ausgesetzt. Dafür bräuchte man dann kein Modul, bzw. selbst wenn der Launch Service Provider den Service nicht bietet, kann man das mit einem einfachen monergolen Antrieb auf Hydrazinbasis bei kleinem Zusatzgewicht selbst machen.<\/p>\n Das überhaupt jemand auf diese Idee kommt ist der derzeitigen Praxis von Sekundärstarts zu verdanken. Es gibt zwar standardisierte Mitnahmemöglichkeiten, für Atlas und Delta der ESPA-Ring, bei Ariane 5 die ASAP-5 Plattform, für die Vega die VESPA, aber sie werden viel zu wenig eingesetzt, vor allem bei Arianespace. Verglichen mit der Ariane 4 gab es nur wenige Einsätze der ASAP-5. Es gibt im Jahr rund 20 Starts in den GTO. Eine Sekundärplattform wiegt nicht viel, so um die 100 bis 200 kg, ein Mikrosatellit ebenfalls in der Region, da könnte man Sekundärnutzlasten bei fast jedem Start einer Ariane 5 mitführen, bei der die Nutzlast nicht voll ausgenutzt wird (sie wird bei allen Raketen als Ring an dem Konus befestigt der zwischen Durchmesser der Standardsatellitenadapter von maximal 2,624 m und dem Durchmesser der Oberstufe von je nach Typ 3,05 bis 5,4 m vermittelt). Ebenso sieht es bei ISS-Starts aus, zumindest die der Dragon sind ja nicht nutzlastbegrenzt, sondern volumenbegrenzt. Die Dragon wurde schon bei der Falcon \u201eerster Versuch\u201c eingesetzt, mit 60 % der heutigen Nutzlast. Da gäbe es genügend Masse für weitere Nutzlasten. Die anderen fRachter werden wohl die maximale Nutzlast der Trägerrakete ausnutzen.<\/p>\n |