BelinterSat-1 / Chinasat-15 auf CZ-3B/G2

BelinterSat-1 / Chinasat-15 auf CZ-3B/G2


^{Bildquelle: www.pt.wikipedia.org}

Nach derzeitigem Stand erfolgt der erste Start dieses Jahres vom XSLC in China mit Belintersat 1 (ZX 15, ChinaSat 15) auf einer CZ-3B/G2.
Ein Teil der Transponder von Belintersat 1 sind an China Satcom verkauft, weswegen der Satellit auch unter ChinaSat 15, bzw. ZX 15 geführt wird. Belintersat 1 verfügt über 20 C-Band Transponder und 18 Ku-Band Transponder.
Belintersat 1 baut auf dem DFH-4 Bus auf.


^{Bildquelle: http://belintersat.com/}

Weitere Daten sind bei Belintersat einsehbar: http://en.belintersat.com/system/belintersat-1

Interessant: NigComSat aus Nigeria wird beim IOT von BelinterSat 1 im Auftrag der CGWIC aus China tätig. Entsprechende Bodensegment-Infrastruktur im nigerianischen Abuja soll im März 2016 betriebsbereit sein.

Gruß   Pirx

So soll Belintersat 1 vom Aussetz-Orbit in den GEO fliegen:


https://www.youtube.com/watch?v=vs2HM9bLsJU

Gruß   Pirx

Ein Bild, dass die Struktur-Rahmen-Montage um das Zentralrohr von Belintersat 1 zeigt:


(Quelle: Spacechina)

Gruß   Pirx

Im chinesischen Forum http://bbs.9ifly.cn wird berichtet, dass der Start zwischenzeitlich erfolgt ist.

Gruß   Pirx

Die Empfangsgebiete KU-Band


Europa

Afrika
                                    Quelle : http://belintersat.com/arenda/ku-band
Gruß, HausD

Die Empfangsgebiete S-Band


Ostasien

Afrika

Global - Mittelost
                                    Quelle : http://belintersat.com/arenda/c-band
Gruß, HausD

Dort http://www.chinanews.com/gn/2016/01-16/7718842.shtml gibt es Photos vom Start und bei uns im Portal http://www.raumfahrer.net/news/raumfahrt/15012016202821.shtml eine Meldung zum Start in Deutsch.

Gruß    Pirx

Belintersat zeigt ein Bild aus einem chinesischen Startkontrollzentrum, das den erfolgreichen Start bestätigen soll:


Quelle: http://belintersat.com/media-news/obzory/61-zapusk-sputnika

Gruß    Pirx

Erreichte Bahndaten aus dem Forum http://bbs.9ifly.cn :

Satellit: 41.238 / 2016-001A  197 x 41.781 km, Inklination 26,378°

3. Raketenstufe: 41.239 / 2016-001B 158 x 39.804 km, Inklination 26,270°

Gruß   Pirx

Belintersat zeigt ein Bild aus einem chinesischen Startkontrollzentrum, das den erfolgreichen Start bestätigen soll:
...

Der russische Text bedeutet:"Feierlich gratulieren wir zum erfolgreichen Start von KA "BELINTERSAT-1""

Bewegte Bilder vom Start:


https://www.youtube.com/watch?v=YxtO8so8Ex4

Gruß   Pirx

Weiss jemand, warum der Satellit so hoch geschossen wird?

Mit der vierten Brennphase hat er bereits die Inklination 0° und die endgültige Perigäumshöhe. Das Apogäum liegt aber viel zu hoch und muss durch die fünfte Brennphase extra wieder abgesenkt werden.

Gruß Astroman

Hallo Astroman,

wahrscheinlich meinst du diese Grafik?


Die Inklinationsmanöver macht man im Apozentrum, gekoppelt mit einer Anhebung des Perizentrums. Das Apozentrum kann man bei diesen Manövern nicht beeinflussen*. Das Apozentrum kann man dann erst danach im letzten Manöver senken, wenn man im neuen Perizentrum vorbei kommt.

*außer man hebt das Perizentrum über das Apozentrum und tausch die beiden Punkte quasi um 180°.

Hallo Schillrich,

danke für deine Antwort. Bleibt die Frage, warum beim Orbit 1 das Apogäum höher als beim GEO gelegt wird. Ist das nicht unnötiger Treibstoffaufwand, der zusätzlich noch die Absenkung in der fünften Brennphase erfordert? 

Gruß Astroman

Ach das. Die zusätzliche Höhe kostet mehr Treibstoff, aber man spart dort Treibstoff für die Änderung der Inklination. In der Summe braucht man so weniger Treibstoff.

Der Treibstoffverbrauch, um die Inklination zu ändern, ist direkt proportionale zur aktuellen Geschwindigkeit (also zum Betrag des Geschwindigkeitsvektors, den man "kippen" muss). Auf einem hohen Bahnpunkt ist dieses Geschwindigkeitsvektor kürzer, so dass dort das Manöver weniger kostet.

Hallo Daniel,

Ach das. Die zusätzliche Höhe kostet mehr Treibstoff, aber man spart dort Treibstoff für die Änderung der Inklination. In der Summe braucht man so weniger Treibstoff.
...

Das war mir so nicht klar, Danke.

Gruß Astroman

Vielleicht noch ein Detail:

wahrscheinlich kostet die gesamte Manöversequenz in Summe so sogar mehr Treibstoff, aber die Anteile verteilen sich anders: die Oberstufe muss mehr mehr machen und der Satellit am Ende etwas weniger, im Vergleich zu einem klassischen Flugprofil.

Vielleicht noch ein Detail:

wahrscheinlich kostet die gesamte Manöversequenz in Summe so sogar mehr Treibstoff, aber die Anteile verteilen sich anders: die Oberstufe muss mehr mehr machen und der Satellit am Ende etwas weniger, im Vergleich zu einem klassischen Flugprofil.

Das heißt, man kann Treibstoff in der Gesamtmasse des Satelliten später für etwas anderes verwenden, also für ein Plus an Lebensdauer z.B., oder mehr Nutzlasthardware und weniger Treibstoff in den Satelliten packen, wenn man die für den GEO-Obrit nötigen Treibstoffanteile Richtung Oberstufe verschiebt. Da würde man also quasi versuchen, die gegebene Leistungsobergrenzen einer konkreten Raketenkonstruktion optimal auszunutzen.

Kann man das so sagen?

Gruß   Pirx

Jap ... ich hatte das vor Jahren mal für einen WGS-Satelliten auf Atlas V durchgerechnet. Da kam das so raus. Ich leite daraus mal die grundlegende Analogie zu anderen Starts ab.

Inklinationsabbau wird immer günstiger, je weiter man von der Erde weg ist. Deshalb fliegen ja z.B. vom Cape geostationäre Satelliten einen GTO mit einem Apogäum von 80.000 bis 90.000 km an und 27° Inklination an, weil dann der Inklinationsabbau günstiger ist für den Satelliten und Antriebsbedarf für den Satelliten äquivalent zu einem GTO mit Apogäum 36.000 km und 0° ist.

Das gilt so einfach nur für das Manöver selbst. Das ist aber eben nicht die komplette Rechnung. Um in "die Position" für das Manöver zu kommen, muss man eben schon mehr Treibstoff investieren, so dass in der Summe durchaus sogar mehr verbraucht wird, aber eben nicht "im Satelliten".

Ok da hast du recht, aber es bringt auch so was, wenn die Inklinationsänderung groß genug ist.

Hier ein Beispiel: Ich möchte vom Nordpol in einen LEO Orbit mit 0° Inklination kommen.

Option 1: Ich kann also erstmal in einen Erdorbit mit 90° fliegen, das kostet 7,8 km/s ohne Verlust. Am Äquator änder ich die Inklination auf 0°, das kostet 1,4*7,8=10,9 km/s. Zusammen also 18,7 km/s an Delta V.

Option 2: Oder ich fliege erstmal in einen Orbit mit Apogäum 1.000.000 km bei 90°, das kostet mich ca. 11,2 km/s ohne Verluste, die Inklinationsänderung ist hier quasi umsonst. Dann noch mal abbremsen (11,2-7,8)=3,4 km/s. Zusammen also 14,6 km/s an Delta V. Option 2 ist günstiger.