Intelsat 29e auf Ariane 5 ECA VA228

Da er jetzt schneller ist, ist auch das Perigäum um ein paar hundert Kilometer gesunken. Das Apogäum jedoch nicht.

Hm. Ich hatte das mit meinem laienhaften Wissen immer so verstanden, dass die geostationäre Bahn neben einer bestimmten Höhe vor allem eine konstante Geschwindigkeit bedingt, bzw. die Höhe ergibt sich letztlich aus der Geschwindigkeit. Da der Satellit jetzt offensichtlich schneller fliegt als vorher, ist er nicht mehr geostationär und müsste also auch in einem anderen (offenbar niedrigeren) Orbit unterwegs sein?

Stellt er dann überhaupt noch eine Gefahr für die GSO-Sats dar? Oder hängt es mit der Exzentrizität zusammen, dass er also vielleicht zweimal am Tag den geostationären Orbit durchquert und zwar dann, aber eben auch "nur" dann gefährlich werden kann? 

Der Satellit wurde an einem Punkt seiner Bahn abgebremst. Durch einen einzelnen Impuls ist es nicht möglich von eine Kreisbahn auf eine andere zu wechseln sondern es senkt hier durch die Abbremsung einen Teil der Bahn ab: Ab jetzt hat Intelsat eine Periapsis die tiefer liegt und eine Apoapsis die auf seiner bisherigen Bahnhöhe liegt.

Da ein grosser Teil seiner Bahn unterhalb des GEO liegt, stellt er dort keine Gefahr da, nur wenn er sich im Apogäum seiner Bahn befindet, könnte es gefährlich werden.
Trotzdem ist das Risiko nicht so gross, dass er mit einem anderen Satelliten zusammen stösst.
Bewegt sich der andere Satellit einen Kilometer höher oder nur 20 Meter passiert nichts.
Ich kann nicht sagen wie hoch die Wahrscheinlichkeit eines direkten Zusammenstosses ist, eher gering.
In 60 Jahren Raumfahrt scheint es nur einen direkten Zusammenstoss zweier Satelliten gegeben zu haben.

Ich denke auch, dass ein direkter Zusammenstoß unwahrscheinlich ist. Spannender ist eher, welche Trümmerteile sich in der Region jetzt bewegen und mit welchen Relativgeschwindigkeiten.

Leichtes OT: Könnt ihr bestätigen dass der entweichende Treibstoff keine Gefahr für andere Satelliten darstellt?

Zum Problem mit Intelsat 29e gibt es jetzt auch einen Portalartikel: http://www.raumfahrer.net/news/raumfahrt/12042019113214.shtml

Was auch noch interessant ist, schon bei Intelsat 33e gab es in 2017 ein Problem im Antriebssystem, wenn auch kein Zerlegen. Beide Sats gehören zur gleichen Satellitenserie "Epic NG" von Boeing. Nicht dass es dort größere systematische Fehler gibt...

... Beide Sats gehören zur gleichen Satellitenserie "Epic NG" von Boeing. Nicht dass es dort größere systematische Fehler gibt...

Kann so sein. Muss aber nicht. Boeing spricht bzgl. der EpicNG-Sats von einem vereinheitlichten, vereinfachten Antriebssystem. Das soll wohl bei allen EpicNG-Sats gleich sein, mit der Ausnahme, dass der 29e noch keine Hydrazin-Arcjets vom Typ MR-510 an Bord hat. Vllt. ist beim 33e als Erstling mIt den Arcjets irgend etwas passiert, das beim 29e gar nicht passieren kann. Es wird aber auch berichtet, dass der 33e ein Problem mit seinem Apogäumsmotor (Typ LEROS) hatte.

Überlegungen, die sagen, man solle sich die Auslegung / Konstruktion dieser Sats noch einmal genau ansehen, hielte ich für nachvollziehbar.

Gruß   Pirx

Was mich etwas stört bei diesen Satelliten sind die Angaben für die Massen: Startgewicht: 6.552 kg; Leergewicht: 2.946 kg

Wenn ich folgende Berechnung durchführe:

	Startgewicht	6.552 kg
	minus	1.550 kg of N2O4
	minus	2.000 kg of NTO
	Ergebnis	3002 kg

Dann kommt noch was anderes dazu dann kann man auf 2.946 kg kommen.

Wenn ich nun das Startgewicht 6.552 kg durch das Leergewicht 2.946 kg teile dann kommt 2.224 heraus und diese Zahl ist für einen Satelliten der mit einer Ariane gestartet worden ist völlig unnormal.
Für den Einschuß in seine GEO-Position soll er 2.500 kg Treibstoff verbraucht haben, dann hat dieser Satellit jetzt noch 1.000 kg Treibstoff an Bord.

Quellenangaben für die Zahlen:
Start- und Leergewicht: https://de.wikipedia.org/wiki/Intelsat_29e
alle andere Zahlen: https://en.wikipedia.org/wiki/Intelsat_29e

..
Wenn ich nun das Startgewicht 6.552 kg durch das Leergewicht 2.946 kg teile dann kommt 2.224 heraus und diese Zahl ist für einen Satelliten der mit einer Ariane gestartet worden ist völlig unnormal. ...

Nun ja, das war Einzelstart, und der Sat wurde auf einer nur rund ein halbes Grad gegen den Äquator geneigten Transferbahn ausgesetzt - beides nicht die Regel bei üblichen Ariane-5-Starts mit 2 Sats für GTOs.

Gruß   Pirx

@Ariane 42L: Die Rakete kann sicher schwerere Satelliten starten. Aber der erreichte Orbit ist (wie Prix schon schrieb) das A und O.

@Sensei: Bestätigen kann ich es nicht. Aber der Slot, welcher ein Satellit einhalten muss, ist rund 100 km groß. Der nächste Satellit ist also 100 km weit weg. Wenn sich der Treibstoff Wolkenartig verbreiten würde, wäre es eine Kugel von 200 km Durchmesser. Dazu kommt, daß der Treibstoff vermutlich mit einer hohen Geschwindigkeit ausgetreten ist. Er hat somit eine Umlaufbahn welche höher ist als andere Satelliten fliegen. Da dürfte vom der Treibstoff kein Problem sein.



@Terminus: "Schneller" ist bei einem Satelliten eigentlich ein schlechtes Wort. Wenn ein Satellit beschleunigt, wird er langsamer. Wenn er bremst, wird er schneller. Und je schneller ein Satellit ist, desto tiefer ist eine Umlaufbahn. Hier wurde der Satellit also gebremst. Er fliegt jetzt tiefer und braucht weniger Zeit für eine Erdumrundung.


>> Stellt er dann überhaupt noch eine Gefahr (...) dar?
Eine theoretische Gefahr auf jeden Fall. Alle 24 Stunden kommt er er Bahn anderer Satelliten sehr nahe. Allerdings ist er dann fast gleich schnell. Man kann die Position sehr genau ausrechnen. Man weiß also heute schon, wie dicht der Satellit den anderen kommt. Für die nächsten Monate kann man das perfekt berechnen, ggf. sogar (sobald die Umlaufbahn stabil ist) für die nächsten Jahre grob berechnen. Jeder Satellitenbetreiber hat somit genügend Zeit zum Reagieren, nur Not muss er selber Treibstoff verbrauchen und seinen Satelliten bewegen. In der Praxis ist das wie beim Autofahren. Die Gefahr, jemanden hinten drauf zu fahren ist immer da. Aber bremsen kann man auch immer.

>> Oder hängt es mit der Exzentrizität zusammen, dass er also vielleicht zweimal
>> am Tag den geostationären Orbit durchquert und zwar dann, aber eben auch
>> "nur" dann gefährlich werden kann?
Korrekt. Jedoch ist die Umlaufzeit 1 Tag, er kommt bei einer Exzentrischen Bahn somit nur 1 mal am Tag den anderen Satelliten nahe.

>> Oder hängt es mit der Exzentrizität zusammen, dass er also vielleicht zweimal
>> am Tag den geostationären Orbit durchquert und zwar dann, aber eben auch
>> "nur" dann gefährlich werden kann?
Korrekt. Jedoch ist die Umlaufzeit 1 Tag, er kommt bei einer Exzentrischen Bahn somit nur 1 mal am Tag den anderen Satelliten nahe.

Ja sorry, ich hatte die falsche Vorstellung, dass das Perigäum seit dem Zwischenfall zwar niedriger sei als der GSO, das Apogäum dafür aber höher, und der Intelstar Intelsat deshalb den GSO zweimal am Tag schneide.

Mittlerweile habe ich dank Eurer Antworten verstanden, dass sein Apogäum weiterhin in der GSO-Höhe liegt und der Intelstar Intelsat somit nur einmal am Tag den GSO schneidet.

Welcher Intelstar?

IntelSAT. Verschreiber. Kommt vor 

	Startgewicht	6.552 kg
	minus	1.550 kg of N2O4
	minus	2.000 kg of NTO
	Ergebnis	3002 kg

Wenn diese Zahlen stimmen dann führt dieser Satellit zuviel Treibstoff mit.

Als Beispiel
Satellit: HellasSat 4/SaudiGeoSat 1 (Plattform LM2100) gestartet am 5.02.2019 mit einer Ariane 5ECA
Wenn ich bei ihn Startgewicht (6.495 kg) durch Trockenwicht (3.950 kg) teile dann komme ich auf 1,644.

Dazu im Vergleich
Satellit: Telstar 19V (Plattform SSL1300) gestartet am 22.07.2018 mit einer Falcon 9
Bei ihn Startgewicht (7.075 kg) durch Trockengewicht (3.031 kg) → 2,334

Deshalb bin ich der Ansicht das Leergewicht bei diesen Satelliten ist nicht die Trockenmasse. Neben der Leermasse muss noch die Nutzlastmasse hinzugenommen werden.

...
Deshalb bin ich der Ansicht das Leergewicht bei diesen Satelliten ist nicht die Trockenmasse. Neben der Leermasse muss noch die Nutzlastmasse hinzugenommen

Ich denke, die Leermasse ist inkl. Nutzlast. Zu den Vergleichen: Ist halt ein anderer Bus ...

Allgemein:

Boeing 702MP Satellite
5.800 - 6.160 kg Startmasse
3.582 - 3.833 kg Masse bei Betriebsbeginn im Orbit

Quelle: https://core.ac.uk/download/pdf/82915123.pdf


Im besonderen Daten, die die FCC zum 29e hat:
"
SPACECRAFT MASS BUDGET
Mass of Spacecraft without Fuel (kg) 2946
Mass of Fuel and Disposables (kg) 3354
Launch Mass (kg) 6300
Mass of Fuel at Beginning of Life (kg) 874
"
70,6 kg Treibstoff für Erreichen eines Friedhofsorbits reserviert

Quelle: Engineering Statement via FCC

Gruß   Pirx

Intelsat

http://www.intelsat.com/news/press-release/intelsat-29e-satellite-failure/

hat am 18. April 2019 gemeldet, dass der 29e ein Totalverlust sei.

Gruß   Pirx

Ich habe die Bahn von Intelsat 29E mit der Bahn von AMC-12 verglichen. AMC-12 ist ein Satellit, welcher noch in Betrieb ist. Er überträgt z.B. ein Teil vom "Astra" TV-Programm.


Jeder Satellit hat eine Inklination. Geostationäre Satelliten sollen zwar 0° Inklination haben, aber so ganz schafft man es nicht. Somit pendeln sie ein klein wenig. Als erstes habe ich die Latitude beide Satelliten miteindner verglichen. AMC-12 penelt 0,05 Grad, Intelsat 0,06 Grad, je in beide Richtungen. Zufälligerweise pendeln beide sogar zeitlich betrachtet relativ gleich:

]https://www.dropbox.com/s/rn62532yag4dx1y/01%20-%20Vergleich%20Latitude.PNG?dl=0

Die Longitude eines Geostationären Satellitens ist fest. In der folgenden Grafik sieht man, wie AMC-12 bei ca. -37,5° Pendelt. Intelsat ist außer Kontrolle, er sprengt die Skala der Grafik.

https://www.dropbox.com/s/127hbtv3aykfoyk/02%20-%20Vergleich%20Longitude.PNG?dl=0


Folgend die gleiche Grafik, jedoch ist die X-Achse der Grafik gestaucht. Jetzt sieht man, wie stark Intelsat driftet:

https://www.dropbox.com/s/n8oxrgbxxu5t577/03%20-%20Vergleich%20Longitude%20weitwinkel.PNG?dl=0


Wenn man jetzt Longitude und Latitude in eine Grafik legt, dann entsteht für einen Geostationären Satelliten ein Kreis in der Grafik, bzw. je nach Auflösung der Achsen eine Ellipse. AMC ist hier in der Mitte, seine Position ist somit Stabil. Intelsat wandert:

https://www.dropbox.com/s/dbwr0op7dswhg8u/04%20-%20Vergleich%20Latitude%20zu%20Longitude.PNG?dl=0


Sehr deutlich sind die Unterschiede beider Satelliten in der Altitude. Währen AMC stabil seine Höhe hält, hat Intelsat ein abgesenktes Perigäum, aber auch ein leicht höheres Apogäum. Das abgesenkte Perigäum erklärt sich durch das Entleeren der Tanks. Aber das leicht gestiegene Apogäum deutet auf ein zweites deutlich kleineres "Event" hin:

https://www.dropbox.com/s/h3bbdxz1llyjd18/05%20-%20Vergleich%20Altitude.PNG?dl=0


Auch die Altitude kann man in der Grafik kombiniert mit der Longitude anzeigen. AMC bildet hier wieder einen stabilen kleinen Kreis, Intelsat pendelt und wandert sehr stark. (Das R0 in der Grafik steht für eine rechnerische Altitude auf eine runde Erde hin berechnet.)

https://www.dropbox.com/s/b1djyxtrsmofjl2/06%20-%20Vergleich%20Altitude%20zu%20Longitude.PNG?dl=0


Viel wichtiger ist der Abstand beider Satelliten zueinander. Da beide Satelliten pendeln ist der Abstand zueinander nicht linear. Beide Satelliten begegnen sich in rund einem Tag. Der Abstand sinkt dann auf ca. 125 km zueinander. Es besteht somit absolut keine Gefahr für AMC.

https://www.dropbox.com/s/j7wws24yy7adcap/07%20-%20Abstand%20zueinander.PNG?dl=0

Auch den Abstand kann man in der Grafik kombiniert mit der Longitude anzeigen. Das pendeln beider Satelliten sieht man hier deutlich im Bereich  125 bis 250 km Abstand.

https://www.dropbox.com/s/rzh47q6ug2aq0ub/08%20-%20Abstand%20zu%20Longitude.PNG?dl=0

...
Wenn man jetzt Longitude und Latitude in eine Grafik legt, dann entsteht für einen Geostationären Satelliten ein Kreis in der Grafik, bzw. je nach Auflösung der Achsen eine Ellipse. AMC ist hier in der Mitte, seine Position ist somit Stabil. Intelsat wandert:

...

Eigentlich sollte eine 8 entstehen, wie hier für einen Quasi-Zenti-Satelliten vom Boden aus betrachtet:


Hat der AMC vielleicht eine "erhöhte" Exzentrizität?

Ah, das Problem ist ein anderes: Du hast wahrscheinlich eine konstante Umlaufgeschwindigkeit der Erdoberfläche am Äquator angenommen, bzw. einfach immer vom Äquator aus "gemessen"? Latitude/Breite und Longitude/Länge musst man aber geometrisch korrekt am jeweiligen Punkt lotrecht unter dem Satelliten bestimmen/abtragen. Orte mit höherer Lattitude/Breite haben aber eine geringere Umlaufgeschwindigkeit als der Äquator. Wenn man das mit berückstichtigt, wird aus deiner Ellipse eine 8.

Siehe auch Analemma: https://en.wikipedia.org/wiki/Analemma

Die berühmte "8" entsteht bei vielen geostationären Satelliten nicht. Den Grund hierfür kenne ich leider nicht. Aber man sieht es z.B. auch auf N2YO sehr deutlich für alle möglichen geostationären Satelliten (AMC-12, Echostar 11, Echostar 14).

Latitude/Breite und Longitude/Länge musst man aber geometrisch korrekt am jeweiligen Punkt lotrecht unter dem Satelliten bestimmen/abtragen.

Das wurde entsprechend berücksichtigt.

Durch ausprobieren habe ich festgestellt, daß dieser Effekt erst ab 1,8 Grad Inklination beginnt.

Die Ellipse würde doch bedeuten, dass der Satellit an dem einen Umkehrpunkt (z.B. der nördliche) immer vorauseilt und am anderen Umkehrpunkt (z.B. der südliche) immer zurückfällt. Das ergibt so keine Sinn, außer es wäre eine mit diesen Positionen gekoppelte Exzentrizität drin, die zu solch unterschiedlichen Geschwindigkeiten an diesen Punkten führt, da dann dort ein Perigäum und ein Apogäum sind.

Währen AMC stabil seine Höhe hält, hat Intelsat ein abgesenktes Perigäum, aber auch ein leicht höheres Apogäum. Das abgesenkte Perigäum erklärt sich durch das Entleeren der Tanks. Aber das leicht gestiegene Apogäum deutet auf ein zweites deutlich kleineres "Event" hin:

Okay, also ist es komplizierter als ursprünglich angenommen und letztlich schneidet der Intelsat den GSO doch zweimal am Tag.

Viel wichtiger ist der Abstand beider Satelliten zueinander. Da beide Satelliten pendeln ist der Abstand zueinander nicht linear. Beide Satelliten begegnen sich in rund einem Tag. Der Abstand sinkt dann auf ca. 125 km zueinander. Es besteht somit absolut keine Gefahr für AMC.

https://www.dropbox.com/s/j7wws24yy7adcap/07%20-%20Abstand%20zueinander.PNG?dl=0

Immerhin gut, dass man es doch recht genau beobachten und vorausberechnen kann, wie Du hier schön zeigst. Denn aller Wahrscheinlichkeit nach wird der Unglückssatellit irgendwann einmal an einem anderen Satelliten vorbeikommen, bei dem sich die Linien treffen und an dem er dann eben nicht mehr vorbeikommt, wenn man nichts unternimmt...

Das Problem bei diesen Beobachtungsdaten ist ja immer die Unsicherheit. Die aufbereiteten Datensätze, die wir sehen, sind eine wahrscheinliche Representation der letzten Beobachtungen. Die tatsächlichen Datensätze werden immer mit einer Unsicherheit/Fehlergröße versehen, um ihre Aussagekraft einschätzen zu können.
V.a. bei plötzlichen/unstetigen Änderungen hat man praktisch keine valliden Daten mehr, selbst wenn man schnell eine neue Messung erhält. Dann kann praktisch auch noch niemand reagieren, da man einfach nicht genug über den neuen Zustand weiß, um Korrekturmanöver oder Ausweichmanöver zielgerichtet und sicher zu berechnen.

15.04.2019:
0.05° 1431.51min 35564.1x35829.5 km
Position zu diesem Zeitpunkt 44,12° West
Bewegung 1,149° nach Osten je Tag