Die Deorbitierung der ISS

Den heutigen Artikel nehme ich als Aufhänger wieder einmal etwas Grundlagen zu vermitteln. Der eigentliche Grund, ist eine Meldung: Die NASA hat SpaceX beauftragt, das Deorbit-Gefährt für die ISS zu entwickeln. Das soll im Jahr 2030 erfolgen und der Auftrag hat einen Umfang von 843 Millionen Dollar.

Wie deorbitiert man richtig?

Inzwischen gibt es ja internationale Vereinbarungen zur Reduktion des Weltraummülls. Es sind keine verpflichtende Verträge, aber selbst auferlegte Auflagen. Die ESA hat vor wenigen Jahren die Zeitdauer, die ein Satellit nach Ende seiner Mission im Orbit verleiben darf, von 25 auf 5 Jahre reduziert. Dazu gehören auch andere Maßnahmen wie das Deorbitieren der Oberstufe, nachdem sie ihre Satelliten abgesetzt haben. Nicht jeder folgt dem, so macht China immer wieder Schlagzeilen, weil sie die zweiten Stufen ihrer Langer Marsch 5 die immerhin über 20 t wiegen, nicht deorbitiert. Aber in China fallen auch die normalen Stufen beim Start in bewohnte Gebiete oder Stufen starten bei einem statischen Test schon mal selbst. Sie haben das iterative Konzept von Elon Musk schon Jahrzehnte vor ihm verinnerlicht.

Was man bei Satelliten aber nicht tut ist, dass man darauf achtet, wo sie runter kommen. Vielmehr senkt man die Umlaufbahn so ab, dass sie in der erlaubten Restzeit verglühen. Auch bei der ISS ist diese Praxis normal. So verglühte am 7.3.2024 ein Batteriepack der ISS, dass nachdem es durch ein neues ersetzt wurde, ziemlich genau drei Jahre zuvor einfach abgekoppelt wurde. Da Batterien relativ kompakt sind und das Paket 2,6 t wog, kam es in die Schlagzeilen.

Vor wenigen Tagen in die Schlagzeilen kam SpaceX. Die Dragons haben hinten einen Trunk, wo die Cargo Transporter Fracht transportieren können, bei den bemannten Transportern vermittelt er zwischen Kapsel und Falcon 9. Diese Trunks werden nach Abkopplung von der ISS abgetrennt und sie sind so massiv, das sie den Wiedereintritt überleben. Mindestens drei sind schon auf dem Gebiet der USA niedergegangen. Da die Teile, die den Wiedereintritt überlebten um die 50 kg wiegen hat das jetzt auch die NASA auf den Plan gerufen.

Also bisher hat die NASA es mit der Deorbitstratgeie der ISS nicht so genau genommen, aber das betraf ja auch nur kleine Einzelteile und nicht die ganze 420+ t schwere Station.

Schnelles und langsames Deorbitieren

Wie man deorbitiert ist keine Geheimwissenschaft. Die Atmosphäre nimmt in der Dichte nach oben hin ab und sie bremst alles ab und zwar um so mehr je näher ein Objekt der Erde ist. Unumkehrbar, in dem Sinne, das ein Objekt keinen weiteren Umlauf mehr schafft, ist dies wenn die Umlaufbahn eine Höhe von 100 bis 120 km unterschritten hat. Das gilt zumindest für kreisförmige Umlaufbahnen. Das erste Aufleuchten durch Plasma sah man beim letzten Teststart ITF-4 in 105 km Höhe. Wann ein Objekt auseinanderbricht, hängt natürlich von dem Objekt selbst ab. Relativ genau untersucht hat man dies beim Wiedereintritt der ATV. Da diese sehr den Modulen der Raumstation ähnelten, wurde ihr Wiedereintritt mit je einem ESA und einem NASA-Flugzeug überwacht. Das Zerbrechen begann in 80 km Höhe wo dann zuerst die Solarzellenausleger abbrechen, da sie sie relativ geringes Gewicht haben und eine große Oberfläche und so viel Widerstand bieten. Das aerodynamisch besser geformte ATV-Modul zerbrach etwas tiefer, kurz bevor es 60 km Höhe erreichte. Das Starship ging bei ITF-3 auch in 65 km Höhe verloren.

Was die NASA nun tun möchte, ist dass sie den Ort wo die Trümmer niedergehen genau kontrollieren können, am besten sollte diese im Pazifik heruntergehen, wo es viel Gewässerfläche gibt, wo es wenige oder gar keine Inseln gibt. Die Osterinsel ist z. B. über 2.500 km von jedem anderen Festland entfernt.

Da sich die Teile der ISS wie auch ein Satellit in verschiedenen Höhen abtrennen, kommen sie auch an verschiedenen Orten nieder. Will man die betroffene Region also möglichst klein halten, so muss man dafür sorgen, dass der Eintritt möglichst steil erfolgt, die ISS sehr bald in die Region gerät in der auch die Module mit ihren dicken Wänden verglühen. Je größer der Unterschied zwischen dem höchsten Punkt der Bahn (Apogäum) und dem niedrigsten Punkt der Bahn (Perigäum) ist, desto steiler ist der Eintritt. Bei den suborbitalen Tests des Starships gelangten diese in Orbits mit einem Perigäum von -55 km und einem Apogäum von 234 km. Das Perigäum kann durchaus unterhalb der Erdoberfläche liegen. Bei Ariane 5 Starts, wo man dafür sorgt das die Zentralstufe in einem bestimmten Gebiet im Indischen Ozean aufschlägt, liegt das Perigäum z.B. bei -1100 km. Das klingt dramatisch, aber es fehlen nur 438 m/s für eine 200 km hohe Kreisbahn.

Die ISS befindet sich derzeit in rund 407 km Höhe. Würde man das Perigäum auf 0 km absenken, so braucht man dafür eine Geschwindigkeitsänderung von 119,42 m/s. Der Treibstoffbedarf ist auch ohne Raketengleichung relativ einfach zu berechnen, weil die Massenänderung bei 420 t Masse der ISS durch den verbannten Treibstoff praktisch nicht ins Gewicht fällt. Es gilt:

• Gesamtimpuls = Masse * Geschwindigkeitsänderung
• Treibstoffverbrauch = Gesamtimpuls / spezifischen Impuls

Also für einen spezifischen Impuls von 3000 m/s, wie ihn lagerfähige Treibstoffe haben aber auch LOX/Kerosin, ergebt sich bei einer Masse von 420 t für die ISS:

• 420.000 kg * 119,4 m/s = 50.1487.000 Ns
• 50.148.000 Ns / 3.000 m/s = 16.716 kg

In einem Papier gibt die NASA dagegen den Treibstoffverbrauch mit 9.000 kg und das Δv mit 57 m/s an. Die Strategie ist aber nicht neu. Man lässt die ISS zuerst kontrolliert absinken – wenn Batterien, die sehr kompakt sind, innerhalb von drei Jahren verglühen, dann dürfte die ISS weitaus weniger Zeit brauchen, um einen niedrigen Orbit zu erreichen. Zudem muss sie nicht das Perigäum auf 0 km absenken. Mit den letzten ATV hat man einen flacheren Abstieg erprobt. Ab welcher Höhe die ISS auseinanderbricht und keinen weiteren Umlauf mehr schafft, wird nur die NASA wissen, doch beim aerodynamisch geformten Starship waren bei ITF-4 schon in 106 km Höhe Plasma zu sehen, so denke ich wird die Höhe unter 110 km liegen. Bei einem dV von 57 m/s dürfte die Ausgangshöhe dann bei 300 km liegen.

Zum Vergleich: die operativen Orbits von Saljut 1 bis 5 lagen immer unter 300 km Höhe, Saljut 6+7 und Mir operierten in 340 bis 350 km Höhe. Während des Aufbaus war die ISS in 370 km Höhe. Damals durfte sie nicht unter 340 km Höhe sinken, weil sonst die Logistik nicht mehr garantieren konnte, sie vor dem weiteren Absinken zu hindern. Die europäischen ATV, über die es auch ein Buch von mir gibt, brachten sie dann in die heutige Höhe.

Von Vorteil für das Deorbitieren ist, dass beim geplanten Datum 2030 man sich nah eines solaren Minimums befindet (siehe meinen letzten Blog zu dem Thema). Also die Atmosphäre vergleichsweise wenig bremst. Ich habe aus der Lebensdauer in dem obigen PDF mal die Oberfläche zu rund 4.400 m² bestimmt und dann simuliert wie lange die ISS braucht, um von 415 auf 300 km Höhe zu sinken. Es sind ziemlich genau eineinhalb Jahre. Allerdings geht es dann ziemlich schnell: in weniger als 40 weiteren Tagen ist sie in 100 km Höhe angelangt. Die Zeit drängt dann also.

Der Schub

Bei den Geschwindigkeitsberechnungen ging ich von einem Impuls aus. Also ein schukräftiges Triebwerk senkt mit einer kurzen Zündung die Bahn ab. Das heißt: die Brenndauer muss klein vergleichen mit der Umlaufszeit von etwa 90 Minuten sein. Bisher waren dafür mehrere Progress Transporter vorgesehen, die haben je zwei Haupttriebwerke von 3,92 kN Schub. Die maximal 2 t Treibstoff pro Transporter verbrennen die Triebwerke, wenn beide laufen, in 730 Sekunden, das ist ein Bruchteil der Umlaufdauer.

Die US-Transporter zur ISS mit denen man Tests machte, ob sie die Lageregelung und den Reboost übernehmen können haben dagegen nur Triebwerke von maximal 0,4 kN Schub. Zudem eine zu geringe Treibstoffladung. Dann dauert das Deorbitieren noch länger, denn man kann nur jeweils am höchsten Punkt der Bahn die Triebwerke zünden. Sonst sinkt zum einen das Apogäum auch ab und es wird wesentlich schwieriger die räumliche Lage zu stabilisieren, vor allem aber braucht man dann ungefähr die doppelte Treibstoffmenge, das nicht nur ein Bahnpunkt abgesenkt wird, sondern beide.

Die Optionen

Das die ISS deorbitiert werden muss, ist jetzt nicht so überraschend. Das obige Papier diskutiert auch andere Alternativen, aber diese sind entweder zu umständlich oder brauchen viel mehr Treibstoff, wenn sie in einen höheren Orbit verschoben werden soll. Wobei allerdings auch nur sehr hohe Orbits berücksichtigt wurden, würde man denselben Treibstoffbedarf von 9.000 kg wie beim Deorbit einsetzen so könnte man sie in 520 km Höhe hieven, was einem 14 Jahre Zeit gäbe. Und dann gibt es sicherlich ja viel günstigere Möglichkeiten, schon seit dem Bau der ISS ist der Transport ins All ja deutlich günstiger geworden.

Der alte Plan war sie mit mehreren Progress zu deorbitieren. Diese können auch die eigenen Treibstoffvorräte der ISS auffüllen, sodass man beim letzten Manöver 5,7 t mehr Treibstoff einsetzen kann. Jeder Progress-Transporter kann rund 2 t Treibstoff transportieren. Angesichts des Konflikts mit Russland will NASA-Administrator Bill Nelson sich nun nicht mehr darauf verlassen und hat einen Auftrag über 830 Millionen Dollar an SpaceX vergeben. Aber bevor ich zu dem komme, will ich zwei andere Optionen diskutieren.

Orion

Eine Möglichkeit wäre die Orion. Die Orion wiegt etwas mehr als 26 t, davon sind 8,6 t Treibstoff. Sie kann, da die Docking-Adapter für die Dragon 2 und den Starliner aus dem Adapter für die Orion entwickelt wurden an die ISS andocken und das auch automatisch. Damit könnte sie unbemannt gestartet werden, was es ermöglichen würde die auf einer Falcon Heavy oder New Glenn zu starten. Ich vermute aber, weil die NASA schon vor Jahren beschlossen hat, die ISS nur kommerziell zu versorgen, auch was die Besatzung angeht, das dies politisch nicht gewollt ist. Daneben ist sie wohl zu teuer: Die Artemis 1 Mission kostete 4,1 Milliarden Dollar. Gut davon geht einiges auf die SLS, die Missionsdurchführung, aber selbst wenn die Orion selbst nur ein Viertel der Gesamtsumem ausmacht, ist das immer noch teurer als die Summe die SpaceX erhält und dann kämen ja noch Startkosten hinzu.

ESA Mission

Die Orion beinhaltet auch das europäische Servicemodule ESM. Das wurde aus dem ATV entwickelt. Die sechs ESM sind die Kompensation für den ISS Betrieb, das sind 14 Jahre wobei die NASA den jährlichen ESA-Beitrag auf 150 Millionen Dollar festlegt, das wären 325 Millionen Dollar pro ESM. Würde die ESA es mit einer Ariane 6 starten, so würden maximal Startkosten von 115 Millionen Euro hinzukommen, bis 2030 würde aber auch eine Ariane 62 mit Startkosten von 90 Millionen Euro reichen, weil derzeit Ariane 6 Upgrades erfolgen.

Das Andocken könnte über das Verpflanzen des Orion-Koppeladapters erfolgen, aber auch vuel einfacher: es gibt noch ein Ingenieursexemplar des ATV, dass für Tests genutzt wurde und dann nicht startete, damit man an ihm Probleme nachvollziehen kann. Baut man den Koppeladapter dieses ATV aus und an das Servicemodul an, so kann es im russischen Segment andocken, was den Vorteil hat, dass der Schubvektor durch den Schwerpunkt geht. Das erleichtert das Manöver beträchtlich. Zusätzlich könnte man das AJ-10 auch durch das eigene Aestus Triebwerk ersetzen. Das hat den dreifachen Schub und einen höheren spezifischen Impuls, sodass man mit rund 8,1 t Treibstoff auskommt und 8,6 t Treibstoff passen ins Servicemodul.

Das die NASA den Auftrag an die ESA vergibt wäre möglich gewesen, schlussendlich hat sie sich ja auch jahrelang darauf verlassen, das Russland die ISS deorbitiert und die ESA ist nicht nur ein zuverlässiger Partner, sie ist ja mit dem ESM schon in einem anderen Programm – Artemis – unverzichtbar. Als Kompensation für das Deorbitieren hätte man zum Beispiel einen ESA-Astronauten auf eine Mondmission mitnehmen können.

SpaceX Optionen

Bei der ISS geht Sicherheit vor, daher glaube ich nicht das die NASA selbst im Jahre 2030 die Desorientierung durch ein Starship erlauben wird. Es stellt sich auch die Frage wie dieses andocken soll. Gerade hat eine interne Untersuchung ergeben, dass die Artemis 3 Mission mit dem Lunar Starship nur mit einer Wahrscheinlichkeit von 70 Prozent bis zum Februar 2028 durchgeführt werden kann. Nur zu Einordnung: an der Mission wird seit über drei Jahren entwickelt und sie sollte eigentlich noch dieses Jahr stattfinden. Die ISS hat nicht die Zeit, einige Jahre Verzögerung bei SpaceX abzuwarten. Sie wurde vorher unkontrolliert verglühen.

Was SpaceX mit den 830 Millionen Dollar entwickelt, weiß man nicht. Senkrechtstarter spekuliert das die Dragon XL die das Lunar Gateway versorgen soll dafür genutzt wird. Doch mehr als eine Abbildung kennt man von dem nicht. XL ist auch irreführend, denn es muss leichter als eine normale Dragon sein, sonst kann nicht mal eine Falcon Heavy es transportieren. Für mich sieht dies aus wie der Trunk mit einem Koppeladapter. Ob diese Dragon XL dazu geeignet ist, hängt vom Missionsdesign für die Mondmission ab: Wenn die Dragon XL von der Oberstufe (wahrscheinlich einer Falcon Heavy) auf einen Mondtransferkurs befördert wird, dann braucht sie nur ein kleines Δv um an das Lunar Gateway anzudocken. Die dafür notwendigen Treibstoffvorräte würden nie ausreichen, um die ISS zu deorbitieren. Anders sähe es aus, wenn die Dragon XL den Erdorbit mit eigenem Treibstoff verlassen würde. Doch warum sollte SpaceX die Dragon XL so auslegen? Sie müssten eine eigene Stufe dafür konstruieren während sie bei der Nutzung einer Oberstufe für das TLI nur den Trunk der bisherigen Dragon anpassen müssen. Nach den Abbildungen entfällt nämlich die kegelförmige Kapsel.

Die einfachste Möglichkeit, die man bei SpaceX sicher auch der NASA vorgeschlagen hat, wäre eine normale ISS-Dragon mit einer Falcon Heavy zu starten, aber die Oberstufe nicht abzutrennen. Mit einer Zusatzisolation am Sauerstofftank könnte man diesen lange genug flüssig halten. Angedockt an die ISS würde bei der Nutzlast der Falcon Heavy die Stufe mehr als genug Resttreibstoff haben, um sei zu deorbitieren und das Merlin Triebwerk ist auch sehr schubstark. Ich vermute bei der NASA würde ein solcher Vorschlag aber durchfallen.

Was ich denke ist, dass man im Trunk einer derzeitigen Dragon Treibstofftanks anbringt, dazu ein Triebwerk, zum Beispiel ein Super-Draco. Die Feinkorrekturen würden die normalen Triebwerke übernehmen, ebenso das Andocken. Das wäre eine relativ preiswert umsetzbare Lösung.

Fazit

Es gibt viele Optionen und sechs Jahre Zeit dürften ausreichten um eine Lösung zu entwickeln. Was aber auch klar ist: es wurde wohl niemand gefunden, der die ISS kommerziell weiterbetreiben will. Ich selbst sehe den ganzen Weltraumtourismus als Spin-Off. Sprich: bisher gab es nur Missionen mit Vehikeln, die mit staatlicher Finanzierung entwickelt und betrieben wurden zu Raumstationen die Weltraumorganisationen betrieben werden. Die einzige Firma, die an einer eigenen Raumstation arbeitete, Bigelow Aerospace ist schon seit Jahren insolvent. Andere Firmen die eine Raumstation bauen wollen, müssen auch erst einmal demonstrieren das dies möglich ist (Bigelow startete ja zumindest verkleinerte Probeexemplare ihrer Stationen).

Jetzt sind zwar kommerzielle Module für die ISS geplant, aber das sind eben einzelne Module, selbst wenn die Betreiber ein weiteres Modul brauchen um die Ressourcen bereitzustellen, welche die die ISS liefert (Strom, Lebenserhaltung, Stauraum, Lageregelung, Kommunikation etc. ) dann werden diese Stationen viel kleiner und leichter als die ISS sein.