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Seit dem Medienaufsehen beim Verglühen der Raumstation Skylab im Juli 1979 werden Raumstationen deorbitiert. Aufgrund ihrer hohen Masse aber auch der für den Schutz der Besatzung notwendigen massiven Bauweise der Druckmodule, erreichen auch beim Verglühen beim Wiedereintritt Bruchstück den Boden. Daher werden seither die Raumstationen deorbitiert. Allerdings gibt es bei der ISS einige Probleme bei der Umsetzung dieses Vorhabens.
Die ISS befindet sich in rund 400 km Höhe. In dieser Höhe ist die Atmosphäre noch so dicht, dass die ISS ohne Anhebung
durch einen Raumtransporter nach etwa 2-3 Jahren wieder in die Atmosphäre eintritt. Dabei ist dies ein sich beschleunigender
Prozess: Die Dichte der Atmosphäre nimmt ab, wenn man sich von der Erde entfernt. Der Zusammenprall mit zahllosen Atomen die es auch
noch in 400 km Höhe gibt bremst die Station ab. Sie sinkt dadurch tiefer und dort ist die Dichte höher, wodurch die Abbremsung noch
schneller erfolgt.
Daher war die Hauptaufgabe des zweiten ATV "Johannes Keplers" auch die nun fertige Station um rund 40-50 km anheben. Diese Anhebung reduziert z.B. den Treibstoffbedarf von 8.600 kg in 350 km Höhe auf 3.600 kg in 400 km Höhe.
Das Bild links zeigt die Höhe der ISS zwischen Mai 2010 und Mai 2011. Deutlich sichtbar ist das Absinken, aber auch die regelmäßigen Anhebungen. Seit Mitte März 2011 lies man die Station wieder fallen, bis die Mission STS-134 beendet ist, danach erfolgte wieder eine Anhebung. In diesen zwei Monaten fiel die Station um 12 km. Erreicht die Station rund 340 km Höhe so muss sie innerhalb von 90 Tagen angehoben werden, da sonst die Abbremsung sich so beschleunigt, dass kein Transporter sie mehr anheben kann. 340 km Höhe gelten daher im operationellen Betrieb als Sicherheitsuntergrenze.
Das sich die Abbremsung beschleunigt, bedeutet auch, dass bei einer verlassenen ISS, die deorbitiert werden soll, die Station nicht einfach sich selbst überlassen werden kann, bis sie z.B. 200 km Höhe erreicht und man sie erst dann deorbitiert, weil dann die Lebensdauer nur noch wenige Tage beträgt und dies sehr große operationelle Schwierigkeiten verursacht (was passiert bei einer Startverschiebung des Deorbitgefährts)?
Eine weitere Problematik beim Absinken der Station sind die veränderten aerodynamischen Kräfte, die irgendwann dann nicht mehr von dem Lagekontrollsystem der Station kompensiert werden können. Die Station gerät ins Taumeln und damit ist es sowohl unmöglich an sie anzukoppeln, wie auch die Abbremsung abzuschätzen, da sich nun die räumliche Lage und die angreifenden Kräfte laufend ändert.
Die Herausforderung der ISS ist ihre schiere Größe. Sie wird im Endausbau rund 420 t wiegen. Die MIR wog noch 135 t und war erheblich kompakter aufgebaut. Das bedeutet, dass zum Deorbitieren der ISS rund sechsmal so viel Treibstoff wie für die MIR benötigt wird. Bei dieser konnte dies noch durch einen Progress Raumtransporter erfolgen, als die Höhe der Station schon abgesunken war. Bei der ISS würde der Treibstoff die Fähigkeiten einer Progress weit überfordern.
An dieser Stelle eine Abschätzung. Ziel eines Deorbitmanövers sollte es sein, die Bahn der ISS soweit abzusenken, dass die auseinanderbricht. Wann dies der Fall ist, hängt von den Teilen ab. Die Solarpaneele werden als erstes abgetrennt, dies dürfte in rund 100 km Höhe erfolgen. Die Druckmodule dürften ab 80 km Höhe verglühen. Das bedeutet der niedrigste Punkt der Bahn muss auf diese Höhe abgesenkt werden.
Die Energie die dazu nötig ist, hängt wiederum von der Ausgangsbahn ab. Ich habe hier in der Tabelle einmal die Geschwindigkeitsänderung und die entsprechende Treibstoffmenge für 250 und 340 km Höhe angegeben.
| Geschwindigkeit | Treibstoffbedarf (spezifischer Impuls 3000 m/s, Masse 440 t) | |
|---|---|---|
| 340 km → 100 km | 141,4 | 20,3 t |
| 250 km → 100 km | 89,3 m/s | 13,0 t |
| 340 km → 80 km | 101,4 m/s | 14,7 t |
| 250 km → 80 km | 153,6 m/s | 22,0 t |
Die Angaben gelten für eine Absenkung der gesamten Bahn, wie es der Fall, ist wenn ein Triebwerk längere Zeit arbeitet. (Dies ist bei den vergleichsweise schubschwachen Triebwerken der Transporter immer gegeben). Gelingt es nur das Perigäum abzusenken, wofür man einen kurzen Impuls im Apogäum gegen die Bewegungsrichtung benötigt, so sinkt der Energie- und Treibstoffbedarf auf 50-60% der obigen Werte.
Derzeit kann der leistungsfähigste Transporter, das ATV, rund 4,7 t Treibstoff in den eigenen Tanks und weitere 860 kg für die Tanks des Sarja Moduls mitführen. Es wären also drei bis vier ATV Flüge notwendig um die ISS zu deorbitieren. Selbst die Progress Raumtransporter, die in der Tankerversion rund 1.950 kg Treibstoff zur ISS führen, würden diese Problematik kaum bessern, zumal nur einer der beiden Transporter am Swesda Modul andicken kann - die anderen Andockpunkte haben dagegen einen Winkel von 90 Grad zum Bewegungsvektor.
Im Swesda Modul können rund 5,7 t Treibstoff gelagert werden, die natürlich auch zum Deorbitieren genutzt werden. Es gibt aber außer dem Treibstoffbedarf eine zweite Einschränkung. So wäre zwar die ISS Deorbitierung so denkbar:
Die Problematik, die nun vorliegt, ist dass in 240 km Höhe die Station maximal noch zwei Wochen hat, bevor sie
natürlicherweise verglühen würde. In diesen zwei Wochen müssten, wenn die Sarja Tanks vorher schon gefüllt waren, also zwei
Transporter kurz hintereinander abdocken und Andocken, wobei das Abdocken des ATV für das finale Manöver mit den eigenen Triebwerken
schon in 160 km Höhe erfolgen würde. In dieser Höhe würde die Station innerhalb eines Tages schon ohne Zutun verglühen.
Diese Manöver sind also alle sehr zeitkritisch. Ich halte es für nicht praktikabel, daher die Deorbitierung mit mehreren Transportern zu erledigen.
Nun wäre es eine Lösung natürlich ein ATV an die Station anzukoppeln und dann zu warten bis sie z.B. 160 km Höhe erreicht und dann mit den Triebwerken des ATV sie schnell abzusenken und sie so zum Verglühen zu bringen. Dies ist auch zeitkritisch (dies muss auch innerhalb eines Tages erfolgen), aber das mehrfache Ankoppeln entfällt und man ist nicht abhängig von Startverzögerungen, da ein ATV über sechs Monate an der ISS angedockt bleiben kann.
Trotzdem schlägt auch hier der Faktor Zeit zu, Das ATV hat vier Haupttriebwerke mit je 490 N Schub am Heck. Sie sind ausgelegt für Reboostmanöver, bei denen sie die Station langsam anheben. Üblich sind mehrere Brennperioden, bei denen die Triebwerke bis zu 1.000 s am Stück arbeiten. Würden alle vier Triebwerke gleichzeitig arbeiten, so würden sie über zwei Stunden benötigen um die gesamten Treibstoffvorräte zu verbrauchen. Neben der Überschreitung der vorgesehenen Maximalbetriebsdauer am Stück hat das zur Folge, dass diese Zeit länger als ein Umlauf ist. Ziel eines Deobritmanövers ist es mit einem kurzen Impuls die Geschwindigkeit abzusenken. Der Effekt ist eine Bahn die am Zündungspunkt noch die alte Höhe hat, 180 Grad davon entfernt dagegen den niedrigsten Punkt der Bahn. Wird der erreicht, so bricht die Station auseinander, aber nicht vorher.
Wird dagegen über längere Zeit (und 7200 s sind rund 30 Minuten länger als ein Umlauf dauert) die Bahn abgesenkt, so sinkt die Station langsam tiefer, spiralt sich auf die Erde zu. Es kommt lange vor Brennschluss schon zum Abbrechen der ersten Teile, die Station gerät ins Taumeln, wodurch sich der Schubvektor des noch abgekoppelten ATV verschiebt. Die tiefere Bahnhöhe führt zur Abbremsung der Station durch die Atmosphäre - kurzum verschiedene Faktoren führen dazu, dass der Wiedereintritt und der Punkt wo die Station auseinanderbricht unvorhersehbar werden.
Das Swesda Modul hat zwei Haupttriebwerke mit je 19,6 kN Schub, also zwanzigmal so viel Schub, wie die vier ATV Triebwerke zusammen. Sie können die Abbremsung in kurzer Zeit durchführen. Das bedeutet aber, dass man mit ihnen die endgültige Abbremsung durchführen muss. Das erfordert die Tanks von Sarja und Swesda aufzufüllen, wofür mindestens drei Progresstransporter für diesen Einsatz nötig sind. Dies wäre praktikabel. Drei Progresstransporter können in einem dreiviertel Jahr vor dem finalen Manöver gestartet werden.
Eine mögliche Alternative zu dem Nutzen bisheriger Transporter wäre es, ein eigenes Deorbitgefährt zu entwickeln. Es müsste zwei Bedingungen erfüllen: Es sollte schubstark sein und es muss eine hohe Treibstoffkapazität aufweisen. Aufgrund dieser Anforderungen möchte ich ein hypothetisches Gefährt skizzieren. Ein derartiges wird derzeit nicht geplant. Überhaupt war die Frage der Deorbitierung der ISS lange Zeit keine Frage welche die Raumfahrtbehörden interessierte. Erst als beim Constellation Programm vorgesehen war, die ISS nur noch bis 2016 zu betreiben, wurde an ihre Deorbitierung gedacht. Dies sollte nach den damaligen Plänen mit einem angekoppelten bemannten Orion Raumschiff geschehen. Die Orion wäre für Mondmissionen vorgesehen gewesen. Im Servicemodul wäre sowohl genügend Platz für Treibstoff gewesen, wie auch das schubstarke Triebwerk mit 33,3 kN Schub vorhanden gewesen. Nachdem die Orion nun (zumindest nicht in der vorgesehenen Form) kommt, wird es Zeit sich andere Gedanken zu machen.
Eine von mir angedachte Alternative nutzt dazu die EPS-Oberstufe der Ariane 5. Sie eignet sich für dieses Vorhaben besonders gut, weil sie zum einen schon für ATV Missionen für mehrere Zündungen und einen längeren Betrieb qualifiziert ist und zum anderen gelangt sie mit dem ATV in eine Umlaufbahn. Bei einer Versorgungsmission wird sie dann deorbitiert, dies würde bei einer ISS-Deorbitieung unterbleiben. Für den Zweck ist sie deswegen geeignet, weil sie voll beladen über 10 t Treibstoff verfügt und ein leistungsfähiges Triebwerk mit 28,7 kN Schub, also 14-mal schubstärker als ein ATV ist. Sie könnte in einem Impuls die Bahn absenken, was nicht nur weniger Treibstoff benötigt, sondern auch das Risiko eines vorzeitigen Eintritts eliminiert.
Bei einer normalen ATV Mission zündet die EPS kurz um eine erste Bahn zu erreichen. Sie wird bei diesen Missionen nur teilweise mit Treibstoff beladen weil sie nur etwa 600 m/s, die zum Orbit fehlen, aufbringen muss. Das erlaubt es aber auch, bei einer etwas geringeren Startmasse den Großteil dieser 600 m/s von der Zentralstufe aufzubringen und die EPS Zündung auf die zweite Brennphase zu beschränken, die nach rund 45 Minuten im Apogäum den Orbit zirkularisiert.
Bei einer ATV-Mission gelangen in den Orbit:
Bei dem Einsatz der EPC ist die Nutzlast etwas geringer. Bei der aktuellen Ariane 5 (die Daten der Ariane V200 mit dem ATV-02 "Johannes Kepler" wurden für die Simulation herangezogen) würde die Ariane rund 22,9 t in eine temporäre Bahn mit einem Apogäum von 260 km Höhe und einem Perigäum von 80 km befördern. Diese Bahn führt zum Verglühen der EPC nach einem Umlauf. Die Kombination würde die Bahn dann nach einem halben Umlauf anheben, wofür das Aestus Triebwerk der EPS gezündet wird. Das kostet etwas Treibstoff. In die endgültige Bahn in 260 km Höhe gelangen dann noch 22,5 t. Diese Masse schliest die VEB und die EPS-Stufe mit ein, sodass sie netto etwas geringer als bei einem ATV Start ist (dort sind es 23,3 t Gesamtmasse).
Von den 22,5 t entfallen rund 2,8 t auf die VEB und die Trockenmasse der EPS. Dazu kommen noch 9,4 t nutzbarer Treibstoff. Das bedeutet, dass der ATV nur noch 10,3 t wiegen darf. Er wiegt aber schon trocken 10,47 t und benötigt Treibstoff um die ISS anzufliegen. Für alle Feinkorrekturen der Bahn werden die Triebwerke des ATV benötigt. Typischerweise benötigt ein ATV dazu rund 2,2 t Treibstoff, wovon rund 1,6 t bis zum Ankoppeln benötigt werden. Die minimale Treibstoffmenge von 1,821 kg darf nicht unterschritten werden. Diese Menge ist aus strukturellen Gründen so vorgegeben.
Es gibt nun zwei Möglichkeiten: Man verzichtet auf einen Teil des EPS Treibstoffs und baut aus dem ATV alle Systeme aus, die für diese Mission nicht benötigt werden (Wasser- und Druckgastanks, Tanks für das Refüllsystem). Die ESA plant diese Maßnahmen schon für die nächsten Transporter. Dies könnte rund 500 kg einsparen.
Ohne gravierende konstruktive Änderungen muss daher 1,5 t EPS Treibstoff weggelassen werden. Der verbleibende Rest reicht aus um die Geschwindigkeit um 57 m/s zu reduzieren. Das reicht aus, um die Station zu deorbitieren, wenn sie eine Bahnhöhe von 270 km erreicht hat. In diese Höhe müsste sie vor der Ankopplung des ATV, z.B. durch Zündung ihrer eigenen Triebwerke gebracht werden. Ein langsames Absinken wird vermieden werden, da die Lebensdauer in dieser Höhe nur noch wenige Wochen beträgt und man so eine Startverzögerung des ATV praktisch nicht kompensieren könnte. Dazu könnte man wieder die eigenen Treibstoffvorräte der Station einsetzen.
In jedem Falle müssten durch den Adapter zur VEB Leitungen für die Stromversorgung der VEB gezogen werden. Die VEB verfügt nur über Batterien. Idealerweise auch Steuerleitungen, da die VEB den Betrieb des Aestus Triebwerks steuert. Es wäre aber, da es nur eine Zündung gibt, auch möglich die Daten über die Telemetrie direkt zur VEB zu senden und mit dem ATV nur Feinkorrekturen der räumlichen Ausrichtung während der Zündung durchzuführen. Weiterhin müssten die Treibstofftanks der EPS, die derzeit für eine Betriebszeit von wenigen Stunden ausgelegt sind, besser isoliert werden.
Eine Alternative wäre es, den ganzen Frachtbehälter, der rund 5,15 wiegt zu entfernen und nur den vorderen Teil mit dem Kopplungsadapter direkt an den Bus anzubringen. Schätzt man dessen Gewicht auf 1 t, so löst dies alle Gewichtsprobleme, da der ATV nun nur noch 8,6 t mit Treibstoff wiegt. Zusammen mit der EPS und VEB wiegt das Gefährt dann 20,8 t, also deutlich weniger als die 22,5 t Maximalgewicht. Diese Konfiguration könnte die Station um 69 m/s abbremsen. Das wäre ausreichend, um sie aus einer Höhe von 310 km zu deorbitieren.
Eine weitere, allerdings kostenintensive, Möglichkeit wäre der Umbau der EPS Stufe. Mitte der neunziger Jahre war noch geplant die Tanks zu vergrößern und das Triebwerk im Schub zu steigern. Diese Pläne wurden dann zugunsten der ESC-A Oberstufe aufgegeben. Die EPS Oberstufe könnte bis zu 14 t Treibstoff aufnehmen. Es würde dann eine erste Brennphase, geben in der die Stufe rund 3,2 t Treibstoff verbraucht. In den Orbit gelangen rund 22,7 t. Die Nutzlast ist fast gleich hoch, da nun auch weitere Tanks für den Treibstoff bei der EPS hinzukommen. Von den 14 t Treibstoff stehen noch 10,8 t zum Deorbitieren der ISS zur Verfügung, Das ist genau die Treibstoffmenge, die benötigt wird um die ISS aus einer Höhe von 350 km zu deorbitieren - in dieser Höhe wurde sie zusammengebaut und sie ist über einige Monate stabil.
Diese Lösung wäre also gangbar, es wäre kein anderer Transporter zum Verglühen der Station notwendig. Sie würde allerdings Investitionen nach sich ziehen für den Umbau der EPS-Stufe.
In jedem Falle ist durch eine normale ATV/EPS Kombination die Station deorbitierbar, wenn noch eigene Treibstoffvorräte zur Verfügung stehen, um die Bahn vor dem Ankoppeln des Transporters abzusenken. Dies dürfte aber erst erfolgen wenn das ATV eine Umlaufbahn erreicht hat, da die geringere Treibstoffkapazität eines ATV ohne Umbauten eine Absenkung auf 260 km Höhe nötig macht.
Eine Alternative zum Deorbitieren der ISS ist das genaue Gegenteil: Das Anheben des Orbits. Damit entfallen fast alle Probleme die es beim Deorbitieren gibt. So entfällt der Zeitdruck: Erhöht man den Orbit, so vergrößert sich die Aufenthaltsdauer. Die Erhöhung der Distanz zur Erde durch das ATV-02 um 40-50 km senkte z.B. den Treibstoffverbrauch zum Aufrechterhalten der Bahn von 19.000 auf 8.000 Pfund pro Jahr. Ein weiterer ATV, der die Station um weitere 50 km anhebt, würde die Lebensdauer ohne dass man ihre Bahnhöhe aktiv kontrolliert, von eineinhalb Jahre auf rund sieben Jahre erhöhen. Weitere 50 km, und wir reden von einer Bahn die über mehr als ein Jahrzehnt stabil ist. Das ganze könnte auch durch mehrere Progresstransporter erfolgen bzw. wenn man die Bahn nur wenig anhebt würde ein Transporter pro Jahr genügen um sie aufrecht zu erhalten.
Auf den ersten Blick scheint dies verlockend zu sein, wäre so z.B. eine Wiederverwendung von Modulen möglich. In der Praxis dürfte aber keiner Interesse daran haben. Das Problem ist schlicht und einfach, dass sich die Technik weiterentwickelt. Selbst, wenn wir nicht von Geräten sprechen, so wird es doch schwierig, für Verschleißteile Ersatz zu finden und Module ,die nicht funktionieren, sind wertlos. Dazu ein Beispiel, das schon bei der ISS zuschlug: Die Planung für dei Raumstation erfolgte 1993. Dabei wurden auch die Lampen festgelegt, die natürlich besonders qualifiziert sind, also explosionsgeschützt, kompatibel mit dem elektrischen System, sie müssen langlebig sein und den Belastungen eines Raketenstarts wiederstehen. Die NASA fand auch einen Auftragnehmer, bestellte dort eine ausreichende Anzahl von Lampen und dies tat man auch bei den MPLM-Frachtmodulen, beim HTV und ATV die dass elektrische System der ISS mitbenutzen. Für den Auftragnehmer war dies aufwendig. Jede Lampe bekam z.B. ein Produktions- und Prüfprotokoll von 550 Seiten Umfang mit auf den Weg, die auch mit den Ergebnissen von Kontrollen und Tests gefüllt werden mussten. Inzwischen sind die Lampen nicht mehr verfügbar. Der Hersteller fertigt sie nicht mehr. Der Aufbau der ISS hat sich aber stark verzögert und die Lampen sind knapp. So bauen jetzt alle Astronauten auf den ATV und HTV Frachttransportern alle brauchbaren Ersatzteile (unter anderem alle Lampen) aus, bevor diese ablegen.
Eine neue Station wird sicher nicht Module einsetzen für die es keine Ersatzteile mehr gibt, deren Laboreinrichtungen und Computer auf dem Stand der frühen neunziger Jahre sind.
Ein weiteres Problem ist auch die Verkeimung. In dem feuchtwarmen Klima einer Raumstation vermehren sich Pilze und Algen sehr gut. Reinigung ist nur oberflächlich möglich und erzeugt zudem weiteren Müll und setzt Sporen frei, die in die Atemluft gelangen. An Bord der Mir waren zu Betriebsende sogar die Fenster mit einem Bakterienrasen überzogen. Die Module der ISS wurden schon so konzipiert, dass es möglichst wenig versteckte Stellen gibt, die man nicht reinigen kann, doch verzögert dies nur die Ausbreitung und verhindert sie nicht. Es gibt daher keinen Grund Module weiter zu verwenden.
In der höheren Bahn kann die ISS aber zur Gefahr werden. Ohne aktive Kontrolle der Bahn wird sie früher oder später von Weltraumschrott getroffen werden und die Trümmerwolke in dieser Höhe noch vergrößern. Eine aktive Bahnkontrolle würde aber enorme Kosten nach sich ziehen, weil dies praktisch gleichbedeutend mit einem fortgesetzten unbemannten Betrieb der ISS wäre.
Technisch gesehen, besteht die ISS aus drei Teilen. Da ist zum einen die Achse mit den Solarpaneelen. Vier Solarpanele, dazu noch Distanzstücke und in der Mitte ein Verbindungsstück zum bewohnten Teil. Dieses ist an den Unity-Knoten angeschlossen, der es mit der Station verbindet und auch zwischen dem russischen und amerikanischen Segment vermittelt. Das russische Segment besteht aus zwei langen Druckmodulen und mehreren kurzen Abzweigungen mit Kopplungsadaptern für Sojus und Progresstransporter. Der amerikanische Teil besteht aus drei Verbindungsknoten und daran angebracht drei Labore sowie Kopplungspunkte für Space Shuttle, HTV, Dragon und Cygnus. Der russische Teil enthält den Kopplungspunkt für das ATV. Er ist praktisch nicht demontierbar, bzw., wenn man die davon abgehenden Ankopplungspunkte deorbitiert (was mit Progresstransportern technisch möglich ist), verliert die Station nur wenig Masse, da diese recht leicht sind (4-8 t Gewicht). Die Druckmodule im US-Teil sind demontierbar bis auf das Destiny Modul, das die Verbindung zum Mast und dem russischen Teil bildet. Die Masse ist recht schwer abzuschätzen, da alle Module leer oder nur teilausgestattet gestartet wurden und erst im Orbit in weiteren Flügen die Inneneinrichtung montiert wurde. Ich schätze das Gewicht dieser Teile auf rund 130 bis 160 t, bei rund 415 t Gewicht im Orbit also ein gutes Drittel der Gesamtmasse.
Jeder Transporter der am US-Segment anlegt, könnte ein Labor mit beim Wiedereintritt mitnehmen und so die Station Stück für Stück verkleinern. Das Problem ist dass man dafür sehr viele Transport benötigt, denn es sind je drei Labormodule, drei Verbindungsknoten und je eine Luftschleuse und eine Erweiterung des japanischen Labors zu deorbitieren. Es werden also acht Flüge benötigt. Auf der anderen Seite wird der Nutzwert der Station mit jedem verlorenen Labor kleiner, wobei gerade die Labore als erstes abgetrennt werden, da sie an den Verbindungsknoten hängen. Es müssen vor jeder Abtrennung bei EVA die Kabelverbindungen außen durchtrennt werden.
Sehr bald wird man die Besatzung auf drei reduzieren müssen, weil es keine Labore mehr zum Forschen gibt, trotzdem müssen weiter Transporter gestartet werden müssen, um die Teile zu deorbitieren. Ob dies möglich ist, muss auch bezweifelt werden. Die Transporter, die am US-Segment anlegen (HTV, Cygnus und Dragon) sind alle keine Treibstofftransporter. Ihre internen Tanks sind ausgelegt für den Treibstoff der für die Mission notwendig ist. Sie wurden nie ausgelegt 20 t zusätzliches Gewicht zu deorbitieren, was ungefähr 1.000 kg zusätzlichen Treibstoff erfordert. Die Dragon kann z.B. maximal 1.290 kg Treibstoff zuladen. Das HTV nominal 2000 kg, maximal 2500 kg Treibstoff. Ohne zusätzliche Tanks könnte keiner der Transporter rund 20 t schwere Module deorbiterien..
Die Transporter müssten daher umgebaut werden. Trotzdem ist dies unökonomisch, da so acht Flüge nötig sind nur um die Masse der ISS um ein Drittel zu verringern. Es ist daher kein gangbarer Weg.
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