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Der Deorbit-Ballon

Ich habe in meinem Blog einmal die Möglichkeit diskutiert Cubesats zu deorbitieren, indem man die Reibung mit der dünnen Restatmosphäre erhöht. Dazu dienen aufblasbare Ballons. Deren Technologie ist sehr alt. Ballonsatelliten wurden früher zuerst als passive Kommunikationssatelliten getestet. (Echo 1+2). Später nutzte man die schnelle Abbremsung der Satelliten aus, um die Dichte der Hochatmosphäre zu bestimmen. Die dahinter stehende Technologie ist die eines Air Bags. Ein Festkörpertreibstoffsatz verbrennt im Inneren des Ballons und bläst ihn auf. Selbst wenn das Gas wieder entweicht und der Ballon zusammenfällt, bleibt seine große Oberfläche erhalten, er ist nur nicht mehr kugelförmig. Das System ist sehr einfach, sowohl von der Umsetzung wie auch dem Aufbau. Damit ist es wenig fehleranfällig und sollte auch preiswert zu fertigen sein.

Analyse

Zuerst möchte ich analysieren wie groß ein Ballon sein muss um einen Satelliten zu deorbitieren. Das hängt von vielen Parametern ab, doch die beiden wichtigsten sind Anfangsbahnhöhe und Masse des Satelliten. Weitere wichtige Parameter sind die Reibung erzeugende Oberfläche und vor allem die Sonnenaktivität. Ich halte eine gute Zeitspanne für die Dauer eines Deorbits etwa 5-10 Jahre. Das ist die typische Lebensdauer eines Satelliten und in etwa die Zeitdauer, die ein Satellit (je nach Abmessungen) braucht, ohne Bahnanhebung um aus einer 500 km hohen Umlaufbahn zu verglühen. Die Dauer ist stark von der Sonnenaktivität abhängig, doch wenn man 10 Jahre Abbremsdauer als Maximum ansetzt, ansetzte deckt man fast einen ganzen Sonnenzyklus ab, kann also mit den langjährig bekannten Mittelwerten arbeiten. Für das folgende habe ich eine mittlere Sonnenaktivität von 170 SFU angenommen. Sie schwankt zwischen 70 und 300, wobei sehr hohe Werte (über 250) selten und nur kurzzeitig auftreten. Die Sonnenaktivität ist ein sehr großer Einflussfaktor. Denn bei einem SFU-Wert von 80, den es längere Zeit während des Minimums gibt, dauert es theoretisch über 26 Jahre (praktisch natürlich nicht, da ein Sonnenzyklus bei dem man ein Maximum von über 200 mit Sicherheit erreicht, 11 Jahre dauert) während es bei 240, einem Wert, der im Maximum über Monate übertroffen wird, theoretisch der Satellit schon nach weniger als dreieinhalb Jahren verglüht wäre.

Die folgende Tabelle gibt an, wie groß die abzubremsende Fläche sein muss, um einen 1000 kg schweren Satelliten bei einem SFU von 170 in 7 Jahren abzubremsen:

5,3 m² ist eine Fläche, die der Satellit mit Solarzellen auch ohne Ballon aufweist - das entspricht z.B. einem 1,5 x 1,5 m großen Zentralkörper und 3 m² Fläche bei den Solarpaneelen für rund 0,9 kW elekrteische Leistung. Zum Vergleich habe ich noch das Gewicht des Treibstoffs aufgeführt (Annahme: Hydrazin, katalytisch zersetzt mit einem spezifischen Impuls von 2000 m/s), den man bräuchte, um den Satelliten aus der Bahnhöhe in eine Bahn von 500 km Höhe abzubremsen von dieser Höhe würde er dann in 7 Jahren auf natürliche Weise verglühen. Das Ballongewicht basiert auf den Daten von Pageos, dem Ballonsatelliten mit dem höchsten Fläche/Gewichtsverhältnis. Pageos wog 67,6 kg bei einem Durchmesser von 30,48 m. (Plus Kanister von 17,7 kg Masse).

Wie die Tabelle zeigt, ist das Gewicht des Ballons, obwohl es sich alle 50 km Höhenunterschied verdoppelt, bis in 900 km Höhe kleiner als der Treibstoffbedarf, wenn man die Deorbitierung chemisch durchführt. Die Tabelle kann nur eine Abschätzung sein. Beim Ballon käme noch ein Behälter hinzu, beim Treibstoff noch die Tanks und der Druckgastank, doch die Bilanz ist erfreulich, vor allem in niedrigen Bahnhöhen von 500 bis 700 km, in denen die meisten neueren Erderkundungssatelliten ausgesetzt werden, ergibt sich ein deutlicher Gewinn an Masse.

Das System

Eingesetzt in einem Satelliten wäre das System sehr einfach: Es besteht aus dem Ballon, der beim Start zusammenfaltet ist. Im Inneren ist ein Treibsatz, der das Gas liefert, eine Zündvorrichtung und ein Mikrocontroller einfacher Bauart mit einer Batterie und einer Echtzeituhr. Der Mikrocontroller macht nichts anderes, als die Echtzeituhr laufend mit einer gespeicherten Uhrzeit abzugleichen. Überschreitet die Differenz einen bestimmten Abstand, z.B. 30 Tage, so löst er die Zündung des Treibsatzes aus. Der Ballon entfaltet sich und bremst dann den Satelliten langsam ab. Das System arbeitet ohne den Satelliten, wird also auch aktiv, wenn der Satellit selbst durch einen elektronischen Defekt ausfällt. Dieser muss um das vorzeitige Entfaltung zu verhindern durch eine Nahbereichfunkverbindung z.B. Bluetooth, regelmäßig den Zeitstempel im Microcontroller zurücksetzen. Dazu genügt ein einfaches Signal. Alternativ kann man auch den Mikrocontroller direkt vom Satelliten mit Strom versorgen und eine Datenleitung legen. Diese muss dann gut isoliert sein, damit an dieser Stelle kein Gas austritt. Eine Batterie, um einem völligen Ausfall der Stromversorgung des Satelliten abzufangen benötigt der Mikrocontroller trotzdem. Sie müsste aber dann nur für einige Wochen reichen und dazu reicht eine Knopfzelle.

Die Technologie für dieses System existiert bereits und wird überall im Alltag in Digitaluhren, Airbags und RFID Tags eingesetzt. Selbst wenn man nicht-weltraumtaugliche Hardware einsetzt, so wird bei der Größe der Elektronik von einigen Quadratmetern eine Abschirmung aus 1 cm Aluminium (entsprechend der Dicke der Module der ISS) kein großer Gewichtsfaktor. Das Volumen des Ballons im gepackten Zustand ist auch vernachlässigbar. Der Ballonsatellit Pageos mit 30,48 m Durchmesser passte zusammengefaltet in einen Kanister aus zwei Halbkugelhälften von 67,3 cm Durchmesser.

Das Deorbit-Gefährt

Neben neuen Satelliten, in denen man dieses System relativ einfach integrieren kann, gibt es aber noch die vielen Satelliten, die gestartet wurden, als man sich keine Gedanken um Weltraummüll machte. Der Trend geht heute zu erdnäheren Bahnen, doch viele Satelliten wurden früher in 700 bis 800 km hohe Bahnen gestartet. Aus dieser Höhe brauchen sie Jahrzehnte bis Jahrhunderte, um auf natürliche Weise zu verglühen. Eine Recherche des Autors ergab, dass, wenn man die Satelliten von China und Russland ausnimmt, (die sicher nicht für eine Deorbitierung zahlen würden) es 203 Nutzlasten gibt, die in einen Orbit mit einem Perigäum und Apogäum zwischen 600 und 900 km gestartet wurden. Davon sind 190 noch im Orbit. Der Markt ist also potenziell gegeben.

Die grundlegende Idee ist, dass es ein sehr preiswertes Gefährt sein soll, Low-Tech und es immer funktionieren soll, also nicht auf einen aktiv steuerbaren Satelliten angewiesen ist. Das ist ein Unterschied zu Projekten die Weltraumagenturen verfolgen und bei denen ein Gefährt aktiv an den Satelliten ankoppeln soll.

Die Idee ist das das Balloon -Deorbit-Vehikle (BDV) als Sekundärnutzlast bei einem regulären Start in einen ähnlichen Orbit transportiert wird. Es besteht aus zwei Teilen:

• Kopfsektion: Mit Elektronik, Stromversorgung, Harpune und Antrieb

• Hecksektion mit dem Ballon.

Die Elektronik ist heute durch die Leistung von Computern und die Miniaturisierung kein Problem. Ein Dove Cubesat wiegt 5 kg, hat Abmessungen von 10 x 10 x 30 cm und in dieser Größe kann man nicht nur ein Teleskop mit 90 mm Durchmesser integrieren, sondern auch die Stromversorgung, Elektronik inklusive zwei Sendern im X-Band mit je 66,7 MHz Bandbreite (fähig zu Datenraten über 100 Mbit/s), GPS-Empfänegr und Reaktionsschwungräder integrieren. Tauscht man das relativ schwere 90 mm Teleskop durch eine Videokamera und einen Laserentfernungsmesser aus, so hat man schon die komplette Avionik, die man zur Annäherung braucht.

Rechnet man noch 5 kg für die Harpune und 5 kg für ein größeres Gehäuse und mehr Solarzellen / Batterie hinzu, so ist man bei 15 kg für den Kopfteil. Dazu käme noch das Antriebssystem. Dieses wird vor allem vom Treibstoffbedarf bestimmt. Wenn man den Ballon standardisiert, z. B. immer einen Nachbau von Pageos (66,7 ohne, 90,8 kg mit Behälter, 30,48 m Durchmesser) nimmt, so hat man eine berechenbare Größe. 200 m/s Geschwindigkeitsänderung reichen aus einen Höhenunterschied von 300 km auszugleichen und lassen noch Manövriertreibstoff für eine Geschwindigkeitsänderung von 50 m/s übrig. Alternativ zu der Höhenänderung kann man auch die Neigung der Bahnebene um 1,5 Grad ändern, wobei bei sonnensynchronen Bahnen beides nötig ist. In etwa nimmt pro 100 km Bahnhöhe die Bahnneigung für einen sonnensynchronen Orbit um 0,4 Grad zu. Nimmt man an, dass Tanks und Triebwerke genauso viel wiegen wie der Treibstoff selbst (es bietet sich an keinen separaten Druckgastank einzusetzen, sondern den relativ kleinen Treibstofftank nur zur Hälfte zu füllen, der dann bis zur Entleerung auf die Hälfte absinkende Tankdruck ist noch mehr als ausreichend um den Treibstoff zu fördern) so kommt man so auf ein Gewicht von 16 kg davon 8 kg für den Treibstoff und 8 kg für den Tank, Leitungen und die mindestens 8 Triebwerke, die man braucht (ein Schub von 0,2 bis 2 N reicht aus. Ein 1 N Triebwerk von EADS Space wiegt 0,29 kg).

Kurzum: Ein solches Gefährt würde rund 90 kg wiegen und könnte einen 1000 kg schweren Satelliten aus 850 km Höhe innerhalb von 7 Jahren deorbitieren. Kleinere oder erdnähere Satelliten entsprechend schneller. Das ist eine große Leistung für ein kleines Gefährt, das vom Gewicht her ohne Problem als Sekundärnutzlast einer Vega oder PSLV gestartet werden könnte. Es wäre auch nicht sehr groß, der Ballonbehälter hat eine Länge von 68 cm. Nimmt man die gleiche Länge für das Kopfstück an, so ist man bei 136 cm Länge und maximal 70 cm Durchmesser. Die Länge wird vor allem von der Harpune bestimmt. Der Kopfteil wäre sonst verkürzbar.

Umsetzung

Das Gefährt wird als Sekundärnutzlast mit einer Trägerrakete gestartet. Es bietet sich aus Kostengründen an, es von der Erde aus zu steuern. Die erste Maßnahme wäre es, die Bahnhöhe dem Ziel anzupassen. Die eigene Bahn kann über Bahnverfolgung z.B. mit Bodenstationen ermittelt werden, man kann sie aber auch aus den empfangenen GPS Koordinaten und der daraus berechneten Geschwindigkeit ableiten. Üblicherweise wird man eine Übergangsbahn einschlagen, deren Apogäum in Zielbahnhöhe liegt, deren Perigäum aber darunter. Diese Bahn hat eine kürzere Umlaufszeit als das Ziel, sodass man es einholt. Im Apogäum wird man als zweiten Schritt die Bahnebene anpassen, da dies sehr treibstoffintensiv ist und man hier die niedrigste Geschwindigkeit hat. Nun nähert man sich dem Ziel, wobei mit abnehmender Distanz die Bahn sukzessive angehoben wird, bis man sich mit niedriger Geschwindigkeit dem Ziel nähert. Die Vorgehensweise ist praktisch identisch zur Ankopplung an die ISS.

Nur im Schlussteil gibt es einen Unterschied. Es wird nicht angekoppelt, sondern aus niedriger Entfernung (diese kann durch einen Laserentfernungsmesser leicht bestimmt werden, da Satelliten in reflektierende Folie eingepackt werden) kommt das Gefährt zum Stehen. Eine typische Entfernung kann je nach Satellit 10 bis 20 m sein. Mit der Videokamera sendet man einen Livestream zum Boden, der genutzt wird, das BDV so auszurichten, dass das Ziel genau in der Mitte des Bildes ist. Die Videokamera befindet sich genau über einer Harpune, wie sie auch von Tauchern genutzt wird. Angetrieben durch eine Feststoffpatrone wird diese dann in das Ziel geschossen und sie zieht ein Seil hinter sich her. Sie durchdringt die äußere Hülle und verhakt sich. Gewährleistet muss werden, dass es nicht zur Abtrennung von Teilen kommt. Auch der Treibstofftank sollte nicht getroffen werden. Eventuell wird man daher auf die Solarpaneele zielen, auch wenn dies die Kombination in eine Rotation versetzt.

Nun haben beide Gefährte eine feste Verbindung.

Diese muss keinen großen Kräften widerstehen, weil diese erst auftreten, wenn die Kombination in niedriger Höhe stark abgebremst wird (typisch unter 150 km Höhe, wenige Stunden vor dem Endgültigen verglühen) auch wenn das Ziel dann eventuell rotiert, oder taumelt sie egal, da zeitgleich der Ballon ausgelöst wird. Er dient zum Abbremsen und er funktioniert völlig unabhängig von der Lage des Satelliten. Kommt es nicht zum Taumeln, was anzustreben ist, könnte man mit dem verbliebenen Resttreibstoff noch die Bahn etwas absenken, womit das Verglühen beschleunigt wird.

Diese Mission ist also ebenso technisch nicht aufwendig. Sie kann komplett vom Boden aus gesteuert werden. Ein sonnensynchroner Satellit passiert zweimal pro Umlauf die Pole, wo es viele Empfangsstationen gibt, dann hat man für jeweils etwa 10 Minuten Kontakt, mindestens über 20% des Orbits. Die Ankopplung mag so länger dauern als an die ISS, wo dies innerhalb von Stunden bis einige Tage möglich ist, doch in Wochen bis einem Monat ist dies zu schaffen. Die Auslagerung der Kontrolle an eine Bodenkontrolle spart eine komplizierte und teuere Sensortechnik wie sie die ESA aufbauend auf den Sensoren des ATV für ihre Deoribitstrategie gerade entwickelt.

Alternativen zum Ballon

Als Alternative zum Ballon werden auch Sonnensegel vorgeschlagen. Vergleichen mit dem Ballon haben sie Vor- und Nachteile:

• Gesamtfläche kleiner - Für 100 m² anzubremsende Fläche braucht ein Ballon 400 m² Gesamtfläche

• Dünnere Oberfläche möglich - muss keinem Innendruck standhalten

• Zusätzliche Streben nötig - das Segel muss aufgespannt werden

• Kein Treibsatz nötig - spart dessen Gewicht ein

• Entfaltung mechanisch aufwendiger als Aufblasen des Ballons.

Eine Beispielrechnung zeigt, dass bei heutiger Technik ein Sonnensegel von der Größe von Pageos 14,2 kg wiegen würde, anstatt 66,7 kg. Das Volumen eines solchen Segels ist aber größer und das ist von Nachteil. 2010 hatten implementierte Demonstratoren noch ein Volumen von mindestens 0,5 m³ bei 400 m² Fläche. Pageos hatte bei 729 m² abzubremsender Fläche dagegen nur 0,134 m³ Volumen.

Trotz dieses Massenachteils sehe ich daher den Ballon im Vorteil. Der Grund ist, dass ein Sonnensegel mechanisch entfaltet werden muss. Das birgt die Gefahr mit sich das dies schief geht und es ist in jedem Falle teurer als der Ballonsatellit. Weiterhin ist es beim Ballon, egal ob der Satellit "kooperativ" ist oder nicht, das Sonnensegel funktioniert als Bremse nur, wenn es in Bahnrichtung ausgerichtet ist. Taumelt die Kombination oder rotiert so ist die Gefahr groß das es einknickt oder mit dem Satelliten kollidiert.

Eine kleinere Lösung

Der wesentliche Nachteil der obigen Lösung ist das hohe Volumen des Ballons. Als Sekundärnutzlast müsste sich das BDV klein machen. Der Kopfteil ist wahrscheinlich in einem Volumen von 20 x 20 x 40 cm unterzubringen (16 Cubesat-Einheiten). Die Harpune kann man daneben anbringen, sodass wünschenswert wäre, wenn der Ballon auch nur 20 cm Durchmesser hat. Bei einem kleineren Gefährt sähe die Rechnung dann so aus:

• 15 kg Kopfteil

• 2 kg Ballon

• 1 kg Kanister

• 3 kg Treibstoff

• 3 kg Antriebssystem und Tanks

Damit wäre nur ein 4-5 m großer Ballon möglich, immerhin ausreichend um einen 500 bis 1000 kg schweren Satelliten aus 600 km Höhe genauso schnell wie in 500 km Höhe verglühen zu lassen. Zwischen diesen beiden extremen wird wohl das Optimum des BDV liegen.

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