Die Oberstuffe sollte zwei Mal feuern; beim zweiten Mal hat sie wohl
leider in die falsche Richtung gezeigt.
Eigentliches Zielorbit:
22300 x 22300-Orbit mit 55 Grad Inklination,
Tatsächliches Orbit:
13721 x 25918-Orbit mit 49 Grad Inklination.
Also schon ein ziemlich grober Schnitzer.
Nacheinander Inklination, Periapsis und Apoapsis zu korrigieren
kostet:
231 m/s + 330 m/s + 109 m/s = 671 m/s.
Die anderen Orbitparameter lassen sich im Allgemeinen über die Zeit
unter Ausnutzung der Quadrupol-Eigenschaft des Erdgravitationsfelds
("die Erde ist keine Kugel; ihr G-Feld daher auch nicht) ohne größere
Treibstoffkosten korrigieren. Ob das auch in hohen Orbits wie diesem
mit geringem Zeitaufwand möglich ist, kann ich gerade nicht
beurteilen.
Ein kombiniertes Pe/Ap/Incl-Manöver würde noch weiter delta-V sparen;
ich tippe
auf letztendliche Kosten von ~ 500 m/s (mein Lambert-Solver ist
gerade eingemottet; sorry).
Aus den ungenauen Angaben auf diversen ESA-Seiten und Wikipedia
errate ich eine Masse von 675kg, 75kg Treibstoff und 220s ISP. Das
macht 254 m/s delta-V; in other words, nicht genug. Bei Weitem. So
ein Navigationssattelit muss ja auch im Normalfall relativ wenig
Manöver durchführen; eigentlich muss er nur alle paar Wochen seine
semi-major axis korrigieren; der Rest sollte recht egal sein (im
Gegensatz zu einem GEO-Satteliten, der ständig darauf achten muss,
nicht seinen 0.1 Grad breiten Slot zu verlassen, oder einem
LEO-Satteliten, der gegen Atmosphärische Reibung ankämpft).
Zur Fehlfunktion: Die relevante Komponente ist die Fregat-Oberstufe.
Die wurde 2000 von den Russen entwickelt und wird erst verwendet,
nachdem das Spacecraft von der eigentlichen Soyuz erfolgreich in ein
LEO befördert wurde. Sie erweitert damit die Reichweite der Soyuz auf
MEO/GTO/LTO/etc. Für die beiden Galileo-Satelliten hat sie ca. 3500
m/s geliefert.
Es handelt sich also nicht um eine Fehlfunktion der Soyuz, die
Nutzlasten und Menschen zur ISS befördert und im Allgemeinen als die
zuverlässigste Rakete gilt, die jemals entwickelt wurde.
Völlig ins Blaue geraten schätze ich, dass besagtes zweites Manöver
eine Stärke von 1000 m/s hatte; in diesem Fall betrüge der
Orientierungsfehler etwa 34 Grad.
Da hier gerne spekuliert wird: Ich schätze, dass sowohl die Amis, als
auch die Russen über die technischen Möglichkeiten verfügen, diese
Fehlfunktion herbeizuführen.
@heise: Ein bisschen technische Daten hätte man schon liefern
können...
leider in die falsche Richtung gezeigt.
Eigentliches Zielorbit:
22300 x 22300-Orbit mit 55 Grad Inklination,
Tatsächliches Orbit:
13721 x 25918-Orbit mit 49 Grad Inklination.
Also schon ein ziemlich grober Schnitzer.
Nacheinander Inklination, Periapsis und Apoapsis zu korrigieren
kostet:
231 m/s + 330 m/s + 109 m/s = 671 m/s.
Die anderen Orbitparameter lassen sich im Allgemeinen über die Zeit
unter Ausnutzung der Quadrupol-Eigenschaft des Erdgravitationsfelds
("die Erde ist keine Kugel; ihr G-Feld daher auch nicht) ohne größere
Treibstoffkosten korrigieren. Ob das auch in hohen Orbits wie diesem
mit geringem Zeitaufwand möglich ist, kann ich gerade nicht
beurteilen.
Ein kombiniertes Pe/Ap/Incl-Manöver würde noch weiter delta-V sparen;
ich tippe
auf letztendliche Kosten von ~ 500 m/s (mein Lambert-Solver ist
gerade eingemottet; sorry).
Aus den ungenauen Angaben auf diversen ESA-Seiten und Wikipedia
errate ich eine Masse von 675kg, 75kg Treibstoff und 220s ISP. Das
macht 254 m/s delta-V; in other words, nicht genug. Bei Weitem. So
ein Navigationssattelit muss ja auch im Normalfall relativ wenig
Manöver durchführen; eigentlich muss er nur alle paar Wochen seine
semi-major axis korrigieren; der Rest sollte recht egal sein (im
Gegensatz zu einem GEO-Satteliten, der ständig darauf achten muss,
nicht seinen 0.1 Grad breiten Slot zu verlassen, oder einem
LEO-Satteliten, der gegen Atmosphärische Reibung ankämpft).
Zur Fehlfunktion: Die relevante Komponente ist die Fregat-Oberstufe.
Die wurde 2000 von den Russen entwickelt und wird erst verwendet,
nachdem das Spacecraft von der eigentlichen Soyuz erfolgreich in ein
LEO befördert wurde. Sie erweitert damit die Reichweite der Soyuz auf
MEO/GTO/LTO/etc. Für die beiden Galileo-Satelliten hat sie ca. 3500
m/s geliefert.
Es handelt sich also nicht um eine Fehlfunktion der Soyuz, die
Nutzlasten und Menschen zur ISS befördert und im Allgemeinen als die
zuverlässigste Rakete gilt, die jemals entwickelt wurde.
Völlig ins Blaue geraten schätze ich, dass besagtes zweites Manöver
eine Stärke von 1000 m/s hatte; in diesem Fall betrüge der
Orientierungsfehler etwa 34 Grad.
Da hier gerne spekuliert wird: Ich schätze, dass sowohl die Amis, als
auch die Russen über die technischen Möglichkeiten verfügen, diese
Fehlfunktion herbeizuführen.
@heise: Ein bisschen technische Daten hätte man schon liefern
können...