In welche Fallstricke kann ein „Star“ auf seiner Reise tappen?

Nach einem Flug von mindestens 10 Minuten und höchstens 9 Stunden bringt die Trägerrakete das Raumfahrzeug zielgenau in die vorgegebene Umlaufbahn. Das bedeutet jedoch nicht, dass die weitere Reise reibungslos verläuft. Die meisten Satelliten in geostationären Umlaufbahnen werden nicht direkt in die geostationäre Umlaufbahn gebracht, sondern müssen durch Selbstaufstieg in die vorgegebene Umlaufbahn gelangen. und Raumfahrzeuge im tiefen Weltraum müssen außerdem ihre eigenen Triebwerke verwenden, um ihre Umlaufbahn zu ändern, bevor sie ihr Ziel erreichen, was weitaus komplexer ist als das Trägerraketensystem.

Diese Nutzlasten mit großer Masse und hohem Wert haben eine geplante Lebensdauer von mindestens zwei bis drei Jahren und müssen den rauen Bedingungen des Weltraums standhalten. Im Orbit können verschiedene Fehler auftreten. Einige Satelliten werden in Transferorbits dauerhaft verschrottet, während andere mehrere Mittel wie Systemneustart, Subsystemredundanz und Orbitrekonstruktion nutzen, um hartnäckig in die Arbeitsumlaufbahn zu gelangen. Obwohl ein Satellit mit einer Fehlfunktion seine vorgesehene Lebensdauer nicht erreichen kann, ist der Verlust einer bestimmten Lebensdauer immer wertvoller als die vollständige Verschrottung.

Radarantenne nicht ausgefahren

Als letzte und erste Generation strategischer Aufklärungssatelliten mit Synthetic Aperture Radar (SAR) der Vereinigten Staaten ist der Satellit LACROSSE ein Synonym für Mysterium. Sein richtiger Name ist allerdings nicht „Lacrosse“, sondern „ONYX“. Der Vorteil von Synthetic Aperture Radar-Satelliten besteht darin, dass sie Wolken und Wasser durchdringen können. Im Vergleich zu optischen Aufklärungssatelliten können sie Wolkenhindernisse ignorieren und eine relativ hohe Auflösung erreichen.

Insgesamt wurden fünf Onyx-Synthetic-Aperture-Radar-Satelliten gestartet und in Umlaufbahnen von 57 Grad und 68 Grad eingesetzt. Die ersten drei Satelliten gehören der ersten Generation an und verwenden X-Band-Bildgebung. Die letzten beiden Satelliten gehören der zweiten Generation an und verwenden X/L-Dualband-Bildgebung. Der Satellit Onyx soll die Nummer 3100 tragen und eine Startmasse von 14.500 kg bis 16.000 kg haben. Der Onyx-Satellit ist mit einer großen, seitlich angebrachten Schirmantenne für Radarbilder mit einer Bodenauflösung von etwa 0,3 Metern ausgestattet. Er ist mit zwei riesigen Solarpanelen mit einer Länge von 45 Metern ausgestattet, die dem Satelliten durchschnittlich 20 Kilowatt Leistung liefern. Die Martin Marietta Corporation (der Vorgänger der Lockheed Martin Corporation) war der Hauptauftragnehmer für die Satellitenentwicklung.

Ein Referenzdiagramm einer Onyx-ähnlichen Konfiguration aus einem USAF-Dokument

Der erste Onyx-Satellit wurde am 2. Dezember 1988 an Bord des Space Shuttle Atlantis gestartet, Missionsnummer STS-27. Der Satellit befindet sich in einer Umlaufbahn mit einem Perigäum von 437 km, einem Apogäum von 447 km und einer Neigung von 57 Grad und trägt die Nummer USA34.

Das einzige freigegebene Synthetic Aperture Radar-Satellitenbild von Onyx

Beim Satelliten Onyx-1 traten eine Reihe von Problemen auf, unter anderem ließ sich seine Fallschirmantenne nicht ausfahren. In einem Interview aus dem Jahr 2001 erinnerte sich Gibson, ein Astronaut der Mission STS-27: „Wir haben den Satelliten freigelassen, aber er hatte viele Probleme. Wir sind wieder in den Satelliten eingedrungen, haben ihn eingefangen und repariert.“ Die NASA hat jedoch nicht bestätigt, ob es sich bei der Mission STS-27 um einen geheimen Weltraumspaziergang handelte.

Wie dem auch sei, der erste Onyx-Satellit wurde eingesetzt. Allerdings entsprach die Lebensdauer des Satelliten nicht den Erwartungen und er verließ 1997 nach einer Lebensdauer von mehr als acht Jahren die Umlaufbahn. Der zweite Onyx-Satellit befand sich 20 Jahre lang in der Umlaufbahn und verließ diese im März 2011. Die nächsten vier Onyx-Satelliten wurden mit der Trägerrakete Titan 4(03)B gestartet.

Schirmbolzen einer Hochleistungsantenne klemmt

Als Flaggschiff-Mission zur Erforschung des Weltraums ist die Galileo-Jupiter-Sonde auch eine der Sonden mit den meisten Programmrevisionen in der Geschichte der NASA.

Ursprünglich war geplant, Galileo mit einem Space Shuttle und einer dreistufigen Trägheitsoberstufe zu starten. Allerdings reichte der Schub noch immer nicht aus, und um genügend Energie zu gewinnen, war ein Vorbeiflug am Mars nötig. Darüber hinaus wurde die Mission aufgrund der Verzögerung des Erstflugs des Space Shuttle auf 1984 verschoben. Der Beschleunigungseffekt der Schwerkraft beim Vorbeiflug am Mars war erheblich abgeschwächt und die Transportkapazität des Space Shuttles selbst war geringer als erwartet. Die NASA beschloss einst, das Raumschiff für den Start in zwei Teile zu zerlegen.

Glücklicherweise war die Entwicklung der kryogenen Oberstufe Centaur G für das Space Shuttle im Gange. Die leistungsstarke Centaur G-Oberstufe konnte Galileo direkt in eine Erde-Jupiter-Transferbahn befördern, nachdem sie sich vom Frachtraum des Shuttles getrennt hatte. Doch die Oberstufe der Centaur G selbst war heftiger Kritik ausgesetzt und die Explosion der Raumfähre Challenger war der Todesstoß, der ihr Ende besiegelte. Im Juni 1986 ordnete die NASA den Abbruch der Entwicklung der Centaur G-Oberstufe an. Da eine zweistufige Trägheitsoberstufe nicht in der Lage war, direkt zum Jupiter zu gelangen, wurde die Gravitationsunterstützungssequenz Erde-Venus-Erde-Erde-Jupiter in Erde-Venus-Erde-Erde-Jupiter geändert. Das Raumschiff war für einen direkten Flug zum Jupiter konzipiert, doch die neue Schwerkraftunterstützung würde dazu führen, dass das Raumschiff der Sonne näher kommt als geplant, was dazu führen würde, dass das ursprünglich geplante Wärmekontrollsystem für die neue Flugsequenz nicht ausreichte. Um eine Überhitzung und Beschädigung der Hochleistungsantenne zu verhindern, wurde die Antenne nicht mehr nach dem Start ausgefahren, sondern erst, wenn während des Fluges die ursprünglich vorgesehenen Temperaturkontrollbedingungen erreicht sind.

Am 18. Oktober 1989 um 16:45 UTC startete das Space Shuttle Atlantis und die letzte Trägheitsoberstufe brachte Galileo in eine heliozentrische Umlaufbahn mit einem Perihel von 0,67 AE und einem Aphel von 1 AE.

Während seines 14 Monate dauernden Erstflugs traten bei Galileo keine größeren Probleme auf. Am 19. Dezember 1990 wurde wie geplant der erste Erdgravitationsassistent durchgeführt und am 11. April 1991 wurde die Hochleistungsantenne unter den festgelegten Bedingungen eingesetzt. Die 18 Rippen der Hochleistungsantenne von Galileo werden durch ein Paar Motoren ausgefahren, die eine Reihe von Schubstangen, Kugelumlaufspindeln und Lastringen antreiben. Allerdings konnten nur 13 davon erfolgreich eingesetzt werden, die anderen 5 blieben in der Halterungsstruktur hängen. Zwei davon konnten später gelöst werden, die drei angrenzenden Rippen blieben jedoch an Ort und Stelle. Beim Antrieb verdrehte sich die Kugelumlaufspindel allmählich und schließlich blieb der Antriebsmechanismus vollständig hängen. Die Kugelumlaufspindel muss sich 8,6 cm bewegen, um die Antenne auszufahren, sie bewegt sich jedoch nur 1,5 cm.

Das Problem war schnell gefunden: Durch dauerhafte Überbeanspruchung war die Beschichtung der Riegel- und Steckverbindungspunkte von Galileo beschädigt. Während der Herstellung und Lagerung von Galileo ging das Schmiermittel zur Neige und wurde erst 10 Jahre nach dem Start wieder geschmiert! Abschließend wurden Schlossbolzen und Buchse unter Vakuum und starkem Druck kalt verschweißt. Mit anderen Worten: Der Schlossriegel wird durch Druck mit der Buchse „verschweißt“ und bildet eine Einheit. Besorgt über Probleme während der Bodentests, Verzögerungen aufgrund fehlender Antennensicherung, die Antenne wurde nicht vollständig getestet! Schließlich entschied sich die NASA, den Bolzen durch thermische Spannung und Zentrifugalkraft aufzubrechen und ihn durch einen Elektromotor oder die Zündung des Triebwerks zu „hämmern“.

Galileo mit seiner Hochleistungsantenne im Einsatz, die jedoch leider während der Mission nicht eingesetzt wurde

Im April 1992 erreichte Galileo erneut das Perihel. Dabei war die Raumsonde von der Sonne abgewandt, sodass die Hochleistungsantenne 50 Stunden lang im Schatten lag, die Verriegelung jedoch immer noch nicht ausgefahren wurde. Simulationen zufolge sind 6 bis 12 Heiß- und Kaltzyklen nötig, um die Antenne zu entfalten, doch die zugrunde liegenden Annahmen können auch falsch sein. Sechsmal wurde die Antenne mit geringer Verstärkung eingefahren und es wurde versucht, die Erschütterungen durch die Notbremsung zum Schütteln des Riegels zu nutzen, doch dies war erfolglos. Im September 1992 gelang es trotz sieben Hitze- und Kältezyklen immer noch nicht, die Hochleistungsantenne einzusetzen. Allerdings werden bei jedem Zyklus 4 Kilogramm Treibstoff verschwendet, und so viel Treibstoff kann gar nicht verschwendet werden.

Alternativ wurden bei Galileo Triebwerkszündungen zum Bewegen der Antennenmotoren verwendet, wobei jede Zündung eine Teildrehung der Kugelumlaufspindel bewirkte und so die Antriebskraft erhöhte. Gleichzeitig erreicht die thermische Belastung des Antennenturms in der Nähe des Perihels ihr Maximum. Man glaubt, dass durch das „Hämmern“ der Kugelumlaufspindel zu diesem Zeitpunkt eine Rippe gelöst werden kann. Wenn die Hochleistungsantenne bis März 1993 nicht installiert wird, wird die Hochleistungsantenne aufgegeben und für den Downlink werden ausschließlich Antennen mit geringer Verstärkung verwendet. In Kombination mit der Aktualisierung des Deep-Space-Netzwerks und des Komprimierungsalgorithmus kann die ursprünglich geplante Rate um das Hundertfache erreicht werden.

Vom 29. Dezember 1992 bis zum 19. Januar 1993 führte Galileo mehr als 15.000 „Hämmer“-Operationen durch, wobei die geöffneten Rippen jedoch nur etwas weiter geöffnet wurden, während die nicht geöffneten Rippen intakt blieben. Im März begann Galileo, seine Rotation auf 10,5 Umdrehungen pro Minute zu beschleunigen, die Hochleistungsantenne blieb jedoch unverändert, und die NASA gab schließlich bekannt, dass sie auf die Hochleistungsantenne verzichten würde.

Geräteausfall/Empfängerausfall

Der Erkundungsplan mit der Nummer VGR-77 ist definitiv die spektakulärste und größte Expedition in der Geschichte der Menschheit. Das „Grand Tour“-Fenster von 1977 gab einem Raumschiff die Möglichkeit, alle vier äußeren Planeten auf einmal zu überfliegen. Am 20. August 1977 um 14:29 UTC, also weniger als fünf Minuten später, begann die Sonde Voyager 2 ihre Reise zur Erforschung der Tiefen des Weltraums. Die Raumsonde erreichte eine heliozentrische Umlaufbahn mit einem Perihel von 1 astronomischen Einheit und einem Aphel von 6,28 astronomischen Einheiten. Einige Stunden nach dem Start begannen sich eine Reihe von Strukturen zu entfalten, es gab jedoch kein Signal dafür, dass der Ausleger der Scan-Plattform an seine Position entfaltet worden war. Der Sternsensor wurde durch einige dielektrische Trümmer gestört, die in der Nähe des Raumfahrzeugs schwebten, und während des Stabilisierungsvorgangs wurde das Backup-Lagekontrollsystem versehentlich aktiviert. Die neue Software wurde dringend kompiliert und am Boden getestet und dann in die Sonde eingefügt. Anschließend wurde anhand des Sternsensorbildes festgestellt, dass sich der Arm innerhalb von 0,5 Grad der Verriegelungsposition befand und das Missionskontrollzentrum das Raumfahrzeug durch Schütteln erfolgreich verriegelte.

Diagramm der Grand Tour

Am 30. August begann Voyager 2 mit seiner ersten Bahnkorrektur, stellte jedoch fest, dass der Schub der Triebwerke weitaus geringer war als erwartet. Durch Analysen wurde festgestellt, dass ein Teil des Gasstroms durch die Instrumente des Raumfahrzeugs blockiert wurde, was zu einem unzureichenden effektiven Schub führte. Bei dieser Geschwindigkeit kann Voyager 2 den Saturn nur knapp erreichen. Das Missionskontrollzentrum optimierte die Manöverprozeduren von Voyager 2, indem es den Zeitpunkt des Vorbeiflugs an Saturn von 70 Tagen nach dem Vorbeiflug an Jupiter bis zum Perigäum vorverlegte und gleichzeitig den Sternsensor von Voyager 2 von Canopus auf Deneb umstellte, um die Auswirkungen des Sonnendrucks zu verringern.

Am 5. September 1977 erreichte Voyager 1 eine heliozentrische Umlaufbahn mit einem Perihel von 1,01 AE und einem Aphel von 8,99 AE. Am 23. Februar 1978 führte Voyager 1 einen Test mit der Scanplattform durch, bei dem der Auslöseantrieb der Scanplattform hängen blieb, was für nachfolgende Missionen einen verheerenden Schlag darstellte. Nach dem Test des Bodenprototyps ordnete das US-amerikanische Jet Propulsion Laboratory erneute Tests von Voyager 1 an. Am 31. Mai blieb der Aktuator nicht erneut hängen. Der Grund für das letzte Blockieren könnte darin liegen, dass die Zahnräder des Antriebs durch Staub verunreinigt waren und dadurch stecken geblieben sind. In nachfolgenden Tests wurde der Staub zerkleinert oder entfernt und die Plattform wieder in den Normalbetrieb versetzt.

Feststoffraketentriebwerk Voyager 1 und Star-37

Jetzt kommt das Interessantere. Während sich das Jet Propulsion Laboratory in den USA auf Voyager 1 konzentrierte, vergaß man Voyager 2. Voyager 2 gab am 5. April 1978 automatisch eine „Befehlsfehlerwarnung“ aus. Wenn der primäre Empfänger innerhalb einer Woche keinen Befehl zur Bodenverbindung empfängt, wird davon ausgegangen, dass der primäre Empfänger ausfällt und der Backup-Empfänger verwendet wird. Der Backup-Empfänger kann sich jedoch nicht auf das Signal vom Boden einstellen, da die durch die Erdrotation und den Flug des Raumfahrzeugs verursachte Dopplerverschiebung zu einer Änderung der Signalfrequenz führt. Der Techniker bemerkte dieses Problem nicht, da der Empfänger nach 12 Stunden wieder auf den primären Empfänger umschaltete. Allerdings kam es bereits 30 Minuten nach dem Einschalten zu einem Kurzschluss am Hauptempfänger und dieser fiel komplett aus.

Das ist ein großes Problem. Wenn die Menschheit die Geheimnisse von Uranus und Neptun noch immer ergründen möchte, muss sie ihre Hoffnungen auf den Ersatzempfänger von Voyager 2 setzen. Weitere sieben Tage vergingen, und die Raumsonde schaltete erneut auf den Ersatzempfänger um. Hier kam der vom Deep Space Network entwickelte computergesteuerte Oszillator zum Einsatz.

Am 13. April wurden diese Signale mit variabler Frequenz erfolgreich per Uplink an Voyager 2 übertragen. Aber nicht jede Anweisung wird erfolgreich empfangen? Ingenieure haben herausgefunden, dass sich das akzeptable Frequenzband eines Empfängers mit der Temperatur ändert. Dieser Uplink mit variabler Frequenz ist keine leichte Aufgabe – allein die durch die Erdrotation verursachte Dopplerverschiebung beträgt das 30-fache des akzeptablen Frequenzbereichs von Voyager 2 und jeder Fehler muss berücksichtigt werden. Das Jet Propulsion Laboratory in den USA hat für jedes Subsystem von Voyager 2 ein detailliertes Wärmemodell erstellt, das die Empfängertemperatur mit einer Fehlerquote von 0,1 °C genau vorhersagen kann. Dennoch bleibt die Kommunikation sporadisch. Das Problem wurde erst im Oktober gelöst, als das Missionskontrollzentrum Anweisungen für eine Erkennungssequenz in das Raumfahrzeug einspeiste. Selbst wenn das Signal in Zukunft vollständig unterbrochen würde, könnte Voyager 2 das Rendezvous mit Jupiter und Saturn noch immer selbstständig durchführen.

Dies ist nicht das Ende des Problems. Am 7. September 1979 erreichte Voyager 2 den Jupiter. Die starke Strahlung des Jupiters verursachte unvorhersehbare Änderungen im Empfängerfrequenzband. Nach der Okkultationszone der Erde musste das Deep Space Network mehrere verschiedene Frequenzen für den Uplink verwenden, in der Hoffnung, dass Voyager 2 den Befehl einfach „hören“ würde.

Trotz einer Reihe von Problemen ist Voyager immer noch eines der größten und erfolgreichsten Planetenerkundungsprojekte der Menschheitsgeschichte. Eine Reihe von Störungen konnten nach dem Saturn-Vorbeiflug gut behoben werden und die Gegenmaßnahmen waren ausreichend. Die beiden Voyager flogen weiter in den Weltraum und setzten ihre Reise zur Erforschung des Weltalls fort.

Ausfall des Apogee-Triebwerks

Fortschrittlicher strategischer Breitband-Kommunikationssatellit mit extrem hoher Frequenz, auch als Kommunikationssatellit „Military Star 3“ bekannt. Moderne Hochfrequenzsatelliten können den Kommandeuren in Einsatzgebieten hochsichere, störungsfreie und schwer abhörbare Kommunikationsdienste bieten und taktische Kommunikationsanforderungen erfüllen, etwa die Übermittlung von Echtzeitbildern, Schlachtfeldkarten und Trackingdaten. Sie werden in der Mittelfristphase das Rückgrat der militärischen Satellitenkommunikationssystemarchitektur des US-Verteidigungsministeriums bilden. Es basiert auf der A2100M-Plattform und kostet mehr als 580 Millionen US-Dollar.

Fortschrittlicher strategischer Breitband-Kommunikationssatellit mit extrem hoher Frequenz

Am 14. August 2010 startete die Trägerrakete Atlas 5-531 den 6.168 kg schweren Kommunikationssatelliten Advanced EHF-1 erfolgreich in eine supersynchrone Transferbahn mit einem Perigäum von 225 km, einem Apogäum von 50.212 km und einer Neigung von 22,2 Grad. Dem Plan zufolge soll zunächst der Apogäumsmotor gestartet und das Apogäum durch 30-tägige Manöver auf eine Umlaufbahn von 19.000 Kilometern und eine Neigung von 6 Grad angehoben werden. Anschließend werden seine Hall-Triebwerke 90 Tage lang eingesetzt, um die Rakete in die geostationäre Umlaufbahn zu bringen. Die geplante Lebensdauer des Satelliten beträgt 14 Jahre. Das Hauptantriebssystem des Satelliten nutzt das BT-4 Hydrazin-Stickstofftetroxid 450N-Triebwerk von Ishikawajima-Harima Heavy Industries. Es verfügt außerdem über sechs 22N-Monotreibstofftriebwerke und zwölf 0,9N-Monotreibstofftriebwerke, die von der Aerojet Corporation entwickelt wurden. Das elektrische Dualmodus-Antriebssystem BPT-4000 verwendet einen Hochschubmodus in der Transferbahn und einen Niedrigschubmodus mit hochspezifischem Impuls bei der Aufrechterhaltung der Umlaufbahn.

Der Advanced Extremely High Frequency Satellite in der Verkleidung, beachten Sie die seitlich angebrachten elektrischen Triebwerke, die an der Taille installiert sind

Beim ersten Apogäumsmanöver funktionierten die Triebwerke jedoch nicht richtig und schalteten sich automatisch ab. Auch ein zweiter Versuch zwei Tage später schlug fehl. Dies bedeutete, dass der Apogäumsmotor verschrottet wurde. Ab 7:00 Uhr am 29. August wird Advanced Extremely High Frequency-1 mit einem 22-N-Monotreibstofftriebwerk in den Modus zur Anhebung der Umlaufbahn wechseln, der elektrische Antrieb wird zuvor den Umlaufbahntransfer übernehmen.

In der ersten Stufe arbeiteten bis zum 7. September drei 22-N-Triebwerke und hoben das Apogäum auf 1.156 Kilometer und die Neigung auf 19,9 Grad. Anschließend arbeiteten bis zum 22. September sechs 22-N-Triebwerke gleichzeitig und hoben das Perigäum auf 4.712 Kilometer und eine Neigung von 15 Grad. In der dritten Phase wird der elektrische Antrieb eingeschaltet und es dauert 10 Monate, um das Apogäum auf die Höhe der geostationären Umlaufbahn zu bringen. Am 24. Oktober 2011 erreichte er schließlich seine geplante Umlaufbahn und konnte seine Lebensdauer von 14 Jahren erreichen.

Ausfall des Apogee-Triebwerks

Das „Mobile User Objective System“ ist derselbe Unglücksrabe wie das „Advanced Extremely High Frequency-1“. Es verwendet ebenfalls die A2100-Plattform und wurde auch vom BT-4 konkurriert. Der taktische Schmalband-Kommunikationssatellit Mobile User Objective System wird eine zehnmal höhere Übertragungskapazität als das Bit-High Frequency Successor Satellite System bieten und dem US-Militär ein zuverlässigeres Kommunikationsmittel bereitstellen. Der erste Satellit des „Mobile User Objective System“ wurde 2012 gestartet. Die Konstellation sieht den Bau von vier Betriebssatelliten und einem Backup-Satelliten vor.

Aufbau der Mobile User Objective System-Konstellation

Am 24. Juni 2016 brachte die Trägerrakete Atlas 5-551 den 6.740 kg schweren Kommunikationssatelliten Mobile User Objective System-5 erfolgreich in eine synchrone Transferbahn mit hohem Perigäum bei 3.838 km und einer Neigung von 19 Grad. Allerdings zündete sein von Ishikawajima-Harima Heavy Industries hergestelltes Apogäumstriebwerk BT-4 nicht richtig. Das Mobile User Objective System-5 schloss seine letzte Bahnanhebung am 3. November nach 26 Zündungen seiner 22-N-Monotreibstofftriebwerke ab. Allerdings ist die Fähigkeit des Mobile User Objective System (MUOS)-5, seine Nord-Süd-Position zu halten, offensichtlich begrenzt. Im Vergleich zu den ersten vier MUOS-Satelliten, die eine Neigung von 2,5 Grad beibehielten, hat die Neigung des MUOS-5 etwa 6,5 ​​Grad erreicht und die Exzentrizität seiner Umlaufbahn ist auch viel größer als die der anderen vier Satelliten.

Ausfall des Solarmoduls

„Intelsat 19“ ist ein Hochdurchsatz-Kommunikationssatellit, den die Intelsat Corporation bei Space Loral bestellt hat. Es basiert auf der SSL-1300-Plattform mit einer Startmasse von 5.600 kg. Er wurde am 1. Juni 2012 mit der Trägerrakete Zenit 3SL gestartet, um „Intelsat 8“ mit einer geplanten Lebensdauer von 18 Jahren zu ersetzen.

Zenit 3SL bringt Intelsat 19 auf den Markt

Intelsat-19 gab später nach seinem erfolgreichen Start bekannt, dass sich die südlichen Solarmodule des Satelliten nicht ausfahren ließen. Nach vier Bahnanhebungen wurde das Südsegel schließlich eingesetzt, erlitt jedoch einen Leistungsverlust von 25 %, was zu einem Kapazitätsverlust des Satelliten von 50 % führte.

Intelsat 19

Schließlich stellte das Fehleranalysekomitee fest, dass das Problem durch einen Herstellungsfehler des Surfbretts verursacht wurde. Dieser Defekt führte zu einer dauerhaften Beschädigung des südlichen Segelpanels von Intelsat-19 und es war nicht mehr in der Lage, die volle Leistung bereitzustellen.