Einhaltung der 5-Jahres-Regel ohne eigenen Antrieb

Die Vorschrift

Im September 2022 verkürzte die US-amerikanische Zulassungsbehörde FCC (Federal Communications Commission) die Frist, die ein Satellit nach Abschluss seiner Mission im niedrigen Erdorbit verbleiben darf, von der jahrzehntelang geltenden 25-Jahres-Richtlinie auf fünf Jahre[1]. Der maßgebliche Verordnungstext verlangt, dass die Entsorgung durch atmosphärischen Wiedereintritt „so bald wie praktisch möglich“ und spätestens fünf Jahre nach Missionsende abgeschlossen sein muss. Die Änderung betrifft experimentelle (Part 5), kommerzielle (Part 25) sowie Amateurfunk-Weltraumfunkstellen (Part 97) – wobei die beiden letztgenannten Wege von den meisten PocketQubes und universitären CubeSats genutzt werden – und ist für alle nach dem 29. September 2024 gestarteten Satelliten verbindlich[2]. Die Regelung gilt sowohl für in den USA lizenzierte Satelliten als auch für nicht-amerikanische Satelliten, die Marktzugang in den USA beantragen; bereits vor diesem Stichtag im Orbit befindliche Satelliten genießen Bestandsschutz[3]. Pauschale Ausnahmen lehnte die Kommission ab und stellte klar, dass Ausnahmegenehmigungen (Waivers) bei Ausfällen nicht großzügig erteilt werden[2].

International weichen die Fristen teilweise voneinander ab. ISO 24113:2023 behält für die geschützte LEO-Region die 25-Jahres-Grenze bei[4], während die ESA die Entsorgungsphase ihrer eigenen Missionen im November 2023 ebenfalls auf fünf Jahre verkürzt hat[5]. Antragsteller berechnen die Bahnlebensdauer häufig mit der Debris Assessment Software (DAS) der NASA; die FCC weist jedoch ausdrücklich darauf hin, dass deren automatisches Urteil „compliant / not-compliant“ auf dem Standard NASA-STD-8719.14 beruht und für sich genommen noch keinen Nachweis der Konformität mit den FCC-Regeln darstellt[3][6]. Entscheidend für die Prüfung ist die berechnete Lebensdauer selbst mitsamt den zugrunde gelegten Annahmen.

Was fünf Jahre ohne eigenes Triebwerk bedeuten

Ein Satellit ohne eigenen Antrieb kann am Ende seiner Mission nicht mehr aktiv eingreifen: Seine verbleibende Verweildauer im Orbit stand bereits in dem Augenblick fest, als er den Deployer verließ. Daraus ergeben sich zwei mögliche Lesarten der Fünfjahresregel:

• Strenge Auslegung: Die gesamte Bahnlebensdauer vom Ausstoß bis zum Wiedereintritt bleibt unter fünf Jahren. Die Konformität ist dann unabhängig vom Zeitpunkt des Missionsendes gewährleistet – selbst bei einem frühen Totalausfall.
• Wörtliche Auslegung: Die Bahnlebensdauer bleibt unter der geplanten Missionsdauer zuzüglich fünf Jahren. Jedes zusätzliche Missionsjahr erlaubt für einen 1P bei moderater Sonnenaktivität rund 10 km mehr Starthöhe.

Für kleine Teams ist die strenge Auslegung der robuste Weg: Sie erspart jede Diskussion darüber, wann genau die Mission geendet hat, und kostet nur wenige Kilometer Bahnhöhe. Den folgenden Tabellen liegt diese strenge Auslegung zugrunde.

Obere Bahnhöhengrenzen

Mit dem Lebensdauermodell des PocketQube-Reviews[7] ergibt sich als Höhengrenze genau jene Kreisbahnhöhe, aus der der natürliche Bahnabbau exakt fünf Jahre dauert:

Bei moderater Sonnenaktivität erfüllt ein voll ausgelasteter 1P die Vorgabe unterhalb von 559 km, ein 1U unterhalb von 525 km, ein 3U unterhalb von 513 km und ein 12U unterhalb von 494 km. Die Reihenfolge wird durch den ballistischen Koeffizienten bestimmt: Ein PocketQube besitzt an seiner Massengrenze rund doppelt so viel Querschnittsfläche pro Masse wie ein CubeSat, sinkt entsprechend schneller ab und darf daher etwa 35 km höher ausgesetzt werden. 2P und 3P unterscheiden sich vom 1P um weniger als 7 km, da Masse und Fläche entlang der Längsachse gemeinsam anwachsen. Unter der alten 25-Jahres-Richtlinie durften dieselben Raumfahrzeuge noch 90–100 km höher starten.

• 1P, 0,033 m²/kg
• 3P, 0,030 m²/kg
• 1U, 0,018 m²/kg
• 3U, 0,014 m²/kg
• 1P, niedrige bis hohe Aktivität
• 1U, niedrige bis hohe Aktivität

Daten als Tabelle anzeigen

Anfangshöhe (km)	1P, 0,033 m²/kg	3P, 0,030 m²/kg	1U, 0,018 m²/kg	3U, 0,014 m²/kg
350	0,08	0,09	0,14	0,18
400	0,23	0,26	0,42	0,53
450	0,64	0,71	1,18	1,49
500	1,70	1,89	3,12	3,92
550	4,26	4,72	7,82	9,82
600	10,13	11,23	18,59	23,35
650	22,87	25,35	41,97	52,72

Die Sonne verschiebt die Höhengrenze um mehr als 100 km

Zwischen niedriger und hoher Sonnenaktivität verschieben sich die zulässigen Höhengrenzen um 50–70 km nach unten bzw. oben gegenüber dem moderaten Referenzfall. Diese Spannweite ist größer als jeder konstruktive Spielraum am Satelliten, und welche Sonnenaktivität ein Raumfahrzeug tatsächlich antreffen wird, ist zum Zeitpunkt der Startbuchung noch ungewiss. Der 25. Sonnenzyklus veranschaulicht dieses Problem eindrucksvoll: Er stieg schneller an und erreichte sein Maximum früher und höher als 2019 prognostiziert[8]; Grizu-263A, ausgesetzt nahe 525 km, trat bereits nach 21 Monaten wieder in die Atmosphäre ein statt nach den vom Team erwarteten vier Jahren[7].

Für den Konformitätsnachweis ist die konservative Annahme eine niedrige Sonnenaktivität, da sie auf die längste Verweildauer führt: Ein 1P muss dann unterhalb von etwa 490 km starten. Für die Missionsplanung gilt das Gegenteil: Die kürzeste plausible Lebensdauer folgt aus hoher Sonnenaktivität, bei der ein in 450 km Höhe ausgesetzter 1P unter Umständen nur rund vier Monate im Orbit verbleibt.

Oberhalb der Höhengrenze: Widerstandserhöhung durch Bremssegel

Wird ein Satellit oberhalb seiner natürlichen Höhengrenze ausgesetzt, kann er seinen effektiven ballistischen Koeffizienten am Missionsende durch das Entfalten eines Bremssegels (Drag Sail) vergrößern:

Bei moderater Sonnenaktivität benötigt ein 1P in 600 km Höhe lediglich rund 80 cm² taumelnde Segelfläche – etwas mehr als drei seiner eigenen Würfelseiten –, während in 700 km bereits 0,066 m² und in 800 km sogar 0,28 m² erforderlich sind, also fast das Zwanzigfache seiner eigenen Oberfläche. Unter konstant niedriger Sonnenaktivität wachsen die benötigten Flächen auf das Sechs- bis Neunfache an. Ein 3U-CubeSat benötigt in 700 km Höhe selbst bei moderater Aktivität bereits 1,7 m². Bremssegel fügen dem Satelliten einen Entfaltungsmechanismus hinzu, der nach Jahren im Orbit noch zuverlässig auslösen muss; sie eignen sich daher für Missionen, die zwingend auf einen hohen Orbit angewiesen sind, nicht als nachträgliche Korrektur für eine unbedacht gewählte Einschussbahn.

Oberhalb der Höhengrenze: Aktiver Antrieb

Die zweite Möglichkeit besteht darin, am Missionsende das Perigäum aktiv abzusenken. Ein einzelnes Bremsmanöver, das das Perigäum auf 250 km absenkt, führt innerhalb weniger Wochen zum Wiedereintritt:

Aus 600 km Höhe erfordert dieses Manöver rund 98 m/s – bei einem 250 g schweren 1P entspricht das 36 g Kaltgas und damit einem Siebtel seiner Gesamtmasse. Eine kontinuierliche Niedrigschub-Spirale auf dieselbe Zielhöhe benötigt zwar rund das Doppelte an $\Delta v$, doch elektrische Triebwerke mit hohem spezifischem Impuls setzen diesen Bedarf in eine sehr geringe Treibstoffmasse um[9]. Was ein festes Treibstoffbudget von 10 g leistet, hängt stark von der gewählten Antriebstechnologie ab:

Zehn Gramm Kaltgas verleihen einem 1P lediglich 16–44 m/s – zu wenig für ein Deorbit-Manöver aus 600 km Höhe; Elektrospray-, FEEP- und Vakuumbogentriebwerke erreichen mit derselben Treibstoffmasse hingegen mehrere Hundert bis über tausend Meter pro Sekunde[10]. MEMS-Mikroantriebe bilden den wichtigsten technologischen Pfad, um solche Systeme in das Volumen eines PocketQube zu integrieren[11], doch Leistungsbedarf, Brennzeiten und Flugqualifikation bleiben in dieser Größenklasse anspruchsvolle offene Aufgaben.

Das umgekehrte Problem: Bahnerhaltung in niedrigen Orbits

In der Praxis wird ein Bordantrieb häufiger gewünscht, um eine kurze Lebensdauer zu verlängern, als um eine zu lange zu beenden. Einen 1P auf einer niedrigen, von Natur aus regelkonformen Bahnhöhe zu halten, erfordert folgenden jährlichen $\Delta v$-Aufwand:

In 450 km Höhe reicht der jährliche $\Delta v$-Bedarf zur Widerstandskompensation von 13 m/s bei niedriger bis zu über 100 m/s bei hoher Sonnenaktivität – er liegt damit in derselben Größenordnung wie ein einmaliges Deorbit-Manöver aus 550–700 km Höhe. Ein PocketQube mit eigenem Antrieb wird daher am besten auf einer niedrigen Bahn ausgesetzt, auf der die Einhaltung der Fünfjahresregel selbst bei einem Ausfall automatisch gesichert ist, und nutzt seinen Treibstoffvorrat stattdessen zur Verlängerung seiner Einsatzdauer.

Entscheidungsablauf für die Missionsauslegung

flowchart TB
  A["Vom Startdienstleister angebotener Ausstoßorbit"] --> B["Lebensdauer bei niedriger, moderater und hoher Sonnenaktivität"]
  B --> C{{"Unter 5 Jahren bei niedriger Aktivität?"}}
  C -- ja --> D["Konform durch natürlichen Bahnabbau"]
  C -- nein --> E{{"Erfordert die Mission zwingend diese Höhe?"}}
  E -- nein --> F["Niedrigeren Ausstoßorbit wählen und erneut prüfen"]
  E -- ja --> G["Bremssegel oder Deorbit-Antrieb, ausgelegt für niedrige Aktivität"]
  G --> H["Lebensdauer, Annahmen und Entsorgungszuverlässigkeit dokumentieren"]
  D --> H

Empfehlungen

1. Von den tatsächlich angebotenen Einschussbahnen ausgehen. Ausstöße von der Internationalen Raumstation (ISS) nahe 400–420 km erfüllen die Vorgabe für jede Baugröße; sonnensynchrone Rideshare-Flüge in 500–600 km Höhe sind für einen 1P bei moderater Aktivität nur unterhalb von rund 560 km konform – und überhaupt nicht, wenn durchgängig niedrige Sonnenaktivität angesetzt werden muss.
2. Lebensdauern stets für alle drei Aktivitätsfälle angeben und den effektiven ballistischen Koeffizienten mitsamt seiner Unsicherheitsspanne dokumentieren, einschließlich entfalteter Antennen und Solarpaneele, die ihn vergrößern.
3. Die strenge Auslegung der Regel bevorzugen, sofern der Satellit über kein aktives Entsorgungssystem verfügt.
4. Bremssegel oder Deorbit-Manöver für niedrige Sonnenaktivität dimensionieren, da ein belastbarer Konformitätsnachweis auch in der dünnsten plausiblen Hochatmosphäre Bestand haben muss.

Der interaktive Lebensdauer-Rechner berechnet dasselbe Modell für beliebige Satellitenparameter, der Artikel zum natürlichen Bahnabbau leitet die zugrunde liegenden Gleichungen her, und der Wiki-Eintrag zu Regulierung und Weltraummüll ordnet die Fünfjahresregel in den gesamten Lizenzierungs- und Frequenzkoordinierungsprozess einer Mission ein.