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Vertiefung Orbits von Satelliten

Dieser Artikel vertieft einige besondere Fragestellungen zu Bahnen von Satelliten um die erde, aber auch anderen Himmelskörpern. Die Grundlagen und Berechnungen finden sie in einem weiteren Artikel

Dies ist der vierte Aufsatz meiner Reihe über Raketen und Raumfahrt im allgemeinen. Die ersten drei behandeln die Themen: Treibstoffe für eine Rakete, zukünftige Antriebe und wie eine Rakete funktioniert. Wenn Sie an den Grundlagen der Raumfahrt interessiert sind, so sollten sie sich auch diese Aufsätze ansehen.

Der Aufstieg einer Rakete

Aufsteigsbahn einer Delta 3 Die Lufthülle der Erde übt einen großen Widerstand während der ersten Startphase aus. Moderne Raketen sind daher sehr schubkräftig, um diese rasch hinter sich zu lassen. Leider hat dies auch Nachteile, denn je höher der Schub, desto stärker die Belastung der Nutzlast. Bei modernen Feststoffboostern die viel Schub abgeben, versucht man daher den Schub nach einiger Zeit wieder herunter zu fahren (Ariane 5) oder zündet sie nacheinander (Delta, siehe Grafik). Kleinere Raketen kann man vom Flugzeug aus starten, was neben einer Anfangsgeschwindigkeit von zirka 250 m/s (900 km/h) auch noch die Einsparung der Luftreibung bis zu einer Höhe von 11 km bringt, so das diese Raketen zirka 600 m/s einsparen können und damit 25 % größere Nutzlasten befördern können.

Die Rakete muss nicht nur die Atmosphäre schnell passieren, damit sie nicht durch den Luftwiderstand Energie verliert. Es ist auch so, dass jede Rakete bei Brennschluss eine Bahnhöhe erreicht haben muss, die mindestens der späteren Mindestbahnhöhe entspricht, das sind typisch 170 bis 200 km Höhe. In dieser Bahnhöhe hält sich ein Satellit einige Tage, lang bevor er wieder verglüht. Genügend Zeit ihn in Betrieb zu nehmen und die Bahn anzuheben. Der Umstand ergibt sich aus der Logik: Mit Erreichen der Orbitalgeschwindigkeit beginnt der erste Umlauf und die momentane Position muss natürlich Bestandteil der Umlaufbahn sein. Liegt diese in nur 100 km Höhe, so wird die Rakete auch eine Umlaufbahn haben, deren nächster Punkt bei mindestens 100 km Höhe liegt. Dort ist die Luft aber so dicht, dass er nach kurzer Zeit wieder verglühen würde.

Das bedeutet: Eine Rakete muss zuerst senkrecht aufsteigen, um eine Vertikalgeschwindigkeit aufzubauen, die ausreicht, das die Höhe erreicht wird. Diese Geschwindigkeit ist errechenbar nach:

E = 1/r1 – 1/r2 * GM

v = √ 2E

mit r1 und r2: Radien die Gipfelhöhen bezogen auf den Erdmittelpunkt (Erdoberfläche: 6378.000 m) und GM dem Produkt aus Gravitationskonstante und Masse des Himmelskörpers, bei der Erde 3,98 x 1014.

Man errechnet für 200 km Bahnhöhe etwa 1947 m/s und 3727 m/s für 800 km Bahnhöhe. Das sind aber Werte, die für den senkrechten Aufstieg gelten. In der Praxis neigt sich eine Rakete wenige Sekunden nach dem Start langsam in die Horizontale, typisch mit 0,5 bis 1 Grad pro Sekunde, so entsteht dieser Bahnbogen einer Falcon 9 auf der Langzeitbelichtung.

AufstiegsbahnenDie Gesamtgeschwindigkeit zu jedem Zeitpunkt ergibt sich so aus einer vertikalen und horizontalen Komponente. Sie werden vektoriell addiert. Das ändert etwas an den Zahlenwerten, aber nicht der Gesamtaussage: es ist ungünstig, eine höhere Bahnhöhe direkt zu erreichen. Das zeigt der Vergleich einer Ariane 1 Aufstiegsbahn für den 800 km hohen SSO direkt und bei einem Zweiimpulsmanöver:

Typ

Nutzlast

Winkel nach 144 s

Winkel nach 280 s

298 s

Aufstiegsverluste

Zweiimpuls

3.950 kg

21,7 Grad

4 Grad

-9,7 Grad

1.734 m/s

Direkter Aufstieg

2.050 kg

70,0 Grad

0,3 Grad

-15,8 Grad

2.960 m/s

Auch wenn der Unterschied der Aufstiegsverluste mit 1220 m/s nicht ganz so extrem, wie bei den oben errechneten theoretischen Vertikalgeschwindigkeiten ist, (1780 m/s) so sind es doch rund 1200 m/s mehr. Man sieht dies auch deutlich an den Winkeln. Nach 144 s, Brennschluss der ersten Stufe hat die Rakete, wenn sie nur 200 km Bahnhöhe erreichen muss, eine Neigung von 21,5 Grad zur Erdoberfläche (beim Start: 90 Grad), beim direkten Aufstieg, bei dem 800 km Gipfelhöhe erreicht werden muss, sind es dagegen noch 70 Grad. Entsprechend sehen die Geschwindigkeitskomponenten aus:


Typ

Vertikale Geschwindigkeit bei Brennschluss erster Stufe

Horizontale Geschwindigkeit bei Brennschluss erster Stufe

Gesamtgeschwindigkeit bei Brennschluss erster Stufe

Höhe


1664 m/s

478 m/s

1.791 m/s

84.9 km

Zweiimpuls

848 m/s

1.681 m/s

1.948 m/s

63,3 km

Die Rakete hat beim Zweiimpulsmanöver rund 1200 m/s mehr in der Horizontalen aufgebaut, erreicht aber niemals die 800 km Bahnhöhe. Doch diese 1200 m/s muss man beim direkten Aufstieg zusätzlich aufbauen. Entsprechend sehen die beiden Aufstiegskurven vollkommen anders aus.

Der direkte Aufstieg ist um so ungünstiger je kürzer die Stufen arbeiten, da die Oberstufen natürlich die Orbitgeschwindigkeit aufbringen müssen und diese müssen nahe der Zielbahnhöhe arbeiten. Ariane 1 hat nach 834 s Brennschluss, bei Ariane 5 dagegen erst nach 1500 s. Entsprechend ist bei ihr die Einbuße an Nutzlast geringer: 17.500 kg beim direkten Aufstieg gegenüber 14,900 kg beim Zweiimpulsmanöver.

Beim Zweiimpulsmanöver wird eine Umlaufbahn erreicht, deren Apogäum nahe der Zielhöhe liegt. Im obigen Beispiel eine 200 x 800 km Bahn. Dort angekommen, etwa ein halber Umlauf nach Erreichen des Orbits, wird das Triebwerk nochmals gezündet, es beschleunigt die Stufe mit der Nutzlast nochmals, nachdem durch die Erdgravitation die Geschwindigkeit absank und damit hebt es den erdnächsten Punkt an. Bei der Ariane 1 im obigen Beispiel benötigt man dazu 170 kg Treibstoff – viel günstiger als die rund 1700 kg Nutzlasteinbuße bei dem direkten Aufstieg.

Das Zweiimpulsmanöver wird man immer dann wählen, wenn es geht. Ist eine stufe aber nur einmal zündbar wie Feststoffantriebe so ist dies nicht möglich. Dasselbe gilt für das Triebwerk HM-7 der Ariane 1-4 und Ariane 5 ECA. Das ist jedoch die Ausnahme. Diese erste Bahn nennt man daher auch Parkbahn.

Eine Parkbahn kann auch nötig sein, wenn man in einen GTO gelangen will. Auch dann gibt es ein Zweiimpulsmanöver. Startet ein Satellit von einem Startort mit höherem Breitengrad wie Cape Canaveral oder Baikonur, dann hat er beim direkten Einschuss in den GTO Brennschluss nahe des Startorts, einige Hundert Kilometer entfernt, sofern die Oberstufe nicht sehr schubschwach ist. Die Bahnneigung entspricht daher weitestgehend dem des Startorts, wenn man das Optimum wählt und nach Osten (Azimut 90 Grad) startet.

Strebt man eine kreisförmige Parkbahn an, z.. in 200 km Höhe dann kann man die Aufweitung der Bahn zur GO-Ellipse (Apogäum in 35.800 km) bei Überqueren des Äquators durchführen. Die Gesamtinklination setzt sich dann aus einem Teil mit 27 bis 28 Grad (beim Start von Cape) und einem von idealerweise 0 Grad zusammen und Geschwindigkeitskomponenten von 7800 und 2400 m/s. In der Summe ist dann die Bahnneigung geringer, typisch 21 bis 23 Grad. Starts der Delta, Atlas und Falcon 9 nutzen dieses Bahnregime.

Strategien zur Erreichung eines Orbits:

Übergang GTO» GSO Im Allgemeinen erreicht man die meisten Orbits mit einen Zwei Impuls Transfer: Zuerst einen elliptischen Orbit mit 160-210 km Höhe als Perigäum und dem Apogäum auf der gewünschten Höhe. Dann einer zweiten Zündung im Apogäum um das Perigäum zu erhöhen auf den gewünschten Wert und zugleich wenn erforderlich die Inklination anzupassen. Letzteres ist beim Apogäum am sinnvollsten, da dort die geringste Geschwindigkeit gegeben ist und so am wenigsten Treibstoff für die Änderung der Richtung der Geschwindigkeit nötig ist.

Es gibt jedoch einige Varianten die sich vor allem für das Erreichen des GSO Orbits eingebürgert haben. Bei westlichen Satelliten ist es normal, das der zweite Impuls von einem Triebwerk das im Satelliten integriert ist durchgeführt wird. Da man dieses möglichst leicht bauen will, ist die Schubkraft oft gering. Die Brenndauer daher lang. Dadurch sinkt aber die Bahn von Apogäum wieder leicht ab, und der Satellit befindet sich nicht in der idealen Position mehr und benötigt mehr Treibstoff. Man ersetzt daher bei solchen Satelliten eine lange Brennzeiten durch 2 oder 3 kurze, bei denen sukzessive der Orbit angehoben wird.

GSO ohne Apogäumsantrieb

Die russische Proton hat ein anderes Flugregime. Die Oberstufe wird mit dem Satelliten zuerst in einen 150-250 km hohen Parkorbit ausgesetzt. Nach einiger Zeit wird die Oberstufe zum ersten mal gezündet und erreicht einen Übergangsorbit und beim zweiten Zünden den endgültigen Orbit. Der Satellit verfügt über keinen Antrieb. Durch dieses Manöver findet das Einleiten des geostationären Übergangsorbit näher am Äquator statt, so das dort auch der erdnächste Punkt zu liegen kommt.

Delta 3 GTO Bahn Raketen die von höherer geographischer Breite starten, haben oft zwei Zündsequenzen: Eine um eine nahe Kreisbahn zu erreichen, eine zweite am Äquator um die GTO Transferbahn zu erreichen. Dies wird bei der Delta deutlich: Man kann so die Bahnebene auf den Äquator legen, ansonsten wäre der erdnächste Punkt über dem Cape, was ein weiteres Manöver des Satelliten erfordern würde. Ariane benötigt durch den Start am Äquator solche Manöver nicht und kommt mit einer Zündsequenz aus. Links sehen Sie die geographische Position der zweiten Zündung bei der Delta 3 Rakete.

Der Einschuss in den GSO durch die Oberstufe ist im Westen nur bei der Titan-Centaur und militärischen Satelliten üblich. Normalerweise ist dies unökonomisch, da die Oberstufe schwerer ist als der integrierte Antrieb des Satelliten und sie nur noch wenig Treibstoff nach Erreichen des GTO Orbits hat. Bei der Centaur sprechen allerdings zwei Gründe für diese Vorgehensweise: Der Treibstoff der Oberstufe (Wasserstoff) ist wesentlich energiereicher als der des Satellitenantriebes, man benötigt also weniger Treibstoff und die Bauweise der Oberstufe ließe es nicht zu, die schwereren Satelliten mit integriertem Antrieb zu befördern. Hier setzt die leichtgewichtige Konstruktion ein Limit, welches Satelliten nicht überschreiten dürfen.

Subsynchroner GTO

gto-animation Bei amerikanischen Raketen haben sich noch zwei Varianten eingebürgert: Der subsynchrone und supersynchrone GTO Orbit.

Ein subsynchroner GTO Orbit ist einer dessen Apogäum unterhalb von 36000 km liegt. In diesem Fall muss also der Satellit zusätzliche Arbeit aufwenden um seinen Orbit zu erreichen. Es gibt prinzipiell zwei Möglichkeiten warum dieser Orbit eingeschlagen wird:

Oftmals trifft beides zu. Auffällig ist jedoch das die meisten Starts in den subsynchronen Orbit mit Atlas Trägerraketen erfolgten, die über weniger Varianten verfügt als die Ariane. Auch Doppelstarts kann die Atlas nicht durchführen. Das bedeutet, das der Kunde einen Fixpreis für die Rakete bezahlt, unabhängig von der Nutzlast, so sind Kunden bestrebt, deren Nutzlast knapp über der GTO Nutzlast liegt diese in einen subsynchronen Orbit bringen zu lassen anstatt die nächst größere (und teurere) Varianten einzusetzen.

Bei Ariane 4 und 5 wird normalerweise nach Größe der Nutzlast abgerechnet, hier lohnt sich eine solche Vorgehensweise nicht. So fand bisher auch nur ein Start in den subsynchronen Orbit statt, als ein 3.9 t schwerer Satellit von einer Ariane 42L (Nutzlast 3.7 t für den GTO Orbit) in einen 33000 km hohen Orbit befördert wurde. Dieser Satellit hatte elektrische Triebwerke an Bord, welche wesentlich weniger Treibstoff für die Lageregelung benötigen

Manchmal wird noch unterschieden zwischen einem "Low GTO" (Apogäum unter 30.000 km) und dem eigentlichen subsynchronen GTO. Das Prinzip ist jedoch das gleiche, nur die aufzubringende Geschwindigkeit ist höher.

Supersynchroner GTO

Das genaue Gegenteil ist der supersynchrone GTO. Hier liegt das Apogäum deutlich über 36000 km. Militärische Satelliten und Wettersatelliten der NASA haben ein Apogäum um 50.000 km (High GTO) und einige zivile Kommunikationssatelliten die mit Atlas oder Titan befördert wurden sogar 70-120.000 km Abstand von der Erde.

Dies erscheint auf den ersten Blick widersinnig, da man zusätzlichen Treibstoff benötigt um das Apogäum wieder abszusenken. Bei den Starts von Cape Canaveral hat es jedoch den Vorteil, das man bedeutend weniger Energie braucht um die Inklination abzubauen. In einem erdfernsten Punkt von 70000 km hat ein Satellit dann nur noch eine Geschwindigkeit von 908 m/s. Dafür muss das hohe Apogäum wieder abgesenkt werden. Man spart allerdings Energie beim Umlenken von einem 200 × 70000 km in einen 36000 × 70000 km Orbit, da man eine höhere Geschwindigkeit in 36000 km Höhe hat. Hauptnutzen ist jedoch die Einsparung beim Ändern der Inklination. Für die Starts von Ariane hat dies wegen der niedrigen Inklination keine Bedeutung und so gab es erst einen Start mit einem supersynchronen Satelliten.

Macht man eine Gesamtrechnung der aufzubringenden Geschwindigkeit, so ist supersynchron energieaufwendiger als GTO, weil auch die Trägerrakete zirka 320 m/s mehr Geschwindigkeit (für einen 70000 km Orbit) aufbringen muss. Man nutzt daher meistens den Umstand aus, das die Nutzlast für die Rakete normalerweise zu klein ist. Bei den Fixpreisen der Atlas und Titan ist es nicht verwunderlich, das die meisten supersynchronen Starts mit diesen Trägern erfolgen, denn der Kunde muss den gleichen Preis zahlen, egal ob er einen GTO oder supersynchronen GTO wählt.

Ein weiterer Grund für die Wahl dieses Orbits besteht in der Marktdominanz von Ariane, die seit Anfang der neunziger Jahre über 50 Prozent aller kommerziellen Starts in den GTO Orbits abwickelt. Will ein Satellitenbetreiber nun auch amerikanische Trägerraketen nutzen (z.B. um nicht von Ariane abhängig zu sein oder eine neue Generation von Satelliten möglichst schnell in den Orbit mit zwei Trägern zu bekommen), dann hat er ein Problem: Die Geschwindigkeitsdifferenz zwischen GTO und GSO beträgt beim Start von Kourou aus etwa 1500 m/s. Beim Start von Cape Canaveral aus dagegen 1800 m/s, da die Inklination der Bahn höher ist. (28 Grad gegenüber 7 Grad beim Start mit einer Ariane). Verfügt der Satellit über einen Apogäumsantrieb mit festen Treibstoffen, so muss man zwei Versionen davon bauen. Bei flüssigen Treibstoffen hat man weniger übrig um später die Bahn stabil zu halten, dies verringert die Lebensdauer um einige Jahre. Beide Alternativen sind also nicht attraktiv. So versuchen andere Anbieter ihre Nutzlast in einem "Ariane-kompatiblen Orbit auszusetzen", sprich der Geschwindigkeitsbedarf um von diesem Orbit in den GSO zu gelangen ist gleich hoch wie bei einem Start mit Ariane 5.

Startet man vom Cape aus in einen Orbit von 200 x 72000 km Erdentfernung bei 28 Grad Inklination, so braucht man in diesem Orbit ebenfalls 1500 m/s um einen GSO Orbit zu erreichen. Dieser Orbit ist also geschwindigkeitsäquivalent mit einem GTO Orbit von Kourou aus. Daher bieten viele Hersteller von Trägerraketen diesen Orbit an. Die Nutzlast ist dafür deutlich geringer. Bei der Atlas 551, der größten Version der Atlas beträgt z.B. die Nutzlast in einen GTO Orbit 8700 kg (200 x 36000 km x 28 Grad Inklination). Sie geht auf 6885 kg für einen 200 x 72000 x 28 Grad supersynchronen GTO zurück. Dieser ist wiederum geschwindigkeitsäquivalent mit einem 200 x 36000 x 7 Grad GTO, wie ihn Ariane 5 erreicht.

Die russische Proton startet von Baikonur aus mit einer noch höheren Inklination. Hier ist der supersynchrone GTO keine gute Lösung. Der entfernteste Punkt der Bahn würde so hoch liegen, dass man Kommunikationsprobleme bekommt und die Bahn vom Mond beeinflusst wird. Bei den meisten Starts wird daher die Breeze Oberstufe mehrere Manöver durchführen bei denen sie auch das Perigäum anhebt und die Inklination etwas absenkt. Das kostet ebenfalls viel Nutzlast.

Dies verdeutlicht auch, dass man nicht einfach für Vergleiche den Startpreis durch die Nutzlast teilen kann, wie dies gerne erfolgt. Mehr darüber im Aufsatz über supersynchrone Orbits.

Hohes Perigäum / niedrige Inklinationen

Wie schon erläutert sind die energisch günstigsten Bahnen die mit einem niedrigen Perigäum. Bei Raketen mit starken Feststoffboostern oder/und langer Brenndauer der Oberstufe kann das Perigäum aber auch höher liegen. Dies ist im ersten Fall eine Folge, davon, das die Booster die Rakete schnell durch die Atmosphäre bringen und durch ihre Schubkraft eine hohe vertikale Geschwindigkeit aufbauen, im zweiten Fall dadurch das die Höhe der Bahn während der langen Brennzeit der Oberstufe kontinuierlich ansteigt. Zwei prominente Vertreter mit hohen Perigäum sind Ariane 5 und die Delta 2. Bei beiden liegt das Perigäum bei 600-800 km. Diese hohen Perigäum sind energetisch ungünstiger, da man erheblich mehr Energie braucht um das Perigäum beim Start anzuheben als wenn man dies durch eine Zündung im Apogäum tut. So bietet Arianespace für die wiederzündbare Version der EPS Oberstufe an eine Freiflugphase einzuschieben. In diesem Fall wird die Stufe zuerst kurz gezündet um eine 200 x 800 km Bahn zu erreichen. Sobald die Stufe nach 4000 Sekunden ihr erstes Perigäum in 200 km Höhe durchläuft wird sie erneut gezündet. Als Folge ist die Nutzlast um 250 kg oder etwa 3 % höher als ohne Freiflugphase.

Verfügt die Rakete über Reserven, so kann man diese Nutzen um das Perigäum anzuheben. Bei einem höheren Perigäum benötigt der Satellit weniger Treibstoff um seine Bahn zu erreichen. Bei einem 500 × 36000 km Orbit benötigt der Satellit zirka 31 m/s weniger Geschwindigkeit für seinen Orbit, die Rakete muss jedoch 85 m/s mehr Geschwindigkeit aufwenden. Derartige Fälle gibt es vor allem bei der Ariane 1-4 und einer einzelnen Nutzlast, wo man die Reserven der Rakete dazu nutzte das Perigäum anzuheben, meist von 200 auf 500 km.

Nur bei Ariane findet man den Fall, das man die Inklination verringert. Dies ist in der GTO Bahn äußert unökonomisch, da dort eine viel höhere Geschwindigkeit erreicht werden muss als beim Umlenken in den GSO Orbit. Bei einigen Nutzlasten hat man jedoch die Inklination von 7 auf bis zu 3 Grad verringert und ebenfalls dazu Reserven des Trägers genutzt.

Bahnebenen

Bei den Satellitenkonstellationen, aber auch bei Navigationssatelliten sind auch die Bahnebenen wichtig. Was versteht man darunter? Nun eine Umlaufbahn ist eine stabile Bahn im dreidimensionalen Raum. Sie hat natürlich einen Startpunkt, der durch den Startzeitpunkt festgelegt wird. Aber es ist durchaus möglich, das verschiedene Satelliten unterschiedliche Bahnebenen haben. Die Erde dreht sich in knapp 24 Stunden um ihre eigene Achse (es sind genau 86.184 Sekunden – da sie Erde sich aber auch um die Sonne dreht und dieses Bahnstück den Winkel zur Sonne ändert – wir rechnen ja beim Tag von Sonnenaufgang zu Sonnenaufgang, ist ein Tag 86.400 Sekunden lang). Dadurch ist der Startpunkt der Bahn bei unterschiedlichen Zeitpunkten jeweils an einem anderen Ort im Raum und entsprechend hat die Bahn eine andere ebene. Macht man einen Plot des Verlaufs des Satelliten über die Erdoberfläche, so passiert er einen bestimmten Ort bei unterschiedlichen Bahnebenen zu unterschiedlichen Zeiten.

Wozu benötigt man verschiedene Bahnebenen?

Nun zum einen kann man die zeitliche Abdeckung erhöhen. Schon bei den ersten Wettersatelliten gab es zwei Bahnebenen um jeweils 6 Stunden verschoben. d.h., wenn der erste Satellit einen Ort um 0 Uhr überflog, dann passierte der zweite Satellit ihn um 6 Uhr. Da jeder Orbit einmal um die Erde herumführt, überfliegt er nach einem halben Orbit einen um 180 Grad westwärts liegenden Längengrad. Das bedeutet auch das der erste Satellit denselben Ort nach genau 12 Stunden erneut passiert und der zweite Satellit nach 18 Stunden. Mit zwei Satelliten erreicht man so, dass man alle 6 Stunden ein aktuelles Bild vom Wettergeschehen bekommt. Diese Praxis wird bis heute bei Wettersatelliten und Erdbeobachtungssatelliten eingesetzt.

Bei GPS-Navigationssatelliten sind es vier Bahnebenen mit je sechs Satelliten. Diese sind so gewählt, das man mindestens drei Satelliten im Empfangsbereich hat.

Für LEO-Konstellationen, bei denen Hunderte oder Tausende Satelliten für ein Netzwerk eingesetzt werden, ist die Zahl der Bahnebenen noch höher. Für diese kann man mit geringem Fehler bei nur einer Orbithöhe annehmen, das gilt:

Zahl der Satelliten pro Bahnebene = √ (2*Satellitenzahl)

Zahl der Bahnebenen = √ (Satellitenzahl/2)

Es gibt wegen der Tatsache, dass jeder Ort während eines Tags zweimal in minimalen Abstand passiert wird, immer halb so viele Bahnebenen wie Satelliten pro Ebene. Das ist natürlich nur eine Annäherung. Je nach genauer Auslegung des Systems kann man die Positionen optimieren, das gilt insbesondere, wenn man mit kleinen Lücken auskommen kann. Für Satellitensysteme, die mehrere Orbithöhen vorsehen, wird es komplexer.

Für das System von Oneweb mit 648 operativen Satelliten erhält man so:

Zahl der Satelliten pro Bahnebene = √ (2*648) = 36

Zahl der Bahnebenen = √ (648/2) = 18

Als Beispiel für ein komplexes System die Pläne von SpaceX für Starlink (Stand 9/2019)

Bahnhöhe

550 km

1.110 km

1.130 km

1.275 km

1.325 km

Bahnebenen

72

32

8

5

6

Satelliten/Bahnebene

22

50

50

75

75

Gesamtzahl

1.584

1.600

400

375

450

Füllung von Bahnen

Aufgrund der Tatsache, dass eine Bahn fest im Raum steht, müssen Satelliten die in eine Bahn gelangen immer zum selben Zeitpunkt gestartet werden, oder wenn es mehrere sind, dann gelangen sie immer in dieselbe Bahnebene. Ich habe hier eine Liste aller GPS-Satellitenstarts angefügt. Dabei ist die Häufung von verschiedenen Startdaten deutlich zu erkennen (kleine Abweichungen von wenigen Minuten gibt es auch durch die unterschiedliche Zeit die die Raketen brauchen, um den Orbit zu erreichen, es wurden verschiedene Typen eingesetzt und die Satelliten sind unterschiedlich schwer). Es ist auffällig, dass es große zeitliche Lücken gibt) so zwischen 3:43 und 5:30.

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Starts der GPS Satelliten

Datum

Uhrzeit

Nutzlast

Trägerrakete

17.05.2014

00:03

GPS IIF-6

Delta 4M+(4,2)

13.05.1993

00:07

GPS IIA-11

Delta 7925

28.03.1996

00:21

GPS IIA-16

Delta 7925

06.11.1997

00:30

GPS IIA-19

Delta 7925

16.07.1996

00:50

GPS IIA-17

Delta 7925

11.05.2000

01:48

GPS IIR-4

Delta 7925-9.5

21.02.2014

01:59

GPS IIF-5

Delta 4M+(4,2)

04.07.1991

02:32

GPS IIA-2

Delta 7925

26.03.1990

02:45

GPS II-7

Delta 6925

09.10.1985

02:53

GPS 11

Atlas E/SGS-2

03.02.1993

02:55

GPS IIA-9

Delta 7925

28.05.2010

03:00

GPS IIF-1

Delta 4M+(4,2)

30.03.1993

03:09

GPS IIA-10

Delta 7925

10.04.1992

03:20

GPS IIA-4

Delta 7925

02.08.2014

03:23

GPS IIF-7

Atlas V 401

26.09.2005

03:37

GPS IIR-14(M)

Delta 7925-9.5

10.03.1994

03:40

GPS IIA-15

Delta 7925

23.07.1997

03:43

GPS IIR-2

Delta 7925

06.11.2004

05:39

GPS IIR-13 + GPS II-8

Delta 7925-9.5

18.08.1989

05:57

GPS II-3

Delta 6925

15.03.2008

06:10

GPS IIR-19(M)

Delta 7925-9.5

16.07.2011

06:41

GPS IIF-2

Delta 4M+(4,2)

30.01.2001

07:55

GPS IIR-7

Delta 7925-9.5

21.12.2003

08:05

GPS IIR-10

Delta 7925-9.5

24.03.2009

08:34

GPS IIR-20(M)

Delta 7925-9.5

12.09.1996

08:49

GPS IIA-18

Delta 7925

09.09.1992

08:57

GPS IIA-6

Delta 7925

16.07.2000

09:17

GPS IIR-5

Delta 7925-9.5

07.07.1992

09:20

GPS IIA-5

Delta 7925

21.10.1989

09:31

GPS II-4

Delta 6925

14.07.1983

10:21

GPS 8

Atlas E/SGS-2

17.08.2009

10:35

GPS IIR-21(M)

Delta 7925-9.5

13.06.1984

11:37

GPS 9

Atlas E/SGS-2

04.10.2012

12:10

GPS IIF-3

Delta 4M+(4,2)

17.10.2007

12:23

GPS IIR-17(M)

Delta 7925-9.5

30.08.1993

12:38

GPS IIA-13

Delta 7925

07.10.1999

12:51

GPS IIR-3

Delta 7925-9.5

26.06.1993

13:27

GPS IIA-12

Delta 7925

05.02.2016

13:38

GPS IIF-12

Atlas V 401

23.12.2018

13:51

GPS III-02

Falcon 9

15.07.2015

15:36

GPS IIF-10

Atlas V 401

31.10.2015

16:13

GPS IIF-11

Atlas V 401

17.01.1997

16:28

GPS IIR-1

Delta 7925

26.10.1993

17:04

GPS IIA-14

Delta 7925

10.11.2000

17:14

GPS IIR-6

Delta 7925-9.5

29.10.2014

17:21

GPS IIF-8

Atlas V 401

20.03.2004

17:53

GPS IIR-11

Delta 7925-9.5

29.01.2003

18:06

GPS IIR-8

Delta 7925-9.5

11.12.1989

18:10

GPS II-5

Delta 6925

14.02.1989

18:30

GPS II-1

Delta 6925

25.03.2015

18:36

GPS IIF-9

Delta 4M+(4,2)

25.09.2006

18:50

GPS IIR-15(M)

Delta 7925-9.5

17.11.2006

19:12

GPS IIR-16(M)

Delta 7925-9.5

20.12.2007

20:04

GPS IIR-18(M)

Delta 7925-9.5

15.05.2013

21:38

GPS IIF-4

Atlas V 401

26.11.1990

21:39

GPS IIA-1

Delta 7925

08.09.1984

21:41

GPS 10

Atlas E/SGS-2

01.10.1990

21:56

GPS II-9

Delta 6925

31.03.2003

22:09

GPS IIR-9

Delta 7925-9.5

18.12.1992

22:16

GPS IIA-8

Delta 7925

23.02.1992

22:29

GPS IIA-3

Delta 7925

10.06.1989

22:30

GPS II-2

Delta 6925

23.06.2004

22:54

GPS IIR-12

Delta 7925-9.5

24.01.1990

22:55

GPS II-6

Delta 6925

22.11.1992

23:54

GPS IIA-7

Delta 7925

Aufgrund dessen ist auch leicht nachvollziehbar das man für das Auffüllen einer Bahnebene möglichst eine geradzahlige Anzahl von Starts vorsieht. OneWeb wird immer 36 Satelliten pro Sojus Start in den Orbit befördern. Damit ist eine Bahnebene komplett gefüllt und das Unternehmen benötigt 18 Starts um alle 18 Bahnebenen zu füllen. Beim europäischen Galileo System sind es zwei Satelliten pro Start bei einer Sojus und vier bei einer Ariane 5. Da pro Bahnebene acht Satelliten vorgesehen sind, benötigt man so vier oder zwei Starts.

Innerhalb einer Bahnebene müssen sich die Satelliten noch verteilen, also nicht als Cluster die Erde umkreisen, sondern in gleichmäßigem Abstand (beim Galileosystem z.B. alle 45 Grad einer). Bei Einzelstarts ist das kein Problem. Bei mehreren Satelliten pro Start kann man die Satelliten verteilen, indem man ihre Umlaufbahn leicht absenkt oder anhebt. Da die Umlaufdauer von der Bahnhöhe abhängig ist, wird der Satellit, wenn er eine etwas höhere Umlaufbahn hat, länger für die Umrundung der Erde brauchen und so zurückfallen, analog eilt er bei einer niedrigeren Umlaufbahn den anderen Satelliten voraus. Hat er den nötigen Abstand erreicht, so passt man die Umlaufbahn wieder auf die ursprüngliche Höhe an.

Artikel erstellt am 1.10.2019


© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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