Home | Raumfahrt | Grundlagen der Raumfahrt | Site Map | ![]() |
Es gibt sehr viele verschiedene Satellitenbahnen. Dieser Artikel soll Sie über die Wahl eines Orbits und welche Auswirkungen dies auf die Nutzlast und die Rakete hat aufklären. Außerdem werden die wichtigsten Orbits erklärt, eine kleine Einführung in die Berechnung gegeben und Sie erfahren einiges über die geostationären Orbits und wie man dort hinkommt....
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.
Da dieser Artikel seit dem Jahr 2000 durch Erweiterungen ziemlich lang geworden ist, habe ich ihn 2019 in zwei Teile aufgeteilt. Dieser erste Teil enthält die Berechnungen und Grundlagen. Der zweite Teil geht dann auf besondere Bahnen ein. Ein geanz besonderer Orbit, der supersynchrone Orbit hat auch einen eigenen Artikel verdient.
Jede Bahn eines Satelliten um die Erde hat verschiedene Parameter, von denen
drei sehr wichtig für die zu erreichende
Endgeschwindigkeit, die Aufstiegsbahn und die Umlaufzeit sind:
Die Umlaufszeit ist von den Parametern des erdnächsten und erdfernsten Punktes abhängig. Alle Bahnen von Satelliten um die Erde sind Ellipsen. Eine Kreisbahn ist nur ein Spezialfall einer Ellipse, bei der erdfernster und erdnächster Punkt identisch sind. Weitere Bahnparameter die in diesem Artikel nicht besprochen werden legen die genaue räumliche Lage der Bahn fest, z.B. ob der erdnächste Punkt zu einem bestimmten Zeitpunkt über München oder Tokio liegt. Dies ist z.B. wichtig bei Geosynchronen Transferorbits, wo der erdnächste Punkt über dem Äquator liegen sollte.
In der Astronomie nimmt man insgesamt sechs Parameter um die Bahn zu beschrieben. Sie sind nötig um die Lage der Bahn im dreidimensionalen Raum und die aktuelle Position relativ zu einem Ursprungspunkt zu beschreiben. Doch für die Berechnung von Geschwindigkeiten reichen die obigen drei Parameter.
Die Inklination wird von der geographischen Breite des Startortes und der Startrichtung bestimmt. Die Inklination
kann niemals viel kleiner als die geographische Breite des Startortes sein (aber durchaus höher). Startet eine Rakete genau nach
Osten, so hat sie eine Inklination die der geographischen Breite des Startortes entspricht. startet sie nach Süden oder Norden so
hat sie eine höhere Inklination.
Dies wird offensichtlich wenn man sich die Extreme vorstellt: Ein Start vom Äquator oder vom Pol aus. Startet eine Rakete vom Äquator aus genau nach Osten so verläuft ihre Flugbahn in einem Kreis über den Äquator. Jeder andere Winkel führt zu einer Inklination über 0 Grad.
Beim Start vom Nordpol aus ist es ganz anders, jeder Start führt nach Süden und zu einer Inklination von 90 Grad, egal in welche Richtung er führt. Bedenkt man, das nun der Äquator die geographische Breite 0 hat und der Nordpol die von 90 Grad, so wird klar, das die kleinste mögliche Inklination die ist, die der Startort als geographische Breite aufweist. So ist Cape Canaveral mit einer geographischen Breite von 28.8 Grad schlechter dran als Kourou (5.2 Grad), aber besser als Baikonur (46 Grad). Die Grafik links zeigt die geplante Aufstiegsbahn der "Europa" Rakete. Da der Starts übers Meer erfolgen muss starten Ariane 4+5 mit etwas größerer Inklination als von der geographischen Breite vorgegeben 5.23 Grad. (Sie würden sonst über bewohntes Gebiet fliegen).
Jeder Startort erlaubt auch Starts die eine höhere Inklination ergeben, indem man nach Norden oder Süden startet. In engen Grenzen kann man die Inklination senken, wenn die Rakete (beim Start von der Nordhalbkugel aus) einen leicht südlichen Kurs einschlägt. Während des Aufstiegs gelangt sie dann in einen südlicheren Breitengrad und dadurch verringert sich die Inklination leicht. Der Gewinn ist allerdings gering und liegt bei unter 5 Grad.
Die erste Umlaufbahn wird durch die Aufstiegsbahn bestimmt. Eine Rakete startet zuerst senkrecht und dann langsam in die Waagerechte überzugehen. Senkrecht, weil die Rakete die dichten Atmosphärenschichten wegen des Luftwiderstandes schnell überwinden möchte, aber auch weil die Aufstiegsbahn eine gewisse Mindesthöhe erreichen muss, sonst würde der Satellit in zu niedriger Höhe ausgesetzt werden und bald wieder verglühen. Waagerecht, weil die endgültige Bahn parallel zur Erdoberfläche liegt.
Man unterscheidet zwei Punkte den erdnächsten Punkt der Bahn, das Perigäum und den erdfernsten Punkt der Bahn, das Apogäum. In welcher Höhe diese liegen hat mit der Aufstiegsbahn zu tun. Betrachten wir einmal einige Extreme:
Eine reine Feststoffrakete: Feststoffraketen haben eine sehr kurze Brennzeit. Das bedeutet dass die gesamte Aufstiegsbahn sehr kurz ist, da der Weg nach der Formel Weg = (Beschleunigung x Zeit²) /2 viel stärker von der Brenndauer als von der Beschleunigung abhängt. Die Bahn kann im Extremfall so verlaufen, dass der erdfernste Punkt in der gewünschten Höhe liegt, der erdnächste aber noch in der Nähe der Erdoberfläche. die Bahn ist eigentlich nicht kreisförmig, sondern eine ballistische. Der Satellit muss im Orbit dann seine eigenen Triebwerke zünden und den erdnächsten Punkt anheben. Im amerikanischen heißen solche Bahnen daher "off-perigree", also Bahnen ohne Perigäum. Das Risiko ist jedoch, dass wenn es aus verschiedenen Gründen nicht gelingen sollte eine Zündung im Apogäum zu erreichen der Satellit nach einem Umlauf verglüht. Man findet solche Bahnen daher sehr selten.
Will man dies vermeiden, da dies auch ein kritisches Manöver ist, dann schiebt man eine Freiflugphase ein. Das bedeutet dass man nach dem Ausbrennen einer Stufe nicht sofort die nächste zündet, sondern wartet bis diese an Höhe gewonnen hat. Die Stufe arbeitet dann in einer größeren Höhe und hebt so den erdnächsten Punkt an.
Ein anderes Extrem sind Raketen, bei denen die Oberstufen sehr lange brennen. Durch das lange Brennen heben sie die Bahnhöhe an. Ein Paradebeispiel ist die Ariane 5. Die Hauptstufe EPC erreicht noch eine "Off-Perigree" Bahn von 0 x 200 km Höhe (was ein Verglühen nach etwa 1 Stunde zur Folge hat). Die Oberstufe EPS arbeitet dagegen bis zu 20 Minuten. Dabei steigt die Bahn laufend an, so dass zum Beispiel. geostationäre Satelliten eine 600 x 36000 km Bahn erreichen. Bei der zweiten Oberstufe der Ariane 5, der ECS-A hat man die Brenndauer halbiert, so liegt bei ihr das Perigäum niedriger und geostationäre Satelliten landen in einem 250 x 36000 km Orbit.
Es ist energetisch sehr ungünstig Orbits mit einem hohen erdnächsten Punkt direkt zu erreichen. Denn dabei muss man Hebearbeit leisten. Vereinfacht kann man sich dies so vorstellen: Um einen hohen erdnächsten Punkt zu erreichen muss man zuerst die gesamte Rakete vertikal beschleunigen und diese so anheben. Ist ein Satellit aber schon in einer Umlaufbahn so kann er seine Geschwindigkeit erhöhen und in eine elliptische Bahn gelangen mit dem erdfernsten Punkt in einer größeren Höhe. Wird dort nochmals das Triebwerk gezündet, so kann man einer kreisförmige höhere Umlaufbahn erreichen.
Der erdfernste Punkt wird durch die Startgeschwindigkeit bestimmt: Bei einer Kreisbahn hat der Satellit eine solche Geschwindigkeit, das er beim geraden Flug parallel zur Erdoberfläche sich um × Meter von der sich unter ihm weg krümmenden Oberfläche bewegt. Gleichzeitig fällt er um genau die gleichen × Meter zur Erdoberfläche - er behält also immer den gleichen Abstand und so wird aus der geraden Bewegung eine Kreisbahn.
Bei einer größeren Geschwindigkeit entfernt sich jedoch der Satellit effektiv von der Erde, da er sich nun weiter entfernt, als ihn die Erde anzieht. Jedoch läuft er auch mit dieser Bewegung gegen das Gravitationsfeld an, so das der Zuwachs immer geringer wird und schließlich kommt seine Bewegung zum Ende. Dies ist der erdfernste Punkt, nun nähert sich der Satellit der Erde, gewinnt wieder Geschwindigkeit bis er im erdnächsten Punkt genügend Schwung für den nächsten Umlauf hat.
LEO: Diese Abkürzung aus dem englischen steht für Low Earth Orbit, ein erdnaher Orbit. Man versteht darunter Orbits zwischen 200 und 600 km Höhe. In diese Gruppe fallen zwei Nutzlasten: Mit niedriger Inklination und Höhen über 400 km sind dies bemannte Raumstationen und Satelliten, die nicht auf eine bestimmte Umlaufbahn festgelegt sind. Wie astronomische Satelliten und Satelliten mit biologischen oder Materialexperimenten. Man nutzt dann diese Bahn um möglichst viel Nutzlastmasse zu transportieren, da es der energieärmste Orbit ist.
Die zweite Gruppe sind militärische Satelliten welche die Erdoberfläche beobachten. Diese haben Bahnen die über den Nordpol führen, um die ganze Oberfläche abzutasten und der erdnächste Punkt liegt niedrig (200-250 km) um eine möglichst hohe Auflösung zu erreichen, der erdfernste Punkt liegt meist höher (600-900 km), sonst würde die Luftreibung den Satelliten bald abbremsen.
SSO: Der Sonnensynchrone Orbit (Sun Synchronos Orbit) ist eine Bahn die in 700-1000 km Höhe mit Inklinationen von etwas mehr als 90 Grad verläuft. Die Bahn verläuft damit leicht "rückwärts", also entgegen der Erdrotation über die Erdoberfläche. Da sich die Erde in die andere Richtung dreht, bewirkt diese Bahn, dass der Satellit von der Sonne aus gesehen sich nur von oben nach unten bewegt, seine rückläufige Bewegung um die Erde wird kompensiert durch die Erdrotation in der anderen Richtung. Damit erreicht man einen besonderen Effekt: Der Satellit passiert einen Punkt auf der Erdoberfläche immer zur gleichen lokalen Uhrzeit und bei gleichen Sonneneinfallswinkel, bei den ersten Landsat Satelliten z.B. immer zwischen 10 und 10:30 morgens. Der Vorteil ist dabei das so immer der gleiche Sonnenstand und Beleuchtungsverhältnisse herrschen, man also Bilder zu verschiedenen Zeiten miteinander vergleichen kann. Damit wird auch klar, um was es sich für Satelliten handelt: Es sind Erdbeobachtungssatelliten wie Landsat, Spot oder ERS, aber auch meteorologische Satelliten. Manchmal findet man für diesen Orbit auch die Bezeichnung PEO (Polar Earth Orbit)
MEO: Mittlere Erdorbits (Medium Earth Orbits) sind alle Bahnen oberhalb 1000 km bis zur geostationären Bahn. In diese Bahnen fallen zwei Gruppen von Satelliten: Zum einen die Satelliten des GPS Navigationssystems und seinem russischen Gegenstück Glonass. Diese umkreisen die Erde in 18000-20000 km Höhe auf verschieden stark geneigten Bahnen. Die Höhe resultiert daraus, das man immer 3 Satelliten zur Positionsbestimmung benötigt die gleichzeitig sichtbar sein müssen. Je näher man der Erde kommt, desto mehr Satelliten braucht man, damit gleichzeitig 3 sichtbar sind. Je ferner man der Erde ist, desto geringer aber die Nutzlast und desto schwächer das Signal am Boden, d.h. die Sendeanlagen und damit der Satellit werden schwerer. Der Kompromiss ist daher eine mittlere Höhe zu wählen und dabei 24 Satelliten einzusetzen.
Neuere Nutzlasten im MEO Orbit sind kleine Kommunikationssatelliten die direkt vom Benutzer mit etwas größeren Handys angefunkt werden können. Auch hier gilt es einen Kompromiss zwischen der Höhe des Orbits und der Satellitenzahl zu finden. So verwendet Iridium 77 Satelliten in 800 km Höhe, während Globalstar mit 24 Satelliten in 1400 km Höhe auskommt.
GSO: der Geosynchrone Orbit ist eine Kreisbahn um den Äquator (0 Grad Inklination) in einer Höhe von knapp unter 36000 km. In einer solchen Höhe umrundet ein Satellit die Erde genau einmal am Tag. Da sich die Erde auch einmal am Tag um ihre Achse dreht bleibt der Satellit von der Erde aus fest an einem Punkt. Die Bahn über dem Äquator ist notwendig, weil sich sonst der Satellit noch abwechselnd nach Norden oder Süden bewegen würde, von der Erde aus also nicht feststehen würde sondern sich auf und ab in Form einer sehr schmalen "8" bewegen würde. Für die Puristen: es sind exakt 35786.05 km über dem Äquator.
GTO: Der Geotransfer Orbit ist eine Übergangsbahn zum geostationären Orbit (mehr dazu bei den Berechnungen). Der Geosynchrone Orbit kann direkt nur mit enormen Energieverbrauch erreicht werden. Um Energie zu sparen und die Nutzlasten dadurch größer zu machen, bringt man den Satelliten zuerst in einen Orbit dessen erdfernster Punkt bei 36000 km Höhe liegt wie beim geosynchronen Orbit, der erdnächste Punkt aber in 200-800 km Höhe. Diese Höhe kann eine Rakete direkt erreichen. Ist der Satellit in 36000 km Höhe angekommen, so zündet er einen eignen Antrieb und erhöht so die Bahn auf 36000 km Höhe. Der Orbit von 200-36000 Höhe bezeichnet man als geosynchronen Transferorbit.
Die Atmosphäre der Erde bremst einen Satelliten durch Reibung ab. Die Dichte der
Atmosphäre nimmt zwar rasch ab, jedoch ist sie auch in 100 km Höhe noch so hoch, das ein Satellit in dieser Höhe so schnell abgebremst
wird, das er tiefer sinkt und verglüht. Darüber wird die Atmosphäre rasch dünner und die abbremsende Wirkung nimmt ab. Da die Dichte der
Atmosphäre von der Sonnenaktivität abhängt (Sie nimmt bei steigender Aktivität) zu gibt es nur grobe Richtmaße für die Zeit die ein
Satellit auf einer Bahn bleiben kann. So wurde für Skylab eine Lebensdauer von 10 Jahren auf einer 435 km hohen Bahn angenommen. Durch
steigende Sonnenaktivität Anfang 1979 sank die Bahn aber schnell ab, so das die Raumstation schon nach 6 Jahren verglühte, da Skylab kein
Triebwerk zum Anheben der Bahn hatte.
Bahnhöhe (Km) | Lebensdauer |
---|---|
160 km | zirka 1 Tag |
185 km | zirka 1 Woche |
300 km | zirka 6 Monate |
400 km | mehrere Jahre |
höher als 600 km | über ein Jahrzehnt |
höher als 900 km | über ein Jahrhundert |
36000 km | mehrere Millionen Jahre |
Die Abbremsung wirkt sich so aus, das die Bahnhöhe eine Satelliten erst langsam, dann immer schneller verringert. Da durch das Absinken gleichzeitig die Reibung zunimmt, beschleunigt sich so der Prozess. Erreicht der Satellit eine kreisförmige Bahn von 100-120 km Höhe, so erreicht die Reibung so große Ausmaße, das er keinen vollständigen Orbit mehr durchläuft sondern rasch noch tiefer absinkt wo er dann verglüht. Die Lebensdauer ist nur ungenau anzugeben, da sie von der Dichte der Atmosphäre und der Form des Satelliten abhängt. Besonders erstere unterliegt sehr starken Fluktuationen durch solare Aktivität, die z.B. zum vorzeitigen Absturz von Skylab führten.
Die Abnahme ist von einigen Faktoren abhängig. Neben dem unten angegeben Verhältnis von Oberfläche zu Masse vor allem von der Sonnenaktivität. Bei einer aktiven Sonne übertragen die dann durch das Magnetfeld eingefangen werden. Sie prallen auf die Atome der oberen Atmosphäre, übertragen so Energie und sie dehnt sich aus. So bremst sie die Satelliten stärker ab.
Bei einer elliptischen Bahn verringert sich zuerst immer mehr der erdfernste Punkt, da dieser Satellit mit Geschwindigkeitsüberschuss gestartet ist. So verglühte der am 31.1.1958 gestartete Explorer 1 erst am 31.3.1970, obgleich der erdnächste Punkt seiner Bahn mit 360 × 2549 km sehr nahe an der erde lag. Eine 360 km hohe Kreisbahn wäre zirka 1-2 Jahre stabil gewesen, so verringerte sich aber zuerst das hohe Apogäum bis aus der 360 x 2549 km hohen Bahn eine 360 km hohe Kreisbahn geworden war. Da der Satellit sich aber viel länger im erdfernsten Punkt der Bahn aufhielt dauerte dies 12 Jahre. Spionagesatelliten haben daher oft exzentrische Bahnen mit einem sehr niedrigen erdnächsten Punkt und einem erdfernsten Punkt in weitaus größerer Höhe.
Die Lebensdauer auf eine Bahn ist auch von der Form des Satelliten abhängig. So haben Satelliten mit großen
Solarzellenauslegern oder größeren Antennen eine größere Reibung als kleinere oder rundere Satelliten ohne solche Ausleger. Als
Extrembeispiel soll der Satellit Echo 1 dienen. Er wurde am 12.8.1960 in eine 1600 km hohe Bahn geschossen. Eine solche hohe Bahn
müsste eigentlich über ein Jahrtausend stabil sein. Doch Echo 1 trat schon am 24.5.1968, weniger als 8 Jahre nach dem Start in die
Erdatmosphäre ein. Der Grund : Echo 1 war ein Ballonsatellit aus einer hauchdünnen Kunststofffolie. Bei 30.5 m Durchmesser wog er
nur 67 kg. Dadurch bremste ihn die Atmosphäre viel stärker als andere Satelliten ab. (Bild links bei einem Entfaltungstest)
Die Bahnhöhe kann natürlich durch regelmäßiges Beschleunigen und damit Anheben der Bahn gehalten werden. Dies verbraucht Treibstoff, der natürlich begrenzt vorhanden ist.
Bei Satelliten im geostationären Orbit ist die Lebensdauer des Orbits limitiert durch den Treibstoff für die Lageregelung. Auch wenn man hier nicht wie in niedrigen Bahnen diese anheben muss. Die Gravitationskraft der Erde aber ist ungleichmäßig verteilt und so beginnen die Satelliten leicht von Ihrer Position weg zu driften. Dies muss immer wieder ausgeglichen werden, denn am Boden will man ja nicht dauernd die Antennen neu ausrichten. Heute verfügen Satelliten im geostationären Orbit genügend Treibstoff um einen Orbit 10-15 Jahre aufrecht zu erhalten. Eine längere Lebensdauer ist beim Einsatz von elektrischen Triebwerken zu erwarten, die seit einigen Jahren verstärkt eingesetzt werden.
Die folgende Tabelle zeigt die nach einem einfachen Modell berechnete Sinkrate für einen Satelliten auf einer Starthöhe von 700 km und eienr Masse von 1000 kg sowie einer Oberfläche von 15 m². Einmal mit dem niedrigsten möglichen solaren Flux und einmal mit dem höchsten möglichen. Bi diesem braucht d er Satellit fast 800 Jahre um zu verglühen, bei maximalen sind es nur 8,6 Jahre. Allerdings ist die Sonne niemals 8 oder 800 Jahre lang am Stück aktiv. Wie man beim Vergleich der Tabellen sieht ist die Abbremsrate vor allem am Anfang sehr unterschiedlich. Hat der Satellit erst einmal 300 km Höhe unterschritten so sinkt er auch bei niedrigem solaren Flux schnell weiter ab.
niedriger Solarer Flux | hoher solarer Flux | ||||
---|---|---|---|---|---|
Tage | Jahre | Höhe [km] | Tage | Jahre | Höhe [km] |
47945,3 | 131,36 | 690,0 | 326,0 | 0,89 | 690,0 |
88572,4 | 242,66 | 680,0 | 621,7 | 1,70 | 680,0 |
122906,5 | 336,73 | 670,0 | 889,4 | 2,44 | 670,0 |
151845,0 | 416,01 | 660,0 | 1131,5 | 3,10 | 660,0 |
176170,6 | 482,66 | 650,0 | 1350,1 | 3,70 | 650,0 |
196564,3 | 538,53 | 640,0 | 1547,1 | 4,24 | 640,0 |
213615,9 | 585,25 | 630,0 | 1724,3 | 4,72 | 630,0 |
227835,0 | 624,21 | 620,0 | 1883,6 | 5,16 | 620,0 |
239660,7 | 656,60 | 610,0 | 2026,5 | 5,55 | 610,0 |
249469,4 | 683,48 | 600,0 | 2154,5 | 5,90 | 600,0 |
257583,6 | 705,71 | 590,0 | 2268,9 | 6,22 | 590,0 |
264278,0 | 724,05 | 580,0 | 2371,1 | 6,50 | 580,0 |
269786,4 | 739,14 | 570,0 | 2462,2 | 6,75 | 570,0 |
274306,8 | 751,53 | 560,0 | 2543,3 | 6,97 | 560,0 |
278006,5 | 761,66 | 550,0 | 2615,3 | 7,17 | 550,0 |
281026,4 | 769,94 | 540,0 | 2679,3 | 7,34 | 540,0 |
283484,9 | 776,67 | 530,0 | 2735,9 | 7,50 | 530,0 |
285480,9 | 782,14 | 520,0 | 2786,0 | 7,63 | 520,0 |
287097,2 | 786,57 | 510,0 | 2830,2 | 7,75 | 510,0 |
288402,5 | 790,14 | 500,0 | 2869,2 | 7,86 | 500,0 |
289453,9 | 793,02 | 490,0 | 2903,5 | 7,95 | 490,0 |
290298,4 | 795,34 | 480,0 | 2933,7 | 8,04 | 480,0 |
290975,0 | 797,19 | 470,0 | 2960,1 | 8,11 | 470,0 |
291515,6 | 798,67 | 460,0 | 2983,3 | 8,17 | 460,0 |
291946,4 | 799,85 | 450,0 | 3003,6 | 8,23 | 450,0 |
292288,8 | 800,79 | 440,0 | 3021,3 | 8,28 | 440,0 |
292560,2 | 801,53 | 430,0 | 3036,8 | 8,32 | 430,0 |
292774,7 | 802,12 | 420,0 | 3050,2 | 8,36 | 420,0 |
292943,9 | 802,59 | 410,0 | 3061,9 | 8,39 | 410,0 |
293076,9 | 802,95 | 400,0 | 3072,1 | 8,42 | 399,9 |
293181,2 | 803,24 | 390,0 | 3080,9 | 8,44 | 389,9 |
293262,7 | 803,46 | 380,0 | 3088,5 | 8,46 | 379,9 |
293326,4 | 803,63 | 370,0 | 3095,1 | 8,48 | 369,9 |
293375,9 | 803,77 | 360,0 | 3100,7 | 8,50 | 360,0 |
293414,3 | 803,87 | 350,0 | 3105,6 | 8,51 | 349,9 |
293444,0 | 803,96 | 340,0 | 3109,8 | 8,52 | 339,9 |
293467,0 | 804,02 | 330,0 | 3113,4 | 8,53 | 329,9 |
293484,7 | 804,07 | 319,9 | 3116,5 | 8,54 | 319,9 |
293498,2 | 804,10 | 310,0 | 3119,2 | 8,55 | 309,6 |
293508,6 | 804,13 | 299,9 | 3121,4 | 8,55 | 299,9 |
293516,5 | 804,15 | 290,0 | 3123,4 | 8,56 | 289,5 |
293522,6 | 804,17 | 279,9 | 3125,0 | 8,56 | 279,7 |
293527,2 | 804,18 | 269,8 | 3126,4 | 8,57 | 269,6 |
293530,7 | 804,19 | 259,7 | 3127,6 | 8,57 | 259,4 |
293533,3 | 804,20 | 249,7 | 3128,6 | 8,57 | 249,4 |
293535,3 | 804,21 | 239,6 | 3129,5 | 8,57 | 238,8 |
293536,8 | 804,21 | 229,4 | 3130,2 | 8,58 | 228,9 |
293537,9 | 804,21 | 219,5 | 3130,8 | 8,58 | 218,9 |
293538,8 | 804,22 | 208,6 | 3131,3 | 8,58 | 209,1 |
293539,4 | 804,22 | 198,8 | 3131,7 | 8,58 | 199,8 |
293539,9 | 804,22 | 187,7 | 3132,1 | 8,58 | 188,8 |
293540,2 | 804,22 | 178,8 | 3132,4 | 8,58 | 178,9 |
293540,5 | 804,22 | 166,9 | 3132,7 | 8,58 | 167,0 |
293540,7 | 804,22 | 155,9 | 3132,9 | 8,58 | 157,4 |
293540,8 | 804,22 | 148,8 | 3133,1 | 8,58 | 146,0 |
293540,9 | 804,22 | 139,9 | 3133,2 | 8,58 | 139,2 |
293541,0 | 804,22 | 128,2 | 3133,4 | 8,58 | 122,8 |
293541,1 | 804,22 | 111,2 | 3133,5 | 8,58 | 112,5 |
293541,2 | 804,22 | 82,2 | 3133,6 | 8,59 | 100,0 |
Jeder Körper in einem Gravitationsfeld weist zwei Formen von Energie auf: potentielle und kinetische Energie. Wenn Sie auf einem Berg stehen, so ist ihre potentielle Energie höher als in Meereshöhe. Man verrichtet Arbeit wenn man eine Masse im Gravitationsfeld anhebt. Ein Satellit dagegen umrundet die Erde. Seine Fliehkraft ist gleich groß wie die Anziehungskraft der Erde, daher ist er schwerelos. Er besitzt eine erhebliche kinetische Energie.
Es gilt für die Potentielle Energie :
Epot = (1/r2-1/r1)*GM
r2 und r1sind die Entfernungen vom Erdmittelpunkt bezogen. r1ist das Startniveau und r2 das Zielniveau. Ist r1>r2, wird also eine Last angehoben. so ist die potentielle Energie positiv und man muss Arbeit aufwenden, ist r1<r2 so fällt eine Last im Gravitationsfeld und die potentielle Energie wird negativ und wandelt sich in der Regel in kinetische Energie um.
Für die Kreisbahngeschwindigkeit lernten wir die Formel:
v = Sqrt(1 / r1 * G*M)
kennen. Die kinetische Energie ist in der Physik definiert als
Ekin = 0.5 m * v²
Wir haben bislang immer die Masse weggelassen (oder gleich Eins gesetzt) und dies wollen wir auch weiterhin tun (genauer gesagt habe ich sie auch bei der potentiellen Energie unterschlagen). So errechnet sich die kinetische Energie zu:
Ekin = 0.5 * (Sqrt(1 / r1 * G*M))²
Ekin = 0.5 * 1/r1*G*M
Die Gesamtenergie ist definiert als :
E = Ekin + Epot
So ergeben sich einige Tatsachen relativ einfach. Die Fluchtgeschwindigkeit zum Beispiel. Befördert man eine Nutzlast auf unendliche Entfernung so wird 1/r = 0. und es ergibt sich :
Epot = 1/r2*GM
Da aber Ekin definiert ist als
Ekin = 1/2 v²
entspricht dies einer Geschwindigkeit von :
v = Sqrt(2/r2*GM)
Mit r2=6371000 m (mittlerer Erdradius) erhalten wir so eine Geschwindigkeit von 11188 m/s. Sie nimmt ab, wenn man von einem höheren Energieniveau aus startet (r2 größer wird). Das ist die Energie die ein freifallender Körper erreicht wenn er auf der Erdoberfläche aufschlägt oder umgekehrt: Die Geschwindigkeit die man aufwenden muss um ihn aus dem Gravitationsfeld des Körpers zu entfernen. (sogenannte zweite kosmische Geschwindigkeit). Sie hängt wie man sehen kann von der Entfernung vom Erdmittelpunkt ab und nimmt ab wenn man von einer Satellitenbahn aus startet.
Auch die unterschiedlichen Bahngeschwindigkeiten werden nun verständlich. Nehmen wir z.B. eine Bahn in 1000 km Höhe nach der Formel:
v = Sqrt(1 / r1 * G*M)
v = Sqrt(1 / (6371000+1000.000) * 6.6726e-11 * 5.976e+24)
errechnen wir eine Geschwindigkeit von 7355 m/s. Die Summe aus dem Geschwindigkeitsquadrat und der potentiellen Energie ist konstant. Um aber in 1000 km Höhe zu gelangen muss man potentielle Energie aufwenden (Hubarbeit) und die ist berechenbar nach:
Epot = (1/r2-1/r1)*G*M
Epot = (1/6371000-1/(637100+1000.000))*GM
Epot = 8.49 MJ
E =Ekin + Epot = const
E = 27,5 MJ (7355 M/s²)+ 8.49 MJ = 35,99 MJ
Nun können wir diese Gesamtenergie wieder in kinetische Energie umrechnen und wir erhalten die Geschwindigkeit in der Ausgangsbahn, bevor man diese anhob:
Ekin = 1/2 mv²
v = Sqrt(Ekin*2/M)
Die Wurzel aus 2 * 35,99x106 ist aber 8484 m/s. Dies ist die
Geschwindigkeitsänderung um von 0 km Höhe (ohne Bewegung) eine Umlaufbahn in
1000 km Höhe zu erreichen (mit einer Geschwindigkeit von 7355 m/s). Sie setzt
sich zusammen aus der Startgeschwindigkeit für eine Bahn von 0 x 1000 km (8189
m/s) und der Geschwindigkeit die man in 1000 km Höhe aufwenden muss um die
Bahn zu zirkularisieren (295 m/s).
Nun könnte man meinen, es wäre völlig egal welche Bahn man einschlägt, es wird immer gleich viel Energie benötigt. Doch dem ist nicht so. Eine Rakete verrichtet nicht nur die Hubarbeit für den Satelliten sondern auch für die Rakete. Erst muss die Rakete mit Satellit so beschleunigt werden dass sie eine Gipfelhöhe erreicht welche der Bahnhöhe entspricht und erst dann kann man daran denken die Nutzlast in dieser Höhe zu beschleunigen. Für eine 1000 km Bahn entspricht dies einer Geschwindigkeit von 2913 m/s. Diese Geschwindigkeit muss man zu den 7355 m/s addieren, so dass die Geschwindigkeit für den direkten Transport in diese Höhe 10268 m/s beträgt. Daher ist der direkte Transfer in diese Höhe energetisch schlecht und man strebt zuerst eine niedrige Bahn an, die man dann später verändert um eine höhere Bahn zu erreichen.
Die Abbildung links zeigt den Zusammenhang, nicht ganz korrekt da von der Erdoberfläche aus gemessen wird (so ist die potentielle Energie bei 0 km Höhe natürlich gleich 0, korrekterweise müsste man vom Erdmittelpunkt aus die potentielle Energie bestimmen, sie wäre dann genau doppelt so groß wie die kinetische Energie. Die zweite Abbildung zeigt die Gesamtenergie im Schwerfeld der Erde, nun vom Erdmittelpunkt aus gerechnet. Wie man sieht nimmt sie ab wenn man sich von der Erde entfernt. Diese Energie muss aufgebracht werden. Auch Energie die "vernichtet" wird ist Energie (nach dem Energieerhaltungssatz).
Um eine Bahn zu erreichen gibt es oft mehrere Möglichkeiten, damit man diese versteht, hier einige Formeln wie man Bahnen berechnen kann. Was zumeist interessiert, sind die Parameter "Welche Geschwindigkeit benötige ich?" und manchmal auch "Welche Umlaufzeit erreiche ich".
Wenn Sie die Beispiele nachrechnen vergessen Sie nicht: Zu ihrer Bahnhöhe (in km) müssen Sie immer den Erdradius von 6371 km hinzuzählen. Bei Winkelberechnungen (Sinus, Cosinus) müssen Sie im 360 Grad System (Einstellung DEG bei den meisten Taschenrechnern) arbeiten.
Die Halbachse ist eine wichtige Hilfsgröße für Berechnungen. Die Halbachse entspricht der mittleren Entfernung eines Satelliten von der Erde und wird berechnet nach:
Halbachse = (erdfernster Punkt + erdnächster Punkt) / 2
Zu beachten ist, dass alle Wert vom Erdmittelpunkt aus gelten, d.h. man muss den Erdradius dazu addieren. Beispiel : Ein Orbit von 200 x 36000 km Höhe (GTO Orbit) hat eine Halbachse von:
erdnächster Punkt = 200 km + 6371 km (Erdradius) = 6571 km
erdfernster Punkt = 36000 km + 6371 km (Erdradius) = 42371 km
Halbachse = (6571 + 42371) / 2 = 24471 km
Geschwindigkeit v für eine Kreisbahn in × km Höhe:
v = Sqrt(GM ÷ x)
SQRT: Quadratwurzel
GM: Produkt aus Gravitationskonstante und Erdmasse: 3.9875 × 1014. (Erdmasse: 5.976x 1024 kg Gravitationskonstante
6.6726 x 10-11)
Für eine Bahn in 200 km Höhe erhalten Sie v=7790 m/s und für 36000 km Höhe erhalten Sie v=3067 m/s.
Die Umlaufszeit t für eine Bahn in × km Abstand beträgt:
t=2000.0 × Pi × Sqrt(x³) ÷ Sqrt(GM)
SQRT: Quadratwurzel
Pi: 3.14159...
GM = 3.9875 × 1011
Für 200 km Höhe sollten Sie 5300 Sekunden (88.3 Minuten) und für 36000 km Höhe 86.782 sec (1.004 Tage) erhalten. Bei elliptischen Bahnen ist für x die Halbachse einzusetzen. Bei elliptischen Orbits kann man die Geschwindigkeit V in jeder Entfernung x berechnen:
v=Sqrt(GM × ((2 ÷ x)-(1 ÷ Halbachse)) [1]
Diese Vis-Viva genannte Gleichung ist die am häufigsten benutzte Formel um Geschwindigkeiten in beliebigen Orbits zu berechnen.
Für einen 200 × 36000 km Transferorbit (Halbachse = 24471 km) resultiert bei x=200 km eine Geschwindigkeit von 10250
m/s und bei x=36000 km Höhe eine von 1589 m/s. Es ist leicht zu erkennen, dass bei einem elliptischen Orbit der Satellit mit einer
Überschussgeschwindigkeit startet und dann laufend Geschwindigkeit verliert. Das folgende Diagramm zeigt dies an der GTO Bahn. Nur
an einem Punkt (wenn der Satellit genauso weit entfernt ist wie die Halbachse der Bahn beträgt) sind beide Größen gleich groß.
Will man von dieser Ellipsenbahn eine Kreisbahn erreichen so kann man im Apogäum erneut zünden und die Differenzgeschwindigkeit aufbringen:
v=Sqrt(GM ÷ x) - Sqrt(GM × ((2 ÷ x)-(1 ÷ Halbachse)) [2]
Will man einen solchen elliptischen Orbit in einen kreisförmigen verwandeln, so muss man die Differenzgeschwindigkeit zum kreisförmigen Orbit aufbringen. Um also von dem 200x36000 km Orbit in einen 200 km kreisförmigen zu erreichen musste man um 7790-10250 m/s = -2460 m/s abbremsen, um einen kreisförmigen Orbit in 36000 km Höhe zu erreichen müsste man um 3067-1589 m/s = 1478 m/s beschleunigen. Für das Beschleunigen zündet man Triebwerke in Flugrichtung, für das Abbremsen gegen die Flugrichtung. Diese beide Punkte sind allerdings besondere, denn in diesen Punkten entspricht der Geschwindigkeitsvektor des Satelliten dem einer Kreisbahn. In jedem anderen Punkt ist er verschieden von einer Kreisbahn und man braucht Energie um ihn in diese Richtung zu drehen.
Dieser Zweiimpuls Transfer ist viel günstiger als durch laufende Zündung kleiner Triebwerke langsam die Bahn anzuheben. Das
verdeutlicht die nächste Grafik.
Die blaue Kurve zeigt den dafür notwendigen Geschwindigkeitsbedarf für den Hohmanntransfer und die violette Kurve für den direkten Transfer. Wie man sieht ist dieser immer günstiger. Es gibt sogar ein Maximum, ab welchem die Geschwindigkeit wieder abnimmt. Bei der hier angegebenen Ausgangsbahn liegt dies bei 95200 km. Der direkte Transfer läuft dagegen hyperbolisch an die Kreisbahngeschwindigkeit.
Im Extremfall (Beförderung auf unendliche Distanz) braucht man mit dem Hohmann Transfer nur 2 - 1 der Kreisbahngeschwindigkeit also
0.41427 des direkten Transfers. Dies ist ein Grund warum elektrische Triebwerke nicht gut
geeignet sind Raumsonden aus einer Umlaufbahn zu starten.
Diese Formeln rechnen nur mit den Absolutwerten der Geschwindigkeit, sie lassen leider völlig unberücksichtigt, das jede Bewegung auch eine Richtung hat. Dies soll an dem Verlauf einer elliptischen Satellitenbahn eines Satelliten für den geostationären Orbit verdeutlicht werden.
Diese hat folgende Parameter:
Erdnächster Punkt: 200 km Höhe Geschwindigkeit 10250 m/s
Kreisbahngeschwindigkeit in 200 km Höhe 7790 m/s
Erdfenster Punkt: 36000 km Höhe, Geschwindigkeit 1589 m/s
Kreisbahngeschwindigkeit in 36000 km Höhe: 3067 m/s
Halbachse: 18100 km Höhe über der Erde: Kreisbahngeschwindigkeit = Satellitengeschwindigkeit
Beim Start zeigt der Geschwindigkeitsvektor des Satelliten parallel zur Erdoberfläche, wie bei einer Kreisbahn. Doch die Geschwindigkeit ist zu hoch, der Satellit entfernt sich. Dabei dreht der Geschwindigkeitsvektor von der Erde weg. Sie können das leicht feststellen wenn Sie einen Stein an einer Schnur im Kreis schleudern und dann Schnur nachlassen. So kommt der Satellit irgendwann in 18100 km Höhe wo seine Geschwindigkeit nun genau für eine Kreisbahn ausreicht, jedoch ist gerade in diesem Punkt seine Bahn senkrecht zur Kreisbahn, zeigt also in eine völlig andere Richtung. Bisher war der Satellit schneller als die Kreisbahngeschwindigkeit, nun ist es genau umgekehrt. Im erdfernsten Punkt von 36000 km Höhe hat er nun noch eine Geschwindigkeit (anders als ein Stein, den man senkrecht nach oben wirft), aber seine Bahn ist nun wieder parallel zur Erdoberfläche ausgerichtet. Hier könnte er also eine Kreisbahn einschlagen - jedoch fehlt ihm nun Geschwindigkeit dafür (bei geostationären Satelliten beschleunigt man diese deswegen gerade in diesem Punkt). Nun dreht die Gravitation den Geschwindigkeitsvektor Richtung Erdmittelpunkt - Der Satellit fällt zur Erde. Dabei bekommt er jedoch die ganze Überschussgeschwindigkeit zurück, so das er je näher er der Erde kommt um so mehr am Erdmittelpunkt "vorbei fällt". Angekommen im erdnächsten Punkt zeigt die Bahn dann wieder parallel zur Erde - dann jedoch wieder mit der Überschussgeschwindigkeit - Das Spiel geht von neuem los.
Das ganze soll eines verdeutlichen: Die Formeln hier sind korrekt, jedoch in der Anwendung beschränkt auf Spezialfälle. Die Formel versagt z.B. wenn man einen Satelliten in einer 200x36000 km Bahn in 10.000 km Höhe in eine Kreisbahn umlenken will, da sie davon ausgeht das man nur mit den Absolutwerten rechnen darf, wenn beide Geschwindigkeiten in dieselbe Richtung zeigen, d.h. im Erdnächsten oder Erdfernsten Punkt.
Es gibt auch noch einen zweiten Grund, warum man Bahnänderungen nur am erdfernsten bzw. erdnächsten Punkt
durchführt. Eine Geschwindigkeitsänderung im erdnächsten Punkt kann nur den erdfernsten Punkt verändern. Entweder er rückt weiter
von der Erde weg (Beschleunigung) oder näher heran (Abbremsung). Entsprechendes gilt für den erdfernsten Punkt. Zündet man irgendwo,
so verändert man beide Punkte gleichzeitig und das ist nicht erwünscht.
Befindet sich z.B. ein Satellit in einer Bahn von 200/36000 km Höhe, der schon oft erwähnten geostationären Übergangsbahn (GTO), so genügt im erdfernsten Punkt ein Manöver von 1478 m/s (3071 m/s Kreisbahngeschwindigkeit - 1589 m/s aktuelle Geschwindigkeit) um die Kreisbahn zu erreichen. Würde man entlang der ganzen Bahn beschleunigen, so müsste man die gesamte Geschwindigkeitsdifferenz zwischen der 200 und 36000 km Bahn aufwenden, das sind 7790-3071 m/s = 4719 m/s, also mehr als der dreifache Energiebedarf.
Elektrische Triebwerke beschleunigen während eines Großteils ihres Umlaufs und müssen daher mehr Geschwindigkeit aufwenden als chemische Antriebe. Man nennt dies Gravitationsverluste, da die Ursache letztendlich die Gravitation ist: Ich muss den Treibstoff erst in einer größere Höhe bringen, was Energie kostet. Die Mondsonde Smart-1 hat daher ihr Triebwerk nur in den roten Teilen der Bahn, nahe des erdnächsten Punktes gezündet um den erdfernsten Punkt anzuheben. Man erkennt, dass aber trotzdem der erdnächste Punkt auch angehoben wurde.
Die Umlaufszeit einer Kreisbahn ist sehr einfach zu berechnen: Man teilt einfach den Kreisumfang durch die Umlaufgeschwindigkeit. Beim Radius muss man natürlich den Bahnradius nehmen, also berücksichtigen, dass zur Bahnhöhe noch der Radius der Erde von 6371000 m dazukommt.
t = 2 * PI * Radius / v
Bei einer elliptischen Bahn macht man dasselbe, nur setzt man hier die Halbachse der Bahn (erdnächster + erdfernster Punkt / 2) ein und die Geschwindigkeit die ein Satellit auf einer Kreisbahn in dieser Höhe hat.
t = 2 * PI * Halbachse / v
Für eine Kreisbahn gilt natürlich, dass Radius=Halbachse ist. Kennt man die Umlaufszeit einer bestimmten Bahn z.B. beträgt Sie in 200 km Höhe (Radius 6571000 m) 5300 Sekunden = 88 Minuten 33 Sekunden, so kann man über das dritte Keplersche Gesetz schneller eine Bahn berechnen, denn es gilt: Die Quadrate der Umlaufszeiten zweier Bahnen entsprechen den dritten Potenzen der Bahnradien.
tneu = talt * Sqrt((Radiusneu/Radiusalt)³)
Will man also die Umlaufszeit für die Bahn in 20000 km Höhe berechnen so setzt man an:
tneu = 5300 sec * Sqrt ( 26371000/6571000)³)
tneu = 5300 sec * Sqrt ( 4.01324³)
tneu = 5300 sec * Sqrt (64.367)
tneu = 5300 sec * 8.0397
tneu = 42610 sec = 11 h 50 m 15 sec
Bei den meisten Orbits wird die Inklination schon beim Start festgelegt. Aus gutem Grund - denn diese kann man nur
schwer ändern. Warum dies so ist kann man sich folgendermaßen überlegen : Wenn man die Inklination um 180 Grad dreht, so wird die
Bahnebene gedreht. Das bedeutet auch, das die Geschwindigkeitsrichtung um 180 Grad gedreht wird. Also erst die gesamte
Geschwindigkeit auf 0 gebracht und dann dieselbe Geschwindigkeit in umgekehrter Richtung neu aufgebaut wird. Das entspricht
praktisch dem Versuch eines Autofahrers bei 200 km/h die Richtung um 180 Grad abrupt zu wechseln....
Bei einer Bahn ist dies jedoch unumgänglich: Die geosynchronen Bahn muss eine Inklination von 0 Grad haben. Derzeit gibt es nur das Unternehmen Sealaunch das mit einer mobilen Plattform am Äquator diese günstige Startposition einnehmen kann. Alle anderen Startplätze liegen nördlicher, am günstigsten noch Kourou mit 5.3 Grad Nord. Obgleich die Geschwindigkeit im geostationären Orbit nur 3067 m/s beträgt muss man für das Ändern der Inklination von 28.8 Grad schon 15 % der Nutzlast für Treibstoff opfern, so das Satelliten die von Kourou gestartet werden über mehr Treibstoff nach Erreichen des GSO Orbits verfügen oder mehr Nutzlast befördert werden kann.
Das Verändern der Inklination ist berechenbar nach:
vi = 2× sin(Winkel ÷ 2) × v
v: Geschwindigkeit deren Richtung geändert wird
Winkel: Winkelunterschied zwischen neuer und alter Inklination
z.B. um die Geschwindigkeit der geostationären Transferbahn (v=10250) von 28.8 Grad (niedrigste Inklination beim Start von Cape Canaveral) auf 0° (Winkelunterschied 28.8°) zu verändern braucht man eine Geschwindigkeit von 4937 m/s. Die Nutzlast nimmt daher rasch ab wie man an der beiliegenden Grafik sehen kann: Sie zeigt die Nutzlastabnahme der Delta 3 bei einer anderen Inklination als 28.8 Grad in den GTO Orbit. Bei geostationären Satelliten macht man das Manöver daher im erdfernsten Punkt, wenn man die oben errechneten 1478 m/s aufwenden muss und nicht beim Start. So ist ein Start vom Cape nicht um 4937 m/s sondern nur um 300 m/s schlechter als einer von Kourou aus (Inklination 7 Grad). Dies liegt auch daran, dass man gleichzeitig die Bahn umlenkt, so dass sich die Geschwindigkeiten nicht addieren, sondern ihre Vektoren (Richtungen im Raum). Wenn eine Bahn und die Inklination gleichzeitig verändert wird, so gilt diese Formel:
vi = √(vs² + ve² - 2*ve*vs*cos(Winkel))
vi = Geschwindigkeitsänderung
vs: Startgeschwindigkeit
ve: Zielgeschwindigkeit
Dies ist energetisch günstiger als eine getrennte Inklinationsänderung So braucht man in Apogäum einer GTO Bahn (vs= 1689 m/s, Ve = 3074 m/s) folgende Geschwindigkeiten um einen kreisförmigen GEO-Orbit mit 0 Grad Inklination zu erreichen
Startort | Startinklination | Geschwindigkeitsänderung |
---|---|---|
CSG | 5,2 Grad | 1494 m/s |
CCAF | 28,8 Grad | 1844 m/s |
Kosmodrom Baikonur | 51,5 Grad | 2424 m/s |
Trotzdem benötigt man sehr viel Treibstoff um die Inklination zu ändern. So hätte die Columbia zum Beispiel nicht die ISS anfliegen können, wenn man bemerkt hätte, dass der Flügel beschädigt ist, da die Columbia mit einer Inklination von 31° flog und die ISS mit 52°. Den Höhenunterschied von 200 km hätte man mit dem Treibstoff ausgleichen können. Die Inklination liegt also beim Start schon fest, wobei jeder Startort auch eine höhere Inklination anfliegen kann als seine geographische Breite beträgt, jedoch selten eine niedrigere, denn auch dafür gilt diese Regel.
Wenn Sie das obige Beispiel genau studiert haben so fragen Sie sich bestimmt eines: "Warum fliegt man den
Geosynchrone Bahn nicht direkt an?"
Dies erscheint natürlich auf den ersten Blick sinnvoll, denn dort benötigt man nur eine Geschwindigkeit von 3071 m/s, während man für einen Flug über den GTO Orbit insgesamt 11728 m/s benötigt (10250 m/s für die Transferbahn und 1478 m/s für die Änderung GTO » GSO Bahn). Sie können dies an der Grafik links erkennen: Die Linie mit den Punkten ist die des direkten Einschusses in die Höhe, die mit den Kreuzen dagegen die mit dem Umweg: Ellipse » Kreisbahn (der Transfer mit der höchsten Nutzlast wurde vom deutschen Mathematiker Hohmann errechnet und heißt daher Hohmann Transfer).
Es ist ungünstiger, denn zuerst muss die Höhe von 36000 km erreicht werden. Dazu benötigt man nahezu Fluchtgeschwindigkeit (zirka 10800 m/s) und dazu kommen noch die 3071 m/s, zusammen also annähernd 15000 m/s. Dieser Grundsatz gilt im allgemeinen : Es ist rationeller eine große Höhe zu erreichen indem man zuerst eine elliptische Bahn von 200 km erdnächsten Punkt und dem erdfernsten Punkt in der gewünschten Höhe anstrebt, und diesen dann nach einem halben Umlauf - wenn der erdfernste Punkt erreicht ist - in eine Kreisbahn umwandelt. Man kann sich dies auch daran verdeutlichen das Höhenforschungsraketen eine 10 mal schwerere Rakete als die Nutzlast benötigen, nur um eine Höhe von 200-300 km zu erreichen. Auch wird jeder der einmal eine Feuerwerksrakete gestartet hat und beobachtet hat wie schnell diese abgebremst wird, nachdem sie ausgebrannt ist, verstehen, das man zu Erreichung einer großen Höhe eine hohe Geschwindigkeit benötigt.
Manche Raketen können dies nicht, denn dazu muss man die Oberstufe zweimal zünden, einmal um die erste Bahn zu erreichen und ein zweites Mal um die Bahn zu einer Kreisbahn umzuwandeln. Ein prominentes Beispiel ist die Ariane 4. In diesem Fall nimmt die Nutzlastmasse in größeren Höhen rasch ab wie folgender Vergleich zeigt:
Rakete | Delta 3 | Ariane 4 |
---|---|---|
Nutzlast 200 km | 8292 kg | 4900 kg |
Nutzlast 705 km SSO | 6101 kg | 3000 kg |
Unterschied | 26.4 % | 38.7% |
Bei der Ariane 4 spielte dies beim Entwurf keine große Rolle, da man sie für den geostationären Orbit ausgelegt hatte und dieser mit nur einer Zündung erreichbar ist. Über 90 % aller Nutzlasten von Ariane 4 gingen in diesen Orbit.
Die Erde hilft beim Start, weil sie rotiert. Die Rotation ist am Äquator am größten und nimmt zu den Polen hin ab. Die Rotationsgeschwindigkeit beträgt am Äquator 463 m/s und kann für einen beliebigen Breitengrad nach
v= 463 × cos(Breitengrad)
berechnet werden. So ist der Gewinn durch die Erdrotation bei Baikonur (46 Grad nördliche Breite) nur noch 321 m/s. Wenn man allerdings einen anderen Startwinkel einschlägt z.B. 90° für eine polare Bahn, so verzichtet man auf diese Hilfe der Erde zum Teil oder ganz. Bei Winkeln über 90 Grad muss man sogar gegen die Rotation starten, also Energie zuführen.
Die Nutzlast hängt direkt von der Geschwindigkeit ab die man erreichen will. Der nächste Aufsatz dieser Reihe wird die genauen mathematischen Zusammenhänge erklären. Doch für das Thema dieses Artikels sind zwei Dinge wichtig:
Am Beispiel der Nutzlast der Delta 3 soll dies gezeigt werden. Die angegebene Geschwindigkeit ist die Nettogeschwindigkeit welche
die Rakete erreichen muss (ohne die Hilfe der Erdrotation)
Orbit | Geschwindigkeit | Nutzlast |
---|---|---|
LEO 185 km | 7387 m/s | 8292 kg |
SSO 705 km | 9092 m/s | 6101 kg |
GTO 28.8° | 9847 m/s | 3810 kg |
GSO 0° (mit zusätzlicher Stufe) | zirka 11379 m/s | zirka 2100 kg |
Eine Geschwindigkeitserhöhung von 54% führt zu einer Verminderung der Nutzlast um 74,6%. Daher ist man bestrebt einen Orbit mit möglichst geringer Geschwindigkeit zu erreichen, sofern dies technisch möglich ist.
Für manche Missionen braucht man Orbits mit einer bestimmten Umlaufszeit. So umkreisen Wettersatelliten die
Erde auf Bahnen bei denen sie diese 12 oder 14 mal pro Tag umrunden: Nach einem halben Tag befindet sich von der Erde aus gesehen
der Satellit an der gleichen Stelle. Ein Satellit kann also die Erde 2 mal pro Tag fotografieren. Für die Erdbeobachtung benötigt
man nicht so kurze Intervalle, dagegen soll das Gebiet kleiner sein (12 Umläufe pro Tag bedeuten auch, dass am Äquator das Gebiete
dass man Ablichten muss 40000 km (Erdumfang) / 12 = 3333 km betragen muss, die Ränder sind dann durch die Erdkrümmung schon
verzerrt). Der Landsat Satellit arbeitete z.B. mit 185 km breiten Streifen.
Es wurde schon die Formel für die Berechnung der Umlaufszeit angegeben:
t=2000.0 × Pi × Sqrt(x³) ÷ Sqrt(GM)
Da die Bahnen allerdings den Kepler'schen Gesetzen gehorchen ist es einfacher von bekannten Bahndaten aus zu rechnen:
t = Sqrt((x/6371)^3)*5059.8
Diese Formel wendet das Kepler'sche Gesetz an (Die Quadrate der Umlaufzeiten verhalten sich wie die dritten Potenzen der Radien zueinander). 6371 km ist der Erdradius und 5059.8 sec ist die Umlaufzeit eines Satelliten der genau über der Erdoberfläche diese umrundet
so erhält man auch die Bahnhöhe bei gegebener Zeit:
x = Sqr3((t/5059.8)²)*6371
setzt man z.B. für 12 Umläufe pro Tag 7200 Sekunden (60 sec*60 min *24 h/12 = 7200) ein so erhält man
x = sqr3(7200/5059.8)²)*6371 = 8060 km. Zieht man nun den Erdradius (6371 km) ab so erhält man eine Bahn von 1689 km Höhe.
Landsat umkreiste die Erde in 915 km Höhe. Seine Umlaufzeit beträgt dann 6188 Sekunden oder 103 min, 8.46 sec. In einem Tag macht der Satellit also 13.962 Umrundungen - Man achte darauf: nicht 14! Die kleine Differenz sorgt dafür, dass sich die Erde um 232 Sekunden dem Satelliten vorauseilt (In Wirklichkeit sogar 468 Sekunden, weil sich die Erde auch um die Sonne dreht und so sich so ihre Bahn gegenüber der Satellitenbahn verschiebt. In 468 Sekunden rotiert die Erde am Äquator aber um 468 * 463 m/s weiter, so dass in 468 Sekunden sich die Bahn um 217 km verschoben hat. Davon erfasst der Satellit einen 185 km breiten Streifen. Nach 19 Tagen macht die genau die Breite aus, um die sich die Erde während eines Umlaufs weiterdreht - Der Satellit beginnt dann einen neuen Aufnahmezyklus.
Diese Regel gilt für fast alle Erdbeobachtungssatelliten: Ihre Bahnen sind so ausgerichtet, dass sie fast eine gerade Anzahl von Umläufen erreichen. Die kleine Differenz führt zur Verschiebung des Aufnahmegebietes um den Bereich denn die Kameras pro Umlauf aufnehmen.
Sitemap | Kontakt | Neues | Impressum / Datenschutz | Hier werben / advert here | Buchshop | Bücher vom Autor | ![]() |