Low Earth Orbit

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Low Earth Orbit

Ein Satellitenorbit ist die Umlaufbahn eines Satelliten um die Erde. Dieser Artikel befasst sich mit der Flughöhe. Zur genauen Beschreibung der Flugbahn bedarf es weiterer Kenngrößen, die die Artikel Bahnelemente und Satellitenbahnelemente erklären.

Inhaltsverzeichnis

Allgemeines

Die meisten Raumfl√ľge finden in niedrigen Bahnen (H√∂he einige 100¬†km, Umlaufzeiten um 90¬†min) um die Erde statt (z.¬†B. Space-Shuttle-Missionen). In mittlerer H√∂he (23.000¬†km, 12¬†h Umlaufzeit) liegt der Orbit vieler Navigationssatelliten. Von besonderer Bedeutung ist auch die geostation√§re Bahn in 35.800¬†km H√∂he (24¬†h Umlaufzeit) mit Bahnneigung 0¬į. Satelliten in diesem Orbit stehen idealerweise fest √ľber einem Punkt des √Ąquators, was insbesondere f√ľr Kommunikations- und Fernsehsatelliten von Vorteil ist, da die Antennen fest ausgerichtet werden k√∂nnen und eine permanente Sichtverbindung zum Satelliten besteht. Durch die Position √ľber dem √Ąquator ist die Nutzung in den Polarregionen allerdings stark eingeschr√§nkt oder gar nicht m√∂glich.

Entgegengesetzte Forderungen werden an Erdbeobachtungssatelliten oder Spionagesatelliten gestellt. Diese sollen nach M√∂glichkeit Orte auf der gesamten Erdoberfl√§che beobachten k√∂nnen, jeweils 10-15¬†min lang. Dies geht im erdnahen Raum nur in polnahen Umlaufbahnen, wobei hier der Sonnensynchrone Orbit (SSO) gegen√ľber dem direkten Pol-zu-Pol-Orbit vorteilhafter ist. Bei den SSO-Bahnen erleichtert der konstante Sonnenwinkel im Beobachtungsbereich die Auswertung und Klassifikation der gewonnenen Erdbeobachtungsdaten. Die relativ niedrige Umlaufbahn vereinfacht auch das Aufnehmen detailreicher Bilder.

Abweichungen der Erde von der Kugelgestalt beeinflussen die Satellitenbahnen, da Orbits nur in erster N√§herung kreisf√∂rmig sind. Durch gravitative Einfl√ľsse kommt es i.A. auch zu Drehungen der gesamten Bahnebene.

Arten von Satellitenorbits

Parkbahn

Höhe:150 bis 200 km unter Umständen auch elliptische Bahnen die höher oder tiefer reichen.

Eine Parkbahn stellt in der Regel eine mit geringem Antriebsbedarf erreichbare Kreisbahn dar die meisten Tr√§gerraketen w√§hrend des Starts einer Raumsonde zuerst ansteuern. Von dieser kann die Rakete oft leichter in die Bahnebene der Fluchtbahn starten[1] Nach der Vermessung der beim Aufstieg in die Parkbahn aufgetretenden Ungenauigkeiten wird die Z√ľndung Richtung Ziel berechnet. Danach verl√§sst die Rakete, am berechneten Punkt, oft schon w√§hrend des ersten Umlaufs wieder die instabile Parkbahn. Etliche Raketentypen verwenden Park- oder Zwischenbahnen auch beim Start von Satelliten in h√∂here Erdumlaufbahnen.

Low Earth Orbit (LEO)

Ground Track eines niedrig fliegenden Satelliten.
  • H√∂he: 200 bis 1200¬†km
    • H√∂hen zwischen 1200 und 3000¬†km H√∂he sind zwar theoretisch denkbar, werden aber auf Grund der hohen Strahlungsbelastung durch den Van-Allen-G√ľrtel nach M√∂glichkeit vermieden.
    • LEO-Bahnen sind die energie√§rmsten Bahnen und damit am leichtesten zu erreichen. Raumfahrzeuge bewegen sich dort mit etwa 7¬†km/s. F√ľr einen Umlauf um die Erde ben√∂tigen sie ca. 100 Minuten. Die Sichtbarkeit und damit der Funkkontakt zu einer Bodenstation betr√§gt h√∂chstens 15 Minuten pro Umlauf.
  • Wird genutzt f√ľr:

Sonnensynchroner Orbit (SSO)

  • H√∂he: 700 bis 1000¬†km
  • Besonderheiten: Durch die Abweichung der Erde von der Kugelform wirkt auf jede Satellitenbahn, die nicht genau im √Ąquator oder senkrecht dazu liegt, ein Drehmoment, das eine Pr√§zessionsbewegung der Bahnebene um die Erdachse zur Folge hat. Bei Satellitenbahnen, die in die gleiche Richtung wie die Erdrotation verlaufen, wirkt die Pr√§zessionsbewegung entgegengesetzt zur Erdrotation. Bei Bahnen entgegen der Erdrotation wirkt die Pr√§zession in die gleiche Richtung wie die Erdrotation.

Bei einer bestimmten Inklination zwischen ca. 96¬į und 99¬į (u. a. abh√§ngig von der H√∂he des Orbits) betr√§gt die Pr√§zession f√ľr Satelliten im LEO genau eine Umdrehung pro Jahr, so dass die Orientierung der Bahn gegen√ľber der Sonne immer gleich bleibt. Der Satellit passiert einen Punkt auf der Oberfl√§che immer zur selben Ortszeit, wodurch sich die gewonnenen Daten verschiedener Tage leichter vergleichen lassen, da sich das Reflexionsverhalten von Oberfl√§chen mit dem Einfallswinkel der Sonnenstrahlen √§ndert. Eine genaue wissenschaftliche Klassifikation und ein Vergleich der Daten ist also nur dann m√∂glich, wenn der Winkel Sonne-Erde-Satellit im Beobachtungszeitraum immer gleich ist, was durch den SSO erreicht wird. Bewegt sich der Satellit entlang der D√§mmerungszone (Morgen- bzw. Abendstunde), l√§sst sich auf optischen Aufnahmen die H√∂he von Objekten aus der L√§nge des Schattenwurfs ableiten. Wenn der Satellit zus√§tzlich die Erde so umkreist, dass er den Erdschatten nicht passiert, kann er st√§ndig von Solarzellen mit Energie versorgt werden und ben√∂tigt keine Batterien, die jedoch f√ľr den Fall des Verlustes der Lagekontrolle und die Startphase an Bord sind.

Medium Earth Orbit (MEO)

  • H√∂he: 1.000 bis unterhalb 36.000¬†km
  • Besonderheiten: Bahnh√∂he zwischen LEO und GEO
  • Wird genutzt f√ľr:
    • Medium-Earth-Orbit-Satellit
    • Globale Kommunikationssatellitensysteme wie Globalstar
    • Navigationssatelliten wie GPS, Galileo oder GLONASS

Geotransfer Orbit (GTO)

siehe auch: Geostationäre Transferbahn
  • H√∂he: 200-800¬†km Perig√§um, 36.000¬†km Apog√§um
  • Besonderheiten: √úbergangsorbit, um einen GEO zu erreichen (siehe auch Hohmann-Transfer). Das Perig√§um wird in den meisten F√§llen vom Satelliten selbst angehoben, indem im Apog√§um ein Raketenmotor gez√ľndet wird. Einige Raketen wie die russischen Proton und die amerikanischen Titan¬†IIIC, Titan¬†IV Centaur, Atlas¬†V und Delta IV sind in der Lage, Satelliten direkt im geostation√§ren Orbit auszusetzen.

Geosynchroner Orbit (GSO, IGSO)

Ground track eines geosynchronen Satelliten.
siehe auch: Geosynchrone Umlaufbahn

Ein Orbit mit einer Umlaufzeit von 24 Stunden, dessen Bahn nicht notwendigerweise kreisf√∂rmig oder in der √Ąquatorebene liegt. Ist sie verkippt, spricht man von einem Inclined geosynchronous orbit (IGSO), auch Tanja-Orbit. Aufgrund von Bahnst√∂rungen, hervorgerufen durch ungleichm√§√üige Masseverteilung der Erde, gehen Geostation√§re Satelliten in einen IGSO √ľber, wenn keine Bahnkorrekturen vorgenommen werden.

Geostationärer Orbit (GEO)

  • H√∂he: 35.786¬†km

Die Kreisbahn des Satelliten liegt immer √ľber dem √Ąquator. (Bahnneigung zum √Ąquator 0 Grad) Da der Satellit nur um den Erdschwerpunkt kreisen kann, ist eine geostation√§re Position z.B √ľber Gr√∂nland nicht m√∂glich.

Highly Elliptical Orbit (HEO)

Ground track eines Molnija-Satelliten

Highly-Elliptical-Orbit-Satelliten (HEO, engl. ‚Äěhochelliptisch-orbitaler Satellit‚Äú) bewegen sich auf elliptischen Bahnen mit gro√üer Exzentrizit√§t, das hei√üt gro√üem Verh√§ltnis von Perig√§um und Apog√§um. Typische Werte sind 200 bis 15.000¬†km bzw. 50.000 bis 400.000¬†km. Beispiele sind:

  • Sehr elliptische Umlaufbahnen f√ľr Weltraumteleskope die sich sehr lange Zeit pro Umlauf √ľber den Van-Allen-Strahlungsg√ľrteln aufhalten sollen (Integral, EXOSAT oder IBEX).
  • Transferbahn f√ľr Raumfahrzeuge, die zum Mond fliegen.
  • Molnija-Orbits. Dies sind HEO mit einer Inklination ca.¬†60¬į und etwa 12¬†Stunden Umlaufzeit. Die Inklination, Umlaufzeit, Perig√§um und Apog√§um f√ľr Satelliten der russischen Molnija-Baureihe lauten: 63¬į, 718¬†Min, 450-600¬†km, 40.000¬†km (Apog√§um √ľber der Nordhalbkugel). Bei dieser Neigung verschwindet die durch den √Ąquatorwulst der Erde verursachte Perig√§umsdrehung der Bahn, so dass die gew√ľnschte Lage des Apog√§ums √ľber l√§ngere Zeit erhalten bleibt. Satelliten auf Molnija-Bahnen eignen sich bevorzugt f√ľr die Versorgung von Polargebieten. Geostation√§re Satelliten sind auf Grund der geringen Elevation in diesen Gebieten schlecht und oberhalb von 82¬į √ľberhaupt nicht mehr zu empfangen. Ein Satellit mit einer Umlaufzeit von 24 Stunden steht f√ľr 2 bis 4 Stunden im Erdschatten, f√ľr eine ganzt√§gige Abdeckung ben√∂tigt man 3 Satelliten[2]

.

Friedhofsorbit

siehe: Friedhofsorbit
  • z. B. Orbit ca. 300 km oberhalb der GEO-Orbits, auf den ausgediente Satelliten geschossen werden sollen.

Sonstige Umlaufbahnen

Sehr selten verwenden Satelliten auch Umlaufbahnen, die sich in dieses Schema nicht einordnen lassen. Zum Beispiel liefen die Vela zum Aufsp√ľren von oberirdischen Kernwaffentests auf nur leicht elliptischen sehr hohen Umlaufbahnen zwischen etwa 101.000 und 112.000 km H√∂he. Dieses ist zu hoch f√ľr eine MEO-Bahn und zu wenig elliptisch f√ľr eine HEO-Bahn.

Von theoretischem Interesse ist die sogenannte Schuler-Periode von 84,4 Minuten. Es ist die kleinstm√∂gliche Umlaufzeit eines Satelliten, wenn er die Erde auf einer Bahnh√∂he von null Metern umkreisen w√ľrde.

√úberblick der Umlaufbahnen

Orbit GEO MEO LEO Molnija-Orbits
Höhe in km: ~36.000 6.000 - 12.000 200 - 3.000 ca. 400 - 40.000
Umlaufzeit in Stunden: 24 5 - 12 1 - 5 12
Empfangsfenster f√ľr Funk: immer 2 - 4 Stunden unter 15 Minuten 8 Stunden
zur globalen Versorgung notwendige Anzahl an Kommunikationssatelliten: 3 (Polargebiete nur bis max. 82¬į Breite) 10 - 12 50 - 70 6, je 3 f√ľr die n√∂rdliche und die s√ľdliche Halbkugel

Umlaufzeit

Umlaufgeschwindigkeit in Abhängigkeit von der Bahnhöhe (Clarke 1945).

Die Umlaufzeit eines Orbits wird mit der Formel

U = \sqrt{\frac{4 \pi^2 a^3}{G \left(M_1 + M_2\right)}}

berechnet, f√ľr

Mit einem angenommenen Erdradius von 6371¬†km, einer Erdmasse 5,974¬†¬∑¬†1024¬†kg und der Gravitationskonstante 6,6742¬†¬∑¬†10-11¬†m3kg-1s-2, sowie einer gegen√ľber der Erdmasse vernachl√§ssigbaren Satellitenmasse kann die Umlaufzeit aus der Bahnh√∂he h √ľber der Erdoberfl√§che wie folgt berechnet werden:

U = 166\cdot10^{-6}\text{min}\cdot \sqrt{\left(\frac{h}{1\text{km}}+6371\right)^3}

Zu beachten ist, dass die Umlaufzeit unabhängig von der Exzentrizität und damit von der kleinen Halbachse der Bahn ist. Alle ellipsenförmigen Umlaufbahnen mit der gleichen großen Halbachse benötigen die gleiche Umlaufzeit.

Lebensdauer

Satellitenverweilzeiten in Abhängigkeit von der Bahnhöhe

Niedrigfliegende Satelliten verweilen nur kurz auf ihrer Umlaufbahn um die Erde. Die Reibung mit der Atmosph√§re bremst sie ab und l√§sst sie auf die Erde st√ľrzen. Bei einer Flugh√∂he von 200¬†km bleiben sie nur wenige Tage auf der Umlaufbahn. Niedrigfliegende Spionagesatelliten fliegen aus diesem Grund auf stark elliptischen Bahnen. Sie vergl√ľhen erst, wenn sich auch das Apog√§um auf ca.¬†200¬†km verringert hat.

Die Internationale Raumstation umkreist die Erde in einem Abstand von ca.¬†400¬†km und verliert pro Tag 50 - 150¬†m H√∂he. Ohne Bahnanhebungen (engl. Reboost) w√ľrde sie in wenigen Jahren vergl√ľhen. Ab einer H√∂he von 800¬†km verbleiben Satelliten mehr als 10¬†Jahre im All, hochfliegende Satelliten praktisch f√ľr immer. Au√üer Dienst gestellt tragen sie erheblich zum Weltraumm√ľll bei. Das Diagramm veranschaulicht die Verweilzeiten. Je h√∂her die Sonnenaktivit√§t, desto weiter dehnt sich die Atmosph√§re aus, desto gr√∂√üer ist ihr Einfluss auf h√∂here Bahnen. Auch die Satellitengeometrie beeinflusst die Reibung. Je kleiner die Masse und je gr√∂√üer der Str√∂mungsquerschnitt und die Geschwindigkeit relativ zur Atmosph√§re (ballistischer Koeffizient), desto gr√∂√üer ist die Reibung, damit die Geschwindigkeitsabnahme und damit die Abnahme der Bahnh√∂he. Bei der Internationale Raumstation kann die mittlere Reibung alleine durch optimierte Stellung der Solarpanele auf der Nachtseite um 30% verringert werden.

Quellen

  1. ‚ÜĎ Bruno Staneck: Raumfahrt Lexikon Halwag Verlag, Bern (1983) ISBN 3-10288-7444 S. 221
  2. ‚ÜĎ Hans-Martin Fischer: Europ√§ische Nachrichten-Satelliten Von Intelsat bis TV-Sat. Stedinger Verlag, Lemwerder 2006, ISBN 3-927697-44-3

Weblinks


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