Satellitenorbit

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

[Bearbeiten] Allgemeines

Die meisten Raumflüge finden in niedrigen Bahnen (einige 100 km) um die Erde statt (z. B. Space-Shuttle-Missionen). Von besonderer Bedeutung ist auch die geostationäre Bahn in 35.800 km Höhe ohne Bahnneigung. Satelliten in diesem Orbit stehen relativ zur Erdoberfläche still, was insbesondere für Kommunikationssatelliten von Vorteil ist.

Entgegengesetzte Forderungen werden an Erdbeobachtungssatelliten oder Spionagesatelliten gestellt. Diese sollen nach Möglichkeit Orte auf der gesamten Erdoberfläche beobachten können, jeweils 10-15 min lang. Dies geht im erdnahen Raum nur bei polnahen Umlaufbahnen, wobei hier der Sonnensynchrone Orbit (SSO) genutzt wird und kein direkter Pol-zu-Pol-Orbit. Zweitens wird für diese Satelliten der konstante Sonnenwinkeleffekt des SSO genutzt, da dies die Auswertung und Klassifikation der gewonnenen Erdbeobachtungsdaten vereinfacht, da die Beleuchtungswinkel immer konstant sind und somit auch das Reflexionsverhalten der Oberflächen.

Abweichungen der Erde von der Kugelgestalt beeinflussen die Satellitenbahnen, weshalb die Orbits nur in erster Näherung kreisförmig sind.

[Bearbeiten] Arten von Satellitenorbits

[Bearbeiten] Low Earth Orbit (LEO)

Höhe: 200 - 1200 km
- Höhen zwischen 1200 und 3000 km Höhe sind zwar theoretisch denkbar, werden aber auf Grund der hohen Strahlungsbelastung durch den Van-Allen-Gürtel nach Möglichkeit vermieden.
- LEO Bahnen sind die energieärmsten Bahnen und damit am leichtesten zu erreichen. Raumfahrzeuge bewegen sich dort mit etwa 7 km/s. Damit umrunden sie die Erde ca. 14 bis 15 mal am Tag.
Wird genutzt für:
- Low-Earth-Orbit-Satellit
- Bemannte Raumfahrt (außer den Apollo-Missionen zum Mond) und Raumstationen
- Spionagesatelliten (aufgrund ihrer Erdnähe) (z. B. amerikanische Keyhole-Satelliten)
- astronomische Satelliten (z. B. Hubble-Teleskop)
- Erderkundungssatelliten
- Globale Kommunikationssatellitensysteme (z. B. Iridium)
- Forschungs- und Technologieerprobungssatelliten (z. B. TUBSAT-N und TET (Satellit))

[Bearbeiten] Sonnensynchroner Orbit (SSO)

Höhe: 700 - 1000 km
Besonderheiten: Durch die Abweichung der Erde von der Kugelform wirkt auf jede Satellitenbahn, die nicht genau im Äquator oder senkrecht dazu liegt, ein Drehmoment, das eine Präzessionsbewegung der Bahnebene um die Erdachse zur Folge hat. Bei Satellitenbahnen, die in die gleiche Richtung wie die Erdrotation verlaufen, wirkt die Präzessionsbewegung entgegengesetzt zur Erdrotation. Bei Bahnen entgegen der Erdrotation wirkt die Präzession in die gleiche Richtung wie die Erdrotation.

Bei einer bestimmten Inklination zwischen ca. 96° und 99° (u. a. abhängig von der Höhe des Orbits) beträgt die Präzession für Satelliten im LEO genau eine Umdrehung pro Jahr, so dass die Orientierung der Bahn gegenüber der Sonne immer gleich bleibt. Der Satellit passiert einen Punkt auf der Oberfläche immer zur selben Ortszeit, wodurch sich die gewonnenen Daten verschiedener Tage leichter vergleichen lassen, da sich das Reflexionsverhalten von Oberflächen mit dem Einfallswinkel der Sonnenstrahlen ändert. Eine genaue wissenschaftliche Klassifikation und ein Vergleich der Daten ist also nur dann möglich, wenn der Winkel Sonne-Erde-Satellit im Beobachtungszeitraum immer gleich ist, was durch den SSO erreicht wird. Bewegt sich der Satellit entlang der Dämmerungszone (Morgen- bzw. Abendstunde), lässt sich auf optischen Aufnahmen die Höhe von Objekten aus der Länge des Schattenwurfs ableiten. Wenn der Satellit zusätzlich die Erde so umkreist, dass er den Erdschatten nicht passiert, kann er ständig von Solarzellen mit Energie versorgt werden und benötigt keine Batterien, die jedoch für den Fall des Verlustes der Lagekontrolle und die Startphase an Bord sind.

Wird genutzt für:
- Erderkundungssatelliten wie Landsat, ERS usw.
- Meteorologische Satelliten
- Spionagesatelliten
- Sonnenbeobachtungssatelliten wie ACRIMSat, TRACE
- Forschungssatelliten wie DLR-TUBSAT
- Einige Weltraumteleskope wie Infrared Astronomical Satellite

[Bearbeiten] Medium Earth Orbit (MEO)

Höhe: 1.000-36.000 km
Besonderheiten: Bahnhöhe zwischen LEO und GEO
Wird genutzt für:
- Medium-Earth-Orbit-Satellit
- Globale Kommunikationssatellitensysteme wie Globalstar
- Navigationssatelliten wie GPS, Galileo oder GLONASS

[Bearbeiten] Geotransfer Orbit (GTO)

siehe auch: GTO-Transferbahn

Höhe: 200-800 km Perigäum, 36000 km Apogäum
Besonderheiten: Übergangsorbit, um einen GEO zu erreichen (siehe auch Hohmann-Transfer). Das Perigäum wird in den meisten Fällen vom Satelliten selbst angehoben, indem im Apogäum ein Raketenmotor gezündet 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 geostationären Orbit auszusetzen.

[Bearbeiten] Geostationärer Orbit (GEO bzw. GSO)

siehe auch: Geosynchrone Umlaufbahn

Höhe: 35.786 km auf einer Kreisbahn über dem Äquator
Besonderheiten: Ein Satellit im GEO umrundet die Erde genauso schnell wie diese sich dreht - befindet sich also bezüglich eines Punktes auf der Erdoberfläche immer an derselben Position.
Wird genutzt für:
- Geostationärer Satellit
- Kommunikationssatelliten
- Satelliten für TV-Übertragung wie Astra oder Eutelsat

[Bearbeiten] Friedhofsorbit

siehe: Friedhofsorbit

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

[Bearbeiten] Highly Elliptical Orbit (HEO)

Siehe auch: Highly-Elliptical-Orbit-Satellit

Höhe: 200-15.000 km Perigäum, 50.000-400.000 km Apogäum
Sehr elliptische Umlaufbahnen für Spezialaufgaben. U.a. für Weltraumteleskope die sich sehr lange Zeit pro Umlauf über den Van-Allen-Strahlungsgürteln aufhalten sollen und als Transferbahn für Raumfartzeuge die zum Mond fliegen.

Als Molnija-Orbit bezeichnet man eine HEO-Umlaufbahn mit einer Inklination ca. 60° und etwa 12 Stunden Umlaufzeit. Beispielsweise betragen die Inklination, Umlaufszeit, Perigäum und Apogäum für Satelliten der russischen Molnija-Baureihe: 63°, 718 Min, 450-600 km, 40'000 km (Apogäum über der Nordhalbkugel). Bei dieser Inklination sind die Periheldrehung und Schädigungen durch den Van-Allen-Strahlungsgürtel vernachlässigbar.

[Bearbeiten] Sonstige Umlaufbahnen

Sehr selten verwenden Satelliten auch Umlaufbahnen die sich in dieses Schema nicht einordnen lassen. Zum Beispiel liefen die Vela zur Detektierung von Oberirdischen Kernwaffentests auf nur leicht elliptischen sehr hohen Umlaufbahnen zwischen ca. 101.000 und 112.000 km Höhe. Dieses ist zu hoch für eine MEO Bahn und zu wenig Elliptisch für eine HEO Bahn.

[Bearbeiten] Überblick der Umlaufbahnen

Orbit	GEO	MEO	LEO
Höhe in km:	~36.000	6.000 - 12.000	200 - 3.000
Umlaufzeit in Stunden:	24	5 - 12	1 - 5
Empfangsfenster für Funk:	immer	2 - 4 Stunden	unter 15 Minuten
zur globalen Versorgung notwendige Anzahl an Kommunikationssatelliten:	3 (Polargebiet aber nicht abdeckbar)	10 - 12	50 - 70

[Bearbeiten] Umlaufzeit

Umlaufgeschwindigkeit in Abhängigkeit von der Bahnhöhe (Clarke 1945).

Die Umlaufzeit eines Orbits berechnet sich zu

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

mit

U die Umlaufzeit,
a die Große Halbachse,
M₁ und M₂ die Massen des Zentralkörpers und des Satelliten,
G die Gravitationskonstante.

Mit einem angenommenen Erdradius von 6371 km, einer Erdmasse 5,974 · 10²⁴ kg und der Gravitationskonstante 6,6742 · 10^-11m³kg^-1s^-2, sowie einer gegenüber der Erdmasse vernachlässigbaren Satellitenmasse kann die Umlaufzeit aus der Bahnhöhe h über der Erdoberfläche 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.