Satellitenorbits

Es gibt unterschiedliche Arten von Satellitenorbits, den geostationären Orbit, den Low Earth Orbit und Medium- bis Highearthorbits. Diese können ebenfalls wieder differenziert betrachtet werden. Im Folgenden möchte ich mich auf die wesentlichen Grundarten beschränken.

1. Geostationärer Orbit (GEO)
Ein Körper mit beliebiger Masse, der sich auf einer Kreisbahn ca. 36000 km senkrecht über dem Erdäquator befindet, benötigt genau so lange für eine Umdrehung wie die Erde, also ca. 24 Stunden. Das heißt, dass ein Satellit, der sich dort befindet, vom Boden aus gesehen immer an der gleichen Stelle befindet, welches für eine permanente übertragung von Funkwellen natürlich von enormen Vorteil ist. Diese Kreisbahn mit einer Höhe von 36000 km über dem Erdäquator ist der geostationäre Orbit (geos=Erde, station=feststehend, orbit=Umlaufbahn), der nach seinem Begründer auch Clarke Belt genannt wurde. Mehr Infos zur physikalischen Berechnung dieses Orbits hier. Dieser Orbit wird wie folgt genutzt: 2. Low Earth Orbit (LEO)
Diese Umlaufbahn hat eine Höhe von ca. 200 km bis 1000 km über der Erde, wobei diese nicht unbedingt über dem Äquator liegen muss, sondern auch über die Pole verlaufen kann. Um die erforderliche Fliehkraft aufzbringen, um von der Erde nicht angezogen zu werden, muss sich der Satellit mit ca. 7.8 km/s bewegen. Bei einem speziellen LEO, der senkrecht über dem Äquator steht heißt das, dass sich der Satellit in 1 1/2 Stunden um die Erde bewegt. Um Daten über einen auf dem LEO befindlichen Satelliten zu übertragen, muss man die Antenne also drehen, und man kann ihn auch nicht rund um die Uhr von einer Bodenstation empfangen. Deshalb muss aufgrund der Erdkrümmung ein globales Antennen-Netz zum ständigen Funkkontakt bereit stehen. Bei den polaren Bahnen gibt es darüberhinaus Besonderheiten, so gibt es sonnensynchrone Bahnen (SSO), bei denen die Satellitenbahn, die die Pole überquert immer relativ zur Sonne steht. Diese kann z.B. senkrecht zur Sonne stehen (Local Time of Descending Node von 6, 18 Uhr), oder andere Neigungen haben. Diese Umlaufbahnen werden wie folgt genutzt: 3. Mediumearth- und Highearthorbits (MEO/HEO)
Diese Umlaufbahn sind wie die meisten Orbits nicht kreisrund, sodass man von einem erdnähsten Punkt (Perigäum) mit einer Höhe von bis zu 200 km und einem erdfernsten Punkt (Apogäum) von vis zu 500000 km spricht. Die MEOs und LEOs haben auch eine Bahnneigung (Inclination), die ein Maximum von 90° haben kann.
Nutzung:
Wie gelangt nun ein Telekommunikationssatellit in seine geostationäreUmlaufbahn? Dazu gibt es unterschiedliche Möglichkeiten. Diese hängen hauptsächlich davon ab, welche Rakete diesen Satelliten startet. Es gibt folgende kommerzielle Trägersysteme: Um aus der Erdatmosphäre zu gelangen, brauch man mindestens eine Geschwindigkeit von 7.9 km/s. Das Shuttle beispielsweise kann Satelliten nur in den Low Earth Orbit aussetzen, da das Shuttle nur in einer Höhe von 200 km fliegt. Um einen Shuttle-gestarteten Satelliten in den GEO zu bringen, braucht man spezielle Zusatzstufen. Alle anderen Raketen setzten die Satelliten in Park- bzw. Transferumlaufbahnen aus. Im Folgenden beschreibe ich die Startphase, eines mit Ariane gestarteten Satelliten, da die Ariane-Startzone sich in Kourou /Französich Guayana befindet, welche sich wiederum im nördlichen Teil Südamerikas sehr äquatornah befindet. Alle hier gestarteten Satelliten haben den Vorteil, dass sie die Erdrotation ausnutzen können um weniger Eigenkraft aufzwenden um in den GEO zu gelangen. Aber auch die Ariane setzt ihre Satelliten zunächst in einer Transferumlaufbahn aus.
Es gibt mehrer Möglichkeiten:

1. GEO mittels geostationärer Transferumlaufbahn (GTO)
Nach ca. 25 min nach dem Abheben in Kourou wird der Satellit von der Ariane-Oberstufe abgetrennt und in den sogenannten geostationären Transferorbit (GTO) ausgesetzt. Dieser Transferorbit hat eine elliptische Form, dessen erdnähster Punkt (auch Perigäum genannt), sich je nach Ariane-Version zwischen 300 km und 5000 km Höhe befindet. Der weiteste Punkt von der Erde befindet sich in etwas 36000 km (Apogäum). Die elliptische Bahn ist um ca. 7° geneigt. Siehe Grafik:
orbit.gif
1. Nachdem der Satellit in der Nähe des Perigäums ausgesetzt wurde, aktiviert er einen Teil seiner "Bakenfrequenzen". Dieses Signal wird von einer Bodenstation auf der Erde aufgefangen und ausgewertet.
2. Der Satellit orientiert sich mit Hilfe von Licht-Sensoren zur Sonne, um die Stromgeneration durch die Solarzellen zu gewähleisten.
3. Ist das Apogäum erreicht, zündet der Apogäumsmotor des Satelliten. Das Perigäum des GTO wird dabei etwas vergrößert.
4. Der Satellit gleitet nun nochmals diesen GTO entlang und zündet bei jedem Apogäum den Apogäumsmotor, wobei sich das Perigäum auch hier wieder vergrößert.
5. Diese Prozedur wird solange wiederholt, bis auch das Perigäum bei 36000 km liegt und somit sich der GTO dem GEO angenähert hat.
6. Der Satellit entfaltet nun seine Sonnenpaddel und Hauptkommunikationsantennen. Er ist immer noch zur Sonne gerichtet, um die Batterien aufzuladen.
7. Anschließend orientiert sich der Satellit zur Erde. Der Satellit wird in seine endgültige Position manövriert. (Kontrolle nun durch Bodenstation)
Ältere Satellitenmodelle, die anstatt eines mehrfach zündbaren Flüssigtreibstoffmotors nur einen Feststoffmotor haben, der nur einmal zündbar ist, so muss die Kraft schon bei der ersten Zündung im Apogäum ausreichen, um auch das Perigäum auf 36000 km anzuheben.

2. GEO mittels subsynchroner Umlaufbahn
Diese Variante wird selten angewendet, wenn die Masse des Satelliten die Performance der Rakete übersteigt. Das Apogäum beträgt hier absichtlich weniger als 36000 km nämlich ca. 25000 km. Der Satellit zündet sein Treibwerk zwischen dem Passieren des Perigäums und dem Ansteuern auf das Apogäum, um beide anzuheben. Allmählich und nach mehreren Zündungen gleicht sich die Transferbahn dem GEO an. Diese Prozedur läßt sich nur bei Satelliten anwenden, die einen Flüssigtreibstoffmotor besitzen, sich also mehrmals Zünden lassen.

3. GEO mittels supersynchroner Umlaufbahn
Auch diese Variante wird selten angewendet. Das Apogäum hat eine Höhe von 60000 km. Die Zündungen werden auch hier so verteilt, dass sich die Bahn dem GEO annähert.

Bei Raketen außer Ariane, besteht die Orbitationsphase aus mehreren einzelnen Stufen mit unterschiedlichen Bahnen.

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