Satelliittikierto

Jotkut satelliitin kiertoradat verrattuna: säde ja korkeus, kiertoradan kesto ja nopeus.

Satelliitti kiertoradalla ( Latin orbis ”ympyrärataa”, ”pyöreä liike”, tämän silmäkuoppaa ” track ”) on kiertoradan satelliitti noin keskirungon (aurinko, planeetta, kuu, jne.). Tämä artikkeli käsittelee kiertoradalla olevia satelliitteja ja niiden korkeutta. Radan täsmälliseen kuvaamiseen tarvitaan lisäparametreja, jotka selitetään artikkeleissa Orbitaalielementit ja Satelliittiradan elementit .

Suurin osa avaruuslennoista tapahtuu matalalla kiertoradalla (korkeus muutama 100 km, kiertoaika noin 90 minuuttia) ympäri maata (esim. Avaruussukkulaoperaatiot ). Monien navigointisatelliittien kiertoradat ovat keskikorkeudella (23 000 km, 12 tunnin kiertoaika) . Erityisen tärkeä on myös geostationaarinen kiertorata 35800 km: n korkeudessa (23 h 56 min 4,09 s kiertoaika) ja kiertoradan kaltevuus  0 °. Maasta katsottuna tämän kiertoradan satelliitit näyttävät olevan kiinteitä päiväntasaajan pisteen yläpuolella . Tämä on erityisen edullista viestintä- ja televisiosatelliiteille , koska antennit on kohdistettava tiukasti vain kerran ja sitten niitä ei enää tarvitse seurata. Päiväntasaajan yläpuolella olevan aseman vuoksi käyttö napa -alueilla on kuitenkin erittäin rajoitettua tai ei ollenkaan mahdollista.

Maan havaitsemissatelliitteja tai vakoilusatelliitteja kohtaan asetetaan vastakkaisia ​​vaatimuksia . Jos mahdollista, niiden pitäisi pystyä tarkkailemaan paikkoja koko maan pinnalla, kukin 10–15 minuutin ajan. Maan lähellä olevassa avaruudessa tämä toimii vain kiertoratoilla lähellä napa -aluetta, jolloin tällöin auringon synkroninen kiertorata (SSE) on edullisempi kuin suora napa-napa-kiertorata. SSE -kiertoradalla tarkkailualueen vakio auringonkulma helpottaa saatujen maanhavaintotietojen arviointia ja luokittelua. Suhteellisen matala kiertorata helpottaa myös yksityiskohtaisten kuvien ottamista. Erityisesti matalilla kiertoradilla satelliitin kiertoradan elementit muuttuvat nopeasti maan litistymisen vuoksi .

lajia

Kiertää päiväntasaajan ulkopuolella

Satelliitin kiertoradan siirtyminen kiertoradalta kiertoradalle

Jos kiertorata ei kulje täsmälleen päiväntasaajan yli (kuten geosynkronisilla kiertoradilla, katso alla), yksinkertaisimmassa tapauksessa se muodostaa ympyrän, jonka keskipiste osuu maan keskipisteeseen. (Seuraava huomio koskee myös elliptisiä kiertoratoja, jotka eivät ole liian epäkeskisiä.) Ensimmäisenä likimääräisenä (ilman relativistisia vaikutuksia ja ulkoisia häiriöitä ) tämä kiertoradataso on kiinnitetty avaruuteen, kun taas maapallo pyörii sen alapuolella päivittäisellä kierroksellaan. Tällä tavalla satelliitin ” maastorata ” kulkee tyypillisellä aaltopolulla ympäri maata, joka siirtyy kierrosta toiseen. In kiertoradat lähellä pintaa (myös LEO, katso alla), kiertoradalla aika on noin 100 minuuttia, niin että kiertorata (paras luettavissa kahden leikkauskohdan silmäkuopan ellipsin ekvatoriaalisen tason) siirtyy yhden kierroksen toiseen noin 25 ° länsisuunnassa (maa on edelleen kääntynyt itään alapuolella). Tuloksena oleva aaltokuvio, jossa on rinnakkain siirtyneet kehäpohjaiset radat, näkyy kuvassa. Pyöreän polun tapauksessa tämä kuvio on aina symmetrinen päiväntasaajan viivan suhteen.

Mitä jyrkempi kierto on kalteva päiväntasaajaa kohti, sitä korkeammille leveysasteille napoihin päästään ääripisteissä.

Park kaista

Korkeus: 150-200 km, mahdollisesti myös elliptiset kiertoradat, jotka ulottuvat korkeammalle tai matalammalle.

Pysäköintitie on yleensä pyöreä polku, johon pääsee vain vähän työntövoimaa ja johon useimmat kantoraketit tähtäävät ensin avaruusluotaimen laukaisun aikana. Täältä raketti voi usein helpommin laukaista pakoreitin tasolle. Pysäköintikaistalle kiipeämisessä tapahtuneiden epätarkkuuksien mittaamisen jälkeen sytytys lasketaan kohteen suuntaan. Raketti poistuu sitten epävakaalta pysäköintikaistalta jälleen lasketussa kohdassa, usein ensimmäisen kiertorata -aikana. Useat rakettityypit käyttävät myös pysäköintiä tai väliratoja, kun ne laukaisevat satelliitteja maan korkeammille kiertoradille.

Low Earth Orbit (LEO)

Nykyiset näkyvyysalueet maan pinnalla kahden sveitsiläisen LEO -satelliitin esimerkillä

(Matala Maan kierto, Lähellä Maata)

• Korkeus: 200-2000 km
  • 1200–3000 km: n korkeudet ovat teoriassa mahdollisia, mutta niitä vältetään mahdollisuuksien mukaan Van Allenin vyöhykkeen suuren säteilyaltistuksen vuoksi .
  • LEO-rautatiet ovat energiatehokkaimpia rautateitä, joten niihin on helpoin päästä. Avaruusalukset liikkuvat sinne noin 7 km / s. He tarvitsevat noin 100 minuuttia yhdelle kiertoradalle maapallon ympäri. Näkyvyyttä ja radioyhteys maaasemaa saa olla enintään 15 minuuttia per kierros.
• Käytetään:
  • Miehitetty avaruusmatka (esim. Kansainvälinen avaruusasema ISS ; lukuun ottamatta Apollo -tehtäviä , jotka kääntyivät vain puiston kiertoradalle ennen niiden lähettämistä kuuhun )
  • Vakoilusatelliitit (esim. Amerikkalaiset avaimenreikä -satelliitit)
  • tähtitieteelliset satelliitit (esim. Hubble -teleskooppi )
  • Maan etsintä- ja sääsatelliitit
  • Amatööriradiosatelliitit
  • Globaalit viestintäsatelliittijärjestelmät (kuten Iridium )
  • Tutkimus- ja teknologiatestaussatelliitit ( esim. TUBSAT-N ja TET-1 )

Auringon synkroninen kiertorata (SSO)

Auringon synkronisella kiertoradalla satelliitti kulkee maaperän pinnan kohdalle samalla todellisella paikallisella ajalla (± 12 tuntia paikallista aikaa nouseva solmu , Eng. Local Time of Ascending Node , LTAN ). On helpompaa verrata eri päivien havaintoja, koska pintojen varjot ja heijastuskäyttäytyminen eivät muutu, jos auringon säteiden tulokulma on sama.

Medium Earth Orbit (MEO)

(Keski -Maan kierto)

• Korkeus: 2000 - alle 36 000 km
• Erityisominaisuudet: radan korkeus LEO: n ja GEO: n välillä
• Käytetään:
  • Globaalit viestintäsatelliittijärjestelmät, kuten Globalstar
  • Navigointisatelliitit, kuten GPS , Galileo tai GLONASS

Polaarinen kiertorata

Polaariset kiertoradat kulkevat napa -alueiden yli , eli kiertoradan kaltevuus on lähellä 90 °.

Geotransfer Orbit (GTO)

• Korkeus: 200-800 km perigee , 36 000 km apogee
• Erityisominaisuudet: siirtymärata GEO: n saavuttamiseksi (katso myös Hohmann -siirto ). Useimmissa tapauksissa satelliitti nostaa perigeen sytyttämällä rakettimoottorin apogeessa.

IGSO -rautatiet, joiden kaltevuus on 30 ° ja 63,4 °

Geosynkroninen kierto (GSO, IGSO)

Kierto , jonka kiertorata on 23h56min04s , jonka kiertorata ei välttämättä ole pyöreä tai päiväntasaajan tasolla. Jos se on kallistettu , sitä kutsutaan kaltevaksi geosynkroniseksi kiertorataksi (IGSO), ja jos se on myös erittäin elliptinen, sitä kutsutaan tundran kiertoradalle . Vaikka satelliitti pysyy keskimäärin tasaisella maantieteellisellä pituusasteella, sen maantieteellinen leveysaste vaihtelee voimakkaasti päivän aikana, tai tarkemmin sanottuna se suorittaa sinimuotoisen värähtelyn päiväntasaajan ympärillä yhdessä päivässä. Maan massan epätasaisen jakautumisen aiheuttamien kiertoratahäiriöiden vuoksi geostationaariset satelliitit muuttuvat IGSO: ksi, jos kiertoradan korjauksia ei tehdä.

Geostationaarinen kiertorata (GEO)

• Korkeus: 35,786 km

Geostationaarisen satelliitin kiertorata on aina maan päiväntasaajan yläpuolella. Kiertoradan kaltevuus päiväntasaajaan nähden on 0 astetta. Jos kiertoradan kaltevuus on suurempi kuin nolla, satelliitti ilmeisesti värähtelee taivaan päiväntasaajaan nähden kohtisuoran kaltevuuden verran , joten todellinen paikallaan oleva kiertorata on mahdollista vain päiväntasaajan yli.

• Käytetään:
  • Meteorologiset satelliitit
  • Viestintäsatelliitit
  • Satelliitti TV -lähetystä varten, kuten Astra tai Eutelsat

Lyhenne GEO tulee englannista G eostationary E arth O rbit .

Jotkut raketit, kuten Venäjän Proton , Yhdysvaltain Atlas V , Delta IV ja Falcon Heavy sekä eurooppalainen Ariane 5, pystyvät laukaisemaan satelliitteja suoraan geostaatioradalla.

Super synkroninen kiertorata

• Korkeus: Suurempi kuin GEO -kiertorata

Satelliitti supersynkronisella kiertoradalla kiertää maata hitaammin kuin se pyörii ja apogee on yli 35 786 km. Jos luodin kaltevuus on suuri, voi olla halvempaa sijoittaa geostationaarinen satelliitti ensin ylisynkroniseen siirtorataan (SSTO) GTO -kiertoradan sijasta.

Erittäin elliptinen kiertorata (HEO)

Maanjälki Molnija -satelliitista

Erittäin elliptiset kiertorata -satelliitit (HEO, "satelliitti, jolla on erittäin elliptinen kiertorata") liikkuvat elliptisillä kiertoradilla suurella epäkeskisyydellä eli suurella perigeen ja apogeen suhteella . Tyypilliset arvot ovat 200-15000 km tai 50000-400000 km. Erittäin elliptiset maan kiertoradat soveltuvat tutkimukseen, tietoliikenteeseen ja sotilaskäyttöön. Esimerkkejä ovat:

• Erittäin elliptiset kiertoradat avaruusteleskooppeille, joiden on tarkoitus pysyä Van Allenin säteilyvyöillä erittäin pitkään kiertoradalla ( Integral , EXOSAT tai IBEX ).
• Siirrä kiertorata Kuuhun meneville avaruusaluksille.
• Siirrä kiertorata Lagrangen pisteisiin L1 tai L2 lentäville avaruusaluksille .
• Molnija -kiertoradat: Nämä ovat HEO: ita, joiden kaltevuus on 63,4 ° (arctan 2) ja kiertoaika noin 12 tuntia. Venäläisen Molnija -sarjan satelliittien kaltevuus, kiertoaika, perigee ja apogee ovat: 63,4 °, 718 min, 450–600 km, 40 000 km (apogee pohjoisen pallonpuoliskon yläpuolella). Tällä kaltevuudella maapallon päiväntasaajan pullistuman aiheuttama kiertoradan kierto katoaa , joten apogeen haluttu sijainti säilyy pidemmän ajan. Molnijan kiertoradalla olevat satelliitit ovat ihanteellisia napa -alueiden toimittamiseen. Geostationaariset satelliitit ovat köyhiä näiden alueiden matalan korkeuden vuoksi, eikä niitä voida vastaanottaa ollenkaan yli 82 °. Satelliitti, jonka kiertoaika on 24 tuntia, seisoo maan varjossa 2–4 ​​tuntia, koko päivän kattavuuteen tarvitaan kolme satelliittia.

Hautausmaan kiertorata

Kun hautausmaan kiertoradat kutsutaan, niitä ohjataan satelliiteilla sen käyttöiän päätyttyä.

• z. B. kiertorata noin 300 km GEO -ratojen yläpuolella

Muut kiertoradat

Satelliitit käyttävät hyvin harvoin kiertoradoja, joita ei voida luokitella tähän järjestelmään. Esimerkiksi Vela juoksi jäljittämään maanpäällisiä ydinasekokeita vain hieman elliptisillä erittäin korkeilla kiertoradilla noin 101 000-112 000 km: n korkeudessa. Se on liian korkea MEO -kiertoradalle ja liian pieni elliptinen HEO -kiertoradalle.

Niin kutsuttu Schuler-aika , 84,4 minuuttia, on teoreettista mielenkiintoa . Se on lyhin mahdollinen satelliitin kiertoaika, joka joutuisi kiertämään maata merenpinnan tasolla - mutta se toimisi vain, jos vuoria tai maan ilmakehää ei olisi.

Yksinkertaistettu yleiskatsaus ratoihin

Kiertoradan aika

Kiertonopeus rautateiden korkeuden funktiona ( Clarke 1945).

Silmäkuopan aika ja vastaavat ratanopeuden käytettäessä kiertoradalla keskirunko määräytyvät Keplerin lait ja voidaan johtaa ${\ displaystyle T}$ ${\ displaystyle v}$

(1) ${\ displaystyle T = {\ sqrt {\ frac {4 \ pi ^ {2} a ^ {3}} {G \ vasen (M_ {1} + M_ {2} \ oikea)}}}}$

(2) ${\ displaystyle v = {\ frac {2 \ pi a} {T}} \,}$

lasketaan. Nimeä täällä

• ${\ displaystyle T}$ syklin kesto,
• ${\ displaystyle v}$ ympyrän kiertoradan vastaava kiertonopeus,
• ${\ displaystyle a}$suuri semi-akselilla ,
• ${\ displaystyle M_ {1}}$ja keskusrungon ja satelliitin massat,${\ displaystyle M_ {2}}$
• ${\ displaystyle G}$painovoimavakio .

On huomattava, että kierrosaika on riippumaton epäkeskisyydestä ja siten polun pienestä puoliakselista. Kaikki saman järjestelmän elliptiset kiertoradat, joilla on sama pääakseli, vaativat saman kiertorata-ajan.

Kun oletetaan, että maan säde on 6371 km, maan massa 5,974 · 10 ²⁴  kg ja painovoima 66742 · ^10-11  m ³ kg ^-1 s ⁻² sekä satelliittimassa, joka on vähäinen maan massaan verrattuna, kiertoaika voidaan laskea kiertoradan korkeudesta h maanpinnan yläpuolella voidaan laskea seuraavasti:

(1a) ${\ displaystyle T = 166 \ cdot 10 ^ {- 6} \ {\ text {min}} \ cdot {\ sqrt {\ left ({\ frac {h} {1 \ {\ text {km}}}} + 6371 \ oikea) ^ {3}}}}$

Jos satelliitin massa jätetään huomiotta, kiertoradan nopeuden laskeminen yksinkertaistuu (katso laskenta, katso kiertoradat pinnan lähellä ):

(2a) ${\ displaystyle v = {\ sqrt {GM / a}}}$

kanssa

${\ displaystyle G \ cdot M = 3,987 \ cdot 10 ^ {14} \ {\ text {m}} ^ {3} / {\ text {s}} ^ {2}}$

Lähtöpaikka

Päiväntasaajan tai lähes päiväntasaajan kiertoradalla, kuten geostationaarisella kiertoradalla, lähtökohta päiväntasaajan lähellä on edullinen. Suhteellisen vähän polttoainetta tarvitaan tällöin kiertoradan korjaustoimiin, jotka tuovat satelliitin halutulle kiertoradalle. Lisäksi päiväntasaajan lähellä olevalla lähtöpisteellä on se etu, että hyötykuorma saa jo suhteellisen suuren vaakasuuntaisen nopeuden maan pyörimisestä . Erityisesti Arianella, jolla on laukaisupaikka Guyanan avaruuskeskuksessa , on tässä etu, samoin kuin Sea Launch -yrityksellä , jonka järvialusta on lähellä päiväntasaajaa.

käyttöikä

Satelliittien viipymäajat kiertoradan korkeudesta riippuen

Matalalentoiset satelliitit pysyvät vain hetken kiertoradallaan ympäri maapalloa. Kitka ilmakehän kanssa hidastaa niitä ja aiheuttaa niiden kaatumisen maahan. 200 km: n korkeudessa ne pysyvät kiertoradalla vain muutaman päivän. Tästä syystä matalalentoiset vakoilusatelliitit lentävät erittäin elliptisillä kiertoradilla. Ne palavat vasta, kun apogee on myös laskenut noin 200 km: iin.

Kansainvälinen avaruusasema kiertää maapalloa etäisyydellä n. 400 km ja menettää 50-150 metrin korkeuteen päivässä. Ilman uudelleenkäynnistystä se palaisi muutamassa vuodessa. 800 km: n korkeudessa satelliitit pysyvät avaruudessa yli 10 vuoden ajan, korkealla lentävät satelliitit käytännössä ikuisesti. Kun käytöstä poistettujen, ne vaikuttavat merkittävästi tilaa roskia. Kaavio kuvaa viipymisaikoja. Mitä suurempi auringon aktiivisuus, sitä pidemmälle ilmakehä laajenee ja sitä enemmän se vaikuttaa korkeammille kiertoradille. Käyrän mutka kuvaa auringon aktiivisuuden vähenemistä 11 vuoden välein.

Satelliitin geometria vaikuttaa myös kitkaan. Mitä pienempi massa ja mitä suurempi virtauksen poikkileikkaus ja nopeus suhteessa ilmakehään ( ballistinen kerroin ), sitä suurempi kitka, siten nopeuden lasku ja siten kiertoradan korkeuden lasku. Maan varjon läpi lennon aikana kansainvälinen avaruusasema kohdistaa pyörivät aurinkopaneelit siten, että keskimääräinen vastus pienenee 30% (ns. Yölentokone ).

Maan jälki ROSAT-satelliitista 5 tunnin havainnoinnin aikana (helmikuu 2011)

Ennuste satelliitin törmäyspaikasta maan päällä on käytännössä mahdotonta. Kuvassa on esimerkiksi matalalento-satelliitti ROSAT , joka kaatui lokakuussa 2011. Viiden tunnin havainnoinnin aikana satelliitti kulki punaiseksi maajäljiksi merkityn matkan. Iskuvyöhyke eri roskille muodostaa aina pitkänomaisen ellipsin radan suuntaan. Jotta törmäyspaikka voidaan rajoittaa yhteen mantereeseen, satelliittitörmäyksen ennusteen on oltava tarkka 15 minuuttiin. Jopa muutama päivä ennen kuin se lopulta palaa, kiertoradan häiriöt ja vuorovaikutus ilmakehän kanssa ovat liian suuria rajoittaakseen järkevästi ajan. Satelliittiradan kaltevuus määrittää, mitkä leveysasteet eivät lennä yli ja ovat riskialueen ulkopuolella. Polaarisatelliitille, jonka kallistus on lähes 90 °, se on koko maapinta, ROSATille, jonka kaltevuus on 53 °, alue 53 ° pohjoisen ja 53 ° etelän välille.

Näkyvyys paljaalla silmällä

Satelliitit ja muut matalan kiertoradan esineet on tyypillisesti valmistettu metallista siten, että ne heijastavat valoa hyvin. Jos aurinko valaisee ne, heijastuu tarpeeksi valoa, jotta ne voidaan nähdä myös paljaalla silmällä. Tätä varten on kuitenkin täytettävä useita ehtoja: sen on oltava riittävän tumma maassa, jotta valonheijastus erottuu taivaan taustasta; satelliitin on kuitenkin oltava täysin auringonvalossa. Nämä kaksi ehtoa annetaan vain välittömästi auringonlaskun jälkeen tai välittömästi ennen auringonnousua, kun on yö maassa, mutta aurinko on horisontin yläpuolella satelliitin korkeudella katsottuna. Kolmas ehto on, että tässä vaiheessa satelliitin on myös ylitettävä tarkkailijan näkökenttä, joka, kuten edellä selitettiin, ei ole liian suuri. Siten satelliitti saavuttaa vain tietyn alueen päiväntasaajalta suurempina aikaväleinä sopivina mainituina aikoina, katso esimerkki ISS: n keskusteluista . Neljäs ehto on yksinkertaisesti se, että pilvet eivät saa estää näkymää.

Tarkkailijan mielestä tällaisten satelliittien heijastusten erottaminen lentokoneista on ongelma. Satelliitit näyttävät huomattavasti nopeammilta ja tasaisemmilta liikkeessään, ne ovat tyypillisesti vain muutaman minuutin näkökentässä. Lisäksi niissä ei ole vilkkuvia valoja kuin tavallisissa lentokoneissa.

ISS: lle ja monille muille satelliiteille on verkkosivustoja, joissa on päivämäärät tuleville havainnoille.

Erikoispiirteenä ovat niin kutsutut Iridium-soihdut , jotka syntyvät, kun Iridium-satelliittipuhelinjärjestelmän satelliitit heijastavat auringon tarkasti kohti tarkkailijaa hetkeksi. Vaikutus on niin poikkeuksellisen vahva, koska näillä satelliiteilla on erittäin suuri, tasainen, heijastava pinta. Vanhempien Iridium-satelliittien käytöstä poistamisen vuoksi soihdut tapahtuvat harvoin ja ovat todennäköisesti menneisyyttä 2040-luvun puoliväliin mennessä.

kirjallisuus

• Oliver Montenbruck et ai.: Satelliittiradat - mallit, menetelmät ja sovellukset. Springer, Berliini 2001. ISBN 3-540-67280-X
• Byron D. Tapley et ai.: Tilastollinen kiertoradan määritys. Elsevier Acad. Press, Lontoo 2004. ISBN 0-12-683630-2
• Guochang Xu: Kiertoradat. Springer, Berliini 2008. ISBN 3-540-78521-3
• FO Vonbun et ai.: Kiertoradan määritystarkkuudet satelliitin ja satelliitin välisen seurannan avulla. julkaisussa: IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems. AES-14, toim. Marraskuu New York 1978, s. 834-842. postinumero : 1978ITAES..14..834V

nettilinkit

• Bernd Leitenberger: Kiertoradat
• AMSAT: ohjelmisto satelliittivalvontaan (englanti)
• Andreas Grieß (Statista) / che: Infografiikka satelliiteista: Kiina ohittaa Venäjän kiertoradalla Spiegel Onlinessa

Yksilöllisiä todisteita

1. ^ Bruno Stanek: Raumfahrt Lexikon , Halwag Verlag, Bern, sivu 221, 1983, ISBN 3-444-10288-7
2. ↑ Mikä on niin erikoista matalalla maapallon kiertoradalla? wired.com, käytetty 15. helmikuuta 2016
3. ↑ Hans-Martin Fischer: Eurooppalaiset uutissatelliitit Intelsatista TV-la . Stedinger Verlag, Lemwerder 2006. ISBN 3-927697-44-3
4. ↑ Heavens -Above - ISS: n, Iridium Flaresin ja muiden satelliittien maailmanlaajuiset havaintomahdollisuudet
5. ↑ Satelliitin havaintotiedot - ISS: n ja kuljetusten ajat ja paikat yötaivaalla Saksan yllä
6. ↑ Iridium Flare Era on päättymässä. Julkaisussa: Universe Today. 19. maaliskuuta 2019, käytetty 30. heinäkuuta 2019 .