Medium 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.

Allgemeines

Die meisten Raumflüge finden in niedrigen Bahnen (Höhe einige 100 km, Umlaufzeiten um 90 min) um die Erde statt (z. B. Space-Shuttle-Missionen). In mittlerer Höhe (23.000 km, 12 h Umlaufzeit) liegt der Orbit vieler Navigationssatelliten. Von besonderer Bedeutung ist auch die geostationäre Bahn in 35.800 km Höhe (24 h Umlaufzeit) mit Bahnneigung 0°. Satelliten in diesem Orbit stehen idealerweise fest über einem Punkt des Äquators, was insbesondere für Kommunikations- und Fernsehsatelliten von Vorteil ist, da die Antennen fest ausgerichtet werden können und eine permanente Sichtverbindung zum Satelliten besteht. Durch die Position über dem Äquator ist die Nutzung in den Polarregionen allerdings stark eingeschränkt oder gar nicht möglich.

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 in polnahen Umlaufbahnen, wobei hier der Sonnensynchrone Orbit (SSO) gegenüber 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 Näherung kreisförmig sind. Durch gravitative Einflüsse 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 Trägerraketen während 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 Zündung Richtung Ziel berechnet. Danach verlässt die Rakete, am berechneten Punkt, oft schon während des ersten Umlaufs wieder die instabile Parkbahn. Etliche Raketentypen verwenden Park- oder Zwischenbahnen auch beim Start von Satelliten in höhere Erdumlaufbahnen.

Low Earth Orbit (LEO)

Ground Track eines niedrig fliegenden Satelliten.

• Höhe: 200 bis 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. Für einen Umlauf um die Erde benötigen sie ca. 100 Minuten. Die Sichtbarkeit und damit der Funkkontakt zu einer Bodenstation beträgt höchstens 15 Minuten pro Umlauf.
• Wird genutzt für:
  • Bemannte Raumfahrt (außer den Apollo-Missionen zum Mond) und Raumstationen
  • Spionagesatelliten (beispielsweise amerikanische Keyhole-Satelliten)
  • astronomische Satelliten (beispielsweise das Hubble-Teleskop)
  • Erderkundungs- und Wettersatelliten
  • Amateurfunksatelliten
  • Globale Kommunikationssatellitensysteme (etwa Iridium)
  • Forschungs- und Technologieerprobungssatelliten (zum Beispiel TUBSAT-N und TET (Satellit))

Sonnensynchroner Orbit (SSO)

• Höhe: 700 bis 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

Medium Earth Orbit (MEO)

• Höhe: 1.000 bis unterhalb 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

Geotransfer Orbit (GTO)

siehe auch: Geostationäre Transferbahn

• Höhe: 200-800 km Perigäum, 36.000 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.

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 kreisförmig oder in der Äquatorebene liegt. Ist sie verkippt, spricht man von einem Inclined geosynchronous orbit (IGSO), auch Tanja-Orbit. Aufgrund von Bahnstörungen, hervorgerufen durch ungleichmäßige Masseverteilung der Erde, gehen Geostationäre Satelliten in einen IGSO über, wenn keine Bahnkorrekturen vorgenommen werden.

Geostationärer Orbit (GEO)

• Höhe: 35.786 km

Die Kreisbahn des Satelliten liegt immer über dem Äquator. (Bahnneigung zum Äquator 0 Grad) Da der Satellit nur um den Erdschwerpunkt kreisen kann, ist eine geostationäre Position z.B über Grönland nicht möglich.

• Wird genutzt für:
  • Geostationärer Satellit
  • Kommunikationssatelliten
  • Satelliten für TV-Übertragung wie Astra oder Eutelsat

Highly Elliptical Orbit (HEO)

Ground track eines Molnija-Satelliten

Highly-Elliptical-Orbit-Satelliten (HEO, engl. „hochelliptisch-orbitaler Satellit“) bewegen sich auf elliptischen Bahnen mit großer Exzentrizität, das heißt großem Verhältnis von Perigäum und Apogäum. Typische Werte sind 200 bis 15.000 km bzw. 50.000 bis 400.000 km. Beispiele sind:

• Sehr elliptische Umlaufbahnen für Weltraumteleskope die sich sehr lange Zeit pro Umlauf über den Van-Allen-Strahlungsgürteln aufhalten sollen (Integral, EXOSAT oder IBEX).
• Transferbahn für Raumfahrzeuge, die zum Mond fliegen.
• Molnija-Orbits. Dies sind HEO mit einer Inklination ca. 60° und etwa 12 Stunden Umlaufzeit. Die Inklination, Umlaufzeit, Perigäum und Apogäum für Satelliten der russischen Molnija-Baureihe lauten: 63°, 718 Min, 450-600 km, 40.000 km (Apogäum über der Nordhalbkugel). Bei dieser Neigung verschwindet die durch den Äquatorwulst der Erde verursachte Perigäumsdrehung der Bahn, so dass die gewünschte Lage des Apogäums über längere Zeit erhalten bleibt. Satelliten auf Molnija-Bahnen eignen sich bevorzugt für die Versorgung von Polargebieten. Geostationäre Satelliten sind auf Grund der geringen Elevation in diesen Gebieten schlecht und oberhalb von 82° überhaupt nicht mehr zu empfangen. Ein Satellit mit einer Umlaufzeit von 24 Stunden steht für 2 bis 4 Stunden im Erdschatten, für eine ganztägige Abdeckung benötigt man 3 Satelliten^[2]

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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 Aufspüren von oberirdischen Kernwaffentests auf nur leicht elliptischen sehr hohen Umlaufbahnen zwischen etwa 101.000 und 112.000 km Höhe. Dieses ist zu hoch für eine MEO-Bahn und zu wenig elliptisch für eine HEO-Bahn.

Von theoretischem Interesse ist die sogenannte Schuler-Periode von 84,4 Minuten. Es ist die kleinstmögliche Umlaufzeit eines Satelliten, wenn er die Erde auf einer Bahnhöhe von null Metern umkreisen würde.

Überblick 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 für Funk:	immer	2 - 4 Stunden	unter 15 Minuten	8 Stunden
zur globalen Versorgung notwendige Anzahl an Kommunikationssatelliten:	3 (Polargebiete nur bis max. 82° Breite)	10 - 12	50 - 70	6, je 3 für die nördliche und die südliche 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, für

• 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^-11 m³kg^-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.

Lebensdauer

Satellitenverweilzeiten in Abhängigkeit von der Bahnhöhe

Niedrigfliegende Satelliten verweilen nur kurz auf ihrer Umlaufbahn um die Erde. Die Reibung mit der Atmosphäre bremst sie ab und lässt sie auf die Erde stürzen. Bei einer Flughöhe von 200 km bleiben sie nur wenige Tage auf der Umlaufbahn. Niedrigfliegende Spionagesatelliten fliegen aus diesem Grund auf stark elliptischen Bahnen. Sie verglühen erst, wenn sich auch das Apogäum 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 Höhe. Ohne Bahnanhebungen (engl. Reboost) würde sie in wenigen Jahren verglühen. Ab einer Höhe von 800 km verbleiben Satelliten mehr als 10 Jahre im All, hochfliegende Satelliten praktisch für immer. Außer Dienst gestellt tragen sie erheblich zum Weltraummüll bei. Das Diagramm veranschaulicht die Verweilzeiten. Je höher die Sonnenaktivität, desto weiter dehnt sich die Atmosphäre aus, desto größer ist ihr Einfluss auf höhere Bahnen. Auch die Satellitengeometrie beeinflusst die Reibung. Je kleiner die Masse und je größer der Strömungsquerschnitt und die Geschwindigkeit relativ zur Atmosphäre (ballistischer Koeffizient), desto größer ist die Reibung, damit die Geschwindigkeitsabnahme und damit die Abnahme der Bahnhöhe. Bei der Internationale Raumstation kann die mittlere Reibung alleine durch optimierte Stellung der Solarpanele auf der Nachtseite um 30% verringert werden.

Quellen

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

Weblinks

• Umlaufbahnen deutsch