Satelitní oběžná dráha

Některé satelitní oběžné dráhy ve srovnání: poloměr a výška, doba oběžné dráhy a rychlost.

Družice oběžné dráze ( latině Orbis „kruhová dráha“, „kruhový pohyb“, z tohoto Orbita „ stopy “) je oběžná dráha na satelitu kolem centrálního tělesa (Slunce, planety, měsíc, atd.) Tento článek se zabývá satelity na oběžné dráze a jejich nadmořskou výškou. Pro přesný popis trajektorie jsou vyžadovány další parametry, které jsou vysvětleny v článcích Orbitální prvky a Satelitní orbitální prvky .

Většina vesmírných letů probíhá na nízkých oběžných drahách (nadmořská výška několik 100 km, oběžná doba kolem 90 minut) kolem Země (např. Mise raketoplánů ). Dráhy mnoha navigačních satelitů jsou ve střední nadmořské výšce (23 000 km, 12 h oběžného času) . Zvláštní význam má také geostacionární oběžná dráha ve výšce 35 800 km (23 h 56 min 4,09 s oběžná doba) se sklonem oběžné dráhy  0 °. Při pohledu ze Země se zdá, že satelity na této oběžné dráze jsou upevněny přes bod na rovníku . To je zvláště výhodné pro komunikační a televizní satelity , protože antény musí být pevně vyrovnány pouze jednou a poté již nemusí být sledovány. Vzhledem k poloze nad rovníkem je však použití v polárních oblastech přísně omezeno nebo není vůbec možné.

Proti satelitům jsou pozorovány satelity nebo špionážní satelity . Pokud je to možné, měli by být schopni pozorovat místa na celém povrchu Země, každý po dobu 10–15 minut. V prostoru poblíž Země to funguje pouze na oběžných drahách blízko polárních , přičemž zde je synchronní oběžná dráha Slunce (SSE) výhodnější než přímá oběžná dráha pól-pól. U oběžných drah SSE umožňuje konstantní sluneční úhel v pozorovací oblasti vyhodnocení a klasifikaci získaných dat z pozorování Země. Relativně nízká oběžná dráha také usnadňuje pořizování detailních snímků. Zejména na nízkých oběžných drahách podléhají prvky satelitní oběžné dráhy rychlým změnám v důsledku zploštění Země .

druh

Obíhá mimo rovník

Přemístění oběžné dráhy satelitu z oběžné dráhy na oběžnou dráhu

Pokud oběžná dráha nevede přesně nad rovníkem (jako u geosynchronních drah, viz níže), v nejjednodušším případě vytvoří kruh, jehož střed se shoduje se středem Země. (Následující úvahy platí také pro eliptické dráhy, které nejsou příliš excentrické.) Jako první přiblížení (bez relativistických efektů a vnějších poruch ) je tato orbitální rovina fixována v prostoru, zatímco Země se pod ní otáčí svou každodenní rotací. Tímto způsobem „ pozemní dráha “ satelitu probíhá charakteristickou vlnovou dráhou kolem Země, která se přesouvá z jedné otáčky do druhé. Na oběžných drahách blízko povrchu (také LEO, viz níže) je oběžná doba asi 100 minut, takže oběžná dráha (nejlépe čitelná na dvou průsečících orbitální elipsy s rovníkovou rovinou) se přesouvá z jedné otáčky do druhé přibližně o 25 ° západním směrem (Země se stále dole otáčí na východ). Výsledný vlnový vzorec s paralelně posunutými obvodovými podlahovými stopami je vidět na obrázku. V případě kruhové dráhy je tento obrazec vždy symetrický k přímce rovníku.

Čím strmější je oběžná dráha nakloněna k rovníku, tím vyšší jsou zeměpisné šířky směrem k pólům v extrémních bodech.

Parkovací pruh

Nadmořská výška: 150 až 200 km, případně také eliptické dráhy, které dosahují výše nebo níže.

Parkovací cesta zpravidla představuje kruhovou cestu, na kterou lze dosáhnout s malou potřebou pohonu a na kterou většina nosných raket míří nejprve při vypuštění vesmírné sondy. Odtud může raketa často snadněji startovat do roviny únikové cesty. Po měření nepřesností, ke kterým došlo při stoupání do odstavného pruhu, se vypočítá zapalování ve směru cíle. Raketa poté opouští nestabilní parkovací pruh ve vypočítaném bodě, často během první oběžné dráhy. Několik typů raket také využívá parkovací nebo mezilehlé oběžné dráhy při vypouštění satelitů na vyšší oběžné dráhy Země.

Nízká oběžná dráha Země (LEO)

Aktuální oblasti viditelnosti na zemském povrchu na příkladu dvou švýcarských satelitů LEO

(Nízká oběžná dráha Země, Blízká oběžná dráha Země)

• Nadmořská výška: 200 až 2000 km
  • Výšky mezi 1 200 a 3 000 km jsou teoreticky myslitelné, ale pokud je to možné, je jim zabráněno kvůli vysokému záření z Van Allenova pásu .
  • Železnice LEO jsou energeticky nejchudší, a proto jsou nejsnáze dosažitelné. Kosmická loď se tam pohybuje rychlostí přibližně 7 km / s. Na jednu oběžnou dráhu kolem Země potřebují zhruba 100 minut. Viditelnost a rádiové spojení s pozemní stanici nesmí přesáhnout 15 minut na kolo.
• Používá:
  • Cestování vesmírem s posádkou (např. Mezinárodní vesmírná stanice ISS ; kromě misí Apollo , které se před misí na Měsíc otočily pouze na oběžnou dráhu parku)
  • Špionážní satelity (např. Americké satelity s klíčovou dírkou )
  • astronomické satelity (např. Hubbleův teleskop )
  • Satelity pro průzkum Země a počasí
  • Amatérské rádiové satelity
  • Globální komunikační satelitní systémy (například Iridium )
  • Satelity pro výzkum a testování technologií ( např. TUBSAT-N a TET-1 )

Sluneční synchronní oběžná dráha (SSO)

Na sluneční synchronní oběžné dráze družice prochází bodem na povrchu půdy ve stejném skutečném místním čase (± 12 hodin místního času vzestupného uzlu , angl. Local Time of Ascending Node , LTAN ). Je snazší porovnat pozorování v různých dnech, protože stíny a odrazové chování povrchů se nemění, pokud je úhel dopadu slunečních paprsků stejný.

Střední oběžná dráha Země (MEO)

(Střední oběžná dráha Země)

• Nadmořská výška: 2 000 až pod 36 000 km
• Speciální vlastnosti: výška stopy mezi LEO a GEO
• Používá:
  • Globální komunikační satelitní systémy jako Globalstar
  • Navigační satelity jako GPS , Galileo nebo GLONASS

Polární oběžná dráha

Polární dráhy procházejí polárními oblastmi , tj. Orbitální sklon se blíží 90 °.

Geotransfer Orbit (GTO)

• Nadmořská výška: 200-800 km perigee , 36 000 km apogee
• Speciální funkce: přechodová oběžná dráha k dosažení GEO (viz také přenos Hohmann ). Ve většině případů je perigeum zvýšeno samotným satelitem zapálením raketového motoru v apogeu.

Železnice IGSO se sklonem 30 ° a 63,4 °

Geosynchronní oběžná dráha (GSO, IGSO)

Oběžná dráha s oběžnou dráhou 23h56min04s , jejíž oběžná dráha nemusí být nutně kruhová nebo v rovníkové rovině. Pokud je nakloněna , označuje se jako nakloněná geosynchronní oběžná dráha (IGSO), a pokud je také vysoce eliptická, označuje se jako oběžná dráha tundry . Přestože satelit zůstává na průměrné konstantní zeměpisné délce, jeho zeměpisná šířka v průběhu dne silně kolísá, přesněji řečeno, během jednoho dne provede sinusovou oscilaci kolem rovníku. V důsledku orbitálních poruch způsobených nerovnoměrným rozložením zemské hmotnosti se geostacionární satelity mění na IGSO, pokud nejsou prováděny žádné korekce oběžné dráhy .

Geostacionární oběžná dráha (GEO)

• Nadmořská výška: 35 786 km

Dráha geostacionárního satelitu leží vždy nad zemským rovníkem. Sklon oběžné dráhy k rovníku je 0 stupňů. V případě orbitálních sklonů větších než nula by satelit zřejmě osciloval o velikost sklonu kolmého na nebeský rovník , takže skutečná stacionární dráha je možná pouze nad rovníkem.

• Používá:
  • Meteorologické satelity
  • Komunikační satelity
  • Satelit pro televizní přenos jako Astra nebo Eutelsat

Zkratka GEO je odvozena z anglického G eostationary E arth O rbit from.

Některé rakety jako ruský Proton , americký Atlas V , Delta IV a Falcon Heavy a také evropská Ariane 5 jsou schopné vypouštět satelity přímo na geostacionární oběžnou dráhu.

Super synchronní oběžná dráha

• Nadmořská výška: Větší než oběžná dráha GEO

Družice na supersynchronní oběžné dráze obíhá Zemi pomaleji, než se otáčí s apogeem vyšším než 35 786 km. V případě vysokého sklonu střely může být výhodnější původně umístit geostacionární satelit na supersynchronní přenosovou oběžnou dráhu (SSTO) místo na oběžnou dráhu GTO.

Vysoce eliptická orbita (HEO)

Pozemní stopa ze satelitu Molnija

Satelity s vysokou eliptickou oběžnou dráhou (HEO, „satelit s vysoce eliptickou oběžnou dráhou“) se pohybují po eliptických drahách s velkou excentricitou, tedy velkým poměrem perigee a apogee . Typické hodnoty jsou 200 až 15 000 km nebo 50 000 až 400 000 km. Vysoce eliptické oběžné dráhy Země jsou vhodné pro výzkum, telekomunikace a vojenské aplikace. Příklady jsou:

• Velmi eliptické dráhy pro vesmírné teleskopy, které mají zůstat nad Van Allenovými radiačními pásy po velmi dlouhou dobu na oběžnou dráhu ( Integral , EXOSAT nebo IBEX ).
• Přesuňte oběžnou dráhu pro kosmické lodě směřující na Měsíc.
• Přenášejte oběžnou dráhu pro kosmické lodě létající do Lagrangeových bodů L1 nebo L2 .
• Oběžné dráhy Molnija : Jedná se o HEO se sklonem 63,4 ° (arctan 2) a orbitální dobou asi 12 hodin. Sklon, oběžný čas, perigeum a apogee pro satelity ruské řady Molnija jsou: 63,4 °, 718 min, 450–600 km, 40 000 km (apogee nad severní polokoulí). S tímto sklonem mizí perigeální rotace oběžné dráhy způsobená zemskou rovníkovou boulí , takže požadovaná poloha apogee je udržována po delší časové období. Družice na oběžných drahách Molnija jsou ideální pro zásobování polárních oblastí. Geostacionární satelity jsou kvůli nízké nadmořské výšce v těchto oblastech chudé a nad 82 ° je nelze vůbec přijímat. Satelit s orbitální dobou 24 hodin stojí v zemském stínu 2 až 4 hodiny, pro celodenní pokrytí jsou zapotřebí tři satelity.

Oběžná dráha hřbitova

Díky tomu, že se nazývají oběžné dráhy na hřbitově , manévrujte na satelitech po skončení jejich životnosti.

• z. B. oběžná dráha asi 300 km nad oběžnými drahami GEO

Jiné oběžné dráhy

Satelity velmi zřídka používají oběžné dráhy, které nelze zařadit do tohoto schématu. Vela například běžel vystopovat testy nadzemních jaderných zbraní na jen mírně eliptických velmi vysokých oběžných drahách mezi nadmořskou výškou asi 101 000 až 112 000 km. To je příliš vysoké pro oběžnou dráhu MEO a příliš málo eliptické pro oběžnou dráhu HEO.

Teoreticky zajímavé je takzvané Schulerovo období 84,4 minuty. Je to nejkratší možný oběžný čas satelitu, který by musel obíhat Zemi na úrovni hladiny moře - fungovalo by to však pouze v případě, že by neexistovaly ani hory, ani zemská atmosféra.

Zjednodušený přehled oběžných drah

Orbitální čas

Rychlost oběhu v závislosti na výšce železnice ( Clarke 1945).

Orbitální čas a ekvivalent okružní rychlost na oběžné dráze kolem centrálního tělesa jsou určeny Keplera a mohou být odvozeny z ${\ displaystyle T}$ ${\ displaystyle v}$

(1) ${\ Displaystyle T = {\ sqrt {\ frac {4 \ pi ^ {2} a ^ {3}} {G \ left (M_ {1} + M_ {2} \ right)}}}}}$

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

vypočítat. Určete zde

• ${\ displaystyle T}$ doba cyklu,
• ${\ displaystyle v}$ ekvivalentní orbitální rychlost kruhové dráhy,
• ${\ displaystyle a}$velkou poloosou ,
• ${\ displaystyle M_ {1}}$a hmotnosti centrálního těla a satelitu,${\ displaystyle M_ {2}}$
• ${\ displaystyle G}$gravitační konstanta .

Je třeba poznamenat, že doba revoluce je nezávislá na excentricitě a tedy na menší semiaxi oběžné dráhy. Všechny eliptické dráhy ve stejném systému se stejnou hlavní poloosou vyžadují stejný orbitální čas.

S předpokládaným poloměrem Země 6371 km, hmotností Země 5,974 · 10 ²⁴  kg a gravitační konstantou 6,6742 · 10 ⁻¹¹  m ³ kg ⁻¹ s ⁻² , jakož i hmotou družice, která je ve srovnání s hmotností Země zanedbatelná, orbitální čas lze vypočítat z výšky oběžné dráhy h nad povrchem Země lze vypočítat následovně:

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

Pokud je hmotnost satelitu zanedbána, výpočet orbitální rychlosti se zjednoduší (pro výpočet viz oběžné dráhy poblíž povrchu ):

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

s

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

Místo startu

Pro rovníkové nebo téměř ekvatoriální dráhy, jako jsou geostacionární dráhy, je výhodný počáteční bod poblíž rovníku. Pro manévry korekce oběžné dráhy, které přivádějí satelit na požadovanou oběžnou dráhu, je pak zapotřebí relativně málo paliva. Počáteční bod poblíž rovníku má navíc tu výhodu, že užitečné zatížení již dostává z rotace Země relativně vysokou horizontální rychlost . Zejména Ariane s místem startu v kosmickém středisku v Guyaně zde má výhodu, stejně jako společnost Sea Launch s jezerní plošinou poblíž rovníku.

životnost

Doba setrvání družice v závislosti na výšce oběžné dráhy

Nízko letící satelity zůstávají na své oběžné dráze kolem Země jen krátce. Tření s atmosférou je zpomaluje a způsobuje, že narazí na Zemi. Ve výšce 200 km zůstávají na oběžné dráze jen pár dní. Z tohoto důvodu létají nízko letící špionážní satelity na vysoce eliptických drahách. Hoří pouze tehdy, když se apogee také snížilo na přibližně 200 km.

Mezinárodní vesmírná stanice obíhá kolem Země ve vzdálenosti cca. 400 km a ztrácí 50 až 150 m výšky denně. Bez restartů by to za pár let shořelo. Od výšky 800 km zůstávají satelity ve vesmíru více než 10 let, vysoko létající satelity prakticky navždy. Po vyřazení z provozu významně přispívají k vesmírnému odpadu. Diagram znázorňuje doby setrvání. Čím vyšší je sluneční aktivita, tím více se atmosféra rozpíná a tím větší je její vliv na vyšší oběžné dráhy. Zlom v křivce ukazuje sníženou sluneční aktivitu každých 11 let.

Tření ovlivňuje také satelitní geometrie. Čím nižší je hmotnost a čím větší je průtokový průřez a rychlost vzhledem k atmosféře ( balistický koeficient ), tím větší je tření, tedy snížení rychlosti a tím i snížení výšky oběžné dráhy. Mezinárodní vesmírná stanice během letu zemským stínem zarovná své rotující solární panely tak, aby se průměrný odpor snížil o 30% (takzvaný režim Night Glider ).

Pozemní stopa satelitu ROSAT během 5hodinového pozorování (únor 2011)

Předpověď o poloze satelitu na Zemi je prakticky nemožná. Na obrázku je jako příklad nízko letící družice ROSAT , která havarovala v říjnu 2011. Během 5hodinového pozorování satelit urazil vzdálenost označenou jako červená pozemní stopa. Nárazová zóna pro různé úlomky vždy tvoří prodlouženou elipsu ve směru dráhy. Aby se omezilo místo dopadu na jeden kontinent, musela by být předpověď pro srážku satelitu přesná na 15 minut. Dokonce i několik dní předtím, než konečně shoří, jsou narušení orbity a interakce s atmosférou příliš velké na to, aby rozumně omezily dobu dopadu. Sklon satelitní oběžné dráhy určuje, které zeměpisné šířky nejsou přeletěny a nacházejí se mimo rizikovou zónu. V případě polárního satelitu se sklonem téměř 90 ° jde o celý povrch Země, v případě ROSAT se sklonem 53 ° jde o oblast mezi 53 ° severně a 53 ° jižně.

Viditelnost pouhým okem

Satelity a další objekty s nízkou oběžnou dráhou jsou obvykle vyrobeny z kovu, aby dobře odrážely světlo. Pokud jsou osvětleny sluncem, odráží se dostatek světla, takže je lze vidět i pouhým okem. K tomu však musí být splněno několik podmínek: musí být na zemi dostatečně tma, aby světelný reflex mohl vyniknout z pozadí oblohy; Satelit však musí být stále plně osvětlen sluncem. Tyto dvě podmínky jsou dány pouze bezprostředně po západu slunce nebo těsně před východem slunce, když je na zemi noc, ale slunce je nad horizontem ve výšce satelitu, jak je z něj vidět. Třetí podmínkou je, že v tomto okamžiku musí satelit také překročit zorné pole pozorovatele, které, jak bylo vysvětleno výše, není příliš velké. Satelit tedy dosáhne pouze určité oblasti od rovníku v delších časových intervalech v příslušných uvedených časech, viz diskuse na ISS jako příklad . Čtvrtou podmínkou je jednoduše to, že mraky nesmí bránit ve výhledu.

Pro pozorovatele vyvstává problém odlišit takové satelitní odrazy od letadel. Satelity se zdají být podstatně rychlejší a rovnoměrnější ve svém pohybu; obvykle jsou v zorném poli jen několik minut. Navíc nemají žádná blikající světla jako běžná letadla.

Pro ISS a mnoho dalších satelitů existují webové stránky s daty nadcházejících pozorování.

Zvláštností jsou takzvané Iridiové světlice , které vznikají, když satelity satelitního telefonního systému Iridium na chvíli odráží slunce přesně směrem k pozorovateli. Efekt je tak mimořádně silný, protože tyto satelity mají velmi velký, plochý, reflexní povrch. Kvůli vyřazování starších satelitů Iridium z provozu dojde k vzplanutí jen zřídka a do poloviny 40. let 20. století bude pravděpodobně minulostí.

literatura

• Oliver Montenbruck a kol.: Satelitní oběžné dráhy - modely, metody a aplikace. Springer, Berlín 2001. ISBN 3-540-67280-X
• Byron D. Tapley a kol.: Statistické stanovení oběžné dráhy. Elsevier Acad. Press, London 2004. ISBN 0-12-683630-2
• Guochang Xu: Oběžné dráhy. Springer, Berlín 2008. ISBN 3-540-78521-3
• FO Vonbun et al.: Přesnost určení oběžné dráhy pomocí sledování ze satelitu. in: Transakce IEEE v letectví a elektronických systémech. AES-14, Ed. Listopad New York 1978, str. 834-842. bibcode : 1978ITAES..14..834V

webové odkazy

• Bernd Leitenberger: Oběžné dráhy
• AMSAT: software pro satelitní pozorování (anglicky)
• Andreas Grieß (Statista) / che: Infographic na satelitech: Čína překonala Rusko na oběžné dráze , ve Spiegel Online

Individuální důkazy

1. ^ Bruno Stanek: Raumfahrt Lexikon , Halwag Verlag, Bern, strana 221, 1983, ISBN 3-444-10288-7
2. ↑ Co je tak zvláštního na nízké oběžné dráze Země? wired.com, přístup 15. února 2016
3. ↑ Hans-Martin Fischer: Evropské zpravodajské satelity od Intelsatu po TV-Sat . Stedinger Verlag, Lemwerder 2006. ISBN 3-927697-44-3
4. ↑ Heavens -Above - celosvětové možnosti pozorování ISS, Iridium Flares a dalších satelitů
5. ↑ Informace o pozorování satelitů - časy a umístění ISS a raketoplánů na noční obloze nad Německem
6. ↑ Iridium Flare Era se blíží ke konci. In: Universe Today. 19. března 2019, přístup 30. července 2019 .