Orbita satelitului

Unele orbite de satelit în comparație: raza și altitudinea, durata și viteza orbitei.

O orbită de satelit ( orbis latin „cale circulară”, „mișcare circulară”, din această orbită „ cale ”) este orbita unui satelit în jurul unui corp central (soare, planetă, lună etc.). Acest articol tratează sateliții pe orbită și altitudinea lor. Pentru o descriere precisă a traiectoriei, sunt necesari parametri suplimentari, care sunt explicați în articolele Orbital Elements și Satellite Orbital Elements .

Majoritatea zborurilor spațiale au loc pe orbite joase (altitudine de câțiva 100 km, ori orbitale în jur de 90 de minute) în jurul pământului (de exemplu , misiuni de navetă spațială ). Orbitele multor sateliți de navigație se află la altitudine medie (23.000 km, 12 h timp orbital) . Orbita geostaționară la o altitudine de 35.800 km (23 h 56 min 4.09 s timp orbital) cu o înclinație a orbitei de  0 ° este, de asemenea, de o importanță deosebită . Văzut de pe Pământ, sateliții de pe această orbită par a fi fixați peste un punct de pe ecuator . Acest lucru este deosebit de avantajos pentru sateliții de comunicații și televiziune , deoarece antenele trebuie fixate doar o singură dată și apoi nu mai trebuie urmărite. Cu toate acestea, datorită poziției de deasupra ecuatorului, utilizarea în regiunile polare este sever restricționată sau nu este deloc posibilă.

Cererile opuse sunt făcute pentru sateliții de observare a pământului sau sateliții spion . Dacă este posibil, acestea ar trebui să poată observa locații pe întreaga suprafață a pământului, fiecare timp de 10-15 minute. În spațiul apropiat de Pământ, acest lucru funcționează numai pe orbite apropiate de polar , prin care orbita sincronă a soarelui (SSE) este mai avantajoasă decât orbita directă de la pol la pol. Cu orbitele SSE, unghiul constant al soarelui în zona de observare facilitează evaluarea și clasificarea datelor obținute de observare a pământului. Orbita relativ scăzută facilitează, de asemenea, realizarea de imagini detaliate. Mai ales pe orbite joase, elementele orbitale satelitare sunt supuse unor schimbări rapide din cauza aplatizării pământului .

specii

Orbitează de pe ecuator

Schimbarea unei orbite de satelit de la orbită la orbită

Dacă o orbită nu trece exact peste ecuator (ca în cazul orbitelor geosincrone, vezi mai jos), în cel mai simplu caz formează un cerc al cărui centru coincide cu centrul pământului. (Următoarea considerație se aplică și orbitelor eliptice care nu sunt prea excentrice.) Ca primă aproximare (fără efecte relativiste și perturbări externe ), acest plan orbital este fixat în spațiu, în timp ce pământul se rotește sub el cu rotația sa zilnică. În acest fel, „ pista de la sol ” a satelitului rulează pe o cale de undă caracteristică în jurul pământului, care se deplasează de la revoluție la revoluție. În orbite apropiate de suprafață (de asemenea, LEO, vezi mai jos) timpul orbital este de aproximativ 100 de minute, astfel încât orbita (cel mai bine citită la cele două intersecții ale elipsei orbitale cu planul ecuatorial) se deplasează de la o rotație la alta cu aproximativ 25 ° în direcția de vest (pământul a continuat să se întoarcă spre est dedesubt). Modelul de undă rezultat, cu urmele de podea circumferențiale deplasate în paralel , poate fi văzut în figură. În cazul unei căi circulare, acest model este întotdeauna simetric cu linia ecuatorială.

Cu cât orbita este mai înclinată spre ecuator, cu atât sunt mai mari latitudinile către poli în punctele extreme.

Banda de parcare

Altitudine: 150 - 200 km, posibil și orbite eliptice care ajung mai sus sau mai jos.

De regulă, o cale de parcare reprezintă o cale circulară care poate fi atinsă cu puțină nevoie de propulsie și pe care majoritatea vehiculelor de lansare o controlează inițial în timpul lansării unei sonde spațiale. De aici, racheta se poate lansa adesea mai ușor în planul căii de evacuare. După măsurarea inexactităților care au apărut la urcarea pe banda de parcare, se calculează contactul în direcția destinației. Racheta părăsește apoi banda de parcare instabilă din nou în punctul calculat, adesea în timpul primei orbite. Mai multe tipuri de rachete folosesc, de asemenea, parcare sau orbite intermediare atunci când lansează sateliți pe orbite superioare ale pământului.

Orbită terestră joasă (LEO)

Zonele actuale de vizibilitate de pe suprafața pământului folosind exemplul a doi sateliți elvețieni LEO

(Orbită terestră joasă, aproape orbită terestră)

• Altitudine: 200 - 2000 km
  • Altitudinile cuprinse între 1200 și 3000 km sunt teoretic concepute, dar sunt evitate dacă este posibil datorită expunerii ridicate la radiații din centura Van Allen .
  • Căile ferate LEO sunt cele mai eficiente din punct de vedere energetic și, prin urmare, sunt cele mai ușor de atins. Navele spațiale se deplasează acolo cu aproximativ 7 km / s. Au nevoie de aproximativ 100 de minute pentru o orbită în jurul pământului. Vizibilitatea de contact și de radio cu o stație de la sol nu trebuie să depășească 15 de minute pentru fiecare rundă.
• Folosit pentru:
  • Călătorie spațială echipată (de exemplu, Stația Spațială Internațională ISS ; cu excepția misiunilor Apollo , care s- au rotit doar pe o orbită de parc înainte de misiunea lor pe Lună )
  • Sateliți spion (de exemplu, sateliți americani de gaură )
  • sateliți astronomici (de exemplu, telescopul Hubble )
  • Explorarea pământului și sateliții meteo
  • Sateliții radio amatori
  • Sisteme globale de comunicații prin satelit (cum ar fi Iridium )
  • Sateliți de cercetare și testare tehnologică (de exemplu, TUBSAT-N și TET-1 )

Orbita sincronă solară (SSO)

În orbita sincronă a soarelui, satelitul trece un punct de pe suprafața solului la aceeași oră locală reală (± 12 ore nod local ascendent , eng. Ora locală a nodului ascendent , LTAN ). Este mai ușor să comparați observațiile din diferite zile, deoarece umbrele și comportamentul de reflexie al suprafețelor nu se schimbă dacă unghiul de incidență al razelor solare este același.

Orbită terestră medie (MEO)

(Orbita Pământului Mijlociu)

• Altitudine: 2.000 până sub 36.000 km
• Caracteristici speciale: înălțimea căii între LEO și GEO
• Folosit pentru:
  • Sisteme globale de comunicații prin satelit, cum ar fi Globalstar
  • Sateliți de navigație precum GPS , Galileo sau GLONASS

Orbita polară

Orbitele polare traversează regiunile polare , adică înclinația orbitală este aproape de 90 °.

Orbita Geotransferului (GTO)

• Altitudine: 200-800 km perigeu , 36.000 km apogeu
• Caracteristici speciale: orbita de tranziție pentru a realiza un GEO (vezi și transferul Hohmann ). În majoritatea cazurilor, perigeul este ridicat de satelit însuși prin aprinderea unui motor rachetă în apogeu.

Căile ferate IGSO cu o pantă de 30 ° și 63,4 °

Orbită geosincronă (GSO, IGSO)

O orbită cu o orbită de 23h56min04s , a cărei orbită nu este neapărat circulară sau în plan ecuatorial. Dacă este înclinată , aceasta este denumită orbită geosincronă înclinată (IGSO) și, dacă este, de asemenea, foarte eliptică, este denumită orbită tundră . Deși satelitul rămâne la o longitudine geografică constantă medie, latitudinea sa geografică fluctuează puternic pe parcursul zilei sau, mai exact, efectuează o oscilație sinusoidală în jurul ecuatorului într-o singură zi. Datorită tulburărilor orbitale cauzate de distribuția inegală a masei terestre, sateliții geostaționari se transformă într-un IGSO dacă nu se fac corecții pe orbită .

Orbita Geostationary (GEO)

• Altitudine: 35.786 km

Orbita unui satelit geostaționar se află întotdeauna deasupra ecuatorului pământului. Înclinarea orbitei către ecuator este de 0 grade. În cazul înclinațiilor orbitale mai mari de zero, satelitul ar oscila aparent cu cantitatea de înclinație perpendiculară pe ecuatorul ceresc , astfel încât o adevărată orbită staționară este posibilă doar peste ecuator.

• Folosit pentru:
  • Sateliții meteorologici
  • Sateliți de comunicații
  • Satelit pentru transmisie TV, cum ar fi Astra sau Eutelsat

Acronimul GEO derivă din engleză G eostationary E arth O rbit din.

Unele rachete precum Protonul Rus , Atlasul SUA V , Delta IV și Falcon Heavy , precum și Ariane 5 european sunt capabile să lanseze sateliți direct pe orbita geostaționară.

Orbită super sincronă

• Altitudine: mai mare decât orbita GEO

Un satelit pe o orbită suprasincronă orbitează pământul mai încet decât se rotește cu un apogeu mai mare de 35.786 km. În cazul unei înclinații mari a glonțului, poate fi mai avantajos plasarea inițială a unui satelit geostaționar pe o orbită de transfer supersincronă (SSTO) în loc de pe o orbită GTO.

Orbită foarte eliptică (HEO)

Urmă de sol dintr-un satelit Molnija

Sateliții cu orbită foarte eliptică (HEO, „satelit cu orbită foarte eliptică”) se mișcă pe orbite eliptice cu o mare excentricitate, adică un raport mare între perigeu și apogeu . Valorile tipice sunt 200-15.000 km sau 50.000-400.000 km. Orbitele de pământ foarte eliptice sunt potrivite pentru cercetare, telecomunicații și aplicații militare. Exemple sunt:

• Orbite foarte eliptice pentru telescoapele spațiale care ar trebui să rămână peste centurile de radiații Van Allen pentru o perioadă foarte lungă de timp pe orbită ( Integral , EXOSAT sau IBEX ).
• Transferați orbita pentru navele spațiale care merg pe Lună.
• Transferați orbita navei spațiale care zboară către punctele Lagrange L1 sau L2 .
• Orbite Molnija : Acestea sunt HEO cu o înclinație de 63,4 ° (arctan 2) și un timp orbital de aproximativ 12 ore. Înclinarea, timpul orbital, perigeul și apogeul pentru sateliții din seria rusă Molnija sunt: ​​63,4 °, 718 min, 450–600 km, 40.000 km (apogeu peste emisfera nordică). Cu această înclinație, rotația perigei a orbitei cauzată de bombamentul ecuatorial al Pământului dispare , astfel încât poziția dorită a apogeului este menținută pe o perioadă mai lungă de timp. Sateliții de pe orbitele Molnija sunt ideali pentru aprovizionarea regiunilor polare. Sateliții geostaționari sunt slabi din cauza altitudinii reduse din aceste zone și nu mai pot fi primiți deloc peste 82 °. Un satelit cu un timp orbital de 24 de ore stă în umbra Pământului timp de 2 până la 4 ore, trei sateliți sunt necesari pentru acoperirea pe tot parcursul zilei.

Orbita cimitirului

Cu orbita cimitirului se apelează orbite, să fie manevrate pe sateliți după sfârșitul vieții sale.

• z. B. orbita la aproximativ 300 km deasupra orbitelor GEO

Alte orbite

Foarte rar sateliții folosesc orbite care nu pot fi clasificate în această schemă. De exemplu, Vela a fugit pentru a depista testele de arme nucleare supraterane pe orbite ușor eliptice foarte mari, între aproximativ 101.000 și 112.000 km altitudine. Aceasta este prea mare pentru o orbită MEO și prea puțin eliptică pentru o orbită HEO.

Așa-numita perioadă Schuler de 84,4 minute prezintă un interes teoretic . Este cel mai scurt timp orbital posibil al unui satelit care ar trebui să orbiteze pământul la nivelul mării - dar ar funcționa doar dacă nu ar exista nici munți, nici atmosfera terestră.

Prezentare simplificată a orbitelor

Timpul orbital

Viteza de circulație în funcție de înălțimea căii ferate ( Clarke 1945).

Timpul orbital și viteza orbitală echivalentă pe o orbită în jurul unui corp central sunt determinate de legile lui Kepler și pot fi derivate din ${\ displaystyle T}$ ${\ displaystyle v}$

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

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

fi calculat. Desemnează aici

• ${\ displaystyle T}$ timpul ciclului,
• ${\ displaystyle v}$ viteza orbitală echivalentă a unei orbite circulare,
• ${\ displaystyle a}$marea semiaxa ,
• ${\ displaystyle M_ {1}}$și masele corpului central și ale satelitului,${\ displaystyle M_ {2}}$
• ${\ displaystyle G}$constanta gravitațională .

Trebuie remarcat faptul că perioada de revoluție este independentă de excentricitatea și deci de semiaxa minoră a orbitei. Toate orbitele eliptice din același sistem cu aceeași semi-axă majoră necesită același timp orbital.

Cu o rază de pământ presupusă de 6371 km, o masă de pământ 5.974 · 10 ²⁴  kg și constanta gravitațională 6.6742 · 10 ⁻¹¹  m ³ kg ⁻¹ s ⁻² , precum și o masă de satelit care este neglijabilă în comparație cu masa pământului, timpul orbital poate fi calculat de la înălțimea orbitei h deasupra suprafeței Pământului poate fi calculată după cum urmează:

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

Dacă masa satelitului este neglijată, calculul vitezei orbitale este simplificat (pentru calcul, vezi orbite lângă suprafață ):

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

cu

${\ displaystyle G \ cdot M = 3.987 \ cdot 10 ^ {14} \ {\ text {m}} ^ {3} / {\ text {s}} ^ {2}}$

Locul de plecare

Pentru orbite ecuatoriale sau aproape ecuatoriale, cum ar fi orbite geostaționare, este avantajos un punct de plecare lângă ecuator. Apoi este necesar relativ puțin combustibil pentru manevrele de corecție a orbitei care aduc satelitul pe orbita dorită. În plus, un punct de plecare aproape de ecuator are avantajul că sarcina utilă primește deja o viteză orizontală relativ mare de la rotația pământului . În special, Ariane, cu locul său de lansare în Centrul Spațial Guiana , are un avantaj aici, la fel ca și compania Sea Launch cu platforma sa de lac lângă ecuator.

durata de viata

Timpii de staționare prin satelit în funcție de înălțimea orbitei

Sateliții cu zbor scăzut rămân doar pe scurt pe orbita lor în jurul pământului. Fricțiunea cu atmosfera îi încetinește și îi face să se prăbușească pe pământ. La o altitudine de 200 km, ei stau pe orbită doar câteva zile. Din acest motiv, sateliții spion cu zbor redus zboară pe orbite foarte eliptice. Se ard numai atunci când apogeul a scăzut și la aproximativ 200 km.

Stația Spațială Internațională orbitează Pământul la o distanță de aproximativ 400 km și pierde 50 până la 150 m înălțime pe zi. Fără reboosturi, ar arde în câțiva ani. De la o altitudine de 800 km, sateliții rămân în spațiu mai mult de 10 ani, sateliții cu zboruri mari practic pentru totdeauna. Atunci când sunt dezafectate, ele contribuie semnificativ la resturile spațiale . Diagrama ilustrează timpul de ședere. Cu cât activitatea solară este mai mare, cu atât atmosfera se extinde și se influențează mai mult asupra orbitelor superioare. Kink-ul din curbă ilustrează activitatea solară redusă la fiecare 11 ani.

Geometria satelitului influențează, de asemenea, frecarea. Cu cât masa este mai mică și cu atât este mai mare secțiunea transversală a fluxului și viteza față de atmosferă ( coeficient balistic ), cu atât este mai mare frecarea, deci scăderea vitezei și deci scăderea înălțimii orbitei. În timpul zborului prin umbra Pământului, Stația Spațială Internațională își aliniază panourile solare rotative în așa fel încât rezistența medie este redusă cu 30% (așa-numitul mod de planor de noapte ).

Urmă la sol a satelitului ROSAT în timpul observării de 5 ore (februarie 2011)

Este practic imposibilă o predicție cu privire la localizarea accidentală a unui satelit pe pământ. Ca exemplu, imaginea prezintă satelitul ROSAT cu zbor redus , care s-a prăbușit în octombrie 2011. În timpul unei observații de 5 ore, satelitul a parcurs distanța marcată ca o urmă roșie a solului. Zona de impact pentru diferitele resturi formează întotdeauna o elipsă alungită în direcția pistei. Pentru a limita locația impactului la un continent, prognoza pentru un accident prin satelit ar trebui să fie exactă la 15 minute. Chiar și cu câteva zile înainte de a arde în cele din urmă, tulburările orbitei și interacțiunile cu atmosfera sunt prea mari pentru a limita în mod sensibil timpul impactului. Înclinarea orbitei satelitului determină care latitudini nu sunt zburate și se află în afara zonei de risc. Pentru un satelit polar cu o înclinație de aproape 90 ° este întreaga suprafață a pământului, pentru un ROSAT cu o înclinare de 53 ° este zona cuprinsă între 53 ° nord și 53 ° sud.

Vizibilitate cu ochiul liber

Sateliții și alte obiecte cu orbită joasă sunt de obicei realizate din metal, astfel încât să reflecte bine lumina. Dacă sunt iluminate de soare, se reflectă suficientă lumină pentru a putea fi văzute și cu ochiul liber. Pentru a face acest lucru, însă, trebuie îndeplinite mai multe condiții: trebuie să fie suficient de întunecat pe sol, astfel încât reflexul luminos să poată ieși din fundalul cerului; cu toate acestea, satelitul trebuie să fie în continuare complet iluminat de soare. Aceste două condiții sunt date doar după apusul soarelui sau direct înainte de răsăritul soarelui, când este noapte pe pământ, dar soarele este deasupra orizontului la înălțimea satelitului, așa cum se vede din acesta. A treia condiție este ca, în acest moment, satelitul să traverseze și câmpul vizual al observatorului, care, așa cum s-a explicat mai sus, nu este prea mare. Astfel, un satelit ajunge doar într-o anumită regiune departe de ecuator la intervale de timp mai mari la momentele corespunzătoare menționate, vezi discuțiile de pe ISS ca exemplu . A patra condiție este pur și simplu ca norii să nu obstrucționeze vederea.

Pentru observator, apare problema distincției unor astfel de reflexii prin satelit de aeronave. Sateliții par a fi mult mai rapizi și mai uniformi în mișcare; sunt de obicei doar în câmpul vizual pentru câteva minute. În plus, nu au lumini intermitente ca avioanele normale.

Pentru ISS și mulți alți sateliți, există site-uri web cu date pentru vizionările viitoare.

O caracteristică specială sunt așa-numitele flăcări Iridium , care apar atunci când sateliții sistemului de telefonie prin satelit Iridium reflectă soarele tocmai spre observator pentru o clipă. Efectul este atât de extraordinar de puternic, deoarece acești sateliți au o suprafață foarte mare, plană și reflectorizantă. Datorită scoaterii din funcțiune a sateliților mai vechi Iridium, rachetele vor apărea rar și vor fi probabil un lucru din trecut până la mijlocul anilor 2040.

literatură

• Oliver Montenbruck și colab.: Orbite de satelit - modele, metode și aplicații. Springer, Berlin 2001. ISBN 3-540-67280-X
• Byron D. Tapley și colab.: Determinarea statistică a orbitei. Elsevier Acad. Press, Londra 2004. ISBN 0-12-683630-2
• Guochang Xu: Orbite. Springer, Berlin 2008. ISBN 3-540-78521-3
• FO Vonbun și colab.: Precizie de determinare a orbitei utilizând urmărirea de la satelit la satelit. în: Tranzacții IEEE pe sisteme aerospațiale și electronice. AES-14, Ed. Nov. New York 1978, pp. 834-842. cod bib : 1978ITAES..14..834V

Link-uri web

• Bernd Leitenberger: Orbite
• AMSAT: software pentru observarea prin satelit (engleză)
• Andreas Grieß (Statista) / che: Infografie pe sateliți: China depășește Rusia pe orbită , în Spiegel Online

Dovezi individuale

1. ^ Bruno Stanek: Raumfahrt Lexikon , Halwag Verlag, Berna, pagina 221, 1983, ISBN 3-444-10288-7
2. ↑ Ce este atât de special la orbita terestră joasă? wired.com, accesat la 15 februarie 2016
3. ↑ Hans-Martin Fischer: Sateliți de știri europeni de la Intelsat la TV-Sat . Stedinger Verlag, Lemwerder 2006. ISBN 3-927697-44-3
4. ↑ Heavens-Above - posibilități de observare la nivel mondial ale ISS, Flare Iridium și alți sateliți
5. ↑ Informații privind vizionarea prin satelit - Orele și locațiile ISS și navetele pe cerul nopții peste Germania
6. ↑ Era Irare Flare este pe cale să se încheie. În: Universul de azi. 19 martie 2019, accesat la 30 iulie 2019 .