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Die räumliche Orientierung von Raumsonden und Satelliten

Neben der Navigation, also der Feststellung, wo sich ein Satellit oder eine Raumsonde befindet, ist auch die räumliche Orientierung wichtig, das bedeutet, man muss wissen, wie der Körper im Raum ausgerichtet ist, schließlich ist er schwerelos, es muss also nicht automatisch so sein, dass die Kamera auf den Nadirpunkt (den Punkt der gerade auf der Erde überflogen wird) zeigt oder eine Antenne einer Raumsonde zur Erde. In diesem kleinen Artikel möchte ich einmal die verschiedenen Methoden, wie man die Lage im Raum feststellt und verändert, beleuchten. Es gibt natürlich auch Satelliten, die keine Ausrichtung benötigen (z.B. passive Laserreflektionssatelliten wie Lageos), oder bei denen darauf verzichtet wird, (wie bei kleinen Cubesats, aufgrund der Restriktionen in Gewicht und Masse). Es gibt auch den Sonderfall, dass es eine passive Stabilisierung, aber keine Feststellung der Ausrichtung im Raum gibt.

Die Ausrichtung ist nicht nur wichtig um ein Ziel zu beobachten. Sie auch wichtig um Schaden zu verhindern. Als bei ROSAT zum ersten Mal die Lageregelung versagte, schaute das Teleskop in der Phase ohne Kontrolle in die Sonne und das UV-Instrument war danach unbrauchbar (die intensive Strahlung hatte den CCD-Chip zerstört) und einer Der Zähler im Röntgenteleskop war ausgefallen. Bei Satelliten gibt es über eine Niedriggewinnantenne immer Funkkontakt, doch bei Raumsonden kann er dauerhaft verloren gehen. Ein Softwarefehler führte bei Phobos 1+2 zum Verlust des Kontaktes (bei Phobos 1 wurde die Lageregelung deaktiviert und bei Phobos 2 unterblieb das Zurückdrehen der Sonde zur Erde nach einer Aufnahmeserie). Auch der Mars Global Surveyor fiel aus, als ein Softwarefehler ihn in eine falsche Position drehte. Diese Raumsonde hatte zwar "Fail-Safe" Routinen, die in diesem Falle ansprangen, und die ihn auf die Sonne ausrichten sollten, damit die Energiezufuhr gewährleistet war, aber da er schon 10 Jahre in Betrieb war, entluden sich die altersschwachen Batterien schneller als diese Routinen ihn wieder auf die Sonne ausrichten konnten.

Die Feststellung der räumlichen Orientierung

Wichtig ist auch zu unterscheiden, welches Koordinatensystem man nutzt, um einen Satelliten auszurichten. Dies bestimmt die Sensoren die eingesetzt werden um die Ausrichtung festzustellen. Es gibt folgende Fälle:

Für die Ausrichtung zur Erde ist die älteste Technik die eines Horizontsensors. Ein Erderkundungssatellit ist so ausgerichtet, dass die Kamera nach unten schaut, idealerweise auf den Nadir, also den Flugpfad, wo das Bild die höchste Auflösung und kleinsten Verzerrungen aufweist. Die einfachste Möglichkeit dies zu bewerkstelligen, ist es, an der Seite Sensoren anzubringen, die dann die Erde, den darüber liegenden Horizont und den Weltraum sehen. Im einfachsten Fall reichen dazu vier Sensoren die an den vier Seiten die Infrarotstrahlung detektieren. Infrarotstrahlung deswegen, weil die Oberflächentemperatur der Erde bei rund 220-320 K liegt und daher Strahlung im Infraroten bei etwa 10-12 µm Wellenlänge emittiert. (Benutzt wird üblicherweise der Bereich von 14-16 µm). Die Konstruktion ist im einfachsten Fall, wie sie vor einigen Jahrzehnten üblich war, sehr einfach: Man muss die vier einzelnen Sensoren an den vier Seiten nur kreuzweise verschalten, also den auf der Westseite mit dem auf der Ostseite und den auf der Südseite mit dem auf der Nordseite. Nehmen wir nun an, der Satellit wäre nicht korrekt in Ost-Westrichtung ausgerichtet, sondern würde schräg „liegen“. Dann sieht ein Sensor mehr Weltall (kalt, keine Infrarotstrahlung) und der andere mehr Erde (warm, Infrarotstrahlung). Das Signal, das wie bei einer Solarzelle im einfachsten Fall nur Strom ist, ist also auf einer Seite höher als auf der anderen. Wird eine Schaltung so angelegt, dass die beiden Signale voneinander abgezogen werden, so bleibt eine Spannung übrig und die Höhe dieser ist proportional zur Abweichung. Das kann genutzt werden, um nun Korrekturen durchzuführen, also den Satelliten zu drehen, bis beide wieder genau das Gleiche sehen, gleich viel Helligkeit erhalten und sich die Signale dann bei der Subtraktion auslöschen. Eine Alternative ist ein scannender Horizontsensor, der ein kleines Gesichtsfeld hat, und auf und ab bewegt wird. Auch so kann man die Grenze zwischen Erde und Weltraum genau ermitteln.  (Bild links: Landsat 1, die Instrumente saßen unten in der Trommel und schauten senkrecht auf die Erde, die Sensoren am Gerüst wo die Solarpaneele angebracht sind).

In der verfeinerten Form setzt man heute nicht einen Sensor mit einem großen Gesichtsfeld ein, sondern eine Reihe von Sensoren, die übereinander in einer Spalte angeordnet sind. Dan kann man genau ermitteln, wo die Grenze zwischen Horizont und Weltall ist. Als Nebeneffekt kann man dann auch den Satelliten für schräge Aufnahmen aus der Nadirposition herausdrehen, da man dann berechnen kann, wo die neue Grenze z.B. bei einer Drehung von 20 Grad verlaufen müsste. Bei geostationären Satelliten, wo die Erde als ganze Scheibe sichtbar ist, werden typischerweise acht Sensoren, jeder mit einem Gesichtsfeld von 16 x 10 Grad auf die Grenze zwischen Erde und Weltraum ausgerichtet. Auch hier gilt: Für eine korrekte Ausrichtung sollten alle acht Sensoren die gleiche Menge an Infrarotstrahlung empfangen. Detektoren sind heute Mikro-Machine Thermopiles, Thermoelemente welche die Infrarotstrahlung in Strom umwandeln.

Die Genauigkeit dieser Sensoren beträgt rund 6 Bogenminuten. Das ist ein Fünftel des Vollmonddurchmessers von der Erde aus gesehen.

Eine zweite Möglichkeit der Orientierung relativ zur Erde ist die Messung des Magnetfelds der Erde. Das Magnetfeld der Erde kann in allen drei Raumachsen gemessen werden, indem man drei Magnetometer einsetzt. Aus den Daten kann man dann die Orientierung des Satelliten bestimmen, benötigt aber für eine Ausrichtung in allen drei Raumachsen noch weitere Informationen, da die Gleichungen zwei Freiheitsgrade haben, aber drei Unbekannte. Magnetfeldsensoren haben einen relativ hohen Fehler von 30 Bogenminuten, entsprechend dem Vollmonddurchmesser von der Erde aus gesehen.

Die Ausrichtung auf die Sonne geschieht mit Sonnensensoren. Das Prinzip ist das gleiche wir bei den Horizontsensoren, nur ist die Sonne viel kleiner. Früher hat man vier lichtempfindliche Sensoren in Form eines Kleeblattes angeordnet. Die korrekte Ausrichtung lag dann vor, wenn alle vier Sensoren (das können im Extremfall einfache Solarzellen sein) gleich viel Strahlung erhalten und das gleiche Signal abgeben. Dieser Sensor muss aber auf die Sonne schon grob ausrichtet sein, wozu es meistens noch einen zweiten Sensor mit einem größeren Gesichtsfeld zur Grobausrichtung gab.

Heute wird ein Block aus einem lichtdurchlässigen Material mit einem bekannten Brechungsindex (Kunststoff, Glas ...) mit einem lichtundurchlässigen Material so belegt, dass nur ein Schlitz frei bleibt. Dort wo der gebrochene Strahl landet, befindet sich dann eine Reihe von Lichtdetektoren wie Photozellen oder Photodioden. Über den Brechungsindex kann der Winkel zur Sonne ermittelt werden, das bedeutet, der Sensor muss nicht direkt auf die Sonne ausgerichtet sein. Ein solcher Sensor liefert den Winkel relativ zur Sonne in einer Raumachse, mit zwei senkrecht aufeinander stehende, kann man einen Satelliten in der X-Y Achse exakt auf die Sonne ausrichten. Derartige Sonnensensoren sind noch heute in Benutzung z.B. bei den TRACE Satelliten, welche die Sonne beobachten.

Sternsensoren gibt es heute nicht mehr. Sie wurden früher bei Raumsonden benutzt, um die noch verbleibende Z-Achse genau festzulegen, wenn ein Sonnensensor die Ausrichtung in zwei Achsen festlegt. Voyager 1+2 hatten z.B. einen Sonnensensor neben den Sendern und Empfänger in der Mitte der Antenne (da die Erde vom äußeren Sonnensystem aus gesehen immer nahe der Sonne ist, reichte es, die Antenne auf die Sonne auszurichten, um eine Funkverbindung mit der Erde zu erhalten). Doch damit war noch nicht klar, wie der Ausleger mit den Instrumenten, relativ zur Sonne ausgerichtet war. Die Sonde konnte immer noch um die Achse senkrecht zur Linie Sonne-Antenne rotieren. Die Lösung war ein Sensor, dessen Bauprinzip dem Sonnensensor gleicht, nur das er viel empfindlicher ist, ein Sternsensor, meistens gekoppelt mit einem kleinen Teleskop um das Licht zu sammeln und zu verstärken. Das Prinzip ist recht einfach. Man ermittelt den Winkel zwischen der Sonne und einem hellen Stern, der als Referenz genutzt wird, und bringt den Sternsensor in diesem Winkel zum Sonnensensor an. Zur korrekten Ausrichtung muss nun die Sonde nur um die Z-Achse rotieren, bis der Sternsensor den Stern sieht und ein Signal liefert. Genutzt wird ein Stern, der zum einen Hell ist und zum andern alleine steht, damit es kein Fehlsignal durch andere Sterne gibt. Sehr oft wurde der Stern Kanopus im Sternbild Schiff, der zweithellste Stern am Himmel. Als Detektoren wurden Photomultiplier genutzt die ein schwaches Lichtsignal sehr stark verstärken.

Ersetzt sind Sterndetektoren heute durch Startackerkameras. Ein Startracker ist eine Kamera, deren Optik bewusst defokussiert ist. Sterne erzeugen auf einem CCD-Chip so eine verschmierte Wolke. Dadurch kann man zum einen sehr leicht helle Pixel, die durch kosmische Strahlung erzeugt werden, von den Sternen unterscheiden. Zum andern erlaubt es die verschmierte Wolke, die Position eines Sterns subpixelgenau zu lokalisieren, indem man die theoretische Mitte berechnet. Eine Software nimmt nun die hellsten „Wolken“, berechnet ihre relative Position zueinander und vergleicht diese mit einem Katalog von Sternen, in dem die Helligkeit und absolute Position enthalten ist. Damit ist ermittelbar, wohin die Kamera beim Aufnahmezeitpunkt schaute, und die absolute Position im Raum ist bestimmbar. Als kleiner Nachteil kann die Kamera nur sehr helle Sterne nutzen, weil ihr Licht nun auf mehrere Pixel verteilt ist.

Startrackerkameras werden seit Anfang der neunziger Jahre eingesetzt und befinden sich heute auf fast allen Raumsonden und auch zahlreichen Satelliten wie dem Hubble Space Telescope. Mit Startracker Kameras (es würde eine ausreichen, aber für eine höhere Genauigkeit nimmt man meistens mehrere, die in verschiedene Richtungen schauen) kann man eine sehr hohe Positioniergenauigkeit von bis zu einer Bogensekunde erreichen. Die Genauigkeit hängt vom Blickfeld ab. So hat eine Kamera mit einem Gesichtsfeld von 20 Grad eine Ausrichtungsgenauigkeit von 5 Bogensekunden, eine mit 8 Grad eine von 2 Bogensekunden. Zudem ist diese sensitiver, kann also auch noch lichtschwächere Sterne nutzen. Das ist wichtig, wenn man ein sternenarmes Gebiet nutzen muss. Systembedingt kann die relative Position der Sterne zueinander (X/Y-Achse) genau bestimmt werden. Die Rotation dieses Bildes ist dagegen schwerer zu bestimmen, vor allem bei kleinen Winkeln. Die Genauigkeit in der Rollachse beträgt daher nur 40 Bogensekunden, das ist auch ein Grund, warum mehrere Kameras eingesetzt werden.

Startrackerkameras finden sich an Bord von Raumsonden, weil sie so einfach relativ zu den Sternen ausgerichtet werden können und Erd- oder Magnetfeldsensoren als Referenz ausscheiden. Inzwischen findet man sie aber auch bei Satelliten, die die Erde beobachten, aber eine hohe Ausrichtungsgenauigkeit erfordern, wie hochauflösende Erdbeoachtungssatelliten, bei denen eine Ausrichtungsgenauigkeit eines Bildes auf 10 m garantiert wird. Dies ist mit Horizontsensoren nicht erreichbar. Und natürlich nutzen alle astronomischen Satelliten Startrackerkameras, die auch viel leistungsfähiger als die normalen bei anderen Satelliten sind, denn eine Bogensekunde Abweichung ein typischer Wert für die meisten Satelliten, ist bei Hubble Weltraumteleskop schon viel zu grob – das Teleskop kann Aufnahmen mit 0,02 Bogensekunden/Pixel anfertigen.

Die letzte Möglichkeit ist eine interne Referenz. Anders als bei allen anderen Systemen benötigt man keinen Himmelskörper, dessen Licht oder Magnetfeld man als Referenz nutzt. Früher wurden dazu mechanische Kreisel genutzt, heute Laserkreisel. Die Sammelbezeichnung für beide Systeme ist „Gyroskope“.

Bei einem Laserkreisel wird ein Laserstrahl durch einen halbdurchlässigen Spiegel in zwei Einzelstrahlen aufgeteilt. Diese durchlaufen unterschiedliche Wege, aber einen Kreis. Sie werden nach dem Durchlaufen des Kreises an einem Punkt wieder vereinigt, wobei sie sich, wenn der Weg genau gleich lang ist, gegenseitig auslöschen, sodass die Helligkeit minimal ist. Bewegt sich die Sonde, so erreicht ein Strahl den Detektor eher, da nach Einstein für den anderen die Zeit gedehnt bzw. verkürzt ist. Die Strahlen löschen sich nicht mehr aus. Es verbleibt eine Helligkeit, mit der man die Beschleunigung für diese Raumachse berechnen kann. Mit drei senkrecht aufeinander stehenden Laserkreiseln kann man die Beschleunigung in allen drei Raumachsen messen. So weiß die Abstiegsstufe immer, wie schnell und in welche Richtung sie sich gerade bewegt. Die Bezeichnung „Laserkreisel“ beruht darauf, dass früher für diese Messung mechanische Kreisel genutzt wurden. Diese wurden durch die Laser ersetzt, wobei man die Bezeichnung beibehielt. Mit einem Kreisel haben sie nichts zu tun, es gibt keinerlei rotierende Teile. Es gibt verschiedene Systeme die Spiegel oder Glasfasern zum Umlenken des Lichtes nutzen, doch das Messprinzip ist immer das gleiche. Die früher benutzten mechanischen Systeme mit echten sich schnell drehenden massiven Kreiseln, haben nicht nur den Nachteil, dass rotierende Teile einem Verschleiß unterliegen. Sie haben auch einen Drift, der zu einem immer größeren Fehler führt, je länger sie in Betrieb sind. Üblicherweise werden Gyroskope mit anderen Systemen wie GPS oder Beschleunigungsmessern kombiniert. Beschleunigungsmesser benötigt man eher in einer Rakete. Zusammen bilden sie eine Inertial Measurement Unit (IMU), die dann nicht nur Informationen über die Ausrichtung im Raum, sondern auch die Bewegung (Geschwindigkeit/Beschleunigung) liefert. Wie der Name „Inertial“ ist sie völlig unabhängig von der Umgebung.

Die letzte Möglichkeit, die Position zu bestimmen, ist GPS. GPS arbeitet auf dem Prinzip, das 24 Satelliten die Erde in drei Bahnebenen umkreisen, sodass man mindestens drei Satelliten gleichzeitig im Gesichtsfeld hat. Alle Satelliten haben Atomuhren an Bord und senden ihre Position und die genaue Uhrzeit laufend aus. Ein Empfänger dekodiert das Signal und vergleicht es mit der eigenen Uhrzeit. Daraufhin weis er, in welchem Abstand er sich vom Satelliten befindet, dessen Position er durch das Signal auch kennt. Er muss sich, wenn er nur das Signal eines Satelliten empfängt, dann in einer Kugelschale rund um diesen Satelliten befinden. Mit zwei Satelliten ist der Ort dann beschränkt auf den Schnittpunkt beider Kugelschalen, das heißt einen Kreis rund um beide Satelliten, und mit einem dritten Satelliten ist es dann genau ein Punkt, der als Schnittpunkt aller drei Kugelschalen übrig bleibt. Die Geschwindigkeit und Beschleunigung wird errechnet, indem man die Signale zu verschiedenen Zeitpunkten vergleicht. Die Differenz entspricht dem zurückgelegten Weg und die Geschwindigkeit wird erhalten, indem man den Weg durch die Zeit teilt.

GPS ist als System schon im zivilen Bereich weit verbreitet, bei Raumfahrzeugen jedoch noch eher selten anzutreffen. Es setzt sich als Low-Cost Alternative aber mehr und mehr durch. Trägerraketen nutzen es schon. Genutzt wird es vor allem für ISS-Transporter, die ja punktgenau an die Kopplungsstellen bugsiert werden müssen (Cygnus, Dragon, HTV), oder sogar selbst automatisch andocken können (ATV, Progress). Hier wird differenzielles GPS genutzt, indem man die Position relativ zur ISS bestimmt. Die ISS sendet ihre GPS-Koordinaten und deren Signal kann man in einem Radius von 20-30 km empfangen. Dadurch kann man die Position relativ zur ISS bestimmen. Schlussendlich ist nicht wichtig, wo sich der Transporter absolut im Raum befindet, sondern wo er sich relativ zur ISS befindet. Bedingt durch die Position der GPS-Satelliten, aber auch der russischen Glonass oder des europäischen Galileonetzes in 20-24.000 km Höhe, kann man GPS nur bei erdnahen Satelliten, aber nicht geostationären Satelliten nutzen und außerhalb der Erde ist es ebenfalls nutzlos. Es gab schon Vorschläge für eine bemannte Marslandung für die präzise Ankopplung und Ortsbestimmung ein GPS-System für den Mars aufzubauen.

Lageregelung

Die Feststellung der Lage alleine ist nutzlos, wenn man diese nicht verändern kann. Auch hier ein historischer Rückblick. Die ersten Satelliten und Raumsonden nutzten dazu alleine einen Antrieb, also kleine Raketentriebwerke mit einem kleinen Schub (typisch: 0,2 bis 5 N) um die Sonde oder den Satelliten zu drehen. Je nachdem wie groß der Antriebbedarf ist, kann man dazu Druckgas (wie z.B. Stickstoff: Eingesetzt z.B. bei Mariner 8-10, Viking, bei allen Missionen war die Erschöpfung des Druckgases verantwortlich für das Missionsende), einen katalytisch zersetzbaren Treibstoff (in den sechziger Jahren Wasserstoffperoxid, heute Hydrazin) oder eine lagerfähige Treibstoffkombination nutzen. Das Letzte kommt vor allem zum Einsatz bei geostationären Satelliten, die ja auch ein Antriebssystem haben, um aus der Übergangsbahn in die geostationäre Bahn zu gelangen. Hydrazin wird heute noch als monergoler Treibstoff von vielen US-Raumsonden genutzt. Allerdings wird es dort oft durch andere Systeme ergänzt. Sofern eine Raumsonde aber nicht zu viele Drehungen und Neuausrichtungen durchfuhren muss, wie dies z.B. bei Vorbeiflugsonden der Fall ist, kann man Treibstoff als einzige Lageänderungsmöglichkeit vorsehen. Voyager 1+2, aber auch New Horizons haben nur Treibstoff um sich zu drehen oder neu auszurichten und bei Voyager wird der Treibstoff weit über das Jahr 2025 hinaus reichen, wenn der Strom soweit abgesunken ist, dass man kein wissenschaftliches Instrument mehr betrieben kann und damit auch die Notwendigkeit der Drehung wegfällt (vorher dreht sich die Sonde regelmäßig um die Z-Achse um mit dem Magnetometer und Plasmawelleninstrument einen 360° Kreis um die Sonde abzufahren).

Triebwerke mit ihrer endlichen Ressource Treibstoff werden aber aus einem anderen Grunde auch benötigt: Nur mit ihnen ist es nicht nur möglich die Lage im Raum, sondern auch die Bewegung zu ändern. Bei Raumsonden z.B. die Bahn zu verändern und bei Satelliten einer Kollision auszuweichen. Bei geostationären Satelliten ist auch ein Drift aus der Ausgangsposition durch das unregelmäßige Schwerefeld der Erde zu kompensieren. Heute setzen sich bei immer längeren Lebensdauern mehr und mehr Ionentriebwerke durch, die weitaus weniger Treibstoff benötigen. Sie werden bei geostationären Satelliten schon teilweise zur Lagekontrolle eingesetzt, weil diese bei den heute geforderten Lebensdauern von 12-15 Jahren sonst zu zwei Dritteln aus Treibstoff bestehen würden. Der Antriebsbedarf für Bahnveränderungen ist bei geostationären Satelliten höher als bei niedrig fliegenden Satelliten, da diese nicht immer über dem gleichen Ort bleiben müssen. Eine Ausnahme sind sehr erdnahe Satelliten, die es heute aber kaum noch gibt. Spionagesatelliten hatten früher um eine erdnahe Bahn aufrecht zu erhalten sehr viel Treibstoff an Bord, da die obere Atmosphäre sehr stark bremst. Bei der ISS, die sich in einer erdnahen Umlaufbahn befindet werden pro Jahr noch einige Tonnen Treibstoff benötigt. Schon das Anheben der Station mit ATV 2/3 von 346 auf 407 km, Höhe reduziert den Treibstoffbedarf um mehr als die Hälfte. Oberhalb 500 km Höhe ist die Lebensdauer der Bahn so hoch, dass der Treibstoffbedarf für ein Absinken kleiner ist als der für andere Manöver wie dem Entsättigen der Drallräder oder dem Ausweichen wenn Weltraumschrott auf Kollisionskurs ist.

Die Stabilisierung der räumlichen Lage kann auch passiv erfolgen. So war bei Kommunikationssatelliten bis in die achtziger Jahre die übliche Technik, dass die zylinderförmigen Satelliten um ihre eigene Achse rotierten und ein Motor die Antenne in die Gegenrichtung drehte, sodass in der Summe die Antenne auf die Erde ausgerichtet blieb. Auch frühe Wettersatelliten (TIROS) arbeiteten nach diesem Prinzip. Dabei wurde das Bild streifenweise aus Scanzeilen zusammengesetzt. Meteosat setzt in der aktuellen Generation (MSG) auch noch die Spinnstabilisierung ein. Ein rotierender Körper ist durch die Rotation stabil. Aus demselben Grund werden auch Projektile durch spiralförmige Vertiefungen in den Läufen von Gewehren und Kanonen in Rotation versetzt. (Bild links: INTELSAT 4A, gestartet Ende der siebziger Jahre)

Heute üblich ist die Dreiachsenstabilisierung. Das bedeutet, der Körper nimmt eine feste Position im dreidimensionalen Raum ein, er kann um jede Achse gedreht werden. Bei der Drallstabilisierung war eine Bewegung nur entlang der Rotationsachse möglich ohne eine Nutation des Satelliten zu erzeugen. Um von einem in den anderen Zustand zu wechseln, gibt es verschiedene Techniken. Satelliten werden von den Raketenstufen üblicherweise in Rotation versetzt, bevor sie abgetrennt werden. Das vermeidet eine einseitige Aufheizung und bewirkt, dass die Solarpaneele zumindest periodisch von der Sonne beschienen werden und so die Batterien geschont werden. Um diese abzubauen, ist ein Jo-Jo System üblich: Gewichte an Seilen werden abgerollt und nehmen einen Großteil des Drehmomentes mit, analog wie, wenn ein Piroettendreher die Arme ausbreitet und die Rotation langsamer wird. Danach werden die Seile gekappt und die Gewichte fliegen weg. Das Drehmoment wird dabei in kinetische Energie umgewandelt. Den Restimpuls kann man dann mit den Triebwerken abbauen. Um einen Satelliten, nachdem er die Zielposition erreicht hat, in Rotation zu versetzen, werden dann Triebwerke in der Rotationsachse genutzt.

Die Dreiachsenstabilisierung setzen die meisten Satelliten ein. Sie ermöglicht größere Solarpaneele. Bei der Drallstabilisierung sind diese an der Oberfläche des Zylinders angebracht und diese ist beschränkt. Nur mit der Lageveränderung durch Triebwerke wäre die Lebensdauer aber zu kurz oder der Satellit müsste zum größten Teil aus Treibstoff bestehen.

Bei der Dreiachsenstabilisierung werden heute Reaktionsschwungräder und Control-Momentum-Gyros (CMG) eingesetzt. Reaktionsschwungräder sind massive Räder, die von einem Elektromotor in rasche Rotation gebracht werden. (Typisch 6000 U/min). Wird ein Rad in Rotation gebracht, so induziert es ein Drehmoment, das dann den ganzen Satelliten in die Gegenrichtung dreht. Mit drei Rädern senkrecht zueinander positioniert, kann man somit die Lage in allen drei Raumachsen sehr feinfühlig kontrollieren. Beim Erreichen der neuen Lage wird das Rad dann durch einen entgegengesetzten Impuls gestoppt. Mit der Zeit akkumulieren sich aber die in den Kreiseln gespeicherten Energien und die Räder müssen entdrallt werden. Dafür werden dann Triebwerke oder eine andere Stabilisierungstechnik benötigt. Da Reaktionsschwungräder sehr geringe Momente haben, die größten an Bord der ISS z.B. 4760 Nms, bei Satelliten eher 10-70 Nms, kann man heute mit Ionentriebwerken eine Desättigung durchführen. Ein Ionentriebwerk wie der Boeing 702 Thruster hat einen Schub von 165 mN. Es kann das Moment eines 68 Nms Reaktionsschwungrades (ausreichend für einen bis zu 7000 kg schweren Satelliten) in 412 s abbauen. Für Satelliten, die schnell neu ausgerichtet werden müssen, sind Reaktionsschwungräder wegen ihres geringen Moments allerdings nicht geeignet. (Bild rechts: Reaktionsschwungrad des Mondorbiters LRO).

Da Reaktionsschwungräder mechanisch hoch beanspruchte Systeme sind, haben viele Satelliten mehr als drei an Bord. Üblich ist ein Reserverad, das gekippt werden kann, um einen Ausfall in einer der drei Raumachsen abzufangen. Bei Hubble wurden sie ausgetauscht, bei Rosat ging man nach dem Ausfall von zwei Schwungrädern zur Magnetfeldstabilisierung über, wegen der langsameren Drehung konnte man dann aber nur noch eine anstatt 30 Quellen pro Tag beobachten. Bei Dawn sind nach dem Besuch von Vesta auch zwei Schwungräder ausgefallen. Hier wird man mit den Triebwerken die Drehungen in einer Raumachse durchführen. Genügend Treibstoff gibt es bei dieser Sonde zum Glück. Die ISS hat sogar sechs Schwungräder, je zwei pro Raumachse. Verglichen mit der Masse des Raumschiffs sind Reaktionsschwungräder recht leicht. Sie wiegen je nach Satellitengröße etwa 2-20 kg, weniger als ein Prozent der Satellitenmasse. Daher kann man Reserveräder vorsehen.

Bei sehr großen Satelliten oder der Raumstation ISS ist es gewichtsmäßig günstiger, anstatt mehrere Reaktionsschwungrädern einzusetzen, ein sehr großes Rad in Rotation zu bringen und dieses in einer in zwei Achsen kippbaren Plattform einzuspannen. Was man dann hat, ist im Prinzip eine Drallstabilisierung, nur im Inneren des Satelliten. Wird das schnell rotierende Rad gekippt, so induziert es eine entgegen der Kipprichtung gerichtete Kraft, die den ganzen Satelliten dreht, bis dieser die gewünschte Orientierung im Raum erreicht hat. Auch hier ist dieses System redundant ausgelegt. CMG werden dauernd betrieben und die Drehungen werden durch das Kippen der CMG erzeugt. Das CMG von Skylab wog 190 kg, davon entfielen 66 kg auf die Kreisel. Es war fähig die Station mit einem angekoppelten Apolloraumschiff, das sind rund 96 t Masse zu drehen. Je nach Achse war eine Drehung um bis zu 7 Grad/s möglich.  (Bild links: Die vier Kreisel des CMG der ISS).

Die dritte Möglichkeit ist es äußere Einflüsse zur Stabilisierung zu nutzen. Bei kleinen Satelliten ist es üblich, als passive Stabilisierung das Magnetfeld der Erde zu nutzen. Die Magnetfeldlinien verlaufen außer an den Polen parallel zur Erdoberfläche. Wird nun im Erdmagnetfeld ein zweites Magnetfeld erzeugt, so wirkt eine Kraft auf den Körper. Die Kraft ist bestrebt, die Abstoßungskräfte zu minimieren. Dies kennt man auch von Magneten, die sich abstoßen. Für eine gezielte Drehung müssen die Magnetfelder um den Satelliten asymmetrisch sein. Bei kleinen Satelliten (Nano- oder Picosats) reichen Permanentmagneten, die vorberechnet platziert sind. Sie haben dann nur eine vorgegebene räumliche Lage. Das ist jedoch bei diesen Satelliten, die oft nur ihre Kamera auf die Erde ausrichten wollen, ausreichend. Größere Satelliten verwenden Elektromagnete, die programmgesteuert ein/ausgeschaltet werden können. Die durch das Magnetfeld induzierten Kräfte sind sehr klein, sodass man Satelliten nicht schnell drehen kann und sie hängen von der Magnetfeldstärke (sowohl des Erdmagnetfeldes wie auch des erzeugten Feldes) ab, sodass diese Technik bei geostationären Satelliten kaum effektiv ist und bei Merkur, Venus, Mond und Mars unwirksam ist. Bei den starken Magnetfeldern von Jupiter, Saturn, Uranus und Neptun wäre es aber dort eine sehr effektive Technik, wurde aber bisher noch nicht genutzt. Der Hauptvorteil ist, dass es keine mechanisch beweglichen Teile gibt, damit gibt es nicht die Möglichkeit, wie bei Rädern, dass diese ausfallen. Weiterhin benötigt man keinen Treibstoff und muss keine Momente entsättigen wie bei den Reaktionsschwungrädern.

Experimentell nutzte man zumindest bei den ersten Mariner Sonden Sonnensegel. Das Licht hat einen Strahlungsdruck, der auf jede Fläche wirkt. Er ist aber klein und beträgt nur 9 N/km². Um die 0,165 N des obigen Ionentriebwerks zu ersetzen, müsste ein Solarsegel über 18.000 m² groß sein. Trotzdem sind die Kräfte über längere Zeiten nicht zu verachten, denn sie akkumulieren sich. So hatte der Mars Climate Orbiter nur ein großes Sonnensegel, dass daher eine asymmetrische Kraft auf das Raumschiff ausübte. Zur Kompensation dieser Kraft, aber auch Entsättigung der Reaktionsschwungräder, musste man regelmäßig die Triebwerke zünden was auch Bahnveränderungen verursachte, die man dann auch kompensieren musste. Die Überkompensation dessen war Ursache des Verlustes dieses Marssatelliten. (Bild rechts: die Flächen am Ende der Solarpaneele sind Sonnensegel die bei Mariner 3+4 erprobt wurden)

Die letzte Stabilisierung ist die durch den Gravitationsgradienten. Auch wenn ein Satellit schwerelos ist, so ist doch ein Teil des Satelliten weiter von der Erdoberfläche entfernt als der andere. Das bedeutet, die Anziehungskraft ist am einen Ende höher als beim anderen. Was passiert ist, dass sich der Satellit solange dreht, bis er eine Lage erreicht hat, bei dem die Unterschiede minimal sind. Wenn der Satellit z.B. die Form eines langen Zylinders hat, so ist die optimale Lage die, bei der die Längsachse parallel zur Erdoberfläche ist. Bei Skylab nutzte man diesen Effekt, um die CMG dieser Station zu entsättigen, die genutzt wurden, um die Station zu drehen, wenn Erdbeobachtungen anstanden. Der Gravitationsgradient drehte die Station wieder in die Horizontale und entsättigte dabei die CMG. Als die Station direkt nach dem Start in eine andere Lage gebracht werden musste, um die Auswirkungen des Ausfalls des Mikrometoritenschutzschilds zu minimieren, verbrauchte sie in 10 Tagen rund ein Drittel des Stickstoffdruckgases.

Für kleine Satelliten, die sehr nahe der Erde sind und auch nur begrenzte Lebensdauer haben, wurde auch die aerodynamische Stabilisierung vorgeschlagen – in niedriger Höhe ist die Atmosphäre dicht genug, dass abstehende Flächen vom Satelliten (zum Beispiel schräg nach hinten angebrachte Solarpaneele) zur Stabilisierung genutzt werden können. Im Normalfall ist man aber an einer aerodynamischen Form interessiert, um die Abbremsung zu minimieren. So hatten die Satelliten des Keyholeprogramms die in erdnahen Umlaufbahnen operierten´, die Form eines Füllers (ein Zylinder mit einer Kegelspitze) und auch der ESA-Satellit GOCE ist aerodynamisch geformt, damit die Atmosphäre die Gravitationsfeldmessungen möglichst wenig stört. (Bild links).

Heute bildet die Lagefeststellung und die Lageregelung ein eigenes System, das „Attitude and Orbital Control System“ (AOCS). Für viele Satelliten kann man es aus Standardbauteilen wie Reaktionsschwungrädern in verschiedenen Größen, Treibstofftanks mit abgestuften Abmessungen und Triebwerken mit gebräuchlichen Schüben zusammenstellen. Für Kommunikationssatelliten mit definierten Startmassen ist das AOCS  Bestandteil eines weitgehend fertig vorkonfektionierten Satellitenbusses der dann nur noch an die funktechnische Nutzlast und ihre Anforderungen (Strombedarf, Lebendauer im Orbit) angepasst wird. Für astronomische Satelliten mit sehr hohen Anforderungen wird es aber noch für diesen einen Einsatzzweck entwickelt. Dies ist auch ein Grund, warum diese Missionen meist deutlich teurer als gewöhnliche Satelliten sind.

Links / Referenzen

http://www.princeton.edu/~stengel/MAE342Lecture13.pdf

http://www.princeton.edu/~stengel/MAE342Lecture14.pdf

http://www.reactionwheel.com/resources/reactionwheel.pdf

http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20100021932_2010023824.pdf

http://www.spacecraftresearch.com/files/Brown_GNC2008.pdf

Artikel erstellt am 13.9.2012


© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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