Die Sache mit den Orbits

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Kürzlich bekam ich von Martin M. eine Mail, in der ich gefragt wurde, warum nicht einfach die Ariane 5 Forschungssatellitentransportiert um die Nutzlast maximal auszunutzen. Da ich diese Frage öfters gestellt bekomme, mal hier eine Erklärung warum das nicht geht.

Zuerst mal die technische. Ariane 5 kann auf zweierlei Weise Nutzlasten befördern. Zum einen über die Doppelstartvorrichtung Sylda und zum zweiten kleine Nutzlasten (derzeit maximal 300 kg) mit dem Sekundärnutzlastring ASAP. Dieser sitzt zwischen VEB und erstem Satellit. Die Größe ist daher begrenzt bei Sekundärnutzlasten.

In beiden Fällen geht es mit der derzeitigen Brot- und Butterstufe ESC-A nicht, Satelliten auf verschiedenen Bahnen auszusetzen. Denn diese ist nicht wiederzündbar. Um eine Kollision zu vermeiden, muss aber die Stufe abgeschaltet werden, dann der Deckel der Sylda geöffnet und dann der Satellit mit Feder herausgedrückt werden. Wenn die Stufe noch arbeiten würde, dann wäre eine Kollision vorprogrammiert, denn die Abtrennungsgeschwindigkeit ist gering. Das gleiche gilt auch bei Sekundärnutzlasten, die als letztes abgesetzt werden.

Das ist Problem Nummer 1. Mit der EPS Oberstufe oder der ESC-B wäre das kein Problem. Das Problem ist aber prinzipiell ein völlig anderes. Es sind die Bahnen.

Die Starts in den GTO Orbit haben bei Ariane 5 einen erdnächsten Punkt von 200 km, einen erdfernsten von 35.800 km und eine Bahnneigung von 2-7 Grad. (Ist die Nutzlast leichter als die Maximalnutzlast, so wird die Bahnneigung reduziert, da die spätere Endbahn eine Neigung von 0 Grad aufweisen soll).

Die Forschungssatelliten der ESA, aber auch der meisten anderen Nationen haben dagegen üblicherweise einen sonnensynchronen Orbit (SSO). Das ist ein Orbit mit einer Bahnhöhe von 600-800 km (manchmal auch höher) und einer Bahnneigung von etwas über 90 Grad, typisch 98-103 Grad. Ein solcher Orbit hat mehrere Vorteile: Er dreht sich genauso in der Bahnebene nach hinten, wie die Erde sich durch ihre Rotation um die Sonne nach vorne bewegt. Einmal an der Tag/Nachgrenze positioniert, hat der Satellit dauernd seine Solarzellen von der Sonne beschienen, was die Batterien schont und er überquert ein Gebiet auf der Erde immer zur gleichen lokalen Tageszeit, d.h. bei gleichem Schattenstand, wodurch Bilder mit verschiedenen Aufnahmedaten vergleichbar sind.

Das Problem ist nur: Würde man von Außen auf die Bahnen schauen, so verläuft der GRTO Orbit über dem Äquator und der SSO Orbit über den Nordpol. Da liegt ein Winkel von 90 Grad dazwischen und das ist das Problem. Man kann nicht einfach mal in einem Orbit den Winkel zur Bahnebene um 90 Grad drehen. Dafür hat keine Stufe der Welt genug Energie. Das klappte schon nicht bei der Columbia (als sie verglühte, gab es einige „Weltraumexperten“ die allen ernstes vorschlugen, die Besatzung hätte sich auf die ISS retten können – nur lag zwischen der Bahnebene von Columbia und der ISS ein Winkel von 15 Grad). Man kann es berechnen nach:

Ed= 2 * sin (Winkleldifferenz/2)* E

Wobei Ed die aufzuwendende Differenzenergie und E die kinetische Energie in der Bahn ist. Bei einer Geschwindigkeit von rund 8 km/s in einer erdnahen Bahn muss pro Kilogramm so also bei einem 90 Grad Turn schon mal 44,8 MJ pro Kilogramm aufgewendet werden (oder 141 % der Ursprungsenergie). Das ist aber nichts das auf den Himmel beschränkt wäre – wer Lust hat kann ja mal auf einem leeren Gelände bei verschiedenen Geschwindigkeiten einfach mal das Lenkrad des Autos herumreißen und sehen was passiert….

Damit ist die Frage eigentlich beantwortet: Um von einer GTO Bahn (oder einer Bahn in Äquatornähe aber niedrigerem erdfernsten Punkt) in eine SSO Bahn zu kommen benötigt man mehr Energie als nötig wäre von der Erdoberfläche direkt in die SSO Bahn zu gelangen.

Der obige Zusammenhang ist übrigens auch der Grund, warum die geostationären Satelliten die verbleibende Bahnneigung im Apogäum abbauen – dort sind sie am langsamsten (typischerweise 1,5 km/s) und brauchen so am wenigsten Treibstoff. Er ist auch der Grund für den enormen Nutzlastgewinn der Sojus beim Start von Kourou aus (7 Grad anstatt 52 Grad Bahnneigung). Er ist auch der Grund warum die Breeze-M Oberstufe bei der Proton zahlreiche Bahnmanöver durchführt um einen energetisch gleichwertigen Orbit zu erhalten (sonst benötigen die Satelliten sehr viel Treibstoff um die Bahnneigung abzubauen). Alternativ kann man (so Usus beim Cape) einen supersynchronen Orbit anstreben. Das ist ein Orbit mit einem Apigäum höher als beim GTO, z.B. in 60.000 km Entfernung. Dort angekommen ist der Satellit noch langsamer als beim GTO Orbit, dann wird die Inklination reduzierrt und zuletzt durch ein drittes Manöver das Apogäum wieder abgesenkt (das kann mit dem Anheben des Perigäums kombiniert werden).

4 thoughts on “Die Sache mit den Orbits

  1. OK, das mit der unterschiedlichen Inklination ist verstanden. Welche Inklination brauchen denn Planetensonden oder Mondsonden? Funktioniert ein Doppelstart mit einer GTO Nutzlast und einer Planetensonde?

  2. Da eine Planetensonde auf eine Fluchtbahn gebracht wird ist die Inklination wurst. Allerdings nicht die Bahnform. Eine GTO Bahn ist ja elliptisch und hat eine Ausrichtung im Raum. Wenn nun die Sonde just in diese Sichtung beschleunigen muss um zum Ziel zu gelangen, dann ginge es zumindest vom Prinzip her.

    Hinderlich wäre aber, dass die stufe nach Aussetzung des ersten Satelliten nochmals beschleunigen muss. Dann hat sie sich aber schon weit von der Erde entfernt, sodass Gravitationsverluste auftreten (sprich Hebearbeit wurde verrichtet).

    Theoretisch ginge es beim nächsten Durchlaufen des Perigäums, doch dann müsste der Resttreibstoff über 10 Stunden am Verdampfen gehindert werden

  3. Wenn man einen effizienten (= leichten und kostengünstigen) Ionenantrieb zur Verfügung hat, ist es denkbar, einen Erdbeobachtungssalliten mit eigener Kraft aus dem GTO in den SSO wandern zu lassen. Am Schluss entscheidet die Gesamtkostenrechnung: Die gesparten Startkosten versus den zusätzlichen Kosten für den Ionenantrieb.

    Zudem scheint es kaum Interesse an kleinen Erdbeobachtungssatelliten zu geben: Beim Start von Helios 2B in den SSO letzten Herbst gab es trotz massiger Überkapazitäten der verwendeten Ariane 5 G keine (bzw. zumindest keine offiziellen) Sekundärnutzlasten.

    Eine mögliche Erklärung hierfür mag sein, dass es derzeit mehr Geld für ISS-gebundene Erdbeobachtungsprojekte gibt als für eigene Satelliten.

    Aber auch, wenn man nur Satelliten verwendet, ist es eine Frage des Konzepts: Montiert man die Sensoren jeweils auf Mini-Satelliten, die man leicht und kostengünstig ersetzen kann, wenn mal was kaputt geht bzw. sich die Sensor-Technologie verbessert, oder startet man alle dutzend Jahre ein Mega-Projekt wie Envisat, wo dann alles mitfliegen kann, was irgendwie sinnvoll ist? Beide Varianten haben ihre Vorteile, so stellt ein Envisat zentral Ressourcen (Strom, Orbit-Kontrolle, Datenanbindung etc. pp.) bereit, um die sich der Sensor-Betreiber nicht zu kümmern braucht.

    Kai

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