Der Satellit in einer niedrigen Umlaufbahn

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Satelliten befinden sich in einer Umlaufbahn, weil sie die Erde so schnell umrunden, sodass die Zentrifugalkraft gleich große wie die Erdanziehungskraft ist.

Soweit, so gut. Leider gibt es noch die Atmosphäre. Sie wird zwar immer dünner, reicht aber noch in große Höhen. Sie bremst einen Satelliten ab, wodurch er näher der Erde kommt. Dadurch erfährt er noch mehr Reibung, weil die Dichte der Atmosphäre um Erdboden hinzunimmt und wird noch schneller abgebremst. Das ist ein sich beschleunigender Prozess. Wie lange sich ein Satellit ohne weitere Maßnahmen in einem Orbit halten kann, ist sehr variabel. Es hängt von der Masse und der Oberfläche ab, aber auch anderen Einflüssen, vor allem der Sonnenaktivität.

Hier eine Tabelle aus meinem Aufsatz über Umlaufbahnen:

Bahnhöhe (Km) Lebensdauer
160 km Zirka 1 Tag
185 km Zirka 1 Woche
300 km Zirka 6 Monate
400 km Mehrere Jahre
Höher als 600 km Über ein Jahrzehnt
Höher als 900 km Über ein Jahrhundert
36.000 km Mehrere Millionen Jahre

Satelliten werden heute meist in Bahnhöhen über 400 km, oft auch 500 km platziert. Ohne irgendwelche Bahnanhebungen kann man bei über 500 km Höhe mit einer Betriebsdauer über viele Jahre, je nach genauer Auslegung des Satelliten über ein Jahrzehnt rechnen, das entspricht heute den Designlebensdauern von Satelliten.

Die Raumstation Skylab wurde in 435 km Höhe ausgesetzt. Sie brauchte rund sechs Jahre, um so weit abzusinken, dass sie verglühte.

Warum sollte man einen Satelliten also tiefer platzieren? Zum einen ist dies sinnvoll, wenn seine Lebensdauer gering ist, was zum Beispiel für zahlreiche kleine Satelliten bis hin zu Cubesats gilt. Dann wird er bald verglühen und stellt keine Gefahr für andere Satelliten dar. Zum anderen kann man in niedriger Bahnhöhe Dinge erforschen, die weiter oben nicht gehen, wie die atomare Zusammensetzung der Ionosphäre, aber auch Messungen des Gravitationsfelds der Erde werden so genauer. Das war der Grund, warum die ESA den Satelliten GOCE in einen solchen Orbit platzierte.

Mittlerweile hat das Militär auch Interesse an solchen Orbits. Es ist nicht neu: solange ihre Aufklärungssatelliten mit Film arbeiteten und so sowieso nur wenige Tage bis Wochen „lebten“ wurden diese in niedrige Umlaufbahnen geschossen. Durch die niedrige Bahnhöhe war die Auflösung höher. Den Rekord mit der größten Erdannäherung in einem dauerhaften Orbit stellt ein Gambit:

Startdatum: 19.05.1964 19:21:14

Rückkehrdatum: 22.05.1964

Nutzlast: OPS 3592

Alternativname: GAMBIT SV 958

COSPAR: 1964-024A

Trägerrakete: Atlas Agena D

Träger-Nr.: 350D/4806

Startort: PA LC2-3

Betreiber: US Air Force Space Systems Division

Hersteller: GE Missiles and Space Vehicles Division (MSVD)

Gewicht: 2.000 kg

Orbit: 98 × 337 km × 101,06 °

Bei diesem Satelliten war das Apogäum mit 337 km Distanz höher, sodass die mittlere Bahnhöhe bei 218 km lag und vor allem zuerst das hohe Apogäum absinkt, bevor auch das Perigäum absinkt. So steigert sich die Sinkrate nicht so stark.

Für Erdbeobachtungssatelliten vor allem militärischer Natur ist eine hohe Auflösung wichtig. Die kann man natürlich auch erreichen, indem man ein größeres Teleskop einbaut. Leider ist es so, dass eine Verdopplung der Auflösung dazu führt, dass sich nach einer Faustregel das Gewicht um den Faktor sechs bis acht steigt. Das ist jetzt kein Problem, wenn wir von einer Steigerung von 10 kg auf 60 kg reden, aber die nächste Steigerung wäre dann 360 kg, dann folgt 2.160 kg und dann 12.800 kg für jeweils die doppelte Auflösung.

Spätestens wenn ich bei dem Teleskop in einem Bereich von 1.000 kg angelangt bin, kann man über Alternativen nachdenken, wie z.B. den Orbit abzusenken. Der letzte Worldview-Satellit, Wordlview Legion befindet sich in einem 520 km hohen Orbit. Seine beiden Vorgänger waren noch in 640 km Höhe und Worldview 2 sogar in 780 km Höhe. Die Absenkung des Orbits steigert bei Worldview Legion die Auflösung um 20 Prozent.

Könnte man den Satelliten lange Zeit in einem noch niedrigen Orbit – sagen wir mal 260 km oder noch niedriger – halten, so hätte der Worldview Satellit in 260 km Höhe die doppelte Auflösung wie in 520 km Höhe und in 175 km Höhe sogar die dreifache.

Die Sonnenaktivität

Wie erwähnt, ist der größte Einflussfaktor die Sonnenaktivität. Die Sonne hat einen Aktivitätszyklus, der elf Jahre dauert. Derzeit sind wir nahe dem Maximum, was auch die vor wenigen Wochen bis in Deutschland sichtbaren Polarlichter erklärt. Innerhalb dieses Zyklus schwankt die Basisaktivität in etwa wie bei einer Sinuskurve. Dem überlagert sind kurzfristige Ausbrüche von Stunden, selten Tagen Dauer. In dieser schüttet die Sonne so viele hochenergetische Teilchen aus, das viele unser Magnetfeld passieren können und dann nicht nur beim Eintritt in die Erdatmosphäre, die Polarlichter erzeugen, sondern auch schon vorher mit den Teilchen der Ionosphäre kollidieren und so Energie in diese Region übertragen. Die Energie führt zur Ausdehnung der Atmosphäre, ihre Dichte nimmt zu und damit die Reibung.

Ein solcher Sturm – der nicht einmal besonders stark war – führte zum Verlust von 40 Starlink Satelliten direkt nach dem Start. Diese Satelliten werden in einem niedrigen Orbit (231 x 337 km) ausgesetzt und müssen sich dann mit dem eigenen Antrieb hochspiralen.

An dem Tag gab es einen Sonnensturm mit dem KP Index 5, das ist stark aber nicht außergewöhnlich stark, alleine in diesem Monat gab es fünf Tage mit solchen Stürmen. Der für die Abbremsung relevante SFU-Wert betrug zwischen 125 und 128. Das war weit weg, von den Werten bei dem Maximum. Zum Vergleich: die Polarlichter, die wir im Mai 2024 sehen konnten, wurden von Sonnenstürmen der Kategorie 8 und 9 verursacht. Der Spitzenwert für die SFU betrug 267, also mehr doppelt so hoch wie zum Zeitpunkt als SpaceX 40 Starlink Satelliten verlor. Das zeigt, dass die Auswirkung von Sonnenstürmen auf die niedrige Atmosphäre viel stärker sind als auf höhere Umlaufbahnen. SpaceX lernte daraus und startete zukünftig einige Satelliten weniger, dafür in höhere Umlaufbahnen. Das Perigäum lag beim nächsten Start dann 70 km höher.

Ein anderes Beispiel habe ich schon erwähnt: Skylab. Hier stieg die Sonnenaktivität schneller und früher an als erwartet und eine Rettungsmission die geplant war, war so nicht möglich.

Was bedeutet das für die Auslegung eines Satelliten? Zum einen muss er für solche Vorfälle gewappnet sein. Er muss also zum einen Überkapazität haben. Der Antrieb sollte nicht nur das normale Absinken kompensieren können, sondern auch kurzfristige Steigungen. Das zweite ist, dass dieser Antrieb absolut zuverlässig sein muss. In einer niedrigen Bahnhöhe reicht ein kurzer Ausfall, um den Satelliten so stark sinken zu lassen, dass er ein Vielfaches des Antriebsvermögens in den nominellen Orbit benötigt.

Spätestens jetzt sollte ich Zahlen präsentieren. Die folgende Übersicht zeigt den zeitlichen Verlauf eines „aerodynamischen“ Satelliten von 1 m² Querschnittsfläche und 2.000 kg Masse. Auf diese Daten werde ich noch zurückkomen.

Hier für eine SFU von 130
Tage Jahre Höhe [km] Sinkrate Umläufe/Tage ?v [m/s] Δv/Jahr [m/s] Differenz (Tage) Gesamtimpuls Dauerschub N
48,9 0,13 240,0 0,00283 5,85840 43,72837 48,9 11.716,8 Ns 0,00277 N
86,6 0,24 230,0 0,00367 5,87170 56,80279 37,7 11.743,4 Ns 0,00360 N
115,7 0,32 220,0 0,00478 5,88504 73,94287 29,1 11.770,1 Ns 0,00469 N
138,0 0,38 210,0 0,00622 5,89844 96,50069 22,3 11.796,9 Ns 0,00612 N
155,1 0,42 200,0 0,00813 5,91189 126,26324 17,1 11.823,8 Ns 0,00801 N
168,1 0,46 190,0 0,01064 5,92539 165,60228 13,1 11.850,8 Ns 0,01050 N
178,1 0,49 180,0 0,01396 5,93893 217,86008 9,9 11.877,9 Ns 0,01382 N
185,7 0,51 170,0 0,01837 5,95254 286,63285 7,6 11.905,1 Ns 0,01818 N
191,4 0,52 160,0 0,02422 5,96618 379,38253 5,7 11.932,4 Ns 0,02406 N
195,8 0,54 150,0 0,00756 0,00519 4,3
Und für eine SFU von 280:
Tage Jahre Höhe [km] Sinkrate Umläufe/Tage ?v [m/s] Δv/Jahr [m/s] Differenz (Tage) Gesamtimpuls Dauerschub N
26,5 0,07 240,0 0,00500 5,85841 80,66081 26,5 11.716,8 Ns 0,00512 N
48,8 0,13 230,0 0,00596 5,87170 96,27894 22,3 11.743,4 Ns 0,00611 N
67,4 0,18 220,0 0,00711 5,88505 114,99153 18,7 11.770,1 Ns 0,00729 N
83,1 0,23 210,0 0,00849 5,89844 137,74343 15,6 11.796,9 Ns 0,00874 N
96,2 0,26 200,0 0,01015 5,91188 165,09853 13,1 11.823,8 Ns 0,01047 N
107,1 0,29 190,0 0,01217 5,92539 198,23701 10,9 11.850,8 Ns 0,01257 N
116,1 0,32 180,0 0,01460 5,93892 238,73422 9,1 11.877,8 Ns 0,01514 N
123,7 0,34 170,0 0,01756 5,95252 287,39027 7,6 11.905,0 Ns 0,01823 N
130,0 0,36 160,0 0,02114 5,96618 346,76025 6,3 11.932,4 Ns 0,02199 N
135,2 0,37 150,0 0,00660 0,00688 5,2

Die SFU ist ein Indexwert (Solar Flux Unit) gemessen über die Radioemissionen der Sonne bei 10,7 cm Wellenlänge. Er korrespondiert mit dem Fluss an geladenen Teilchen, die aber weil sei nicht mit Lichtgeschwindigkeit unterwegs sind, erst Tage später die Erde erreichen.

Im einen Fall dauert es 176 Tage um 100 km zu sinken, im anderen 135 Tage. Bei einer günstigen Form des Satelliten ist die Abbremsung also nicht mal so extrem. Anders würde dies bei einer ungünstigen Form mit großen Solarzellenauslegern wie bei der ISS aussehen. Den Rekord im Absinken halten die beiden Ballonsatelliten Echo 1 und 2. Das waren im Prinzip Kugeln aus einer dünnen Folie und einer Gaskartusche die sie im Weltall aufblähte.

Echo 1 wurde am 12.08.1960 in einen 1.517 × 1.684 km × 47,24 Grad Orbit gestartet, er verglühte schon am 24.05.1968. Echo 2 wurde am 25.01.1964 in einen 1.008 × 1.338 km × 81,48 Grad Orbit gestartet, er verglühte am 07.06.1969. Normalerweise ist ein so hoher Orbit für Jahrtausende stabil. Kurz nach Echo 1 wurde 1962 der Satellit Anna 1B gestartet. Der ursprüngliche Orbit betrug 1.079 x 1.181 km, heute über 60 Jahre später, ist er nur wenig abgesunken auf 1.074 x 1.179 km, also nur rund 5 km im Perigäum und 2 im Apogäum. Aber Anna 1B wog 170 kg und ist 1,17 x 1,07 m groß. Echo 1 wog 75 kg bei 30,5 m Durchmesser und Echo 2 sogar 278 kg bei 41 m Durchmesser.

Satellitendesign

Aus dem obigen Erläuterungen ist abzuleiten, dass ein Satellit sehr kompakt sein muss. Er wird vor allem mehr lang als breit sein, damit die Stirnfläche möglichst klein ist. Denkbar ist auch, dass er aerodynamisch geformt ist. Ein Beispiel sind die frühen Aufklärungssatelliten der USA, die dünne Zylinder waren und eine patronenförmige Spitze hatten.

Ich bin ja ein Fan von Ionentriebwerken. Aber für eine niedrige Umlaufbahn ist unter bestimmten Umständen ein chemischer Antrieb sinnvoll. Er hat den Vorteil, dass es problemlos möglich ist, mehr Schub zu haben, als man braucht. In den beiden obigen Tabellen seht ihr in der letzten Spalte, welcher dauerhafte Schub nötig ist, um die Bahn zu halten. Das sind weit unter 1 N, doch selbst kleine Satellitentreibwerke haben einen Schub deutlich über 1 Newton. Sie können so relativ schnell einen Satelliten in eine sichere höhere Umlaufbahn bringen. Der zweite Grund ist, dass Ionentriebwerke Strom brauchen und wegen der Minimierung der Oberfläche scheiden ausladende Solarzellenausleger aus.

In den beiden Tabellen sieht man auch das Δv (Geschwindigkeitsbedarf) pro Jahr, um die Bahn zu halten. In 250 km Höhe sind das bei einer niedrigen SFU 44 und 81 m/s. Ein Satellit von 2000 kg Masse, von dem 500 kg Treibstoff sind, kann seine Geschwindigkeit bei lagerfähigem Treibstoff um über 800 m/s ändern. Das reicht nach obiger Tabelle selbst bei hoher SFU für das Aufrechterhalten der Bahn in 250 km Höhe über 10 bzw. 18 Jahre (bei niedriger SFU) aus. Das ist länger als eine typische Satellitenlebensdauer. Startet man den Satelliten in einer Zeit niedriger Solaraktivität, so kann man auch tiefer gehen und um die Lebensdauer zu erhöhen, kann man bei hoher solarer Aktivität zu ein bis zwei Jahre in eine etwas höhere Bahn gehen.

Nehme ich die Designlebensdauer von Worldview 3, das sind 7,25 Jahre, dann könnte der obige Satellit bei niedriger SFU dauerhaft in 210 km Höhe gehalten werden und bei hoher SFU in 220 km Höhe. Das ist dreimal näher als der operationelle Orbit.

Mit Ionentriebwerken

Mit Ionentriebwerken ist der Geschwindigkeitsbedarf kein Problem. Auch der Schub muss nicht sehr hoch sein. Serienmäßig verfügbare Ionentriebwerke haben bis zu 0,2 N Schub – das ist, wenn man die obige Tabelle nimmt, etwa der zehnfache Schub, den man braucht um die Bahnhöhe des obigen Satelliten in 150 km Höhe zu halten.

Limitierend ist die Oberfläche. Da keine Solarzellenausleger möglich sind, wird man die ganze Oberfläche mit Solarzellen belegen. Das hat auch den Vorteil, dass die Orientierung zur Oberfläche egal ist. Aber diese Oberfläche ist begrenzt. Nehmen wir eine Oberfläche von 1 m² an und eine Länge von 6 m, so wäre bei einer Quaderform die beschienene Oberfläche 1 x 6 m = 6 m². Solarzellen die in dieser Umgebung schneller altern, dürften am Ende der Betriebsdauer dann noch etwa 1,8 kW abgeben. Wenn der Satellit selbst 1 kW für seine Systeme braucht so bleiben noch 0,8 kW für die Ionentriebwerke.

Real nutzbar sind davon die Hälfte, der Rest braucht man als Sicherheitsreserve (siehe unten). Der Schub ist vom spezifischen Impuls abhängig. Ich habe ihn mal künstlich für den Bereich, den Ionentriebwerke haben berechnet: (obiger Satellit 2.000 kg Masse, Oberfläche 1 m²)

Spezifischer Impuls

Schub bei 400 W Leistung

Niedrigster Orbit bei SFU=280

Treibstoffverbrauch nach 10 Jahren (SFU=150)

15.000 m/s

0,037 N

140 km

660 kg

30.000 m/s

0,018 N

160 km

183 kg

45.000 m/s

0,012 N

190 km

79 kg

Wie man sieht, nimmt der Treibstoffverbrauch bei sehr niedrigem Orbit rapide zu, das liegt zum einen an der anderen an dem höheren Treibstoffverbrauch, zum anderen an dem sinkenden spezifischen Impuls. Immerhin: gegenüber dem chemischen Antrieb ist eine dauerhafte Höhe von 150 anstatt 220 km bei gleicher Massenbilanz möglich. Real begrenzt die Oberfläche, die für Solarzellen verfügbar ist, die Bahnhöhe.

Sicherheitssysteme

Alle Satelliten haben heute Sicherheitssysteme. Gibt es einen Ausfall an Bord, so bringt der Bordcomputer den Satelliten in eine stabile Lage, wo die Batterien geladen werden und stellt die Beobachtungen ein. So etwas muss es auch bei niedrig fliegenden Satelliten geben, aber andere Logik. Wird dort der Antrieb nicht benutzt, so kann der Satellit innerhalb weniger Tage soweit absinken, dass er verglüht oder bei Ionentriebwerken reicht schon beim kleinen Absinken dann der Schub nicht mehr aus, ihn in der Umlaufbahn zu halten.

Ionentriebwerke sollten daher bei Ionentriebwerken einen deutlichen Schubüberschuss haben, ich würde 100 % Aufschlag für den dauerhaft benötigten Maximalschub veranschlagen. Das hat vor allem Auswirkungen auf die Stromversorgung, die macht nämlich dann bald die größte Masse bei einem Ionenantrieb aus.

Es sollte es ein unabhängiges System geben, das den Antrieb steuert. Es kann mit GPS die Höhe feststellen und sinkt der Satellit ab, wird der Antrieb automatisch gestartet.

Die Chance für kleine Satelliten

Die große Chance sehe ich für kleine Satelliten, da sie auch preiswerter sind als große Satelliten. Das Militär könnte sich hier sogar in die Massenproduktion einklinken die bei SpaceX, Airbus und Amazon für ihre Konstellationen gebaut werden. Deren Satelliten haben Massen von 150 bis 300 kg, die Starlink Satelliten der neuen Generation sind noch schwerer, mit 800 und (projektiert) 2.000 kg Masse. Ein Start könnte Dutzende dieser Satelliten in eine Umlaufbahn bringen, die es erlauben würden, die ganze Erde in guter bis hoher Auflösung in wenigen Tagen zu erfassen. Daneben wird ein Gebiet häufiger überflogen, die Zeit zwischen zwei Überflügen sinkt. Man gewinnt so aktuellere Einblicke und hat mehr Daten von einem bestimmten Gebiet, die benötigt werden, um Veränderungen festzustellen und Entwicklungen abzuleiten. So etwas ist für das Militär wichtig, weil sich wie im Ukrainekrieg ja sichtbar, dauernd die Präsenz des Gegners ändert und für die Überwachung von Vegetation, Ernteprognosen, Hilfe bei Naturkatastrophen ist auch eine häufige Frequenz wichtig. Solche kleine Satelliten wären daher auch für zivile Behörden interessant.

Man würde dann den Satellitenbus dieser Konstellationen übernehmen, die Kommunikationseinrichtung für Internet über Satellit weglassen und durch einen eigenen Sender für die Daten ersetzen und eben dann um ein Teleskop ergänzen, um Aufnahmen zu machen.

Worldview 3 hat ein Teleskop mit 110 cm Öffnung. Es wiegt aber nur einen Bruchteil. Die Kamera von MGS hat 35 cm Durchmesser. Sie wiegt nur 21 kg. Die Kamera hat in 203 km Höhe die gleiche Auflösung wie das große Teleskop von Worldview 3 in 630 km Höhe. Ein Zusatzgewicht von 21 kg ist selbst bei einem kleinen Satelliten problemlos möglich. Selbst die größere Kamera des MRO (50 cm Öffnung, 65 kg Gewicht) wäre noch möglich. Diese Kamera hätte in der vergleichsweise hohen Umlaufbahn von 290 km die gleiche Auflösung wie die Worldview-Kamera.

Verliert man einen solchen Satelliten, so ist das dann auch nicht so tragisch. Denn die Kosten werden viel geringer als bei den großen Satelliten sein. So ist es auch möglich, Satelliten in Zeiten geringer solarer Aktivität noch näher an die Erde zu bringen, auch wenn man weiß, dass sie beim Ansteigen des Solarzyklus verglühen werden.

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