Elektrische Satellitenantriebe - Grundlagen

Transkript

1 Elektrische Satellitenantriebe - Grundlagen 1

2 Was ist Schub / Leistung Das Raketentriebwerk hat einen konstanten Schub F mv Triebwerksleistung hängt von der Geschwindigkeit des Fahrzeugs ab denn ds P F Fv dt 2

3 Was ist v? 3

4 Delta-v vvg vdrag vorbit vinitial mv GM Earthm( ) r r ini final mv r 2 GM Earth 1 m( ) 2 r v=1.4km/s+0.1km/s+7.8km/s-0.4km/s=8.9km/s for LEO 4

5 Delta-v Beispiele 5

6 Ziolkowski s Raketengleichung m dv dt dm dt R P 0 v P da dm dm 0 P dv R v P dm m 0 0 Integration über Massenänderung dv R m m E A v P dm m 0 0 and we obtain the ROCKET EQUATION: m 0 vr vpln m0 mp v (1 vp m ) P m0 e R 6

7 Einstufig vs. Mehrstufig 1. Gefechtskopf 2. Kreiselsteuerung 3. Steuerung und Funkkontrolle 4. Treibstoff-Tank (Alkohol) 5. Raketenkörper 6. Sauerstoff-Tank 7. Wasserstoffperoxid-Tank 8. Kühlmittel-Tank (Stickstoff) 9. Wasserstoffperoxid-Motor 10. Turbopumpe 11. Alkohol/Sauerstoff-Brenner 12. Triebwerkskörper 13. Hauptbrennkammer 14. Stabilisierungflosse 15. Alkohol-Einspritzung 16. Gasruder 17. Luftruder 7

8 ln m 0 vr vp m0 mp m m m m 0 m m (1 ) m m 1 2 struc P payload struc P payload m (1 ) m m m 0 m (1 ) m m struc P payload struc P m0 m0 ln ln v m m v ln m P v m0 8

9 Flugbahnen und Orbit 9

10 Orbit LEO SSO MEO GSO GTO 10

11 LEO 11

12 Sonnensynchroner Orbit (SSO) [Bearbeiten] Höhe: 700 bis 1000 km Besonderheiten: Durch die Abweichung der Erde von der Kugelform wirkt auf jede Satellitenbahn, die nicht genau im Äquator oder senkrecht dazu liegt, ein Drehmoment, das eine Präzessionsbewegung der Bahnebene um die Erdachse zur Folge hat. Bei Satellitenbahnen, die in die gleiche Richtung wie die Erdrotation verlaufen, wirkt die Präzessionsbewegung entgegengesetzt zur Erdrotation. Bei Bahnen entgegen der Erdrotation wirkt die Präzession in die gleiche Richtung wie die Erdrotation. Bei einer bestimmten Inklination zwischen ca. 96 und 99 (u. a. abhängig von der Höhe des Orbits) beträgt die Präzession für Satelliten im LEO genau eine Umdrehung pro Jahr, so dass die Orientierung der Bahn gegenüber der Sonne immer gleich bleibt. Der Satellit passiert einen Punkt auf der Oberfläche immer zur selben Ortszeit, wodurch sich die gewonnenen Daten verschiedener Tage leichter vergleichen lassen, da sich das Reflexionsverhalten von Oberflächen mit dem Einfallswinkel der Sonnenstrahlen ändert. Eine genaue wissenschaftliche Klassifikation und ein Vergleich der Daten ist also nur dann möglich, wenn der Winkel Sonne-Erde-Satellit im Beobachtungszeitraum immer gleich ist, was durch den SSO erreicht wird. Bewegt sich der Satellit entlang der Dämmerungszone (Morgen- bzw. Abendstunde), lässt sich auf optischen Aufnahmen die Höhe von Objekten aus der Länge des Schattenwurfs ableiten. Wenn der Satellit zusätzlich die Erde so umkreist, dass er den Erdschatten nicht passiert, kann er ständig von Solarzellen mit Energie versorgt werden und benötigt keine Batterien, die jedoch für den Fall des Verlustes der Lagekontrolle und die Startphase an Bord sind. Auch Sonnenforschungssatelliten können so die Sonne ständig beobachten. Wird genutzt für: Erderkundungssatelliten wie Landsat, ERS usw. Meteorologische Satelliten Spionagesatelliten Sonnenbeobachtungssatelliten wie ACRIMSat, TRACE Forschungssatelliten wie DLR TUBSAT Einige Weltraumteleskope wie Infrared Astronomical Satellite, Wide-Field Infrared Survey Explorer 12

13 Medium Earth Orbit (MEO) Höhe: bis unterhalb km Besonderheiten: Bahnhöhe zwischen LEO und GEO Wird genutzt für: Globale Kommunikationssatellitensysteme wie Globalstar Navigationssatelliten wie GPS, Galileo oder GLONASS 13

14 Geotransferorbit (GTO) siehe auch: Geostationäre Transferbahn Höhe: km Perigäum, km Apogäum Besonderheiten: Übergangsorbit, um einen GEO zu erreichen (siehe auch Hohmann-Transfer). Das Perigäum wird in den meisten Fällen vom Satelliten selbst angehoben, indem im Apogäum ein Raketenmotor gezündet wird. Einige Raketen wie die russischen Proton und die amerikanischen Titan IIIC, Titan IV Centaur, Atlas V und Delta IV sind in der Lage, Satelliten direkt im geostationären Orbit auszusetzen. 14

15 Geosynchroner Orbit (GSO, IGSO) Geosynchrone Umlaufbahn Ein Orbit mit einer Umlaufzeit von 23h56min04s, dessen Bahn nicht notwendigerweise kreisförmig oder in der Äquatorebene liegt. Ist sie verkippt, spricht man von einem Inclined geosynchronous orbit (IGSO), auch Tundra-Orbit. Aufgrund von Bahnstörungen, hervorgerufen durch ungleichmäßige Masseverteilung der Erde, gehen Geostationäre Satelliten in einen IGSO über, wenn keine Bahnkorrekturen vorgenommen werden. Geostationärer Orbit (GEO) Höhe: km Die Kreisbahn eines geostationären Satelliten liegt immer über dem Erdäquator. Die Bahnneigung zum Äquator beträgt 0 Grad. Bei Bahnneigungen größer als Null würde der Satellit scheinbar um den Betrag der Neigung senkrecht zum Himmelsäquator pendeln, so dass ein echter stationärer Orbit nur über dem Äquator möglich ist. Wird genutzt für: Meteorologische Satelliten Kommunikationssatelliten Satelliten für TV-Übertragung wie Astra oder Eutelsat 15

16 Orbit Änderung/Transfer 16

17 Hohmann transfer Transfer Mars v 2 1 r a Geschwindigkeit an r bei elliptischer Bahn µ=mg r a r a p Große Halbachse der Transferellipse

18 GEO Transfer Folgende Werte seien gegeben: µ= km 3 /s 2 rp=6.678 km ra= km (gemessen vom Erdmittelpunkt bei einer Flughöhe von 300 km) Dann betragen die Kreis-Umlaufgeschwindigkeiten: (5) vp-kreis=7,73 km/s (6) va-kreis=3,07 km/s Und die Geschwindigkeiten im Perigäum bzw. Apogäum: (7) vp=10,2 km/s (8) va=1,61 km/s Daraus ergeben sich die beiden Geschwindigkeitsänderungen. Für die Änderung von der Kreisbahn auf die elliptische Bahn: (7)-(5) = 2,4 km/s Für die Änderung von der Ellipse auf den GEO: (6)-(8) = 1,46 km/s 18

19 Swing-by 19

20 Antriebssysteme 20

21 Berechnung von der Masse einer Stromversorgung für elektrische Antriebe v v prop mpr op ( mpayload mstructure ) e electrical chemical E E E E E E E E E E+08