mini|GOES I – ein geostationärer Wettersatellit mini|Wie Nachrichtensatelliten im GEO stehen (Die Solarzellpaddel zeigen immer in Nord-Süd-Richtung) mini|Geostationäre Satelliten erscheinen auf Langzeitbelichtungen als Punkte, während Sterne scheinbar wandern. Hier sind zwei kommerzielle Satelliten und ein geheimer, militärischer Satellit (USA 207, 2009-047A) zu sehen.
Ein geostationärer Satellit ist ein künstlicher Erdsatellit, der sich auf einer Kreisbahn 35.786 Kilometern über der Erdoberfläche über dem Äquator befindet. Dort befindet sich die geostationäre Umlaufbahn (engl.: Geostationary Earth Orbit, kurz GEO), d. h. dort stationierte Satelliten bewegen sich mit einer Winkelgeschwindigkeit von einer Erdumrundung pro Tag und folgen der Erdrotation mit einer Eigengeschwindigkeit von 3,066 km/s. Dadurch lassen sich geostationäre Satelliten im Idealfall, von der Erdoberfläche betrachtet, stets am selben jeweiligen Punkt am Himmel, und zwar in der Äquatorebene der Erde, finden.
Typische Beispiele für geostationäre Satelliten sind Kommunikationssatelliten, Rundfunksatelliten und Wettersatelliten.
Ein von der Erde aus gesendetes Signal, das ein geostationärer Satellit zurück an einen Empfänger auf der Erde weiterleitet, erfährt aufgrund der vom Breitengrad abhängigen Entfernung von 35.800 bis 41.700 Kilometern, welche zweimal zu durchlaufen ist, und der Lichtgeschwindigkeit, die auch für Radiowellen gilt, eine Verzögerung (Latenzzeit) von ungefähr 240 bis 280 Millisekunden.
Bauarten Es gibt zwei unterschiedliche Bauarten geostationärer Satelliten.
Spinstabilisierte Satelliten mini|links|hochkant|Ein spinstabilisierter INTELSAT IVA im Bau
Spinstabilisierte Satelliten wurden zuerst entwickelt. Sie sind trommelförmig, und ihre Mantelfläche ist mit Solarzellen bedeckt. Die Spinachse steht parallel zum Rotationsvektor der Satellitenbahn und damit stets senkrecht auf dem momentanen Bahngeschwindigkeitsvektor und wegen der äquatorialen Bahn auch in Nord-Süd-Richtung, also parallel zur Erdachse.
Wenn der Satellit nicht gerade den Erdschatten durchkreuzt, so werden durch den Spin die längs des Umfangs nebeneinander angeordneten Solarzellen zeitlich nacheinander zur Sonne hin ausgerichtet, wobei zu jedem Zeitpunkt eine Hälfte der Zellen ganz abgeschattet und die andere Hälfte in mehr oder weniger günstigen Winkeln beschienen ist. Nachrichtensatelliten dieses Typs haben in der Regel auf ihrer (nördlichen) Oberseite ein entdralltes Antennenmodul mit fest auf bestimmte Gebiete der Erde ausgerichteten Richtantenne(n). Die Schubdüse des Apogäumsmotors ragt aus der (südlichen) Unterseite des Satelliten.
Drall- oder dreiachsenstabilisierte Satelliten mini|hochkant|UFO-Satellit mit einem Hauptkörper fester Ausrichtung
Drall- oder dreiachsenstabilisierte Satelliten haben in der Regel einen quaderförmigen Hauptkörper. Die Vorderseite des Hauptkörpers ist zur Erde ausgerichtet. Die Rückseite dagegen zeigt zum Zenit, und aus ihr ragt der Apogäumsmotor hinaus. Die nach Norden und Süden zeigenden Seiten tragen die Solarzellenflügel, die der Sonne nachgeführt werden, während der Satellit um die Erde kreist.
Die Vorderseite trägt die zur Erde ausgerichteten Instrumente – oder bei einigen Nachrichtensatelliten ein Antennenmodul mit (manchmal ausklappbaren) Richtantenne(n). Diese umgeben den Fuß eines Turmes, der die Hornstrahler trägt, die in den Brennpunkten der Richtantenne(n) stehen. Bei anderen Nachrichtensatelliten sind die Hornstrahler an der oberen Außenkante des Hauptkörpers angebracht und bestrahlen sehr große Richtantennen, die zu groß sind, um auf der Oberseite angebracht zu werden. Sie sind auf den noch freien nach Osten und Westen ausgerichteten Seiten angebracht und werden nach dem Start ausgeklappt. Es gibt auch Satelliten, die sowohl Antennen auf der Oberseite wie auf den westlichen und östlichen Seiten haben.
Einschuss Typischerweise bringt die Trägerrakete den Satelliten auf eine stark elliptische geostationäre Transferbahn (GTO). Von dort befördert ihn der satelliteneigene Apogäumsmotor in die geostationäre Umlaufbahn (GEO), meist mit einem elektrischen Antrieb. Dabei verbraucht der Satellit den größten Teil seines Treibstoff- beziehungsweise Stützmassenvorrates (meistens Xenon, bei chemischen Antrieben Stickstofftetroxid und Monomethylhydrazin), sodass er nach der Ankunft im GEO nur noch etwa halb so viel Masse besitzt wie beim Start. Die restlichen Treibstoffreserven reichen dann aus, um alle Bahnkorrekturen während der Lebensdauer des Satelliten im GEO vorzunehmen.
Dass die Trägerrakete den Satelliten direkt im GEO absetzt, kommt nur bei russischen Satelliten und US-amerikanischen Militärsatelliten vor. Es wird erwogen, eine neue wiederzündbare Ariane-5-Oberstufe einzuführen, die ebenfalls Satelliten direkt in den GEO bringen könnte.
Satellitenbahn mini|hochkant=1.1|Stabile (●) und labile (◆) Satellitenpositionen
Der Einfluss des Mondes, der Sonne und insbesondere der Erddeformationen stört die geostationäre Umlaufbahn. Nur auf vier Positionen hält ein Satellit seinen Standort, und nur zwei von ihnen sind stabil: 105,3° West und 75,1° Ost.E. M. Soop: Handbook of Geostationary Orbits. Springer Science & Business Media, 1994, ISBN 978-0-7923-3054-7, S. 71 ().Peter Berlin: The Geostationary Applications Satellite. Cambridge University Press, 1988, ISBN 978-0-521-33525-6, S. 64 (). Die anderen beiden, 11,5° West und 161,9° Ost, sind labil.Wolfgang Steiner, Martin Schagerl: Raumflugmechanik, Springer, Berlin, Heidelberg 2004, ISBN 3-540-20761-9, S. 156 f. Kleine Störgrößen bewirken einen Drift zu den stabilen Lagen. Die Positionierung eines Satelliten außerhalb dieser Punkte erfordert daher fortlaufend Bahnkorrekturen. Satelliten, die außer Kontrolle geraten und nicht mehr auf einen Friedhofsorbit transferiert werden können, sammeln sich an diesen beiden Punkten. Im Jahr 2010 sollen es bereits mehr als 160 gewesen sein.
mini|hochkant=2|Der geostationäre Orbit (Kreis) im Verhältnis zum Abstand Erde–Mond Die Bahnstörungen beeinflussen auch die Bahnneigung. Ohne Korrekturen vergrößert sie sich je nach Position um etwa 0,5° pro Jahr. Der Satellit steht nicht mehr ortsfest am Himmel, sondern bewegt sich relativ zur Erde auf einer Kurve in Form einer Acht. Die Abweichung von der Kreisform hin zu einer elliptischen Bahn drückt sich in einer Asymmetrie der Kurve aus, ähnlich wie die der Analemma-Kurve der Sonne. Bahnkorrekturen in Nord-Süd-Richtung erfordern sehr viel mehr Treibstoff als Verschiebungen entlang des Äquators. Deshalb lassen die Betreiber alte Satelliten mit fast erschöpften Treibstoffvorräten, wenn möglich, im sogenannten Inclined Orbit pendeln. Bei einer N/S-Schwankung um 10° beträgt die W/O-Variation etwa 0,5°.
Die Internationale Fernmeldeunion teilt Frequenzen und Satellitenpositionen zu, damit Satelliten sich nicht gegenseitig stören. Früher betrug der Abstand 4° zum Nachbarsatelliten, der auf der gleichen Frequenz strahlte. Wegen der hohen Nachfrage nach Satellitenpositionen wurden die Abstände auf 2°, entsprechend 1400 Kilometern, reduziert. Die eigentliche zugeteilte Satellitenposition ist eine Box, in der die Betreiber ihre Satelliten auf ± 0,14° positionieren müssen, gleichbedeutend mit einer Ost-West-Drift von weniger als 100 Kilometern. Die Radialdrift darf nicht mehr als um 75 Kilometer variieren.
Co-Positionierung Es ist möglich, auf einer Satellitenposition mehr als einen Satelliten zu positionieren. In diesem Fall befinden sich sämtliche Co-positionierte Satelliten innerhalb der zugewiesenen Box. Auf einer Satellitenposition ist es heutzutage möglich, acht Satelliten zu positionieren.Karl-Otto Saur: Klipp und klar, 100× Fernsehen und Hörfunk. Bibliographisches Institut AG, Mannheim 1978, ISBN 3-411-01711-2, S. 68
Energieversorgung bei Eklipse, Sun outage Ein geostationärer Satellit bezieht seine Energie nahezu ganzjährig vollständig aus Solarzellen. Die Knoten der geostationären Umlaufbahn liegen zu Frühlings- und Herbstbeginn in der Nähe der Verbindungslinie Sonne-Erde. Zu Frühlingsbeginn (Nordhalbkugel) befindet sich der aufsteigende Knoten mittig im Erdschatten und zu Herbstbeginn befindet sich der absteigende Knoten mittig im Erdschatten. Der Satellit durchwandert von März bis Mitte April und September bis Mitte Oktober nachts den Erdschatten. Zu Frühlings- und Herbstbeginn wird die maximale Eklipsen-Zeitdauer von 70 Minuten erreicht, an diesen beiden Tagen durchwandert der Satellit mittig den Erdschatten. Während der Zeit dieser Eklipsen bezieht der Satellit seine Energie aus Akkumulatoren, die zuvor von den Solarzellen aufgeladen wurden, oder er schränkt seine Leistung ein (Beispiel: TV-SAT). Zweimal im Jahr liegen zu einer bestimmten Tageszeit Satellit, Erde und Sonne nahezu auf einer Linie. Dann steht die Sonne von der Antenne aus gesehen an mehreren aufeinanderfolgenden Tagen für wenige Minuten dicht beim Satelliten. Die Mikrowellenstrahlung der Sonne überlagert dann die des Satelliten, und es kommt zu einer kurzzeitigen Verschlechterung bzw. Unterbrechung der Satellitenverbindung (englisch sun outage). Die genaue Eintrittszeit dieses Ereignisses hängt von der Position des betrachteten Satelliten sowie der Empfängerposition auf der Erde ab; weiterhin haben Antennendurchmesser und Übertragungsfrequenz Auswirkungen auf die Dauer der Unterbrechung.
Flughöhe Um einen Satelliten der Masse mit einer Winkelgeschwindigkeit auf einer Kreisbahn mit Radius um das Zentrum der Erde zu halten, muss auf ihn eine kontinuierliche Zentripetalkraft der Stärke wirken. Dies ist bei einem Erdsatelliten allein die Gravitationskraft, welche die Erde auf den Satelliten aufgrund der Gravitationswechselwirkung ausübt.Vernachlässigung folgender Störgrößen mit Angabe ihrer ungefähren Größe
Mondgravitation (11 µm/s2) Erdabplattung J₂ (7,7 µm/s2) Sonnengravitation (5,0 µm/s2) Sonnenstrahlungsdruck (0,2 µm/s2, je nach Masse/Oberfläche-Verhältnis) Triaxialität des Erdgravitationsfeldes J₂₂ (0,17 µm/s2) Lense-Thirring/Frame-Dragging (3 · 10−3 µm/s2) Gravitation Jupiter (9 · 10−4 µm/s2) Höhere Harmonische des Erdgravitationsfeldes J₄₀ (3,7 · 10−4 µm/s2) Schwarzschild-Korrektur (2,4 · 10−5 µm/s2) Laut dem Newtonschen Gravitationsgesetz hat sie den Betrag , wobei die Gravitationskonstante und die Erdmasse ist. Gleichsetzen von und liefert für einen Satelliten auf einer Kreisbahn mit Radius um die Erde die Beziehung
Aus dieser Gleichung lässt sich die Masse des Satelliten herausgekürzen, das heißt der Bahnradius ist von der Satellitenmasse unabhängig. Zwischen der Winkelgeschwindigkeit und der Umlaufzeit besteht die Beziehung . Einsetzen und Auflösen nach liefert
Da sich ein geostationärer Satellit mit der gleichen Winkelgeschwindigkeit wie die Erde bewegt, ist für die Umlaufzeit des Satelliten die siderische Tageslänge einzusetzen. Das Produkt ist aus messtechnischen Gründen genauer bekannt als die Einzelterme (Gravitationskonstante) und (Erdmasse). Die genauen Zahlenwerte sind:
Mit obiger Formel ergibt sich damit ein Bahnradius von rund 42.164 km. Zur Berechnung der Flughöhe muss davon noch der Radius der Erde am Äquator, 6.378 km, abgezogen werden, der wegen der Abplattung der Pole etwas größer ist als der mittlere Erdradius. Damit ergibt sich die Flughöhe über dem Äquator zu 35.786 km.
Sichtbarkeit eines Satelliten von der Erde Da ein geostationärer Satellit von einem Beobachter auf der Erde aus gesehen stillsteht, bleiben der horizontale und der vertikale Sichtwinkel (Azimut und Elevation) konstant. Sie hängen nur von der geographischen Breite und Länge des Betrachters und der geographischen Länge des Satelliten ab. Die geographische Breite des geostationären Satelliten ist immer 0°, und seine Entfernung vom Erdmittelpunkt beträgt 42.164 km, der Erdradius ist 6.378 km. Die Sichtwinkel, die auch für eine Antennenausrichtung verwendet werden können, werden folgendermaßen berechnet:
Unterschied der geographischen Längen