Umlaufbahn

Hallo zusammen,
ich hab mich gefragt, wie wohl die Steuerimpulse sein müssen, um aus einer elliptischen Bahn eine konzentrische zu erreichen!?
Ich denke, die kinetische Energie darf dabei ja nicht verändert werden, oder? Also nur durch eine Änderung der Flugrichtung an der richtigen Stelle/im richtigen Moment?


Lieben Dank, Werner

Hallo Werner,

ich verstehe deine Nebenbedingung so, dass die Kreisbahn denselben Drehimpuls* haben soll wie die Ellipse vorher?

Dann liegt die Zielbahn "zwischen" den Höhen von Peri- und Apozentrum der Ellipse. D.h. man muss im Apozentrum beschleunigen, um das Perizentrum anzuheben und im Perizentrum bremsen, um das Apozentrum zu senken.

Normalerweise macht man aber dieses "dazwischen Einbpendeln" nicht, sondern man legt das Apozentrum direkt auf die Zielhöhe und hebt nur noch das Perizentrum an. Man klettert also von unten auf die Zielhöhe, kein Einpendeln dazwischen. Bei diesem reinen Klettern auf eine Zielhöhe wäre ein zu hohes Apozentrum, dass ich auch noch wieder absenken muss, Verschwendung.
Der einzige Sonderfall sind die Super-GTOs, wo aber eben ein besonderes Inklinationsmanöver drin ist. Da geht es dann nicht mehr nur ums "reine Klettern", sondern eben auch ums Kippen der Bahnebene.

*Nimm lieber den Drehimpuls als konstante Größe. Der ist konstant und von der Position auf der Bahn unabhängig. Die kinetische Energie hingegen ist im Apozentrum kleiner (langsame Bewegung) und im Perizentrum höher (schnelle Bewegung). Wenn du noch die potentielle Energie bestimmst und zuaddierst, wird natürlich die Gesamtenergie konstant ... aber der Bahndrehimpuls ist da einfacher und die sinnvollere dynamische Größe .

Ok, hab ich soweit verstanden! 
Danke!   

Der einzige Sonderfall sind die Super-GTOs, wo aber eben ein besonderes Inklinationsmanöver drin ist. Da geht es dann nicht mehr nur ums "reine Klettern", sondern eben auch ums Kippen der Bahnebene.

Die Diskussion haben wir ja gerade auch im Inmarsat /F9 Thread
Sehe ich es dann richtig das so ein Manöver um so Sinnvoller je höher die Inklination der Bahn bzw. der Breitengrad der Startrampe ist?
Also als Beispiel: Wenn man von Korou einen GSO Satelliten startet der für die Ariane V eigentlich zu leicht ist bringt es nichts (sehr wenig) ihn in einen Super GTO zu schießen da er die zusätzliche Bahnhöhe nicht nutzen kann...

Hm, was der Raumfahrt so wirklich fehlt ist eine Möglichkeit Energie die im Fahrzeug steckt wider zurück in Treibstoff zu verwandeln...

MFG S

Ja, so ein Super-GTO lohnt sich nur bei größeren Inklinationsänderungen. Das hohe Klettern und wieder Absenken kostet ja erstmal zusätzlichen Treibstoff. Das muss sich "rechnen" gegenüber einer möglichst starken Reduktion beim Inklinationsmanöver.

Es sind übrigens keine "Welten", die man da einspart. Ich hatte das hier mal für die Atlas durchgerechnet, gegenübergestellt:
https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=4167.msg93495#msg93495

In der Summe braucht man sogar mehr delta-V, weil man hochklettern muss. Aber das verteilt sich unterschiedlich auf Träger und Satellit. Der Träger leistet mehr, der Satellit spart etwas ein.


@Stefan
Dein letzter Punkt wäre ja ein perpetuum mobile ... Wenn ich mechanische Energie in chemische Energie rückwandle, fehlt mir ja die mechanische Energie ...

Ja, so ein Super-GTO lohnt sich nur bei größeren Inklinationsänderungen. Das hohe Klettern und wieder Absenken kostet ja erstmal zusätzlichen Treibstoff. Das muss sich "rechnen" gegenüber einer möglichst starken Reduktion beim Inklinationsmanöver.

Es sind übrigens keine "Welten", die man da einspart. Ich hatte das hier mal für die Atlas durchgerechnet, gegenübergestellt:
https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=4167.msg93495#msg93495

In der Summe braucht man sogar mehr delta-V, weil man hochklettern muss. Aber das verteilt sich unterschiedlich auf Träger und Satellit. Der Träger leistet mehr, der Satellit spart etwas ein.


@Stefan
Dein letzter Punkt wäre ja ein perpetuum mobile ... Wenn ich mechanische Energie in chemische Energie rückwandle, fehlt mir ja die mechanische Energie ...

Ich denke Stefan307 meinte eine Art System, wie eine Wirbelstrombremse bei einem Elektrofahrzeug, welches die kinetische Energie zum Teil wieder in elektrische Energie verwandelt. Dabei hat man natürlich immer einen Verlust, da der Wirkungsgrad niemals 1 wird, insofern auch kein Perpetuum Mobile darstellt.

Nichts desto trotz fällt mir auch kein System ein, welches kinetische Energie wieder einem Antrieb zur Verfügung stellen würde, da ja jede Geschwindigkeitsänderung eine Beschleunigung darstellt. Es gibt so gesehen keine "Bremsung", da diese nur im relativen Auge des bestimmter Bezugssysteme eine wäre. Im Bezugssystem des bewegten Raumfahrzeugs, hat man immer eine Beschleunigung.

Ich glaube ich simulier das heute Abend nochmal in KSP...

Hallo tnt,

ich vermute, dass das in KSP schwierig wird. Wie gesagt, die Unterschiede sind keine "oha!"-Welten, sondern eher zweistellige Beträge bei deltaV und Treibstoff. In KSP bekommst das nicht hin. Du steuerst manuell, fliegst nicht die perfekte Trajektorie, triffst die Manöverfenster nicht perfekt, brennst einen Sekundenbruchteil zu wenig oder zu lange und musst dann korrigieren ... da summieren sich schnell ganz andere Fehlergrößen zusammen.

Es reicht auch nicht, nur die Satelliten im Orbit zu simulieren. Du musst auch die Rakete samt Start simulieren. Denn die übernimmt einen Teil der zusätzlichen Arbeit für diese Manöverfolge.

@Stefan
Dein letzter Punkt wäre ja ein perpetuum mobile ... Wenn ich mechanische Energie in chemische Energie rückwandle, fehlt mir ja die mechanische Energie ...

Pham denkt schon in die Richtige Richtung! Wir verwandeln ja Chemische Energie in Kinetische u Potenzielle das ganze muss sich zumindest Theoretisch auch umkehren lassen. Eine Praktische Möglichkeit dazu fällt mir aber auch nicht so recht ein. Evtl. könnte es ein Ansatz sein mittels eines "Fesselsatelitten" Strom zu erzeugen und den dann einem Ionentriebwerk zuzuführen, aber da kenn ich mich nicht aus. Ich wollte nur auf das generelle Problem hinweisen das man erst Energie aufwendet um zu beschleunigen um dann wieder durch Aufwendung von Energie abbremsen.

MFG S

Ich fliege meine Manöver natürlich ausschließlich mit MechJeb.

Pham denkt schon in die Richtige Richtung! Wir verwandeln ja Chemische Energie in Kinetische u Potenzielle das ganze muss sich zumindest Theoretisch auch umkehren lassen. Eine Praktische Möglichkeit dazu fällt mir aber auch nicht so recht ein. Evtl. könnte es ein Ansatz sein mittels eines "Fesselsatelitten" Strom zu erzeugen und den dann einem Ionentriebwerk zuzuführen, aber da kenn ich mich nicht aus. Ich wollte nur auf das generelle Problem hinweisen das man erst Energie aufwendet um zu beschleunigen um dann wieder durch Aufwendung von Energie abbremsen.
MFG S

Theoretisch könnte man Aeorobreaking machen und die dabei entstehende Wärme mit Peltierelementen oder Stirlingmotor in Elektrische Energie umwandeln und damit dann später ein elektrisches Triebwerk antreiben.
So ein Konstrukt ist aber viel zu schwer und macht praktisch wirklich keinen Sinn. Ist aber eine theoretische Möglichkeit die kinetische Energie "Zwischenzuspeichern"

Wobei mir nun doch noch 'ne Verstädnisfrage kommt.
Was ist denn die genaue Ursache für eine nicht-konzentrische Umlaufbahn nach Abschalten der Triebwerke? Was wäre nötig, um den Flugköper in genau den optimalen Zustand zu versetzen?

Was ist denn die genaue Ursache für eine nicht-konzentrische Umlaufbahn nach Abschalten der Triebwerke? Was wäre nötig, um den Flugkörper in genau den optimalen Zustand zu versetzen?

Ein Beschleunigen im Orbit verändert nicht die Position an dieser Stelle, lediglich die Geschwindigkeit. Das Beschleunigen hat jedoch zur Folge, dass auf exakt der gegenüberliegenden Seite der Orbit angehoben (oder beim bremsenden Beschleunigen abgesenkt) wird.

Da während des Aufstiegs nicht nur Geschwindigkeit, sondern auch ausreichend Höhe aufgebaut wird, muss die 2. Stufe quasi nur Geschwindigkeit (sprich: sie beschleunigt parallel zum Erdboden und zur Erdbeschleunigung) aufbauen. Sie erreicht dann recht schnell einen Parkorbit, der nur kurze Zeit (<1h) später auch zirkuliert wird (zB. bei den Dragon Missionen).

Für einen GTO dagegen wird zuerst ein mehr oder wenig konzentrischen Parkorbit nochmal beschleunigt, es wird daher zuerst ein stark elliptischer Orbit. Das lässt sich nicht verhindern, da ja nur die Geschwindigkeit, aber nicht die Position verändert werden kann. Dadurch steigt aber auf der gegenüberliegenden Seite das Apogäum stark an. Und erst, wenn man dort ist, kann man den Orbit zirkulieren. Nun kommt aber der große Krux: es dauert viele Stunden, bei Inmarsat-5 z.B. knapp 12h (die Hälfte der Umlaufzeit). Die meisten Oberstufen sind da oben dann nicht mehr in der Lage zu zünden, da Batterien leer oder Treibstoff verdampft.
Daher ist der Satellit in der Regel seine eigene, dritte Stufe. Er benutzt Treibstoff, den er auch später zur Lageregelung braucht. Das Zusatzgewicht am Satellit, verglichen mit dem Leergewicht der 2. Stufe, ist daher viel geringer, wodurch diese Vorgehensweise effizienter ist.

Zusätzlich lassen sich Stufen aus einem GTO mit sehr viel geringerem Aufwand (delta-V) deorbiten, sprich in der Atmoshpäre verglühen. Dadurch kann/könnte der GEO sauber gehalten werden.

Zusätzlich lassen sich Stufen aus einem GTO mit sehr viel geringerem Aufwand (delta-V) deorbiten, sprich in der Atmoshpäre verglühen. Dadurch kann/könnte der GEO sauber gehalten werden.

wobei es hierfür ja Perfekt wäre wenn das Pergäum möglichst niedrig wäre, das scheint aber Praktisch nicht zu funktionieren da es ja meist 2-300 km Höhe sind....

Also ich hab mal drei Tests mit KSP gemacht.
Test 1 "ins blaue" (Ich musste erstmal nachschauen wieviel eigentlich der KEO ist):
Apogäum 10 Mm, Perigäum 200km
Manöver 1: Abbau Inklination von 25° auf 0°: 438,8 m/s
Manöver 2: Ändern der Exzentrität, so dass das Perigäum auf KEO-Altitude ist (2863km): 480 m/s
Manöver 3: Zirklularisieren @Perigäum: 236,7 m/s
Gut das war jetzt nicht so optimal aber behalten wir mal die Zahl für den Abbau der Inklination im Auge

Test 2 Start im KTO (Keostationärer Transfer-Orbit):
Apogäum 2863km, Perigäum 200km
Manöver 1: Abbau Inklination 25° auf 0°: 508 m/s
Manöver 2: Zirkularisieren @Apogäum: 391 m/s

Test 3: Versuch des Optimierens
Apogäum 5Mm, Perigäum 200km
Manöver 1: Abbau Inklination 25° auf 0°: 450 m/s
Manöver 2: Ändern der Exzentrität, so dass das Perigäum auf KEO-Altitude ist (2863km): 487 m/s
Manöver 3: Zirkularisieren @Perigäum: 80 m/s

Bleibt bei mir die Frage wo jetzt der Trick bei Inmarsat ist, da mir Test 2 immer noch am günstigsten zu sein scheint? Oder kann man den Super-GTO so optimieren, dass es doch besser ist als den Start in den normalen GTO?

Zitat von: lngo am 17. Mai 2017, 22:17:16

Zusätzlich lassen sich Stufen aus einem GTO mit sehr viel geringerem Aufwand (delta-V) deorbiten, sprich in der Atmoshpäre verglühen. Dadurch kann/könnte der GEO sauber gehalten werden.

wobei es hierfür ja Perfekt wäre wenn das Pergäum möglichst niedrig wäre, das scheint aber Praktisch nicht zu funktionieren da es ja meist 2-300 km Höhe sind....

Klassisches Ja, aber:
das Beschleunigen auf (Sub) Orbit-Geschwindigkeit (bei Inmarsat-5 F4 ca. 27000 km/h), bzw. auf GTO-Geschwindigkeit (bei Inmarsat-5 F4 ca. 36000 km/h) würde in der Atmospäre stattfinden. Und das tut viel mehr weh, als das bisschen an delta-V, das im Apogäum nötig wäre um z.B. von einem 400x60000km GTO das Perigäum auf 100km abzusenken.

Bleibt bei mir die Frage wo jetzt der Trick bei Inmarsat ist, da mir Test 2 immer noch am günstigsten zu sein scheint? Oder kann man den Super-GTO so optimieren, dass es doch besser ist als den Start in den normalen GTO?

Das KSC steht doch genau auf dem Äquator, da ist doch überhaupt keine Inklination abzubauen. Oder gilt das aus einem vergleichbaren Parkorbit um Kerbin?

Ich finde, Schillrich's Post beschreibt das am besten:

Ja, so ein Super-GTO lohnt sich nur bei größeren Inklinationsänderungen. Das hohe Klettern und wieder Absenken kostet ja erstmal zusätzlichen Treibstoff. Das muss sich "rechnen" gegenüber einer möglichst starken Reduktion beim Inklinationsmanöver.

Es sind übrigens keine "Welten", die man da einspart. Ich hatte das hier mal für die Atlas durchgerechnet, gegenübergestellt:
https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=4167.msg93495#msg93495

In der Summe braucht man sogar mehr delta-V, weil man hochklettern muss. Aber das verteilt sich unterschiedlich auf Träger und Satellit. Der Träger leistet mehr, der Satellit spart etwas ein.

Ansonsten habe ich hier noch mal Leitenberger: https://www.bernd-leitenberger.de/ssgto-mond-orbits.shtml
Die Russen haben es ja von Baikonur noch schlechter. Ich habe ehrlich gesagt bis heute nicht verstanden warum sich die USA kein Startplatz näher am Äquator gebaut haben? Als einer der Wenigen (Industrie-)Staaten hätten sie das Territorium dazu...

MFG S

Hallo Stefan,

zu den Kriterien für einen Startplatz zählt ja nicht nur die bahndynamisch optimale Lage für einen Orbit. Falls man da weniger gut abschneidet, baut man halt eine größere Rakete ... wie es die Sowjetunion tun musste.
Wichtigere Kriterien sind logistische Erreichbarkeit/Versorgung, Flexibilität für viele Orbits, lokales Klima und Jahreswetter, Abstand zu bewohnten Gebieten ...

Und bevor man zu viele kleine, verschiedene, jeweils nur einseitig nutzbare Basen baut, dann lieber eine große, von der aus man (fast) alles machen kann.

Zitat von: tnt am 17. Mai 2017, 22:50:48

Bleibt bei mir die Frage wo jetzt der Trick bei Inmarsat ist, da mir Test 2 immer noch am günstigsten zu sein scheint? Oder kann man den Super-GTO so optimieren, dass es doch besser ist als den Start in den normalen GTO?

Das KSC steht doch genau auf dem Äquator, da ist doch überhaupt keine Inklination abzubauen. Oder gilt das aus einem vergleichbaren Parkorbit um Kerbin?

Ja, das steht es, ich bin extra mit 25° Inklination gestartet ;-)

Hallo Stefan,

zu den Kriterien für einen Startplatz zählt ja nicht nur die bahndynamisch optimale Lage für einen Orbit. Falls man da weniger gut abschneidet, baut man halt eine größere Rakete ... wie es die Sowjetunion tun musste.
Wichtigere Kriterien sind logistische Erreichbarkeit/Versorgung, Flexibilität für viele Orbits, lokales Klima und Jahreswetter, Abstand zu bewohnten Gebieten ...

Und bevor man zu viele kleine, verschiedene, jeweils nur einseitig nutzbare Basen baut, dann lieber eine große, von der aus man (fast) alles machen kann.

Wobei die ESA sich ja bewusst entschieden hat nach Korou zu gehen...
Wie gesagt Russland hat kaum eine Alternative die USA hätten im Pazifik die Möglichkeit direkt auf dem Äquator um 360° schießen zu können. Logistik ist natürlich ein Argument, für die ESA war es aber offensichtlich nicht entscheidend.

MFG S

Ahhh jetzt habe ich es: Bi-elliptischer Transfer...
Wieder 5Mm Apogäum und 200km Perigäum
Manöver 1: Abbau Inklination 25° auf 0°: 450 m/s
Manöver 2: Periapsis auf KTO anheben @Apogäum: 297 m/s
Manöver 3: Zirkularisieren @Periapsis: 112 m/s
= 859 m/s

Dabei wenn ich direkt nur in den KTO starte wie in Test 2: 899 m/s
Also spart der Satelitt daruch 40 m/s (in dem Beispiel). Immerhin.