Satelliten Kollision im Orbit

Moin,



Satelliten kollidieren im niedrigen Erdorbit
Illustrations-Credit und Bildrechte: Analytical Graphics, Inc. / APOD

Jerry

.....
Mal sehen, wann die nächsten Teile erscheinen.......

Es ist soweit:

Es sind jetzt
84 Trümmerteile COSMOS 2251
48 Trümmerteile IRIDIUM 33
Und die "Felder" haben sich schon gut verteilet:
http://thomas-wehr.homeip.net/space/earthview-special.php

Anmerkung zu den Daten, auf die Jerry zwei Beiträge weiter oben hinweist. Hierbei handelt es sich nur um eine Simulationrechnung, die von einer Gausschen Verteilungsfunktion ausgeht. Die Realität sieht anders aus (siehe Beiträge von Thomas).

GG

Danke Günther, die Darstellung auf meiner Seite und dem vorigen Post bezieht sich auf 'registrierte und veröffentlichte' Trümmerteile.

Zur Darstellung von Jerry im APOD - die Beiträge stammen, wie richtig vermerkt von AGI und waren Simulationshochrechnungen (Gaussche Verteilung der Trümmerentwicklung) auf Grund der Kollisionsrechnung - siehe auch die Details https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=3438.msg29900#msg29900

Mittlerweile konnte ich mit der STK Software spielen und, wenn ich alles richtig gemacht habe und ich habe die jeweils zu dem Zeitpunkt veröffentlichten TLE genommen kommt ein Treffer heraus!

Ich werde das noch einmal verifizieren und dann darüber berichten.

Guten Morgen,

was wird denn immer so schön normal verteilt angenommen? Geschwindigkeitsvektoren? Orbitelemente? Orbitenergien?
Nennen wir es mal allgemein Orbitcharakteristik .

Normalverteilung heißt dann, dass sich die Orbits der Trümmerteile gleichmäßig um einen Mittelwert verteilen.
Welche Mittelwerte und Standardabweichungen für die Verteilungen werden angenommen? Geht man davon aus, dass sich im Mittel alle Trümmer jeweils weiter auf dem alten Orbit ihres Satelliten bewegen und gleichmäßig nach "oben/unten" und "links/rechts"?

Ehrlich gesagt halte ich diese Annahme für nicht direkt (oder ohne Weiteres) haltbar. Voraussetzung müsste dann sein, dass sich beide Objekte zentral getroffen hätten, um symmetrische Streubereiche um die alten Orbits herum zu erzeugen. Außerdem würde diese Annahme bedeuten, dass Objekt A nicht die Bahnen der Trümmer von Objekt B beeinflusst hätte und umgekehrt. Nur dann können sich symmetrische Trümmerorbits um die alten Orbits ergeben. Wenn man aber von einer gegenseitigen Beeinflussung ausgeht, ergeben sich gegenseitige Abhängigkeiten und Mittelwerte und Streuungen müssten nicht symmetrische, sondern schief verteilt sein.

Gut, es gibt noch das Gesetz der großen Zahl, wonach bei einer ausreichend großen Grundgesamtheit an Objekten die Verteilungen gegen die Normalverteilung konvergieren. Trotzdem muss man das hier wenigsten bivariat normalverteilt betrachten und man muss Annahmen zur gegenseitigen Beeinflussung (gemeinsame Streuung, Korrelation) treffen.

Können innere Eigenheiten der Objekte (z.B. Lage und Füllstand von Treibstofftanks, rahmen- oder behälterbasierte Bauweise des Satelliten) für eine ungleichmäßige Verteilung der Trümmer, selbst wenn sich die Objekte zentral getroffen hätten, sorgen?

Gruß   Thomas

Können innere Eigenheiten der Objekte (z.B. Lage und Füllstand von Treibstofftanks, rahmen- oder behälterbasierte Bauweise des Satelliten) für eine ungleichmäßige Verteilung der Trümmer, selbst wenn sich die Objekte zentral getroffen hätten, sorgen?

Gruß   Thomas

Natürlich.

Welche Annahmen der Simulator auch gemacht hat, es hat mit der Realität wenig zu tun. Zentrale und dezentrale Stöße, Masse und Form der Trümmerteile, eleastische und unelastische Stöße bzw. Mischformen, alles das kann in der Simulation nur durch vereinfachte Annahmen berücksichtigt werden. Über die realen Trümmerteile ist praktisch nichts bekannt. Also ist die Simulation eigentlich nur eine Spielerei.

GG

...
was wird denn immer so schön normal verteilt angenommen? .....

Auf der Seite von AGI http://www.stk.com/corporate/mediaCenter/news/iridium-cosmos/ wird von einer Berechnung der  "Satellite collision with a Gaussian, statistical breakup model" (Satelliten Kollision mit einem statistischen Modell des Auseinanderbrechens) gerechnet.

Klickt man dort beim ersten Video die technische Beschreibung an findet man folgendes:

The breakup model is a statistical model that generates 1,000 debris samples for each satellite, numerically integrated in a full force model in STK/Astrogator. Statistical debris models employ stochastic processes useful for rapidly characterizing a debris event to understand where debris could go and can assist in risk analysis. While not requiring observation data to run, this model can be refined by seeding the statistical values with data from tracked debris as it becomes available. An output of the model is a high-precision catalog of ephemeris data. The breakup model used a Gaussian distribution of samples with a 1 km/s delta-V magnitude (sigma 1 km/s) and uniform density and mass distributions. The breakup model delta-V directions were set to Azimuth -90 deg and an elevation of 38 deg and -38 deg (sigma 30 deg). The propagator used a JGM2 gravity field with degree 12 and order 12. The computational time to generate these models in STK is extremely rapid with the ability to calculate results for several day propagations in less than 15 minutes on a single legacy processor. Since each piece is modeled individually, parallel processing techniques would provide near instant data if required. Values for propagators and breakup statistics are user controlled

ich versuche einmal eine freie Übersetzung des Ganzen:
es wurde für das Modell ein Szenario herangezogen, welches pro Satellit ein Auseinanderbrechen in 1000 Trümmerstücke annimmt.
Dieses Modell (ich denke man meint die Randparameter werden angepasst) wird später ergänzt um Daten, die durch das "tracken" von Trümmerteilen ermittelt werden.

Auf alle Fälle soll dies Modell einen ziemlich präzisen Katalog von  Ephemeris-Daten erzeugen.

Die Stichprobendaten für die Trümmerstücke werden dabei wie folgt angenommen:
1 km/s Relativ Geschwindigkeit mit einer Standardabweichung (Sigma) von 1km/s, bei gleicher Dichte und Massenverteilung.

Die Richtungen des jeweiligen Geschwindigkeitsvektors werden mit einem Azimuthwinkel von  -90 Grad und Elevation zwischen 38 Grad und -38 Grad bei einem Sigma von 30 Grad angenommen.

Das dazu vom Vorhersager noch ein "JGM2 gravity field with degree 12 and order 12" angesetzt wurde, sagt mir persönlich nichts (vielleicht könnt Ihr damit weiterhelfen).

Zumindest soll dieses Modell es ermöglichen in kurzer Zeit Gefährdungspotentiale für andere Flugkörper zu ermitteln.

(Meine)Anmerkung: Meinem Vertändnis nach werden die Ermittelten Daten dem STK-Conjunction Modul übermittelt um die Gefährdungen der andern Objekte zu ermitteln....

Ich hoffe damit die Kernaussage des Artikels getroffen zu haben.
Wie vorhin schon gepostet probiere ich gerade mit einer Testversion des STK - Aber das Kollisionsmodul habe ich noch nicht testen können.
.......

Thomas

Danke Thomas,

genau diese Symmetrie in den Streuungen (was ja genau die Normaverteilung mit ausmacht) ziehe ich in Zweifel. Die kollidierten Objekte beeinflussen auch gegenseitig die Orbits ihrer Trümmer, so dass sich eine schiefe Verteilung der resultierende Geschwindigkeitsvektoren ergeben sollte.

..... Also ist die Simulation eigentlich nur eine Spielerei.
...

Wie man es nimmt....
Es ist nicht das erste Mal, dass Teile im Weltraum kollidieren. Die Nasa hat dafür mittlerweile auch im Orbital Debris Programm ein Modell entwickelt. Sieht man sich das nächste Video auf der STK-Seite an, so findet man folgende Beschreibung für das dort benutzte Modell:

This is a 1000 object statistical sample of more than 2,600 fragments predicted using a modification of the NASA Evolve debris model. This model abstracts structural and material fragmentation physics. Outcomes depend on the degree of contact between the two satellites, distinguishing between portions totally involved and those outside the contact area. This depiction uses initial on-orbit masses of 685 Kg for Iridium and 900 kg for Cosmos 2251 and assumes 30% direct contact for each object. The model can also release instantaneously energy stored in unexpended propellants, although that capability was not used in this case.

Hier werden also Masseneinflüsse und der Einfluss durch eine Partialkollision berücksichtigt. In diesem Modell könnten noch Treibstoffreaktion verarbeitet werden, welches aber nicht durchgeführt wurde.

Alles in allem dienen meinem Verständnis nach diese Modelle dazu einen relativ realen Ausgangspunkt der Situation zu schaffen. Durch beobachtungen werden die Parameter angepasst, bis man den Hergang formeltechnisch beschreiben kann.

Das wiederum führt zu einer entsprechenden Modifikation des Anfangsmodells, was für zukünftige Fälle eine verbesserte Vorhersagemöglichkeit gibt.....

... somit ist und bleibt es eine Simulation ... wie z. B. Fahrzeugcrashsimulationsrechnungen - das Ergebnis sieht man erst, wenn diese dann auch zusammenrauschen - hier in diesem Fall, wenn die ersten Trümmerstücke erfasst und katalogisiert sind....

Langsam wird es voll:

COSMOS 2251 bringt es im Momant auf 144 Trümmerteile
Iridium 33 auf 68.

Auf meiner LIVE-SIMULATION , siehe den beigefügten Screenshot, sieht man die beiden Trümmerfelder in pink. Der schmale Kreis stellt den Aufenthaltsort des Trümmerteils dar, die Linie die jeweils letzten bzw. zukünftigen 15 Minuten.

Grün dargestellt ist COSMOS 2421 mit einer Bahn von +-5Minuten um den Aufenthaltsort.

Das dazu vom Vorhersager noch ein "JGM2 gravity field with degree 12 and order 12" angesetzt wurde, sagt mir persönlich nichts (vielleicht könnt Ihr damit weiterhelfen).

Hallo Thomas,

JGM2 steht für "Joint Gravity Modell 2", mittlerweile gibt es auch schon JGM3 (und eine Reihe anderer Modelle). Solche Gravitationsmodelle braucht man, wenn man Orbits im LEO sehr genau berechnen möchte. Da fließt dann alles ein, was man über die Verteilung der Gravitationspotentiale weiß. Zu diesem Zweck erstellt man ein Modell eines Geoids, das möglichst genau sein soll - hier geht es um die Abweichung der Erde von einer Kugelform.  

Bei "degree 12 and order 12" handelt es sich um Parameter der Kugelflächenfunktion (spherical harmonics).
12x12 könnte man als Maß für die "Auflösung" des Modells nehmen, also wie groß einzelne Abschnitte auf deinem Geoid sind, je größer diese Werte sind, desto höher ist die Auflösung. 12x12 ist nicht so besonders dolle - der Rechenaufwand wird allerdings schnell riesig, je genauer man ein Modell berechnen lassen will.

Um überhaupt zu solch einem Modell zu kommen, braucht man natürlich erstmal ein paar Messdaten, wozu man in der Vergangenheit schon einige Missionen durchgeführt hat (z.B. TOPEX/Poseidon, LAGEOS 1+2). Die anstehende Mission GOCE wird uns hoffentlich zu einem wesentlich genaueren Geoid-Modell verhelfen!  

Hallo Thomas,

JGM2 steht für "Joint Gravity Modell 2",.........

@Kreuzberga
danke für die Info. Ich versuche gerade mittels des STK und den öffentlich verfügbaren Daten eine Simulation zu bauen, die zumindest die Annäherung der beiden Objekte zeigt.

Bei der entsprechenden Vergrösserung scheinen sich die Objekte auch zu durchdringen....

Die Berechnung mit öffentlich verfügbaren Orbitdaten TLE zeigt beim STK die naheste Annäherung bei ca. 600 Metern, mit den Perl-Modulen von Tom Wyant komme ich auch auf ca. 600 Meter. Allerdings weichen die Perl-Module zum STK bei Azimuth und Elevation ab.......

Hat eigentlich jemand von Euch die Möglichkeit sich die Perl-Algorithmen einmal anzusehen?
Bzgl. Entfernung habe ich Ungenauigkeitnen von max. 1m bei den Winkeln ist das schon extremer....
evtl. hat ja jemand eine Idee?

Trotz alledem viel Spass (auch mit meiner LIVE-SIMULATION) ;-)

Thomas

Hi Thomas

Hat eigentlich jemand von Euch die Möglichkeit sich die Perl-Algorithmen einmal anzusehen?

Was meinst du damit? Ob jemand Perl kann?  :-?

Mane

Hi Thomas


Was meinst du damit? Ob jemand Perl kann?  :-?

Mane

... Ich glaube ganz ohne dem geht es evtl. nicht......

also dies sind die Ergebnisse aus meiner Rechnung mit den Perl Astro::ECI::TLE Modulen


Es ist Tue Feb 10 17:55:597957 2009
EPOCH 1234284959.7957


Die Entfernung von COSMOS NACH IRIDIUM ist 0.698011327562359
Azimuth = 243.294246488226
Elevation = -2.65543776234093

IRIDIUM 33-TLE-Daten, NORAD-ID 24946:

IRIDIUM 33
1 24946U 97051C   09040.78448243 +.00000153 +00000-0 +47668-4 0 04775
2 24946 086.3994 121.7028 0002288 085.1644 274.9812 14.34219863597336

TLE-Daten
from: Mon Feb  9 18:49:39 2009
Eccentricity : 0.0002288
Inclination  : 86.3994
Mean Motion  : 14.34219863
Mean anomaly at epoch: 274.9812
Right Ascension of ascending node: 121.7028
Argument of perigee              : 85.1644
IRIDIUM 33 Hoehe APO x Peri : 779.298 km x 776.023 km
Orbit number at epoch: 59733

COSMOS 2251-TLE-Daten, NORAD-ID 22675:

COSMOS 2251
1 22675U 93036A   09040.49834364 -.00000001  00000-0  95251-5 0  7411
2 22675 074.0355 019.4646 0016027 098.7014 261.5952 14.31135643817415

TLE-Daten
from: Mon Feb  9 11:57:36 2009
Eccentricity : 0.0016027
Inclination  : 74.0355
Mean Motion  : 14.31135643
Mean anomaly at epoch: 261.5952
Right Ascension of ascending node: 19.4646
Argument of perigee              : 98.7014
COSMOS 2251 Hoehe APO x Peri : 799.423 km x 776.453 km
Orbit number at epoch: 81741


Mit dem Programm STK 8 von AGI ergibt sich:
Azimuth 308.835
Elevation 2.606
Range (km) 0.698012



Hier der Auszug aus dem Perl Skript:


 use Astro::Coord::ECI;
 use Astro::Coord::ECI::Sun;
 use Astro::Coord::ECI::Moon;
 use Astro::Coord::ECI::TLE;
 use Astro::Coord::ECI::TLE::Set;
 use Astro::Coord::ECI::Utils qw{:all};

# TLE-Data Input - if no file specified
my $tle_data_1 =(<<EOD);
IRIDIUM 33
1 24946U 97051C   09040.36587205  .00000121  00000-0  36194-4 0  4723
2 24946 086.3996 121.8779 0002273 085.9342 274.2112 14.34219614597272
IRIDIUM 33
1 24946U 97051C   09040.78448243 +.00000153 +00000-0 +47668-4 0 04775
2 24946 086.3994 121.7028 0002288 085.1644 274.9812 14.34219863597336
IRIDIUM 33
1 24946U 97051C   09041.76123952  .00000148  00000-0  45664-4 0  4735
2 24946 086.3989 121.2960 0002253 089.6115 270.5342 14.34220263597475
EOD

my $tle_data_2 =(<<EOD);
COSMOS 2251
1 22675U 93036A   09039.51970769 -.00000003 +00000-0 +87983-5 0 07417
2 22675 074.0356 021.2473 0016045 100.8058 259.4899 14.31135543817277
COSMOS 2251
1 22675U 93036A   09040.49834364 -.00000001  00000-0  95251-5 0  7411
2 22675 074.0355 019.4646 0016027 098.7014 261.5952 14.31135643817415
COSMOS 2251
1 22675U 93036A   09041.75659016 -.00000010  00000-0  60222-5 0  7421
2 22675 074.0357 017.1729 0016015 095.9865 264.3113 14.31135598817592
EOD




my @iridium = Astro::Coord::ECI::TLE::Set->aggregate (Astro::Coord::ECI::TLE->parse ($tle_data_1));
my @cosmos  = Astro::Coord::ECI::TLE::Set->aggregate (Astro::Coord::ECI::TLE->parse ($tle_data_2));

.....

$iridium[0]->universal($time);
$cosmos[0]->universal($time);
($azimuth, $elevation, $range) = $iridium[0]->azel ($cosmos[0]);

print "\n\n\nDie Entfernung von COSMOS NACH IRIDIUM ist $range\n\n\n";
print "Azimuth = ".rad2deg($azimuth)."\n";
print "Elevation = ".rad2deg($elevation)."\n";


Hat jemand eine Idee?? Zumindest freut mit die Entfernung schon relativ genau zu haben.....

Es wird voller:

COSMOS 2251 bringt es im Momant auf 244 Trümmerteile
Iridium 33 auf 108.

Um bessere Übersicht zu bekommen sind jetzt nur noch die letzten und die zukünftigen 5 Minuten der Bahn in meiner Simulation eingezeichnet.

Ich versuche einmal die Statisktik zu eröffnen:

In Kürze: Die Trümmerteile kreuzen die Bahn der ISS! :'(

Hier eine Statistik zu Cosmos2251:

 
 
 

Katalogisierte Teile:	244
On Orbit:	244
Verglüht:	0

[/tt]

	Inklination	Exentrizität	Apogäum	Perigäum	Umlaufzeit
MIN	73,74	0,0005	727,5	248,3	94,67
MAX	74,22	0,0610	1687,8	776,7	109,98

[/tt]

Hier eine Statistik zu IRIDIUM33:

 
 
 

Katalogisierte Teile:	108
On Orbit:	108
Verglüht:	0

[/tt]

	Inklination	Exentrizität	Apogäum	Perigäum	Umlaufzeit
MIN	85,62	0,0003	774,4	524,4	97,74
MAX	86,55	0,0325	1262,6	782,2	105,58

[/tt]


Sehen wir uns doch einmal die Bahndaten vor und nach dem Zusammenprall an:

Vorher:
------
WGS84 COSMOS 2251 Hoehe APO : 799.423 x 776.453 km
Eccentricity : 0.0016027
Inclination  : 74.0355
------
WGS84 IRIDIUM 33 Hoehe APO : 779.298 x 776.023 km
Eccentricity : 0.0002288
Inclination  : 86.3994
------

Nachher:
------
WGS84 COSMOS 2251 Hoehe APO : 799.414 x 776.461 km
Eccentricity : 0.0016015
Inclination  : 74.0357
------
WGS84 IRIDIUM 33 Hoehe APO : 779.271 km x 776.047 km
Eccentricity : 0.0002253
Inclination  : 86.3989
------


COSMOS 2251-TLE-Daten, NORAD-ID 22675:

COSMOS 2251
1 22675U 93036A   09040.49834364 -.00000001  00000-0  95251-5 0  7411
2 22675 074.0355 019.4646 0016027 098.7014 261.5952 14.31135643817415

TLE-Daten
from: Mon Feb  9 11:57:36 2009
Eccentricity : 0.0016027
Inclination  : 74.0355
Mean Motion  : 14.31135643
Mean anomaly at epoch: 261.5952
Right Ascension of ascending node: 19.4646
Argument of perigee              : 98.7014
WGS84 COSMOS 2251 Hoehe APO : 799.423 km
WGS84 COSMOS 2251 Hoehe peri: 776.453 km
Orbit number at epoch: 81741

COSMOS 2251-TLE-Daten, NORAD-ID 22675:

COSMOS 2251
1 22675U 93036A   09041.75659016 -.00000010  00000-0  60222-5 0  7421
2 22675 074.0357 017.1729 0016015 095.9865 264.3113 14.31135598817592

TLE-Daten
from: Tue Feb 10 18:09:29 2009
Eccentricity : 0.0016015
Inclination  : 74.0357
Mean Motion  : 14.31135598
Mean anomaly at epoch: 264.3113
Right Ascension of ascending node: 17.1729
Argument of perigee              : 95.9865
WGS84 COSMOS 2251 Hoehe APO : 799.414 km
WGS84 COSMOS 2251 Hoehe peri: 776.461 km
Orbit number at epoch: 81759


IRIDIUM 33-TLE-Daten, NORAD-ID 24946:

IRIDIUM 33
1 24946U 97051C   09040.78448243 +.00000153 +00000-0 +47668-4 0 04775
2 24946 086.3994 121.7028 0002288 085.1644 274.9812 14.34219863597336

TLE-Daten
from: Mon Feb  9 18:49:39 2009
Eccentricity : 0.0002288
Inclination  : 86.3994
Mean Motion  : 14.34219863
Mean anomaly at epoch: 274.9812
Right Ascension of ascending node: 121.7028
Argument of perigee              : 85.1644
Grosse Halbachse :7155797.474
Kleine Halbachse :7155797.287
IRIDIUM 33 Abstand Erdmittelpunkt APO : 7157434.721 m
IRIDIUM 33 Abstand Erdmittelpunkt peri: 7154160.228 m
WGS84 IRIDIUM 33 Hoehe APO : 779 km
WGS84 IRIDIUM 33 Hoehe peri: 776 km
WGS84 IRIDIUM 33 Hoehe APO : 779.298 km
WGS84 IRIDIUM 33 Hoehe peri: 776.023 km
Int.  IRIDIUM 33 Hoehe APO : 779.047 km
Int.  IRIDIUM 33 Hoehe peri: 775.772 km
Orbit number at epoch: 59733

IRIDIUM 33-TLE-Daten, NORAD-ID 24946:

IRIDIUM 33
1 24946U 97051C   09041.76123952  .00000148  00000-0  45664-4 0  4735
2 24946 086.3989 121.2960 0002253 089.6115 270.5342 14.34220263597475

TLE-Daten
from: Tue Feb 10 18:16:11 2009
Eccentricity : 0.0002253
Inclination  : 86.3989
Mean Motion  : 14.34220263
Mean anomaly at epoch: 270.5342
Right Ascension of ascending node: 121.296
Argument of perigee              : 89.6115
Grosse Halbachse :7155796.144
Kleine Halbachse :7155795.962
IRIDIUM 33 Abstand Erdmittelpunkt APO : 7157408.345 m
IRIDIUM 33 Abstand Erdmittelpunkt peri: 7154183.943 m
WGS84 IRIDIUM 33 Hoehe APO : 779 km
WGS84 IRIDIUM 33 Hoehe peri: 776 km
WGS84 IRIDIUM 33 Hoehe APO : 779.271 km
WGS84 IRIDIUM 33 Hoehe peri: 776.047 km
Int.  IRIDIUM 33 Hoehe APO : 779.020 km
Int.  IRIDIUM 33 Hoehe peri: 775.796 km
Orbit number at epoch: 59747



Live-Simulation:
  http://thomas-wehr.homeip.net/space/earthview-special.php

Viel Spass
Thomas

Nimmt man jedoch die TLE-Daten vom 12.02.2009 egibt sich folgendes Bild:

COSMOS2251:
Vorher   799,414 x 776,461 km
Nachher 802,698 x 767,094 km

IRIDIUM33:
Vorher 779,298 x 776,023 km
Nachher 791,037 x 775,873 km

......

Das zeigt doch eher, was für Energien frei geworden sind.....
aber warum zwei Stunden nach dem Bang noch keine Abweichungen zu sehen sind ist mir noch unklar.....

aber warum zwei Stunden nach dem Bang noch keine Abweichungen zu sehen sind ist mir noch unklar.....

Hallo Thomas,

was meinst du? Welche Abweichung? Oder habe ich etwas überlesen ...

Hallo Daniel bitte vergleiche bitte einmal die Höhen in Post 67 und 68.

In Post 67 die Vorher/Nachher-Betrachtung ergab höhenmäßig kaum Unterschiede. Die Orbitdaten vom 12.02.2009 zeigen jedoch im Vergleich zum 09.02.2009 gravierende Änderungen auf.

..... das ist mir aber erst aufgefallen, als ich noch ein wenig die Tabellen las.....

...
aber warum zwei Stunden nach dem Bang noch keine Abweichungen zu sehen sind ist mir noch unklar.....

Da die Bahndaten erst aus der Verrechnung mehrerer Beobachtungen entstehen, finde ich die Verzögerung nicht weiter verwunderlich.
Bei der ISS dauert es nach einem Reboost auch immer etwas, bis die Bahndaten sich stabilisiert haben (Einschwingverhalten von Filteralgorithmen?).

Gruß Astroman

Wir zählen jetzt für COSMOS2251 274 und für IRIDIUM33 129 Teile.

Obwohl die Mehrzahl der Objekte noch die ursprünglich Bahn der beiden Satelliten erkennen lässt, sind viele Teile schon ausserhalb der Ursprungsbahn zu finden.

LIVE-SIMULATION

Sieht man sich auf der Seite von TS Kelso den SOCRATES Report an http://www.celestrak.com/SOCRATES/top10minrange.asp, so findest man, dass die Bruchstücke von COSMOS 2251 andere Satelliten gefährden hier das Objekt 34142, welches Iridium 50 ziemlich nahe kommt (83 Meter)


IRIDIUM 50             
1 25172U 98010D   09059.37512262  .00000129  00000-0  38936-4 0  4840
2 25172  86.4021 176.9578 0002211  85.6033 274.5415 14.34214446577352
COSMOS 2251 DEB         
1 34142U 93036LP  09059.29982991  .00000338  00000-0  95489-4 0    25
2 34142  74.0053 344.5195 0068227 219.3473 140.2744 14.48381114  2032

Ein russischer General meint, dass die Kollision von den Amerikanern absichtlich herbeigeführt wurde:
http://en.rian.ru/russia/20090303/120392490.html

Offenbar hat man ihm noch nicht mitgeteilt, dass der kalte Krieg vorbei ist....

Ja, ein Russischer General soll gesagt haben, die USA könnte die Satellitenkollision (zwischen KOSMOS 2251 und IRIDIUM 33) geplant haben.

Die russische Nachrichtenagentur RIA Novosti berichtet am 03.03.2009, ein russischer Militärexperte glaube, die Kollision zwischen einem russischen und einem US-amerikanischen Satelliten Anfang Ferbuar 2009 war eher eine geplante Aktion als ein Unfall.

Nach offiziellen Angaben kollidierten einer von 66 Satelliten des US-amerikanischen Kommunikationssatellitenbetreibers Iridium und der 1993 gestartete russische Satellit Kosmos 2251, von dem man annehme, das er ausser Betrieb war, am 10. Februar 2009 in etwa 800 Kilometern Höhe über Sibirien, so RIA Novosti.

Im einem Interview mit der Moskauer Zeitung Komsomolets habe der pensionierte Generalmajor Leonid Shershnev geäußert, der US-amerikanische an der Kollision beteiligte Satellit sei vom US-amerikanischen Militär im Zusammenhang mit dem Forschungsprojektes Orbital Express, welches im Jahre 2007 begonnen habe, verwendet worden.

Orbital Express als Weltraummission der Defense Advanced Research Projects Agency (DARPA) und des Marshall Space Flight Center (MSFC) der NASA habe das Ziel gehabt, die Machbarkeit von unbemanntem automatischen autonomen Nachtanken und der Umkonfiguration von Satelliten zu studieren.

Im Rahmen der STP-1 Mission der US-amerikanischen Luftwaffe sei Orbital Express im März 2007 gestartet worden. Ein Servicefahrzeug (ASTRO) und ein zu bedienender Satellit (NextSat) seien erfolgreich getestet worden, alle Missionziele seien erreicht worden, und das Programm habe man im Juli 2007 offiziell abgeschlossen.

Leonid Shershnev soll nun unterstellen, das US-amerikanische Militär habe beschlossen, das Programm fortzuführen und Techniken zu entwickeln, die Satelliten mit Manipulatoren ermöglichen, andere Statelliten zu beobachten und zu inspizieren.

Die Satellitenkollision könnte ein Indiz dafür sein, dass die Vereinigten Staaten solche Techniken entwickelt haben könnten und in der Lage seien, feindliche Satelliten zu manipulieren, und sie durch ein einzelnes Kommando von einem Kontrollzentrum zu zerstören.

Ziemlich konstruiert, finde ich. 

Aber nicht einzigartig. China hat sehr ähnlich "argumentiert", nach dem die Beobachtung des DSP-23 durch Mitex bekannt wurde.

>> https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=3404.msg27338#msg27338
http://www.raumfahrer.net/news/raumfahrt/21012009172732.shtml

Gruß  Thomas