Warum kann man nicht direkt zur ISS fliegen?

Die Raumfähre braucht bei einer Geschwindigkeit von ca. 28 000KM/h etwa 2 Tage für die etwa 400 KM entfernte ISS.
Meine Frage: Warum ist es nicht möglich, diese 400KM Entfernung direkt zu überbrücken, dann wäre ja dieser Flug ja eigentlich nur eine Minutensache.
Kann mir das jemand ein bißchen anschaulich erklären?

Für Antworten besten Dank im Voraus.

Ikarus013

Sei gegrüßt und willkommen im Forum,

Gute Frage, schmeiße einen leichten Ball in die Luft wie weit kommt dieser, jetzt nehme einen Medizinball und versuch das selbe, anschließend nehme ein Space- Shuttle und versuche das in die Luft zu bekommen.

  Aber die Menschen (zumindest einige) sind nicht dumm, und versuchen mit der Zentrifugalkraft diese Anziehungskraft zu überwinden.

Ich hoffe ich habe das so richtig erklärt, ist nämlich schon lange her wo ich dies gelernt habe.

Gruß

Klaus

Edit: Ich habe noch etwas vergessen, wenn man die Schwerkraft verlässt kann man nur noch bedingt lenken, und nur mit sehr intensiver Kalkulation trifft man auch den Punkt wo man hin möchte.

Hallo Ikarus,

die ISS befindet sich auf ihrem Orbit. Dieser Orbit muss vom Shuttle erst mal erreicht werden. Dazu muss es beschleunigen auf die entsprechende Orbitgeschwindigkeit der ISS. Ganz so simpel ist das nicht. Es müssen mehrere Orbitmanöver durchgeführt werden, damit sich die Orbits von Shuttle und ISS angleichen. Das Shuttle befindet sich im allgemeinen auf einem tieferen Orbit als die ISS und holt so schrittweise auf. Um dann zu Docken muss es noch die gleiche Orbithöhe wie die der ISS erreichen und dazu mehrere Orbitmanöver durchführen, was dauert, da dies nur zu bestimmten Zeitpunkten/Bahnpunkten möglich ist.

So kann man es kurz sagen, im Detail steckt da eine Menge Rechen- und Optimierungsarbeit drin.

Ich glaube Ihr liegt da ganz falsch.
Er meinte bestimmt folgendes Szenario:
Die ISS befindet sich noch "hinter" Amerika.
Das Shuttle startet und fliegt vom Startpunkt aus geradeaus
und erreicht im "Direktflug" die ISS.

Aber das geht nicht.
Man müßte gegen die Erdrotation fliegen.
Und das kostet zuviel Treibstoff und ist auch deshalb zu teuer,bzw.uneffektiv.
Die Tanks können nicht so viel "Sprit" fassen.Dann wären sie zu schwer
und man bräuchte noch mehr Treibstoff.
Die Kosten wären enorm.

So wie die Prozedur jetzt ist,ist es am Kostengünstigsten und am einfachsten.

Liege ich da richtig?

ciao,Spaceman

Zunächst danke für die Antworten.

Ich gehe von folgendem Szenaro aus:

Die Erde dreht sich, folglich steht ja die ISS nicht immer genau über dem Startort.
Nehmen wir mal an, die ISS steht wirklich mal senkrecht über dem Startort. ( Cape Canaveral ), könnte man ja sekrecht nach oben direkt zur ISS starten.
Stünde die ISS aber z.Bs. über Asien, würde die Strecke wohl schon größer werden, aber bei direktem Weg wäre der direkte Weg doch schon kürzer, als zwei Tage lang die Erde zu umkreisen.
Sicher spielen Zentrifugalkraft und Fliehkraft eine Rolle, aber ich denke, bei den riesigen und kräftigen Triebwerken
könnte doch so etwas machbar sein. Oder sind die Triebwerke für eine solche Möglichkeit wohl doch zu schwach?


Gruß und danke!
Ikarus 013

Der Treibstoffverbrauch wäre zu hoch.

N'abend,

uih, uih, uih, hier trefft Ihr aber alle ziemlich daneben  

Darf ich mal versuchen, das aufzudröseln?

Also, prinzipiell wäre es technisch durchaus möglich, die ISS innerhalb eines Umlaufs nach dem Start des Shuttle zu erreichen. Also in ca. 90 min. Das setzt aber einen Start auf die Sekunde genau voraus, wenn sich die ISS genau in der richtigen Position befindet. Sie entfernt sich ja 8 km pro Sekunde vom Zielpunkt. Spielraum hat man da nicht.

Bewiesen, daß solch ein schneller Transfer-Flug möglich ist, wurde bereits bei Gemini 11 im Herbst 1966

Siehe hier: http://de.wikipedia.org/wiki/Gemini_11

Das hat also nichts mit dem Treibstoffverbrauch zu tun, der ist immer praktisch gleich hoch.

Ikarus

Nehmen wir mal an, die ISS steht wirklich mal senkrecht über dem Startort. ( Cape Canaveral ), könnte man ja sekrecht nach oben direkt zur ISS starten.

Das geht natürlich auch nicht. Der Shuttle braucht ca. 9 min, bis er oben ist, in dieser Zeit hat sich die ISS aber schon über 4000 km weiterbewegt.

Also, möglich ist ein solcher "Blitztransfer" schon. Bloß: warum soll man es so schnell machen?

Zum einen ist der Einschußpunkt des Orbiters nie auf den Meter genau, sondern variiert um etliche Kilometer, auch in der Höhe.

Zum anderen fühlen sich die Astronauten (zumindest viele) in den ersten 24 Stunden in der Schwerelosigkeit nicht gerade gut (sog. Raumkrankheit), da passieren zu leicht Fehler.

Das sowohl von den Russen als auch den Amerikanern angewandte "2-Tage-Prinzip" hat sich einfach bewährt. Man kann auf Basis der tatsächlich erreichten Umlaufbahn und dem Abstand zur ISS die notwendigen Bahnmanöver in Ruhe berechnen. Die Astronauten können sich akklimatisieren, man kann alle Bordsystem überprüfen, etc.

"In der Ruhe liegt die Kraft".... oder   ."Gut Ding braucht Weile"  

Gruß
roger50

P.S.: Bevor ich's vergess... Willkommen im Forum, Ikarus. Ich hoffe, Du verleihst uns Flügel.

okay,da lag ich doch wohl etwas schräg.    

Der eine Teil stimmt.  "In der Ruhe liegt die Kraft"....
Wer viel ruht,der viel schafft....

Danke,roger50.

Die Erde dreht sich, folglich steht ja die ISS nicht immer genau über dem Startort.
Nehmen wir mal an, die ISS steht wirklich mal senkrecht über dem Startort. ( Cape Canaveral ), könnte man ja sekrecht nach oben direkt zur ISS starten.

Da liegt dein grösster Denkfehler.  
Die ISS steht NIEMALS über einem Punkt, sie bewegt sich mit ca. 28.000 km/h auf einer 51.6° zum Äquator geneigten Bahn. Wenn du nun mit einem Shuttle 400 km senkrecht nach oben fliegst passieren 2 Dinge:
1. Die ISS schiesst mit 28.000 km/h an dir vorbei
2. Du fällst wieder senkrecht vom Himmel
Die Schwerkraft in dieser Höhe beträgt immer noch über 90%. Das einzige was dich oben hält, ist die Geschwindigkeit, die eine Zentrifugalkraft entgegen der Erdanziehung erzeugt.
Die Erddrehung hab ich jetz mal weggelassen, sie beträgt ca. 1200 km/h am Äquator.

Hallo,

zum Thema ISS Startfenster und Bahndaten hier noch ein interessanter Link der Sternwarte Bonn:

http://www.volkssternwarte-bonn.de/info/ISS.html#startfenster

Gruß
Holi

Hallo,

Also, prinzipiell wäre es technisch durchaus möglich, die ISS innerhalb eines Umlaufs nach dem Start des Shuttle zu erreichen. Also in ca. 90 min. Das setzt aber einen Start auf die Sekunde genau voraus, wenn sich die ISS genau in der richtigen Position befindet. Sie entfernt sich ja 8 km pro Sekunde vom Zielpunkt. Spielraum hat man da nicht.

Wie sieht das bei einer möglichen LON-Mission aus, könnte und würde man da notfalls auf so ein Manöver zurückgreifen?

Gruß
Sebastian

Hallo Sebastian,

nein, würde man nicht. Bei den LON-Szenarien ist ja die ISS ein sicherer Hafen. Wenn die Crew dort in Sicherheit ist, macht ein überhastetes Start-, Anflug- und Dockingmanöver ja keinen Sinn. Eine LON-Mission sollte nicht an 2 Tagen scheitern. Auch bei der Hubble-Servicemission der Atlantis sollte es im Zweifelsfalls nicht auf 2 Tage ankommen.

Viele Informationen und danke dafür.

Nur, was ist eine LON - Mission? Wenn ich das richtig folgere ist das eine Rettungsaktion?
So bewandert bin ich in der Raumfahrt nicht.
Gruß Ikarus

Bei der Hubble-Servicemission wäre es ja theoretisch möglich, dass beide Orbiter Bahnmanöver durchführen, um sich "in der Mitte" zu treffen. Damit ließe sich die Zeit bis zum Docking verkürzen, im Vergleich zu dem vorgehen wenn nur ein Orbiter (die LON-Mission) Bahnmanöver macht.

Hallo Ikarus,

zu LON schau mal hier:
http://de.wikipedia.org/wiki/STS-3xx
http://en.wikipedia.org/wiki/STS-3xx

Das hat also nichts mit dem Treibstoffverbrauch zu tun, der ist immer praktisch gleich hoch.

Das ist nicht korrekt. Wenn man eine bestimmte Bahn in einer kürzeren Zeit erreichen möchte, dann müssen die Bahnmanöver "schärfer" sein. Das kostet mehr Sprit. Vor der MIR-Ära flogen die russischen Sojus-Kapseln so, dass sie nach einem Tag angedockt haben. Man ist später zum zwei Tage Rendezvous übergegangen, weil dann Treibstoff gespart werden kann und die Raumfahrer sich besser an die Schwerelosigkeit angepasst haben.

GG

Hallo GG,

was heißt denn "schärfer"? Ich kann das so noch nicht nachvollziehen.

Wo ich mir gerade einen Zusammenhang zwischen Zeit, Orbitmanövern und Treibstoffverbrauch vorstellen kann, ist bei kombinierten Orbithöhen- und Inklinationsmanövern. Da gibt es 2-Impuls- und 3-impulsmanöver, je nachdem wann und wo man das abschließende Inklinationsmanöver durchführt. Das 3-Impulsmanöver ist treibstoffsparender, dauert aber länger bis zum Abschluss.
Das kann aber bei der Frage hier praktisch nicht zutreffen, da man ja gleich am Start die entsprechende Inklination einschlägt und dann (bis auf kleine Inklinationskorrekturen) nur noch Manöver in der Orbithöhe durchführt. Da wird man sich im allgeimeinen auf Hohmanntransfers beschränken. Wenn es sehr schnell gehen soll, kann man dann auch abkürzen (was hier aber nur im Minutenbereich Vorteile bringt) und benötigt dann mehr Treibstoff.

Ich denke, es geht dabei eben um die Korrekturen. Als man mit Sojus T 15 zum zweitägigen Anflug überging, sparte man damit 50% des Treibstoffes (obwohl die MIR sich nicht mehr dem anfliegenden Raumschiff entgegendrehte). Jedenfalls war das so in der Fliegerrevue zu lesen. Es ist für mich auch vollkommen logisch. (Außerdem ist wohl jedes Manöver ein kombiniertes Orbitalhöhen- und Inklinationsmanöver, meinst Du nicht auch).

Mit dem "schärfer" kannst Du Dir das so vorstellen, dass eine Richtungsänderung geringer ausfallen muss, je eher man sie durchführt, da man ja einen längeren Weg bis zum Ziel hat.  (Beim Auto würde man das vorausschauendes Fahren nennen.) Oder stell Dir ein Schiff in einer Strömung vor. Ich weiß, der Vergleich hinkt aber das Prinzip ist dasselbe. Wenn Du erst kurz vor dem Steg ein Manöver ausführen willst, dann musst Du das Ruder viel stärker einschlagen.

GG

Ich kann der Argumentation trotzdem nicht folgen. Bei Orbitmanövern in der Orbithöhe wird keine Richtungsänderung durchgeführt, sondern einfach nur "Gas gegeben", dazu wird der meiste Treibstoff benötigt.  Normalerweise macht man das in Perigäum und Apogäum des jeweilige Orbits und da ist dann das benötigte DeltaV genau definiert. Das kann man nicht "schärfer" oder weniger "scharf" machen.

Tja, mehr kann ich dazu nicht sagen. Fakt ist jedenfalls, dass man 1986 bei Sojus-T zum Zwei-Tage-Regime vor allem wegen der Treibstoffersparnis gewechselt ist. Warum sollte dies bei anderen Raumfahrzeugen anders sein? Mit Bahnmechanik habe ich mich bisher noch nicht beschäftigt.

GG

Moin moin,

Schillrich

Bei Orbitmanövern in der Orbithöhe wird keine Richtungsänderung durchgeführt, sondern einfach nur "Gas gegeben", dazu wird der meiste Treibstoff benötigt.  

Das erstere ist korrekt, sofern die Ausgangsbahn in der selben Bahnebene wie die Zielbahn liegt. Geringe Abweichungen in der Inklination müssen aber ausgeglichen werden, was man sinnvollerweise (geringerer Treibstoffbedarf) im Apogäum der aktuellen Flugbahn durchführt. Inklinationsänderungen aber sind u.U. aufwändiger als Bahnanhebungen, da der Schub (also die Kraft) nur zum Teil genutzt wird. Vektorrechnung.

GG

Fakt ist jedenfalls, dass man 1986 bei Sojus-T zum Zwei-Tage-Regime vor allem wegen der Treibstoffersparnis gewechselt ist.

Das ist auch korrekt. Wie ich schon im ersten Beitrag schrieb, ist der Einschuß nicht immer exakt, weicht in Höhe, Geschwindigkeit UND Inklination mehr oder weniger von den Zielwerten ab. Wenn ich dann also schnell (z.B. innerhalb eines Tages) ein Ziel erreichen will, kann ich die Korrekturen nicht immer am optimalen Bahnpunkt durchführen. Siehe oben. Das treibt den Treibstoffbedarf in die Höhe.

Habe ich mehr Zeit zur Verfügung, kann ich Manöver besser timen.

Dies steht nicht im Widerspruch zu meiner Aussage, daß man die ISS DIREKT erreichen könnte, aber ein 2- oder 3-Tage Transfer ist aus allen genannten Gründen sinnvoller.

roger50

Das hat also nichts mit dem Treibstoffverbrauch zu tun, der ist immer praktisch gleich hoch.

Dabei hatte ich gedanklich vorausgesetzt, daß keine Inklinationsänderungen erforderlich snd.

Gruß
roger50

Roger hat alle unsere 3 Meinungen gut zusammengeführt .

PS: Auch ich bin davon ausgegangen, dass man gleich am Start die richtige Inklination mit dem Träger einschlägt. Das Shuttle macht kaum Inklinationsmanöver, bis auf Korrekturen. Roger hat Recht, dass Inklinationsänderungen sonst den meisten Treibstoff verbrauchen, darauf beziehen sich die erwähnten 2-Impuls- und 3-Impulsmanöver.

Hallo,

danke für Deine Antwort von Gestern, Schillrich.
Interessante Fortführung des Themas, die mich dazu gebracht haben erstmal über die Begriffe wie Inklination nachzulesen, http://de.wikipedia.org/wiki/Bahnelemente.

Bei den ganzen Fremdwörtern bekommt man ja nenn ganz schönen Knoten in der Zunge... und weiter Oberhalb dieser...
Eine Inklination versteh ich ja gerade so noch, aber bei "Perigäum und Apogäum des jeweiligen Orbits" hörts aber z.Zt. defenitiv auf.

So ein Kurzstart-Manöver wird also mit Sicherheit nicht angewendet, auch wenns technisch möglich ist, ok. Aber für den Orbiter-Simulator wär das doch ein feines Sceniario oder?

Gruß und gute Nacht
Sebastian

Hallo Sebastian,
hallo an alle,

OK, jetzt hab auch ich das kapiert, aber ist ein interessanter Aspekt, was wohl der Raumfahrt - Simulator dazu sagen würde.
Hat man denn ein solches Szenario schon mal durchgespielt?

Gruß

Ikarus 013