Ich versuche, ein Problem zu lösen, bei dem ich die Umlaufbahn eines Satelliten berechnen muss, aber zuerst möchte ich jemanden hier um einige Erläuterungen bitten, der sich mit diesen Dingen auskennt. Ich muss eine Umlaufbahn so entwerfen, dass keine Manöver (ein Teil des Problems) erforderlich sind, um sie aufrechtzuerhalten, und der Hinweis ist, dass es nur J2-Störungen gibt und dass die Umlaufbahn elliptisch ist. Ich verstehe das nicht wirklich, also kann jemand erklären, was sie nur mit J2-Störungen meinen und wie es hier relevant ist? (bitte nur um eine Erklärung)
Vielen Dank!
Aufgrund der Abflachung der Erde (der äquatorialen Ausbuchtung der Erde) präzediert (rotiert) die Umlaufbahnebene eines geozentrischen Satelliten relativ zum Trägheitsraum. Die Geschwindigkeit, mit der sich die Knotenlinie aufgrund dieser Ausbuchtung bewegt, ist gegeben durch
Für einen gegebenen Bahnparameter ( ) und mittlere Bewegung ( ) kann die Neigung einer geozentrischen Satellitenbahn gewählt werden, um beispielsweise eine sonnensynchrone Bahn zu erhalten ( pro Tage, bzw Grad pro Tag).
Koordinatensystem
Dieser Wikipedia-Artikel (und das Diagramm aus diesem Artikel) beschreibt das verwendete Koordinatensystem.
Die Orbitalebene (gelb) schneidet eine Referenzebene (grau). Bei erdumlaufenden Satelliten ist die Bezugsebene normalerweise die Äquatorebene der Erde. Der Schnittpunkt wird als Knotenlinie bezeichnet, da er den Massenmittelpunkt mit den aufsteigenden und absteigenden Knoten verbindet. Diese Ebene zusammen mit dem Frühlingspunkt ( ), bildet einen Referenzrahmen.
Zwei Elemente, die die Größe und Form der elliptischen Umlaufbahn definieren, sind die große Halbachse, , und die Exzentrizität, . Das Semi-Latus-Rektum ist verwandt und von .
Zwei Elemente definieren die Orientierung der Bahnebene, in die die Ellipse eingebettet ist: die Neigung, , und der Längengrad des aufsteigenden Knotens, .
Karl Witthöft
Christo