Erdumlaufbahn

Eine Erdumlaufbahn ist die Umlaufbahn, der ein Objekt folgt, das um die Erde kreist . Seit Beginn des Weltraumzeitalters (1957) wurden mehrere tausend Satelliten im Orbit um unseren Planeten platziert. Die Umlaufbahnen von Raumfahrzeugen haben unterschiedliche Eigenschaften, um die Ziele ihrer Mission zu erfüllen. Millionen von Weltraumschrott aller Größen, die aus Weltraumaktivitäten resultieren, umkreisen ebenfalls die Erde. Neben von Menschenhand geschaffenen Objekten umkreist ein Naturobjekt, der Mond , die Erde.

Bahnparameter eines Satelliten um die Erde

Die elliptische Bahn eines Satelliten um die Erde wird durch zwei Ebenen - die Bahnebene ( Bahnebene ) und die Äquatorebene (die Ebene, die durch den Äquator der Erde verläuft) - und durch sechs Parameter (die Elemente) beschrieben ): die große Halbachse , Exzentrizität , Neigung , Länge des aufsteigenden Knotens , das Perigäumargument und die Position des Objekts in seiner Umlaufbahn. Zwei dieser Parameter - Exzentrizität und große Halbachse - definieren die Flugbahn in einer Ebene, drei andere - Neigung, Länge des aufsteigenden Knotens und Argument des Perizentrums - definieren die Ausrichtung der Ebene im Raum und das letzte - Moment des Durchgangs at pericenter - definiert die Position des Objekts.

Der Satellit bewegt sich auf einer Ellipse (eine Kreisbahn ist ein Sonderfall einer Ellipse. Die große Halbachse $beim$ ist der halbe Abstand zwischen dem Perigäum (Tiefpunkt der Ellipse) und dem Apogäum ( Höchstpunkt der Ellipse). 'Ellipse ) Dieser Parameter definiert die absolute Größe der Umlaufbahn.
Exzentrizität e{\ displaystyle e} $e$ : Eine Ellipse ist der Ort der Punkte, deren Summe der Entfernungen zu zwei Fixpunkten, den Brennpunkten (undauf dem Diagramm), konstant ist. Die Exzentrizität misst den Versatz der Brennpunkte vom Mittelpunkt der Ellipse (im Diagramm); es ist das Verhältnis des Zentrumsfokusabstands zur großen Halbachse. Die Art der Trajektorie hängt von der Exzentrizität ab: S{\ Anzeigestil S} $S$ S'{\ Anzeigestil S '} $S'$ VS{\ Anzeigestil C} $VS$
- $e = 0$ : Kreisbahn
- $0 <e <1$ : elliptische Umlaufbahn
- $e = 1$ : Parabolische Flugbahn: Der Satellit bleibt nicht in der Umlaufbahn und fällt auf die Erde zurück.
- $e> 1$ : hyperbolische Flugbahn: Der Satellit verlässt die Erdumlaufbahn und begibt sich in eine heliozentrische Umlaufbahn.

Parameter der Umlaufbahn eines Satelliten um die Erde
Bahnparameter eines künstlichen Satelliten: Rektaszension des aufsteigenden Knotens ☊, Neigung i, Perigäumargument ω.
Blick senkrecht zur Orbitalebene: Haupthalbachse a, Perigäumargument ω, wahre Anomalie ν.

Die Referenzebene oder Referenzebene ist für Erdumlaufbahnen die Ebene, die durch den Äquator verläuft. Die Referenzebene und die Bahnebene sind somit zwei sich schneidende Ebenen. Ihr Schnittpunkt ist eine gerade Linie, die als Knotenlinie bezeichnet wird. Die Umlaufbahn schneidet die Referenzebene an zwei Punkten, die als Knoten bezeichnet werden. Der aufsteigende Knoten ist derjenige, durch den der Körper auf einer aufsteigenden Bahn geht; der andere ist der absteigende Knoten.

Der Durchgang zwischen der Bahnebene und der Bezugsebene wird durch drei Elemente beschrieben, die den Eulerwinkeln entsprechen :

Die Neigung , die dem Nutationswinkel entspricht : Die Neigung (zwischen 0 und 180 Grad) ist der Winkel, den die Bahnebene mit der durch den Äquator gehenden Ebene bildet. ich{\ Anzeigestil i} $ich$
- 90° fliegt der Satellit über die Pole. Bahnen mit einer Neigung nahe 0° sind polare Bahnen . Die sonnensynchrone Umlaufbahn ist eine Unterart der polaren Umlaufbahn.
- 0°: Der Satellit befindet sich permanent über dem Äquator. Bahnen mit einer Neigung nahe 0° sind quasi-äquatoriale Bahnen .
Die Länge des aufsteigenden Knotens , mit bezeichnet, der dem Präzessionswinkel entspricht : Dies ist der Winkel zwischen der Richtung des Frühlingspunktes und der Knotenlinie in der Ebene der Ekliptik. Die Richtung des Frühlingspunktes ist die Linie, die die Sonne und den Frühlingspunkt verbindet (astronomischer Bezugspunkt, der der Position der Sonne zum Zeitpunkt der Frühlings- Tagundnachtgleiche entspricht ). Die Knotenlinie ist die Linie, zu der die aufsteigenden Knoten (der Punkt in der Umlaufbahn, an dem das Objekt nördlich der Äquatorialebene verläuft) und der absteigende (der Punkt in der Umlaufbahn, an dem das Objekt südlich davon verläuft) gehören.
- Bei äquatorialen Bahnen (null Bahnneigung) hat dieser Parameter keine Bedeutung. Konventionell wird es mit 0 bewertet.
Das erwähnte Argument des Perigäums ist der Winkel, der von der Linie der Knoten und der Richtung des Perigäums (der Linie, die durch die Erde und das Perigäum der Umlaufbahn verläuft) in der Orbitalebene gebildet wird. Der Längengrad des Perigäums ist die Summe aus dem Längengrad des aufsteigenden Knotens und dem Argument des Perigäums. ω{\ displaystyle \ omega} $\Omega$
- Ein 0 ° Perigäum-Argument bedeutet, dass der Satellit der Erde am nächsten ist, während er gleichzeitig die Äquatorebene von Süden nach Norden durchquert.
- Ein 90 ° Perigäum-Argument zeigt an, dass das Perigäum erreicht ist, wenn sich der Körper in seiner maximalen Entfernung über der Äquatorialebene befindet.

Der sechste Parameter ist die Position des umlaufenden Körpers in seiner Umlaufbahn zu einem bestimmten Zeitpunkt. Es ist notwendig, es in Zukunft definieren zu können. Es kann auf verschiedene Weise ausgedrückt werden:

Sofortiger Durchgang zum Perigäum .
Die durchschnittliche Anomalie M des Objekts für einen konventionellen Moment (die Epoche der Umlaufbahn). Die durchschnittliche Anomalie ist kein physikalischer Winkel, sondern gibt den Bruchteil der Oberfläche der Umlaufbahn an, der von der Linie überstrichen wurde, die den Fokus mit dem Objekt verbindet, seit seinem letzten Durchgang am Perigäum, ausgedrückt in Winkelform. Wenn beispielsweise die Linie, die den Fokus mit dem Objekt verbindet, ein Viertel der Bahnoberfläche zurückgelegt hat, beträgt die durchschnittliche Anomalie ° °. Der mittlere Längengrad des Objekts ist die Summe aus dem Längengrad des Perigäums und der mittleren Anomalie. $0,25 \ mal 360$ $= 90$
Die wahre Anomalie .
Das Breiten-Argument.

Darstellung von Bahnparametern

Die Parameter Orbitalobjekte in der Erdumlaufbahn werden standardmäßig als Orbitalparameter auf zwei Linien dargestellt (in Englisch Two-Line Elements oder TLE). Die NORAD und die NASA führen einen Katalog dieser Parameter nicht nur für künstliche Satelliten , sondern auch für Weltraumschrott größer als 10 Zentimeter im LEO und 1 Meter im geostationären Orbit (in dieser Größe kann Trümmer nicht einzeln von Blitzern verfolgt werden). Die in diesem Katalog enthaltenen Daten ermöglichen es, jederzeit die Position von Objekten im Orbit zu berechnen. Aufgrund der vielen Störungen, denen sie unterliegen (Einflüsse der Anziehung von Mond und Sonne , atmosphärische Bremsung , Sonnenwind , Photonendruck usw. aber auch Bahnmanöver , müssen diese Parameter jedoch regelmäßig aktualisiert werden und sind nicht nur gültig für einen begrenzten Zeitraum.

Die im Katalog verwalteten Parameter sind wie folgt:

Messzeit (letzte zwei Ziffern des Jahres) 21
Epoche der Messzeit (Tag des Jahres und Bruchteil des Tages) 264.51782528
Erste Ableitung der mittleren Bewegung geteilt durch 2 6 -, 00002182
Zweite Ableitung der mittleren Bewegung geteilt durch 6 (nach dem Komma) 00000-0
BSTAR Luftwiderstandsbeiwert zum Beispiel 7
Orbitalneigung z.B. 51,6416 °
Längengrad des aufsteigenden Knotens, z. B. 247,4627 °
Exzentrizität z.B. 0,0006703
Periapsis-Argument zum Beispiel 130.5360 °
Durchschnittliche Anomalie zum Beispiel 325,0288 °
Anzahl Umdrehungen pro Tag zum Beispiel 15.72125391
Anzahl der zur gegebenen Zeit durchgeführten Umdrehungen, zum Beispiel 56.353

Katalog der Objekte im Orbit

Der Katalog listete Mitte 2019 rund 44.000 Objekte auf, darunter 8.558 seit 1957 gestartete Satelliten. 17.480 werden regelmäßig überwacht Im Januar 2019 schätzte die Europäische Weltraumorganisation , dass die amerikanische Organisation 34.000 Weltraumschrott aufspüren konnte. Millionen kleinerer Trümmer sind nicht aufgeführt.

In diesem Katalog hat jedes Objekt im Orbit zwei Kennungen, die dem Start des Satelliten oder dem Auftauchen neuer Trümmer zugeordnet sind: die COSPAR-Kennung und die NORAD-Kennung . Die COSPAR-Kennung ist eine internationale Kennung, die jedem im Orbit platzierten Objekt mit einer unabhängigen Flugbahn zugewiesen wird. Seine Struktur ist wie folgt: Startjahr, Startnummer, Buchstabe, der es ermöglicht, die verschiedenen gestarteten Satelliten zu unterscheiden. 2021-05C bezeichnet somit einen Satellit, der 2021 während des fünften Starts des Jahres in die Umlaufbahn gebracht wurde und mindestens drei Satelliten umfasste (da ihm der Buchstabe C zugewiesen wurde). Die NORAD-Kennung ist eine Seriennummer, die von der amerikanischen Organisation vergeben wird, wenn Weltraummüll abgeschossen oder entdeckt wird.

Revolutionszeit

Die Umlaufperiode (Umlaufzeit) eines Satelliten um die Erde ist die Zeit, die benötigt wird, um eine vollständige Umdrehung um die Erde zu vollenden. Sein Wert nimmt mit der Entfernung zwischen der Erde und dem Satelliten ab. Sie reicht von 90 Minuten in einer niedrigen Umlaufbahn in einer Höhe von 200 Kilometern bis zu 23 Stunden 56 Minuten in einer geostationären Umlaufbahn. In dieser letzten Umlaufbahn fällt sie mit der Umlaufperiode der Erde zusammen. Der Satellit bleibt somit permanent über derselben terrestrischen Region. Die Umlaufzeit des Mondes beträgt 27,27 Tage.

Umlaufgeschwindigkeit

Die Umlaufgeschwindigkeit um die Erde ist umso geringer, da die Umlaufbahn dazu führt, dass sich der Satellit in erheblichem Abstand von der Erde entfernt. In einer kreisförmigen Erdumlaufbahn beträgt diese Geschwindigkeit 7,9 km / s bei 200 km und 3,1 km / s auf der Ebene der geostationären Umlaufbahn. Der Mond bewegt sich mit einer Umlaufgeschwindigkeit, die zwischen 0,97 und 1,08 km / s pendelt, weil er leicht elliptisch ist. Tatsächlich variiert die Geschwindigkeit bei einer elliptischen Umlaufbahn während der gesamten Umlaufbahn: Sie erreicht ihr Maximum im Perigäum und ihr Minimum im Apogäum . So kann ein Satellit, der sich in einer Umlaufbahn von Molnia befindet, dessen Perigäum sich 500 Kilometer von der Erdoberfläche entfernt und sein Apogäum bei 39.900 Kilometern befindet, seine Geschwindigkeit von 10 km / s in Erdnähe auf 1,5 km / s in der Spitze erhöhen.

Klassifizierung von Erdumlaufbahnen

Klassifizierung nach Höhe by

Orbit Low Earth : Low Earth Orbit oder LEO ( Low Earth Orbit auf Englisch ) ist eine Erdumlaufbahn im Bereich bis zu 2000 Kilometer Höhe. Es gibt Erdbeobachtungssatelliten (Meteorologie, Klimaforschung, Katastrophenmanagement, Ernteüberwachung, Ozeanographie, Geodäsie usw.), bestimmte Telekommunikationssatelliten sowie Raumschiff-Trägerteams sowie Raumstationen , einschließlich der Internationalen Raumstation ISS . Es ist eine Umlaufbahn von größter Bedeutung für Raumfahrtanwendungen. Es ist das am dichtesten besetzte und Satellitenbetreiber müssen mit der Verbreitung von Weltraummüll und der Gefahr von Kollisionen kämpfen. Unterhalb von 90 Kilometern ist die Atmosphäre zu dicht, um ein Raumfahrzeug selbst mit Antrieb in der Umlaufbahn zu halten. Unterhalb von 400 Kilometern bewirkt die Restatmosphäre den atmosphärischen Wiedereintritt des Raumfahrzeugs nach wenigen Stunden (für die niedrigsten Höhen) bis zu einigen Jahren.

Mittlere Erdumlaufbahn : Die mittlere Erdumlaufbahn oder MEO ( Medium Earth Orbit ) ist die Region des Weltraums um die Erde zwischen 2000 und 35 786 km Höhe oder oberhalb der Erdumlaufbahn niedriger und unterhalb der geostationären Umlaufbahn.

Geosynchronous Orbit : Die geosynchrone Umlaufbahn, abgekürzt GEO ( Geosynchronous Orbit ), ist eine Umlaufbahn, in der sich ein Satellit in die gleiche Richtung wie der Planet bewegt (von West nach Ost für die Erde) und dessen Umlaufzeit gleich der Periode der Sternrotation ist der Erde (ca. 23 h 56 min 4,1 s). Diese Umlaufbahn hat eine große Halbachse von etwa 42.200 km.

Hohe Erdumlaufbahn : Die hohe Erdumlaufbahn oder HEO ( High Earth Orbit ) ist eine Erdumlaufbahn, deren Apogäum sich über der geosynchronen Umlaufbahn befindet, also etwa 35.786 km.

Einteilung nach Neigung

Eine geneigte Umlaufbahn ist eine relativ zur Äquatorialebene geneigte Umlaufbahn .

Polare Umlaufbahn : Ein Satellit in einer polaren Umlaufbahn überfliegt bei jeder Umdrehung die Pole eines Planeten (oder eines anderen Himmelskörpers) . Es dreht sich um einen Stern mit hoher Neigung, der sich in der Nähe von 90 Grad befindet, was ihn für die Erdbeobachtung interessant macht. Seine im Allgemeinen recht niedrige Höhe beträgt etwa 700 Kilometer.

Sonnensynchrone Umlaufbahn: Sonnensynchrone Umlaufbahn bezeichnet eine Umlaufbahn, deren Höhe und Neigung so gewählt sind, dass der Winkel zwischen ihrer Ebene und der Sonnenrichtung annähernd konstant bleibt. Ein Satellit, der sich in einer solchen Umlaufbahn befindet, überfliegt einen bestimmten Punkt auf der Erdoberfläche zur gleichen lokalen Sonnenzeit.

Klassifizierung nach Exzentrizität

Kreisbahn : Es ist eine Umlaufbahn, deren Exzentrizität null ist. Das Perigäum entspricht dem Apogäum .
Ellipsenbahn
- Die Hohmann-Bahn ist eine Flugbahn, die es Ihnen ermöglicht, mit nur zwei Impulsmanövern von einer kreisförmigen Umlaufbahn zu einer anderen kreisförmigen Umlaufbahn zu gelangen, die sich in derselben Ebene befindet. Durch die Beschränkung auf zwei Manöver ist diese Flugbahn diejenige, die am wenigsten Energie verbraucht, um sie zu erreichen.
- Eine geostationäre Transferbahn ist eine elliptische Bahn, die verwendet wird, um einen Satelliten in eine geostationäre Bahn zu bringen. Das Apogäum liegt auf einer Höhe von 35.786 km (der Höhe der geostationären Umlaufbahn), während das Perigäum im Allgemeinen 200 km beträgt.
- Die Molniya-Umlaufbahn ist eine Klasse von stark elliptischen Umlaufbahnen, die gegenüber der Äquatorebene um 63,4° geneigt sind und einen Zeitraum von 12 Stunden haben. Sein Gipfel liegt bei 40.000 km und sein Perigäum bei 1.000 km. Ein in dieser Umlaufbahn platzierter Satellit verbringt die meiste Zeit über den Polarregionen. Es ergänzt die Abdeckung von Satelliten im geostationären Orbit, die in diesen Regionen nicht empfangen werden. Es wurde zuerst von den Sowjets eingeführt, von denen ein Großteil des Territoriums in hohen Breiten liegt.
- Die Tundrabahn ist eine Art sehr elliptischer geosynchroner Bahn mit einer Periode von 24 Stunden. Es ist mit der Umlaufbahn von Molnia verwandt, die eine Periode von 12 Stunden hat. Es wurde von bestimmten Telekommunikationssatelliten verwendet, um Gebiete abzudecken, die von der geostationären Umlaufbahn schlecht bedient wurden, insbesondere die Pole. Diese Umlaufbahn wurde auch erstmals von den Sowjets genutzt.

Prograde oder retrograde Umlaufbahn

Wenn sich der Satellit mit einer Rotationsbewegung um die Erde dreht, die mit der der Erde identisch ist (im Uhrzeigersinn vom Nordpol aus gesehen), wird seine Umlaufbahn als prograd bezeichnet . Die allermeisten Satelliten befinden sich in einer prograden Umlaufbahn, weil man so von der Rotationsgeschwindigkeit der Erde (0,46 km / s am Äquator) profitieren kann. Ausnahmen sind israelische Satelliten, die nicht nach Westen (= in Richtung der Erdrotation) gestartet werden können, weil die Trägerrakete über bewohntes Land fliegen würde. Sie zirkulieren in einer retrograden Umlaufbahn.

Einfügung in die Erdumlaufbahn

Damit ein Raumfahrzeug in eine Erdumlaufbahn gebracht werden kann, muss ihm eine Mindestgeschwindigkeit mitgeteilt werden. Diese minimale Umlaufgeschwindigkeit beträgt etwa 7,9 km / s für einen Satelliten in einer kreisförmigen Umlaufbahn in 200 km Höhe (dies ist eine horizontale Geschwindigkeit, ein Objekt, das mit dieser oder einer höheren Geschwindigkeit vertikal gestartet wird, würde auf die Erde zurückfallen).

Beträgt die Horizontalgeschwindigkeit weniger als 7,9 km/s, beschreibt die Maschine vor der Rückkehr zur Erde eine je nach Geschwindigkeit unterschiedlich lange Parabel . Wenn die Geschwindigkeit größer ist als die Auslösegeschwindigkeit (11,2 km / s oder 40.320 km / h) seine Flugbahn beschreibt eine Hyperbel und es lässt Erdbahn sich in einer platzieren heliozentrischen Umlaufbahn (rund um die Sonne ).

Orbitabnahme

Lebensdauer eines Satelliten in niedriger Umlaufbahn

Höhe	Lebensdauer
200 km	Ein paar Tage
250 km	~ 60 Tage
300 km	~ 220 Tage
500 km	Ein paar Jahren
1000 km	Mehrere Jahrhunderte (indikativ)
1500 km	10.000 Jahre (indikativ)

Die Umlaufbahn eines Satelliten um die Erde ist nicht stabil. Es erfährt Kräfte, die es allmählich verändern. Insbesondere in der niedrigen Erdumlaufbahn wirkt die Restatmosphäre, obwohl sehr dünn, auf das Raumfahrzeug, indem sie eine aerodynamische Kraft erzeugt, die aus zwei Komponenten besteht: dem Auftrieb , senkrecht zum Geschwindigkeitsvektor, dessen Wert vernachlässigbar ist, bis die dichten Schichten der Atmosphäre erreicht werden (in einer Höhe von ca. 200 km und darunter) und der Luftwiderstand, der die Geschwindigkeit verringert und damit eine Höhenabnahme bewirkt. Der Wert des Luftwiderstands nimmt mit abnehmender Höhe zu, da die Atmosphäre dichter wird. Wenn die Sonnenaktivität intensiver ist, nimmt die Dichte der Atmosphäre in großer Höhe zu, was den Widerstand erhöht. Schließlich hängt der Luftwiderstand auch vom ballistischen Koeffizienten des Raumfahrzeugs ab, dh vom Verhältnis zwischen seinem Querschnitt, wie er in Verschiebungsrichtung erscheint, und seiner Masse. Aufgrund dieser Kraft wird ein Raumschiff in 200 Kilometer Höhe nur wenige Tage im Orbit bleiben, bevor es in die dicken Schichten der Atmosphäre eindringt und zerstört wird (oder landet, wenn es für hohe Temperaturen ausgelegt ist). Bei einer Flughöhe von 1.500 Kilometern tritt dieses Ereignis erst nach etwa 10.000 Jahren ein (siehe Tabelle).

Wenn der Satellit aufgrund seiner Höhe in die dichteren Schichten der Atmosphäre eindringt, erreicht die vom Widerstand aufgrund seiner Geschwindigkeit von rund 8 km / s erzeugte Wärme mehrere Tausend Grad. Wenn das Raumfahrzeug nicht dafür ausgelegt ist, seinen atmosphärischen Wiedereintritt zu überleben , verbrennt es, während es in mehrere Teile zerspringt, von denen einige den Boden erreichen können. Aufgrund des atmosphärischen Widerstands beträgt die niedrigste Höhe über der Erde, bei der ein Objekt in einer kreisförmigen Umlaufbahn mindestens eine volle Umdrehung ohne Antrieb machen kann, etwa 150 km, während das niedrigste Perigäum einer elliptischen Umlaufbahn etwa 90 km beträgt .

Erdungsspur

Die Bodenspur eines künstlichen Satelliten ist eine imaginäre Linie, die aus allen Punkten besteht, die auf einer Vertikalen liegen, die durch den Erdmittelpunkt und den Satelliten verläuft. Die Spur ermöglicht es, die Sichtbarkeitsorte des Satelliten vom Boden aus zu bestimmen und umgekehrt die vom Satelliten bedeckten Teile der Oberfläche zu bestimmen. Seine Eigenschaften werden durch die Parameter der Umlaufbahn bestimmt. Die vom Satelliten erfüllten Missionsziele, die Position der mit dem Satelliten kommunizierenden Bodenstationen tragen dazu bei, die Form der Bodenspur und damit im Gegenzug die erhaltenen Bahnparameter zu bestimmen.

Zusammenfassung: Höhe, Energie, Periode und Umlaufgeschwindigkeit

Startverlauf

Umlaufbahntyp	Höhe über der Oberfläche	Entfernung vom Erdmittelpunkt	Umlaufgeschwindigkeit	Umlaufzeit	Orbitale Energie
Erdoberfläche (als Referenz, dies ist keine Umlaufbahn)	0 km	6.378 km	465 m/s (1674 km/h)	23:56 Min. 4,09 Sek.	-62,6 Mj / kg
Umlaufbahn auf Oberflächenniveau (theoretisch)	0 km	6.378 km	7,9 km/s (28.440 km/h)	1h24min 18s.	-31,2 Mj / kg
Niedrige Umlaufbahn	200 bis 2000 km km	6.600 bis 8.400 km	7,8 bis 6,9 km/s	1h29min bis 2h8min	-29,8 Mj / kg
Geostationäre Umlaufbahn	35.786 km	42.000 km	3,1 km / s	23h56m. 4s.	-4,6 Mj / kg
Umlaufbahn des Mondes	357.000 - 399.000 km	363.000 - 406.000 km	0,97-1,08 km / s	27,27 Tage	-0,5 Mj / kg
Molnia-Umlaufbahn	500–39.900 km	6.900–46.300 km	0,97-1,08 km / s	11h58m.	-4,7 Mj / kg

Hinweise und Referenzen

(fr) Luc Duriez, „The problem of two bodies revisited“, in Daniel Benest und Claude Froeschle (Hrsg.), Modern Methoden der Himmelsmechanik , Gif-sur-Yvette, Frontières, 2. Aufl., 1992, S . 18 ( ISBN 2-86332-091-2 )
(in) TS Kelso, " SATCAT Boxscore " , CelesTrak (Zugriff am 23. Juni 2019 )
(in) TS Kelso, " TLE History Statistics " , CelesTrak (Zugriff am 23. Juni 2019 )
(in) " Weltraumschrott in Zahlen " , ESA ,Januar 2019
Weltraummechanik - B - Orbitale Störungen - Kap 3 - Atmosphärisches Bremsen - Lebensdauer , S. 123-128

Literaturverzeichnis

(en) Robert Guiziou, Kurs in Weltraummechanik (DESS in Space Techniques) , UNIVERSITÄT DES MITTELMEERS - AIX-MARSEILLE II,2000, 184 S. ( online lesen )
Michel Capderou, Kepler-Satelliten zu GPS , Springer,2012( ISBN 978-2-287-99049-6 )

Siehe auch

Zum Thema passende Artikel

Externe Links