https://wiki-de.moshellshocker.dns64.de/index.php?action=history&feed=atom&title=Geostation%C3%A4re_TransferbahnGeostationäre Transferbahn - Versionsgeschichte2026-06-12T14:30:00ZVersionsgeschichte dieser Seite in Wikipedia (Deutsch) – Lokale KopieMediaWiki 1.43.8https://wiki-de.moshellshocker.dns64.de/index.php?title=Geostation%C3%A4re_Transferbahn&diff=155680&oldid=prev95.222.83.134: Keine andere Beziehung erkennbar. Beträgt so lange, dass?!2025-01-17T18:21:12Z<p>Keine andere Beziehung erkennbar. Beträgt so lange, dass?!</p>
<p><b>Neue Seite</b></p><div>[[Bild:GTO Orbit.png|mini|Geostationäre Transferbahn<br>(1) Erde<br>(2) GTO<br>(3) GEO]]<br />
Eine '''geosynchrone''' oder '''geostationäre Transferbahn''' (auch '''Geotransferorbit'''; Abk. '''GTO''' von engl. ''geosynchronous / geostationary transfer orbit'') ist eine [[Satellitenorbit|Erdumlaufbahn]], auf der [[Satellit (Raumfahrt)|Satelliten]] von Trägerraketen ausgesetzt werden, um danach endgültig auf einer [[Geosynchrone Umlaufbahn|geosynchronen]] oder [[geostationäre Umlaufbahn|geostationären Umlaufbahn]] (GEO) positioniert zu werden. Dem dazu erforderlichen [[Bahnmanöver]] geht eine genaue [[Bahnbestimmung]] voraus.<br />
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Der GTO hat die Form einer langgestreckten [[Ellipse]]; einer ihrer [[Brennpunkt (Ellipse)|Brennpunkte]] ist der Erdmittelpunkt. Der am weitesten von der Erde entfernte Punkt – das [[Erdnähe|Apogäum]] – liegt meist in der Nähe des geostationären Orbits in 35.786&nbsp;km Höhe über dem [[Äquator]]. Die Bahngeschwindigkeit dort ist aber noch zu gering für die gewünschte Kreisbahn und die [[Bahnneigung]] (Inklination) meist zu groß.<br />
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Normalerweise setzt eine Rakete den Satelliten am (oder in der Nähe des) erdnächsten Punkts (dem [[Erdnähe|Perigäum]]) der Ellipsenbahn aus. Die Umlaufzeit auf einem typischen GTO (250 × 36.000 km) beträgt ca. 10,5 Stunden<ref name="Leitenberger">Bernd Leitenberger: [https://www.bernd-leitenberger.de/orbits.shtml ''Bahnen und Orbits von Satelliten''], abgerufen: 28. August 2012 (berechnet mit dem Rechner auf der Seite)</ref>, womit die Höhe der geostationären Umlaufbahn erstmals nach etwas mehr als 5 Stunden passiert wird.<ref>B. Stanek: ''Raumfahrtlexikon'', Hallwag Verlag, Bern (1983), S. 304–305, ISBN 3-444-10288-7</ref><br />
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== Besondere Verfahren einiger Trägerraketen ==<br />
Einige Trägerraketen fliegen zuerst eine niedrige [[Satellitenorbit#Parkbahn|Parkbahn]] an und starten von dort meist einen [[Hohmann-Transfer]], dessen elliptischer Teil die geostationäre Transferbahn ist.<br />
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Einige Trägerraketen, wie die [[Ariane (Rakete)|Ariane]], bringen die Satelliten jedoch direkt auf die geostationäre Transferbahn, wozu von einem äquatornahen Standort aus, wie [[Kourou]], ebenfalls ein <math>\Delta v</math> von knapp 9,8&nbsp;km/s nötig ist.<br />
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Einige Trägerraketen, die auf einem sehr hohen [[geografische Breite|Breitengrad]] starten, z.&nbsp;B. die russische [[Proton (Rakete)|Proton]], steuern einen Super-GTO oder auch supersynchronen Transferorbit mit sehr hohem Apogäum an. Wegen der dort geringen Bahngeschwindigkeit können sie die hohe [[Bahnneigung|Inklination]] mit weniger Energieaufwand abbauen ([[bi-elliptischer Transfer]]). Zu diesem Zweck erhält der Flugkörper beim Überqueren der [[Äquatorebene]] eine Querbeschleunigung in seiner [[Bahnebene]], die deren Neigung auf Null umlenkt.<br />
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== Triebwerke für den Wechsel in die geostationäre Umlaufbahn ==<br />
Für den Wechsel vom elliptischen GTO in den kreisförmigen GEO ist ein <math>\Delta v</math> von knapp 1,5&nbsp;km/s im Apogäum des GTO nötig. Einige Trägerraketen leisten dies mit ihrer Oberstufe. Dabei bleibt diese allerdings in der Nähe des GEO zurück bzw. muss auf einen [[Friedhofsorbit]] „entsorgt“ werden.<br />
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Satelliten, die den Wechsel mit einem Feststofftriebwerk als [[Apogäumsmotor]] bewerkstelligen, bleiben oft mit diesem verbunden. Die Zündung kann bereits nach einem halben Erdumlauf geschehen, oder auch nach einigen Erdumläufen im GTO, um z.&nbsp;B. den Satelliten technisch zu überprüfen.<br />
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Einen Flüssigtreibstoff-Apogäumsmotor kann man mehrfach zünden, jeweils im Apogäum, um das Perigäum schrittweise anzuheben. Das hat den Vorteil, dass die Strukturmasse des Triebwerks zugunsten der [[Nutzlast]] reduziert werden kann. Eine Aufteilung der Antriebsleistung auf Oberstufe und Apogäumstriebwerk wäre technisch möglich, ist aber unüblich.<br />
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[[Ionenantrieb|Ionentriebwerke]], deren noch geringere Antriebsleistung von den Solarmodulen geliefert wird, eignen sich besonders für die immer wieder nötigen Bahnkorrekturen während der Lebensdauer des Satelliten. Um dieses Triebwerk auch für die Anhebung des Perigäums einsetzen zu können, verwendet man auch hier den bi-elliptischen Transfer über einen mit chemischem Antrieb erreichten Super-GTO.<ref name="Leitenberger" /><br />
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== Quellen ==<br />
<references /><br />
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== Weblinks ==<br />
* [https://www.bernd-leitenberger.de/orbits.shtml Bernd Leitenberger: Bahnen und Orbits von Satelliten]<br />
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[[Kategorie:Raumfahrtphysik|Geostationäre Transferbahn]]</div>95.222.83.134