DE4324515C2 - Verfahren und Anordnung zur Verlängerung der Kommunikationsdauer eines Raumflugkörpers - Google Patents
Verfahren und Anordnung zur Verlängerung der Kommunikationsdauer eines RaumflugkörpersInfo
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Description
Die Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Anordnung zur
Verlängerung der Kommunikationsdauer eines Raumflugkörpers,
insbesondere eines Raumflugkörpers mit hochauflösenden
Sensoren, der Daten erzeugt, welche vom Raumflugkörper im
Verlauf eines Erdumlaufs an eine Bodenstation übertragen
werden. Häufig können derartige Daten aufgrund großen Anfalls
und beschränkter Speicherkapazität im Raumflugkörper selbst
nicht oder nur bedingt über längere Zeit gespeichert werden.
Zum besseren Verständnis der der Erfindung zugrundliegenden
technischen Problematik und zur Erläuterung des Standes der
Technik wird auf die Zeichnungen, Fig. 2 und Fig. 3A, 3B
Bezug genommen.
Ein Raumflugkörper mit hochauflösenden Sensoren, wie z. B.
Erderkundungssatelliten, umkreisen die Erde auf
kreisförmigen erdnahen, auch polaren Umlaufbahnen (3), wobei
pro Tag mehrere Erdumkreisungen durchgeführt werden. Während
eines Überfluges der Erdkugel werden z. B. beim
Erderkundungssatelliten Messungen durchgeführt, deren Daten
nachfolgend an eine Bodenstation (4) übertragen werden.
Hierzu wird nach dem heutigen Stand der Technik so
verfahren, daß der Erderkundungssatellit (2) beim Überflug
über eine Bodenstation (4) auf der Erde (1) Meßdaten
abstrahlt und diese von der Bodenstation (4) empfangen
werden (siehe Fig. 2). Aufgrund der niedrigen Flughöhe des
Satelliten (2) und seiner nicht geostationären Flugbahn (3)
sind die abgestrahlten Meßdaten nur in einem sehr kleinen
Empfangsbereich (5) und nur für wenige Minuten während eines
Erdumlaufes zu empfangen. (Der Empfangsbereich (5) der
Bodenstation (4) wird durch den sichtbaren Horizont (50
Elevationswinkel) definiert. Die Bodenstationsantenne wird
zum Empfang nachgeführt. Die Satellitenantenne wird nicht
nachgeführt. Die während einer Messung anfallenden sehr
großen Datenmengen können nur bedingt in geeigneten Medien
in dem Raumflugkörper (2) gespeichert werden. Zur
Fortsetzung der Messungen müssen die Daten erst zur
Bodenstation (4) weitergeleitet werden. Infolge der kurzen
Kommunikationsdauer während eines Bahndurchlaufes ergibt
sich ein sehr niedriger Nutzungsgrad des Raumflugkörpers.
Eine effizientere Ausgestaltung des beschriebenen
Verfahrens, durch weitere um den Erdball verteilte
Bodenstationen, ist mit einem enorm hohem Kostenaufwand von
derzeit ca. 120 Mio. DM pro Station verbunden und überdies
in vielen Gebieten aus politisch/rechtlichen Gründen
überhaupt nicht realisierbar.
Ein weiteres bekanntes Verfahren sieht vor, zur Verlängerung
der Kommunikationsdauer von Raumflugkörpern einen oder
mehrere Datenübertragungssatelliten auf einer geostationären
Umlaufbahn zu verwenden, wobei dieser Satellit als
Übermittlungsstation zwischen dem Raumflugkörper und der
Bodenstation fungiert. Ein solches Verfahren ist schematisch
in den Fig. 3A, 3B dargestellt.
Wie in Fig. 3A erkennbar, funkt der auf einer niedrigen
und/oder auch polaren Umlaufbahn (3) befindliche
Raumflugkörper (2) seine Meßdaten zu dem auf der
geostationären Umlaufbahn (6) befindlichen
Datenübertragungssatelliten (7), der wiederum die Meßdaten
zur Bodenstation (4) (nicht dargestellt) überträgt. Aufgrund
der unterschiedlichen Bahnlagen der Satelliten (2) und (7)
zueinander resultiert zwischen ihnen eine mögliche
diskontinuierliche tägliche Kommunikationsdauer von bis zu
18 Stunden. Für die Übertragung der von dem Raumflugkörper
(2) gesammelten Daten zur Bodenstation (4) sind jedoch noch
weitere Faktoren ausschlaggebend. Diese werden nachfolgend
erläutert.
Wie in Fig. 3B veranschaulicht, befindet sich bei der oben
beschriebenen Anordnung der Raumflugkörper (2) auf seiner
polaren Umlaufbahn (3) mindestens 35 000 km von dem
Datenübertragungssatelliten (7) auf seiner geostationären
Umlaufbahn (6) entfernt. Der aus der Kreisbahn des
Raumflugkörpers (2) und seiner Entfernung zum
Datenübertragungssatelliten (7) gebildete Kegel hat einen
Öffnungswinkel von etwa 19°. Mit Hilfe von
Datenübertragungssatelliten gemäß dem vorher beschriebenen
Verfahren kann deshalb eine kontinuierliche, tägliche
Kommunikationsdauer von ca. 3 Stunden, 38 Minuten von einem
Datenübertragungssatelliten zu einer Bodenstation realisiert
werden.
Geostationäre Datenübertragungssatelliten verfügen aufgrund
ihrer großen Distanz zur Erdoberfläche und zum
Raumflugkörper (2) über den Nachteil, daß für die
Kommunikation mit der Bodenstation (4) und zwischen den
beiden Satelliten (2) und (7) selbst hohe Sendeleistungen
und ein Nachführen der Sende- und Empfangsantennen von
Datenübertragungssatellit (7), Raumflugkörper (2) und
Bodenstation (4) über einen relativ großen Raumwinkel von
bis zu 200° und mehr erforderlich sind. Hinzu kommt, daß bei
den üblicherweise eingesetzten Richtfunkantennen (Antennen
mit kleinem Öffnungswinkel) oder zur Laserkommunikation in
der Regel täglich eine Neuakquisition zwischen den beiden
Antennen durchgeführt werden muß, da keine kontinuierliche
Sichtbarkeit aufgrund der Bahndynamik der verschiedenen
Bahnen des Raumflugkörpers (2) und des
Datenübertragungssatelliten (7) gewährleistet werden kann.
Ein weiterer Nachteil dieses Lösung ist die
Gesamtsystemzuverlässigkeit und die erforderliche zeitliche
Synchronisation von zwei notwendigen unterschiedlichen
Missionen für den Raumflugkörper (2) und den
Datenübertragungssatelliten (7) mit unterschiedlichen
Trägerraketen und bei unterschiedlicher Lebensdauer der
beiden Satelliten. Der Einsatz von geostationären
Datenübertragungssatelliten ist mit extrem hohem
Missionskosten von derzeit mehr als 1 Milliarde DM und sehr
hohen Betriebskosten verbunden.
Aus der Druckschrift EP 0 325 429 A2 ist ein Verfahren zur
Verlängerung der Kommunkationsdauer bekannt unter Verwendung
eines Systems aus mehreren Benutzerstationen, die jeweils über
ein Sende-/Empfangsterminal verfügen, einer Knotenpunktstation
mit mehreren, den jeweiligen Benutzerstationen zugeordneten
Sende-/Empfangsterminals, einer an der Knotenpunktstation
vorgesehenen Leitstrahleinrichtung zum Einleiten jeweiliger
Äquisitionsphasen zwecks Herstellung einer Verbindung zwischen
den jeweiligen Sende-/Empfangsterminals der Knotenpunktstation
und dem Sende-/Empfangsterminal der entsprechenden
Benutzerstation und einer Einrichtung zur Schaffung eines
stabilen Bezugs an der Knotenpunktstation für die zugeordneten
Sende-/Empfangsterminals und der Leitstrahleinrichtung. Dabei
stellen die Benutzerstationen Raumflugkörper auf einer unteren
Erdumlaufbahn dar, während die Knotenpunktstation durch einen
weiteren Raumflugkörper auf einer höhergelegenen
geostationären Umlaufbahn gebildet ist. Dabei werden simultane
Kommunikationsverbindungen zwischen der Knotenpunktstation und
den mehreren Benutzerstationen geschaffen, wobei die
Kommunikation mit einer Bodenstation über die geostationäre
Knotenpunktstation erfolgt. Eine Benutzerstation, die gerade
eine Position auf der der geostationären Knotenpunktstation
abgewandten Seite der Erde einnimmt, kann dabei mit einer
Bodenstation nicht in Kommunikation treten.
Die Druckschrift DD 2 88 718 beschreibt ein Verfahren zur
Übertragung von Telefongesprächen zwischen Bodenstationen, die
auf der Erde an unterschiedlichen Positionen angeordnet sind,
über ein System von im Orbit umlaufenden Satelliten, wobei die
von einem Satelliten von einer ersten Bodenstation
aufgenommenen Daten ohne Zwischenspeicherung auf einen vor-
oder nacheilenden anderen Satelliten übertragen und an eine
zweite Bodenstation weitergeleitet werden können.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren und
eine Anordnung anzugeben, um eine erhebliche Verlängerung der
Kommunikationsdauer zwischen einem Raumflugkörper,
vorzugsweise einem Erderkundungsatelliten, und einer
Bodenstation auch dann zu erreichen, wenn sich der umlaufende
Raumflugkörper gerade über einer Erdregion befindet, in der
eine direkte Kommunikation mit der Bodenstation nicht möglich
ist.
Diese Aufgabe wird mit einem Verfahren gemäß
dem Patentanspruch 1 bzw. mit einer Anordnung gemäß dem
Patentanspruch 4 gelöst.
Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus
Unteransprüchen, die den Patenansprüchen 1 bzw. 4 jeweils
nachgeordnet sind.
Mit dem erfindungsgemäßen Verfahren und der
erfindungsgemäßen Vorrichtung zur Verlängerung der
Betriebs zeit von Raumflugkörpern ist es möglich, vom
Erderkundungssatellit produzierte Daten auch in Echtzeit und
ohne ein Ab- oder Zwischenspeichern der Daten auf
Speichermedien im Raumflugkörper zu einer oder mehreren
Boden- oder Empfangsstationen zu übermitteln. Dabei wird die
Operationsfähigkeit des Erderkundungssatelliten auch auf
Gebiete ausgedehnt, in denen keine Boden- oder
Empfangsstationen vorhanden sind. Ferner ist es
realisierbar, Daten von dem Erderkundungssatelliten zu
empfangen und an diesen zu senden, ohne daß der
Erderkundungssatellit im direkten Sicht- bzw. Funk- oder
Empfangsbereich der Bodenstation liegt und ohne daß
Satelliten auf anderen Umlaufbahnen, wie z. B. ein
konventioneller geostationärer Übertragungssatellit, an der
Kommunikation beteiligt sind.
Da der Erderkundungssatellit und die Hilfssatelliten die
Erde auf der gleichen Umlaufbahn umkreisen und die gleiche
Zielorientierung besitzen, muß auch bei der Verwendung von
sehr scharf bündelnden Antennen nur ein sehr kleiner Bereich
nachgeführt werden, wobei dieser Nachführbereich nur von der
Zielorientierungsgenauigkeit der beteiligten Satelliten
abhängt. Die Zielakquisition der beiden kommunizierenden
Einheiten (Erderkundungssatellit und ein oder mehrere
Hilfssatelliten) ist nur einmal pro Mission erforderlich.
Die Betriebszeiten von Erderkundungssatelliten mit Sensoren
hohen Datenraten werden durch die auf der gleichen
Umlaufbahn kreisenden Hilfssatelliten vervielfacht. Bei
Verwendung eines einzigen Hilfssatelliten wird mit dem
erfindungsgemäßen Verfahren die Betriebs zeit des
Erderkundungssatelliten verdoppelt. Bei einem ausgebauten
Kommunikationsring kann auf diese Weise mit Hilfe von
mehreren in äquidistanten Abständen auf der gleichen
Umlaufbahn verteilten Hilfssatelliten eine kontinuierliche,
24-stündige Kommunikationsdauer jedes Raumflugkörpers auch
auf niedrigen und polaren Umlaufbahnen bei einer weltweit
einzigen Bodenstation realisiert werden. Dies bedeutet eine
außergewöhnliche Verlängerung der bisher üblichen
Kommunikationsbetriebszeiten.
Die Hilfssatelliten können baulich sehr leicht und klein
ausgelegt werden und benötigen im Gegensatz zu Satelliten
auf geostationären Umlaufbahnen nur geringste
Treibstoffvorräte und Kommunikationseinrichtungen mit
geringer Sendeleistung. Da sie zudem die gleiche
Erdumlaufbahn wie der mit Sensoren ausgestattete
Erderkundungssatellit selbst verwenden, ist es möglich, bei
einer Mission gleichzeitig mehrere Hilfssatelliten als
zusätzliche Nutzlast in einer Trägerrakete mitzuführen und
zusammen mit dem Erderkundungssatelliten auf der Umlaufbahn
auszusetzen. Die Kosten für einen derart in die Umlaufbahn
geschossenen Hilfssatelliten belaufen sich nach heutigem
Stand lediglich auf etwa 20 Mio. DM.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung sowie weitere
vorteilhafte Ausgestaltungen werden nachfolgend anhand der
Zeichnungen erläutert.
Es zeigt:
Fig. 1 eine schematische Darstellung des
erfindungsgemäßen Verfahrens und der
erfindungsgemäßen Vorrichtung zur Verlängerung
der Kommunikationsdauer von Raumflugkörpern.
Für die nachfolgende Beschreibung wird angenommen, daß es
sich bei dem Raumflugkörper um einen mit Sensoren hoher
Datenrate ausgerüsteten Erderkundungssatelliten (2) handelt.
Wie in Fig. 1 verdeutlicht, werden zum Zweck der
Verlängerung der Kommunikationsdauer des
Erderkundungssatelliten (2) ein oder mehrere Hilfssatelliten
(2.1 bis 2.6) in die gleiche polare Erdumlaufbahn (3) des
Erderkundungssatelliten (2) geschossen und die
Hilfssatelliten (2.1 bis 2.6) auf der Umlaufbahn (3)
verteilt. Die Positionierung der Satelliten (2, 2.1 bis 2.6)
ist dabei so gewählt, daß ein Hilfssatellit (2.n) stets in
direktem Sichtkontakt und damit in Nachrichtenverbindung mit
mindestens einem Nachbarsatelliten steht und der
Nachbarsatellit ein Hilfssatellit (2.n-1) oder (2.n+1) oder
der Erderkundungssatellit (2) selbst ist.
Zur Realisierung einer 24-stündigen Kommunikationsdauer des
Erderkundungssatelliten (2) werden mehrere Hilfssatelliten
(2.1 bis 2.6) vorzugsweise zu einem Kommunikationsring
zusammengefaßt und äquidistant auf der Umlaufbahn (3)
verteilt. Die Hilfssatelliten (2.1 bis 2.6) stehen hierbei
jeweils mit zwei benachbarten Satelliten in Sichtkontakt,
wobei einer dieser Satelliten der Erderkundungssatellit (2)
selbst sein kann. Die Hilfssatelliten (2.1 bis 2.6) können
zudem so auf der Umlaufbahn (3) positioniert sein, daß sie
dem Erderkundungssatelliten (2) vor- und/oder nacheilen.
Befindet sich der Erderkundungssatellit (2) nun auf einer
Position auf der Erdumlaufbahn (3) , von der aus eine direkte
Kommunikation mit einer auf der Erdoberfläche befindlichen
Bodenstation (4) nicht möglich ist, so sieht das
erfindungsgemäße Verfahren vor, daß die Daten des
Erderkundungssatelliten (2) zum nächsten in Sichtkontakt
stehenden Hilfssatelliten (2.1) gefunkt werden und dieser
die Daten wieder zum nächsten benachbarten Hilfssatelliten
(2.3) und über diesen zu dem im Erfassungsbereich (5) der
Bodenstation (4) liegenden Hilfssatelliten (2.3)
weiterleitet, der dann die Daten der Bodenstation (4)
übermittelt. Nimmt der Erderkundungssatellit (2) eine zur
Bodenstation (4) günstige Umlaufbahnposition ein, werden die
Daten direkt an die Bodenstation (4) gefunkt. Anderenfalls
erfolgt die Datenübermittlung zur Bodenstation (4) stets
über mindestens einen Hilfssatelliten. Auf diese Weise ist
es der Bodenstation (4) möglich, die Daten des
Erderkundungssatelliten (2) zu empfangen, ohne daß der
Erderkundungssatellit (2) im direkten Empfangsbereich (5)
der Bodenstation (4) liegt.
Die Aktivierung bzw. Deaktivierung der so gebildeten
Kommunikationsverbindung zwischen dem
Erderkundungssatelliten (2), ein oder mehreren
Hilfssatelliten (2.1 bis 2.6) und der Bodenstation (4) sowie
diese Objekte untereinander wird von der Bodenstation (4)
aus gesteuert. Dabei erfolgt die Datenübertragung analog zu
der oben beschriebenen Art und Weise in umgekehrter
Richtung. Es ist hierbei vorgesehen, daß der
Erderkundungssatellit (2) und die Hilfssatelliten (2.1 bis
2.6) sowohl einzeln als auch in Gruppen und/oder in
Gesamtheit angesprochen werden. Somit ist es ebenfalls
möglich, dem Erderkundungssatelliten (2) Steuersignale zu
übermitteln, ohne daß sich dieser im direkten
Empfangsbereich (5) der Bodenstation (4 aufhält.
Die Hilfssatelliten (2.1 bis 2.6) sind zweckmäßigerweise mit
Kommunikationseinrichtung ausgerüstet, die eine
Kommunikation mit dem Erderkundungssatelliten (2) und/oder
der Bodenstation (4) und/oder zwischen den Hilfssatelliten
(2.1 bis 2.6) untereinander ermöglicht. Ebenso ist der
Erderkundungssatellit (2) mit einer
Kommunikationseinrichtung versehen, die neben der reinen
Datenübertragung eine Kommunikation mit den Hilfssatelliten
(2.1 bis 2.6) und der Bodenstation (4) gestattet.
Dem Gedanken der Erfindung zufolge stellen der
Erderkundungssatellit (2) und ein oder mehrere
Hilfssatelliten (2.1 bis 2.6) eine einheitliche Mission dar
und werden als Nutzlast mit der gleichen Trägerrakete in die
Umlaufbahn (3) geschossen. Es ist natürlich ebenfalls
möglich, die Hilfssatelliten (2.1 bis 2.6) unabhängig von
der Mission des Erderkundungssatelliten (2) in dessen
Erdumlaufbahn (3) zu schießen.
Bei der Verwendung einer geringen Anzahl von
Hilfssatelliten, die nur eine diskontinuierliche, gegenüber
konventionellen Systemen jedoch extrem verlängerte
Kommunikationsdauer des Erderkundungssatelliten (2)
zulassen, ist darüber hinaus auch die bisher übliche
vorübergehende Speicherung der Meßdaten in einem
Speichermedium im Erderkundungssatelliten (2) denkbar.
Es bezeichnen:
1 Erde
2 Erderkundungssatellit
2.1 bis 2.6 Hilfssatelliten
3 Umlaufbahn des Erderkundungssatelliten
4 Bodenstation
5 Empfangsbereich der Bodenstation
6 geostationäre Umlaufbahn
7 Datenübertragungssatellit
2 Erderkundungssatellit
2.1 bis 2.6 Hilfssatelliten
3 Umlaufbahn des Erderkundungssatelliten
4 Bodenstation
5 Empfangsbereich der Bodenstation
6 geostationäre Umlaufbahn
7 Datenübertragungssatellit
Claims (8)
1. Verfahren zur Verlängerung der Kommunikationsdauer eines
Raumflugkörpers, insbesondere eines Raumflugkörpers mit
hochauflösenden Sensoren, der Daten erzeugt, welche vom
Raumflugkörper im Verlauf eines Erdumlaufs an eine
Bodenstation übertragen werden, dadurch gekennzeichnet,
daß die vom Raumflugkörper (2) ausgesendeten Daten an
mindestens einen auf der gleichen Umlaufbahn (3) vor
und/oder nacheilenden Hilfssatelliten (2.1, 2.2, 2.3, . . .)
übertragen werden, der die Datensignale ohne
Zwischenspeicherung an die Bodenstation (4)
weiterleitet, wenn er sich im Empfangsbereich der
Bodenstation befindet, und daß die Steuerung der
Kommunikationsverbindung zwischen dem Raumflugkörper und
dem/den Hilfssatelliten von der Bodenstation betätigt
wird, wenn sich der Raumflugkörper (2) oder ein
Hilfssatellit (2.1, 2.2, 2.3, . . .) im Empfangsbereich
(5) der Bodenstation (4) befindet.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß
die Aktivierung bzw. Deaktivierung einer
Kommunikationsverbindung zwischen dem Raumflugkörper
(2), einem oder mehreren Hilfssatelliten (2.1, 2.2, 2.3, . . .)
und der Bodenstation (4) sowie zwischen diesen
Objekten untereinander von der Bodenstation (4) aus
gesteuert wird und dabei der Raumflugkörper (2) und ein
oder mehrere Hilfssatelliten (2.1, 2.2, 2.3, . . .)
einzeln und/oder in Gruppen oder in Gesamtheit
angesprochen werden.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch
gekennzeichnet, daß zur Signalübermittlung ein oder
mehrere Hilfssatelliten (2.1, 2.2, 2.3, . . . ) verwendet
werden, die aus gleicher Mission wie der Raumflugkörper
(2) stammen.
4. Anordnung zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch
1, dadurch gekennzeichnet, daß zusätzlich zum
Raumflugkörper (2) mehrere auf der gleichen Umlaufbahn
(3) verteilte Hilfssatelliten (2.1, 2.2, 2.3, . . .)
vorgesehen sind und daß ein Hilfssatellit (2.n) in
direktem Kontakt mit mindestens einem Nachbarsatelliten
steht und der Nachbarsatellit ein Hilfssatellit (2.n-1)
oder (2.n+1) oder der Raumflugkörper (2) selbst ist.
5. Anordnung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, die
Hilfssatelliten (2.1, 2.2, 2.3, . . .) äquidistant auf der
Umlaufbahn verteilt sind.
6. Anordnung nach Anspruch 4 oder 5, dadurch
gekennzeichnet, daß die Hilfssatelliten (2.1, 2.2, 2.3, . . .)
über eine Kommunikationseinrichtung verfügen, die
eine Kommunikation mit dem Raumflugkörper (2) und/oder
einer Bodenstation (4) und/oder zwischen den
Hilfssatelliten (2.1, 2.2, 2.3, . . .) untereinander
ermöglicht.
7. Anordnung nach einem der Ansprüche 4 bis 6, dadurch
gekennzeichnet, daß der Raumflugkörper (2) mit einer
Kommunikationseinrichtung ausgestattet ist, die eine
Kommunikation mit einem oder mehreren Hilfssatelliten
(2.1, 2.2, 2.3, . . .) und einer Bodenstation (4)
ermöglicht.
8. Anordnung nach einem der Ansprüche 4 bis 7, dadurch
gekennzeichnet, daß der Raumflugkörper (2) und die
Hilfssatelliten (2.1, 2.2, 2.3, . . .) aus einer
einheitlichen Mission stammen.
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