Hohmann-Transfer

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Die Hohmann-Bahn (gelb) verbindet zwei Kreisbahnen, z. B. eine erdnahe Bahn (grün) mit dem geostationären Orbit (rot, nicht maßstäblich).

Der Hohmann-Transfer ist ein energetisch günstiger Übergang zwischen zwei Bahnen um einen dominierenden Himmelskörper. Die Transfer-Ellipse (Hohmann-Bahn) berührt sowohl die Ausgangsbahn als auch die Zielbahn tangential; dort ist jeweils ein Kraftstoß (kick burn) nötig um die Geschwindigkeit anzupassen (\Delta v bzw. \Delta v'). Eine solche Skizze findet sich bereits um 1911 bei Ziolkowski. 1925 wurde dieser Transfer von Walter Hohmann als optimal angesehen.[1] Für koplanare, kreisförmige Ausgangs- und Zielbahnen mit einem Radiusverhältnis unter 11,94 ist er das auch, für extremere Verhältnisse und stark gegeneinander geneigte oder gar gegenläufige Bahnen ist ein bi-elliptischer Transfer energetisch günstiger.

Den idealisierenden Voraussetzungen nahe kommt die Aufgabe, Satelliten aus einer erdnahen in eine geostationäre Umlaufbahn zu bringen, siehe geostationäre Transferbahn. Für Flüge zum Mond oder benachbarten Planeten ist die Zentralfeld-Näherung weniger gut – mit Swing-by-Manövern und zeitraubenden Umwegen[2] lässt sich gegenüber dem analytisch gefundenen Hohmann-Transfer Treibstoff sparen.

Berechnung am Beispiel des Transfers auf die geostationäre Bahn[Bearbeiten]

Hauptartikel: Geostationäre Transferbahn

Um Satelliten geostationär zu positionieren, werden diese oft zunächst auf eine kreisförmige, niedrige Umlaufbahn gebracht, Low Earth Orbit (LEO), siehe (1) in der Grafik. Ein erster Kraftstoß (\Delta v) bringt den Satelliten auf die elliptische Hohmann-Bahn (2), deren Apogäum im Bereich des Zielorbits (3) liegt. Dort erhöht ein weiterer Kraftstoß (\Delta v') auch das Perigäum der Bahn, die damit wieder kreisförmig ist.

Geschwindigkeiten[Bearbeiten]

Gesamtenergie-Bilanz beim Hohmann-Übergang zwischen zwei Kreisbahnen mit den Anfangsradius r_p und Endradius r_a. Die schwarze Linie gibt die Energie für Kreisbahnen mit dem jeweiligen Radius an.

Nach der Vis-Viva-Gleichung beträgt die Geschwindigkeit v(r) eines Körpers am Ort r auf einer Ellipsenbahn mit der großen Halbachse a um die Erde:

(1)  v = \sqrt{\mu \cdot \left(\frac{2}{r} - \frac{1}{a} \right) }

mit \mu = M \cdot \gamma , wobei M die Erdmasse und \gamma die Gravitationskonstante sind. Bezeichnen r_\mathrm{p} den Perigäums- bzw. LEO-Radius, r_\mathrm{a} den Apogäums- bzw. GEO-Radius und a = \frac{r_\mathrm{p} + r_\mathrm{a}}{2} die große Halbachse der Transferellipse, so gelten für die Ausgangsgeschwindigkeit vLEO, Perigäumsgeschwindigkeit vP, Apogäumsgeschwindigkeit vA sowie Endgeschwindigkeit vGEO die folgenden Gleichungen:

(2) v_\mathrm{LEO} = \sqrt{ \frac{\mu}{r_\mathrm{p}} }
(3) v_\mathrm{p} = \sqrt{\frac{\mu}{r_\mathrm{p}} \cdot \frac{r_\mathrm{a}}{a} } = v_\mathrm{LEO} \cdot \sqrt{\frac{r_\mathrm{a}}{a} }
(4) v_\mathrm{a} = \sqrt{\frac{\mu}{r_\mathrm{a}} \cdot \frac{r_\mathrm{p}}{a} } = v_\mathrm{GEO} \cdot \sqrt{\frac{r_\mathrm{p}}{a} }
(5) v_\mathrm{GEO} = \sqrt{ \frac{\mu}{r_\mathrm{a}} }.

Zahlen[Bearbeiten]

Folgende Werte seien gegeben:

r_\mathrm{LEO} = r_\mathrm{p} = 6.678\, \mathrm{km}
gemessen vom Erdmittelpunkt bei einer Anfangsflughöhe von 300 km
r_\mathrm{a} = r_\mathrm{GEO} = 42.164\, \mathrm{km}
\mu = 398.600\, \mathrm{km}^3/\mathrm{s}^2

Dann betragen die gemäß obigen Gleichungen berechneten Bahngeschwindigkeiten:

(6) v_\mathrm{LEO} = 7{,}73\, \mathrm{km}/\mathrm{s}
(7) v_\mathrm{p} = 10{,}2\, \mathrm{km}/\mathrm{s}
(8) v_\mathrm{a} = 1{,}61\, \mathrm{km}/\mathrm{s}
(9) v_\mathrm{GEO} = 3{,}07\, \mathrm{km}/\mathrm{s}

Daraus ergeben sich die beiden benötigten Geschwindigkeitsänderungen.

Für den Übergang vom LEO zur Transferellipse: v_\mathrm{p} - v_\mathrm{LEO} = 2{,}47\, \mathrm{km}/\mathrm{s}
Für den Übergang von der Transferellipse zum GEO: v_\mathrm{GEO} - v_\mathrm{a} = 1{,}46\, \mathrm{km}/\mathrm{s}

Energieaufwand in Abhängigkeit vom Radiusverhältnis[Bearbeiten]

die für den Hohmann-Transfer nötige Geschwindigkeitsänderung in Abhängigkeit vom Geschwindigkeitsverhältnis von Ausgangs- und Zielorbit

Die Ellipse des Hohmann-Transfers wird durch die Geschwindigkeiten der Ausgangs- und Zielkreisbahn beschrieben. Um von einer Ausgangskreisbahn r_e in die Ellipse überzugehen sowie am Ziel wieder in eine Kreisbahn r_a zu gelangen, sind zwei Impulsstöße bzw. zwei Geschwindigkeitsänderungen \Delta v_e, \Delta v_a notwendig. Zur Betrachtung des benötigten Energieaufwandes kann dann auch noch die gesamte Differenz \Delta{v} = \Delta{v_a}+\Delta{v_e} betrachtet werden. Die Transferellipse ist durch die Halbachse \frac{r_a + r_e}{2} \text{ mit } r_a > r_e > 0 beschrieben.

\Delta v_e 
= v_e
  \left( \sqrt{\frac{2 r_a}{r_e+r_a}} - 1 \right),
\Delta v_a 
= v_a
  \left( 1 - \sqrt{\frac{2 r_e}{r_a+r_e}} \right)

Zur weiteren Diskussion ist es zweckmäßig die dimensionslose Größe \frac{\Delta{v}}{v_e} = \frac{\Delta{v_a}}{v_e}+\frac{\Delta{v_e}}{v_e} zu betrachten. Mit der Hilfsgröße R = \frac{r_a}{r_e} > 0 ergibt sich dann:


\frac{\Delta{v}}{v_e}=\left(1-\frac{1}{R}\right)\left(\frac{2R}{1+R}\right)^{\frac{1}{2}}\left(\frac{1}{R}\right)^{\frac{1}{2}}-1

Wann sich der Hohmann-Transfer als brauchbar erweist, lässt sich durch genauere Diskussion der Geschwindigkeitsänderung ermitteln. Durch Ableitung und Gleichsetzung mit Null kann ein Extremwert der Formel im letzten Abschnitt ermittelt werden:


\frac{d(\Delta{v}/v_e)}{dR}=
  \frac{1}{R^2}
  \left[\frac{2R}{1+R}\right]^{\frac{1}{2}}+
  \frac{R-1}{R(1+R)^2}
  \left[\frac{2R}{1+R}\right]^{-\frac{1}{2}}-
  \frac{1}{2R^\frac{3}{2}}=0

\Leftrightarrow
  R^3-15R^2-9R-1 = 0

Die einzige sinnvolle Lösung ergibt sich für R = 15{,}582. Das Verhältnis von r_a, r_e für ein Maximum ist also durch den Zusammenhang: r_e\cdot 15{,}582 = r_a gegeben. Weiter ist die Ableitung für jedes R > 15{,}582 streng monoton steigend. D. h. für jedes größere Verhältnis zwischen r_a, r_e verringert sich der Energieaufwand wieder.

Beispiel[Bearbeiten]

Transferbahn zum Mars[Bearbeiten]

Transfer Erde→Mars
Transferbahn einer Mars-Sonde

Der Mars ist der Erde in Oppositionsstellung am nächsten. Ein Satellit aber kann diese geometrische Nähe nur unter hohem Aufwand nutzen, da er in diesem Fall gegen die Bahnbewegung der Erde anfliegen muss.

Nach Hohmann dagegen ist der energetisch günstigste Transfer derjenige, bei dem der Satellit den Mars in Konjunktion zu der Position der Erde erreicht, von der aus der Satellit gestartet wurde. In der Abbildung links startet die Sonde auf der Erde bei (1) und erreicht den Mars bei Position (3), während die Sonne die ganze Zeit über in einem der Brennpunkte der Transferbahn (gelb) steht. Die doppelte Halbachse der Transferellipse ist die Summe aus der Entfernung Erde-Sonne und Sonne-Mars. Daraus ergibt sich nach dem dritten Keplerschen Gesetz eine halbe Umlaufzeit von achteinhalb Monaten.

Das Bild rechts zeigt die Transferbahn des Mars Reconnaissance Orbiters, die zwar einen höheren Energieaufwand als die Hohmann-Bahn erfordert (die Übergangsbahn führt über die Marsbahn hinaus), die Sonde dafür allerdings nur 7 Monate unterwegs ist.

Weak Stability Boundary[Bearbeiten]

Soll der Zielplanet mit einer möglichst geringen Geschwindigkeit angeflogen werden, bietet das sogenannte Weak Stability Boundary-Verfahren einen weiteren Energiegewinn. Die Sonde wird abgebremst, indem sie entlang von Librationspunkten manövriert wird. Eine erste brauchbare Bahnberechnung erfolgte 1986. Die ESA-Sonde SMART-1 näherte sich nach dieser Methode dem Mond.

Siehe auch[Bearbeiten]

Einzelnachweise[Bearbeiten]

  1. Walter Hohmann: Die Erreichbarkeit der Himmelskörper - Untersuchungen über das Raumfahrtproblem. Oldenbourg, München 1925
  2. Shane D. Ross: The Interplanetary Transport Network, American Scientist 94, 2006, S. 230–237, doi:10.1511/2006.3.230 (online).

Literatur[Bearbeiten]

  •  Pedro Ramon Escobal: Methods of astrodynamics. John Wiley & Sons, 1969, ISBN 978-0471245285.
  •  Palmore: An Elementary Proof of the Optimality of Hohmann Transfer. Journal of Guidance, 1984.

Weblinks[Bearbeiten]