Weltraumumgebung

Die Weltraumumgebung in einer Tabelle

Der niedrige Erdorbit (LEO) ist im Vergleich zur geostationären Bahn oder zum interplanetaren Raum zwar gemäßigt, aber keineswegs leer. Die ECSS-Norm zur Weltraumumgebung führt sämtliche Einflüsse auf, die ein Satellitenentwurf abdecken muss: die Neutralatmosphäre, das Plasma, die korpuskulare Strahlung, das Erdmagnetfeld, die elektromagnetische Strahlung von Sonne und Erde sowie Meteoroiden und Weltraummüll[1].

Warum PocketQubes stärker betroffen sind

Die meisten Umwelteinflüsse wirken über die Außenfläche ein, während die Ressourcen zu ihrer Beherrschung mit dem Volumen skalieren. Ein 1P besitzt 0,60 cm² Oberfläche pro Gramm gegenüber 0,33 cm²/g bei einem voll ausgelasteten 1U[2]; bezogen auf seine Masse erfährt er daher mehr Luftwiderstand, eine höhere Fluenz atomaren Sauerstoffs und eine stärkere thermische Anregung, während ihm zugleich weniger Bauraum für Abschirmung oder Wärmedämmung bleibt.

Dichte und Sonnenaktivität

Oberhalb von etwa 200 km nimmt die Dichte der Thermosphäre näherungsweise exponentiell mit der Höhe ab — mit einer Skalenhöhe, die mit der Exosphärentemperatur wächst, welche ihrerseits der extremen Ultraviolettstrahlung (EUV) der Sonne folgt. Ein handliches Modell erster Ordnung nach Kennewell verknüpft beide Größen mit dem solaren 10,7-cm-Radiostrahlungsfluss $F_{10.7}$ und dem geomagnetischen Index $A_p$[3]:

mit $h$ und $H$ in km, $T$ in K sowie $\rho$ in kg/m³. Die PocketQube-Übersichtsarbeit nutzt dieses Modell für sämtliche Lebensdauerabschätzungen[2]:

Höhe (km)	Niedrig	Mittel	Hoch	Skalenhöhe, mittel (km)	Statisches Exponentialmodell	Hoch ÷ niedrig
200	2,9 × 10⁻¹⁰	3,2 × 10⁻¹⁰	3,5 × 10⁻¹⁰	40	2,8 × 10⁻¹⁰	1×
300	1,7 × 10⁻¹¹	3,1 × 10⁻¹¹	4,8 × 10⁻¹¹	42	2,4 × 10⁻¹¹	3×
400	1,4 × 10⁻¹²	3,8 × 10⁻¹²	7,9 × 10⁻¹²	44	3,7 × 10⁻¹²	6×
500	1,4 × 10⁻¹³	5,7 × 10⁻¹³	1,6 × 10⁻¹²	47	7,0 × 10⁻¹³	11×
600	1,9 × 10⁻¹⁴	1,1 × 10⁻¹³	3,7 × 10⁻¹³	49	1,5 × 10⁻¹³	20×
700	3,2 × 10⁻¹⁵	2,5 × 10⁻¹⁴	1,1 × 10⁻¹³	52	3,6 × 10⁻¹⁴	33×
800	7,3 × 10⁻¹⁶	7,3 × 10⁻¹⁵	3,7 × 10⁻¹⁴	55	1,2 × 10⁻¹⁴	51×

Das statische Modell (Vallado / CIRA-72) ignoriert die Sonnenaktivität. Sonnenaktivität: niedrig F10.7 = 70 sfu, Ap = 6; mittel 140 sfu, Ap = 12; hoch 210 sfu, Ap = 18.

Das Modell gibt die Abhängigkeit von der Sonnenaktivität über eine einzige Skalenhöhe wieder und eignet sich gut zum Vergleich verschiedener Konfigurationen; für formale Genehmigungsnachweise sind jedoch empirische Atmosphärenmodelle wie NRLMSISE-00[4] sowie Sonnenzyklus-Prognosen heranzuziehen. Statische Exponentialtabellen wie jene bei Vallado lassen den Einfluss der Sonne gänzlich unberücksichtigt[5].

Der Sonnenzyklus

Die Sonnenaktivität folgt einem etwa elfjährigen Zyklus. Da dessen Vorhersage mit erheblichen Unsicherheiten behaftet ist, übertragen sich diese direkt auf jede Prognose der Bahnlebensdauer. Im Jahr 2019 sagte das Prognosegremium von NOAA und NASA für den 25. Sonnenzyklus ein Maximum mit einer Sonnenfleckenrelativzahl von 115 im Juli 2025 voraus[6]; im Oktober 2023 korrigierte die NOAA das Maximum auf das Jahr 2024 mit einer Sonnenfleckenrelativzahl von 137–173 nach oben[7]. Grizu-263A flog genau während dieses steilen Anstiegs: Der beobachtete Monatsmittelwert von $F_{10.7}$ lag über seine Missionsdauer bei durchschnittlich 141 sfu — rund 40 % über dem Wert von 100 sfu, der die Vorstartprognose des Teams von vier Jahren im Orbit reproduziert —, sodass der Satellit bereits nach 21 Monaten wieder in die Atmosphäre eintrat[2]. Beobachtete und prognostizierte Indizes werden laufend von der NOAA veröffentlicht[8].

Atomarer Sauerstoff

Zwischen rund 200 und 600 km Höhe ist atomarer Sauerstoff die dominierende Gasspezies; er trifft mit Bahngeschwindigkeit auf die in Flugrichtung (Ram-Richtung) weisenden Flächen und trägt Polymere ab. Die Abtragtiefe ist das Produkt aus Erosionsausbeute und Fluenz: Kapton H erodiert mit $3.0\times 10^{-24}$ cm³ pro Atom, Fluorpolymere etwa 15- bis 21-mal langsamer[9][10]. Beim Experiment MISSE-2 sammelten sich auf der ISS in Flugrichtung über 3,95 Jahre $8.43\times 10^{21}$ Atome/cm² an, was bei PEEK einem Abtrag von rund 60 µm pro Jahr entspricht; eine regellos taumelnde Seitenfläche erfährt etwa ein Viertel dieses Wertes[11].

Quellen

Drei Teilchenpopulationen sind im niedrigen Erdorbit maßgeblich: Eingefangene Teilchen in den Van-Allen-Gürteln — Protonen im inneren Gürtel und Elektronen in beiden Gürteln —, wobei der innere Gürtel über der Südatlantischen Anomalie (SAA) am tiefsten hinabreicht und dort die Rate von Einzelereignissen (SEE) in LEO-Satelliten sprunghaft ansteigen lässt. Galaktische kosmische Strahlung, bestehend aus wenigen, aber extrem energiereichen Schwerionen, die Einzelereignisse auslösen und sich mit den auf Kleinsatelliten realisierbaren Wandstärken nicht abschirmen lassen. Solare energetische Teilchen aus Sonneneruptionen und koronalen Massenauswürfen, die niedrige Bahnhöhen vor allem in hohen geografischen Breiten erreichen, weshalb polare und sonnensynchrone Bahnen stärker betroffen sind[1].

Effekte

Die ionisierende Gesamtdosis (Total Ionizing Dose, TID) sammelt sich über die Mission an und degradiert Transistoren, Spannungsreferenzen und Solarzellen; Versetzungsdefekte im Kristallgitter (Displacement Damage) schädigen Optoelektronik und Solarzellen. Einzelereigniseffekte (SEE) gehen auf einzelne hochenergetische Teilchen zurück: Upsets (SEU) kippen Speicherbits, Latch-ups (SEL) können ein Bauteil zerstören, sofern der Strom nicht rasch begrenzt wird[12]. Kommerzielle Bordrechner weisen laut Herstellerangaben TID-Toleranzen von rund 10 bis 300 krad(Si) auf[12]. Welche Dosis eine Mission tatsächlich aufnimmt, hängt stark von Bahnhöhe, Inklination, Missionsdauer und Abschirmung ab und muss mit den Modellen der Umweltnorm berechnet statt aus Faustregeln übernommen werden[1].

Gegenmaßnahmen im kleinen Maßstab

Da bei 250 g Gesamtmasse kaum Masse für zusätzliche Abschirmung zur Verfügung steht, setzen Kleinsatelliten auf gezielte Bauteilauswahl, strombegrenzende Lastschalter zum Löschen von Latch-ups, Watchdog-Timer, fehlerkorrigierenden Speicher (ECC) mit zyklischem Scrubbing sowie auf eine Flugsoftware, die Neustarts klaglos übersteht. Zudem beträgt die Flächenmasse eines 1P an den jeweiligen Massengrenzen nur das 0,75-Fache eines 1U, sodass ein gleicher Strukturmassenanteil weniger Massenbelegung gegen Strahlung bietet[11].

Das Erdmagnetfeld

In Erdnähe gleicht das Magnetfeld näherungsweise dem eines geneigten magnetischen Dipols. Seine Feldstärke nimmt mit der dritten Potenz des Abstands vom Erdmittelpunkt ab und verdoppelt sich vom magnetischen Äquator zu den Polen; in 525 km Höhe bewegt sie sich zwischen rund 23 und 47 µT[2]. Magnetorquer, Permanentmagnete und Magnetometer arbeiten allesamt vor diesem Hintergrundfeld:

Umlaufzeit	95,1	min
Bahngeschwindigkeit	7,60	km/s
Umläufe pro Tag	15,1
Längste Eklipse (β = 0°)	35,7 min, 37,5 % des Umlaufs
Sonnensynchrone Inklination	97,50	°
Schrägentfernung am Horizont	2.641	km
Längster Überflug über 0°	11,9	min
Längster Überflug über 10°	7,7	min
Größter Doppler-Hub bei 437,19 MHz	±10,24	kHz
Erdmagnetfeld, Äquator bis Pol	23–47	µT
Luftdichte, niedrige bis hohe Sonnenaktivität	8,2 × 10⁻¹⁴ – 1,1 × 10⁻¹²	kg/m³

Zweikörper-Kreisbahn über kugelförmiger Erde; zentriertes Dipolfeld; Kennewell-Dichtemodell.

Thermische Strahlungsflüsse

Ein Raumfahrzeug im niedrigen Erdorbit absorbiert direkte Sonnenstrahlung — rund 1361 W/m² bei 1 AE[13] mit einer jahreszeitlichen Schwankung von etwa ±3,3 % zwischen Perihel und Aphel —, von der Erde reflektiertes Sonnenlicht (Albedo im Mittel rund 0,3) sowie die thermische Infrarotabstrahlung der Erde von durchschnittlich etwa 237 W/m²[14]. Der über alle Raumrichtungen gemittelte Sichtfaktor eines taumelnden Körpers zur Erde beträgt $F=\frac{1}{2}[1-\sqrt{1-(R_E/(R_E+h){)}^2}]$ und liegt in 550 km Höhe bei 0,305[11].

Eklipsen und Bahngeometrie

Höhe (km)	Umlaufzeit (min)	Geschwindigkeit (km/s)	Längste Eklipse (min)	Schattenanteil	SSO-Inklination (°)	Zenitüberflug über 10° (min)
350	91,5	7,70	36,3	39,7 %	96,85	5,6
400	92,6	7,67	36,1	39,0 %	97,03	6,2
450	93,6	7,64	35,9	38,4 %	97,21	6,8
500	94,6	7,61	35,8	37,8 %	97,40	7,4
525	95,1	7,60	35,7	37,5 %	97,50	7,7
550	95,6	7,59	35,6	37,2 %	97,59	7,9
600	96,7	7,56	35,5	36,7 %	97,79	8,5

Kreisbahnen. Eklipse für β = 0° (Sonne in der Bahnebene); Überflugdauer für eine Station direkt unter der Bodenspur.

Der Eklipsenanteil sinkt mit zunehmender Bahnhöhe sowie mit wachsendem Beta-Winkel zwischen Bahnebene und Sonnenrichtung. Eine sonnensynchrone Umlaufbahn hält ihren Beta-Winkel über das Jahr näherungsweise konstant; Dämmerungsbahnen (Dawn–Dusk-Orbits) können Erdschattendurchgänge über den Großteil des Jahres ganz vermeiden.

Bahnverfolgung und Kollisionsrisiko

Objekte ab etwa 10 cm Größe werden im niedrigen Erdorbit routinemäßig verfolgt; kleinere Fragmente hingegen nicht, obwohl schon der Einschlag millimetergroßer Trümmerteile einen Satelliten außer Gefecht setzen kann. PocketQubes werden nach dem Auswurf zwar katalogisiert, doch nimmt die Genauigkeit von aus Two-Line Elements (TLE) abgeleiteten Bahnen bei leichten Objekten ab[15], und die Radarerfassung eines 50-mm-Körpers hängt stark von der Radarfrequenz ab[2]. Der Eintrag zu Regulierung und Weltraummüll behandelt die Entsorgungsvorschriften und ihre Konsequenzen für die Missionsauslegung.