SATELLIT.EXE

Version 2.3

Programmdokumentation

 

Verfasser:

DL3HZM - Matthias
DL3HRT - Karsten


Inhaltsverzeichnis

 1. Einleitung
 2. Hardwareanforderungen
 2.1 Lauffähigkeit unter Windows 3.x und Windows 95
 2.2 Lauffähigkeit unter anderen Betriebssystemen
 2.3 Hardwareanforderungen
 3. Leistungsgrößen und Aufbau des Programms
 3.1 Dateien
 3.1.1 SATELLIT.INI
 3.1.2 SATINFO.TXT/SATINFO.ENG
 3.1.3 SATMODE.DAT
 3.1.4 ELEMENTE.DAT
 3.1.5 WELT.MAP
 3.1.6 UMGEBUNG.DAT
 3.1.7 OBSERVER.DAT
 3.2 Geschwindigkeit
 4. Mathematisch-physikalische Grundlagen der Bahnberechnung von Satelliten
 4.1 Berechnung von Satellitenbahnen
 4.2 Verwendetes Berechnungsverfahren in SATELLIT.EXE
 5. Programmbeschreibung
 5.1 Echtzeittabelle
 5.2 Vorausberechnungsmodus
 5.3 Weltkarte
 5.4 Azimuth-/Elevationsdiagramm
 5.5 Locatorberechnung
 5.6 Änderung der Einstellungen
 5.7 Multi-Satellite-Tracking
 5.8 Menüpunkt Information
 5.9 Update von Keplerelementen
 5.10 Menüpunkt "Zwei Orte"
 5.11 Antennennachführung
 5.12 Programmaufruf mit Parametern
 6. Anwendungsbeispiele
 6.1 Vorhersage für einen Satelliten
 6.2 Vorhersage für zwei Orte
 6.3 Weitere Hinweise
 7. Häufige Probleme

Anhang

 I. Begriffserklärungen
 II. Frequenzliste der Amateurfunksatelliten

1. Einleitung

Warum eigentlich schon wieder ein neues Satellitenbahnverfolgungsprogramm? Die Idee dazu entstand Anfang 1993, als wir andere Programme ausprobierten und irgendwie nie so richtig zufrieden waren, entweder mit der Bedienung, der Bedienbarkeit oder der Geschwindigkeit. Da wir selbst Funkbetrieb über Satelliten durchführen, konnten wir einige Erfahrungen sammeln, was ein Programm für den praktischen Funkbetrieb bieten sollte und was nicht unbedingt notwendig ist. Aus diesem Grund haben wir nur die, unserer Meinung nach, hilfreichsten Funktionen implementiert.

Es kam dann natürlich so, wie es in den meisten solcher Fälle kommt; das ursprünglich nur für unsere Zwecke entwickelte Programm erreichte eine Ausbaustufe bei der es sinnvoll erschien, es der Allgemeinheit zur Verfügung zu stellen.

Ende 1993 war es dann soweit, die Version 1.1 wurde von uns freigegeben. Einige Monate später folgte die Version 1.2, mit der es nun auch möglich war, die Antennen den Satelliten mittels des IF-100 Interfaces nachzuführen. In den folgenden Jahren folgten kleinere und größere Veränderungen und Verbesserungen. Die Version 2.3 haben Sie nun vor sich.

Wir haben immer unseren Grundsatz verfolgt, daß die Bedienbarkeit eines Programms Vorrang gegenüber seiner Funktionsvielfalt hat. Dies gilt auch für die Version 2.3.

Wer sind eigentlich wir? Wir, das sind Matthias (Physiker) DL3HZM, der für die mathematisch-physikalische Seite des Programms zuständig ist und Karsten (Informatiker) DL3HRT, der die softwaretechnische Umsetzung realisiert hat.
 

Hinweis!

Bei vielen in dieser Dokumentation verwendeten Begriffen wurde die englische Schreibweise beibehalten (z.B. Azimuth - Azimut, Eclipse - Eklipse usw.), da diese teilweise verbreiteter ist, als die deutsche.

 

2. Hardwareanforderungen

Das Programm SATELLIT.EXE ist bezüglich seiner Hardwareanforderungen sehr flexibel gestaltet, so daß es auch auf älteren Rechner ab einem 80286-Prozessor laufen sollte. IBM-XT kompatible Rechner werden nicht mehr unterstützt. Sehr zu empfehlen ist ein Arithmetikprozessor, bei dessen Verwendung die gesamte Funktionspalette des Programms ausgeschöpft werden kann. Vorteilhaft ist ebenfalls die Verwendung einer Maus.

Wir haben uns bewußt für ein DOS-Programm entschieden, weil gerade die für die Belange des Amateurfunks eingesetzte Computertechnik in den meisten Fällen nicht als High-End zu bezeichnen ist. Ältere 286er und 386er PCs verdienen sich noch häufiger als vermutet ihr Gnadenbrot in den Shacks der Funkamateure. Daran haben auch Windows 95 und Windows 98 der Firma Microsoft noch nicht viel ändern können.
 

2.1 Lauffähigkeit unter Windows 3.x und Windows 95

SATELLIT.EXE läuft problemlos in einem DOS-Fenster unter den genannten Windows-Versionen. Unter Windows 3.x empfiehlt es sich, die Ausführungsoptionen des DOS-Fensters so einzustellen, daß es auch im Hintergrund arbeitet. Dann laufen die Berechnungen auch weiter, wenn ein anderes Fenster aktiv ist. Die Weltkarte ist unter Windows 3.x nur im Vollbildmodus verfügbar. Windows 95 kann so konfiguriert werden, daß sie auch in einem Fenster darstellbar ist, natürlich zu Lasten der Geschwindigkeit.
 

2.2 Lauffähigkeit unter anderen Betriebssystemen

SATELLIT.EXE läuft auch auf LINUX-Systemen unter dem DOS-Emulator. Dabei kann auch die Weltkarte in einem Fenster dargestellt werden. Da es bei LINUX und den zugehörigen Programmen einen rasanten Versionswechsel gibt, ist der Nutzer auf eigene Versuche angewiesen.
 

2.3 Hardwareanforderungen

Das Programm SATELLIT.EXE stellt folgende Hardwareanforderungen:  

Da ein Satellitenbahnverfolgungsprogramm naturgemäß viele Berechnungen durchführen muß, steigt der Komfort mit der Rechenleistung des verwendeten Computers. Auf einem langsameren Rechner ohne Arithmetikprozessor ist es beispielsweise nicht sinnvoll, AOS und LOS für alle Satelliten in der Echtzeittabelle zu berechnen. Für einen Rechner mit Arithmetikprozessor ist dieses wiederum kein Problem. Aus diesem Grund haben wir die Software so gestaltet, daß sie an den verwendeten Rechner durch Einstellung bestimmter Parameter angepaßt werden kann.

Der Platzbedarf der Software ist sehr gering, so daß sie auch von Diskette gestartet werden kann. Dabei ist allerdings die Verwendung eines Lese-Caches empfehlenswert, damit die Weltkarte schneller geladen werden kann.

3. Leistungsgrößen und Aufbau des Programms

Das Ihnen vorliegende Programm SATELLIT.EXE V2.3 bietet folgende Möglichkeiten:


Achtung!

Alle Zeitangaben innerhalb des Programms beziehen sich auf UTC!
 

3.1 Dateien

Zum Programm gehören die folgenden Dateien:

Alle Dateien, mit Ausnahme des Programms selbst, sind reine Textdateien und können mit jedem Editor verändert werden. Inhalt und Aufbau der Dateien werden nachfolgend beschrieben.
 

3.1.1 SATELLIT.INI

Die Datei SATELLIT.INI steuert das Verhalten des Programms. Da sie selbsterklärend ist, wird hier ein Beispiel abgedruckt.

# Initialisierungsdatei für SATELLIT.EXE:
# Alle Zeilen die nicht mit einem Schlüsselwort beginnen werden ignoriert. Um
# Dopplungen zu vermeiden, sollte man Kommentare jedoch mit einem "#" beginnen.
# Es ist wichtig, jede Zeile mit einem Semikolon abzuschließen.
#
# Schlüsselworte sind:
# CALL,LOCATOR,LOCATOR2,LONGITUDE,LATITUDE,HEIGHT,AOS,SOUND,SPUR,TRACK,
# TIME,ZEIT,FLECK,FOOTPRINT,COPRO387,ENGLISH,SEQUENCE,ORDER,FOLGE,MILES,
# MEILEN,TERMINATOR,MONO,POINTS,PUNKTE,ROTOR,CHECKSUM,CHECKSUMME,QTH.
#
# Stand: 15.10.98
# Bearbeiter: DL3HRT
#
# Rufzeichen des Nutzers
CALL = DL3HRT;

# Locator des eigenen Standorts
LOCATOR = JO61AB;

# Locator des 2. Standortes für Sichtbarkeitsfensterberechnungen
LOCATOR2 = FN31XM; (K1FX)

# Koordinaten des eigenen Standortes. Dabei werden die
# Längengrade folgendermaßen eingeteilt:
# a). Ort westlich von Greenwich : Länge ist negativ
# b). Ort östlich von Greenwich : Länge ist positiv
#
# Wurde der Locator des eigenen Standorts angegeben, so können diese Angaben
# entfallen, da in diesem Fall Länge und Breite aus dem Locator berechnet werden.
# Gibt man Länge und Breite dennoch an, so werden diese ignoriert.
#
# LONGITUDE = 12.00;
# LATITUDE = 51.04;

# HEIGHT: Höhe des eigenen Standorts
HEIGHT = 185.0;

# AOS : Appearance Of Satellite
# Ist dieser Parameter auf 1 gesetzt, so wird für jeden Satelliten der Zeitpunkt
# der nächsten Sichtbarkeitsperiode berechnet und dargestellt. Auf Rechnern mit
# geringerer Leistungsfähigkeit, insbesondere ohne Arithmetik-Prozessor kann es
# aus Zeitgründen sinnvoll sein diese Option auszuschalten.
#
AOS = 1;

# SOUND:
# Ist dieser Parameter auf 1 gesetzt, so wird ein akustisches Signal bei Auf-
# bzw. Untergang des Satelliten gegeben.
#
SOUND = 1;

# TIME/ZEIT:
# Dieser Parameter gibt die Zeitverschiebung des jeweiligen Ortes gegenüber UTC
# an. Läuft die Echtzeituhr des Computers bereits in UTC, so ist 0 einzutragen;
# Achtung: Sommerzeit <-> Winterzeit beachten!
#
ZEIT = 2;

# INCREMENT:
# INCREMENT legt die Anfangsschrittweite in Sekunden für Vorausberechnungen fest.
#
INCREMENT = 60;

# SPUR/TRACK:
# Dieser Parameter legt fest, ob die Spur des Satelliten auf der Weltkarte
# gezeichnet wird oder nicht. Ist Spur auf 1 gesetzt, so wird die Spur des
# Satelliten gezeichnet. Man hat somit den Überblick über die Bahn des Satelli-
# ten. Im Vorausberechnungsmodus kann es bei großer Berechnungsdauer allerdings
# dazu kommen, daß die graphische Darstellung unübersichtlich wird.
SPUR = 1;

# FLECK/FOOTPRINT:
# Dieser Parameter legt fest, ob das Ausleuchtgebiet des Satelliten berechnet und
# angezeigt wird oder nicht. Bei langsameren Rechnern ist es empfehlenswert,
# FLECK = 0 zu setzen.
#
FLECK = 1;

# COPRO387:
# Dieser Parameter gibt an, ob auf Rechnern ab 80386-Prozessor der optionale
# Arithmetikprozessor gesteckt ist. Stürzt das Programm aus irgendwelchen Gründen
# ab so sollte man versuchen, diesen Parameter zu ändern. Ansonsten bringt diese
# Option nochmals eine Steigerung der Berechnungsgeschwindigkeit!!!
#
COPRO387 = 1;

# ENGLISH
# Mit diesem Parameter wir die Ausgabe des Programms auf Englisch umgeschaltet.
#
ENGLISH = 0;

# SEQUENCE:
# Hier kann eine Sequenz von Satelliten angegeben werden. Beim Multi-
# Satellien-Tracking werden dieses Satelliten in der angegebenen Reihenfolge in
# der Weltkarte dargestellt.
# Ein Satellit kann über den Namen oder die Katalognummer identifiziert werden,
# wobei nur die Katalognummer eindeutig ist.
# Zusätzliche Selektionen lassen sich in der Echtzeittabelle mit der Taste "M"
# durchführen. Die Sequenz muß mit dem Schlüsselwort END abgeschlossen werden!!!
#
SEQUENCE
16609 # MIR
21089 # RS-12/13
18129 # RS-10/11
23439 # RS-15
END

# ORDER/FOLGE:
# Diese Liste gibt an, in welcher Reihenfolge die Satelliten in der Echtzeitta-
# belle erscheinen sollen. Damit läßt sich eine Gruppierung der am häufigsten
# benötigten Satelliten durchführen. Dabei ist nur die Identifizierung über die
# Katalognummer eindeutig.
#
FOLGE
18129 # RS-10/11
21089 # RS-12/13
23439 # RS-15
RS-16 # 24744
16609 # MIR
14129 # OSCAR 10
20440 # DO-17
20480 # FO-20
14781 # UO-11
END;

# MILES/MEILEN:
# Dieser Parameter gibt an, ob Entfernungen in Meilen oder in Kilometern
# angegeben werden.
#
MEILEN = 0;

# POINTS/PUNKTE:
# Dieser Parameter gibt die Anzahl der Punkte für den Leuchtfleck an. Viele
# Punkte ergeben ein übersichtlicheres Bild, dafür dauert die Berechnung ent-
# sprechend länger. Der Nutzer muß einen gängigen Kompromiß zwischen der Rechen-
# leistung seines Computers und der Fleckdarstellung finden.
# Es sind maximal 255 Punkte möglich.
#
PUNKTE = 100;

# MONO:
# Bei Verwendung eines Monochrom-Bildschirmes muß dieser Parameter auf 1 gesetzt
# werden, damit die farbliche Gestaltung einen guten Kontrast liefert.
#
MONO = 0;

# TERMINATOR:
# Ist dieser Parameter auf 1 gesetzt, so erfolgt die Einblendung des Sonnen-
# terminators in die Weltkartendarstellung. Damit ist die hell-dunkel-Grenze
# dargestellt.
#
TERMINATOR = 1;

# ROTOR:
# ROTOR gibt an, ob eine automatische Antennennachführung erlaubt ist, oder
# nicht. Dabei wird die Antennennachführung durch drücken der Tastenkombination
# <CNTRL><R> für den jeweiligen Satelliten aktiviert.
#
ROTOR = 1;

# CHECKSUM/CHECKSUMME:
# ACHTUNG!!! CHECKSUMME ist nur wirksam bei Daten im 2-Zeilen Format.
# CHECKSUMME gibt an, ob beim Einlesen der Keplerelemente die Prüfsumme ausge-
# wertet wird. Ist die Prüfsumme nicht korrekt, so wird der entsprechende
# Datensatz nicht geladen.
CHECKSUM = 1;

# DOPPLER1, DOPPLER2, DOPPLER3:
# Diese Parameter geben an, für welche drei Frquenzen in Mhz in den Grafiken
# die Dopplerverschiebung berechnet wird.
#
DOPPLER1 = 21.230;
DOPPLER2 = 29.400;
DOPPLER3 = 145.800;

QTH:
# Es folgt eine Liste von Orten, die in der Weltkarte beschriftet werden.
# Format: <Name>,<Länge>,<Breite>;
#
QTH
New York,-73.9942,40.7517;
Berlin,13.3333,52.5167;
Rio de Janeiro,-42.717,-22.45;
Peking,116.3833,39.9166;
Kairo,31.2833,30.;
St. Petersburg,30.3333,59.95;
Bogota,-74.0999,4.6333;
La Paz,-68.183,-16.517;
Caracas,-66.9666,10.5;
Anchorage,-149.9833,61.1667;
Bombay,72.8333,18.9667;
Manila,121.,14.6167;
Perth,116.1667,-31.8332;
Jakarta,106.85,-6.15;
Hong Kong,115.,21.75;
Darwin,130.8367,-12.4199;
END;
 

 

3.1.2 SATINFO.TXT/SATINFO.ENG

Diese Dateien enthalten Texte zu den einzelnen Satelliten. Diese sind vom Programm aus abrufbar. Damit die Informationen zu einem bestimmten Satelliten vom Programm automatisch gefunden werden können, ist ein gewisser Grundaufbau einzuhalten.

Je nach eingestellter Sprache wird eine der beiden Dateien automatisch ausgewählt:

                    Englisch ==> SATINFO.ENG   oder   Deutsch ==> SATINFO.TXT.

Beispiel:

Es soll ein Informationstext zu DO-17 eingegeben werden. Auf diesen Satelliten wird im wesentlichen über zwei verschiedene Namen bezug genommen- DO-17 und DOVE. Ein Eintrag in SATINFO.*** würde dann folgendermaßen aussehen:

DO-17
DOVE
DOVE Oscar 17 ist ein Satellit ...
END DOVE

Durch diese Struktur ist sichergestellt, daß der entsprechende Text automatisch vom Programm gefunden wird. Der Name des Satelliten muß dabei mit dem Namen in den Keplerelementen übereinstimmen.
 
 

3.1.3 SATMODE.DAT

Diese Datei enthält Informationen über die Modi der Satelliten in Abhängigkeit der Position auf ihrer Umlaufbahn.

Beispiel:

RS-12/13
000 K
END

P3D # fiktiver Eintrag
000 B
020 BS
050 S
END

Der Eintrag zu einem Satelliten hat dabei folgende Struktur:

<Name des Satelliten> oder <Katalognummer des Satelliten>
<MA-Wert 1> <Modus 1>
<MA-Wert 2> <Modus 2>
.
.
<MA-Wert n> <Modus n>
END

Im obigen Beispiel heißt das für den Satelliten P3D folgendes:

MA-Wert 000-020: Mode B
MA-Wert 020-050: Mode BS
MA-Wert 050-255: Mode S

Wird anstelle der Katalognummer der Satellitenname angegeben, so muß dieser mit dem Namen in den Keplerelementen übereinstimmt. Ansonsten wird der entsprechende Eintrag in SATMODE.DAT ignoriert.
 

Achtung!

Es ist wichtig, daß die Mode-Informationen eines bestimmten Satelliten mit dem Schlüsselwort END abgeschlossen werden. Wird END nicht angegeben, so arbeitet das Programm fehlerhaft!

 

3.1.4 ELEMENTE.DAT

Diese Datei enthält die Keplerelemente der Satelliten. Diese können entweder im AMSAT-Format oder im NASA-Format (auch gemischt) vorliegen.

Beispiel:

# Es folgen die Beispiel-Keplerelemente das Satelliten RS-15 im AMSAT-Format
Satellite: RS-15
Catalog Number: 99999
Epoch Time: 94121.57362967
Decay Rate: 0.00000000 Rev/Day^2
Inclination: 67.0000 Deg
RA of Node: 22.8163 Deg
Eccentricity: 0.0001152
ARG of Perigee: 360.0000 Deg
Mean Anomaly: 0.0000 Deg
Mean Motion: 10.73887722 Rev/Day
Epoch Rev: 0

OSCAR 10
1 14129U 83058B 94026.96316316 -.00000226 00000-0 10000-3 0 2568
2 14129 27.2068 344.5815 6022530 149.7185 266.2880 2.05879387 51903

RS-10/11
1 18129U 87054A 94032.53118575 .00000050 00000-0 37815-4 0 8585
2 18129 82.9221 69.1201 0013160 45.5265 314.6964 13.72330706331309

AO-13
1 19216U 88051B 94030.92643199 .00000280 00000-0 10000-4 0 8703
2 19216 57.8741 270.6815 7209428 333.8315 3.2375 2.09718964 11637

ENDE

Diese Beispieldatei zeigt die Vermischung von Text, Keplerelementen im AMSAT-Format und Keplerelementen im NASA-Format. Es ist zu beachten, daß bei Keplerelementen im AMSAT-Format, im Gegensatz zum NASA-Format, keine Auswertung der Prüfsumme erfolgt!!! Aus diesem Grund sollte möglichst das NASA-Format verwendet werden, welches ohnehin kompakter ist. Das AMSAT-Format eignet sich vor allem für Experimente mit Keplerelementen. Dies ist auch der Grund dafür, warum wir auf die Prüfsummenauswertung verzichtet haben.

Das Schlüsselwort ENDE kennzeichnet das Ende der Keplerelemente. Es ist nicht unbedingt erforderlich, aber hilfreich, wenn nicht alle Elemente geladen werden sollen. In diesem Fall wird das Einlesen der Keplerelemente beim Erkennen des Schlüsselwortes ENDE abgebrochen. Alle dahinterstehenden Keplerelemente werden ignoriert.
 

3.1.5 WELT.MAP

Diese Datei enthält die Koordinaten für die Weltkartendarstellung. Es werden Koordinaten zu Objekten zusammengefaßt. Diese Objekte werde dann gefüllt gezeichnet. Es sind maximal 128 Objekte mit jeweils 200 Koordinatenpaaren möglich. Die Koordinatenpaare können jedem Atlas entnommen werden. Dabei gilt, daß Längenwerte westlich des Null-Meridians negativ sind. Die Längenwerte müssen zwischen -180.0 und +180.0 liegen.

Nach den Kontinenten, die durch das Schlüsselwort WObjekt bezeichnet sind, folgen Seen (LObjekt) und Flüsse (RObjekt).
 

3.1.6 UMGEBUNG.DAT

Diese Datei enthält die Horizontlinie des Nutzers und wird im Azimuth-/Elevationsdiagramm verwendet. Der Aufbau dieser Datei wird bei der Beschreibung dieses Programmpunktes näher erläutert  ( siehe 5.4 )
 

3.1.7 OBSERVER.DAT

Diese Datei enthält geographische Koordinaten verschiedener Orte. Sie wird unmittelbar nach Programmstart geladen und bildet die Basis für die Auswahl des zweiten Betrachterstandortes. Dabei hat ein Eintrag in dieser Datei folgenden einfachen Aufbau:

'<Ortsname>' <geographische Länge>, <geographische Breite>, <Höhe>;

z.B.: 'Südpol' 0.0, -90.0, 2500.0;

Es sind Einträge für maximal 1500 Orte zugelassen. Wenn die Höhe eines Ortes nicht bekannt ist, so ist 0.0 einzutragen.
 

3.2 Geschwindigkeit

Die Geschwindigkeit des Programms SATELLIT.EXE ist selbstverständlich stark vom verwendeten Rechner abhängig. Die besten Ergebnisse erzielt man mit zusätzlichem Arithmetikprozessor. Ab 80486 ist dieser mit auf dem Chip integriert und dieser Frage kommt keine Bedeutung mehr zu. Falls Sie jedoch noch keinen schnellen Rechner besitzen, hier einige Tipps, wie man trotzdem vernünftig mit dem Programm arbeiten kann:

Da wir großen Wert auf die Geschwindigkeitsoptimierung, nicht nur der Berechnung, Wert gelegt haben, sollte auch ein 80286/16-Prozessor noch Freude bereiten.

Ein von uns durchgeführter Test kam auf verschiedenen Rechnern zu folgenden Werten:

Es wurde eine Vorhersage für den Satelliten RS-10/11 durchgeführt. Die Vorhersageergebnisse wurden in einer Datei protokolliert. Als minimale Elevation wurde -90.0 angegeben. Desweiteren galten folgende Parameter:

Es waren insgesamt 1440 Werte zu berechnen und in eine Textdatei auszugeben. Voraussetzung für die Meßwerte war natürlich, das diese Datei auf Festplatte geschrieben, und nicht etwa in einer RAM-Disk gehalten wurde.
 

80386SX/16

80386SX/16 + 80387SX

80386/25 + 80387

80486/50

2 Minuten

15 Sekunden

12 Sekunden

3 Sekunden

Es ist dabei bemerkenswert, daß sich die Taktfrequenz der Rechner nicht im erwarteten Maße bemerkbar macht. Dies liegt vor allem darin begründet, daß die Ergebnisse in einer Datei protokolliert wurden und somit die Laufzeit auch von der Ausgabegeschwindigkeit der Peripherie abhängig ist. Ein Plattencache sollte hier einiges bewirken. Die Abarbeitung obigen Tests auf einem Pentium-Rechner erfolgte derartig schnell, daß eine Meßzeit hier nicht angegeben werden kann.
 

4. Mathematisch-physikalische Grundlagen der Bahnberechnung von Satelliten

4.1 Berechnung von Satellitenbahnen

Dieses Kapitel soll einige Einblicke in die Physik der Satellitenbewegung geben. Es soll hier nicht eine Ableitung der Bewegungsgleichungen erfolgen, das würde eine Unmenge von mathematischen Vorkenntnissen erfordern und wahrscheinlich viele Leser langweilen. Vielmehr soll hier auf die physikalischen Grundlagen eingegangen werden.

Zu diesem Zweck gehen wir in die Geschichte zurück und treffen am Anfang des 17. Jahrhunderts auf Johannes Kepler (1571 - 1630), der sich intensiv mit der Bewegung der Planeten beschäftigte. Bekannt wurde er unter anderem durch seine drei Keplerschen Gesetze, die spätestens zu diesem Zeitpunkt das ptolemäische Weltbild durch das Keplersche ersetzten. Diese drei Gesetze lauten:

  1. Jeder Planet bewegt sich in einer elliptischen Bahn, in deren einem Brennpunkt die Sonne steht.
  2. Der von der Sonne zum Planeten gezogene Leitstrahl überstreicht in gleichen Zeiten gleiche Flächen.
  3. Die Quadrate der Umlaufzeiten zweier Planeten verhalten sich wie die Kuben der großen Halbachse ihrer Bahnen.

Diese hauptsächlich durch genaue Messungen gefundenen Gesetze konnten viele Jahre später durch die moderne Physik hervorragend bestätigt werden.

Doch zunächst gehen wir weiter in der Geschichte um am Ende des 17. Jahrhunderts auf Isaac Newton (1643 - 1727) zu stoßen. Newton war der Begründer der klassischen Mechanik. Seine drei Axiome sind Meilensteine in der Geschichte der Physik. Er beschäftigte sich auch mit der "Erdanziehung" und entdeckte als Ursache die Gravitation. Angeblich soll dies im Herbst zur Zeit der Apfelernte gewesen sein, als Newton einen Apfel vom Baum fallen sah (jedenfalls lautet die Legende so...).

Er stellte fest, daß sich Massen gegenseitig anziehen. Je größer die eine Masse ist, desto größer ist auch die wirkende Kraft auf die andere Masse. Weiterhin ist diese Kraftwirkung abhängig vom Abstand der beiden Massen. Je größer der Abstand ist, desto kleiner ist die Kraft. In Formeln ausgedrückt sieht das so aus:

Man kann sich leicht selbst ausrechnen, mit welcher Kraft ein Mensch von der Erde angezogen wird.

M1 = Masse des Menschen ( 80 kg)
M2 = Masse der Erde ( 5.976*1024 kg),
r = Erdradius = 6371000 m, = 6.6732*10-11 m3/(kg*s2 )

Die Kraft resultierende beträgt rund 800 kgms-2 = 800 N. Mit der selben Kraft ziehen wir aber auch die Erde an, das sollte man nie vergessen ( kommt auch in Newton's 3. Axiom zum Ausdruck: actio = reactio, zu jeder Kraft gehört eine Gegenkraft). Nun kann man die Mondmasse und den Mondradius nehmen...

Berechnet man den Ausdruck * M1/r, mit M1=Erdmasse, r = Erdradius, so erhält man eine Konstante g=9.81 m*s-2, die Fallbeschleunigung. Obige Gleichung schreibt sich nun als F = m * g, dies ist eine spezielle Form des 1. Newtonschen Axiom's (Kraft gleich Masse mal Beschleunigung).

Es hat in der Geschichte viele Versuche gegeben, die Naturkonstante zu bestimmen. Ein Beispiel sei die Drehwaage von Cavendish (1731 - 1810), wo 158 kg schwere Bleigewichte kleine Bleigewichte (0,73 kg), die an einem Waagebalken befestigt waren, um 2 cm auslenkten. Die Experimente sind sehr schwierig, weil die Gravitationswechselwirkung die Schwächste der vier bekannten Wechselwirkungen ist (das sind außerdem die elektromagnetische Wechselwirkung, die starke Wechselwirkung (im Atomkern wirkend), die schwache Wechselwirkung (bei Atomkernzerfällen wirkend)). Dafür ist ihre Wirkung am weitreichendsten und in jedem Punkt des Universums vorhanden.

Lange Zeit nahm man an, daß wie die Lichtgeschwindigkeit eine universelle Naturkonstante ist. Mit den Theorien über die Endlichkeit des Weltalls steht und fällt jedoch auch die Universalität dieser Konstante. In unserer Galaxie geht man dennoch von einem konstantem Wert für aus.

Bei der obigen Berechnung wurde stillschweigend die gesamte Erdmasse im Erdmittelpunkt vereinigt und der Mensch wurde ebenfalls als Punkt angenommen. Nur mit diesen Punktmassen ist die Newtonsche Gleichung gültig (sonst sind die Massenverteilungen in die Punktmassen umzurechnen). Eine weitere Vereinfachung ist die Annahme, daß nur zwei Massen gegenseitig in Wechselwirkung treten (Zweikörperproblem).

Mit diesen Angaben kann man nun rechnen. Als Ergebnis stellt man fest, daß beide Massen sich um einen Schwerpunkt bewegen. Nimmt man an, daß eine Masse viel größer als die andere ist, so liegt der gemeinsame Schwerpunkt sehr nahe an der großen Masse, so daß man ihn vernachlässigt und diese Masse an den Ort des Schwerpunktes setzt. Dies ist durchaus sinnvoll, denn wie klein ist die Masse des Menschen gegenüber der Erde, oder die Masse der Planeten gegenüber der Sonnenmasse, oder die Masse des Satelliten gegenüber der Erdmasse! Somit hat man es mit der Bewegung im Zentralkraftfeld zu tun (oder anders ausgedrückt: die kleine Masse bewegt sich im Gravitationspotential der großen Masse).

Nachdem einiges über die Physik der Bahnbewegung gesagt wurde, wird im Folgenden die Bahnbeschreibung anhand der Keplerelemente erläutert.

Zunächst zur Satellitenbahn, die, wie oben erläutert, eine Ellipse ist. Die Mathematik lehrt, daß die Form einer Ellipse durch zwei Angaben bestimmt ist. Dies können z. B. die beiden Halbachsen sein.

Über die Gleichung wird die Ellipse beschrieben, wobei a und b die beiden Halbachsen sind und e den Abstand eines Brennpunktes vom Ellipsenmittelpunkt angibt. Häufig beschreibt man die Ellipse über die numerische Exzentrizität e. Sie steht mit a, b und e in folgendem Zusammenhang:

Für Kreise fallen die Brennpunkte in den Mittelpunkt, e = 0, a = b sowie e = 0. Die Exzentrizität gibt also die Abweichung von der Kreisform an. Ist e = 1, so öffnet sich die Ellipse zur Parabel. Betrachtet man die Keplerelemente, so stellt man fest, daß zwar die Exzentrizität gegeben ist, aber keine Angaben zu den Halbachsen gemacht werden.

Dies ist auch nicht nötig, da über das 2. und 3. Keplersche Gesetz der Zusammenhang zwischen Umlaufzeit T und großer Halbachse a vorliegt:

Gamma ist die Gravitationskonstante, M die Masse der Erde. Die Umlaufzeit wird über die Angabe Meanmotion bestimmt. Meanmotion gibt die Anzahl der Umläufe pro Tag an. Mit diesen beiden Angaben ist die Bahnform also vollständig bestimmt.

Als weiteres muß die Lage der Bahnebene im Raum bestimmt werden. Für dreidimensionale Räume sind drei Angaben notwendig, um den Ort eines Punktes anzugeben. Dies ist auch für eine Ebene richtig (genauer wird eine Ebene durch eine Richtung beschrieben die senkrecht auf der Ebene steht - Normalenvektor).

Über die Art der drei Angaben entscheidet das Koordinatensystem, in dem der Punkt oder die Richtung beschrieben wird.

Allgemein geläufig ist das kartesische Koordinatensystem. Es zeigt sich aber, daß dies für die Bahnberechnung recht unbequem ist. Vielmehr wird ein System verwendet, welches den Polarkoordinaten sehr ähnlich ist. Das nebenstehende Bild zeigt die Zusammenhänge zwischen beiden Systemen.

Den Mittelpunkt dieses Systems bildet der Erdmittelpunkt. Die Grundebene ist die Ebene des Himmelsäquators. Das ist die Ebene, in welcher der Erdmittelpunkt und der Erdäquator liegen. Die Schnittlinie zwischen scheinbarer Himmelskugel und Äquatorebene erreicht genau im Osten und im Westen den Horizont und steht im Süden am höchsten (immer 90 – geographische Breite).

Schaut man im Winter zum Sternbild Orion, so markieren die 3 Gürtelsterne diese Schnittlinie. Das unscheinbare Sternbild Fische liegt ebenfalls auf dieser Linie und in diesem Sternbild liegt der Widderpunkt. Vom Widderpunkt (auch Frühlingspunkt genannt, weil hier die Sonne zum Frühlingsanfang steht) aus wird in östlicher Richtung die eine Koordinate dieses Koordinatensystems gezählt. In der Satellitenbahnberechnung erfolgt dies in Grad.

Eine weitere Bezugslinie ist die Gerade, die durch den Erdmittelpunkt und die geographischen Pole führt. Der Durchstoßpunkt durch die nördliche Himmelskugel liegt hier in der Nähe des Sternbildes Kleiner Wagen (offiziell kleiner Bär). Auch hier wird die Gradzählung verwendet, wobei auf der Himmelsäquatorebene mit 0 Grad nach Norden aufsteigend, begonnen wird.

Da die Erde in der Satellitenbahnebene liegt, geht die Schnittgerade zwischen Himmelsäquatorebene und Bahnebene ebenfalls durch den Erdmittelpunkt. Der Winkel, den diese Gerade mit der Gerade Erdmittelpunkt - Widderpunkt bildet, ist die Länge des aufsteigenden Knotens. Die Bezeichnung Knoten stammt ebenfalls aus der Astronomie. Es wird als aufsteigender Knoten der Punkt bezeichnet, an dem ein Planet, Mond u.s.w. die Äquatorebene von Süd nach Nord durchquert, der absteigende Knoten entsprechend umgekehrt. Dieser Winkel wird in den Keplerelementen als RAAN (Right Ascension of Ascending Node) angegeben. Die Schnittgerade wird auch häufig als Knotenlinie bezeichnet.

Gibt man noch an, wie die Bahnebene zur Äquatorebene geneigt ist, so ist die Bahnebene im Raum fixiert. Diese Bahnneigung ist die Inklination. Die Angabe von RAAN und Inklination erfolgt auch in Grad.

Somit ist die Satellitenbahn nur noch in der Bahnebene drehbar. Um dies abzustellen, wird die Lage des erdnächsten Bahnpunktes (Perigäum) zur Knotenlinie beschrieben. Der Winkel zwischen Erdmittelpunkt-Frühlingspunkt und Erdmittelpunkt - Perigäum wird als Argument des Perigäum in den Keplerelementen angegeben.

Damit ist die Bahn eines Satelliten beschrieben. Es fehlt noch die Angabe, wann sich der Satellit wo befunden hat. Die Angabe des Ortes geschieht durch die Mittlere Anomalie (MA, Mean Anomaly). Dies ist der Winkel zwischen Erde-Perigäum und Erde-Satellit. Die Mittlere Anomaly wird in den Keplerelementen in Grad angegeben. Viele Satellitenprogramme geben die Phase eines Satelliten an. Das ist nichts anderes als die MA zur Berechnungszeit, wobei die Phase ein Zahlenwert zwischen 0 und 255 ist. Die Satellitenbahn wird zu diesem Zweck in 256 zeitgleiche Abschnitte unterteilt. MA = 0 entspricht dem Perigäum, MA = 128 dem Apogäum. Die Zeitangabe ist die Epochtime ET. Auf diese Zeit sind alle Angaben in den Keplerelementen bezogen.

Mit diesen 7 Angaben läßt sich nun die Position eines Satelliten am Himmel bestimmen.

Als Ort des Satelliten gibt man die Höhe über dem Horizont (Elevation) und das Azimuth an. Das Azimuth ist ein Winkel in der Horizontebene. Schaut der Beobachter nach Norden, so blickt er in Richtung des Azimuths 0, nach Osten sind es 90, nach Süden 180 und nach Westen 270. Der Horizont hat die Elevation 0, der Punkt senkrecht über den Beobachter (Zenit) besitzt die Elevation 90.

Während der Berechnung entstehen weitere interessante Ergebnisse. Der Punkt an dem der Satellit senkrecht über der Erdoberfläche steht, wird Subsatelliten-Punkt (SSP) genannt. Die Angabe erfolgt in den üblichen geographischen Koordinaten. Die Entfernung des Satelliten zum SSP ist die Höhe über der Erdoberfläche. Für Satelliten auf kreisähnlichen Bahnen ist dieser Wert fast konstant. Eine andere Größe ist die Entfernung Satellit - Beobachter (Range). Durch die Änderung der Entfernung läßt sich die Geschwindigkeit des Satelliten zum Beobachter ermitteln. Damit ist die Dopplerverschiebung wie folgt bestimmbar:

mit f0 der vom Satelliten gesendeten Frequenz, f der empfangenen Frequenz, c der Lichtgeschwindigkeit und v der Geschwindigkeit des Satelliten relativ zum Beobachter. Bewegt sich der Satellit auf den Beobachter zu, so ist v größer als Null. Somit läuft also die Bakenfrequenz eines Satelliten von höheren zu tieferen Frequenzen hin.

Alle Betrachtungen zur Satellitenbahn gingen von einem idealisierten Modell aus. In Realität ist zwar der Satellit vernachlässigbar klein gegenüber der Erde, das ist aber auch schon alles.

Als erstes ist zu beachten, daß die Erde keine Kugel ist (sondern ein Geoid). Durch die Fliehkräfte ist sie an den Polen abgeflacht (dies wird durch die Erdabplattung im Programm berücksichtigt). Während dies noch leicht zu berücksichtigen ist, weil es sich um ein rein geometrisches Problem handelt, so ist die unterschiedliche Massenverteilung auf dem Globus nur schwierig zu handhaben.

Es gibt entsprechende Modelle, die für extrem genaue Berechnungen verwendet werden können (z.B. SGP4 und SDP4 bzw. SGP8 und SDP8), doch das ist im allgemeinen für Amateurfunksatelliten nicht notwendig. Ist der Satellit weit von der Erde entfernt, so wirkt weniger die Massenverteilung der Erde sondern mehr die Tatsache, daß die Erde nicht allein im Weltall ist. Vor allem Mond und Sonne bewirken Bahnstörungen, die nur teilweise berechnet werden können. Genauso verhält es sich mit der Luftreibung in den hohen Schichten der Athmosphäre für niedrigfliegende Satelliten. Hier sind ebenfalls komplizierte Näherungen nötig.

Diese Effekte bewirken gemeinsam eine Abbremsung des Satelliten (neben vielen anderen Effekten). Für die meisten Satelliten wird dies mit dem Keplerelement DECAY in die Berechnung eingebracht. Das DECAY gibt an, wie sich die Anzahl der Umläufe pro Tag ändert.

Weiterhin sind auch die Keplerelemente nicht stabil. Durch die Massenverteilung auf der Erde und im All präzessiert die Satellitenbahn, d.h. die Knotenlinie wandert (Die Erdachse präzessiert auch, nur dauert ein Umlauf 26000 Jahre). Auch die Bahn ist keine Ellipse mehr, sondern eine Rosettenbahn, d.h. das Perigäum wandert (Apsidendrehung).

Nur für eine einzig Bahnneigung (63.4) ist das Perigäum stabil. Diese Bahn wird Molniya-Orbit nach den gleichnamigen sowjetischen Fernmeldesatelliten, die erstmalig diese Bahn nutzten, genannt. Ebenso läßt sich, abhängig von der Bahnhöhe, eine "sonnensynchrone" Bahn finden. Hier bleibt die Lage der Bahnebene im Bezug auf die Sonne stabil und der Satellit wird somit für einen Beobachtungsort immer zur gleichen Zeit aufgehen.

Trotz der Korrekturen in der Berechnung ist es notwendig, von Zeit zu Zeit die Keplerelemente zu aktualisieren. Für jeden Satelliten wird dieser Zeitpunkt verschieden sein. Im allgemeinen gilt, je mehr Umläufe pro Tag der Satellit ausführt und je exzentrischer die Bahn ist, um so häufiger ist dies nötig. Nach Bahnkorrekturen werden immer neue Keplerelemente benötigt!!!

Eine besonders stabile Bahn besitzen die geostationären Satelliten. Diese stehen immer über demselben Punkt der Erdoberfläche. Dazu muß die Bahnneigung 0 betragen, die Exzentrizität ist nahezu Null. Mit den idealisierten Modellvorstellungen erhält man:



 

 

 

 

Setzt man die oben aufgeführten Werte ein ( die Umlaufszeit beträgt 86400 Sekunden), so ergibt sich nach Abzug des Erdradiuses eine Bahnhöhe von 35875 km. Dieser Wert ändert sich kaum, weil der Satellit eigentlich nur noch von Sonne und Mond störend beeinflußt wird (deep-space-model). Die geostationären Satelliten erscheinen für einen Beobachter alle auf der Himmelsäquatorlinie, im Osten und im Westen mit 0 Elevation, im Süden mit der maximal möglichen Elevation von 90 - geographische Breite. Man beachte, daß der Satellit dabei immer von ungefähr der halben Erdkugel aus zu sehen ist, seine Antennen jedoch nur einen kleine Teil der Erdoberfläche ausleuchten.

Soweit die allgemeinen Betrachtungen zur Bahnberechnung. Zum Schluß noch ein Hinweis für Sonne und Mond. Mit unserem Programm läßt sich die Position von Mond und Sonne am Himmel berechnen. Es gelten jedoch verschiedene Einschränkungen.

Der Mond umläuft die Erde als Satellit, ist also wie ein solcher zu betrachten. Seine Masse jedoch ist auf keinen Fall mehr vernachlässigbar. Genau dies wird aber in der Berechnung getan. Damit stimmt die in die Berechnung eingehende Entfernung nicht mehr, da der Schwerpunkt Erde-Mond nicht mehr im Erdmittelpunkt liegt. Somit ist die Berechnung nur für Azimuthwinkel in der Nähe von 180 (also Südrichtung) korrekt. Der Subsatellitenpunkt wird aber trotzdem richtig ermittelt. Bei der Sonne werden die Verhältnisse umgekehrt. In der Berechnung läuft jetzt die Sonne als Satellit um die Erde (welch ketzerisches Weltbild!). Somit ist mit geeigneten Keplerelementen die Berechnung möglich, es stimmt nur die Entfernung Erde-Sonne nicht (weil die Sonne ja als sehr kleine Masse angenommen wird!). Alle anderen Angaben sind für die Sonne richtig. Das Programm ließe sich auch noch auf Sterne anwenden. Für Planeten und andere kosmische Kleinkörper ist jedoch diese Art der Berechnung nicht geeignet.
 

4.2. Verwendetes Berechnungsverfahren in SATELLIT.EXE

Die NORAD-Keplerelementsätze sind die Grundlage der Bahnberechnung von Satelliten. Diese Keplerelemente werden auf Grundlage von Beobachtungen (optische Beobachtungen, Radar, Funkauswertungen, Satellitensensoren usw.) erstellt und beschreiben die Bahn eines Satelliten zu einem gegebenen Zeitpunkt. Da sich Satellitenbahnen aufgrund vieler äußerer Einflüsse ändern wurden Berechnungsmodelle entwickelt, die diese Einflüsse berücksichtigen, um einmal berechnete Keplerelemente über einen möglichst langen Zeitraum, bei höchstmöglicher Berechnungsgenauigkeit der aktuellen Satellitenposition, nutzen zu können.

Als die wichtigsten fünf Berechnungsmodelle sind zu erwähnen: SGP, SGP4, SDP4, SGP8 und SDP8 [Spacetrack Report NO.3; Models for Propagation of NORAD Element Sets; F.R. Hoots & R.L.Roehrich;December 1980].

SGP:

Dieses ist das einfachste Modell und speziell für niedrigfliegende Satelliten geeignet. Die Änderung der Mean Motion wird als linear angenommen. Das Athmosphärenmodell der Erde wird nicht berücksichtigt.

SGP4:

Dies ist eine Erweiterung des SGP-Modells. Ebenso wie dieses wurde es speziell für niedrigfliegende Satelliten entworfen. Im Gegensatz zum SGP-Modell berücksichtigt es jedoch die Dichtefunktion des Athmosphärenmodells der Erde.

SDP4:

Das SDP4-Modell erweitert das SGP4-Modell dahingehend, daß es auf deep-space- Satelliten, d.h. Satelliten mit höheren Umlaufbahnen anwendbar ist, da es zusätzlich die gravitativen Effekte von Sonne und Mond berücksichtigt.

SGP8:

Das SGP8-Modell beruht auf demselben theoretischen Modell wie das SGP4-Modell, setzt dieses Modell jedoch auf eine vollständig andere Art und Weise um. Ebenso wie das SGP4-Modell wurde es für niedrigfliegende Satelliten entwickelt.

SDP8:

Analog zum SDP4-Modell stellt dieses Modell eine Erweiterung des SDP8-Modell für Satelliten mit höheren Umlaufbahnen dar.


Es muß darauf hingewiesen werden, daß die NORAD-Keplerelementsätze derzeit auf Grundlage der SGP4/SDP4-Modelle generiert werden, so daß eine maximale Genauigkeit auch nur durch die Verwendung dieser Modelle bei der Berechnung der aktuellen Satellitenposition erreicht wird.

Die Grenze für die Verwendung von SDP4 bzw. SGP4 wurde seitens NORAD wie folgt definiert:

Ist die Umlaufzeit eines Satelliten kleiner als 225 Minuten, so wird das SGP4- Modell verwendet. Ist die Umlaufzeit größer als 225 Minuten kommt das SDP4- Modell zum Einsatz.

Das Programm SATELLIT.EXE nutzt das vereinfachte SGP-Modell. Folgende Gründe haben uns zu dieser Entscheidung bewogen:

Eine 10m lange Yagi-Antenne für das 2m-Band hat beispielsweise einen Öffnungswinkel von ca. 25 bei einem Antennengewinn von 15dBd. Selbst bei der üblichen Stockung von 4 Antennen als H-Kreuz hat diese bereits EME-taugliche Antennenanlage noch einen Öffnungswinkel von ca. 12. Bei einer angenommenen Bahnhöhe eines Satelliten von 1000km (z.B. RS-12/13) wird von dieser Antenne ein über 100km großes Bahnsegment überstrichen. Die Unterschiede der verschiedenen Berechnungsmodelle liegen im Bereich weniger Kilometer, meist sogar noch deutlich darunter.


 

Wir empfehlen Ihnen, entsprechende Test selbst durchzuführen, indem sie unterschiedlich alte Keplerelemente ein und desselben Satelliten in ELEMENTE.DAT übernehmen und die Berechnungsergebnisse in der Echtzeittabelle kritisch vergleichen.

Die Berechnung einer Satellitenposition nach dem SGP-Modell verläuft wie folgt:

  1. Zeitspanne zwischen Keplerelementzeit und aktueller Zeit berechnen.
  2. Berechnung der Satellitenposition auf der Bahnellipse unter Berücksichtigung der Änderung der Umlaufzeit (DECAY-Wert).
  3. Berechnung der Koordinaten des Satelliten (X-,Y- und Z-Koordinaten bezüglich des Erdmittelpunkts).
  4. Berechnung des Sub-Satellitenpunktes (Punkt auf der Erdoberfläche über dem sich der Satellit befindet) unter Berücksichtigung der Erdrotation in geographischen Koordinaten (Länge und Breite).
  5. Berechnung der Höhe des Satelliten über dem Erdboden unter Berücksichtigung der Erdabplattung.
  6. Berechnung von Azimuth und Elevation. Dabei ist die Nutzung des SGP-Modells bereits mit Punkt 3. abgeschlossen. Alle nachfolgenden Berechnungen sind einfache Koordinatentransformationen, wobei unter Punkt 4. berücksichtigt werden muß, daß eine Projektion auf ein bewegtes System erfolgt.

Alle weiteren Parameter wie Entfernung zum Satelliten, Relativgeschwindigkeit zum Betrachter, Beleuchtung des Satelliten usw. können nun auf Grundlage seiner Koordinaten berechnet werden. Dabei liegen den meisten dieser Berechnungen einfache trigonometrische Zusammenhänge zugrunde.
 

5. Programmbeschreibung

Wenn Sie das Programm noch nicht ausprobiert haben, bzw. keine Probleme beim Probieren auftraten, können Sie dieses Kapitel ruhig überlesen. Ansonsten ist dieses Kapitel entsprechend der einzelnen Menüpunkte aufgeteilt.

Die wichtigste Taste ist die Escape-Taste. Damit kann man zu jedem Zeitpunkt den aktuellen Programmpunkt verlassen und springt zum vorhergehenden Punkt zurück. An den meisten Stellen kann optional zur Escape-Taste die rechte Maustaste benutzt werden. Bestätigungen erreicht man durch Betätigen der Enter-Taste, der linken Maustaste oder, falls ein solcher gekennzeichnet ist, durch Betätigen des Hot-Key. Die Anwahl der Programmpunkte erfolgt über Maus oder Kursortasten.

Damit der Nutzer sich auf sein eigentliches Ziel, den Funk über Satelliten, konzentrieren kann, arbeitet das Programm nach einem sehr einfachen Prinzip. Es macht alles, was ihm gesagt wird und meldet sich nur im Fehlerfall. Aus diesem Grunde werden Sie auch keine einzige Ja/Nein-Frage finden, mit Ausnahme einer Abfrage vor Verlassen des Programms. Falls Sie doch einmal einen Punkt gewählt haben, den Sie gar nicht wollten, hilft die Escape-Taste.

Wichtiger Hinweis!

Vor dem erstmaligen Programmstart sollten Sie die Datei SATELLIT.INI an Ihre Gegebenheiten anpassen. Besonders wichtig sind die Angabe ihres geographischen Standortes, sowie die korrekte Zeiteinstellung. Stellen Sie bitte sicher, daß das Programm in der Echtzeittabelle und in den Grafiken stets UTC anzeigt.

 

5.1 Echtzeittabelle

Die Echtzeittabelle erscheint unmittelbar nach dem Programmstart. Sie stellt 16 Satelliten gleichzeitig dar und gibt deren wichtigste Parameter aus. Es können zwei Modi unterschieden werden, die Darstellung für den eigenen Standort und die Darstellung für den eigenen und einen fremdem Standort. Folgende Tasten werden ausgewertet:

Cursor up/dwn - Page up/dwn

Anwahl von Satelliten. Dabei kann schrittweise durch die gesamte Satellitenliste geblättert werden. Im linken unteren Bereich des Bildschirms wird die Nummer des gerade ausgewählten Satelliten eingeblendet.

Cursor left/right

Anwahl der einzelnen Menüpunkte.

<ENTER>

Bestätigung des gerade ausgewählten Menüpunktes und Start der entsprechenden Aktion. Wird dazu ein Satellit als Parameter benötigt, so gilt der ausgewählte Satellit.

<SPACE>

Stoppen der Berechnung. Durch erneutes Drücken der Taste wird die Berechnung fortgesetzt.

<M>

Markieren von Satelliten. Mittels dieser Taste lassen sich Satelliten für das Multisatelliten-Tracking in der Grafik markieren.
 

5.2 Vorausberechnungsmodus

Der Vorausberechnungsmodus wird aktiviert durch Anwahl des Menüpunktes Vorhersage der Echtzeittabelle oder durch Drücken des entsprechenden Knopfes in den Grafiken.

Vorhersage in der Echtzeittabelle:

Es erscheint ein Fenster, in welchem folgende Parameter einzugeben sind:

Wird kein Dateiname angegeben, so werden lediglich die Uhrzeit in der angegebenen Schrittweite verändert und die Parameter der Satelliten angezeigt. Wird jedoch ein Dateiname angegeben, so erfolgt ein Protokollieren der wichtigsten Parameter des ausgewählten Satelliten in diese Datei. Ist die Vorhersage beendet, so wird die angegebene Datei in den integrierten Texteditor geladen und eine eventuelle Nachbearbeitung ist sofort möglich. Bei Bedarf kann man diese Datei später vom Kommandointerpreter aus drucken.

Der integrierte Editor wird durch Drücken der <ESC>-Taste verlassen. Durchgeführte Änderungen an der Datei werden automatisch gespeichert.

Wurde vor der Vorhersage der Menüpunkt Zwei Orte angewählt, so werden die Umlaufparameter des Satelliten nur dann in die Datei protokolliert, wenn der Satellit an beiden Orten zugleich sichtbar ist. Mittels dieser Funktion lassen sich sehr schnell "Fenster" zwischen zwei verschiedenen Punkten auf der Welt für einen bestimmten Satelliten ermitteln. Der Parameter Kurzvorhersage erzeugt eine Ausgabe der Satellitenübergänge in komprimierter Form. Ein Satellitenübergang wird dabei folgendermaßen dargestellt:
 

Bahnverfolgung fuer DL3HRT in JO61AB

Satellit: RS-10/11
 

             AOS    Az. Mode   max.  Az.  Elev. LOS    Az. Mode

----------------------------------------------------------------

03 JUN 94   12:41   7.9  A    12:45 36.0   2.3 12:48  56.5  A

*** Ende der Vorhersage ***
 

Diese Ausgabe hätte folgende Bedeutung:

- der Satellit geht am 3.6.94 um 12:41 UTC bei 7.9 Azimuth auf (AOS),
- erreicht um 12:45 UTC eine maximale Elevation von 2.3 bei 36.0 Azimuth und
- geht 12:48 UTC bei 56.5 Azimuth unter,
- er befindet sich sowohl zur Aufgangs- als auch zur Untergangszeit im Mode A.

Diese Darstellung ist sehr kompakt und eignet sich vor allem für Vorausberechnungen über längere Zeiträume bzw. für Stationen, welche mit Rundstrahlantennen arbeiten und auf zeitgenaue Azimuthangaben verzichten können.

In der letzten Spalte der Echtzeittabelle wird der Eclipse-Status des jeweiligen Satelliten angezeigt. Dieser wird ebenfalls in den Grafiken nach der Elevationsangabe dargestellt. Der Eclipse-Status wird durch drei Buchstaben kodiert: D, V und E. Die verschiedenen Buchstaben haben folgende Bedeutung:
 

D - Der Satellit befindet sich über einem beleuchteten Gebiet der Erde, bzw. er befindet sich über einem unbeleuchteten Gebiet der Erde, wird aber selbst von der Sonne beleuchtet.

V - Der Satellit befindet sich über einem unbeleuchteten Gebiet der Erde und wird von der Sonne beleuchtet. Diese steht maximal 6 unter dem Horizont. Der Betrachter befindet sich damit in der Dämmerung und der Satellit ist für unser Auge sichtbar. Voraussetzung ist eine Mindestgröße des Satelliten. Bekannte Satelliten mit ausreichender Größe sind die Raumstation MIR, das Space Shuttle sowie das Hubble-Teleskop.

E - Der Satellit befindet sich in der Eclipse (im Erdschatten). Ein Nachladen seiner Akkumulatoren ist nicht möglich. Es gelten die, zu den einzelnen Satelliten gegebenen, Richtlinien.

Hinter dem Eclipse-Status steht eine Zahl, welche die maximale Elevation des nächsten Satellitendurchganges beschreibt (0: <5°, 1: 5°-15°, ... 8: 75°-85°, 9: >85°).
 

5.3 Weltkarte

Wird die Weltkarte aufgerufen, so wird zunächst der in der Echtzeittabelle angewählte Satellit dargestellt. Dabei wird die Position des Subsatellitenpunktes in der Weltkarte eingezeichnet. Ist die entsprechende Option gewählt, so erfolgt die Berechnung und Darstellung des Ausleuchtgebietes dieses Satelliten. Um eine möglichst flexible Anpassung an Rechner mit unterschiedlicher Leistungsfähigkeit zu erzielen, kann die Anzahl der für das Ausleuchtgebiet verwendeten Punkte in der Initialisierungsdatei angegeben werden. Als Untergrenze sind etwa 25 Punkte anzugeben. Je mehr Punkte verwendet werden, desto besser ist die Darstellung des Ausleuchtgebietes, desto länger dauert aber auch die Berechnung. Es werden maximal 255 Punkte berechnet.

Es besteht die Möglichkeit der Darstellung des Sonnen-Terminators und damit der Hell-Dunkel-Grenze. Es ist damit leicht feststellbar, ob sich ein Satellit gerade über einem beleuchteten Gebiet der Erde befindet. Die Darstellung des Terminators kann über die Taste T zu- bzw. abgeschaltet werden.

Im unteren Bereich des Bildschirms werden folgende zusätzliche Angaben gemacht:


Knöpfe:

Tasten:

Maus:

Wird die Maus bewegt, so werden Position, Locator und Entfernung zur Maus auf der Weltkarte vom eigenen Standort aus berechnet. Wird die rechte Maustaste gedrückt, so wird zurück zur Echtzeittabelle gewechselt. Wird die linke Maustaste in der Weltkarte gedrückt, so werden die Koordinaten der aktuellen Mausposition als neue Koordinaten für den zweiten Betrachterstandort übernommen.


Rechts unter der Weltkarte befindet sich eine Liste, in der Statusmeldungen des Programms wie Rotorbewegungen und AOS/LOS eines Satelliten ausgegeben werden. Mittels Maustaste läßt sich in dieser Liste rückwärts blättern um sich ältere Meldungen nochmals anzuschauen.
 

5.4 Azimuth-/Elevationsdiagramm

Mittels dieser Darstellung sind Übergänge der einzelnen Satelliten sehr gut visualisierbar. Auf der x-Achse sind die Himmelsrichtungen aufgetragen und auf der y-Achse die erreichten Elevationswerte. Das Azimuth-/Elevationsdiagramm wird aufgerufen durch:

Um die örtlichen Gegebenheiten für die Abschätzung ob eine Kommunikation über den entsprechenden Satelliten möglich ist oder auch nicht einzubeziehen, wurde die Möglichkeit geschaffen, die Horizontlinie des Nutzers darzustellen. Die Darstellung der Horizontlinie erfolgt nur, wenn die Datei UMGEBUNG.DAT mit den entsprechenden Daten vorhanden ist.

Diese Datei hat zum Beispiel folgenden einfachen Aufbau:

-180.0 20.0
-130.0 60.0
-100.0 40.0
-100.1 15.7
-80.0 6.0
-30.0 3.0
0.0 1.2
20.0 5.7
60.0 12.0
80.0 17.7
180.0 20.0

Es werden Azimuthwerte und die dazugehörigen Elevationswerte des Horizontes angegeben. Es muß die Konvention eingehalten werden, daß die Azimuthwerte von -180 bis +180 laufen. Dabei hat Norden den Wert 0 Westen den Wert -90 und Osten den Wert +90. Die Azimuthwerte müssen von -180 bis +180 fortlaufend angegeben werden. Die Schrittweite spielt dabei keine Rolle.
 

5.5 Locatorberechnung

Dieser Programmpunkt erlaubt die Berechnung des weltweiten Locators aus angegebenen geographischen Koordinaten bzw. die Berechung geographischer Koordinaten aus einem angegebenen Locator. Die Eingabewerte werden auf Korrektheit überprüft. Ein angegebener Locator muß zwischen AA00AA und RR00XX liegen. Die Software erkennt selbst, ob ein Locator oder geographische Koordinaten eingegeben wurden. Zusätzlich zu Locator und geographischen Koordinaten wird die Entfernung vom eigenen Standort zum angegebenen Standort ausgegeben.

Die Locatorberechnung wird durch Drücken der <ESC>-Taste oder durch Drücken der rechten Maustaste beendet.

Hinweis!

Die zuletzt eingegebene Position wird automatisch als neue Position des zweiten Betrachterstandortes verwendet.

 

5.6 Änderung der Einstellungen

In diesem Programmpunkt können in einem Fenster die wichtigsten Programmparameter geändert werden. Die Einstellungsänderung wird durch Drücken der <ESC>-Taste oder durch Betätigen der <ENTER>-Taste beim letzten Parameter beendet.

Die Änderung der Programmparameter erfolgt nur temporär. Nach Neustart des Programms liegen wieder die in SATELLIT.INI angegebenen Grundeinstellungen vor. Zur Beschreibung der einzelnen Programmparameter wird auf diese Datei verwiesen.
 

5.7 Multi-Satellite-Tracking

Unter Multi-Satellite-Tracking verstehen wir das gleichzeitige Verfolgen mehrerer Satelliten in den Grafiken. Dabei werden alle markierten Satelliten berücksichtigt. Satelliten können auf zwei Wegen markiert werden:

Achtung! Das Schlüsselwort END darf nicht vergessen werden.

Markierte Satelliten werden durch vorausgestellten Asterisk (*) gekennzeichnet.

Das Multi-Satellite-Tracking in den Grafiken wird durch Drücken des Knopfes All gestartet. Ein nochmaliges Betätigen dieses Knopfes stoppt das Multi-Satellite-Tracking.

Bei aktiviertem Multi-Satellite-Tracking werden die Positionen aller markierten Satelliten zyklisch berechnet und dargestellt. Im Abstand von 3 Sekunden wird dabei zum nächsten markierten Satelliten gewechselt. Damit lassen sich mehrere Satelliten gleichzeitig in den Grafiken mit Position und Ausleuchtgebiet verfolgen. Zu jedem Satelliten werden AOS/LOS und maximale Elevation des nächsten Durchganges berechnet und dargestellt.
 

5.8 Menüpunkt Information

Nach Aufruf des Menüpunktes Information erscheint zunächst ein Fenster, in dem folgende Daten dargestellt werden:

Im unteren Teil des Fensters befinden sich drei Knöpfe, die folgende Bedeutung haben:

Update

Dieser Knopf startet das Update der Keplerelemente für den ausgewählten Satelliten ( siehe 5.9 )

Edit

Nach Drücken dieses Knopfes können die Keplerelemente des ausgewählten Satelliten manuell editiert werden. Werden die Keplerelemente verändert, so wird mit den neuen Werten weitergerechnet. Die Möglichkeit der manuellen Veränderung von Keplerelementen ist für experimentelle Untersuchungen gedacht. Es lassen sich verschiedene Flugbahnen simulieren und somit das Verständnis der Umlaufbahnen der Satelliten verbessern.
 

Achtung!

Manuell geänderte Keplerelemente werden nicht abgespeichert. Nach erneutem Programmstart liegen die alten Daten unverändert vor. Es wird auch keine Überprüfung der veränderten Keplerelemente durchgeführt. Bei bestimmten Bahndaten sind somit Rechnerabstürze möglich!!!

Information

Das Programm hat eine eingebaute Informationskomponente. Damit ist es jederzeit möglich, Frequenzen, Modi usw. nachzuschlagen. Voraussetzung ist natürlich, daß die gewünschten Informationen überhaupt gespeichert sind.

Nach Aufruf des Menüpunktes Information erscheint ein Editorfenster. Sofern Informationen zum ausgewählten Satelliten gefunden werden, steht der Kursor gleich an der richtigen Stelle innerhalb der Informationsdatei. Zum Aufbau und zu den einzuhaltenden Konventionen beim Erstellen der Informationsdatei wird auf Abschnitt  3.1.2  verwiesen. Liegen keinerlei Informationen zum ausgewählten Satelliten vor, so erfolgt eine entsprechende Mitteilung und der Cursor steht am Ende der Informationsdatei.

Wenn die Informationsdatei in den Editor geladen wurde, so kann sie auch verändert werden. Der integrierte Editor ist Wordstar-kompatibel. Eine Kurzübersicht der Editorbefehle steht am Anfang der Informationsdatei. Der Editor wird durch Drücken der <ESC>-Taste verlassen. Wurden Änderungen an der Informationsdatei durchgeführt, so werden diese automatisch abgespeichert.
 

5.9 Update von Keplerelementen

Es besteht die Möglichkeit des selektiven Updates von Keplerelementen, d.h. es können die Keplerelemente von ausgewählten Satelliten automatisiert aktualisiert werden. Um die Keplerelemente eines Satelliten zu aktualisieren, wird folgendermaßen vorgegangen:

  1. Anwahl des zu aktualisierenden Satelliten in der Echtzeittabelle,
  2. Auswahl des Menüpunktes Information,
  3. Auswahl des Unterpunktes Update.

Es erscheint ein Fenster, in welchem der Name der Datei, welche die neuen Keplerelemente enthält, eingegeben wird. Nach Eingabe des Dateinamens sucht das Programm die neuen Keplerelemente in der angegebenen Datei und ersetzt die in ELEMENTE.DAT vorhandenen Keplerelemente für den ausgewählten Satelliten. Gleichzeitig werden diese auch im Programm aktualisiert, so daß sofort mit den neuen Keplerelementen weitergerechnet wird.

Einschränkungen:

Hinweis!

Bevor die Keplerelemente für den ausgewählten Satelliten aktualisiert werden, erfolgt eine Sicherheitskopie der Datei ELEMENTE.DAT unter dem Namen ELEMENTE.BAK. Durch Umbenennen dieser Datei kann der Ausgangszustand wiederhergestellt werden. Ein selektives Update der Keplerelemente empfiehlt sich nur, wenn die Keplerelemente weniger Satelliten aktualisiert werden sollen. Anderenfalls ist es einfacher, ELEMENTE.DAT mit den neuen Keplerelementen vom DOS aus zu überschreiben.

Zum automatisierten Update von Keplerelementen können Sie das Programm TLECONV.EXE von DL3HZM verwenden.
 

5.10 Menüpunkt Zwei Orte

Wurde dieser Menüpunkt angewählt, so erfolgt die Berechnung der Satellitenpositionen für zwei verschiedene Orte; den eigenen Standort und einen zweiten, selbstgewählten, Standort. Damit ist es möglich, "Funkfenster" zwischen zwei Orten zu berechnen.

Voraussetzung ist, daß ein zweiter Standort eingegeben wird. Dazu gibt es drei Möglichkeiten:

  1. Der zweite Betrachterstandort wird in der Weltkarte durch Drücken der linken Maustaste definiert, indem diese über dem gewünschten Ort betätigt wird..
  2. Die Eingabe des zweiten Betrachterstandortes erfolgt im Menüpunkt Locator. Der dort zuletzt eingegeben Ort wir als zweiter Betrachterstandort übernommen.
  3. Nach dem Aufruf des Menüpunktes Zwei Orte erscheint eine Liste der dem Programm bekannten Orte. In dieser Liste kann der zweite Betrachterstandort ausgewählt werden. Dies geschieht entweder durch Blättern oder durch Eingabe seines Namens. Dabei wird nach jeder Buchstabeneingabe zum ersten "Treffer" gesprungen. Die Übernahme des ausgewählten Ortes erfolgt durch Drücken der <Enter>-Taste. Wird die <Esc>-Taste betätigt, so erfolgt keine Änderung des zweiten Betrachterstandortes. Dies ist erforderlich, falls der zweite Betrachterstandort bereits nach Punkt 1 oder 2 definiert wurde.

 

5.11 Antennennachführung

Eine automatische Rotorsteuerung/Antennennachführung ist ab Version 2.0 im Programm SATELLIT.EXE integriert. Sie zeichnet sich durch folgende Leistungsdaten aus:


Die Rotorsteuerung wird in der Datei ROTOR.INI konfiguriert:

# Initialisierungsdatei zur Rotorsteuerung.
# PORT: Gibt den Port an, an welchem das Interface angeschlossen ist. Grundein
# stellung ist LPT1. Mögliche Werte sind LPT1 und LPT2.
PORT = LPT1;

# SOUTH: gibt an, ob der Wendepunkt des verwendeten Rotors im Süden liegt. Für
# die meisten Rotoren ist dieser Wert 0.
#
SOUTH = 0;

# MODE bestimmt die Art und Weise der Antennennachführung.
# MODE = 0:
# Die Antenne wird zyklisch nach einer definierten Zeit dem Satelliten nach-
# geführt. Diese Zeit (s) wird durch den Parameter TIMER definiert.
# MODE = 1:
# Es werden die Parameter HORIZONTAL und VERTICAL ausgewertet. Ein Nachführen der
# Antenne erfolgt nur, wenn Azimuth oder Elevation des Satelliten um mehr als die
# vorgegebenen Werte von der Antennenrichtung abweichen.
# MODE = 2: Es wird wie bei MODE = 1 verfahren, jedoch erfolgt eine Korrektur
# der Antennenrichtung spätestens nach TIMER Sekunden. Damit wird garantiert, daß
# im Falle einer fehlerhaften Übertragung der Daten zum Rotorinterface die
# Antenne höchstens TIMER Sekunden falsch steht.
#
# MODE = 1/2 ermöglichen das Einbeziehen der Kennwerte des Antennensystems in die
# Antennennachführung.
#
MODE = 0;

# TIMER: gibt an, in welchen Zeitintervallen die Antenne nachgeführt wird. Der
# Standardwert beträgt 30 Sekunden. TIMER wird nur bei MODE = 0 verwendet.
#
TIMER = 30;

# HORIZONTAL und VERTICAL: geben an, wie groß die Differenz der Azimuth- bzw.
# Elevationswerte des Satelliten und der Antenne maximal sein darf. Hat eine
# Antenne beispielsweise einen Öffnungswinkel von 25, so sollten die Parameter
# auf etwa 20.0 gesetzt werden. Beide Parameter werden nur bei MODE = 1 oder
# MODE = 2 ausgewertet.
#
HORIZONTAL = 10.0;
VERTICAL = 10.0;

# OFFSET_HORIZONTAL/OFFSET_VERTICAL:
# Diese beiden Parameter sind hilfreich, wenn die Antenne bei Rotorstellung Nord
# nicht exakt nach Norden zeigt. Dieses kommt nach schweren Stürmen häufiger vor.
# Aus diesem Grund kann die Abweichung der Antenne eingegeben und bei der
# Positionierung berücksichtigt werden. Zeigt die Antenne beispielsweise nach 10
# anstelle von 0, so muß der Parameter auf 10.0 eingestellt werden.
OFFSET_HORIZONTAL = 0.0;
OFFSET_VERTICAL = 0.0;

Wenn die Datei ROTOR.INI nicht existiert, so werden folgende Default-Werte angenommen:

Um die Rotorsteuerung innerhalb des Programms nutzen zu können, muß der Parameter ROTOR in der Datei SATELLIT.INI auf 1 gesetzt sein. Die Antennennachführung für einen bestimmten Satelliten wird dann folgendermaßen aktiviert:

  1. Auswahl des entsprechenden Satelliten in der Echtzeittabelle oder in der Weltkartendarstellung.
  2. Betätigung der Tastenkombination ^R (<CNTRL><R>).

Damit wird die Antennennachführung aktiviert und die Antenne wird auf den ausgewählten Satelliten ausgerichtet. Man kann jetzt mit dem Programm wie gewohnt weiterarbeiten, ohne daß die Antennennachführung davon beeinflußt wird. Ausnahmen bilden die Locatorberechnung sowie Ein-/Ausgabemasken. Ansonsten kann zwischen Echtzeittabelle, Weltkarte und Azimuth-/Elevationsdiagramm beliebig gewechselt werden. Ebenso ist eine Vorhersage für einen beliebigen Satelliten erlaubt.

Die Antennennachführung wird durch erneutes Betätigen von ^R deaktiviert.

In der Echtzeittabelle wird ständig in der untersten Zeile der zur Antennennachführung ausgewählte Satellit angezeigt. Erfolgt eine Ausgabe neuer Werte zum Interface, so gibt das Programm ein akustisches Signal und die Ausgabe blinkt kurz hell auf. In der Weltkartendarstellung werden Rotoraktionen in das entsprechende Informationsfenster ausgegeben.

Hinweis!

Wir möchten an dieser Stelle darauf hinweisen, daß wir keine Haftung für Schäden an Hard- und Software übernehmen, sofern diese nicht durch grobe Fahrlässigkeit unsererseits verursacht wurden. Dies gilt vor allem für die Nutzung der Rotorsteuerung. Die Software wurde an einem IF-100 Interface mit einer G5400 Rotor-Kombination getestet. Wir können allerdings nicht garantieren, daß die Rotorsteuerung bei anderen Gerätesetups korrekt arbeitet.
 

5.12 Programmaufruf mit Parametern

Das Programm SATELLIT.EXE wird häufig dergestalt genutzt, daß für einen Satelliten eine längerfristige Vorhersage in eine Datei berechnet wird, welche anschließend ausgedruckt wird. Dieser Prozeß kann durch die Angabe eines Dateinamens beim Programmaufruf automatisiert werden. Die angegebene Datei muß im gleichen Verzeichnis wie das Programm stehen. Sie steuert die Arbeit des Programms. Nach ihrer Abarbeitung wird das Programm beendet und die Berechnungsergebnisse finden sich im Verzeichnis OUTPUT.

Beispiel:

# Initialisierungsdatei für Batch-Modus
#
# SATELLIT/SATELLITE
# Name des Satelliten, für den die Vorhersage getroffen werden soll.
SATELLIT = MIR;

# KATALOG/CATALOG
# Katalognummer des Satelliten, für den die Vorhersage getroffen werden soll.
# Die Katalognummer hat Priorität über den Namen und ist eindeutig!
KATALOG = 16609;

# INCREMENT
# INCREMENT definiert den Zeitabstand in Sekunden zwischen zwei Berechnungs-
# schritten.
INCREMENT = 30;

# MINIMUM_ELEVATION
# MINIMUM_ELEVATION definiert die minimale Elevation, die ein Satellit erreichen
# muß, damit er protokolliert wird.
MINIMUM_ELEVATION = 20.0;

# MAXIMUM_ELEVATION
#
MAXIMUM_ELEVATION = 90.0;

# KURZFORM/SHORT_OUTPUT
# KURZFORM = 1 stellt die Satellitenüberflüge in der Kurzform dar.
KURZFORM = 0;

# TAGE/DAYS
# Dauer der Vorausberechnung in Tagen (max. 99).
TAGE = 7;

# VISUELL/VISUAL
# VISUELL = 1 zeigt nur Überflüge an, bei denen der Satellit visuell sichtbar
# ist (z.B. Raumstation MIR).
VISUELL = 1;

# OUTFILE
# Name der Ausgabedatei. Diese befindet sich im Verzeichnis OUTPUT
OUTFILE = MIR;

Die dargestellte Beispieldatei bewirkt folgende Vorhersage:

Es werden alle Überflüge der Raumstation MIR über einen Zeitraum von 7 Tagen berechnet, wobei die Schrittweite zwischen zwei Berechnungen bei 30 Sekunden liegt und alle Positionen protokolliert werden, bei denen sich MIR mindestens 20 über dem Horizont befindet und für den Betrachter sichtbar ist. Das Ergebnis findet sich in der Datei MIR.SAT im Verzeichnis OUTPUT.

Für einen schnellen Überblick über einen Zeitraum von mehreren Tagen empfiehlt sich, die Kurzform der Ausgabe einzuschalten. Damit können auf einer einzelnen A4-Seite die Überflüge von 1-2 Wochen dargestellt werden.

Hinweis!

Wird VISUELL = 1 gesetzt, so muß die Kurzform ausgeschaltet werden (KURZFORM = 0).

 

 

6. Anwendungsbeispiele

6.1 Vorhersage für einen Satelliten

Dies ist ein sehr häufiger Anwendungsfall. Man geht dabei folgendermaßen vor:

  1. Anwählen des Satelliten in der Echtzeittabelle mittels Maus oder Kursortasten,
  2. Aktivieren des Menüpunktes Vorhersage mittels Maus, Kursortasten oder zugeordnete Taste,
  3. Einstellung der Vorausberechungsparameter. Dabei kann in den meisten Fällen die Grundeinstellung übernommen werden.
  4. Angabe eines Dateinamens. Es ist zu empfehlen, daß dieser Dateiname einen Bezug zum Satellitennamen hat.
  5. Drücken der <ESC>-Taste.

Nachdem des Parameterfenster gelöscht wurde beginnt die Vorhersage. Dabei werden in der Echtzeittabelle nur die berechneten Parameter des ausgewählten Satelliten angezeigt. Zur Beschleunigung wird eine eingeschaltete AOS/LOS-Berechnung ignoriert.

Hinweis!

Während des Berechungsvorganges sollten keine Tasten betätigt werden. Durch Drücken der <ESC>-Taste kann die Vorausberechnung abgebrochen werden. Die angegebene Datei enthält die bis dahin berechneten Werte, wird jedoch nicht in den integrierten Editor geladen.

Ist die Berechung für den angegebenen Zeitraum beendet, so wird die erstellte Datei in den integrierten Editor geladen und man kann sich durch Blättern in dieser Datei einen ersten Überblick über die Satellitendurchgänge verschaffen. Ebenso können uninteressante Durchgänge gelöscht werden. Ein Abspeichern der Datei erfolgt automatisch beim Verlassen des Editors. Der Ausdruck der Datei vom Programm aus ist nicht vorgesehen. Dies kann von der DOS-Ebene mit dem PRINT-Kommando erfolgen.
 

6.2 Vorhersage für zwei Orte

Wem ist das nicht schon einmal passiert: Man unterhält sich mit einem anderem OM auf Kurzwelle oder UKW über Satellitenfunk und er stellt die Frage "Ich würde gerne mal mit Dir RS-15 ausprobieren, wann geht denn das zwischen uns?"

Die Beantwortung dieser Frage ist je nach Rechner innerhalb von 30 Sekunden bis 1 Minute erledigt, vorausgesetzt man kennt den Standort des Funkpartners.
Man geht dabei in zwei Schritten vor:

1. Eingabe des Standortes des Funkpartners

Es gibt drei Wege dieser Eingabe vom Programm aus. Entweder man ruft den Menüpunkt Locator auf und gibt den Standort des Funkpartners ein, oder man bewegt in der Weltkarte die Maus auf seinen Standort und drückt die linke Maustaste oder aber man findet den gewünschten Betrachterstandort in der Liste der dem Programm bekannten Orte und wählt diesen dort aus.


2. Vorhersage

Falls noch nicht geschehen, wird der Menüpunkt zwei Orte angewählt. Die Echtzeittabelle zeigt dann die berechneten Werte der Satelliten für den eigenen Standort und den soeben eingegebenen Standort des Funkpartners. Nun wird der gewünschte Satellit ausgewählt und es wird, wie in Abschnitt   6.1  beschrieben, fortgefahren.

Wir haben mehrfach Erstaunen bei unseren Funkpartnern ausgelöst, weil wir deren Frage nach einem Satellitenfenster zwischen unseren Standorten nach sehr kurzer Zeit beantworten konnten.
 

6.3 Weitere Hinweise

An dieser Stelle werden weitere Hinweise gegeben, welche die Arbeit mit dem Programm vereinfachen.

  1. In SATELLIT.INI sollte eine Reihenfolge für die Satelliten in der Echtzeittabelle angegeben werden (Schlüsselwort FOLGE). Damit gewöhnt man sich nach recht kurzer Zeit an den Aufbau der Echtzeittabelle und muß nicht umdenken, wenn sich die Reihenfolge der Keplerelemente ändert.
  2. Wenn das Programm im Vorhersagemodus zu schnell läuft, so kann die Berechnung mittels <SPACE>-Taste unterbrochen werden. Durch Drücken einer beliebigen Taste wird weitergerechnet.
  3. Wenn Ihr Rechner leistungsfähig genug ist, sollten Sie auf jeden Fall die AOS/LOS-Berechnung aktivieren. Sie erlaubt einen schnellen Überblick der Kommunikationsmöglichkeiten über verschiedene Satelliten ohne eine Vorhersage starten zu müssen.
  4. Verwenden Sie möglichst Keplerelemente im NASA-Format (zweizeiliges Format), denn nur bei diesen wird die Prüfsumme ausgewertet.


Informieren Sie sich regelmäßig über Änderungen im Transponderfahrplan der Satelliten und geben Sie Änderungen in die Datei SATMODE.DAT ein.
Hinweis:

Nichts ist verwirrender als überholte Angaben in SATMODE.DAT!

  1. Vergessen Sie nicht, daß Informationen zu den einzelnen Satelliten vom Programm her abrufbar sind. Es ist unnötig, das Programm erst zu verlassen, um in einer Datei die Frequenzen bestimmter Satelliten nachzuschlagen.

7. Häufige Probleme

Ich habe eine Vorhersage für einen Satelliten durchgeführt, höre aber nichts...

  1. Zeigt das Programm UTC an? Alle Zeiten werden generell in UTC angegeben.
  2. Wie alt sind die verwendeten Keplerelemente? Es empfiehlt sich, es mit einem neueren Elementesatz zu versuchen.
  3. Hören Sie auf der falschen Frequenz bzw. im falschen Mode? Eventuell sind die Angaben in SATMODE.DAT nicht mehr aktuell.
  4. Ist der Satellit überhaupt aktiviert? Dazu empfiehlt es sich, die entsprechenden Meldungen in den Mailboxen regelmäßig zu lesen. Man kann aber ebenso Kontakt zu einem benachbarten Funkfreund aufnehmen, ob er dieselben Probleme mit dem entsprechenden Satelliten hat...
  5. Ist meine Funkanlage in Ordnung?
  6. Habe ich einen falschen Standort oder ein falsches Datum angegeben?

Manchmal habe ich den Eindruck der Rechner ist abgestürzt...

Er ist es aber meistens nicht. Sie haben sicher die AOS/LOS-Berechnung eingeschaltet und Ihr Rechner ist nicht leistungsfähig genug. Der Effekt kann auch auftreten, wenn man die Grafik aufruft, da an dieser Stelle generell AOS/LOS und die maximal erreichte Elevation berechnet werden. Sie müssen also in diesem Fall die AOS/LOS-Berechnung deaktivieren oder etwas Geduld haben.

Anhang

I. Begriffserklärungen

AMSAT-Format

Von der AMSAT gewähltes Format zur Darstellung von Keplerelementen. Die einzelnen Parameter sind durch vorangestellten Text bezeichnet. Das AMSAT-Format eignet sich gut zur Veranschaulichung der Bahnparameter eines Satelliten bzw. für experimentelle Untersuchungen des Einflusses einzelner Parameter auf die Flugbahn. Es ist relativ speicherintensiv und unterstützt nur ein vereinfachtes Modell zur Bahnberechnung (SGP).

AOS

AOS bezeichnet den Zeitpunkt des Auftauchens eines Satelliten am Horizont (Appearance Of Satellite).

Apogäum

Erdfernster Punkt auf der Umlaufbahn eines Satelliten.

Argument of Perigee

Das Argument of Perigee beschreibt den Winkel zwischen den Geraden Erde-aufsteigender Knoten und Erde-Perigäum. Diese liegt in der Bahnebene des Satelliten.

Azimuth

Azimuth bezeichnet die horizontale Richtung zum Satelliten in Grad. Dabei gelten folgende Festlegungen:

Decay

Ein Faktor, der die Abbremsung des Satelliten angibt. Er beschreibt also die Änderung von Mean Motion.

Eclipse

Als Eclipse wird der Auschnitt der Flugbahn eines Satelliten bezeichnet, auf dem er sich im Erdschatten befindet. In diesem Bereich können die Akkumulatoren des Satelliten nicht aufgeladen werden deshalb sollte der Funkbetrieb über diesen Satelliten eingeschränkt werden.

Elevation

Elevation ist der Erhebungswinkel eines Satelliten über dem Horizont in Grad (). Eine negative Elevation bedeutet, daß sich der Satellit unter dem Horizont befindet und somit keine Kommunikation mit ihm möglich ist. Ausnahme bilden dabei Satelliten im Kurzwellenbereich, die teilweise auch noch unter dem Horizont hörbar sind.

Exzentrizität

Die Exzentrizität beschreibt die Abweichung der Bahnform eines Satelliten von der Kreisgestalt.

Inclination

Neigung der Satellitenbahn gegenüber der Himmelsäquatorebene.

Keplerelemente

Keplerelemente beschreiben die Umlaufbahn eines Satelliten um die Erde beschreiben. Sie sind nur exakt zum Zeitpunkt ihrer Erstellung. Mit zunehmenden Alter der Keplerelemente wird die auf ihrer Grundlage durchgeführte Bahnberechnung eines Satelliten immer ungenauer. Keplerelemente sollten somit möglichst aktuell sein. Dies gilt insbesondere für die Raumstation MIR und das Space-Shuttle, da diese häufig Bahnkorrekturen durchführen.

LOS

LOS bezeichnet den Zeitpunkt des Untertauchens eines Satellitens unter den Horizont.

Mean Motion

Anzahl der Umläufe des Satelliten pro Tag. Sie gibt indirekt die Größe der Satellitenbahn an (große Halbachse).

Mittlere Anomalie

Winkel zwischen der Geraden Erde-Perigäum und Erde-Satellit. Dieser liegt in der Bahnebene und beschreibt den Satellitenort zur Epochtime.

NASA-Format

Dieses Format für Keplerelemente wird auch Zweizeilen-Format genannt.

NORAD-Format

Es enthält die einzelnen Bahnparameter eines Satelliten in äußerst kompak ter Form. Zusätzlich zum AMSAT-Format enthält es noch weitere Parameter, welche den Einsatz genauerer Bahnberechnungsmodelle gestatten (SGP4, SDP4).

RAAN

Winkel zwischen den Geraden Erde-Frühlingspunkt und Erde-aufsteigender Knoten. Dabei ist der Frühlingspunkt der Punkt, an dem sich die Sonne zum Frühlingsanfang befindet (also die Himmelsäquatorebene von Süd nach Nord überquert). Der aufsteigende Knoten ist der Punkt, an dem der Satellit von Süd nach Nord die Himmelsäquatorebene durchfliegt.

II. Frequenzliste der Amateurfunksatelliten

(Stand: Oktober 1998)

AO-10 AMSAT-OSCAR 10 P-3-B
Allgemeine Bake 145.819MHz (unmodulierter Träger mit QSB)
Mode B Uplink 435.175-435.025MHz LSB SSB/CW
Mode B Downlink 145.975-145.825MHz USB SSB/CW

OSCAR 10 ist periodisch benutzbar, wenn er genug Sonnenlicht erhält und von der AMSAT freigegeben wird. Wenn die Bake "wimmert" darf er nicht benutzt werden! Die Signale sind schwach, da nur noch die rundstrahlenden Antennen in Betrieb sind.

Satellitenfrequenten         Sendeart    Übertragungsverfahren

UO-11 UoSAT-OSCAR 11 UOSAT 2
Telemetriebake 145.826MHz          FM    AFSK-ASCII
Telemetriebake 435.025MHz          FM    AFSK-ASCII
Telemetriebake 2401.500MHz         FM    AFSK-ASCII

AO-16 AMSAT-OSCAR 16 PACSAT
Uplink 145.900MHz/920/940/960      FM    Manchester AX25
Downlink/Bake 437.02625MHz         USB   PSK AX25
437.05130MHz                       USB   RC PSK AX25
2401.14280MHz                      USB   PSK AX25

DO-17 DOVE-OSCAR 17 DOVE
Bake 1 145.824MHz                  FM    AX25/digitale Sprache NBFM
Bake 2 145.825MHz                  FM    AX25/digitale Sprache NBFM
Bake S 2401.22050MHz               USB   PSK AX25

WO-18 WEBER-OSCAR 18 WEBERSAT
Bake/Downlink 437.07510MHz         USB   PSK digitale Bilder/TLM
437.10200MHz USB RC dito
Uplink (nur Digipeater) 145.900MHz FM    Manchester AX25

LO-19 LUSAT-OSCAR 19 LUSAT
Uplink 145.840MHz/860/880/900      FM    Manchester AX25
Downlink 437.15355MHz              USB   PSK AX25
437.12580MHz                       USB   RC PSK AX25
CW-Bake 437.125MHz                 CW    CW

FO-20 FUJI-OSCAR 20 JAS-1B
Mode JA (analog)
Uplink 146.000-145.900MHz          LSB   SSB/CW
Downlink 435.800-435.900MHz        USB   SSB/CW
Bake 435.795MHz                    CW    CW


Mode JD (digital)
Uplink 145.850MHz/870/890/910      FM    Manchester AX25
Downlink 435.910MHz                USB   PSK AX25

UO-22 UoSat-OSCAR 22 UoSAT-5
Uplink 1 145.900MHz                FM    9600bit/s FSK-AX25
Uplink 2 145.975MHz                FM    9600bit/s FSK-AX25
Downlink/Bake 435.120MHz           FM    9600bit/s FSK-AX25 u.
                                                                                                              1200bit/s AFSK-ASCII

KO-23 KITSAT-OSCAR 23 KITSAT-A
Uplink1 145.900MHz                 FM    9600bit/s FSK-AX25
Uplink2 145.850MHz                 FM    9600bit/s FSK-AX25
Downlink/Bake 435.175MHz           FM    9600bit/s FSK-AX25 u.
                                                                                                              1200bit/s AFSK-ASCII

KO-25 KITSAT-OSCAR 25 KITSAT-B
Uplink1 145.870MHz                 FM    9600bit/s FSK-AX25
Uplink2 145.980MHz                 FM    9600bit/s FSK-AX25
Downlink/Bake 436.500MHz           FM    9600bit/s FSK-AX25 u.
                                                                                                              1200bit/s AFSK-ASCII
sek. Downlink 435.175MHz           FM    dito

IO-26 ITAMSAT-OSCAR 26 ITAMSAT-A
Uplink 145.875/900MHz              FM    1.2kps Manch./4.8kps
145.925MHz                         FM    1.2kps Manch./9.6kps
145.950MHz                         FM    1.2kps Manch./9.6kps
Downlink/Bake 435.867MHz           USB   PSK 1200bit/s
sek. Downlink 435.822MHz           FM    AFSK 1.2/FSK 9.6/FM analog

AO-27 AMRAD-OSCAR 27 EYESAT-A
(Afu-Nutzlast sekundär, nur im Sonnenlicht in Betrieb)
Uplink 145.850MHz                   FM    FM Sprache
Downlink 436.800MHz                FM    FM Sprache

AO-29 FUJI-OSCAR 29 JAS-2
Mode JA (analog)
Uplink 146.000-145.900MHz          LSB   SSB/CW
Downlink 435.800-435.900MHz        USB   SSB/CW
Bake 435.795MHz                    CW    CW


Mode JD (digital)
Uplink 145.850MHz/870/890/910      FM    Manch. AX25/9k6 FSK-AX25
Downlink 435.910MHz                USB   PSK AX25/9k6 FSK-AX25
Digitalker 435.900MHz              FM    digitale Sprache

TO31 TMSAT-OSCAR 31 TMSAT-1
Uplink Rx 1 145.925/975MHz         FM    9600bit/s FSK-AX25
Uplink Rx 2 145.975/925MHz         FM    9600bit/s FSK-AX25
Downlink 436.925MHz                FM    38400bps FSK-AX25(primär)
                                                                                                              und 9600bps FSK-AX25

GO32 GURWIN-OSCAR 32 TECHSAT-1A
Uplink V1 145.850MHz               FM    9k6 FSK-AX25 und 1k2
Uplink V2 145.890MHz               FM    9k6 FSK-AX25 und 1k2
Uplink V3 145.930MHz               FM    9k6 FSK-AX25 und 1k2
Uplink L1 1269.700MHz              FM    9k6 FSK-AX25 und 1k2
Uplink L2 1269.800MHz              FM    9k FSK-AX25 und 1k2
Uplink L3 1269.900MHz              FM    9k FSK-AX25 und 1k2
Downlink 1 435.225MHz              FM    9k6 FSK-AX25 und
                                                                                              USB   1k2 BPSK
Downlink 2 435.325MHz              FM    9k6 FSK-AX25 und
                                                                                              USB   1k2 BPSK

RS-12/13
MODE A
Uplink 145.910-145.950MHz (12)     USB   SSB/CW
145.960-146.000MHz (13)            USB   SSB/CW
Downlink 29.410- 29.450MHz (12)    USB   SSB/CW
29.460- 29.500MHz (13)             USB   SSB/CW
ROBOT uplink 145.8308MHz (12)      CW    CW
145.8403MHz (13)                   CW    CW
ROBOT downlink 29.4543MHz (12)     CW    CW
29.5043MHZ (13)                    CW    CW
Bake 29.408/29.454MHz (12)         CW    CW
29.458/29.504MHz (13)              CW    CW


MODE K
Uplink 21.210- 21.250MHz (12)      USB   SSB/CW
21.260- 21.300MHz (13)             USB   SSB/CW
Downlink 29.410- 29.450MHz (12)    USB   SSB/CW
29.460- 29.500MHz (13)             USB   SSB/CW
ROBOT uplink 21.1291MHz (12)       CW    CW
21.1385MHz (13)                    CW    CW
ROBOT downlink 29.4543MHz (12)     CW    CW
29.5043MHZ (13)                    CW    CW
Bake 29.408/29.454MHz (12)         CW    CW
29.458/29.504MHz (13)              CW    CW


MODE T
Uplink 21.210- 21.250MHz (12)      USB   SSB/CW
21.260- 21.300MHz (13)             USB   SSB/CW
Downlink 145.910-145.950MHz (12)   USB   SSB/CW
145.960-146.000MHz (13)            USB   SSB/CW
ROBOT uplink 21.1291MHz (12)       CW    CW
21.1385MHz (13)                    CW    CW
ROBOT downlink 145.9587MHz (12)    CW    CW
145.9083MHZ (13)                   CW    CW
Bake 145.912/145.9584MHz(12)       CW    CW
145.862/145.9084MHz(13)            CW    CW

MIR
SAFEX Mode 1 (Relais)
Upl./Downl. 435.750MHz/437.950MHz  FM    FM-CTSS:141,3Hz

SAFEX Mode 2 (Packet Radio)
Upl./Downl. 435.775MHz/437.975MHz  FM    9k6 FSK-AX25

SAFEX Mode 3 (QSO/DVR)
Upl./Downl. 435.725MHz/437.925MHz  FM    FM-CTSS:151,4Hz
                                                                                                              Digitalrecorder (DVR)

Direktbetrieb 2m
Upl./Downl. 145.200MHz/145.800MHz  FM    Sprache,1k2 AFSK-AX25