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Algorithmen, Prozessierungssystem und erste Ergebnisse

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68 4 CHAMP-Mission

68 4 CHAMP-Mission rometer und dem Laserreflektor ermöglicht er eine hochpräzise Orbitbestimmung des Satelliten. Weiterhin stellt er eine „Echtzeit“-Navigationsinformation und eine präzise Zeitinformation zur Verfügung. Der Empfänger wird auch (nach entsprechender Softwareaktualisierung) das im weiteren Verlauf der Mission geplante GPS-Altimeterexperiment ermöglichen. Der Empfänger arbeitet in drei verschiedenen Modi, dem Tracking-, dem Okkultations- und dem Altimetermodus. Der Tracking-Modus ist permanent aktiviert, über die zenitgerichtete Shokering-Antenne werden GPS-Signale (Messfrequenz 0,1 Hz) zur Positionsbestimmung empfangen. Dafür stehen 12 Messkanäle (jeweils 2 Trägerfrequenzen) zur Verfügung, womit maximal 12 Satelliten empfangen werden können. Für den Okkultationsmodus können maximal 4 Kanäle genutzt werden. Er wird durch ein Steuerprogramm innerhalb des Empfängers aktiviert, wenn GPS-Satelliten in Okkultation stehen (Messfrequenz: 1 oder 50 Hz). Parallel zum okkultierten wird jeweils ein zweiter GPS-Satellit (Referenzsatellit) zu Kalibrierungszwecken empfangen (Kap. 3.2.2). In einer erweiterten Softwareversion wird TRSR-2 auch mehrere Okkultationen gleichzeitig aufzeichnen können. Die für die Okkultationsmessungen genutzten Messkanäle werden ebenfalls für das zukünftige Altimeterexperiment genutzt, wobei die von Meeres- oder Eisoberflächen reflektierten GPS-Signale durch die nadirgerichtete High-Gain-Antenne empfangen werden. Tab. 4.2 enthält einen Überblick über ausgewählte technische Daten des GPS-Empfängers. Eigenschaft Parameter Genauigkeit der Navigationslösung an Bord < 60 m Leistungsbedarf 10 W Gewicht 3,5 kg Genauigkeit der Zeitkalibrierung < 1 µs relativ zur GPS-Zeit Arbeitstemperatur -20 bis 50 °C Genauigkeit L1 Trägerphase (Okkultation) 0,005 cm (1s) Genauigkeit L2 Trägerphase (Okkultation) 0,03 cm (1s) Langmuirsonde Tab. 4.2: Ausgewählte technische Daten des GPS-Empfängers TRSR-2. Parallel zum Ionendriftmeter wird eine planare Langmuirsonde (eng. Planar Langmuir Probe, PLP) betrieben. Dieses Gerät stellt zusätzliche Daten zur Interpretation der Messungen des Ionendriftmeters bereit: das elektrische Potential des Satelliten sowie Dichte und Temperatur des den Satelliten umgebenden Elektronengases. Diese „in-situ“ bestimmte Elektronendichte ist für das GPS-Okkultationsexperiment sowohl in der neutralen als auch elektrisch geladenen Atmosphäre eine wichtige Größe. Einerseits ist der Brechungsindex der Atmosphäre am Ort des Satelliten direkt in einer der beiden Formeln zur Ableitung des Brechungswinkels (2.46) enthalten. Andererseits liefert die Kenntnis der Elektronendichte an der momentanen Position von CHAMP eine wichtige Informationen für die obere Randbedingung bei der Berechnung von vertikalen Elektronendichteprofilen

4.4 CHAMP-Missionsbetrieb in der Ionosphäre (Kap. 4.2). Die Genauigkeit der „in-situ“-Elektronendichtebestimmung mit der Langmuirsonde wird mit besser als 5% angegeben [Lühr, 2001]. . 4.4 CHAMP-Missionsbetrieb 4.4.1 Orbit und Missionsdauer Der CHAMP-Satellit wurde am 15. Juli 2000, 12:00 UTC mit einer COSMOS-3B-Trägerrakete von einem russischen Militärgelände (COSMODROM) bei Plesetzk, ca. 800 km nördlich von Moskau, gestartet. Die Orbithöhe, berechnet aus dem ersten Zustandsvektor, betrug 454 km bei einer Inklination von 87,3° und einem nahezu kreisförmigen Orbit (e=0,004). Der Reibungswiderstand der Atmosphäre (drag) bewirkt eine Absenkung des Orbits im Laufe der Mission. Die Intensität dieser Absenkung hängt von der Stärke des aktuellen Zyklus der Solaraktivität ab und kann im Solaren Maximum (2001) im Bereich von 50 bis 200 m/Tag variieren und nicht exakt vorausberechnet werden. Um gegen Ende der Mission Abb. 4.3: Voraussichtliche (blau bzw. rot) und reale (grün) Orbithöhe (Stand April 2001) des CHAMP-Satelliten während der geplanten 5-jährigen Missionsdauer [Reigber, 2001b]. mindestens einige Monate Schwerefeldbeobachtungen und magnetische Messungen in einer Bahnhöhe von 300 km zu garantieren, ist zwei bzw. vier Jahre nach dem Missionsbeginn eine Bahnkorrektur mit Hilfe der Kaltgasdüsen vorgesehen (Abb. 4.3). Bei einem Maximum der solaren Aktivität geringerer Amplitude war geplant, die Bahn nach etwa einem Jahr um ca. 10 km abzusenken, bei größerer Amplitude wäre die Bahn nach etwa vier Jahren um den gleichen Betrag angehoben worden. Abb. 4.3 zeigt die reale Orbitabsenkung per April 2001 im Vergleich zu den für extrem starkes bzw. schwaches 69

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