Optonet-Workshop: Sensorik für die Luft- und Raumfahrt

Transkript

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2 Gliederung Einleitung Missionen Rosetta (MUPUS) Curiosity (REMS) BepiColombo (MERTIS, MRAD) AIDAII MARA (Hayabusa) ICEE (in Vorbereitung)

3 Einleitung - Warum Thermopile-Sensoren aus dem IPHT für Raumfahrtmissionen? Rückblick 1971/72: Bolometer für Interkosmos-Fourier-Spektrometer: D* = 1,410 9 cmhz 1/2 /W; = 1,2 ms Meteor Meteor Erstes Globales Experiment des Globalen Atmosphärischen Forschungsprogramms CO 2, H 2 O, O 3, CH 4 großräumige Wetterlage (arbeiten noch heute!) Venus Venus Erkundung der Venusatmosphäre, Messung der Wärmestrahlung der Venus erstmals mit Spektrometer auf Bahn eines Satelliten

4 Am IPHT und seinen Vorläufereinrichtungen werden seit mehreren Jahrzehnten ungekühlte thermische Dünnschichtdetektoren (insbes. Thermoelektrisch) für berührungslose Temperaturmessung Spektroskopie (dispersiv und nicht-dispersiv) Präzisionsmesstechnik in einem breiten Spektralbereich (IR-FIR (THz)) entwickelt und gefertigt Ziele: hohe Empfindlichkeiten und Detektivitäten problemangepasste und innovative Lösungen (kundenspezifisch) Verwendung thermoelektrisch hocheffektiver Materialien (BiSb, Sb, BiSbTe) Nutzung modernster Mikrotechnologien

5 Funktionsprinzip eines thermoelektrischen Detektors + -- Schnittdarstellung Si IR - Absorber SiN p n Thermoelement Al

6 Entwicklungen für die Raumfahrt Spezialentwicklungen unikale Lösungen geringe Stückzahlen hohe Stabilität (mechanisch, thermisch, Langzeit, ) und Zuverlässigkeit hohe Anforderungen an Leistungsparameter und Detektoreigenschaften Detektivität Breitbandigkeit

7 Rosetta-Mission der ESA zum Kometen Tschurjumov-Gerrassimenko/67P Start: 2. März 2004 (erster Starttermin 13. Januar 2003 zum Kometen Wirtanen/46P) Ende Deep Space Hibernation: 20. Januar 2014 Eintritt in den Orbit: August 2014 Landung auf dem Kometen: 10. November 2014 Partner: DLR Institut Planetenforschung Rosetta-Mission der ESA: Enthüllung der Geheimnisse der Kometen als älteste und seit ca. 4,6 Milliarden Jahren weitgehend unveränderte Bausteine unseres Sonnensystems

8 Rosetta Orbiter: - Betrieb über 10 Jahre in großer Entfernung von der Sonne - Nutzlast ca. 165 kg - 11 Instrumente: Kameras, Spektrometer, wellenlängenspezifische Experimente (UV bis Radiowellenlängen) hochaufgelöste Bilder; Form, Dichte, Temperatur u. chemische Zusammensetzung des Kometen sowie der Gase und der Staubteichen der Koma Lander: - Masse ca. 100 kg - 10 Instrumente: Vor-Ort-Analyse der Zusammensetzung u. Struktur der Oberfläche bis 30 cm Tiefe Dichte, Textur, Porosität, Eisphasen u. thermische Eigenschaften, Änderungen durch Tag-Nacht- Zyklen und Sonnennähe

9 Rosetta Lander Philae MUPUS Multi-Purpose Sensor for Surface and Subsurface Sience Messungen der physikalischen Eigenschaften des Kometenkerns: Wärmeleitfähigkeit Temperaturleitfähigkeit thermisches Profil Härte des Kometenmaterials Oberflächentemperatur

10 Rosetta TM-Sensorkopf Messung der Oberflächentemperatur am Landeort in vier Spektralbereichen IR-Fenster: KRS-5, 8-14 µm, 6 µm cut-on Detektortyp: TS 100 mit Ag-Rußabsorber TO-5-Gehäuse mit Bohrung ( Vakuum im All) Temperaturbereich: C Empfindlichkeit bei -150 C mit KRS-5-Fenster im Vakuum: ca. 600 V/W (ca. Faktor 2 gegenüber RT) D* 2,910 9 cmhz 1/2 /W

11 Curiosity-Mission der NASA zum Mars REMS Rover Environmental Monitoring Station NASA Mars Science Laboratory Mission Curiosity Rover (Start: 26. November 2011, Landung 6. August 2012) Partner: EADS Astrium CRISA ALTER Technology Centro de Astrobiologia Ziel: Berührungslose Messung der Marsbodentemperatur REMS

12 Curiosity IR-Detektortyp: TS 100 mit Ag-Schwarzabsorber Anforderungen / Spezifikationen: Empfindlichkeit: > 100 V/W 140 V/W an Luft ohne Fenster (D* = 6,310 8 cmhz 1/2 /W) 65 V/W in Kr, 8-14 µm-filter (2,910 8 cmhz 1/2 /W) FOV: 40 Füllgas: Kr Temperaturbereich: C Stabilität: Degradation < 5 % nach 670 Tag/Nacht-Zyklen (1 Marsjahr) mit 10 K/h Temperaturschock-Beständigkeitstest: > 2000 Zyklen

13 Curiosity Marsatmosphäre: Druck: 6 mbar Zusammensetzung: CO 2 : 95,32 % N 2 : 2,7 % Ar: 1,6 % O 2 : 0,13 % CO: 0,08 % H 2 O: 0,02 %

14 BepiColombo-Mission der ESA zum Merkur Start: Juli 2016 Eintritt in den Orbit: Januar Orbiter: Mercury Planetary Orbiter (MPO) und Mercury Magnetospheric Orbiter (MMO) Datenerfassungen: 1 Jahr (+ 1 Jahr) Partner: DLR Institut für Planetenforschung, IOF Jena Entwicklung eines Chips und Aufbau einer Radiometer-Spalt-Baugruppe (MRAD): Chip: Messung des Strahlungsflusses in zwei Spektralbereichen mittels 2 IR-Arrays mit je 15 Pixeln beidseits des Eintrittsspaltes exakte Realisierung des Eintrittsspaltes für das thermische Infrarot-Imaging-Spektrometer MERTIS: detaillierte Informationen über die mineralogische Zusammensetzung der Merkur-Oberfläche durch Messung der spektralen Emittanz im Bereich 7-14 µm mit hoher räumlicher und spektraler Auflösung Messungen im Bereich 7-40 µm zur Untersuchung thermophysikalischer Eigenschaften des Oberflächenmaterials

15 Optonet-Workshop: Sensorik für die Luft- und Raumfahrt MERTIS-MRAD Anforderungen: Detektivität D* > 1x10 9 cmhz 1/2 /W Pixeldimensionen 200 x 1100 µm² Pixelpitch 250 µm exakte Realisierung des Eintrittsspaltes mit Breite 80 µm und Aperturwinkels exakte Positionierung Chip auf Grundplatte, Toleranz 1,5 µm thermopile area bar absorber area slit area silicon rim spectrometer slit dimensions in µm

16 MERTIS-MRAD Thermische Modellierung: D* 10 9 cm Hz 1/2 /W erreichbar Thermopile aus 14 BiSb/Sb-Thermoelementen Semi-floating-Membran Mikrotechnologie: <110> 4 Siliziumwafer als Substratmaterial zweistufiges Siliziumätzen (micromachining) Low-stress SiN (60-80 MPa) als Membran

17 MERTIS-MRAD Detail nach Membranschlitzen Pixel Spalt Membranstege Layout: 8 µm breit real: 6-7 µm

18 MERTIS-MRAD Distanzelemente für Aufsetzen des Filterchips SU-8, 300x300 µm², 45 µm hoch

19 MERTIS-MRAD MRAD-Chip Chip komplett mit Filter Spaltbaugruppe: Chip drahtgebondet auf Flexboard Ergebnisse Signalspannung an Normaldruck Luft, Schwarzkörper, 38 W/m² 160 µv Empfängerfläche Empfindlichkeit S im Vakuum Thermopile-Widerstand 0.22 mm² 595 V/W 25.7 k Spezifische Detektivität D * cm(hz) 1/2 /W

20 Introduction Space debris Collection of defunct objects in orbit around Earth Includes parts of rocket stages, old satellites, fragments from erosion and collisions Human made Detected space debris (NASA 2009)* pieces 10 cm pieces with a diameter between 1 cm and 10 cm tens of millions particles smaller than 1 cm exceeds * The Threat of Orbital Debris and Protecting NASA Space Assets from Satellite Collisions (2009)

21 Lifetime in years Optonet-Workshop: Sensorik für die Luft- und Raumfahrt Introduction Space debris measurement (state of the art) Radar and optical detectors are the main tools used for tracking space debris on earth objects smaller than 10 cm is difficult due to their small cross-section and reduced orbital stability continuous tracking of items is only possible for particle diameters from 5 cm in Low Earth Orbit continuous tracking of items is only possible for particle diameters from 50 cm in Geostationary Earth Orbit in situ measurement is necessary for the detection of smaller particles Detection by characterization of the impact plasma Detect with calorimetric principle Altitude in km

22 AIDA Advanced Impact Detector Assembly calorimetric energy detector for space debris 4 x 4 arrays TS100 in Polyimid technology absorber: 20 µm Au foil particle size µm v: ca. 10 km/s t: ca. 10 ns

23 Testing condition of the sensor array Vibration Tests, Thermal Vacuum Tests Thermal Cycling Tests Tests have passed (etamax and TU Baunschweig) Test of the whole sensor system in near future: Particle sizes between 5 μm to 20 μm Kinetic energies from about 4 nj to 400 nj Particle velocities range from about 1.5 km/s to 9 km/s Mass values from kg to kg

24 MASCOT-Radiometer MARA für die Hayabusa-2-Mission der JAXA (Japan Aerospace Exploration Agency) zum erdnahen C-Typ-Asteroiden 1999JU3 Partner: Institut für Planetenforschung MARA-Infrarot-Radiometer: Multispektrales Instrument zur in situ-messung des Strahlungsflusses von der Oberfläche Bestimmung von: Oberflächentemperatur Emissionsgrad Wärmeträgheit Oberflächenmineralogie

25 MARA 6 Spektralkanäle: 1 Langpassfilter Oberflächenhelligkeit 5 Bandpassfilter 4x Strahlungsfluss für mineralogische Bestimmungen 1x Referenzelement identisch zum thermischen Mapper des Raumfahrzeugs

26 MARA Detektortyp: TS 72M Empfindlichkeit des Instruments ca. 300 V/W NETD bei 150 K Targettemperatur 0,2 K absolute Temperaturgenauigkeit besser 2 K

27 Vielen Dank für Ihre Aufmerksamkeit.