Gliederung. Mission Statement. Constraints Satellitenstart Kosten Raumsegment. Kommunikation. Testzenarien

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1 Gliederung Mission Statement Functional Requirements Constraints Satellitenstart Kosten Raumsegment Satellitennutzlast Kommunikation Messverfahren und dalgorithmen ih Testzenarien 1

2 Mission Statement Durch die zunehmende Bedrohung der Piraterie auf den Haupthandelsrouten der Schifffahrt und der derzeitig sehr uneffizienten und lückenhaften Überwachungsmethoden ist es unabdingbar satellitengestütze Monitoring- Maßnahmen zu entwickeln. Hauptziele dieser Mission sind: eine lückenlose Überwachung der Erdoberfläche im Bereich von 20 nördlicher Breite bis 5 südlicher Breite sowie von 40 östlicher Länge bis 60 östlicher Länge (Haupthandelsrouten der küstennahen Bereiche im Indischen Ozean), Warnung bevorstehender Angriffe und die Informationsweitergabe an das Militär. Dadurch ist es möglich, Schiffe rechtzeitig vor Piraten zu warnen und strategische Aktionen seitens des Militärs und des Küstenschutzes besser zu koordinieren und zu planen. Diese Mission richtet sich an alle Staaten und Reedereien, die Schiffe auf dem Indischen Ozean haben und an die Forschung. 2

3 Mission Statement 3

4 Mission Statement 4

5 SPWS SPWS Satellite Pirate Warning Service Functional Requirements Es soll ein regionales (Bereich von 20 nördlicher Breite bis 5 südlicher Breite sowie von 40 östlicher Länge bis 60 östlicher Länge) radargestütztes Satellitenprogramm zur Piratenfrühwarnung vor der Küste Nord-Ost Afrikas entstehen. tth 5

6 Functional Requirements Performance Orbit / Accuracy: Schiffsidentifizierung mittels Analyse von Geschwindigkeit und Richtung g( (erforderliche Auflösung: 5-10 Meter) Orbitform: IGSO, Polarbahn oder geostationär (Abdeckung Zielgebiet) 6

7 Functional Requirements Performance Payload size: aktives SAR, GPS Empfänger, Solarkollektoren, Speicher, Kommunikationseinheit (Sende und Empfangseinheit im Radarband X, Ku, K) Lebensdauer: 3-5 Jahre Testlauf 7

8 Functional Requirements Performance Nach bestandenem Testlauf und guter Resonanz wird die Möglichkeit bestehen, dass System zu erweitern um gekaperte Schiffe zu verfolgen ohne die vollständige Überwachung zu vernachlässigen. 8

9 Functional Requirements Coverage lückenlose Überwachung eines vorgegebenen Korridors im Bereich von 20 nördlicher Breite bis 5 südlicher Breite sowie von 40 östlicher Länge bis 60 östlicher Länge 20 N Korridorbreite: it 150 km 0 40 E 60 E 9

10 Functional Requirements Coverage Streifenbreite: 100 Kilometer Anzahl Satelliten: 1 Beobachtungsablauf: Intervalle und Blickwinkel Erhöhung der Sichtbarkeit durch bewegliche Satelliten Ausführliche h Betrachtung im Kapitel Raumsegment 10

11 Functional Requirements Responsiveness Kommunikation: Intersatellite Links gewährleisten Datentransfer von Beobachtungssatelliten bis zur Basisstation in Dschibuti in 10 Minuten Bildprozessierung der Satellitendaten in 5 Minuten Warnmeldung aus Dschibuti an betroffene Schiffe sowie das Militär vor Ort in 5 Minuten Summe = = 20 Minuten 11

12 Functional Requirements Responsiveness Anmeldung der Schiffe: Identifizierung beim Betreten und Verlassen des Korridors zur Einspeisung der Position in dem Algorithmus (Hilfestellung bei der Datenauswertung in der Basisstation) 12

13 Kommunikation 10 Minuten? 5 Minuten Auswertezeit: 5 Minuten 13

14 Operational Requirements

15 Operational Requirements Art der Mission experimentell regional begrenzt Key-Technologie Satellit mit SAR-System Größe eines Satelliten: 3970Kg Betriebs-Frequenz: l-band (1.25 GHz) Antennentyp: Flexible hexagonale Antenne Antennegröße: 2700 Kg ( 3Kg/m 2 ) Versorgung mit Solar Panel und Flüssiggastriebwerke für Bahnmanöver Durchschnittlicher Energieverbrauch: ca.15-20kw Einfallwinkel: Max-Auflösung: 5m Max-Streifenbreite: 6000km dabei eine Auflösung von 16m Polarisation: Quad Moving Target Integration (MTI) fähig GPS Onboard (evtl. C02 Sensor) Studiengang Geodäsie und Geoinformation UNIBwM Neubiberg 15

16 Operational Requirements Orbitbeschreibung Orbit: Geostationär Altitude: 42000km Geschwindigkeit: 3 km/sec Periode: 24 Stunden Anzahl der Umläufe pro Tag: Fix über der Region Exzentrität: 0 Inklination : 0 Studiengang Geodäsie und Geoinformation UNIBwM Neubiberg 16

17 Operational Requirements Redundanz Konstellation von 1 Satellit fix über der Region kontinuierliche Überwachung der Region 100 % Abdeckung der Region zu jeder Zeit Verfügbarkeit b k i kann zu 99% garantiert werden Sehr geringes Restrisiko Studiengang Geodäsie und Geoinformation UNIBwM Neubiberg 17

18 Operational Requirements Lebensdauer Satelliten : mindestens 5 Jahre Mission: 3 bis 5 Jahre Kommunikationsarchitektur, Dateninhalt,-Form,- und Format Point to Point Connection Die Bodenstation befindet sich in Dschibuti Telemetrie: L-Band Bilddatenübertragung, KU-Band-Übertragung von verschlüsselten Kommandos Downlink: 14, GHz mit einer Bandbreite von 250 MHz Uplink: GHz mit einer Bandbreite von 500 MHz Onboard-SpeicherKapazität 20 GBytes Studiengang Geodäsie und Geoinformation UNIBwM Neubiberg 18

19 Constrains

20 Zeitplan Kick Off Meeting Phase A Studies bis SAR Solarpanels GPS-Receiver Triebwerk Akkumulatoren Komplettgerüst Treibstoff 20

21 Zeitplan Instrument Selection Entwicklung der Komponenten Zusammenführung der Komponenten Ablauf der Testzenarien Satellitenstart

22 Satellitenstart

23 French Guyana in Kourou SatMet IV.zip 23

24 French Guiana 24

25 Geringe Population French hguiana Standortvorteile Durchweg Waldgebiet Sehr geringe Erdbebengefahr 25

26 CSG - Centre Spatial Guyanais Seit 1975 wird die Spacestation zusammen mit der ESA SAbetrieben b Optimal für den Start von geostationären Satelliten da sich Korou nur 500 km nördlich des Äquators befindet Profitiert vom slingshot Effekt Hervorgerufen durch die Erdrotation Gibt zusätzlich Schubkraft (460 m/s) Spart Treibstoff und damit Geld ein 26

27 CSG - Centre Spatial Guyanais Launch vehicles Vega Soyuz Ariane 5 27

28 CSG - Centre Spatial Guyanais Ariane 5 10t in den geostationären Bereich 8 Satellitenstarts pro Jahr 28

29 Kosten

30 Projekt Satellitenmethoden 3 Varianten für Lösung Kosten Kostenübersicht Rentabel??? Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 30

31 Kosten Variante 1 1 x GeoSar + 6 x LEO Spacesegment LEO (1 x) GeoSar Spacecraft Bus Spacecraft Bus Solar Panels 1 Mio Solar Panels 20 Mio Lithium Ionen Akku 05 0,5 Mio Lithium Ionen Akku 5 Mio Stabilisationstriebwerke 0,5 Mio Stabilisationstriebwerke 1 Mio Komplettgerüst 2 Mio Komplettgerüst (ultra leicht) 4 Mio Payload Payload SAR Antenne 90 Mio Hexagonal Antenne 250 Mio 12 -Kanal-GPS-Receiver 0,0505 Mio 12 -Kanal-GPS-Receiver 0,05 Mio Kommunikationseinheit 1 Mio Kommunikationseinheit 1 Mio Software (On-Board) 3 Mio Software (On-Board) 1,5 Mio GESAMT 863,35 Mio Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 31

32 Kosten Variante 1 1 x GeoSar + 6 x LEO Entwicklung GeoSar Antenne 150 Mio Gehäuse 80 Mio Software 26 Mio Akku 35 Mio LEO Gehäuse 15 Mio Software 5 Mio Test (Software und Sats) 13 Mio GESAMT 324 Mio Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 32

33 Kosten Variante 1 1 x GeoSar + 6 x LEO Ground Segment Einrichtung 10 Mio Software 15 Mio Eiquipment 45 Mio Logistik Operations and Support (für die ersten 5 Jahre) entfällt GESAMT 70 Mio Personal 12 Mio Training 15 Mio Instandhaltung 3 Mio Ersatzteile 1 Mio Launch-Segment GESAMT 31 Mio GeoSar 140 Mio LEO (6x) 100 Mio GESAMT 240 Mio Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 33

34 Kosten Variante 1 1 x GeoSar + 6 x LEO Personalkosten -> >Non-Stop- Kosten pro Jahr pro Person Service (Schichtbetrieb) (brutto) Manager Control Center (1x) Stelv. Manager Control Center (1x) Mechaniker (6x) Techniker (18x) für POCC, SOCC, MCC Ingenieure (18x) für POCC, SOCC, MCC Verwaltung (6x) Gesamt Kosten für 5 Jahre Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 34

35 Kosten Variante 1 1 x GeoSar + 6 x LEO Gesamtkosten Spacesegment 863,35 Mio Entwicklung 324 Mio Ground Segment 70 Mio Operations and Support 31 Mio Launch-Segment 240 Mio GESAMT: 1528,35 Mio Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 35

36 Kosten Variante 2 12 x LEO Spacesegment LEO Spacecraft Bus Solar Panels 1 Mio Lithium Ionen Akku 0,5 Mio Stabilisationstriebwerke 0,5 Mio Komplettgerüst 2 Mio Payload SAR Antenne 90 Mio 12 -Kanal-GPS-Receiver 0,05 Mio Kommunikationseinheit i it 1 Mio Software (On-Board) 1,5 Mio GESAMT 1158,6 Mio Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 36

37 Kosten Variante 2 12 x LEO Entwicklung LEO Gehäuse 15 Mio Software 5 Mio Test (Software und Sat) 10 Mio GESAMT 30 Mio Launch-Segment LEO (12x) 200 Mio GESAMT 200 Mio Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 37

38 Kosten Variante 2 12 x LEO Die Kosten für das Ground Segment und für Operations and Support entsprechen den Kosten der Variante 1 Gesamtkosten Spacesegment 1158,6 Mio Entwicklung 30 Mio Ground Segment 70 Mio Operations and Support 31 Mio Launch-Segment 200 Mio GESAMT: 1489,6 Mio Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 38

39 Kosten Variante 3 1 x GeoSar Spacesegment Spacecraft Bus Solar Panels 20 Mio Lithium Ionen Akku 5 Mio Stabilisationstriebwerke 1 Mio Komplettgerüst (ultra leicht) 4 Mio Payload Hexagonal Antenne 250 Mio 12 -Kanal-GPS-Receiver 0,05 Mio Kommunikationseinheit 1 Mio Software (On-Board) 3 Mio GESAMT 284,05 Mio Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 39

40 Kosten Variante 3 1 x GeoSar Entwicklung Antenne 150 Mio Gehäuse 80 Mio Software 26 Mio Akku 35 Mio Test (Software und Sat) 10 Mio GESAMT 301 Mio Launch-Segment 1 x GeoSar GESAMT 140 Mio Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 40

41 Kosten Variante 3 1 x GeoSar Die Kosten für das Ground Segment und für Operations and Support entsprechen wieder den Kosten der Variante 1 Kosten Spacesegment 284,05 Mio Entwicklung 301 Mio Ground Segment 70 Mio Operations and Support 57 Mio Launch-Segment 140 Mio GESAMT: 852,05 Mio Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 41

42 Kosten Entscheidung Variante 3: 1 x GeoSar Deutlich geringere Kosten bei gleicher Service-Qualität Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 42

43 Rentabilität Fakten: 2008 fuhren insgesamt Schiffe durch den Suez Canal Annahme 1: Jedes dritte Schiff nutzt unseren Service zu Euro pro Jahr Rechnung: Schiffe * Euro = 1,05 Mrd Euro => komplette Kostendeckung nach 1 Jahr Annahme 2: Jedes dritte Schiff nutzt unseren Service zu Euro pro Jahr Rechnung: Schiffe * Euro = 525 Mio Euro => komplette Kostendeckung nach 2 Jahren Überschüsse dienen zur Weiterentwicklung Jährliche Gebühren von T Euro sind kein Vergleich zu mehreren Mio Euro Lösegeld für gekapertes Schiff Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 43

44 Rentabilität Projekt versus Versicherungen - In Deutschland ist Entführung abgedeckt + In anderen Ländern hingegen nicht Bsp. GB: ca $ pro 5 Fahrten im Risikogebiet + Hohe Ausfallkosten für entführte Schiffe Bis zu pro Tag Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 44

45 RAUMSEGMENT 45

46 Gliederung 1. Einführung 1. Requirements ements (speziell für das Raumsegment) 2. Seminaraspekte Raumsegment 2. Realisierung 1. Inklinierte LEO- Kreisbahn 2. Äquatoriale LEO- Kreisbahn 3. GEO- SAR 3. Zusammenfassung und Entschluss 46 Nick Else Studiengang Geodäsie und Geoinformation 46

47 1. Einführung 1.1 Requirements 100 % coverage Entlang eines Sicherheitskorridors h it id Radargestützte Aufklärung (5m bis 10m Auflösung) Höhe und Auflösung stehen im Kontrast zueinander 47 Nick Else Studiengang Geodäsie und Geoinformation 47

48 1. Einführung 1.2 Seminaraspekte Raumsegment Strukturierte Wiedergabe der Gedankengänge (Lösungsansätze) Aufzeigen von Grenzen (Kosten, technische Realisierbarkeit) Abwägung und Entscheidung Studien, operationelle Berechnungen und Illustrationen mit Hilfe von STK von AGI 48 Nick Else Studiengang Geodäsie und Geoinformation 48

49 2. Realisierung 2.1 Inklinierte LEO- Kreisbahn 49 Nick Else Studiengang Geodäsie und Geoinformation 49

50 2. Realisierung 2.1 Inklinierte LEO- Kreisbahn 1000 km Höhe Kreisbahn Anlehnung an das Raumsegment von SAR- Lupe 3 Orbits mit insgesamt 5 Satelliten Inklination: 0, 45, Nick Else Studiengang Geodäsie und Geoinformation 50

51 2. Realisierung 2.1 Inklinierte LEO- Kreisbahn Auswertung: Leistungssteigerung möglich (Wahl Inklination und zeitliche Verschiebung der Satelliten) Keine vollständige Abdeckung ohne hohen Aufwand (sogar unter 50 %) Requirements nur mit erhöhter Anzahl an Satelliten realisierbar (hohe Kosten) Gleichbedeutend mit Abdeckung der gesamten Erde Keine Berücksichtigung g von Lageeigenschaften g (Äquatornähe) und Erdrotation 51 Nick Else Studiengang Geodäsie und Geoinformation 51

52 2. Realisierung 2.1 Inklinierte LEO- Kreisbahn Weiterer Ansatz: Polarbahnen (i = 90 ) Uneffektiv auf Grund der Erdneigung g und der Erdrotation Trotz Schwenkeigenschaft des SAR ist der Ansatz ebenfals nur mit hohem Aufwand realisierbar (min 2 weitere Polarbahnen) unwirtschaftlich 52 Nick Else Studiengang Geodäsie und Geoinformation 52

53 2. Realisierung 22ÄquatorialeLEO 2.2 LEO- Kreisbahn 53 Nick Else Studiengang Geodäsie und Geoinformation 53

54 2. Realisierung 2.2 Äquatoriale LEO- Kreisbahn 6 Satelliten Äquatorebene i = 0 Bewegung mit der Erdrotation 54 Nick Else Studiengang Geodäsie und Geoinformation 54

55 2. Realisierung 2.2 Äquatoriale LEO- Kreisbahn Auswertung: Erhöhte Sichtbarkeit durch günstige Bewegungsrichtung (1670 km/h zu 7 km/h) Verwendung der speziellen Lage am Äquator Geringere Abdeckung unwesentlicher Erdbereiche Mit Schwenkbarkeit von 30 werden Requirements erfüllt 55 Nick Else Studiengang Geodäsie und Geoinformation 55

56 2. Realisierung 2.2 Äquatoriale LEO- Kreisbahn Auswertung: Schwenkbarkeit begrenzt und bietet Unsicherheiten (Korrekturen notwendig) Lösung: Phase array Hindernis für weitere Weltraummissionen Risiko nicht abschätzbar Hoher Einfluss von Erdabplattung und Atmosphäre Inklination von 10 notwendig 56 Nick Else Studiengang Geodäsie und Geoinformation 56

57 2. Realisierung 22ÄquatorialeLEO- 2.2 Kreisbahn Auswertung: 3709 km km 3709 km M 57 Nick Else Studiengang Geodäsie und Geoinformation 57

58 2. Realisierung 22ÄquatorialeLEO 2.2 LEO- Kreisbahn Auswertung: Kontinuierliche Verschiebung des Orbits Verschiebung (Bias) im Zuge eines Jahres 58 Nick Else Studiengang Geodäsie und Geoinformation 58

59 2.3 GEO- SAR 2. Realisierung 59 Nick Else Studiengang Geodäsie und Geoinformation 59

60 2. Realisierung 2.3 GEO- SAR Entfernung km (!) (ca. 3 km/h) 1 Satellit auf geostationärem Orbit (nahezu) Fixierung über einen Punkt der Erde (Wanderung im Orbit vernachlässigbar) Lückenlose und pausenlose Abdeckung möglich Keine Korrekturen notwendig Problem: Sendeleistung SAR proportional zur Höhe 60 Nick Else Studiengang Geodäsie und Geoinformation 60

61 2. Realisierung 2.3 GEO- SAR Berücksichtigung von Freiraumdämpfung Einflüsse Ionosphäre und Troposphäre Satellit ca. 70 Minuten ohne line of sight zur Sonne (da keine Inklination) Ansatz nur durch effektiven Antennengewinn umsetzbar 61 Nick Else Studiengang Geodäsie und Geoinformation 61

62 2. Realisierung 3. Zusammenfassung und Entschluss Kostenreduzierung evtl. nur durch GEO- SAR möglich (hier aber Forschungsaufwand) Schwere Realisierung von Höhe und Auflösungsvermögen Implementierung mittels GEO- SAR Offene Fragen bzgl. Energieversorgung und notwendiger Auflösung Beste Realisierung 62 Nick Else Studiengang Geodäsie und Geoinformation 62

63 Satellitennutzlast Payload

64 Satellitennutzlast Housekeeping Housekeeping Komponenten Missionsspezifische Komponenten Maße Gewicht Leistungsbudget Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 64

65 Satellitennutzlast Housekeeping Komponenten Solar-Panels (3 x) High End- Modell der Firma Spektrolab NeXt Triple Junction (XTJ) Maße: 11,1 1 x 4,1 m^2 Akkumulatoren High End- Modell der Firma Saft Lithium-ion-Space Ves 180 Maße: H = 250mm, D = 53mm Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 65

66 Satellitennutzlast Housekeeping Komponenten GPS Receiver Modell der Firma General Dynamics Viceroy Spaceborne Receiver Triebwerk (5 x) Modell der Firma QinetiQ T5 ion thruster (bewährt bei GOCE) Zusätzlich: Kontrolleinheit für Steuerung + Xenontank Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 66

67 Satellitennutzlast Housekeeping Komponenten Kommunikationselektronik kt Ku-Band-Antenne, D = 4m Komplettgerüst Modell von EADS-Astrium Ati beinhaltet Steuerelektronik für Sat, CPU und Speicher Thermische Kontrolle regelt passiv und aktiv die Temperatur Die sonnenabgewandte Seite strahlt überflüssige Wärme ab Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 67

68 Satellitennutzlast Housekeeping Komponenten Treibstoff Edel-Gas Xenon für Ionen-Triebwerke typisch Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 68

69 Satellitennutzlast Missionsspezifische Komponenten Hexagonal Antenne Neuentwicklung der NASA D = 30m L = 12m Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 69

70 Satellitennutzlast Maße 8 x 6 x 6 m -> eingefahrene Panels und Antenne 30 x 30 x 20 m -> ausgefahrene Panels und Antenne Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 70

71 Satellitennutzlast Gewicht "Housekeeping" - Komponenten Solar Panels (2kg/m^2) 280 kg Lithium-Ionen-Akku (1,11kg gj je Akku) 1725 kg 12-Kanal GPS-Receiver 1,5 kg Kommunikationselektronik (Sender und Empfänger) 100 kg Ionentriebwerk (Orbitstabilisator) bili + Elektronik 60 kg Komplett-Gerüst 500 kg Treibstoff 600 kg Missionsspezifische Komponenten Hexagonal Antenne 2700 kg Gesamt 5966,5 kg Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 71

72 Leistungsbudget Satellitennutzlast Benötigte Leistung Komponente Bemerkung benötigte Leistung in W Triebwerk 750 W --> höchstens 3 in Betrieb 2250 GPS-Receiver 5 Kommunikation 100 Komplett-Gerüst Inkl. CPU, Speicher, Steuerelektronik 2000 Hexagonal-Antenne Erste Version Gesamt Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 72

73 Leistungsbudget Satellitennutzlast Benötigte Leistung: 20kW + 5kW Puffer => Solar- Panels müssen 50kW liefern Leistung: 370 W / m^2 Wirkungsgrad: 29,9 % => insgesamt 136 m^2 für 50 kw (Aufteilung der Fläche auf 3 Panels) Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 73

74 Leistungsbudget Satellitennutzlast Speicherung über Akkumulatoren Akkus müssen Satelliten 12 h versorgen = 300 kwh Daten der Akkus: 175 Wh /kg Der Satellit braucht zu jeder Zeit 25 kw! 14,6 W/kg in der Schattenphase => 1725 kg Akkus für 300 kwh = 1554 Lithium-ion-Akkus Christopher Ahrendt Studiengang Geodäsie und Geoinformation 74

75 Konzept zur Kommunikation zwischen Satellit und Bodensegment DIESSONGO Herman UNIBwM Neubiberg 75

76 Stromversorgung Solarzellen aus Galliumarsenid (Dreischicht) Wirkungsgrad: 29.9% Sonneneinfallwinkel: i l 90 Die Solarzellen haben eine Leistung von 370W/m m 2 Solarzellen : 3 Panels von 11.1m x 4.1m Erzeugte Leistung: 50 kw DIESSONGO Herman UNIBwM Neubiberg 76

77 Charakteristische Parameter des Satelliten SAR-Modus Frequenz: L-Band : 1.25 GHz Bandbreite: 20 MHz -80Mhz λ:wellenlänge: 2.4 mm θ: Blickwinkel: V: Satellitengeschwindigkeit g : 3 km/sec P t :Sendeleistung: 15 KW 42 dbw P r : Empfangleistung: w -118 dbw D: Aperturdurchmesser: 30 m A eff : Effektive Antennenfläche 720 m 2 PRF: Pulsefolgefrequenz: 200 Hz Rückstreuquerschnitt: σ0 = 20dB(m 2 / m 2 ) DIESSONGO Herman UNIBwM Neubiberg 77

78 daraus folgt : Range Resolution Δg: c/2bsin θ= 2.3m-10 m und die Genauigkeit (Azimut Resolution ) von ca. 2m In Strip Mapping Modus kann eine Streife von 6000km mit einer Auflösung von 5m bei 10 Blickwinkel gewährleistet werden. DIESSONGO Herman UNIBwM Neubiberg 78

79 Bild vom Sirius Star, gekapert von Piraten am Horn von Afrika. Bild Ikonos 2 m Auflösung DIESSONGO Herman UNIBwM Neubiberg 79

80 GeoEye Bild: 2 m Auflösung DIESSONGO Herman UNIBwM Neubiberg 80

81 Flexible Hexagonale Antenne: befindet sich in Entwicklung (seit 2001) und soll den Durchbruch für GeoSAR sein. DIESSONGO Herman UNIBwM Neubiberg 81

82 Kommunikationsparameter Sendefrequenz Ku: Downlink : GHz bandbreite von 250 Mhz Uplink : GHz Sendeleistung: 100 W Dämpfung zwischen Sender Und Antenne: 0.5dB Empfangantenne Durchmesser: 6 m Antennenwirkungsgrad : 60% Maximale Fehlausrichtung ht der antenne: 0.1% Antennengewinn : 53.1 db Dämpfung durch Atmosphäre: 0.3 db Entfernung zu Satelliten: 36000Km DIESSONGO Herman UNIBwM Neubiberg 82

83 Dämpfung durch Atmosphäre: L A = 0.3 db Freiraumdämpfung: : (4r/λ) 2 = 207.4dB Effektive Strahlungsleistung: ϴ 3dB = 70. = und L T = 0.9 db daraus folgt eine Effektive Strahlungsleistung P EIRP :717dBW 71,7 C/N= 98,2 dbhz Die Bilddaten werden direkt nach der Aufnahme heruntergeschickt Notspeicher : 25 Gbytes Ku Band : Sendekapazität 300 Mbps 150 Mbps geschickt per 20MHz Kanäle (10 Kanäle) DIESSONGO Herman UNIBwM Neubiberg 83

84 Kommunikationsantenne : Durchmesser:6m DIESSONGO Herman UNIBwM Neubiberg 84

85 Ground System Data Users Command Requests Spacecraft and Payload Support Command and Tracking Data Space Segment Mission Data Data Relay Mission Data Allgemeine Kommunikationsbeziehung zwischen Enduser, Bodenstation und Raumsegment DIESSONGO Herman UNIBwM Neubiberg 85

86 Die Bodenstation Sie soll in Dschibuti auf dem Internationalen Marinenstützpunkt liegen. DIESSONGO Herman UNIBwM Neubiberg 86

87 Das Bodensegment unterstützt das Raumsegment, verarbeitet und veröffentlicht ein klares Bild, das die aktuelle Situation eines Schiffes beschreibt. Es besteht aus Antenne und Kontrollzentren. Die Kontrollzentren bestehen aus: Spacecraft Operations Control Center (SOCC): überwacht und steuert den Satelliten. Das SOCC analysiert auch die Telemetriedaten, und wenn es erförderlich ist,analysiert Missionsdaten von der Instrumente, die einen direkten Einfluß auf Zustand und Dynamik der Satelliten haben könnte DIESSONGO Herman UNIBwM Neubiberg 87

88 Payload Operations Control Center (POCC): analysiert die Telemetriedaten und Missionsdaten von den on-board Instrumente. Dieses Center ist zuständig für die Bildanalyse und das Steuern der on-board Instrumente. Mission Control Center (MCC): ist für das gesamte System zuständig und verwaltet die Ressourcen von Raum- und Bodensegment. Es ist auch das verbindungsglied zwischen System und Enduser. DIESSONGO Herman UNIBwM Neubiberg 88

89 Antenne RF Equipment Room Mission Data Room Antenna Receive RF Equipment Data Recovery Equip control Room Transmit RF Equipment Data User Interface Telemetry Equipment TT&C Room Tracking equip Command Equip Monitor Consoles Station Control Room Data User Room Utilities POCC SOCC Staff Services Maintenance POCC MCC Administrative Offices Lobby DIESSONGO Herman UNIBwM Neubiberg 89

90 Messverfahren und Algorithmen Reus Michael UNIBwM Neubiberg 90

91 Messverfahren/Algorithmen Gliederung: Berechnung der Datenmenge Komprimierung Modulation Reus Michael UNIBwM Neubiberg 91

92 Messverfahren/Algorithmen Reus Michael UNIBwM Neubiberg 92

93 Messverfahren/Algorithmen Data-Rates Downlink-Frequenz: 12,5-12,75 GHz B = 250 MHZ C/N = 98,2 db Shannon-Hartley-Theorem: Max Datenrate pro Kanal = Max R = 1,658 Gbps C B*log 2*(1 + ) N Reus Michael UNIBwM Neubiberg 93

94 Messverfahren/Algorithmen Berechnung der Datenmenge: Korridor _ Länge * Korridor _ Breite Anzahl _ Pixel = 2 Auflösung Anzahl * m² _ Pixel = = 400*10 5² m² 6 Data 1 _ Rate = Anzahl _ Pixel * s * b * q s = number _ of _ samples _ per _ pixel b = number _ of _ bits _ per _ sample q = frame _ efficiency Reus Michael UNIBwM Neubiberg 94

95 Messverfahren/Algorithmen Anzahl Bits = 7 2^7 = 128 Graustufen 8 1 1,6samples 7bits 1 Data _ Rate = 4*10 * * * s pixel sample 0,95 = 4,71Gbps 4,71 Gbps > max R Reus Michael UNIBwM Neubiberg 95

96 Messverfahren/Algorithmen Anzahl Bits =4 2^4 24 = 16 Graustufen 8 1 1,6 samples 4 bits 1 Data _ Rate = 4*10 * * * s pixel sample 0,95 = 2,7Gbps 2,7 Gbps > max R Reus Michael UNIBwM Neubiberg 96

97 Messverfahren/Algorithmen Betrachtung der bisherigen Ergebnisse: Datenrate ist zu groß Möglichkeiten: Korridor verkleinern/anpassen Aufteilung g des Korridors Auflösung vergrößern Modulation Reus Michael UNIBwM Neubiberg 97

98 Messverfahren/Algorithmen Angepasster Korridor - < 100 km macht wenig Sinn Aufteilung des Korridors - Korridor wird in 9 Abschnitte zu 33 km * 33 km geteilt - Auflösung wird auf 6 m reduziert, - 4 bits = 2^4 = 16 Grauabstufungen - Pro Sekunde wird ein Subkorridor aufgenommen - Alle 9 s Bild vom selben Subkorridor km m Boot: 100 h = 27, m in 9 s s Anzahl Pixel = 30,25 * 10^6 Pixel (bei 6 m Auflösung) Data_Rate = 203 Mbps (bei 4 bits) Reus Michael UNIBwM Neubiberg 98

99 Messverfahren/Algorithmen Fazit: Reduzierung der Datenrate möglich ABER: Hoher Qualitätsverlust Nicht akzeptabel Datenkomprimierung vor dem Senden der Daten nötig Wavelet-Kompression Reus Michael UNIBwM Neubiberg 99

100 Messverfahren/Algorithmen Reus Michael UNIBwM Neubiberg 100

101 Messverfahren/Algorithmen Reus Michael UNIBwM Neubiberg 101

102 Messverfahren/Algorithmen Wavelet-Kompression 1. 2-D Wavelet Transformation Anzahl Koeffizienten i <= Anzahl Pixel 2. Quantisierung 3. Thresholding Hard-Threshold 4. Komprimierung Lauflängen-Codierung Reus Michael UNIBwM Neubiberg 102

103 Messverfahren/Algorithmen Modulationsverfahren Reus Michael UNIBwM Neubiberg 103

104 Messverfahren/Algorithmen BPSK QPSK FSK konstante Frequenz Konstante Amplitude Änderung der Phasenlage Reus Michael UNIBwM Neubiberg Änderung der Frequenz Konstante Amplitude 104

105 Messverfahren/Algorithmen Auswahl einer Modulation: Binary phase shift keying: + Spektrum wird gut genutzt + gute Bit-Error-Rate Performance - anfällig gegen Phasenstörungen Quadriphased phase shift keying: + Spektrum wird hervorragend genutzt - noch Anfälliger gegen Phasenstörungen Reus Michael UNIBwM Neubiberg 105

106 Messverfahren/Algorithmen Auswahl einer Modulation: Binary phase shift keying: 1 symbol = 1 bit 1 symbol per second = 1 Hz (Basisband) 1 sps = 2 Hz (Trägerfrequenz) 203 Mbps = 406 MHz Quadriphased dphase shift keying: 1 symbol = 2 bit 1 symbol per second = 0,5 Hz (Basisband) 1 sps = 1 Hz (Trägerfrequenz) 203 Mbps = 203 MHz Reus Michael UNIBwM Neubiberg 106

107 Messverfahren/Algorithmen Auswahl einer Modulation: Frequency shift keying + unanfällig gegen Phasenstörungen - Spektrum wird schlecht genutzt - Höheres E_b/N_o 8- Frequency shift keying + gute Bit-Error-Rate Performance + unanfällig gegen Phasenstörungen - Spektrum wird schlecht genutzt Reus Michael UNIBwM Neubiberg 107

108 Messverfahren/Algorithmen Auswahl einer Modulation: frequency shift keying: 1 symbol = 1 bit 1 symbol per second = 2 Hz (Trägerfrequenz) 203 Mbps = 406 MHz 8- frequency shift keying: 1 symbol = 3 bit 1 symbol per second = 2,66 Hz (Trägerfrequenz) 203 Mbps = 539,98 MHz Reus Michael UNIBwM Neubiberg 108

109 Messverfahren/Algorithmen Berechnung Bit ErrorRate = Wie viele falsche Bits kommen in einem Intervall vor? Allgemeine Formel: 1 (1 ρ ) PbPLL, = erfc SNR 2 2 wobei: erfc = error function rho = index for modulation scheme SNR = Signal-Noise-Ratio i Reus Michael UNIBwM Neubiberg 109

110 Messverfahren/Algorithmen C Eb fb = * N N B o E N b 0 C = N 539,98 10 log( ) 250 E b 539,98 10dB 10 log( ) 94,85dB N = = Reus Michael UNIBwM Neubiberg 110

111 Messverfahren/Algorithmen Reus Michael UNIBwM Neubiberg 94,85 db 111

112 Messverfahren/Algorithmen Reus Michael UNIBwM Neubiberg 112

113 Entwicklung von Testzenarien

114 Entwicklung von Testszenarien Testing systems can consume up to half of the development costs and a significant percentage of support costs over the life-cycle! (Space Mission Analysis and Design) 114

115 Levels of testing 115

116 Testszenarien Aufstellung eines realistischen Zeitplans!! Testszenarien 1. Allgemeine Testszenarien 2. Spezielle Tests 116

117 Ionenantrieb Dichtigkeitstest des Antriebssystems Test des Ionenantriebs in einer Vakuumkammer des Glenn Reserach Center. 117

118 Ionenantrieb 118

119 Funktionstest t taller Empfänger und dsender 119

120 Auspacken des SBS, um die mechanische Passform zu prüfen. 120

121 Elektrischer Funktionstest der Solarpanele 121

122 Vibration & Schock Simulation von Vibration, Schock (in Kombination mit Simulation klimatischer Bedingungen) Vibrationsparameter Kraftvektor kn Beschleunigung bis 100 g Frequenzbereich von 4 bis Hz 122

123 Akustik Simulation akustischer Belastungen bis 156 db Durchführung von Schallfestigkeitsuntersuchungen im Hochenergiekanal bis 172 db Messung von Schalldruckverteilung, - absorption und transmission Simulation von kombinierten thermisch-akustischen Belastungen 123

124 Weltraumsimulation Simulation der Weltraumbedingungen Hochvakuum, niedrige Hintergrundtemperatur und Sonneneinstrahlung in der Wl Weltraumsimulationskammer l i Hochvakuum < 10-5 mbar Temperaturbereich < 100 K 385 K Sonnenintensität bis 1900 W/m 2 im Rundstrahl 124

125 Infrarot-Simulation Simulation schneller Temperaturwechsel (Thermischer h Stress) unter Vakuum, für Tests an Solar Panels Hohe Umsteuergradienten (30-40 K/min) Maximale Strahlungsleistung 8,5 kw/m² 125

126 Spezielle Tests Ionosphären- und Troposphärenbeeinflussung auf das Signal Beeinflussung durch die Erdtiden Algorithmus von McCarthy und Petit Hydrostatische Verzögerung Beeinflussung durch den TEC (1 TECU = 0,17 Meter) 126

127 Spezielle Tests Test des Signals Signalstärke Signalstörungen durch andere Signale Signalreflektionsintensität Signal zu Rauschverhältnis realisiert durch einen Signalkanal 127

128 Spezielle Tests Verbindungstestszenarien Satellit - Bodenstation Bodenstation - Ziel Bodenstation - Eingreifkräfte Jeweils einbinden verschiedener Störer um eine Störsicherheit h i von 99 % zu gewährleisten. 128

129 129

130 Möglichkeiten zur Erhöhung der Störsicherheit Höhere Signalstärke Größere Verstärkung der Antenne Höhere Chiprate Mehr Bit A/D Wandlung Breitband Empfänger Kanalkodierung Frequenz Hopping 130

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