Wissenschaftliche Arbeitsgemeinschaft für Raketentechnik und Raumfahrt. Lehrstuhl für Raumfahrttechnik Technische Universität München

Transkript

1

2 Mission Concept Review MOVE 2 WARP WARR Antimatter Research Platform

3 Prof. Ulrich Walter, Begrüßung 3

4 Michael Deiml, Studentischer Leiter WARR Begrüßung 4

5 Martin Dziura, Leiter WARR Satellitentechnik Überblick 5

6 Agenda 1. Projektmanagement 2. Systems Engineering 3. Primary Payload 4. Secondary Payload 5. Launch Organisation 6. Mission Operations 7. Pause 8. Orbit Mechanics & Attitude Control 9. Structure and Mechanisms 10. Electrical Power Subsystem 11. Thermal 12. Command and Data Handling 13. Communications 14. Assembly, Integration and Test 6

7 Projekt Management 7

8 MOVE 2 WARP Weiterentwicklung von MOVE zur WARR Antimatter Research Platform 8

9 Zusammenhang Projektziele und CubeSat-Größe Hauptziel wie bei MOVE: Entwicklung/Verbesserung des CubeSat-Satellitenbusses (1U) Zusätzliches Ziel für WARP: Betrieb einer durch den Kunden E18 entwickelten wissenschaftlichen Nutzlast (1U) CubeSat wird größer! (2U) 9

10 (LRT) Tobias Abstreiter Dipl.-Ing. Andreas Fleischner Dipl.-Ing. Philipp Hager Mechanische Werkstatt CDH THM Teamorientierte Organisationsstruktur Project Management (MGMT) Michael Deiml Martin Dziura Benjamin Grauel Dipl.-Ing. Claas Olthoff Mission Operations (OPS) Georg Basta Albert Fellermayer Roman Hepp Adriana Garcia Launch Organisation (LO) Andrea Huber David Meßmann Wiebke Skowronnek Payload (PL) Johannes Amann Benjamin Grauel Joachim Sturm Dipl.-Ing. Jan Harder Dipl.-Ing. Andreas Hein Ph.D. Alexander Höhn Dipl.-Ing. Claas Olthoff Dipl.-Ing. Ralf Purschke Leonhard Röpfl Lars Schelde Dipl.-Ing. Markus Wilde Thermal (THM) George Chatziioannou Michael Deiml Till Mayer Ciara McGrath COM, OPS SE EPS, AIT MGMT, LO, PL STR Elektronikwerkstatt IT-Administrator OM/AC Structure and Mechanisms (STR) Maximilian Bambauer Manuel Burkart Maria Grulich Johannes Gutsmiedl Einteilung nach Interesse, Wissensstand und Fakultät Verantwortlichkeit liegt jeweils beim Team Ermöglicht flexible Reaktion auf die natürliche Fluktuation Systems Engineering, Assembly, Integration and Test (SE/AIT) Orbit Mechanics and Attitude Control (OM/AC) Electrical Power System (EPS) Communications (COM) Command and Data Handling (CDH) Berater am LRT Henri Kalsi Philip Kluz Martin Losekamm Jan Scharringhausen Dominik Steinweg Björn Wagner Andreas Duensing Lukas Estermann Patrick Jiskra Nikolaos Perakis Diego Rodriguez Raul Santos Steffen Säubert Philipp Ammann Patrick Günzel Paul Huber Fabian Krüger Michael Becker Jonis Kiesbye Martin Schlecker Friedrich Ulrich M.Sc. Cristian Axiene Jose Luis Diaz Stefan Klimesch Zarko Krakan Oliver Latka Thomas Pischke Zoran Ristevski Erfahrene Mitarbeiter des MOVE-Projektes Wissenstransfer Johannes Rothe Robert Weindl 10

11 LRT Reviews (NASA Standard) Management Meetings (weekly) WARR WARR Projectlead Meetings (monthly) Kommunikation Projekt mit ca. 50 Studenten Teamlead Meetings (weekly) Gesamttreffen sind ineffizient Support through LRT staff members (dynamic) Team Meetings (weekly) Klare Schnittstellen sind notwendig! Independent Working Other WARR Projects IT-Konzept LRT IT- Infrastructure WARR-Wiki WARR-Fileserver Nutzung der Ressourcen von WARR und LRT 11

12 12

13 Gesamtzeitplan Zeitplan nach den Projektphasen und Reviews des NASA Life Cycles Reviews am Ende jedes Semesters zur Anpassung an den Studienplan Gesamte Projektdauer von ca. 3,5 Jahren 13

14 Public Relations 14

15 Fragen Project Management

16 Systems Engineering 16

17 Mission Statement 17

18 Primary Objectives To provide an appropriate bus for a particle detector measuring the antiproton flux during passes through the SAA and to deliver the relevant scientific data to E18. To comply with the CubeSat Design Specification provided by the California Polytechnic State University. 18

19 Secondary Objectives To demonstrate that a satellite communications system can be use to significantly increase data transmission rates by implementing an appropriate commercially available interface. To demonstrate that a well-performing satellite bus providing space for a scientifically relevant payload can be developed by members of the WARR and the LRT. To comply with the DLR Orbital Debris Mitigation Guidelines. To provide hands-on experience in satellite design for dedicated students. 19

20 Mission Hierarchy MGMT SE AIT WARP CDH EPS COM STR OM ADCS PL LO THM Mainboard Board Board Structure Control & Analysis software Board Boards Deployer Shielding Interface Boards Battery Management Antennas Deployment mechanisms Sensors Detector Heaters Wiring & HW interfaces Batteries GSE Actors SPL Sensors Software Software Software Software Software Software 20

21 General Requirements GEN-01 GEN-02 GEN-03 GEN-04 GEN-05 GEN-06 GEN-07 GEN-08 The CubeSat shall comply with the CubeSat Design Specification. The CubeSat shall be a 2U-CubeSat as defined in the CubeSat Design Specification. The CubeSat shall survive the launch and on-orbit environment. The CubeSat shall operate for at least 12 months. The CubeSat shall be operated from the mission control center of the LRT. The CubeSat shall comply with the DLR Orbital Debris Mitigation Guidelines. The CubeSat shall be developed by students of the WARR and staff members of the LRT. The CubeSat shall be flight ready by mid

22 FP FRR TRR IRR PRR CDR PDR SDR MCR WARR Satellite Technology, MOVE 2 WARP Mission Concept Review Zeitplan pre-phase A Phase A Phase B Phase C Phase D Phase E 22

23 Ausblick Requirements-Verwaltung Schnittstellen-Dokumentation Systembudget-Prüfbericht Projektdokumentation Review-Dokumente SE Methoden und Analysen in der Entscheidungsfindung 23

24 Fragen Systems Engineering

25 Primäre Nutzlast: Antiprotonendetektor 25

26 Antiprotonen im Erdmagnetfeld Antiprotonen entstehen in der oberen Atmosphäre durch die Reaktion von Protonen mit kosmischer Strahlung werden im Erdmagnetfeld gefangen bewegen sich entlang der Feldlinien zwischen den nördlichen und südlichen Umkehrpunkten 26

27 Das PAMELA Experiment gestartet August 2006 (Resurs DK-1) Experiment aktiv von August 2006 bis Dezember 2008 Flughöhe km insgesamt 850 Tage Messungen, davon ca 15 im Bereich der SAA 27

28 PAMELA Ergebnisse 28

29 Antiprotonendetektor Detektor: Annilihationswürfel Siliziumdetektoren Größe: 80mm x 80 mm x 80 mm Masse: 1 kg + 20% eine Platine für Datenverarbeitung Strombedarf: ~7,5 W Entwicklung und Bau des Detektors am E18 Lehrstuhl als studentisches Projekt 29

30 Sekundäre Nutzlast: Intersatellitenkommunikation 30

31 Idee Technologiedemonstration Intersatellitenkommunikation CubeSat IRIDIUM, Globalstar... IRIDIUM: max. 24h/d VHF-Band Downlink: max. 15min/d 31

32 Analysepunkte Analyse auf Grund folgender Punkte: Orbithöhe Datenrate Abdeckung Abmessungen Energieverbrauch nicht berücksichtigt: Kontaktzeiten Doppler-Effekt ADCS-Anforderungen reale Datenrate 32

33 Iridium Vorteile hohe Satellitenzahl hohe Datenrate Energieverbrauch Abdeckung Nachteile Orbithöhe 33

34 Orbcomm Vorteile Nachteile Orbithöhe Abdeckung Antennengröße Energieverbrauch Satellitenbahnen 34

35 Thuraya Vorteile Orbithöhe Nachteile Antennengröße Abdeckung Energieverbrauch Spot Beams 35

36 Globalstar Vorteile Orbithöhe Nachteile Abdeckung Energieverbrauch 36

37 Inmarsat Vorteile Abdeckung Orbithöhe Nachteile Spot Beams Antennenabmessungen 37

38 Zusammenfassung Antiprotonendetektor Abmessungen: 80x80x80mm Gewicht: 1kg ± 20% Stromverbrauch: ~7,5 W für 15 min alle Daten innerhalb der Cube-Sat- Vorgaben Satellitenkommunikation Abmessungen variieren abhängig vom System Gewicht: ~100 g Stromverbrauch: 1-5 W je nach System jedes System hat mindestens ein KO-Kriterium => machbar => Machbarkeit fraglich 38

39 Fragen Nutzlasten

40 Launch Organization 40

41 41

42 Ausgewählte Trägerraketen Rockot PSLV Minotaur Soyuz Cosmos DNEPR Taurus Falcon 9 Vega Ariane 5 Falcon 9 Taurus 42

43 Trägerraketen und erfolgreiche CubeSat-Missionen PSLV - FH Aachen - COMPASS-1 Cosmos - Uni Würzburg - UWE-1 43 Vega -Ungarn, Frankreich, Polen

44 Erfolgsquote Trägerrakete Erfolgreiche Starts Anzahl der gesamten Starts Erfolgsquote Soyuz-U ,97 Soyuz-FG ,00 Kosmos 3M ,95 Minotaur ,00 Dnepr ,94 PSLV ,90 Soyuz-U/Fregat 4 4 1,0 Soyuz 2-1a/Fregat 8 9 0,89 Soyuz 2-1b/Fregat 6 7 0,86 Falcon ,00 Soyuz 2-1b 1 1 1,00 Taurus 6 9 0,67 Ariane 5-ECA ,95 44

45 Erreichbare Orbits Launcher Orbit type Rockot PSLV Minotaur Soyuz Kosmos Dnepr Taurus Falcon 9 Vega Ariane 5 circular, elliptic, SSO LEO (circular, elliptical), SSPO, GTO circular, elliptical, SSO, GTO GTO, Super/Sub GTO, GSO, SSO, polar; other circular, elliptical N/A circular SSO, LEO (circ.) LEO, circ. polar, SSO, GTO SSO, polar, circ., ell. GTO, SSO, polar circ., ell. 45

46 Parameters Rockot Pslv Minotaur Soyuz Kosmos DNEPR Taurus Falcon 9 Vega WARR Satellite Technology, MOVE 2 WARP Mission Concept Review Orbits circular, elliptic, SSO LEO (circ., ell.), SSPO, GTO circ., ell., SSO, GTO GTO, Super/Sub GTO, GSO, SSO, polar; other: circ., ell. N/A circ. SSO, LEO (circ.) LEO, circ. polar, SSO, GTO SSO, polar, circ., ell. max. longitudinal/axial acceleration/g 8, ,3 6,9 7,5+-0, ,5 min. longitudinal/axial acceleration/g -1,5-2,5-6,6 N/A N/A -0, N/A max. lateral/radial acceleration/g 0,9 1,5 12 0,4 1,8 0,8 2,5 3,5 0,9 min.lateral/radial acceleration/g -0,9-1,5-1,6 N/A N/A -0,8-2,5-2 N/A Random Vibration, Frequency Range/Hz N/A ? N/A N/A Random Vibration max. PSD/g^2*Hz^-1 N/A 0,034 0,012 0,025 0,084 0,035 2,50E-03 N/A N/A Random Vibration min. PSD/g^2*Hz^-1 N/A 0,002 0,002 0,001 0,002 0,0045 N.A. N/A N/A Shock, Frequency Range/Hz Shock, max. SRS/g ? ? Shock, min. SRS/g ? ? Sinusoidal Vibration longitudinal, Frequency Range/Hz N/A N/A 5-40 N/A N/A Sinusoidal Vibration lateral, Frequency Range/Hz N/A N/A 1-40 N/A N/A Sinusoidal Vibration longitudinal, min./max. g N/A 0,75/3,75 N/A 0,3/1 N/A 0,5/0,6 0,75/3,50 N/A 0,8/1,0 Sinusoidal Vibration lateral, min./max. g N/A 0,45/0,67 N/A 0,3/0,8 N/A 0,2/1 0,25/0,25 N/A 0,5/0,8 Acoustic Environment, Frequency Octave Band/Hz ,5-8000, , , , , Acoustic Environment, max. SPL/dB 130,4(max.), 137,9 (OASPL) 144(max.), 147(overall level) 130,5(max.),140(OASPL) 136(max.), 141 (OASPL) 127(max.,)138 (full spektrum) 135(max.),140(integral level) 127(max.);139( overall spl) 135(max.), 139,6(OASPL) 135(max.), 138,5 (OASPL) Acoustic Environment, min. SPL/dB 106, , Thermal Environment, max. Temperature/ grad C N/A N/A 120 <100 N/A Thermal Environment, min. Temperature/ grad C -50 N.A. 20 N/A -40 N/A N.A. N/A N/A min./max. Pressure under fairing >0/10^5Pa 0/10^5Pa N/A <0,05bar/1,05bar N/A N/A 14-16pisa?/>0pisa? N/A >-13mbar/<45mbar Orbit Accuracy: inc.=inclination, a/p=apogee/perigee, alt.=altitude +-1,5%(alt.), +- 0,06deg.(incl.) +-35km(a/p),+- 0,2deg(incl.) LEO: +-0,2deg(incl.) circ.: 0,04deg(incl.), GTO: 0,05deg(incl.) N/A +-0,05deg(incl.) (max.) +-30km(alt.), +- 0,15deg(incl.) LEO: +-10km/+-10km(a/p), +- 0,1deg(incl.) GTO: +- 7,4km/130km(p/a), +- 0,1deg(incl.) 5km(alt.), 0,05deg(incl.) max. Flux / W/m^ N/A 1135 N/A N/A N/A N/A

47 Ausblick Informationsfluss der anderen Gruppen Eingrenzen der bisher ausgewählten Trägerraketen CubeSat Hermes 47

48 Fragen Launch Organization

49 Mission Operations 49

50 Mission Operations Alternative Missionskonzepte Operationelle Konzepte Autonomisierungsgrad Kommunikation Phasen LEOP Standardbetrieb Fehlermodus Aktive Systeme Ressourcen des LRT 50

51 Operationelle Konzepte 1. Rein Sensorgesteuert: Feststellung der Position per Sensor; anschließend Start entsprechender Tasks 2. Zeitgesteuert: Start der Tasks nach zuvor empfangene Kommandoliste 3. Direkt gesteuert: Befehle werden nur in Echtzeit ausgeführt 51

52 Autonomisierungsgrad 1. Nicht autonom: Permanent Überwachung nötig 2. Teilautonom: Selbstständige Datenüberwachung Fehler wird an Operator gemeldet 3. Komplett autonom: Selbstständige Datenüberwachung Fehler wird automatisch behoben 52

53 Kommunikation 1. Eine Bodenstation nur LRT-Antennen 2. Mehrere Bodenstationen Partner erforderlich 53

54 Phasen 54

55 LEOP (Launch and Early Orbit Phase) Entfaltung der Antennen und Solarpanele automatisch Entfaltung durch Bodenstation gesteuert 55

56 Standardbetrieb 56

57 Fehlermodus Einleitung im Falle von: Geringer Batterieladung Schlechter Ausrichtung CPU-Fehler Technischem Defekt 57

58 Aktive Systeme in einem Umlauf 58

59 Ressourcen des LRT Kontrollzentrum Vier Konsolen Aufrüstbar für Simulation und Überwachung geeignet Bodenstation (Antennen) S-Band, UHF, VHF Steuerbar 59

60 Fragen Mission Operations

61 PAUSE

62 Orbit Mechanics 62

63 Motivation Bestimmung des Optimalen Orbits Erfüllung aller Requirements Orbit Trajektorie über die SAA Orbit Trajektorie über die Garching 63

64 South Atlantic Anomaly 64

65 Konzept I : Elliptischer Orbit Inklination von 50 : Kommunikation mit Garching Genug Zeit über die SAA Perigäum: 600 km Apogäum: 800 km Pro Tag: SAA: 65min Garching: 50min 65

66 Elliptischer Orbit Access-Garching SAA Sonne Übergang Tag-Nacht Ground Track 66

67 Konzept II: Sonnensynchroner Orbit Vorteil: meiste Zeit im Sonnenlicht Power Höhe: 700km Inklination: 98,6 Pro Tag: SAA: 48min Garching: 34min 67

68 Sonnensynchroner Orbit Access-Garching SAA Sonne Ground Track Übergang Tag-Nacht 68

69 Konzept III: Kreisförmiger Orbit Minimal notwendiger Orbit Höhe: 600km Inklination: 50 Pro Tag: SAA: 52min Garching: 42min 69

70 Kreisförmiger Orbit Access-Garching Übergang Tag-Nacht SAA Ground Track 70

71 Verifikation & Überprüfung Simulationen Matlab-Interface 71

72 Zusammenfassung Beste Option: Elliptischer Orbit Sehr viele Möglichkeiten für den Erfolg unserer Mission 72

73 Attitude Determination and Control 73

74 Motivation Die sekundäre Nutzlast erfordert eine zweiachsige Lageregelung Verknüpfung der Messergebnisse mit der Orbitposition CubeSat vor eigen Zerstörung, durch unkontrollierte Rotation bewahren Dauerhafte Lagebestimmung ist nur bei einem aktiven Lageregelung System erforderlich 74

75 Überblick über ADCS-Konzept I Passive Lageregelung über Gravitationsgradientenstabilisierung Reduzierung der Eigendrehung durch ferromagnetische Stoffe Positionsbestimmung über GPS-Modul Sensorik als Rückfallebene, bestehend aus: Sonnensensor Magnetometer Gyroskop 75

76 Gravitationsgradientenstabilisierung Länge: 2m Gegengewicht: 50g (Iridium Antenne) q in [ ] M in [] 5 7, , , ,634 76

77 Röhrenförmiger Ausleger 77

78 Hystereseverhalten bei ferromagnetischen Stoffen Möglich bei: Eisen, Nickel, Cobalt und ihren Legierungen Durch stetiges magnetisieren und entmagnetisieren wird Energie umgewandelt E kin W Wärme Drehbewegung wird verlangsamt 78

79 GPS-Modul Ein GPS-Modul ermöglicht eine genaue Positions-, Geschwindigkeits- und Zeitbestimmung Handelsübliche Module sind meist nicht für Satelliten anwendbar Weitere Nachteile sind: Erhöhter Stromverbrauch Risiko das zu wenig GPS-Satelliten erreicht werden 79

80 Lagesensoren Bestehend aus Sonnensensor, Magnetometer und Gyroskop Ziel ist die Bestimmung der Lage des Satelliten und die Überwachung der Rotation um die freie Achse Durch zusätzliche Navigationsalgorithmen ist die Positionsbestimmung im Raum möglich 80

81 Sonnensensor Der Sonnensensor bestimmt die Lage des Satelliten zur Sonne (Sonnenvektor) Benötigt werden 4-6 Sensoren 81

82 Magnetometer Durch verwenden eines Magnetometers lässt sich die aktuelle Ausrichtung des Erdmagnetfeldes bestimmen Nachteil: Elektrische Geräte, so wie ferromagnetische Stoffe in der Umgebung beinträchtigen das Messergebnis erheblich 82

83 Gyroskop Misst die Winkelgeschwindigkeit um eine Rotationsachse Wird verwendet um die Eigenrotation zu überwachen Durch Integration über die Zeit, lässt sich der gedrehte Winkel berechnen (Bei größeren Zeiträumen steigt die Abweichung) 83

84 Überblick über ADCS-Konzept II Aktive Lageregelung über Magnetspulen Reduzierung der Eigendrehung durch ferromagnetische Stoffe Positionsbestimmung über GPS-Modul Sensorik zur Lagebestimmung: Sonnensensor Magnetometer Gyroskop 84

85 Aktive Lageregelung über Magnetspulen Magnetspulen interagieren mit dem Erdmagnetfeld Benötigt zur Lageregelung: Aktuelle Lage Prozessor Strom Ansteuerung über H-Brücke und PWM Stört Magnetometer und analoge Sensoren 85

86 Konzept, falls die Sekundäre Payload entfällt Passive Lageregelung über Permanentmagnete Reduzierung der Eigendrehung durch ferromagnetische Stoffe Positionsbestimmung über GPS-Modul 86

87 Passive Lageregelung über Permanentmagnete Kostengünstig, platzsparend und ausfallsicher Keine Elektronischen Treiber notwendig Die Permanentmagnete versuchen sich immer in Richtung des Erdmagnetfeldes auszurichten 87

88 Störmomente M grav 3 I GM 2 z I y R3 sin 2θ < Nm (ohne Ausleger) M grav 3 I GM 2 z I y R3 sin 2θ < Nm (mit Ausleger) M mag m B < Nm (ohne Permanentmagnet) M solar 1+r c IA x 2 x 1 < Nm M atmo 1 2 ρ C 0 A v 2 x 2 x 1 < Nm 88

89 Validierung und Verifizierung des ADCS Testen der Hardware auf Funktionalität Algorithmen können mit Hilfe von STK und Matlab überprüft werden Algorithmus Simulation der Sensoren Simulation der Aktoren 89

90 Fragen Orbit Mechanics und Attitude Determination and Control

91 Structure and Mechanisms 91

92 Inhalt Massenbudget Volumenbudget Mögliche Strukturdesigns Solarpanele / Mechanismen 92

93 Massenbudget Mass Budget Size [mm] Mass [g] Margin [%] Design 1 Design 2 Alt 1 Alt 2 1 st Payload (Detector) 80x80x nd Payload (Iridium) 41x45x nd Payload (Thuraya) 82x62x COM Trans UHF 90x96x COM S-Band Trans 90x96x Antenna COTS 98x98x Antenna SM EPS (COTS) 90x95x Solar panels C&DH (first-move) 96x96x Attitude Control Thermal Structure Wires Mass [g] Mass with Margin [g]

94 Volumenbudget Reine Volumenabschätzung (Design 1) S-Band Implementierung schwierig 94

95 Mögliche Strukturdesigns COTS Integral Geringes Risiko Großer Adaptionsaufwand Masse / Stabilität ideal Hoher Produktionsaufwand 95

96 Mögliche Strukturdesigns Differential Semi-Integriert Einfacher Zusammenbau Instabil, höhere Masse First-MOVE Erfahrung Vereint Vorteile aus Integral und Differential 96

97 Solarpanele / Mechanismen Prop-Design Entwicklung eines neuen Aufklappmechanismus Gute Volumennutzung 97

98 Solarpanele / Mechanismen X-Wing-Design Verwendung des First-MOVE Mechanismus Raumverlust für Subsysteme 98

99 Solarpanele / Mechanismen Passive Lageregelung durch Gravitationsgradientenstabilisierung Theoretisch möglich Masse als Nutzlast Herausforderung einen Ausfahrmechanismus zu entwickeln 99

100 Fragen Structure and Mechanisms

101 Electrical Power System 101

102 Planung o Phase A: Konzept und Technologieentwicklung o Phase B: Vorläufiges Design und Fertigstellung der Technik o Phase C: Finale Design und Produktion o Phase D: Integration, Tests und Start o Phase E: Betrieb o Phase F: Ende 102

103 Solarkonfiguration X-Wing Best-Case: 13 Watt Durchschnitt: 11 Watt Worst-Case: 0 Watt Vorteile: Nahezu konstante Stromerzeugung Kritisch: Mechanismen zum Entfalten der Flügel 103

104 Solarkonfiguration Prop Best-Case: Durchschnitt: Worst-Case: 13 Watt 7 Watt 3 Watt Vorteile: Worst-Case > 0 Kritisch: Mechanismen zum Entfalten der Flügel Evtl. Destabilisierung der Lageregelung beim Entfalten 104

105 Batteriespeicherkonfigurationen Single-Battery Vorteile: Einfaches Design, dass nur aus Commercial of the shelf Produkten zusammengestellt werden kann EPS- Board Main- Battery Kritisch: Dual-Battery Vorteile: Anzahl der Ladezyklen klein -> geringe Missionszeiten Hohe Anzahl an Ladezyklen -> lange Missionzeit Eps- Board Batterymanagement Main- Battery Kritisch: Komplexeres System -> höhere Anfälligkeit + Eigenentwickung nötig Buffer- Battery 105

106 Solarzellen-Technologie 3 rd generation triple junction Effektivität: 29,8% 300nm 1800nm Strahlungshart 106

107 System Drivers Kritische Requirements 107

108 Power Budget pro Orbit Teams EPS COM CDH ADCS Antimatter Secondary PL Average power consumption in [Wh] 0,4 0,7 0,8 1,5 1,5 2 Peak power in [W] 0,6 2,3 2,2 2,5 7,5 2 task significance has to run all the time sends telemetry data if possible online as long as sufficiant power is provided power demand uncertain only online when enough energy provided and in the SAA sends telemetry data if possible Table 1 estimated consumption in [Wh] Table 2 estimated average power consumption in [Wh] incl. 20% margin EPS COM CDH LAO Antimatter EPS CDH Antimatter Secondary PL 0,4 0,7 0,8 1,5 1,5 2 estimated peak power in [W] incl. 20% margin 5,88 16,3 COM LAO Secondary PL Average consumption 29 % 6 % 10 % 22 % 22 % 12 % Table 3 other Possibilities EPS COM CDH LAO Antimatter Secondary PL für Raketentechnik Average power und Raumfahrt consumption / VHF: 0.7 Wh S-Band: 1 Wh 108 / 2 / /

109 Energiebedarf über Orbitzeit worst case scenarios: Bei einer Bodenstation (Garching) shadow sunlight Systems Attitude Control CPU basic Battery heating Sunsensor Battery Loading Receiver Transmitter PPL Primary Payload SPL Secondary Payload (Optional- Thuraya) bei mehreren Bodenstationen und shadow sunlight Systems Attitude Control CPU basic Battery heating Sunsensor Battery Loading Receiver Transmitter PPL Primary Payload SPL Secondary Payload (Optional- Iridium) 109

110 Simulationen Elliptscher Orbit Sonnensynchroner Orbit 110

111 Fragen Electrical Power System

112 Thermal 112

113 Nutzen für uns Studenten aus der Mitarbeit im Thermal Team Zusammenarbeit im Team Praktische Erfahrung neben dem Studium Vertiefter Einblick in die Thermalanalyse Methodisches Wissen Miterleben eines Entwicklungsprozesses als Thermalingenieur Kennenlernen des Satellitentechnik-Marktes 113

114 Thermal Design Prozess Phase 0 Konzepte entwickeln Erste Berechnungen Phase A Genauere Analyse Entwicklung eines eigenen Berechnungstools Phase B Sehr detaillierte Analyse Kontrollkonzepte Phase C Implementierung der Kontrollkonzepte Bestimmung der Testprozeduren Phase D Integration Tests Phase E Überwachung 114

115 Ziele des Thermalsubsystems Temperaturlimits aller Komponenten einhalten Wenig Leistung, Masse und Volumen benötigen 115

116 Thermal Design Konzepte: Fully Active 116

117 Thermal Design Konzepte: Control of Critical Components 117

118 Thermal Design Konzepte: Fully Passive 118

119 Charakterisierung der Mission Temperaturgrenzen der Komponenten Battery EPS OBDH COM Sat Com Anti-Proton Detector Min Op Max Surv Min Surv Max Op

120 Simulationsergebnisse Modell: Würfel mit 20cmx10cmx10cm Sonnensynchroner Orbit mit großer Seite zur Sonne Reflektoren an den kleinen Flächen (Zur Erde und in das All) Ergebnisse: Wärmster Fall: Maximale durchschnittliche Leistung über Orbit: Komponenten zwischen +15 C und +20 C Kältester Fall: Minimale Leistung über den Orbit Komponenten zwischen -15 C und +5 C 120

121 Verifikation und Validierung Simulationen Funktionale Tests Thermal Vakuum Tests Operational Tests Thermal Balance Tests 121

122 Zusammenfassung und weitere Arbeit Schon gemacht: Klare Ziele definiert Verschiedene Konzepte durchdacht Erste Simulationen durchgeführt Ergebnisse: Heißer Fall wahrscheinlich schlechtester Fall Erfüllung der Anforderungen möglich Weiteres Vorgehen: Weitere Simulationen Anlegen einer Datenbank über Thermalkomponenten Weiterentwicklung des besten Konzepts (Kontrolle der kritischen Komponenten) 122

123 Fragen Thermal

124 Comand and Data Handling 124

125 Zentrale Recheneinheit CDH Aufgaben Kommunikation für Subsysteme Verarbeiten von Kommandos/autonome Entscheidungen 125

126 Software/Hardware CDH Komponenten Organisatorische Kategorisierung in: 126

127 CDH Entwicklungstreiber Anforderungen der Nutzlast (Datenrate, Kapazität) Mikrocontroller-Peripherie Schaltkreistechnologie Konnektivität 127

128 Rechenleistung CDH Kritische Anforderungen Speicherkapazität Zeitgebung und Systemüberwachung Sichere Verbindung der Komponenten 128

129 CDH Alternative Konzepte FIRST-move Hauptplatine + geringer Stromverbrauch (100mA/1,8V) + erprobtes System - Bescheidene Leistung (512MB Flash, 400MHz) - Preis (600 ) Freescale Semiconductor i.mx35 ARM11TM + großer Speicherplatz (2GB Flash) + strahlengehärtet - hoher Stromverbrauch (900mA/3.3V) - Formfaktor (154x154x30mm³) 129

130 CDH Alternative Konzepte ATSAM945 Mikrokontroller Board NVIDIA Tegra 2 dual-core + günstiger Preis (435 ) + mittlere Anforderungen (Leistungsaufnahme, Formfaktor) - wenig Speicherkapazität (512kB Flash) - niedrige Taktrate (180MHz) + sehr leistungsfähig (2GHz, 1GB Flash) + billig (109 ) - hoher Stromverbrauch (-900mA/3,3V) - nicht weltraumgeprüft 130

131 Zusammenfassung CDH-Anforderungen sind erfüllbar Ausnutzung erprobter Technologie von First-MOVE erleichtert Entwicklung Enge Zusammenarbeit vor allem mit dem Nutzlast-Team nötig 131

132 Fragen Command and Data Handling

133 Communications 133

134 Entscheidende Faktoren Datenrate Transmitter (Bandbreite) Signalstärke Verfügbare Übertragungszeit Bodenstationen Signalstärke

135 Entwürfe Konzept 1: UHF-Downlink und VHF-Uplink Konzept 2: UHF-Uplink und Downlink Konzept 3: S-Band Downlink und VHF-Uplink Konzept 4: S-Band Downlink und UHF-Uplink Konzept 5: S-Band Downlink, zusätzlich UHF-Downlink und UHF/VHF-Uplink

136 Konzept 1 Hardware: Transceiver (UHF/VHF) UHF- und VHF-Antenne (Dipol, Turnstile, Kreuzdipol) Downlink Datenrate: ~9600 bit/s Vorteile: Geringes Gewicht /Volumen Nachteile: Geringe Übertragungsrate UHF/VHF-Transceiver

137 Konzept 2 Hardware: Transceiver (UHF/UHF) UHF-Antenne (Dipol, Turnstile, Kreuzdipol) Downlink Datenrate: ~9600 bit/s Vorteile: Geringes Gewicht /Volumen Größere Uplink Datenrate Nachteile: Geringe Übertragungsrate UHF/UHF-Transceiver

138 Konzept 3 Hardware: S-Band Transmitter und VHF Receiver VHF-Antenne (Dipol, Turnstile, Kreuzdipol) S-Band Patch Antenne Downlink Datenrate: ~100 kbit/s Vorteile: Hohe Downlinkrate Nachteile: Gewicht Benötigt Lageregelung S-Band Transmitter

139 Konzept 4 Hardware: S-Band Transmitter und UHF Receiver UHF-Antenne (Dipol, Turnstile, Kreuzdipol) S-Band Patch Antenne Downlink Datenrate: ~100 kbit/s Vorteile: Datenrate (Uplink und Downlink) Nachteile: Gewicht Lageregelung S-Band Patchantenne

140 Konzept 5 Hardware: Transceiver (UHF-Downlink UHF(VHF)-Uplink) S-Band Transmitter UHF-Antenne (Dipol, Turnstile, Kreuzdipol) S-Band Antenne Downlink Datenrate: ~100k bit/s Vorteile: Datenrate (Uplink und Downlink) Redundanz bei Downlink Nachteile: Gewicht /Volumen

141 Bodenstationsnetzwerke Möglichkeit: Nutzung eines Bodenstationsnetzwerks Beispiel: Genso Vorteile: Längere verfügbare Übertragungszeit Redundanz Nachteile: Höherer Stromverbrauch Freigabe der eigenen Bodenstation

142 Prüf- und Validierungsmethoden Bodenstation Datenpakete an ISS Weltraumbedingungen Shaker, Vakuum-, Strahlungskammer etc. Kommunikation Dämpferkabel Interferenz Elektromagnetischer Interferenztest Software

143 Daten Budget

144 Zusammenfassung Konzept abhängig von tatsächlicher Datenmenge COTS-Teile erhältlich Resultat: Machbar

145 Fragen Communications

146 Assembly, Integration and Test 146

147 Aufgaben des AIT Teams Überwachung der Schnittstellen Überwachung der Subsystemtests Erstellung von Testanleitungen und Spezifikationen Erstellung von Integrationsprozeduren und Integration Qualifikations- und Akzeptanztests Inbetriebnahme (LEOP, Launch and Early Orbit Phase) 147

148 Integration Entwicklung von diversen Integrationsprozeduren für Subsystemtests Mock Ups, FlatSat Entwicklung von Hardware für die jeweiligen Integrations-Setups 148

149 Integration Überprüfung der Funktionalität der einzelnen Subsysteme Überprüfung der Schnittstellen Erste Überprüfung der Software Test Readiness Review 149

150 Spezifikationen Erstellung von Spezifikationsdokumenten für alle Subsysteme in Zusammenarbeit mit den jeweiligen Teams Spezifikationen des Gesamtsystems Sicherstellung der Erfüllung der Anforderungen Konfigurationsdatenbank GSE Spezifikationen 150

151 Qualifikations- und Akzeptanztests Strukturtests Emissionstests Thermal- und Vakuumtests Strahlungstests Systemtests Testberichte Flight Readiness Review 151

152 Launch and Early Orbit Phase (LEOP) Erfolgskriterien für LEOP entwickeln Erstellung der Sequence of Events (SOE) für LEOP Funktionstests (Commissioning Phase) Übergang zum Nominalbetrieb 152

153 AIT Dokumente Anleitungen Regelwerke Kontrolldokumente Used Materials Liste 153

154 Fragen Assembly, Integration and Test

155 Martin Dzuira Abschließende Worte 155

156 Vielen Dank für Ihr Kommen!

157 Backup SE 157

158 Lessons Learned SE Fehlender Einsatz von SE führte bei First-MOVE zu: Problemen bei der Montage Unzureichender Requirements-Definition Fehlenden Deadlines Fehlentscheidungen bei Make-or-Buy Mangelnder Dokumentation 158

159 Backup PL 159

160 28 antiprotons identified in the kinetic energy range MeV antiproton flux exceeds sub-cutoff and galactic CR antiproton flux by four and three orders of magnitude 160

161 Cubesat Orbits + Frequenzverschiebung Frequenzverschiebung durch Relativgeschwindigkeit CubeSat/IRIDIUM Satellit (Doppler Effekt) ,5 2 1,5 1 0,5 0-0,5-1 -1,5-2 -2, Frequenzverschiebung IRIDIUM Cubesat Orbit: - 100km bis 700 km (Charakteristik nahezu unabhängig von Orbithöhe) -Inklination 0 bis 360 VIRIDIUM VCubeSat IRIDIUM Orbit: - 780x780, 86,4 Inklination normierte Frequenzverschiebung normierte Bandbreite 161

162 Critical issues mission and payload would have to be built as a joint venture project due to missing manpower at E18 transfer of knowledge: radiation protection, redundancy time: concept review for detection system will most likely not be possible in May BUT: possibility of funding from Universe cluster (post-graduate student?), joint venture with MPE? 162

163 163

164 Komponenten IRIDIUM 9602 SBD Transreceiver Masse: 30g Abmessungen: 41x45x13mm Leistung: 1W Antenne Abmessungen: 42x42x7mm Frequenzband: ,5MHz (L-Band) Gain: 3dBic 164

165 System 165

166 Backup Slides Orbitmechanik

167 Orbit Charakteristiken Eccentricity e Altitude Semimajor Axis a [km] Inclination i [ ] RAAN Ω [ ] Argument of Periapsis ω [ ] Elliptical 0, Sun Synchronous Circular Period [min] Lifetime [years] How often [times/day] SAA Garching 10 Sunlight Umbra How long How often How long Max Min Max [min/access] [times/day] [min/access] [day] [min] [min] Min [min] Elliptical 98,7 20,8 6,74 9,62 5,4 8,9 9 1,5 35,4 1,48 Sun Synchronous 98,7 25 6,35 7,56 4,5 7,5 161,4 17,6 16 0,8 Circular 96,6 4,9 6,36 8,17 5,3 7,9 6,85 2,8 35,2 1,52 167

168 SAA Definition: Half of Peak (Bild) Tenth of Peak (Berechnung) 3 Sigma Anzahl Lichttage im Sonnensynchronen Orbit: mit Licht bei 64 Inklination und Ω = 0 In unserem Beispiel: i=98,6 Ω 0 168

169 Atmosphärenmodell 169

170 Backup ADCS 170

171 Sensoren Name Genauigkeit Vorteile Nachteile Sonnensensor Magnetometer bewährt Einfach zu nutzen günstig Gute Ergänzung zum Sonnensensor bewährt ungenau anfällig Gyroskop günstig ungenau Star-Tracker Erdsensor <30 arcsec. Sehr genau Gibt direkt den Erdvektor teuer aufwendig schwer groß aufwendig 171

172 Aktoren Name Genauigkeit Vorteile Nachteile Permanentmagnet günstig ausfallsicher Kein Stromverbrauch ungenau Gravity Gradienten Feldlinien Keine kaufbare Lösung Gravity Gradient Magnetspulen Reaktionsräder Keine Kalkulationen nötig günstig bewährt Sehr genau Jede Achse ist direkt ansteuerbar Groß & schwer komplex Funktionalität abhängig vom Ort Onboard computer benötigt teuer Groß & schwer 172

173 GPS-Modul Hersteller: Position: SGR-05U Surrey 10 m 20 m Zeit: 0,5 µs 1,0 µs Startzeit: Masse: Dimension: Stromverbrauch: Warm 50 s 90 s 40g Kalt 550 s s 70 x 45 x 10 mm 0,8 W bei 5V Temperatur: -20 C C 173

174 Röhrenförmiger Ausleger Material Antrieb Dimensionierung der Röhre Dimensionierung des Aufbau: Eigenschaften Beryllium-Kupfer Legierung Elektromotor, oder Federantrieb Wandstärke: 200 µm Durchmesser: 5 mm Länge: 2 m Masse: 10 g Überlappung: 5 mm Speichertrommel: d = 25 mm Höhe-Breite-Tiefe: ( ) mm Gesamtmasse: 60 g 174

175 H-Brücke und PWM 175

176 176

177 177

178 178

179 179

180 Command and Data Handling Process Storage (KB) Throughput (KIPS) Housekeeping <700 per orbit <10 Command Processing <2000 <170 - Attitude Det.&Control - Power/Thermal Management Payload Unknown Unknown 180

181 Backup Thermal 181

182 Vorteile Übersicht über die einzelnen Konzepte Rein aktive Kontrolle Geringer Umwelteinfluss Hoher Energieverbrauch Höchste Thermalkontrolle Detailierte Auslegung nötig Viele Daten für Korrelation Am komplexesten Größter Lerneffekt Größtes Risiko Höchste Kosten Hohe Testanforderungen Aktive Kontrolle von kritischen Elementen, sonst passive Kontrolle Thermalkontrolle über wichtigste Komponenten Passive Elemente als Redundanz Mittelkomplexes System Mittlere Kosten Mittleres Risiko Geringste Kosten Geringstes Riskio Keine aktiven Komponenten Einfachstes Design Nachteile Balanceakt zwischen aktive und passiven Komponenten Ausfallwahrscheinlichkeit der aktiven Komponenten Detailierte Thermaanalyse nötig Rein passive Kontrolle Geringste Kontrolle Geringster Lerneffekt Höhere Anforderungen des Thermalsubsystems an ander Subsysteme Design muss am Genauesten sein 182

183 Randbedingungen Subsystem Component Heat generation [W] Operating full speed Nonoperating/low speed Time at full speed/ in operation EPS Board % 2.5 Total power averaged over one Orbit OBDH Sensors/ Computer % PL Anti-proton detector % 0.75 Sat-Com < % 0.5 COM UHF/VHF 3/ %

184 Anforderungen an das Thermalsubsystem Tier 1 requirements THM-1-01 Every component shall be kept within its acceptable operating temperature range while operational THM-1-02 Every thermally important component shall be surveyed by sensors THM-1-03 THM-1-04 THM-1-05 Every component shall stay inside its survival temperature range while not operating The thermal subsystem shall be designed to operate with all possible mission modes and all potential orbits The thermal control subsystem shall remain operational for the duration of the expected mission lifetime Tier 2 requirements THM-2-01 Any heaters shall be controlled via mostly autonomous algorithms. THM-2-02 THM-2-03 THM-2-04 THM-2-05 The thermal sensors shall be readable by the CDH subsystem The thermal actuators shall be controllable by the CDH subsystem Any paints/coatings/materials used shall be identified as low out-gassing and suitable for use in a space environment No PCBs shall at any time be subject to direct sunlight and/or have an unshielded view of space 184

185 Charakterisierung der Mission Temperaturgrenzen der Komponenten Battery EPS OBDH COM Sat Com Anti-Proton Detector Min Op Max Surv Min Surv Max Op

186 Charakterisierung der Mission First-MOVE Component Thermal Limits Battery EPS OBDH COM Experiment Board Camera Min Op Max Surv Min Surv Max Op

187 Backup Communications 187

188 Backup 1: Requirements WARR Satellite Technology, MOVE 2 WARP Mission Concept Review

189 Backup 2: COTS-Komponents WARR Satellite Technology, MOVE 2 WARP Mission Concept Review

190 Backup 3: Daten Budget - Maximal WARR Satellite Technology, MOVE 2 WARP Mission Concept Review

191 Link Budget Leistung: S-Band: 24,5 db UHF: 5,8 db VHF: 12,8 db WARR Satellite Technology, MOVE 2 WARP Mission Concept Review

192 Lessons Learned AIT Planung der Tests, Montageplan Montagemöglichkeiten für Sensoren Anschlüsse für Testelektronik Frühzeitige Entwicklung von Testhardware 192