Überblick Satellit TET-1 Kleinsatellit TET-1

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1 Seite 1 von 22 Kleinsatellit TET-1

2 Seite 2 von 22 Inhaltsverzeichnis 1. TET-1 als Kernkomponente des OOV-Programms TET-Projektpartner TET-Satellitenbus Das TET-Satellitenbus Konzept Flexibilität und höchste Zuverlässigkeit TET-Modelle Technische Basisdaten des TET-Satellitenbusses Die TET-Satellitenbus-Subsysteme Struktur und Mechanismen Energieversorgung Thermalkontrolle Lageregelung Bordrechner Telemetrie/Telekommando Ground Support Equipment und Teststände Finanzierung... 22

3 Seite 3 von 22 Abbildungsverzeichnis Abb. 1: Der TET-Satellitenbus... 4 Abb. 2: Die TET-Projektpartner... 5 Abb. 3: Envelope des TET-Satellitenbus... 6 Abb. 4: TET-Satellitenbus-Segmente... 7 Abb. 5: Das TET-Satellitenkonzept... 7 Abb. 6: TET STM auf dem Shaker... 8 Abb. 7: TET-EM, inkl. NVS (Nutzlastversorgungssystem) und Nutzlasten... 8 Abb. 8: TET-PFM während Solargeneratorintegration... 9 Abb. 9: Thermal-Vakuum-Test der High Frequency-Baugruppen... 9 Abb. 10: Subsysteme des TET-Satellitenbusses Abb. 11: Envelope des Satelliten Abb. 12: Struktur des Elektroniksegmentes Abb. 13: Separationsmechanismus Abb. 14: Solargenerator Vorderseite und Rückseite Abb. 15: NiH2-Zellen und PCDU Abb. 16: Wärmerohr (oben Nutzlastplattform, unten Radiator) Abb. 17: MLI des Satellitenbusses Abb. 18: Radiator (mit Halteblech Low-Gain-Antenne) Abb. 19: Komponenten des Lageregelungssystems Abb. 20: Produkte der Astro- und Feinwerktechnik: RW90 (links), IMU (Mitte) und GPS- System (ohne zugehörige Antennen) Abb. 21: Vier Bordrechner (mittlerer Slot) Abb. 22: HF-System des Satelliten Abb. 23: TET Struktur-Thermal-Modell auf dem Integrationswagen Abb. 24: TET-Prototype-Flight-Modell EGSE in Startplatzkonfiguration Abb. 25: Darstellung EGSE-TET-Satellitenbus Abb. 26: TET-Engeniering Modell des Lageregelungssystems auf dem AOCS-Teststand Abb. 27: AOCS-Teststand... 21

4 Seite 4 von TET-1 als Kernkomponente des OOV-Programms Da Raumfahrtmissionen grundsätzlich mit hohen Kosten- und Zeitbedarf zu kämpfen haben, wird bei solchen Projekten auf eine hohe Zuverlässigkeit der verwendeten Komponenten geachtet. Dies bedeutet, neben den hohen Anforderungen an Materialien, Verfahren und Dokumentation (in Europa durch den ECSS Standard geregelt), dass vorzugsweise Baugruppen und Geräte verwendet werden, die bereits erfolgreich im Weltall geflogen sind (TRL 9). Um der deutschen Industrie die Möglichkeit zu geben, neue Produkte auf den Markt zu bringen, wurde durch das Deutsche Zentrum für Luft- und Raumfahrt (DLR) das On Orbit Verifikation (OOV)-Programm geschaffen, im Rahmen dessen noch unerprobte Geräte im All verifiziert werden können. Der TET-Satellit (TechnologieErprobungsTräger) ist hierbei als LEO-Plattform (Low Earth Orbit) das Kernelement des OOV-Programms. Außerdem sind Mitflüge in verschiedene andere Orbits mit anderen Mitfluggelegenheiten möglich. Die im Rahmen der TET-1 Mission zu verifizierenden 11 Nutzlasten, wurden durch das DLR im Rahmen einer Akkommodationsuntersuchung ausgesucht. Nach aktueller Planung soll der TET-1 Satellit Ende 2010 mit der russischen Soyus-Fregat Rakete gestartet werden. Abb. 1: Der TET-Satellitenbus

5 Seite 5 von TET-Projektpartner Der Hauptauftragnehmer für den TET Satelliten (TechnologieErprobungsTräger) und verantwortlich für die Mission, die Gesamtnutzlast (Nutzlasten und Nutzlastversorgungssystem) und das Startsegment (zusammen mit NPO Lavochkin) ist die Kayser-Threde GmbH. Das DLR-GSOC stellt das Bodensegment und ist damit für die Sicherstellung des eigentlichen Betriebes des Satelliten während der LEOP-Phase (Launch and Early Orbit Phase) und der späteren Missionsphase verantwortlich. Die Astro- und Feinwerktechnik Adlershof GmbH ist innerhalb des Programms für den TET- Satellitenbus verantwortlich. Dieser basiert auf der Technologie des BIRD-Satelliten (Bi-Spectral Infra-Red Detection), der vom DLR entwickelt und 2001 gestartet wurde. Damit erfüllt der TET- Satellitenbus die Anforderung eines im Orbit verifizierten und erprobten Satellitenbusses zur Durchführung von Verifikationsmissionen. Im Unterauftrag der Astro- und Feinwerktechnik Adlershof GmbH sind zahlreiche deutsche Firmen und Forschungsinstitute, z.b. Fraunhofer FIRST oder das DLR-Optische Systeme, mit Baugruppen am Satellitenbus beteiligt. Abb. 2: Die TET-Projektpartner

6 Seite 6 von TET-Satellitenbus Die dem Satelliten zu Grunde liegenden Konzepte und Ideen, sowie seine technischen Merkmale sind in den folgenden Unterseiten zu finden. Herausgestellt sei hier die im Vergleich zu Mitbewerbern sehr hohe Zuverlässigkeit und Flexibilität in Hinblick auf verschiedene Nutzlastakkommodationen. 3.1 Das TET-Satellitenbus Konzept Der TET-Satellit ist eine typische Piggyback-Nutzlast, mit einer Envelope von 670 mm x 580 mm x 880 mm und hat ein Gesamtgewicht von 120 kg. Dabei entfallen ein Volumen von 460 mm x 460 mm x 428 mm sowie ein Gewicht von 50 kg auf die Nutzlast. Abb. 3: Envelope des TET-Satellitenbus Der Satellitenbus ist in das Dienstsegment, das Elektroniksegment und das Nutzlastsegment unterteilt. Im Satellitenbus befinden sich die Komponenten aller Subsysteme (Power, Thermal, Bordrechner, TM/TC, AOCS). Diese Komponenten sind komplett unabhängig von den Nutzlastbestandteilen, die zu einem späteren Zeitpunkt mit einer eigenen Sekundärstruktur direkt auf die Nutzlastplattform integriert werden können.

7 Seite 7 von 22 Abb. 4: TET-Satellitenbus-Segmente 3.2 Flexibilität und höchste Zuverlässigkeit Der TET-Satellitenbus ist als Multimissionsbus ausgelegt. Das heißt, er ist in der Lage eine Vielzahl von unterschiedlichen Missionen im LEO (Low Earth Orbit) zu erfüllen, z.b. auch hochgenaue Erdbeobachtung oder wissenschaftliche Missionen. Diese Multimissionsfähigkeit wird durch die Unterteilung in den eigentlichen Satellitenbus und ein adaptives Nutzlastversorgungssystem (NVS) ermöglicht. Dabei passt sich lediglich das Nutzlastversorgungssystem an die jeweilige Nutzlast mit den geforderten elektrischen und datentechnischen Schnittstellen (Spacewire, RS422/485, CAN-Bus) an. Abb. 5: Das TET-Satellitenkonzept

8 Seite 8 von 22 Das herausragenste Merkmal des TET-Satellitenbusses im Vergleich zu herkömmlichen Mikro- Satellitenbussen ist seine hohe Zuverlässigkeit von 0,95 über eine Missionszeit 14 Monate (zum Vergleich MYRIADE 0,85 über 12 Monate, SPT-SIV-Spacecraft 0,9 für 7 Monate). Diese hohe Zuverlässigkeit wird durch den Einsatz von multiplen Redundanzen und HighRel-EEE- Bauelementen erreicht, sowie eine komplette Fertigung, Integration und Verifikation (AIV) nach dem aktuellen ECSS Standard. Bei neuen Missionen können die EEE-Bauteilauswahl und die AIV Prozesse den Wünschen des Kunden angepasst werden. Dies hat einen starken Einfluss auf die Zeit- und Kostenplanung, kann jedoch zu einer Reduktion der rechnerischen Zuverlässigkeit führen. 3.3 TET-Modelle Im Rahmen der Phase C/D wurden bei der Astro- und Feinwerktechnik Adlershof GmbH ein Struktur- und Thermalmodell (STM) des Satellitenbusses, ein Engineering Modell (EM) des Satellitenbusses, ein Engineering Modell (EM) des Lageregelungssystems (integriert auf dem AOCS-Teststand) und das Protoflugmodell (PFM) des Satellitenbusses gefertigt und getestet. Abb. 6: TET STM auf dem Shaker Abb. 7: TET-EM, inkl. NVS (Nutzlastversorgungssystem) und Nutzlasten

9 Seite 9 von 22 Abb. 8: TET-PFM während Solargeneratorintegration Dabei wurde durch die zur Astro- und Feinwerktechnik Adlershof GmbH gehörende Umwelttestabteilung auch die Qualifizierung der Baugruppen, die durch das Unternehmen entwickelt wurden (z.b. PCU, Laserkreisel, Sensorkarten) und auch die aller anderen Hersteller, gemäß ECSS durchgeführt, soweit dies nicht durch dem Baugruppenlieferanten bereits erfolgte. Abb. 9: Thermal-Vakuum-Test der High Frequency-Baugruppen

10 Seite 10 von Technische Basisdaten des TET-Satellitenbusses Parameter Orbittyp Mittlere Orbithöhe Orbitinklination Lageregelung/Bahnkontrolle Ausrichtgenauigkeit Pointing Knowledge Jitter Mögliche Ausrichtungen der Nutzlasten Positionsbestimmung Nutzlastleistung Spitzenleistung Kenndaten TET-Satellitenbus LEO km 53 bis sonnensynchron Drei-Achsen stabilisiert 2 arcmin (5 arcmin gefordert bei TET-1) 10 arcsec 12 arcsec/sec (2 arcmin/sec gefordert bei TET-1) Sonne, Erde, Nadir, Zenit, Flugrichtung, Deep Space 10 m Genauigkeit via GPS 20 W Dauerleistung (optional 80 W bei geänderter Radiatorauslegung) 160 W für 20 min (innerhalb Tagesphase, 5 Mal pro Tag) Nominale Batteriespannung 20 V (min: 18 V, max: 24 V) Maximaler Strom 8 A Nutzlast-Datenrate 2,2 Mbps (bei Verwendung von S-Band) Envelope TET-Satellit (LxBxH) 670 mm x 580 mm x 880 mm Nutzlastvolumen (LxBxH) 460 mm x 460 mm x 428 mm TET-Brutto-Nutzlastmasse 50 kg TET-Gesamtmasse 120 kg

11 Seite 11 von Die TET-Satellitenbus-Subsysteme Der Satellitenbus besteht aus folgenden Subsystemen: Abb. 10: Subsysteme des TET-Satellitenbusses Struktur und Mechanismen Die tragenden Elemente des Satelliten, sowie die mechanischen und thermischen Interface für die Baugruppen, werden durch die Struktur bereitgestellt. Diese besteht im Wesentlichen aus hochfestem Aluminium und Kohlefaser-Verbundwerkstoffen.

12 Seite 12 von 22 Abb. 11: Envelope des Satelliten Abb. 12: Struktur des Elektroniksegmentes Der Satellit beinhaltet auch verschiedene Mechanismen, z.b. die ausfaltbaren Solarpaneele und den Separationsmechanismus, welcher die Abtrennung des Satelliten von der Trägerrakete gewährleistet. Abb. 13: Separationsmechanismus Bei Bedarf kann der Satellit mit einer Nutzlastplattform ausgestattet werden, die als optische Bank dient, d.h. keine geometrischen Veränderungen durch Temperaturänderungen aufweist. Dies ist besonders dann wichtig, wenn verschiedene Sensoren denselben Punkt auf der Erde oder im All beobachten sollen.

13 Seite 13 von Energieversorgung Die Energieversorgung des Satelliten wird durch den Solargenerator gespeist, welcher mit 246 tripple-junction Galliumarsenid-Solarzellen bestückt ist. Dieser Solargenerator liefert 240 W. Abb. 14: Solargenerator Vorderseite und Rückseite Um einen optimalen Wirkungsgrad der Solarzellen sicherzustellen, ist die Rückseite der entfalteten Seitenpaneele als Radiatorfläche ausgelegt. Dadurch bleiben die Zellen kühl und liefern mehr Energie. Diese Energie wird über die Power Control and Distribution Unit (PCDU) den Verbrauchern zugeleitet. Überflüssige Energie wird den Nickel-Wasserstoff-Akkumulatoren zugeleitet, welche im Erdschatten die Energieversorgung sicherstellen. Abb. 15: NiH2-Zellen und PCDU

14 Seite 14 von 22 In dem sonnensynchronen Orbit des TET-Satelliten wechseln sich Sonnenphase (ca. 60 min) und Schattenphase (ca. 30 min) jeweils einmal pro Orbit ab Thermalkontrolle Um die Temperatur des Satelliten und all seiner Baugruppen innerhalb der Betriebstemperaturen zu halten, wurde ein semi-aktives Thermalkontrollsystem entwickelt. Es besteht im Wesentlichen aus der Multi-Layer-Insulation (MLI), den Wärmerohren, dem Radiator, Temperatursensoren und Heizern. Abb. 17: MLI des Satellitenbusses Abb. 16: Wärmerohr (oben Nutzlastplattform, unten Radiator) Die Multi-Layer-Insulation (MLI) entkoppelt den Satelliten thermisch von der Außenwelt, so dass der einzige Austausch über den Radiator erfolgen kann. Dieser ist mit einer weißen Spezialfarbe beschichtet, die über lange Zeit stabil ist und ein gutes Absorptions- zu Emissionsverhältnis aufweist. Der Radiator ist auf der Unterseite des Satelliten angebracht, die in der Regel weder zur Sonne, noch zur Erde zeigt.

15 Seite 15 von 22 Abb. 18: Radiator (mit Halteblech Low-Gain-Antenne) Die Wärmerohre leiten die Abwärme der Nutzlast direkt zum Radiator, so dass die Satellitenbuskomponenten davon nicht beeinträchtigt werden können. Falls der Satellit zu sehr auskühlt, kann über Heizer zusätzliche Wärmeenergie erzeugt werden Lageregelung Der TET-1 Satellitenbus ist ein drei Achsen geregelter Bus. Die Regelung erfolgt als Regelung im Zustandsraum um eine erhöhte Flexibilität und Genauigkeit zu erreichen.

16 Seite 16 von 22 Abb. 19: Komponenten des Lageregelungssystems Dabei umfasst das System vier Reaktionsräder (Reaction Wheels RW90) und ein redundantes Magnetspulensystem als Aktuatoren. Als Sensoren dienen ein redundantes GPS System, ein Sternensensorsystem, zwei Magnetfeldsensoren, ein redundantes Sonnensensorsystem und zwei Laserkreisel (Inertial Measurement Unit - IMU). Abb. 20: Produkte der Astro- und Feinwerktechnik: RW90 (links), IMU (Mitte) und GPS-System (ohne zugehörige Antennen)

17 Seite 17 von Bordrechner Als Bordrechnersystem dient ein System aus vier identischen Bordrechnern. Dabei arbeiten zwei Stück als Worker-Monitor Pärchen. Zwei weitere stehen kalt redundant zur Verfügung. Die Bordrechner sind über Backplanes und dem Kabelbaum des Satelliten mit allen Komponenten Verbunden, wobei zwei redundante Datenbusse zur Verfügung stehen. Abb. 21: Vier Bordrechner (mittlerer Slot) Als Betriebssystem wird BOSS (Bird Operating System Simple) verwendet, auf dem als Applikationen alle anderen Softwarefunktionen, z.b. Lageregelungskreis, laufen Telemetrie/Telekommando Die Kommunikation zwischen Satellit und Bodenstation wird durch ein S-Band Kommunikationssystem sichergestellt. Dabei arbeiten zwei Empfänger in heißer Redundanz und sind grundsätzlich nicht abschaltbar. Die beiden kalt redundanten Sender werden bei Bedarf zugeschaltet.

18 Seite 18 von 22 Abb. 22: HF-System des Satelliten Über die redundanten Transferschalter kann das System die Telemetrie entweder über die omnidirektionalen Low-Gain-Antennen abstrahlen, oder über die gerichtete High-Gain-Antenne. Das ganze System ist nach dem internationalen CCSDS Standard (Consultative Committee for Space Data Systems) ausgerichtet und erlaubt in der aktuellen Konfiguration Uplink-Raten von 4 kbit/s und Downlink-Raten von 2,2 MBit/s. (Bei höherem Downlink-Bedarf kann optional ein X- Band System verwendet werden.) Damit ist das System mit dem größten Teil der international verfügbaren kommerziellen Satellitenbodenstationen kompatibel. Dies ist ins besondere in der LEOP-Phase (Launch and Early Operation Phase) von großem Vorteil, da deutlich längere und häufigere Kontaktzeiten möglich sind.

19 Seite 19 von Ground Support Equipment und Teststände Im Rahmen des TET-1 Projektes und der durch die Astro- und Feinwerktechnik Adlershof GmbH bereits gesammelten Erfahrungen in anderen Raumfahrtprojekten wurden zahlreiche EGSE (Electrical Ground Support Equipment) und MGSE (Mechanical Ground Support Equipment) für den Satelliten und ein neuer AOCS-Teststand entwickelt. Dabei umfasste die durch die Astro- und Feinwerktechnik Adlershof GmbH hergestellte TET- MGSE unter anderem: Satelliten-Transportcontainer Solargenerator-Transportcontainer Integrationswagen und Absetzhocker Lastgeschirre und Testadapter Kühlsysteme für den Betrieb am Boden Abb. 23: TET Struktur-Thermal-Modell auf dem Integrationswagen Die TET-EGSE umfasst sowohl EGSE für den Betrieb des kompletten Satelliten während der Integration und Verifikation, als auch EGSE zum Betrieb und Testung einzelner Baugruppen und Subsysteme. Das System basiert dabei auf dem SCOS2000 und SATMON, welches auch vom DLR GSOC für den späteren Satellitenbetrieb verwendet wird. Dabei werden Kommandos und Messdaten der gesamten Integrations- und Testphase in einer Datenbank gespeichert, die jederzeit von den Projektpartnern eingesehen werden kann.

20 Seite 20 von 22 Abb. 24: TET-Prototype-Flight-Modell EGSE in Startplatzkonfiguration Abb. 25: Darstellung EGSE-TET-Satellitenbus

21 Seite 21 von 22 Im Rahmen der Vorbereitung der Verifikation des Satelliten wurde ein neuer AOCS-Teststand zur Verifikation des Lageregelungssystems geschaffen, auf dem das EM-ACS (Engineering Modell des Lageregelungssystems) des Satellitenbusses integriert ist. Abb. 26: TET-Engeniering Modell des Lageregelungssystems auf dem AOCS- Teststand Abb. 27: AOCS-Teststand

22 Seite 22 von Finanzierung Das Projekt TET-1 Satellitenbus, d.h. die Entwicklung, Herstellung und Verifikation des Satellitenbusses, wurde im Auftrag der Raumfahrt-Agentur des Deutschen Zentrums für Luft- und Raumfahrt e.v. mit Mitteln des Bundesministeriums für Wirtschaft und Technologie unter dem Kennzeichen 50RV0801 durchgeführt.