Präzession oberstes Maß! -> leistung vaariert mit Temp

--> Dunkelstrom wichtiges Thema -> Belichtungszeit begrenzt

(Dunkelstrom =elektrischer Strom der z.b. durch Temperatur im Sensor erzeugt wird ohne das Licht da ist, verschlechtert Signal to noise ratio)

Dagegen machen: Temperatur senken durch Radiatoren

[Alte Antwort

-> Optical Solar Reflectors und Second Surface Mirrors dagegen (dumme Antwort weil: optical solar reflectors sind eine Art von Seconds surface mirrors und werden als Radiatoren benutzt

BRUDI SAG DOCH EINFACH RADIATOREN DU DUMMER HURENSOHN)]

SSO:

immer zu gleichen lokalen Sonnenzeit "Da die Uhrzeit auf einem Längengrad gleich ist, überquert der Satellit zur gleichen Sonnenzeit die senkrecht unter ihm befindlichen Gebiete" -> Erdbeobachtung!

Höhe und Inklination: 600 - 800 km, aufsteigende Knoten benötigt eine Präzessionrate von 0,9856º/Tag, 98° Inklination

Local Time of Ascending NodeLocal Time of Descending Node (ist um 12 Stunden zum LTAN versetzt) -> Zeitpunkt an dem der Satellit den Äquator überfliegt

Angabe in Winkel oder Uhrzeit! -> legt Ortszeit des Überflugs fest!

Beste LTDN:

TBD?

polarer SSO

KI:

Generierung: Sonnenenergie (Solar Panels)

Speicherung: Batterie (Akkumulator)

Verteilung: Anpassung und Speicherung via Power Control and Distribution Unit (PCDU) sowie Kabelbaum (Energieversorgungsteil)

Wandlung: AC-DC usw.

TBD (Aufgaben elektrischer Systeme)

• Radiatoren

• Fins/Lamellen

• Active cooling (TEC)

• evtl auch durch:- heat pipes- fluid loop

• wärmequellen durch satelliten Komponenten (Elektronik etc.) —> Betrieb anpassen

Power Control & Distribution Unit

Energieregulierung, Steuerung und Verteilung, zusätzlich schützt sie den Energiebus.

• Power Control beinhaltet:

  • Array Power Regulation (MPPT, S3R)

  • Battery management (BCR, BDR, Battery Monitoring)

  • Main Bus filtering

• Power distribution beinhaltet:

  • Versorgung wird meist redundant ausgeführt

  • Power outlet protection and switching -> LCL/FCL

  • heater power distribution

Beschränkungen: TBD ( gefällt Fabi nicht )

die Frage ist ja auch kompletter müll, komplett überarbeiten!

-Volumen (Launch, Masse, Stromverbrauch > SolarPanel-Größe)

-Orbit (da man in der regel mitfliegt -> piggy-bag)

weitere:

• budget meist sehr klein - eingekaufte komponenten, wenig selbst entwicklung?

Missionen:

Erdfernerkundung

KommunikationNavigationMilitärisch

Astronomie

Space Utilization (Science Experiments, etc)

Hohe Spannung = effizienter in der Umwandlung höherer Absorptionsbereich

(nochmal überarbeiten, das ist ja nun halbgarer Quatsch) TBD

^AI slop

Das ist doch murks? da fehlen doch einige System???

TBD

• Attitude and Orbit Control System (AOCS) Lage und Bahnsteuerung des Satelliten

• Command and Data Handling (C&DH) Überwachung und Steuerung des Satelliten, Datenverarbeitung, Reagieren auf Fehler• Power Supply System Energiegenerierung, anpassung, verteilung und speicherung sowie Überwachung und Sicherung der Satellitenkomponenten

• Thermal Control System Temperaturregulierung des Satelliten (zulässige Temperaturen der Komponenten, Temperaturhomogenität, gradienten)

• Telemetry, Tracking and Commanding (TT&C) Übertragung von Telemetrie und Nutzlastdaten zur Bodenstation sowie Empfang von Telekommandos

• Structure and Mechanisms Unterbringung der Komponenten (ggf. präzise Ausrichtung), Ableitung der Startlasten zur Rakete, Schnittstelle zur Rakete, Separation oder Bewegung von Komponenten

• --------- (was soll das denn hier?)

• Payload wissenschaftliche, kommerzielle oder militärische Zielsetzung -> Definition der Mission

Satellitenbus :

Grundgerüst mit Antrieb, Stromversorgung, AOCS welches den betrieb eines satelliten ermöglicht, aber ohne Nutzlast

also basically alles außer die nutzlast

(Quelle: Wikipedia, idk)

- Bsp an Ariane 5 -

Statische Lasten: 4.2 g beim Start

Sinus Vibrationslasten: 0.6 -1 g & 2-100 Hz 

Akustische Lasten: 140dB

Random Vibrationslasten: 80 - 300 Hz

Schocklasten: 2000g / 10000 Hz

TBD

getestet im shaker test - launcher gibt qualifikations lasten an, die müssen überstanden werden

1.

2.

F_x: Sichtfaktoren

alpha: Absorptionsgrad (optisch)

epsilon: Absorptions-/Emissionsgrad (infrarot)

sigma: Stefan-Boltzmann-Konstante

m: Masse des Satelliten

c: spezifische Wärmekapazität [W/(kg*K)]

Wärmefluss nicht konstant:

• Satellitenfläche ändert sich durch Rotation des Satelliten

• Tag Nacht Seite der Erde - Sonnenstrahlung fällt weg

• Position über Erde hat Einfluss auf Albedo

• IR Strahlung der Erde nicht konstant (Tag/Nacht, Wolken)

• Dissipation in Satellit ist nicht konstant

1: Position fest, n = const

2: Position beginnend drehend, n = linear steigend, Je länger das Drehmoment wirkt, desto schneller dreht sich der Satellit

3: Position drehend, n = const

4: Position langsamer drehend, n = zurück zu n1

5: Position fest, n = const

s-p configuration (serial-parallel)= N cell/string (s) with M parallel strings (p) with M > N (8s24p)

p-s configuration(parallel-serial) = N cell/string (s) with M parallel strings (p) with M < N (3p9s)

ki generiert aber passt so und eigentlich ganz gut:

aus aktuellen Folien:

• Regulated (e.g. 28V regulated, i.e => 27,86 – 28,14V)

  • Main bus bar and battery are separated by a regulator. Increased PCDU complexity (mass and cost) but good EMC performances.

• Unregulated (e.g. 28V unregulated, i.e => 21,6 – 33,6V)

  • This means the main bus voltage is driven by the battery voltage.

• Semi-Regulated (e.g. 50V unregulated with DC/DC converters for regulated 28V for some consumers)

  • Here high power consumers are fed by 50V supply (lower currents and less lossy) and low power consumers are supplied by 28V

TBD

• MLI (multilayer insulation) = sehr effektives radiatives Schild bei großen Flächen

  • Isolierung des satellit gegenüber wärmeeinfluss von außen

• heat pipes = erzwungene Konvektion, lange Distanzen möglich!

  • effektive wärmeleitung über größere Strecken, v.a bei radiatoren

• Sensoren

  • Temperatur Messung zur Temperatur regelung

• Electrical Heaters

  • heizen um unterkühlung zu vermeiden

• Radiatoren

  • abstrahlen von übermäßiger wärmeenergie

Top, zum glück wurde die Funktion so ausführlich beschrieben (ja hab mir da jetzt einfach was aus dem arsch gezogen)

25

Ein Salatellit

Modal Analyse -> Eigendynamik/frequenten (Vibration)

von Mises  ->  Statische Spannungen 

Bei Fasververbundwerkstoffen: Versagenskriterien

separat voneinander entwickelt, weil:

• CDMU (Command and Data Management Unit) auf einzelne Missionen zugeschnitten, was COTS OBCs entgegenwirkt (bzw die nochmal zu benutzen)

• RIU immer spät fertig (Remote interface unit) (da IF Def. sich zieht), CDMU würde bedeuten, dass man auch die OBC (On-Board Computers)Funktionalität relativ spät erhält -> verzögert OBC Qualifikation & Testing

ok jetzt noch mal auf Deutsch weil das versteht ja kein Schwein hier

die zwei werden seperat entwickelt weil:

der CDMU wird jedes Mal neu entwickelt speziell für die Mission

das RIU (quasi der Verteiler und Anschluss für ALLE Sensorik und elektronik) dauert immer ultra lange zu entwickeln weil die ganzen Sensoren und so auch noch nicht fertig sind

deswegen entwickelt man den CDMU getrennt damit man den schonmal testen kann und so

wirklich wer sich diese ganzen scheiß abkürzungen ausgedacht hat soll sich ficken gehen

Steigende Zahlen des Space Debris -> Kessler-Effekt: Kollisionen verursachen Kaskadeneffekt in LEO

-> European Code of Conduct for Space Debris Mitigation (25 Jahre)

—> Man muss nach 25 jahren deorbiten

Möglichkeiten:

• Einsatz von Antriebssystemen

• Nutzung der Restatmosphäre (bspw. Drag-Fläche vergrößern)

• Nutzung des Magnetfeldes (Tether)

• Verwendung eines Schleppsatelliten

#dyinglaptop

Launch 2017 in Baikonur

Größe: Waschmaschine & 107 kg

SSO 600km Orbit

Deorbiting Sail

Ziele: Ausbildung, Wissenschaftliche, Erdbeobachtung

glaube was hier zur RIU steht ist falsch deswegen hier einmal was die ESA dazu sagt:

TBD

Haha du Vollidiot dachtest das wäre ne auf beiden Seite leere Karteikarte, ist es aber gar nicht

Bro hat hier einfach den halben Wikipedia Artikel reinkopiert…

Scheiß der Hund drauf sag ich TBD

nee brudi das hatten wir jetzt schon 2 mal ist easy keine ahnung was bro hier gekocht hat, aber was leckeres wars nicht, warscheinlich n eintopf oder so, kann man lassen sag ich

boah jetzt n linseneintopf wär hammer ey

TBD - ich befürchte da müssen wir nochmal in die Analyse

Pro:

• Schnelle Entwicklung 

• Schnellerer Rücklauf (Ergebnisse) von Wissenschafts- und Anwendungsdaten-> großes Ausbildungspotential (große Motivation!)

• Größere Vielfalt an Missionen

• Risiko / Kostenreduzierung

• Stärkere Einbindung der regionalen Industrie

Con:

• (Launch &) Orbit (da man in der regel mitfliegt -> piggy-bag)

• Volumen & Masse

• Stromverbrauch > SolarPanel-Größe + Instrumentenanzahl

• Erdsensor

  • Messung der Lage relativ zur Erde

  • CPM, FPM & OCM

• Sonnensensor

  • Messung der Lage relativ zur Sonne

  • CPM, FPM & OCM

• Erd und Sonnensensor zusammen: Coarse Earth Sun Sensor (CESS)

• Magnetometer (MGM)

  • Messung der Lage des Erdmagnetfeldvektors im Sensorreferenzsystem

  • RDM, CPM, FPM & OCM

• Sternsensor (STR)

  • Messung der inertialen Lage (relativ zum Fixsternhimmel)

  • FPM & OCM

• GPS Sensor

  • Messung der Position und Geschwindigkeit zur Orbitbestimmung

  • FPM & OCM

• GRACE (Gravity Recovery And Climate Experiment):

  • 2 satellites, polarer Kreisorbit, Kooperation DLR/NASA, Measurements of Earths gravity field (Potsdamer Kartoffel), Launch in March 2002

• UWE-1: 

  • erster deutscher CubeSat (Uni Würzburg), Test: sehr effiziente Solar Panels, Telekommunikation Experiment, Launch 2005

(GaLiGrü^^)

o   Worst Case Hot  - beeinflusst Radiatorauslegung

o   Worst Case Cold - beeinflusst Heizerauslegung

TBD

deine mutter ist ne randbedingung

Primary Notching

– Satellite mechanical interfaces are sized for a Design Limit Load

– Exceeding this Design Limit Load leads to damage of the satellite structure

– Primary Notching prevents exceeding the Design Limit Loads

Secondary Notching:

– Satellite components (equipments, sensors, instruments) are qualified for a certain load

– Exceeding this qualification load leads to damage of these components

– Secondary Notching prevents exceeding the qualification load of the component

• Die Abhängigkeit zwischen Orbithöhe und Inklination entsteht, weil die für einen sonnensynchronen Orbit benötigte Präzession der Bahnebene von beiden Größen beeinflusst wird. Für jede Bahnhöhe existiert daher eine spezifische Inklination, bei der die Bahnebene der jährlichen Bewegung der Sonne folgt.

• Ein Antrieb wird benötigt, um Bahnkorrekturen durchzuführen und die für den sonnensynchronen Orbit erforderliche Bahnhöhe sowie die lokale Überflugzeit aufrechtzuerhalten. Dadurch können störungsbedingte Bahnabweichungen kompensiert werden. (Widerstand durch Atmosphäre)

• In der Nähe der Pole —> Häufige Überflüge

TBD

Missionsanalyse = Missionsziele und Anforderungen festlegen + Machbarkeit der Mission untersuchen

TBD

(haben wir schon gemacht oder so)

Er hat eine Folie die heißt Analytical Methods - Conclusion und da werden 5 genannt:

• Model (FEM)

• Dynamics

• Static Stress Analysis

• Stability

• Mechanical Joints

———————————————————————

Simulation –Dynamics

• Modal Analysis  Natural frequencies, mode shapes

• Verification of stiffness requirements

• Basis for the simulation of vibration test

• Decoupling of modes

Rechnung:

• Direct Energy Transfer (DET) (ISTSat-1)

  —> DET is useful for missions with stable conditions (temperature, sun incident angle) over one orbit and over the lifetime due to simplicity

• Maximum Power Point Tracker (MPPT) (Bepi Columbo)

  —> MPPT is useful for missions with changing conditions over one orbit and over the lifetime.

Reduktion von Kinetischer Energie/Belastungen (Umwandlung)

—>Loads on latch mechanisms (Verriegelungen)

Wirbelstrombremsen:

2 weitere:

a,

b: hab das mal aufgeschrieben, checkt mal ob das passt:

(a, Thermistors für Heatercontroll und Monitoring purposes)

Chaty sagt:

der OBC braucht das und sonst ist phillip sich nicht so sicher (ist komisch formuliert war seine Antwort :( )

Primärstruktur: Aluminiumlegierung, Faserverbundverkstoff

Sekundär: Berrylium, Keramik, Aluminium, CFK, GFK

Tertiärstruktur (Interconnectinh elements: Stahl, Titan, Carbonfaserverbund)

Sehr hochelliptischer orbit um einen langen überflug im Apogäum zu ermöglichen.

• Period: 12h

• Semi-major axis: 26.600km

• inclination: 63,4 degree

Typ. Russland (sehr hohe Breitengrade —> schlechte verbindung von Geo)

a,

b, 90 min, Standartwert

c,d

Junge ist der Blöd, hier nochmal richtig (Kennt man doch wtf):

??¿‽

:(

ich denke sowas wie

OBC

RIU

Mass Storage Unit

Bahnebene verläuft nahezu entlang der Tag-Nacht-Grenze

^k(l)ein satellit