scheiß karteikarten (fertig)

Anfoderungen:

- Dauerbetrieb

- außergewöhnliche Anforderungen (bsp.: Magnetfeldfreiheit)

- keine Reparaturnmöglichkeit

- harte Weltraumumgebung => viel Verwendung von bewährter Hardware

Power generation by a primary power source.

Storage of energy and its re-use (typically by a secondary battery) Primary power conditioning and transfer to a regulated or unregulated bus. Battery charge and discharge control.

Power distribution to supply power users (incl. heaters) at appropriate voltage and current levels.

• Silicone (outdated) with efficiency ~ 17%

• Gallium-Arsenide (nearly outdated) with efficiency ~ 20-22%

• Triple-junction cells (standard): GaInP/GaAs/Ge on Ge substrate triple junction solar cell from AzurSpace (Efficiency: 28%-32%)

• Multi-junction cells with meta-morphic layer (under development):Layers with different crystal structure can be applied due to intermediate meta-morphic layer; efficiency of 32 – 34% targeted

Photons in sunlight “knock loose” electrons in the semi-conducting materials, generating a charge carrier (electron/hole pair). Special structure and material of the solar cell (base material and doping), electrons are only allowed to move in a single direction generating an electrical current at the metal contacts.

Cell voltage depends on the Fermi levels of the majority carriers (material property). This also limits maximum usable wave length, since protons of higher wave length do not have enough energy to knock electrons above the gap. Increasing the gap leads to higher voltage but less usable range of the light spectrum. => Multilayer Zellen mit verschiedenen Materialien um möglichst viel des Spektrums zu nutzen

Stromquelle

Kosmische Strahlung Teilchenstrahlung Partikeleinschläge

In Serie mit einer Bypassdiode um Rückflussströme zu verhindern.

Sommersonnenwende, da man dort am weitesten von der Sonne entfernt ist.

Inductive behavior 𝑍𝐿 Ohmic behavior 𝑹𝒔 Charge transfer and double layer behavior 𝑍ct (@Hz) Surface layer effects at the SEI 𝑍SEI (@Hz) Solid state diffusion effects 𝑍Diffusion (@mHz)

Maximum Power Point Tracker

Direct-Energy-Transfer (DET) Typically Sequential Switching Shunt Regulation (S3R) (Standard)

• provide only required power to loads

• in phases when not all strings needed; those leading to excess power are switched towards resistors for heat dissipation at PCDU level. -Operating voltage of the SA depends on battery/bus voltage and also SA temperature. Maximum Power Point Tracker (MPPT) -

• Idea: Operate Solar Array at an operational point where generated power is identical with required power (hence no excess power) -

• MPPT tracks Vmp on I-V curve resulting in operating point at Pmp -

• S/A voltage is decoupled from main bus voltage -

• MPPT is furnished with DC/DC converter to transform S/A to main bus voltage Anwendung: DET is useful for missions with stable conditions (temperature, sun incident angle) over one orbit and over the lifetime due to simplicity. MPPT is useful for missions with changing conditions over one orbit and over the lifetime.

Regulated Unregulated Semi-Regulated

• Protection of main bus against failing power users

• Controllability (switching power to individual users)

• Monitoring of distributed currents

Latching current Limiters (LCL) for switchable loads Fold-back current Limits (FCL) for non-switchable loads

Bsp. für Grace Satellitenkonfiguration:

• Max. Belastung eines Satelliten beim Start (Statik, Sinus, Random, Akustik, Schock)

• In den ersten ≈ 20 Sekunden werden die max. Lasten erreicht

Bsp.: Ariane 5

Statische Ersatzlast um die Kräfte aufgrund dynamischer Effekte abzubilden. Wird benutzt um die Anforderungen an Bauteile und deren Auslegung einfacher zu machen

Reduktion der dynamischen Lasten in einem bestimmten Frequenzbereich bei einem Vibrationstest. Möglich da nicht alle Frequenzbereiche realistisch sind. Primary Notching Auslegung der mechanische Schnittstelle eines Satelliten auf Design Limit Loads Überschreiten der Design Limit Loads führt zu Schäden an der Struktur des Satelliten. Primary Notching verhindert ein Überschreiten der Design Limit Loads Secondary Notching Satellitenkomponenten (Geräte, Sensoren, Instrumente) sind für eine bestimmte Belastung qualifiziert. Überschreiten der Qualifikationslasten führt zu Schäden an diesen Komponenten. Secondary Notching verhindert ein Überschreiten der Qualifikationslasten der Komponenten

Großflächige leichte Strukturen

Schwingungen die durch die von Akustiklasten angeregte Bewegung enstehen

3facher Root Mean Square (rms) ergibt eine quasistatische Last

Stage separation Fairing jettisoning Spacecraft relase (clampband, pyrodevices)

Quasi-Statik bis > 100g Sinus bis > 100g (in Resonanzen) Random bis > 100g (3 Sigma) Akustik ca. 140dB Schock 2000g

Modalanalyse (Verifikation von Steifigkeitsanforderungen,Basis für die Simulation von Vibrationstests der Komponenten(=> Entkopplung der Komponenten)) Statische Spannungen (Bestimmung Vergleichsspannungen für Sicherheitsfaktoren (Metalle), Versagenskriterien(CFK) und Ausfallwahrscheinlichkeiten(Keramik)) Analyse Verbindungselemente

Solarpanels zur Sonne drehen (Solar Array Drive Mechanisms) Solarpanels zur Sonne drehen (Solar Array Drive Mechanisms) Antennen ausklappen (Antenna Deployment Mechanisms) Antennen oder Instrumente auf verschiedene Ziele ausrichten (Pointing Mechanisms) Entfalten großer Strukturen oder Antennen

Schwerelosigkeit Startbelastungen Temperaturen und Temperaturunterschiede Vakuum – Schmierung im Vakuum Keine Wartungsmöglichkeit

1. Kosmische Geschwindikeit, min. Orbitgeschwindigkeit der Erde: 7.91 km/s 2. Kosmische Geschwindikeit, Fluchtgeschwindigkeit von der Erde: 11.2 km/s 3. Kosmische Geschwindigkeit, Fluchtgeschwindigkeit aus dem Sonnensystem: 16.7 km/s

Erstes Keplersches Gesetz: Die Bahn eines jeden Planeten ist eine Ellipse , in deren einem Brennpunkt die Sonne steht. Zweites Keplersches Gesetz: Die Geschwindigkeit der Planeten auf ihrer Bahn variiert so, dass ein von der Sonne zum Planeten gezogener Fahrstrahl in gleichen Zeiten gleich große Flächen überstreicht. Drittes Keplersches Gesetz: Die Quadrate der Umlaufzeiten zweier Planeten verhalten sich zueinander wie die Kuben (die dritten Potenzen ) der großen Halbachsen ihrer Bahnellipsen .

Nein, wandert mit der Periode ~25000 Jahre.

eearth Centered Inertial

• Ursprung im Massenschwerpunkt der Erde

• X zum Frühlingspunkt (J2000, Fixiert am Frühlingspunkt des 1.1.2000)

• Z in der Drehachse der Erde nach Norden

• Y zur Vervollständigung des Systems

Die kepplerschen Bahnelemente sind schwer zu messen. Geschwindigkeit und Position sind besser messbar.

große Halbachse a Exzentrizität e Anomalität (wahre Anomalie: Ausgehend vom Zentralkörper, Mittelere Anomalie: Ausgehend von Ellipsenmitte) Inklination i: Winkel zwischen Bahnebene und Äquatorebene Länge des Aufsteigender Knoten Ω: Winkel zwischen Referenzrichtung und Aufsteigendem Knoten Argument des Perigäum ω : Winkel zwischen Perigäum und aufsteigendem Knoten in der Bahnebene ☋ ist der aufsteigende Knoten ♈ ist der Frühlingspunkt/ Referenzrichtung

Höhe Exzentrität Inklination

Entwurf der Teilsysteme Satellitenbetrieb Beobachtungsbedingungen und Datenqualität Auswahl der Trägerrakete und Manöverplanung

"- Die Erde ist keine Kugel, sondern ein Ellipsoid ""J2-Störung"" - Erdgezeiten - Andere beeinflussende Körper: Sonne, Mond, Planeten"

Satellit wird im Anflug auf den Äquator beschleunigt und beim Ablug vom Äquator gebremst. Das führt zu Präzession. Je größer die Höhe desto kleiner der Effekt. Erzeugt bei Inklination von [0°...90°] Rotation der Bahnebene in Richtung der Erddrehung Erzeugt bei Inklination von [90° … 180°] Rotation der Bahnebene entgegen der Richtung der Erddrehung Polare und äquatorielle Orbits werden nicht beeinflusst Wird genutzt um sonnensynchrone Orbits (Inklination von [95° … 105°]) zu erzeugen.

Nahezu konstante Sonnen-/Finsterniszeiten (stabile Stromerzeugung, thermisches Verhalten) Satellit überfliegt die Erdoberfläche immer zur gleichen Ortszeit Bodenstationskontakte sind jeden Tag zur gleichen Zeit Belichtungsverhältnisse auf der Erdbeobachtung sind immer konstant

Typische Anwendung SSO's: Erdbeobachtung Optische Instrumente: - 6h LTAN ungeeignet da geringe Ausleuchtung von Bodenzielen - 12h LTAN ungünstig da geringe Energieerzeugung & Reflexion der Sonne in Instrumente, z.B. über Ozeanen => Ergebnis: LTAN zwischen 8h und 11h (oder 13h - 16h) Radargeräte (oder ähnlich): - Hoher Energiebedarf - Unabhängig von der Bodenbeleuchtung => Ergebnis: Dämmerungs-Umlaufbahn (LTAN 6h/18h)

Molniya Orbit Kommunikation mit Regionen in hohen Breitengraden (z. B. Sibirien) - Hochexzentrische Umlaufbahn - Satellit passiert schnell das Perigäum - Langer Zeitraum um das Apogäum, in dem der Satellit (fast) stationär ist

Satellitenumlaufbahn (Höhe, i) Breitengrad λ am Boden (i sollte größer als λ sein) Maximale Elevation (Winkel zwischenSatellit und Horizont) [0°...90°]

Schwerkraft: J2 für die SSO-Simulation berücksichtigt Störungen des dritten Körpers (Sonne, Mond, Jupiter...) Druck der Sonnenstrahlung: Hauptsächlich relevant in höheren Umlaufbahnen (MEO,GEO) Hängt von der Größe und den Oberflächeneigenschaften des Fahrzeugs Atmosphärischer Luftwiderstand: Langsamer Orbitalabfall unterhalb von ~1000 km Stärkste Störung im LEO Hängt von der Sonnenaktivität ab (11-Jahres-Zyklus), Masse, Größe und Form des Raumfahrzeugs

Winkel Sonne/Orbitebene Sonnen/Schattenzeiten des Orbits Transferorbits/ Trägerrakete Notfallpläne Nutzlastanforderungen Auslegung der anderen Subsysteme

Ist das Resultat der Margin Philosophy

Batterien (oft eng und niedriger Temperaturbereich) Detektoren und Sensoren von Instrumenten (abhängig vom Betrieb) Optische Bank und Spiegel von Teleskopen (niedrige Temperaturgradienten und hohe Temperaturstabilität) und Laseranwendungen Mechanismen (geringer Temperaturgradient über Lager) Travelling wave Röhren (hohe Wärmelasten, hohe Wärmeströme) Chemische Antriebe (Gefrieren von Hydrazin bei 1°C)

Die Leistung von Materialien und Komponenten variiert in Abhängigkeit von Temperatur Die strukturelle Festigkeit ändert sich bei wechselnden Temperaturen Elektronische Bauteile wie Kondensatoren, Widerstände usw. ändern ihre Leistung bei Temperaturänderungen.

Aufrechterhaltung der internen und externen Einheiten innerhalb ihrer spezifischen Auslegungstemperaturgrenzen Autonome thermische Auslegung und maximale Nutzung von passiver thermischer Kontrollmittel Maximale MSI-Imaging- und XBS-Downlink-Zeiten gemäß der Missionsanalyse in jeder Umlaufbahn Begrenzter Einfluss auf die Unterbringung der Einheit (hauptsächlich durch funktionale Aspekte) Signifikanter Sichtfaktor von -Y Panel-Strahlern zu heißen Solar Array Minimierung der Masse des thermischen Verdopplers Minimierung des Leistungsbedarfs der Heizung im Nenn- und sicheren Modus

Passive Methoden sind immer der Ausgangspunkt des Entwurfs! Wärmeisolierung des Raumfahrzeug so weit wie möglich (Schaum und/oder MLI) Wärmeabfuhr durch Hauptstrahler, der auf den Weltraum Weltraum oder Erde (je nach Mission) Optimale Platzierung kritischer Elektronikboxen innerhalb des Raumfahrzeugs in Bezug auf Wärmeabfuhr und Temperaturstabilität Verwendung spezieller Kühler für Einheiten mit hoher Verlustleistung und Einheiten mit strengen Temperaturbereichen Hohe emittierende Oberfläche im Inneren des S/C für eine homogene Temperatur Verteilung Zusätzliche Masse für Temperaturstabilität (Wärmespeicherung) Aktive Temperaturregelung über SW-gesteuerte Heizungen Verwendung von qualifizierter thermischer Hardware soweit wie möglich

Isolation Beschichtungen Folienabschirmungen Radiatoren Wärmeleiteinrichtungen/Wärmeleitpfade Heizer Sensoren

Q i : Innere Wärmeerzeugung

Q a : Albedostrahlung der Erde (oder anderer Himmelskörper)

Q s : Wärmestrahlung der Sonne

Q e : Wärmestrahlung der Erde

Q rad : Abgestrahlte Wärme

Reflektierende Anstriche (z.B. weiße Farben): Geringes Absorptionsvermögen Anwendung als Außenfarbe für Heizkörper Absorbierende Anstriche (z.B. dunkle Farben): Hohes Absorptions- und Emissionsvermögen Anwendung als Innenfarbe für E-Boxen, Außenfarbe zur Reduzierung von Streulicht Optische Sonnenreflektoren/Zweitflächen-Spiegel: Geringes Absorptionsvermögen und Degradation Zusammensetzung: Silberbeschichtete Glasplatten, Aluminium / Silberbeschichtete Teflonfolie Anwendung an der Außenfläche von Strahlern mit Sonneneinstrahlung Aufwendiger Integrationsprozess, insbesondere bei OSR (spröde)

Worst Hot Case (für die Dimensionierung der Kühlerfläche): Kombination aus heißer Umgebung & EOL Zustand maximale Sonnenintensität (~ 1428 W/m²) maximale Albedo der Erde (~ 0,4) maximale IR-Strahlung der Erde (~ 261 W/m²) mit EOL-Oberflächeneigenschaften maximale interne Dissipation Worst Cold Case (für die Dimensionierung der Heizungsleistung): Kombination aus kalter Umgebung & BOL Zustand minimale Sonnenintensität (~ 1316 W/m²) minimale Erdalbedo (~ 0,2) minimale IR-Strahlung der Erde (~ 189 W/m²) mit BOL-Oberflächeneigenschaften minimale interne Dissipation

Äußere Schicht (1 ... 3 mil, perforiert oder unperforiert): Metallisierte Kunststofffolie oder Metallfolie i.d.R. nochmals beschichtet mit Oxiden Innenlagen (5 ... 20 Lagen, 0,25 ... 1 mil stark, perforiert): aluminisiertes Kapton oder Mylar (beidseitig) Abstandshalter (Dacron-Gewebe) Wird befestigt mit Clips, Abstandshaltern und Klettverschluss

Thermal Interfillers Schließen die durch Oberflächenrauhigkeit entstehenden Lücken in der Kontaktfläche zwischen Bauteilen => Reduktion des Kontaktwiderstands

Thermal Doublers: Wärmedoppler sind Wärmeübertragungsvorrichtungen, die aus Materialien mit hoher Wärmeleitfähigkeit bestehen. Sie werden verwendet, um die Wärmeübertragung zwischen einer Wärmequelle und einer Wärmesenke durch Vergrößerung der Wärmeübertragungsfläche zu erhöhen.

Heat Straps: Flexible Verbindung zur Wärmeableitung (mechanisch entkoppelt) Besteht aus dünnen Metallfolien oder Maschenwerk

Heat Pipes: Wärmeleiter die den Phasenübergang eines Kühlmediums zur Wärmeleitung nutzen

Numerische mit Monte Carlo Methoden

Fehlende Atmossphäre Einstrahlungsmenge und Richtung möglichst geringe Wärmeableitung durch die Halterungen

Mikro-Satelliten Telekommunikationssatellit Teleskop

Steuerung der Ausrichtung über: Impulserhaltung Aktive Stabilisierung mit Schubdüsen Elektromagnetische Kräfte Magnetorquer Drehimpulserhaltung Der Satellit rotiert (wie Planeten) Teile des Satelliten rotieren(alte Spionagesatelliten mit Fotoplattform) Drallstabilisierung mit schnell laufendem Drallrad Reaktionsräder

Gegenüber Magnettorquern: Unabhängig von Magnetfeldern,Magnetorquer wirken nur im erdnahen Orbit Gegenüber Schubdüsen: Düsen haben oft einen Restimpuls weniger Systeme, bei Steuerung mit Schubdüsen i.d.R > 12 Düsen benötigt kein Treibstoffverbrauch

Drallräder Zwei Achsen werden passiv stabilisiert Mittleres Motormoment, hohe Drehzahl 68 Watt, 6000 rpm, > 175000h

Reaktionsräder Aktive Drehzahlregelung Hoher Drehzahlbereich +/- Ωmax Hohes Motormoment dΩ/dt

Control Moment Gyros Lageregelung durch Kippen des Drallvektors hohes Motormoment & hohes Reaktionsmoment => hohe Lagerkräfte Drehzahl konstant Großer Kippwinkel Ωp

1. Der Satellit steht fest in einer Position,das Drallrad dreht mit konstanter Drehzahl.

2. Das Drallrad beschleunigt gleichmäßig auf eine höhere Drehzahl. Der Satellit fängt an sich zu drehen. Je länger das Drehmoment wirkt, desto schneller dreht sich der Satellit

3. Das Drallrad dreht wieder mit konstanter Drehzahl. Der Satellit dreht gleichmäßig weiter.

4. Das Drallrad wird wieder auf die ursprüngliche Drehzahl abgebremst. Der Satellit dreht sich immer langsamer und bleibt am Ende mit einer neuen Ausrichtung stehen.

5. Das Drallrad läuft wieder mit konstanter Drehzahl. Der Satellit bewegt sich nicht mehr.

Launch: Vibration, Schock & Akkustiklasten Raketenstart,Bis zu 20 g (5-2000 Hz) Separation der Raketenstufen, bis zu 3500 g Schalldruckpegel >160 db Im Orbit: -Temperaturen Sonnenseite +120 °C Im Schatten -150 °C Viele Temperaturzyklen -Strahlung: Sonnenwind Cosmic Radiation Strahlungsgürtel - (Fast) Keine Wartungsmöglichkeit

Abschirmung Schutzschaltungen Schaltungsdesign (Redundanz, Überwachungsschaltungen, usw.)

Schäden an elektronischen Bauteilen:Kurzfristige Störungen (Transient) oder auch direkte Zerstörung Graduelle Beschädigung von Materialien Elektrostatische Aufladung

Reaktionsmoment: Wie schnell soll der Satellit maximal schwenken können? Wieviele Störungen nüssen gespeichert werden? Motortorque & Motortorque Auflösung: Wie lange soll es dauern, bis der Satellit seine maximale Drehgeschwindigkeit erreicht hat? Wie groß ist die maximale Störung (Steuerdüsen?) Wie groß ist die minimale zu korrigierende Störung bzw. die Ausrichtegenauigkeit? Weitere Auslegungskriterien: Masse / Gewicht Verfügbares Einbauvolumen Passende Grundfläche / Thermale Anbindung Maximal akzeptable Vibrationen (zusätzlicher Dämpfer?) Temperaturbereich Busspannung und Leistungsverbrauch

Maximaldrehzahl und Motormoment begrenzt bei gegebener Schwungmasse (eigentlich eher bei gegebenen Trägheitsmoment) die Momentspeicherfähigkeit des Reaktionsrads

Drehzahl (Zerocrossing, EHD-Film Aufbau, ..) Temperatur Ölfilmhöhe an Kugeln, Käfig, Käfigtaschen, Käfigflächen Ölverteilung (Ölansammlung in den Laufbahnen) Vibrationsbelastung und Schocks (Eindrücke in den Laufbahnen)

Spikes Torque noise Torque fluctuations

Tachopulse zählen Torzeit zwischen zwei Pulsen auswerten

Reibung erhöht sich nahe 0 RPM (Übergang von Rollreibung zur Haftreibung) Je langsamer das Rad wird, desto höher wird die Reibung => Regelstrecken können dadurch instabil werden Unter 3 RPM kann das Drallrad jederzeit stehen bleiben Hat das Drallrad sich längere Zeit nicht bewegt, sammelt sich Öl besonders gerne in den Laufbahnen => Verlangsamter Anlauf

Schock und Vibrationspegel => Überlastung verursacht Eindrücke in Laufbahnen und Kugeln Überhitzung durch unerlaubte Belastung der Elektronik und der Materialien Unterkühlung => Zu hohe Ölviskosität kann zum Versagen der Schmierung führen Mikrobewegungen beim Nulldurchgang Überdrehzahl Kreiselkräfte

Elektronische Verfahren zur Bildstabilitsation Bedämpfung der optischen Bank Zwei Sätze mit Rektionsrädern verwenden: – 4 große Räder im Start-Stop Betrieb für Manöver – 4 kleine Räder auf Vibrationsdämpfern für das precision pointing Zusätzlich Mikrothruster verwenden : – 4 große Räder im Start-Stop Betrieb – 24 Mikrothruster Magnetisch gelagerte Reaktionsräder

Regelung der rotatorischen Freiheitsgrade des Satelliten: Überwiegend aktive Regelung der Lage des Satelliten Regelung der rotatorischen Freiheitsgrade des Satelliten: Überwiegend passive Regelung der Umlaufbahn des Satelliten (bei konventionellen Missionen)

Verwendung von mehreren Sensoren und Aktuatoren mit unterschiedlicher Charakteristik Implementierung von mehreren Modes mit unterschiedlich ausgelegten Reglern in der AOCS Software

Messprinzip : Messung des Erdmagnetfeldvektors im Sensorreferenzsystem Messgröße : Dreiachsige Lage bzgl. Erdmagnetfeld Genauigkeit : Niedrig Charakteristik : Omnidirektional Einsatzbereich : – Drehratenmessung für Rate Damping Mode – Magnetfeldvektormessung zur Ansteuerung von Magnetspulen

Messprinzip : Bestimmung der Lage von Erde & Sonne durch Bestimmung der Einstrahlrichtung von Infrarotstrahlung mit Temperaturmessung Messgröße : Erd- und Sonnenvektor Genauigkeit : Sonnenvektor Charakteristik : Sphärisches FOV Einsatzbereich : AOCS Safe Mode

Messprinzip : Aufnahme von Sternbildern mit CCD und Berechnung der Lage mit Hilfe eines Sternkatalogs Messgröße : Inertiale Lage in Euler Winkeln oder Quaternionen Genauigkeit : pitch/yaw Charakteristik : 20° bis 30° FOV Einsatzbereich : Fine Pointing Mode, Orbit Control Mode

Messprinzip : Messung der Winkelgeschwindigkeit in einer Achse über Sagnac-Effekt Messgröße : Inertiale Drehrate, 3-achsig Genauigkeit : Noise Charakteristik : omnidirektional

Messprinzip : Triangulierung der Position anhand Zeitmessung bei der Kommunikation mit GPS Satelliten Messgröße : Ort/Geschwindigkeit, 3-achsig, Erdsystem Genauigkeit : Mittel Charakteristik : Omnidirektional

Erzeugung eines Drehmoments basierend auf der Wechselwirkung zwischen Dipolmoment des Magnetorquers und des aktuellen Magnetfeldvektors

Regelung der Lage Akquisition der Sensordaten über Hardware Interface Prozessierung der Sensordaten Prozessierung der Aktuatorkommandos Kommandierung der Aktuatoren Monitoring der Sensoren und Aktuatoren Failure Detection Isolation and Recovery (FDIR) Kontrolle von Mode Transitions

Verifikation der gestellten Anforderungen durch: 1. Review des Designs 2. Analyse 3. Test Findet i.d.R. mit FM (Flight Model) Komponenten und finaler Software/Hardware Konfiguration statt.

Entwicklung erfolgt i.d.R. mit modellierten System und Umgebungen wegen Kosten Erprobung erfolgt mit immer weiter steigendem Integrationsgrad

Anforderungen testen in „Closed Loop Configuration“ mit Hardware In The Loop (HITL): Satellit sollte voll integriert sein Alle AOCS Komponenten im Loop, d.h. Aktuatoren, Sensoren und AOCS Software auf dem echten Prozessor Herausforderungen: Satellit muss drehbar gelagert werden oder Satellitendynamik muss simuliert werden Extrem hohe Kosten

Verwendung eines Gaslagers aufgrund der geringen Masse eines Mikrosatelliten möglich Vorteile: Satellit kann im voll integrierten Zustand getestet werden Uneingeschränkte Rotation um die vertikale Achse möglich Einschränkungen: Eingeschränkte Rotation um die horizontalen Achsen durch Pendelmomente Massenträgheitsmoment durch Adapter verfälscht

Dreiachsige Lagerung eines Großsatelliten ist aufwendig und damit kostspielig! => Durchführung der Closed Loop Tests im Real- time Test Bed (RTB) & Verwendung eines S/C Simulators mit folgenden Aufgaben: Auslesen der Aktuatorsignale Simulation der Satellitendynamik durch Integration aller Momente der Aktuatoren Simulation der Sensoren in Abhängigkeit der resultierenden Drehbewegung bzw. Lage des Satelliten

Zusätzliche End-To-End Tests im Satelliten: Open Loop Test: Physikalische Stimulation der Sensoren und Überprüfung der gemessenen Sensorsignale und/oder der resultierenden Aktuatorsignale Sensoren und Aktuatoren im Satelliten integriert Flight Harness AOCS Software mit finaler Parametrisierung Beispiele: Magnetometer : Stimulation der einzelnen Messkanäle (Bx, By, Bz) mit einem Dipolmagneten oder durch Drehung des Satelliten CESS : Stimulation der CESS Heads mit einer Halogenlampe (Simulation der Sonne) und einer Infrarotquelle (Simulation der Erde) Star Tracker: Optische Stimulation der Star Tracker mit statischen Sternbild aus einem Sternsimulator Magnettorquer : Messung des erzeugten Magnetfelds Schubdüsen : Messung des Gasflusses mit einem Massenflussmesser

Ein (Weltraum-)Projekt ist ein Unterfangen, das komplex und einmalig ist und über begrenzte Ressourcen verfügt (z.B. Finanzierung, Personal, Zeit) - und nicht selten mit einem hohen Risiko behaftet ist.

Phase 0: Missionsanalyse:Diese Phase erstreckt sich auf die Identifizierung der Erfordernisse und möglicher Systemkonzepte. Endet mit dem Mission Definition Review (MDR).Phase A: Durchführbarkeit:In dieser Phase werden die in Phase 0 formulierten Erfordernisse weiter präzisiert durch die Untersuchung der verschiedenen möglichen Systemkonzepte und der  Charakterisierung ihrer kritischen Elemente. Endet mit dem Preliminary Requieremnts Review (MRR).

Phase B: Vordefinition (Projekt und Produkt):

Auswahl der technischen Lösungen für das in Phase A gewählte Systemkonzept und Erzielung einer genauen und abgestimmten Definition (Leistungsniveaus, Kosten, Zeitpläne). Endet mit dem Preliminary Design Review (PDR).

Phase C: Detaildefinition (Produkt):

Detaillierte Definition und Entwurf des Systems und der Qualifikationsbedingungen. Endet mit dem Critical Design Review (CDR).

Phase D: Produktion/Bodenqualifikationstest:

Die Phase D stellt das Ende der Systementwicklung und die Produktion des Systems dar. Die Produktionsdaten und Betriebsdokumentation werden in der Phase D freigegeben. Endet mit den Qualification Review (QR)Phase E: Betrieb:Umfasst die Inbetriebnahmephase des System und die Durchführung der Raumfahrtmission.Phase F: Entsorgung:Die Entsorgungsphase umfaßt alle Vorgänge vom Ende der Lebensdauer bis zur endgültigen Entsorgung des Produkts.Quelle: https://www.dlr.de/qp/portaldata/44/resources/dokumente/einrichtung/ecss-m-30ag.pdf, In der Vorlesungspdf war das nur ein BildPhase 0: Missionsanalyse:Diese Phase erstreckt sich auf die Identifizierung der Erfordernisse und möglicher Systemkonzepte. Endet mit dem Mission Definition Review (MDR).Phase A: Durchführbarkeit:In dieser Phase werden die in Phase 0 formulierten Erfordernisse weiter präzisiert durch die Untersuchung der verschiedenen möglichen Systemkonzepte und der  Charakterisierung ihrer kritischen Elemente. Endet mit dem Preliminary Requieremnts Review (MRR).

Phase B: Vordefinition (Projekt und Produkt):

Auswahl der technischen Lösungen für das in Phase A gewählte Systemkonzept und Erzielung einer genauen und abgestimmten Definition (Leistungsniveaus, Kosten, Zeitpläne). Endet mit dem Preliminary Design Review (PDR).

Phase C: Detaildefinition (Produkt):

Detaillierte Definition und Entwurf des Systems und der Qualifikationsbedingungen. Endet mit dem Critical Design Review (CDR).

Phase D: Produktion/Bodenqualifikationstest:

Die Phase D stellt das Ende der Systementwicklung und die Produktion des Systems dar. Die Produktionsdaten und Betriebsdokumentation werden in der Phase D freigegeben. Endet mit den Qualification Review (QR)Phase E: Betrieb:Umfasst die Inbetriebnahmephase des System und die Durchführung der Raumfahrtmission.Phase F: Entsorgung:Die Entsorgungsphase umfaßt alle Vorgänge vom Ende der Lebensdauer bis zur endgültigen Entsorgung des Produkts.Quelle: https://www.dlr.de/qp/portaldata/44/resources/dokumente/einrichtung/ecss-m-30ag.pdf, In der Vorlesungspdf war das nur ein Bild

Ziele: Identifikation und Analyse der Missionsmerkmale Identifikation und Analyse der Missionselemente und der Missionsphasen (Missionsarchitektur) Macchbarkeitsnachweis (technisch, zeitlich, finanziell) Identifikation von Kosten- und Risikotreibern Identifikation von Konzeptalternativen Vorläufige Beschreibung der gesamten Projektplanung Aufwand: Kleines Team (3 – 10 Personen) Schwerpunkt auf kreative und erfahrene Mitarbeiter (mehr Generalisten) Laufzeit: mehrere Wochen bis ein Jahr Häufig mit parallelem Konkurrenzprojekt die unabhängig voneinander auf das gleiche Ziel hinarbeiten Aufgaben: Ziel- , Anforderungs- und Funktionsanalyse qualitative Konzeptvergleiche (Ideenwettbewerb) Ermittlung kritischer Bereiche Ermittlung und Festlegung von Systemreserven Vorläufige Spezifikation Budgetdenken

Low-Cost-Option: bescheidene Leistung zu niedrigen Kosten Design-to-Cost-Option: beste Leistung für feststehende Kosten häufig notwendige Option Optimal-Performance-per-Cost-Unit-Option: beste Leistung pro Kosteneinheit Design-to-Requirements-Option: hohe Kosten für feststehende Anforderungen High-Performance-Option (Geld spielt keine Rolex): beste erreichbare Leistung, meist extrem teuer nur für Vorhaben anwendbar, wenn Leistung keinerlei Kompromiss erlaubt

Kontinuirliches zyklisches Durchlaufen der Phasen Requirements -> Design -> Build -> Test Kontinuierliches Anpassen der Requirements, dem Design, dem Aufbau und Test anhand von Erkenntnissen aus vorherigen Zyklen.

Ein Mission Statement ist eine kurze Erklärung, die den Zweck und die Ziele eines Projekts umreißt.

Ein Requirement ist: eine qualitative Aussage über etwas, das Sie benötigen (eine Funktion). ein quantitatives Merkmal von etwas, das Sie benötigen (wie viel von einer Funktion) Ein gutes Requirement: definiert Merkmale eines zu liefernden Produkts definiert Eigenschaften, die quantifiziert werden können definiert Eigenschaften, die verifiziert werden können ist einfach formuliert wird von allen beteiligten Parteien gleich interpretiert

Dokumentiert die Untersuchung der verschiedenen Optionen beim Missionsdesign Ermöglicht die Untersuchung auf physikalische Machbarkeit und Trade Off Analysen

Erfahrung aus bisherigen Projekten Trends im Kleinsatellitenbereich Möglichkeiten einer akademischen Institutes Potenzielle Ziele im Weltraum Low Cost vs. Low Performance Partnerschaften, Kooperationen, Netzwerke

Van-Allen-Gürtel: Innerer Teil: hochenergetische Protonen Äußerer Teil: hauptsächlich Elektronen

Ein Mechanismus ist eine Vorrichtung, die Eingangskräfte und -verschiebungen in einen gewünschten Satz von Ausgangskräften und -verschiebungen umwandeln.

One-Shot Devices: Mechanismen die nur einmal (im Weltraum) auslösen und nicht wieder in den Ursprungszustand zurückkehren können(Einmalventile, Entfaltung von Sonnensegeln, ...) . Long Life Devices: Mechanismen die mehrere Zyklen durchlaufen können (z.B. Luken, Roboterarme, Pivots,..)

Transportlasten Montage-, Test- und Prüflasten (Teil- und Systemebene) Startlasten: Sinus, zufällig, akustisch, Schock, quasi-statisch Umlaufbahn: extreme Temperaturen (absolut und Gradienten), Vakuum, μ-Schwerkraft, Strahlung, atomarer Sauerstoff (ATOX), Weltraumschrott

Projekt: Kosten, Zeitplan, vom Kunden eingefrorene I/Fs, Teileverfügbarkeit (z. B. Wirbelstrom Wirbelstromdämpfer), Übernahmeteile, Standardisierung, Unternehmenspolitik System-Anforderungen: allgemein spielfrei (AOCS), Ausklappverhalten, Zugänglichkeit, RF-Kompatibilität, ... Abgeleitete Teilsystemanforderungen: Drehmomentspanne, Steifigkeit, Festigkeit, Verschleiß (lange Lebensdauer), Masse, Zuverlässigkeit, Wiederholbarkeit, Ausrichtungsgenauigkeit Änderungen an Anforderungen aufgrund von Verhandlungen, Iterationen, Non-Conformance Reports (NCRs)

Abschätzverfahren für die Bestimmung des Mindestdrehmoments eines Antriebsmotors eines Mechanismus Berechnung auf Basis des Worst Case Szenarios (i.d.R. Hot/Cold Case & EOL) Beruht auf statischer Drehmomentanforderung, dynamische Effekte wie Impuls bereits in Bewegung befindlicher Teile zählt nicht Neigt zum Over-Engineering Bei ESA Missionen vorgeschrieben

Hysterese ist die Abhängigkeit des Zustands eines Systems von seiner Vorgeschichte (z.B. Kontrollsysteme, Mechanik, Materialien, Biologie und Wirtschaft) Bei Mechanismen wird die Hysterese durch Reibung verursacht, bei Aktoren hilft Reibung nie. Sowohl beim Laden (Verstauen) als auch zum Entladen (Loslassen) trägt die Reibung zum Widerstand bei.

Leichte Bauweise: - Dichte ist nicht der entscheidende Indikator! Dünnwandige Komponenten aus einem Material mit höherer Dichte können leichter sein. -Der beste Weg, Masse einzusparen, ist die Definition einer insgesamt leichten Architektur der Baugruppe Thermische Eigenschaften: - Thermische Ausdehnung von eingespannten Teilen kann zu hohen inneren Spannungen führen - Verhinderung von Schäden durch passende Materialwahl oder durch eingebaute Flexibilität Tribologie Beschichtungen/Beschichtbarkeit Kaltverschweißung in Vakuum Galvanischer Kontakt => Korrosionsgefahr Kriechen Schweißeignung Strahlungsbeständigkeit Ausgasung

Ursachen für Mikrovibrationen in Mechanismen: Unwucht, z.B. der Rotor eines Reaktionsrades Unregelmäßigkeiten im Getriebe (z. B. Reibung, Verschleiß) Drehzahlbereich Motorwelligkeit (z. B. bei Schrittmotoren) Verstärkung kritischer Modi durch die Konstruktion ..... eigentlich fast alles Möglichkeiten zur Minimierung von Mikrovibrationen: Verlagerung in weniger kritische Frequenzbereiche durch Konstruktion Dämpfung von Strukturmoden, Gitterstrukturen, Verbundwerkstoffe, Kunststoffe, Viskoelastik Optimierte Steuerungsstrategie (z. B. Stepper-Beschleunigungsprofil)

Idee: federartige einteilige (gleitlagerlose) Strukturen bei elastischer VerformungVorteile:

• Tribologiefrei 

• Spielfrei 

• Vorhersagbarer Motorisierungsfaktor

• Sehr gut geeignet für 3D-Druck

• Reduzierte Anzahl von Teilen

• Reduzierte Dokumentation, Tests

Nachteile:

• Begrenzter Winkel für Drehdurchführungen

• Aufwändige Modellierung (Entwurf und Analyse)

• zusätzlicher Widerstand im Mechanismus

Reduktion der Drehmomentmarge

Oft müssen die Verriegelungen für eine sicheres Deployment des Mechanismus ein gewisses Spiel aufweisen. => Beste Verriegelung ist keine Verriegelung! (????) Anschlag mit Vorspannung in Endposition & Dämpfer ist besser!

Black-Box-Ansatz: Auslösemechanismus wird von einem externen Unternehmen entwickelt, gebaut und qualifiziert

Halten des Mechanismus in verstauter Konfiguration (mehrere kN) / Blockieren von Freiheitsgraden während des Starts (Startsperre) Steifigkeit während des Starts erhöhen, um Lasten zu reduzieren

Fälle, die nur Festschmierstoffe zulassen: Sehr niedrige oder hohe Temperaturen ( Dampfdruck) Beschleunigte Prüfung (Verschleiß unabhängig von der Geschwindigkeit) Fälle, die nur Flüssigschmierung zulassen: Hohe Lagerdrehzahlen und Lebensdauer Luftumgebung (z.B. MoS2 nicht geeignet für O2 )

Vorteile Festschmierstoff: + Leichtere Abdichtung - Lichtbogengefahr bei Schmierung gleitender el. Kontakte Vorteile Flüssigschmierstoff: + geringes Drehmomentgeräusch (Mikrovibration) + Geringe Verschmutzung durch Partikel (geringes Risiko von Lichtbögen)

Wärmeausdehnung => ähnliche Materialien Kaltverschweißen => unähnliche Materialien ESD => Keramische Kugeln gegen Lichtbögen (Ist eigentlich ganz gut mit Kaltverschweißen kombinierbar, aber schwierig mit Wärmeausdehnung)

Verhinderung von Schäden an Kugeln und Laufbahnen durch Vibrationen (Startlasten) - 'Hämmern' Definierte Steifigkeit für den Flugbetrieb Eliminierung von Spiel für definierte Betriebsgenauigkeit Definiertes Reibmoment - aber Vorsicht! Reibwiderstand steigt deutlich mit Vorspannkraft

Feste Vorspannung: Übergroße Kugeln werden in die Ringe gepresst -> feste Vorspannung Hohe Lagersteifigkeit Weiche Vorspannung: Durch externe Federkomponente aufgebracht -> einstellbar Weiche Lagersteifigkeit

Theoretisch unendlich kleiner Kontaktpunkt => nicht linear Verhalten ist durch die Hertzsche Flächenpressung beschrieben: => Abflachung der Kugel am Kontaktpunkt

Bestehen meist aus metallischer Hülle und selbstschmierendem Auskleidungsmaterial Bei Verwendung zu beachten: Nur radiale Tragfähigkeit Normalerweise nicht vorgespannt Gegenstück der Buchse: sehr glatte Oberflächen erforderlich Kann Fluchtungsfehler ausgleichen (bis zu 1°)

Zahnbruch (Biegespannung) Kontaktspannung und Schmierung => Lochfraß (Hertzsche Pressung)

Wärmeausdehnungsausgleich Kette von Toleranzen Platz für Schmiermittel

Ja, beispielsweise: 

• geteilte Zahnräder

• Nachgiebiges Zahnräder

• Uhrfeder (vorgespannt)

• Vorgespannte Achse

Kontakt mit dem Anschlag darf in eine irreversiblen Situation enden! Keine Leistung und Lebensdauereibußen sind akzeptabel.

Statische Anwendung Minimaler Biegeradius Rmin = 5 ▪ Durchmesser (Faustformel) Dynamische Anwendung Minimaler Biegeradius Rmin = 10 ▪ Durchmesser (Faustformel)

Biegesteife Hülsen die unkontrollierte Bewegung des Kabels verhindern

Der Test ist noch wichtiger als der Entwurf selbst Weltraumspezifische Randbedingungen können am Boden nur teilweise abgedeckt werden (z.B. üblicherweise kein kombinierter Vakuum- & μ-Schwere-Test am Boden)

Definition der Anforderungen an das System Definition der Schnittstellen Analyse der benötigten Elektrischen Leistung, EMF Systemdynamik Detailierte Ausarbeitung des Kabelbaums Unterstützung der elektrischen Integration

MIL-1553B

Reduktion der Abstrahlung von EMF und Schutz vor äußeren EMF

Bei der RAMS Analyse wird die Auswirkung von möglichen Fehlern klassifiziert nach: Reliability: Kann Mission weitergeführt werden? Availability: Ist Raumfahrzeug erreichbar? Maintainability: Kann Raumfahrzeug noch gewartet werden? Safety: Scheitert die Mission?

Fehler nach folgender Reinfolge adressieren: Fault Prevention: Fehler verhindern Fault Tolerance: Fehlerauswirkungen auf akzeotables Maß reduzieren Fault Removal: Fehler beheben Faut Forecasting: Auftreten des Fehlers vorhersagen

Redundanz Heiß: Ersatzgerät läuft ganze Zeit mit und übernimmt im Notfall Kalt: Ersatzgerät läuft nicht immer mit und wird im Notfall eingeschaltet Redundanzkonzepte: 1 out of 2: Hartes Umschalten von Geräten (z.B. Heizer, usw. ) 2 out of 3; 3 out of 4: Paralleles Betreiben (und Majority Vote bei Inputs)

Crosscoupling, Einzelne redundante untereinander verbinden um im Ausfallsfall mehr intakte Signalwege zur Verfügung zu haben

Grenzwerte für Abstrahlung von Geräten Begrenzung der Ausbreitung von Störungen Störungsunempfindliche Komponenten verwenden

Ausbreitung elektrischer Störungen über Leitung Ausbreitung elektrischer Stöfelder im Raum Erdungskonzept (Vermeidung von Erdungsschleifen) Magnetische Momente Interferrenz mit Kommunikationsfunk

Bewertung der aktiven Verbraucher pro Einsatzphase Anwendung von Margen auf den Stromverbrauch der Geräte Anwendung der Systemleistungsmarge

Die verfügbare Menge an elektrischer Leistung die in einem Raumfahrzeug zu einem Zeitpunkt zur Verfügung steht. (Selbstformulierte Definition da das im Skript nie genau definiert wird....)

Leistungsaufnahme Masse Volumen Verlustleistung Kosten Umwelteinflüsse Verlässlichkeit (kein Single Point Failure) Fehlertoleranz

Batterieauslegung: Nach der Trennung von der Trägerrakete & vor Erreichen des Safe-mode wird in den meisten Fällen keine Leistung aus den Solarzellen eingeplant/erwartet => Dimensionierend für die Batterie Bewertung der Gesamtdauer ohne Sonne auf der SA Definition der Energiezeitlinie und Berechnung des Energiebedarfs Umrechnung der erforderlichen Batterieleistung und Kapazität SA Auslegung: Definition des Leistungsprofils. Simulation der Umlaufbahn unter Berücksichtigung des Sonnenflusses auf der Vorderseite des SA sowie der Albedo der Erde Gekoppelte Simulation von SA-Temperatur und EPS-Modell einschließlich des angewandten Leistungsprofils. Bewertung der Leistungsmetrik.

Verbleibender SoC nach LEOP Verbleibender SoC nach Übergang in Safe mode

Alle Subsysteme beeinflussen sich gegenseitig mit teils gegenläufigen Zielen und kein Subsystem ist i.d.R. weniger relevant als Andere.

Existierende Regularien neigen durch das Akkumulieren von Sicherheiten zur Überdimensionierung

max. 500kg schwer

Höhe und Inklination beeinflussen den Effekt der J2 Störung

Nutzlast Energieversorgung Onboard-Data-Handling Kommunikation Thermalsystem Struktur und Mechanismen Lage- & Bahnreglung