A flexible attitude control system for three-axis stabilized nanosatellites PDF Download

Author: Gordon, Karsten
Publisher: Universitätsverlag der TU Berlin
ISBN: 3798329680
Category : Technology & Engineering
Languages : en
Pages : 197

View

Book Description
This thesis investigates a new concept for the flexible design and verification of an ADCS for a nanosatellite platform. In order to investigate guidelines for the design of a flexible ADCS, observations of the satellite market and missions are recorded. Following these observations, the author formulates design criteria which serve as a reference for the conceptual design of the flexible ADCS. The research of the thesis was carried out during the development of TU Berlin's nanosatellite platform TUBiX20 and its first two missions, TechnoSat and TUBIN. TUBiX20 targets modularity, reuse and dependability as main design goals. Based on the analysis of design criteria for a flexible ADCS, these key design considerations for the TUBiX20 platform were continued for the investigations carried out in this thesis. The resulting concept implements the ADCS as a distributed system of devices complemented by a hardware-independent core application for state determination and control. Drawing on the technique of component-based software engineering, the system is partitioned into self-contained modules which implement unified interfaces. These interfaces specify the state quantity of an input or output but also its unit and coordinate system, complemented by a mathematical symbol for unambiguous documentation. The design and verification process for the TUBiX20 ADCS was also elaborated during the course of this research. The approach targets the gradual development of the subsystem from a purely virtual satellite within a closed-loop simulation to the verification of the fully integrated system on an air-bearing testbed. Finally, the concurrent realization of the investigated concept within the TechnoSat and TUBIN missions is discussed. Starting with the individual ADCS requirements, the scalability of the approach is demonstrated in three stages: from a coarse, but cost- and energy-efficient configuration to realize a technology demonstration mission with moderate requirements (TechnoSat) to a high-performance configuration to support Earth observation missions (TUBIN). Diese Dissertation untersucht ein neues Konzept zur flexiblen Entwicklung und Verifikation eines Lageregelungssystems für eine Nanosatellitenplattform. Als Grundlage für die Erarbeitung eines Leitfadens für die Entwicklung werden zunächst Beobachtung des Satellitenmarkts sowie konkreter Missionen zusammengetragen. Darauf aufbauend formuliert der Autor Entwurfskriterien für die Konzipierung eines flexiblen Lageregelungssystems. Die Dissertation wurde im Rahmen der Entwicklung der TUBiX20 Nanosatellitenplattform und ihrer ersten beiden Missionen, TechnoSat und TUBIN, an der TU Berlin durchgeführt. TUBiX20 verfolgt Modularität, Wiederverwendung und Zuverlässigkeit als Entwicklungsziele. Diese werden unter der Verwendung der vom Autor hergeleiteten Entwurfskriterien in dieser Arbeit im Kontext des Lageregelungssystems verfeinert. Das resultierende Konzept setzt dieses als verteiltes System von Geräten und einem hardware-unabhängigen Software-Kern um. Der Software-Entwurfstechnik Component-based software engineering folgend ist das System in unabhängige Module unterteilt, welche wiederum einheitliche Schnittstellen implementieren. Diese Schnittstellen spezifizieren die Zustandsgrößen für die Ein- und Ausgänge der Module inklusive Einheit, Koordinatensystem und mathematischem Symbol für eine eindeutige Darstellung. Der Entwurfs- und Verifikationsprozess für das TUBiX20 Lageregelungssystem wurde vom Autor im Rahmen der Arbeit untersucht. Hier verfolgt der Ansatz einen schrittweisen übergang von einem virtuellen Satelliten als Simulationsmodell bis hin zur Verifikation des integrierten Systems auf einem Lageregelungsteststand. Abschließend diskutiert die Arbeit die Realisierung des untersuchten Konzepts im Rahmen der Missionen TechnoSat und TUBIN. Beginnend mit den jeweiligen Anforderungen wird die Skalierbarkeit des Ansatzes in drei Stufen demonstriert: von einer groben, aber kosten- und energieeffizienten Konfiguration für eine Technologieerprobungsmission mit moderaten Anforderungen (TechnoSat) bis hin zu einer Konfiguration für hochgenaue Lageregelung als Basis für Erdbeobachtungsmissionen (TUBIN).

Author: Weiß, Sascha
Publisher: Universitätsverlag der TU Berlin
ISBN: 3798332320
Category : Technology & Engineering
Languages : en
Pages : 256

View

Book Description
This thesis investigates the use of GNSS receivers on 1U CubeSats, using the example of BEESAT-4 and BEESAT-9. The integration of such a device on satellites enables highly precise time synchronization, position acquisition and orbit determination and prediction The application fields that depend on an accurate attitude control and orbit determination system and can also be processed by CubeSats are highlighted. Therefore the state of the art of GNSS receivers is described, which are suitable for the use on satellites and could be integrated into 1U CubeSats. Further on it is investigated which subsystems of a small satellite are particularly affected and what the special challenges are to realize a precise positioning with a GNSS receiver. In addition, some developments are presented that have significantly increased the performance of 1U CubeSats in recent years. The system concept of BEESAT satellites is introduced and the evolution of the payload board including the use of the latest sensor technologies for attitude control is described. It is shown how the verification of the satellite's subsystems was performed on the ground, with the focus on testing and simulating the attitude control and the GNSS receiver. The necessary integration steps, the calibration and environmental test campaign are discussed. Both satellites were successfully operated and the results of the on-orbit experiments are presented. It is shown how a three-axis stabilized attitude control was first verified on BEESAT-4 and then a GNSS receiver was successfully operated on BEESAT-9 for more than one year. In addition, the inter-satellite link between BEESAT-4 and BIROS will be analyzed, since it is essential for the relative navigation of satellites. The acquired navigation data was sent to the ground and the identification of BEESAT-9 was carried out using this data. A qualitative analysis of the orbital elements (TLE) of BEESAT-9 was performed systematically due to a daily operation of the GNSS receiver. Furthermore, it was investigated how a small GNSS antenna affects the received signal strength from GNSS satellites and whether this antenna or its amplifier degrades over time. Additionally, an orbit determination and propagation based on the navigation data could be performed and the results are evaluated. The analyzed questions allow a statement about the continuous use of GNSS receivers on 1U CubeSats and if it is necessary to achieve the mission objectives. Diese Arbeit untersucht den Einsatz von GNSS-Empfängern auf 1U CubeSats am Beispiel von BEESAT-4 und BEESAT-9. Das Integrieren einer solchen Komponente auf Satelliten ermöglicht eine hochgenaue Zeitsynchronisation, Positions- und Orbitbestimmung sowie deren Vorhersage Es werden die Anwendungsfelder beleuchtet, die auf ein akkurates Lageregelungs- und Orbitbestimmungssystem angewiesen sind und außerdem auch von CubeSats bearbeitet werden können. Dazu wird der Stand der Technik von GNSS-Empfängern beschrieben, die für den Einsatz auf Satelliten geeignet sind und von ihren Eigenschaften auch auf 1U CubeSats integriert werden könnten. Weitergehend wird untersucht, welche Subsysteme eines Kleinstsatelliten besonders betroffen sind und was die speziellen Herausforderungen sind, um eine präzise Positionsbestimmung mithilfe eines GNSS-Empfängers zu realisieren. Dazu werden auch einige Entwicklungen vorgestellt, die in den letzten Jahren die Leistungsfähigkeit von 1U CubeSats signifikant erhöht haben. Das Systemkonzept der BEESAT Satelliten wird eingeführt und die Evolution der Nutzlastplatine inklusive der Verwendung der jeweils neuesten Sensortechnologien für die Lageregelung beschrieben. Es wird gezeigt wie die Verifikation der Subsysteme des Satelliten am Boden erfolgte, wobei der Fokus auf dem Testen und Simulieren der Lageregelung und dem GNSS-Empfänger liegt. Dazu werden die notwendigen Integrationsschritte, die Kalibrations- und die Umwelttestkampagne diskutiert. Beide Satelliten wurden erfolgreich betrieben und die Ergebnisse der on-orbit Experimente werden vorgestellt. Es wird gezeigt wie zunächst eine dreiachsenstabilisierte Lageregelung auf BEESAT-4 verifiziert und anschließend auf BEESAT-9 über mehr als ein Jahr ein GNSS-Empfänger erfolgreich betrieben wurde. Zusätzlich wird der Intersatelliten Link zwischen BEESAT-4 und BIROS analysiert, da dieser für die Relativnavigation von Satelliten essentiell ist. Die akquirierten Navigationsdaten wurden zum Boden gesendet und die Identifizierung von BEESAT-9 erfolgte mithilfe dieser Daten. Eine qualitative Analyse der Orbitelemente (TLE) von BEESAT-9 konnte systematisch durchgeführt werden durch einen täglichen Einsatz des GNSS-Empfängers. Weiterhin wurde erforscht wie sich eine kleine GNSS-Antenne auf die empfangenen Signalstärken der GNSS Satelliten auswirkt und ob diese Antenne oder ihr Verstärker mit der Zeit degradieren. Zusätzlich konnte eine Orbitbestimmung und -propagation auf Basis der Navigationsdaten durchgeführt und die Ergebnisse ausgewertet werden. Die analysierten Fragestellungen erlauben eine Aussage über den durchgängigen Einsatz von GNSS-Empfängern auf 1U CubeSats und ob dieser notwendig ist um die Missionsziele zu erreichen.

Author: Köthe, Alexander
Publisher: Universitätsverlag der TU Berlin
ISBN: 3798330360
Category : Science
Languages : en
Pages : 288

View

Book Description
Aircraft operating as so-called High Altitude Platform Systems (HAPS) have been considered as a complementary technology to satellites since several years. These aircraft can be used for similar communication and monitoring tasks while operating at a fraction of the cost. Such concepts have been successfully tested. Those include the AeroVironment Helios and the Airbus Zephyr, with an endurance of nearly 624 hours (26 days). All these HAPS aircraft have a high-aspect-ratio wing using lightweight construction. In gusty atmosphere, this results in high bending moments and high structural loads, which can lead to overloads. Aircraft crashes, for example from Google’s Solara 50 or Facebook’s Aquila give proof of that fact. Especially in the troposphere, where the active weather takes place, gust loads occur, which can lead to the destruction of the structure. The Airbus Zephyr, the only HAPS aircraft without flight accidents, provides only a very small payload. Thus it does not fully comply with the requirements for future HAPS aircraft. To overcome the shortcomings of such single-wing aircraft, so-called multibody aircraft are considered to be an alternative. The concept assumes multiple aircraft connected to each other at their wingtips. It goes back to the German engineer Dr. Vogt. In the United States, shortly after the end of World War II, he experimented with the coupling of manned aircraft. This resulted in a high-aspect-ratio wing for the aircraft formation. The range of the formation could be increased correspondingly. The engineer Geoffrey S. Sommer took up Vogt’s idea and patented an aircraft configuration consisting of several unmanned aerial vehicles coupled at their wingtips. However, the patent does not provide any insight into the flight performance, the flight mechanical modeling or the control of such an aircraft. Single publications exist that deal with the performance of coupled aircraft. A profound, complete analysis, however, is missing so far. This is where the present work starts. For the first time, a flying vehicle based on the concept of the multibody aircraft will be analyzed in terms of flight mechanics and flight control. In a performance analysis, the aircraft concept is analyzed in detail and the benefits in terms of bending moments and flight performance are clearly highlighted. Limits for operation in flight are shown considering aerodynamic optimal points. The joints at the wingtips allow a roll and pitch motion of the individual aircraft. This results in additional degrees of freedom for the design through the implementation of different relative pitch and bank angles. For example, using individual pitch angles for individual aircraft further decreases the induced drag and increases flight performance. Because the lift is distributed symmetrically, but not homogenously along the wingspan, a lateral trim of the individual aircraft in formation flight becomes necessary. The thesis presents a new method to implement this trim by moving the battery mass along half the wingspan, which avoids additional parasite drag. Further, a complete flight dynamics model is provided and analyzed for aircraft that are mechanically connected at their wingtips. To study this model in detail, a hypothetical torsional and bending spring between the aircraft is introduced. If the spring constants are very high, the flight dynamics model has properties similar to those of an elastic aircraft. Rigid-body and formation eigenmotions can be clearly distinguished. If the spring constants are reduced towards zero, which represents the case of the multibody aircraft, classical flight mechanics eigenmotions and modes resulting from the additional degrees of freedom are coupled. This affects the eigenstructure of the aircraft. Hence, normal motions with respect to the inertial space as known from a rigid aircraft cannot be observed anymore. The plant also reveals unstable behavior. Using the non-linear flight dynamics model, flight controllers are designed to stabilize the plant and provide the aircraft with an eigenstructure similar to conventional aircraft. Different controller design methods are used. The flight controller shall further maintain a determined shape of the flight formation, it shall control flight, bank and pitch angles, and it shall suppress disturbances. Flight control theories in the time domain (Eigenstructure assignment) and in the frequency domain (H-infinity loop-shaping) are considered. The resulting inner-control loops yield a multibody aircraft behavior that is similar to the one of a rigid aircraft. For the outer-control loops, classical autopilot concepts are applied. Overall, the flight trajectory of the multibody aircraft above ground is controlled and, thus, an actual operation as HAPS is possible. In the last step, the flight controller is successfully validated in non-linear simulations with complete flight dynamics. Flugzeuge in der Form von sogenannten Höhenplattformen (engl. High-Altitude Platform Systems, HAPS) werden seit einigen Jahren als kostengünstige Ergänzung zu teuren Satelliten betrachtet. Diese Flugzeuge können für ähnliche Kommunikations- und überwachungsaufgaben eingesetzt werden. Zu den gegenwärtigen Konzepten solcher Fluggeräte, die bereits erfolgreich im Flugversuch eingesetzt wurden, zählen der Helios von AeroVironment und der Airbus Zephyr, der eine Flugdauer von fast 624 Stunden (26 Tagen) erreicht hat. Alle diese HAPS-Flugzeuge besitzen einen Flügel langer Streckung, der in Leichtbauweise konstruiert ist. Hieraus resultieren in böiger Atmosphäre hohe Biegemomente und starke strukturelle Belastungen, die zu überbelastungen führen können. Flugunfälle beispielsweise von Googles Solara 50 oder Facebooks Aquila belegen dies. Insbesondere in der Troposphäre, in der das aktive Wetter stattfindet, treten Böenlasten auf, die die Struktur zerstören können. Der Airbus Zephyr, der bisher als einziges HAPS-Flugzeug frei von Flugunfällen ist, besitzt nur eine sehr geringe Nutzlast. Daher kann er die Anforderungen an zukünftige HAPS-Flugzeuge nicht vollständig erfüllen. Um die Schwachstellen solcher Ein-Flügel-Konzepte zu überwinden, wird in dieser Arbeit ein alternatives Flugzeugkonzept betrachtet, das als Mehrkörperflugzeug bezeichnet wird. Das Konzept geht von mehreren, an den Flügelspitzen miteinander verbundenen Flugzeugen aus und beruht auf Ideen des deutschen Ingenieurs Dr. Vogt. Dieser hatte in den USA kurz nach Ende des Zweiten Weltkrieges bemannte Flugzeuge aneinanderkoppeln lassen. Hierdurch ergab sich ein Flugzeugverbund mit einem Flügel langer Streckung. Damit konnte die Reichweite des Verbundes gesteigert werden. Geoffrey S. Sommer griff die Idee von Vogt auf und lies sich eine Flugzeugkonfiguration patentieren, die aus mehreren, unbemannten Flugzeugen besteht, die an den Enden der Tragflächen miteinander gekoppelt sind. Die Patentschrift gibt jedoch keinen Einblick in die Flugleistungen, die flugmechanische Modellierung oder die Regelung eines solchen Fluggerätes. Vereinzelt existieren Veröffentlichungen, die sich mit den Flugleistungen von gekoppelten Luftfahrzeugen beschäftigen. Eine tiefgreifende, vollständige flugmechanische Analyse fehlt jedoch bisher. Hier setzt die vorliegende Arbeit an. Ein Fluggerät basierend auf dem Konzept des Mehrkörperflug-zeugs wird erstmalig hinsichtlich der Flugmechanik und Flugregelung untersucht. In einer Flugleistungsbetrachtung wird das Flugzeugkonzept genau analysiert und die Vorteile hinsichtlich der Biegemomente und der Flugleistungen klar herausgestellt. Die Grenzen des Einsatzes im Flugbetrieb werden mithilfe aerodynamischer Optimalpunkte aufgezeigt. über die Lager an den Flügelspitzen, die eine relative Roll- und Nickbewegung der Flugzeuge untereinander ermöglichen, ergeben sich durch die Einstellung unterschiedlicher Längslage- und Hängewinkel zusätzliche Freiheitsgerade im Entwurf. Die Verwendung unterschiedlicher Nicklagewinkel der einzelnen Flugzeuge reduziert beispielsweise den induzierten Widerstand weiter und steigert die Flugleistung. Durch die symmetrische, entlang der Spannweite jedoch nicht homogene Auftriebsverteilung ist auch eine laterale Trimmung der einzelnen Flugzeuge in der Formation notwendig. Hier stellt die Arbeit eine neuartige Möglichkeit vor, um diese Trimmung ohne zusätzlichen parasitären Widerstand mittels Verschiebung der Batteriemasse entlang der Halbspannweite umzusetzen. Weiterhin wird ein vollständiges flugdynamisches Modell für über mechanische Lager verbundene Luftfahrzeuge aufgestellt und analysiert. Für diese Analyse wird eine hypothetische Torsions- und Biegefeder zwischen den Flugzeugen modelliert. Sind die Federsteifigkeiten hinreichend hoch, besitzt das flugdynamische Modell Eigenschaften, die einem elastischen Flugzeug entsprechen. Starrkörper- und elastische Eigenbewegungsformen sind in diesem Fall klar separiert. Bei immer weiterer Reduzierung, bis auf eine Federsteifigkeit von Null, kommt es zu Kopplungen zwischen den klassischen, flugmechanischen Eigenbewegungsformen und den Moden aus den zusätzlichen Freiheitsgraden. Dies stellt den Auslegungsfall für das Mehrkörperflugzeug dar. Hierbei verändert sich die Eigenstruktur (engl. eigenstructure) des Flugzeugs und normale, bei einem starren Flugzeug beobachtbare Bewegungen gegenüber dem inertialen Raum sind nicht mehr erkennbar. Zusätzlich zeigt die Strecke instabiles Verhalten. Basierend auf dem nichtlinearen, flugdynamischen Modell werden mit verschiedenen Methoden Regler entworfen, die die Regelstrecke stabilisieren und dem Flugzeug eine Streckenstruktur zuweisen, die derjenigen klassischer Flugzeuge ähnelt. Zudem soll durch die Regler eine vorgegebene Form des Flugzeugverbundes beibehalten werden, die Fahrt, der Längs- und Rolllagewinkel sollen geregelt und Störungen unterdrückt werden. Als Auslegungsverfahren werden Theorien der Zustandsregelungen im Zeitbereich (Eigenstrukturvorgabe) und Frequenzbereich (H-infinity loop-shaping) verwendet. Hierdurch wird durch die inneren Regelschleifen ein Verhalten des Mehrkörperflugzeugs erzielt, das dem eines starren Flugzeugs entspricht. Für die äußeren Regelschleifen werden anschließend klassische Konzepte von Autopiloten verwendet. Im Ergebnis ist eine Regelung des Flugweges über Grund des Mehrkörperflugzeugs und somit ein tatsächlicher Betrieb als HAPS möglich. Die Funktionalität des Reglers wird abschließend in nichtlinearen Simulationen mit vollständiger Flugdynamik verifiziert.

Author: Buscher, Martin
Publisher: Universitätsverlag der TU Berlin
ISBN: 3798330727
Category : Technology & Engineering
Languages : en
Pages : 174

View

Book Description
Global radio frequency spectrum use for satellite communication is a present-day challenge that has been aggravated by the increased launch of small satellites during the past 15 years. This thesis aims to examine both regulatory and technical aspects of spectrum use. The focus of this examination is on frequency bands that are commonly used by small satellites and on those bands that might be applicable for future use. The thesis content is subdivided into three parts. The first part presents the needed background on small satellites as well as the regulatory environment for small satellites. The second part gives insight into the results of a theoretical assessment of current and future small satellite allocations. The third part depicts two concepts for on-orbit spectrum analysis applications which allow the analysis of the problem from the technical side, including first flight results. After studying this work, the reader shall be able to understand regulatory procedures for frequency coordination and to acknowledge challenges for both satellite developers and responsible administrations. The presented hardware implementations for spectrum analysis shall serve as a tool for improved frequency coordination in the near future. Durch die steigende Anzahl von Kleinstsatellitenstarts in den letzten 15 Jahren ist auch die Auslastung von Funkspektrum für die Satellitenkommunikation signifikant gestiegen. Während die ersten Kleinstsatelliten (CubeSats) aufgrund ihrer Neuheit und ihrer kurzen Lebenszeit von regulatorischer Seite unbeachtet blieben, stiegen in den letzten Jahren Interferenzfälle sowie die Frage, wie Kleinstsatelliten regulatorisch behandelt werden sollen. Diese Arbeit betrachtet die aktuelle und zukünftige Nutzung von Funkspektrum für Kleinsatelliten aus regulatorischer und technischer Sicht. Der erste Teil der Arbeit behandelt die regulatorischen Rahmenbedingungen von Kleinstsatelliten und bietet einen Einblick in das Themengebiet Frequenzkoordinierung. Der zweite Teil untersucht Möglichkeiten zur verbesserten Frequenzkoordinierung im Rahmen von ITU-Studien. Im dritten Teil der Arbeit wird die technische Implementierung von Weltraumanwendungen zur Spektrumanalyse präsentiert. Flugergebnisse eines Spektrumanalysator sowie eine Satellitennutzlast zur Spektrumanalyse werden vorgestellt. Durch die Lektüre dieser Arbeit soll eine Einführung in die Frequenzkoordinierung von Kleinstsatelliten gegeben werden. Aktuelle Entwicklungen auf regulatorischer Seite sowie aktuelle und zukünftige Ergebnisse der Spektrumanalyse aus dem Orbit werden als Hilfsmittel für Koordinierungsvorgänge vorgestellt.

Author: Grau, Sebastian
Publisher: Universitätsverlag der TU Berlin
ISBN: 3798330263
Category : Technology & Engineering
Languages : en
Pages : 174

View

Book Description
This thesis investigates potential technologies to increase the integration density of CubeSats. Observations of the CubeSat market and missions are recorded in order to derive design criteria for high performance single unit CubeSats. A promising approach to increased integration density is relocation of the components of multiple satellite subsystems to form a highly integrated, multi-functional solar panel. Eligible components are usually allocated to the communication system, the electric power system, or the attitude determination and control system. In a joint research project, development, optimization, and miniaturization of those components in order to form a highly integrated, multi-functional solar panel is investigated. The author first summarizes the development work of the project partners for a picosatellite solar antenna and puts it into relation to the overall solar panel design. Advantage of using solar antennas over simple patch antennas is the reduced loss of solar cell area, and hence available electric power, that is usually accompanied by the usage of higher frequency bands for broadband payload data transmission. Magnetic attitude actuators are the backbone of CubeSat attitude control. In order to increase their performance and lower their resource consumption, numerical optimization of the commonly used three coil types is investigated by the author. This leads to the formulation of a novel optimization approach, which is better suited to real-world considerations for magnetic actuator design. Results from the application of the optimization procedure show potential for every coil type. The state of the art of a novel type of attitude control actuators, so-called fluid-dynamic actuators which are based on angular momentum exchange, is advanced by the author by introducing miniaturized 3D-printed conduits for single unit CubeSat applications. Following development and functional verification, actuators are compared to existing reaction wheel systems, which shows their superiority for agile attitude maneuvers and integration with the satellite bus. Further investigation exploits additive manufacturing technologies to create redundancy concepts using four actuators with three-dimensional conduits.Finally, development, optimization, and miniaturization of subsystem components is brought together in the design, assembly, and test of a highly integrated, multi-functional solar panel. Analysis of a single unit CubeSat design that applies different configurations of the multi-functional solar panel shows the potential for more than 50% payload mass and payload volume. This brings integration density of single unit CubeSats to a level similar to that of the larger triple unit form factors currently employed for the New Space mega-constellations. Diese Dissertation untersucht mögliche Technologien zur Erhöhung der Integrationsdichte von CubeSats. Beobachtungen des CubeSat-Marktes und ausgewählter Missionen werden zusammengetragen um Entwurfskriterien für hochperformante 1U CubeSats abzuleiten. Ein vielversprechender Ansatz zur Erhöhung der Integrationsdichte ist der Umzug von Komponenten verschiedener Satellitensubsysteme auf ein zu entwickelndes hochintegriertes, multifunktionales Solarpaneel. Infrage kommende Komponenten sind für gewöhnlich dem Kommunikationssystem, dem Energieversorgungssystem, oder dem Lageregelungssystem zugeordnet. In Rahmen eines gemeinschaftlichen Forschungsvorhabens wurden Entwicklung, Optimierung, und Miniaturisierung ausgewählter Komponenten eines solchen hochintegrierten, multifunktionalen Paneels untersucht. Durch den Autor wird zunächst die Entwicklung einer Solarantenne für Pikosatelliten durch den Projektpartner zusammengefasst und in Zusammenhang um Entwurf des Solarpaneels gebracht. Der Vorteil einer Solarantenne gegenüber einer einfachen Patch-Antenne ist der geringere Verlust an Solarzellenfläche, und damit zur Verfügung stehender elektrischer Leistung, der üblicherweise mit der Verwendung höherer Frequenzbänder zur breitbandigen Nutzlastdatenübertragung einhergeht. Magnetische Lageregelungsaktuatoren bilden das Rückgrat der CubeSat-Lageregelung. Um deren Leistungsfähigkeit zu erhöhen und den Ressourcenverbrauch zu verringern, wird durch den Autor die numerische Optimierung der drei gebräuchlichen Spulentypen untersucht. Dies führt zur Formulierung eines neuartigen Optimierungsansatzes welcher besser für die Anwendung realer Entwurfsprobleme geeignet ist. Die Optimierungsergebnisse zeigen ein großes Potential für die Optimierung aller betrachteter Spulentypen auf. Der Stand der Technik im Bereich neuartiger Lageregelungsaktuatoren, den sogenannten fluiddynamischen Aktuatoren die auf Drehimpulsaustausch basieren, wird durch den Autor durch die Einführung miniaturisierter 3D-gedruckter Kanäle für die Verwendung auf 1U CubeSats vorangebracht. Im Anschluss an die Entwicklung und funktionale Verifikation werden diese Aktuatoren mit existierenden Reaktionsradsystemen verglichen, was deren Überlegenheit bei agilen Lageregelungsmanövern und der Integration in den Satellitenbus aufzeigt. Weitere Untersuchungen nutzen die additiven Herstellungsverfahren zur Darstellung von redundanten Konzepten bestehend aus vier Aktuatoren mit dreidimensionalen Kanalgeometrien. Abschließend werden Entwicklung, Optimierung und Miniaturisierung der Subsystemkomponenten im Entwurf, Aufbau und Test eines hochintegrierten, multifunktionalen Seitenwandpaneels zusammengeführt. Die Analyse eines 1U CubeSat-Entwurfs unter Verwendung verschiedener Konfigurationen des multifunktionalen Solarpaneels zeigt ein Potential für jeweils mehr als 50% verfügbarer Nutzlastmasse und Nutzlastvolumen vom gesamten Satelliten. Dies hebt die Integrationsdichte von 1U CubeSats auf ein ähnliches Niveau der 3U Formfaktoren, welche gegenwärtig bei den New Space Megakonstellationen zur Anwendung kommen.

Author: Hans-Peter Röser
Publisher: Walter de Gruyter
ISBN: 311091980X
Category : Science
Languages : en
Pages : 465

View

Book Description
The biennial IAA Symposium on Small Satellites for Earth Observation provides a forum for scientists, engineers and managers to exchange information about planned and on-going programs and missions, and present new ideas, covering small satellite mission objectives as well as technology and management aspects for dedicated earth observation satellites. This volume presents selected contributions of the 5th IAA Symposium on Small Satellites for Earth Observation, April 4 - 8, 2005, organized by the International Academy of Astronautics (IAA), Paris, France, and hosted by the German Aerospace Center (DLR), Berlin, Germany.

Author: Frederick A. Leve
Publisher: Springer
ISBN: 3319225634
Category : Technology & Engineering
Languages : en
Pages : 262

View

Book Description
The goal of this book is to serve both as a practical technical reference and a resource for gaining a fuller understanding of the state of the art of spacecraft momentum control systems, specifically looking at control moment gyroscopes (CMGs). As a result, the subject matter includes theory, technology, and systems engineering. The authors combine material on system-level architecture of spacecraft that feature momentum-control systems with material about the momentum-control hardware and software. This also encompasses material on the theoretical and algorithmic approaches to the control of space vehicles with CMGs. In essence, CMGs are the attitude-control actuators that make contemporary highly agile spacecraft possible. The rise of commercial Earth imaging, the advances in privately built spacecraft (including small satellites), and the growing popularity of the subject matter in academic circles over the past decade argues that now is the time for an in-depth treatment of the topic. CMGs are augmented by reaction wheels and related algorithms for steering all such actuators, which together comprise the field of spacecraft momentum control systems. The material is presented at a level suitable for practicing engineers and those with an undergraduate degree in mechanical, electrical, and/or aerospace engineering.

Author: F. Landis Markley
Publisher: Springer
ISBN: 1493908022
Category : Technology & Engineering
Languages : en
Pages : 501

View

Book Description
This book explores topics that are central to the field of spacecraft attitude determination and control. The authors provide rigorous theoretical derivations of significant algorithms accompanied by a generous amount of qualitative discussions of the subject matter. The book documents the development of the important concepts and methods in a manner accessible to practicing engineers, graduate-level engineering students and applied mathematicians. It includes detailed examples from actual mission designs to help ease the transition from theory to practice and also provides prototype algorithms that are readily available on the author’s website. Subject matter includes both theoretical derivations and practical implementation of spacecraft attitude determination and control systems. It provides detailed derivations for attitude kinematics and dynamics and provides detailed description of the most widely used attitude parameterization, the quaternion. This title also provides a thorough treatise of attitude dynamics including Jacobian elliptical functions. It is the first known book to provide detailed derivations and explanations of state attitude determination and gives readers real-world examples from actual working spacecraft missions. The subject matter is chosen to fill the void of existing textbooks and treatises, especially in state and dynamics attitude determination. MATLAB code of all examples will be provided through an external website.

Author: Herbert J. Kramer
Publisher: Springer Science & Business Media
ISBN: 9783540423881
Category : Computers
Languages : en
Pages : 1552

View

Book Description
Windows-/Macintosh-Version

Author: J.R. Wertz
Publisher: Springer Science & Business Media
ISBN: 9400999070
Category : Technology & Engineering
Languages : en
Pages : 877

View

Book Description
Roger D. Werking Head, Attitude Determination and Control Section National Aeronautics and Space Administration/ Goddard Space Flight Center Extensiye work has been done for many years in the areas of attitude determination, attitude prediction, and attitude control. During this time, it has been difficult to obtain reference material that provided a comprehensive overview of attitude support activities. This lack of reference material has made it difficult for those not intimately involved in attitude functions to become acquainted with the ideas and activities which are essential to understanding the various aspects of spacecraft attitude support. As a result, I felt the need for a document which could be used by a variety of persons to obtain an understanding of the work which has been done in support of spacecraft attitude objectives. It is believed that this book, prepared by the Computer Sciences Corporation under the able direction of Dr. James Wertz, provides this type of reference. This book can serve as a reference for individuals involved in mission planning, attitude determination, and attitude dynamics; an introductory textbook for stu dents and professionals starting in this field; an information source for experimen ters or others involved in spacecraft-related work who need information on spacecraft orientation and how it is determined, but who have neither the time nor the resources to pursue the varied literature on this subject; and a tool for encouraging those who could expand this discipline to do so, because much remains to be done to satisfy future needs.