Aufbau des Elektroniksystems der MIRKA2

Aufbau des Elektroniksystemsder MIRKA2 Mikrorückkehrkapsel

und dessen Flugergebnisse auf REXUS 19

M.T. Koller1,4, G. Herdrich1,2, A.S. Pagan1,S. Fasoulas1, S. Klinkner1, R. Laufer2,3, C. Montag1 und das KSAT Studententeam4

1Institut für Raumfahrtsysteme, Universität Stuttgart, Deutschland2CASPER, Baylor University, Waco, Texas, USA

3Space Lab, University of Cape Town, South Africa4J.P. Baumann, A. Behnke, M. Ehresmann, J. Franz, D. Galla, B. Gäßler, F. Grabi,M. Koller, N. Müller, A. Papanikolaou, J. Rieser, F. Schäfer, V. Schöneich, H. Seiler,

M. Siedorf, V. Starlinger, A. Stier, A. Tabelander, F. Vardar, S. Wizemann

Zusammenfassung

Diese Publikation behandelt das Design des Elektroniksystems der MIRKA2 Mikrorückkehrkapsel, einem Systemzur Erprobung von Hitzeschutzmaterialien im CubeSat Format. Des Weiteren werden die beim Flug auf derHöhenforschungsrakete REXUS 19 gewonnenen Ergebnisse im Bezug auf das Elektroniksystem vorgestellt.

1 EINLEITUNG

Forschung und Entwicklung im Bereich der Wieder-eintrittstechnologie sind wichtig, um die Sicherheitzukünftiger bemannter und unbemannter Raumfahrt-missionen während ihrer letzten Phase gewährleistenzu können. Dabei sind Hitzeschutzmaterialen und de-ren Eigenschaften von zentraler Bedeutung. Zur Un-tersuchung dieser Materialien stehen verschiedeneAnsätze zur Verfügung.Die numerische Simulation von Hitzeschutzmateria-len im Einsatz stellt eine Herangehensweise dar. Lei-der ist es nicht ohne Weiteres möglich die kom-plexen strömungsmechanischen und thermodynami-schen Effekte auf Materialien bei geringer Kennt-nis des Materialverhaltens realitätsgetreu abzubilden.Vereinfachte Modelle müssen herangezogen werden,um Berechnungen sinnvoll durchführen zu können.Deshalb stellt sich zumeist die Frage nach der Aus-sagekraft numerischer Simulationen.Ein weiterer Ansatz sind experimentelle Tests. Die-se können zum Beispiel in Plasmawindkanälen, Stoß-rohren oder Freifluganlagen erfolgen. Die aerother-modynamischen und mechanischen Lasten könnenso unter Berücksichtigung der Randbedingungender Testanlage und der Probengeometrie das tat-sächliche Materialverhalten der Hitzeschutzmaterial-ien liefern. Stoßrohre und Freifluganlagen sind da-bei bezüglich der Probengröße stark begrenzt, bildendie strömungsmechanischen Ähnlichkeitskennzahlen

hingegen gut ab. Die Stärke von Plasmawindkanä-len liegt in der Nachstellung der thermochemischenRandbedingungen und der Größe der Probengeome-trien, wohingegen strömungsmechanischen Ähnlich-keitskennzahlen weniger gut abgebildet werden kön-nen. [1]Möchte man alle Effekte auf das Wiedereintrittsfahr-zeug realitätsgetreu erfassen, so ist es notwendig tat-sächliche Wiedereintritte mit Raumfahrzeugen durch-zuführen. Dies ist jedoch mit einem hohen Zeit- undKostenaufwand verbunden und daher mit maßstabs-getreuen Raumfahrzeugen allein zum Zwecke derHitzeschildqualifikation nicht praktikabel. Eine Mög-lichkeit dieses Problem zu umgehen ist es kleineund daher vom Kosten- und Entwicklungsaufwandbegrenzte Systeme zu entwickeln. Gestützt vom Auf-stieg der Pikosatelliten im CubeSat-Format im letztenJahrzehnt sind so die neuen, interessanten Möglich-keiten der miniaturisierten Wiedereintrittskapseln ent-standen.

2 MOTIVATION

Die Entwicklung des Elektroniksystems für eine mini-aturisierte Wiedereintrittskapsel steht im Kontext desMikro Rückkehr Kapsel 2 (MIRKA2) Projektes - einemstudentischen Projekt betreut vom Institut für Raum-fahrtsysteme (IRS) der Universität Stuttgart. Das Zieldes MIRKA2 Projektes ist es eine Plattform für ein-fache und kostengünstige Tests von Hitzeschildma-

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BILD 1: Cubesat Atmospheric Probe for Education (CAPE) Missionsübersicht

terialien anzubieten. Das Elektroniksystem ist hier-bei für mehrere Projekte von Bedeutung. Die Cube-Sat Atmospheric Probe for Education (CAPE) Mis-sion behandelt die Entwicklung eines Pikosatellitenim CubeSat-Format, dessen Nutzlast unter anderemdie Mikrorückkehrkapsel ist. Der Missionsablauf die-ser CubeSat-Wiedereintrittsmission ist in Abbildung1 dargestellt. Nach dem Aussetzen des CubeSatsvom entsprechenden Träger ändert der dieser mit Hil-fe eines elektrischen Triebwerkes seine Bahn und

BILD 2: MIRKA2-RX Missionsübersicht

ermöglicht es so die Wiedereintrittskapsel zur ent-sprechenden Zeit auf einer Wiedereintrittsbahn frei-zusetzen. [2] Ziele der Mission sind unter anderemdie Messung der Temperaturen und Wärmeströme imHitzeschutzmaterial sowie radiometrische Messun-gen am Staupunkt der Wiedereintrittskapsel. Druck-,Lage- und Positionsinformationen sind zudem von In-teresse. Nach Ende der Blackoutphase werden dieMessdaten über Satellitenlink versendet. Die unge-bremste Wasserung stellt das Ende der Mission dar.Als Vorbereitung für die CAPE Mission wurde einPrototyp der MIRKA2-Wiedereintrittskapsel im Rah-men des Rocket Experiment for University Students(REXUS) entwickelt, gebaut und geflogen. BeimREXUS Programm handelt es sich um ein raketen-gestütztes Höhenforschungsprogramm, welches - be-treut von DLR, ZARM, SSC und ESA - von Studen-ten gebaute Experimente auf einer ballistischen Flug-bahn Forschung unter Weltraumbedingungen ermög-licht. [3] MIRKA2-RX ist im März 2016 erfolgreich ge-flogen. [4, 5] Der Ablauf der MIRKA2-RX Mission istin Abbildung 2 veranschaulicht. Die MIRKA2-RX Mis-sion diente als Qualifikation der Kapsel und des Se-parationsmechanismus. Besondere Wichtigkeit kamdem Elektroniksystem zu, das als Herzstück der Kap-sel den Funktionsumfang definiert.

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3 PROBLEME DER MINIATURISIERUNG

Der Grundgedanke der Miniaturisierung ist es, Syste-me, die üblicherweise große Massen, Abmessungenund Volumina besitzen, in eben diesen Bereichen aufein Minimum zu reduzieren.Bei den mechanischen Strukturen der MIRKA2 Kap-sel ist dies ohne Probleme möglich gewesen. EineMiniaturisierung der Struktur bietet sogar den Vorteil,dass die meisten Komponenten als integrale Bauteilegefertigt werden können, da sie in einem Stück in her-kömmliche Fräsen und Drehmaschinen passen.Leider lässt sich dies nicht auf die Elektronik übertra-gen. Das Elektroniksystem als „Embedded System”besteht aus vielen Mikrochips, passiven und aktivenBauelementen, Leiterbahnen und -platten und größe-ren Modulen. Jedes der Bestandteile an sich ist bis zueinem gewissen Grad miniaturisiert worden. Ein per-fekt miniaturisiertes Elektroniksystem würde idealer-weise aus einem einzigen Mikrochip oder Modul be-stehen. Da diese Lösung jedoch aus Anforderungs-,Fertigungs- und Kostengründen nicht zur Verfügungsteht, muss weiterhin auf das Zusammenspiel vondiskreten Komponenten gesetzt werden.Viele dieser elektronischen Komponenten haben inden letzten Jahrzehnten eine deutliche Verkleinerungder Größe und Masse bei steigender Performance er-fahren. Jedoch gibt es auch Bauteile, die sich nichtverkleinern lassen, da ihre Größe stark an ihre phy-sikalischen Eigenschaften geknüpft sind. Als Bei-spiel seien hier Antennen genannt. Verkleinert maneine Antenne, so steigt im Allgemeinen die Sendefre-quenz. Dies bedeutet, dass auch die Empfangsanten-nen angepasst werden müssen. In den meisten Fäl-len ist dies nicht ohne Weiteres möglich. So müsstebei MIRKA2 die Empfangsantenne der Iridium Kom-munikationssatelliten angepasst werden. Das ist kei-ne sinnvolle Option und folglich muss mit einer relativgesehen großen Antenne gearbeitet werden.Ein ähnliches Problem entsteht bei der Sendeleis-tung. Sendeleistungen im niedrigen Wattbereich stel-len für ein größeres System keine große Herausfor-derung da, da typischerweise eine geeignete Strom-versorgung zur Verfügung gestellt werden kann. Fürdie MIRKA2 Kapselelektronik sind die hohen Puls-ströme des Transmitters jedoch eine ernst zu neh-mende Schwierigkeit. Auch hier sind kleinere Sende-leistungen keine Option, da die Nachrichten nur alsHintergrundrauschen bei den entsprechenden Kom-munikationssatelliten ankommen würden.Bleibt man in derselben Generation an Elektronik,so lässt sich auch feststellen, dass im Allgemeinen,größere Systeme eine höhere Komplexität und damitverbunden eine größere Leistungsfähigkeit besitzen.Bessere Messgenauigkeiten, größere Datenübertra-gungsraten, eine gesteigerte Rechenleistung, redun-dante Systemarchitekturen und vieles mehr sind Ei-genschaften, die bei miniaturisierter Elektronik weni-

ger ausgeprägt sind. Als Beispiel seien hier die Druck-sensoren genannt. Die Auswahl an Vakuumdrucksen-soren auf dem Markt ist immens. Möchte man jedochSmall-Outline-Integrated-Circuit (SOIC) Chips dieserArt erwerben, so stellt man fest, dass die Auswahlstark eingeschränkt ist. Physikalisch sind solche Lö-sungen im Bereich des technisch Möglichen, aller-dings ist die Nachfrage hierfür verschwindend klein,weshalb Mikrochips dieser Art nicht serienmäßig pro-duziert werden.

4 SYSTEMBESCHREIBUNG

4.1 Missionsanforderungen

Die Missionsanforderungen der MIRKA2-CAPECubeSat-Mission sind treibend für das Elektronik-system und wurden als Designgrundlage verwendet.Hierzu zählen hauptsächlich die geometrischenRahmenbedingungen. Die Kapsel muss kleiner alseine CubeSat-Einheit von 10 cm x 10 cm x 10 cm sein,eine für einen Wiedereintritt strömungstechnisch opti-mierte Form und einen Schwerpunkt möglichst naheam Staupunkt besitzen, um die flugdynamischen Ei-genschaften nicht negativ zu beeinflussen. Währenddes Wiedereintritts sind vor allem mechanische undthermische Lasten kritisch. Es wird nicht gefordert,dass die Kapsel den Aufprall auf der Erdoberflächeübersteht, jedoch sollten alle relevanten Messdatenbis dahin über ein Satellitennetzwerk versendetworden sein.Das Elektroniksystem ist mit Sensoren auszustatten,die während des Wiedereintritts Daten über die Lageder Kapsel, das Verhalten des Hitzeschildes unddie unmittelbare Umgebung der Kapsel sammeln.Die Messwerte sind zwischenzuspeichern und inkomprimierter Form über ein Satellitenkommunikati-onssystem zu versenden. [6]

4.2 Subsysteme

Abbildung 3 zeigt einen Schnitt durch das 3DCAD Modell der Mirka2 Kapsel auf dem Stand vonMIRKA2-RX. Man sieht, dass das Elektroniksystem,die Batterien und deren Haltevorrichtungen fast daskomplette Innenvolumen einnimmt. Im Folgenden sol-len die einzelnen Komponenten und Systeme nähererläutert werden.Das Elektroniksystem der Kapsel kann in die Be-reiche Sensorik, Datenverarbeitung, Datensicherung,Datenübertragung und Stromversorgung eingeteiltwerden.

4.2.1 Sensorik

Als Sensoren stehen Thermoelemente mit Kaltstel-lenkompensationschips zur Messung der Absoluttem-peratur (−200 ◦C bis +900 ◦C) an drei Punkten in je-

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BILD 3: Querschnitt der Kapsel mit Elektronik

weils zwei verschiedenen Tiefen im Hitzeschild zurVerfügung. Zunächst wurden anstatt Thermoelemen-ten der Typen R oder S, welche Messungen bis über+1700 ◦C erlauben, aus Kostengründen Thermoele-mente des Typs K (NiCr-Ni) verwendet. Ein Tauschzu Thermoelementen des Typs R oder S ist im Falleeines realen Wiedereintritts unabdingbar. Dies ist auselektronischer Sicht auch ohne Weiteres möglich.Die Temperatur der Platine kann ebenfalls an ver-schiedenen Stellen erfasst werden. Die Messung derPlatinentemperatur wird von den Kaltstellenkompen-sationschips sowie einem digitalen Drucksensor vor-genommen. Diese Informationen sind für einen Wie-dereintritt interessant, da im Falle von Temperaturenjenseits von +85 ◦C die Maximaltemperaturen einzel-ner Bauteile überschritten werden.Drei Drucksensoren wurden implementiert. Zwei di-gitale Drucksensoren messen den Druck auf der un-teren Platine sowie den Staudruck durch einen Sen-sor, welcher in einer Vertiefung im Wolframgewichtmit Zugang zum optischen Kanal angebracht ist. Eindritter Analogdrucksensor dient als prinzipredundan-tes System und erfasst ebenfalls den Druck im Kap-selinneren. Leider war es nicht möglich, kleine Sen-soren mit passender Schnittstelle, Stromverbrauchund Spannungsbereich zu finden, welche die Mes-sung kleinerer Drücke erlauben. Der Messbereich desdigitalen Drucksensors (MS5607-02BA03) deckt mit1− 120 kPa lediglich Höhen unterhalb von 31 km ab,während der Analogdrucksensor (MP3H6115A) nurunterhalb von 13.5 km brauchbare Messwerte liefert.Eine Thermosäule (Dexter Digital-ST60) misst die

Strahlungstemperatur und -intensität des Plasmas amStaupunkt durch den optischen Kanal. Da im Fal-le der Höhenforschungsrakete kein Plasma generiertwird, handelt es sich hierbei um eine Qualifikation derFunktion für die spätere Wiedereintrittsmission.Als inertiale Messeinheit (IMU) steht ein Sensor(BNO055) zur Verfügung, welcher Drehraten, Be-schleunigungen und Magnetfeldstärke in drei Achsenmessen kann. Die IMU ist selbstkalibrierend und führteine automatische Sensorfusion der prinzipverschie-denen Messmethoden durch um die Qualität der Mes-sungen zu verbessern.Ein einfaches globales Navigationssatellitensystem(GNSS) Modul (LS20031) ermöglicht es Positions-daten im Rahmen der vom Missile Technology Con-trol Regime erlaubten Bereiche (v < 515 m

s , h <18 km) zu ermitteln. Für einen Echtflug ist dieses Mo-dul durch ein raumfahrtqualifiziertes Teil auszuwech-seln, da Geschwindigkeiten und Höhen jenseits dereben genannten Werte liegen. Hierfür ist aktuell einfreigeschalteter UBlox-8 Chip angedacht. Dieser be-sitzt ebenfalls eine UART Schnittstelle und passen-de elektrische Charakteristika bei einer kleinen Grö-ße. Zudem ist das Ausgabeformat konfigurierbar undlässt damit mehr Möglichkeiten als das aktuelle Modulzu.

4.2.2 Datenverarbeitung & Datensicherung

Die gesammelten Messdaten werden von drei AT-Mega 328P Mikrocontrollern an einem seriellen Bus(SPI) gesammelt und verarbeitet. Diese weit verbrei-teten Mikrocontroller wurden gewählt, da deren Hand-

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habung recht einfach ist und über die Arduino Umge-bung eine große Anzahl an Softwarebibliotheken zuSensoren und Peripheriegeräten existieren. Abgesi-chert wird die Dreierverschaltung der Mikrocontrollerüber einen Watchdogmechanismus mit Mehrheitsvo-ting, der Mikrocontroller zurücksetzt, falls sie durcheinen Fehler in einen passiven oder erratischen Zu-stand fallen.ATMega 328P Mikrocontroller haben einen Span-nungsbereich von 1.8 bis 5.5V . Üblicherweise werdendiese Mikrocontroller mit 5.0V betrieben, da dies ei-nen höheren Takt ermöglicht. Allerdings wurde, da al-le anderen Sensoren und Mikrochips bei 3.3V lauffä-hig sind, letztere Spannung bevorzugt, um Lösungenzur Logiklevelkonvertierung zu vermeiden. Der Taktist hierbei mit 8MHz gewählt worden.Die Messdaten werden initial im Random AccessMemory (RAM) der Mikrocontroller gespeichert. Zu-sätliche Housekeepingdaten werden auch im nicht-flüchtigen, internen Electrically Erasable Programm-able Read-Only Memory (EEPRROM) abgelegt. AlsMassenspeicher steht eine MicroSD Karte mit Kapa-zitäten bis zu 512MB zur Verfügung.

4.2.3 Stromversorgung

Die für den Betrieb der Elektronik benötigte Energiewird von Lithium-Mangan Primärbatterien (LM 17130)des Herstellers SAFT zur Verfügung gestellt. Hier-bei handelt es sich um weltraumqualifizierte, vaku-umfeste Batterien im 1

3A Format. Drei dieser Batte-rien werden in Serie geschaltet um eine Spannungvon 9V (ohne Last) zu erreichen. Die Spannung wur-de mit Absicht höher gewählt als die tatsächlich ge-forderte Eingangsspannung der Spannungswandler,um den negativen Effekt niedriger Temperaturen zupuffern. Die Spannung muss auf 5V bzw. 3.3V ge-wandelt werden. Dies erledigen zwei lineare Schalt-regler. Da diese nicht sehr effizient arbeiten, jedocheine sehr ruhige Ausgangsspannung haben, die fürADCs vorteilhaft ist, wird für folgende Versionen der5V Spannungsregler durch einen effizienten Schalt-regler ausgetauscht. Da über diesen ein Hauptteil derEnergie umgesetzt wird um den Transmitter zu spei-sen, ist dies ein guter Kompromiss zwischen Effizienzund Performance.

4.2.4 Datenübertragung

Beim Satellitentransmitter handelt es sich um ein Iri-dium 9603 Modul, dem kleinsten kommerziell erhält-lichen Satellitentransmitter mit globaler Abdeckung.Das Modul ist in der Lage Short Burst Data (SBD)Nachrichten über eine Keramikpatchantenne zu ver-schicken. Das Datenbudget wird von zwei Faktorenbegrenzt. Zum einen hat der Transmitter selbst einezeitliche Begrenzung zwischen zwei Nachrichten im

einstelligen Sekundenbereich. Mit der festen Paket-größe von 340Bytes ist somit eine Mindestsende-rate vorgegeben. Zum anderen ist die Stromversor-gung kritisch, da das Modul hohe Pulsströme von et-wa 1.5A hat, die ohne Gegenmaßnahmen zu einemSpannungsabfall beim Iridiummodul führen würden.Deshalb wird ein Superkondensator mit 1.5F Kapazi-tät verwendet, der die Spannung auf dem gefordertenNiveau hält. Trotzdem haben die Batterien nur einenbegrenzten Entladestrom jenseits dessen die Batte-riespannung abfällt und im schlimmsten Fall die Bat-terien selbst Schaden nehmen können. Der Satelli-tentransmitter kann folglich als Flaschenhals des Sys-tems gesehen werden. Obwohl von Seiten der Sen-sorik und der Datenverarbeitung wesentlich höhereMessraten abgefragt werden könnten, ist das Systembeim Senden dieser Messdaten stark eingeschränkt.

5 ERGEBNISSE DER REXUS 19 KAMPAGNE

Der Aufbau des MIRKA2-RX Experimentmoduls be-stand neben Kapsel und Separationsmechanismuszusätzlich aus einem Parallelsystem der Kapselelek-tronik. So hätten für den Fall, dass keine Nachrichtenseitens der Kapsel empfangen worden wären, trotz-dem Aussagen über das Verhalten der Elektronik ge-macht werden können. Das Parallelsystem war bisauf das fehlende GNSS Modul und dem Satelliten-transmitter baugleich. Der Satellitentransmitter wurdedurch eine Emulation seitens des Bordcomputers desExperimens ersetzt.Der Flug verlief seitens des Experimentmoduls nomi-nal. Alle Pyrocutter wurden gezündet, die Kapsel er-folgreich ausgestoßen, die Kameras nahmen in denvoreingestellten Sequenzen auf und das Parallelsys-tem lieferte über die emulierte Schnittstelle Messda-ten an den Bordcomputer. Leider konnten in den ers-ten Minuten nach Auswurf keine Nachrichten der Kap-sel empfangen werden. Etwa zehn Minuten nach demStart trafen dann die ersten Nachrichten ein. Es stelltesich heraus, dass der Aktivierungsmechanismus derKapsel beim Auswurf blockiert war und so das Elek-troniksystem nicht aktivieren konnte. Beim Aufpralllöste sich die Verklemmung und Messdaten konn-ten übertragen werden. Ab diesem Zeitpunkt funktio-nierte die Elektronik wie vorgesehen und ermöglichtedank der Positionsdaten sogar eine Bergung der Kap-sel. [4, 7]

5.1 Kapsel

Die Kapselelektronik erlitt durch den Aufprall in denlockeren Schnee nördlich von Kiruna (Schweden) kei-ne feststellbaren Schäden. Die Kapsel drang dabei,der Geometrie des Eintrittslochs nach zu urteilen, na-hezu vertikal in den Schnee ein und kam mit einerleichten Schräglage von 2.8 ◦ zum liegen.

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BILD 4: Erreichte Senderate, Nachrichtenevents

Die Zeitdifferenz zwischen der ersten und der letztenKapselnachricht betrug knapp 30 Minuten. In diesemZeitraum wurden 64 Nachrichten erfolgreich versen-det. Die Housekeepingdaten des für die Kommuni-kation verantwortlichen Mikrocontrollers verzeichnete67 Sendeversuche. Die drei verlorenen Nachrichtenwurden vermutlich durch eine schlechte Satellitenver-bindung bei bestimmten horizontnahen Konstellatio-nen ausgelöst. Die Periodizität der verlorenen Nach-richten unterstützt diese These. Es ist unwahrschein-lich, dass die Nachrichten im Iridiumnetzwerk selbstverloren gingen, da dieses als sehr zuverlässig gilt.Mit der Größe der SBD Nachrichten von 340Byteslässt sich eine Datenrate der Verbindung berechnen,wie sie Abbildung 4 zeigt. Die durchschnittliche Da-tenrate ergab sich zu 14 b

s .Die tatsächliche Betriebsdauer des Elektroniksys-tems ist besser als der berechnete Schätzwert von

BILD 5: Gemessene Batteriespannung

22 Minuten. 5 zeigt die über einen Spannungsteilergemessene Batteriespannung. Die lineare Abnahmeder Batteriespannung während der ersten 19 Minutenentspricht der Erwartung eines stabilen Entladevor-gangs. Danach ist ein deutlicher Einbruch der Span-nung gefolgt von einer stark schwankenden Charak-teristika festzustellen. Die Messwerte nach Nachricht44 sind mit Vorsicht zu beurteilen, da der Spannungs-regler für das 3.3V System, welches die Mikrocon-troller versorgt, ab einer Batteriespannung von weni-ger als ca. 3.4V möglicherweise die Ausgangsspan-nung nicht halten kann. Der Mikrocontroller vergleichtdie Batteriespannung im Spannungsteiler mit der Re-ferenzspannung - in diesem Fall der Versorgungs-spannung. Diese ist nun nicht mehr konstant, wes-halb die Spannungswerte nicht korrekt berechnet wer-den. Weitere Anhaltspunkte für ein zeitweises Versa-gen der Mikrocontroller durch geringe Versorgungs-spannungen sind die jeweiligen Systemlaufzeiten. Je-der Mikrocontroller zählt während des Betriebs einenZähler hoch, der seiner jeweiligen Laufzeit entspricht.Bei zwei dieser Mikrocontroller sind die Laufzeiten na-hezu gleich, beim dritten jedoch ist die Laufzeit gerin-ger. An diesem Mikrocontroller hängen unter anderemdie Lage- und Positionssensoren. Dieser Mirocontrol-ler muss folglich etwas häufiger als die beiden ande-ren gegen Ende der Funktion des Elektroniksystemsunterversorgt gewesen sein.Ursachen für den Spannungsabfall sind vermutlichdie erschöpfte Kapazität der Batterien, der hohe Ent-ladestrom sowie die niedrigen Umgebungstempera-turen. Nicht zu erwarten war, dass der Satelliten-transmitter am Superkondensator nach Einbruch derSpannung weiterhin senden konnte, da der 5V Span-nungswandler bei einer Eingangsspannung von unter5V zuzüglich der Dropoutspannung nicht mehr aus-reichend geladen werden sollte.Die in Abbildung 6 geplotteten Messwerte derThermoelemente zeigen einen Erwärmungsvorgang.Thermoelement 1 bis 5 sind hierbei an der Innenseitedes Hitzeschilddummies angebracht. Thermoelement6 ist auf der Innenseite der Whipoxrückschale positio-niert worden. Es ist zu sehen, dass die Kapselaußen-struktur gegen Ende des freien Falls auf Temperatu-ren von −16 bis −19 ◦C abgekühlte. Die Temperaturin der Schneeumgebung war mit leichten Minusgra-den deutlich höher, weshalb eine Erwärmung eintrat.Die Kurve entspricht im Verlauf einer logarithmischenFunktion, wie sie für solch einen Erwärmungsvorgangohne Wärmequellen zu erwarten ist.Die Temperaturen der Platinen gemäß Abbildung wa-ren anfangs im leichten negativen Bereich und er-wärmten sich von etwa −5 ◦C auf +2 ◦C. Die Erwär-mung der Platinen über die Umgebungstemperatur istauf die Mikrochips als Wärmequellen zurückzuführen.Die Dissipation von elektrischer Energie und das gu-te Wärmeleitverhalten der Leiterplatten, hervorgeru-

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BILD 6: Messwerte der Thermoelemente

fen durch zwei fast vollständig durchgängige Kupfer-lagen der vierschichtigen Platinen, sind Faktoren, dieeine recht homogene Temperaturverteilung begünsti-gen.Die Schlussfolgerung aus Abbildung 6 ist, dass Wär-meleitung von der Kapselstruktur zur Elektronik zwarstattfindet, jedoch nicht stark ausgeprägt ist. Zudemsind die am Boden relevanten Anteile der natürlichenKonvektion auf die Wärmeübertragung zu bedenken.

5.2 Parallelsystem

Das Parallelsystem funktionierte wie erwartet und lie-ferte während der Zeit nach dem Einschalten im Apo-gäum die geforderten Messwerte. Im Folgenden wirdnur auf die Messwerte eingegangen, die bei der Kap-selelektronik aufgrund der gleichbleibenden Lage we-nig Aussagekraft besitzen.

BILD 7: Messwerte des Analogdrucksensors

BILD 8: Vergleich der gemessenen Rollraten

Der Analogdrucksensor lieferte Messwerte über denDruck im inneren des Experimentes. Da dieses nachaußen offen ist kann man davon ausgehen, dassdies dem nährungsweise statischen Umgebungs-druck entspricht. In Abbildung 7 ist zu erkennen, dassder Sensor bis etwa 18 km Höhe in Sättigung ist, dader Druck unterhalb des spezifizierten Minimaldruckslag. Von da an ist ein Anstieg zu erkennen. Als Ver-gleich dient eine Kurve, die aus der Höheninformationder Rakete mit dem ICAO 1976 Standardatmosphä-renmodell [8] berechnet wurde. Diese Kurven zeigeneine gute Übereinstimmung.Die IMU des Parallelsystems lieferte Messwerte derRoll-, Nick- und Gierraten, die mit der IMU desREXUS 19 Servicemoduls weitestgehend konsistentsind. Dies wird am Beispiel von Abbildung 8 gezeigt.Da die Messwerte über eine simulierte Satelliten-schnittstelle an den Bordcomputer des Experimentsweitergegeben wurden, ist jedoch ein deutliches Alia-sing resultierend aus einer geringen zeitliche Auflö-sung der Messwerte zu erkennen. Dies ist angesichtsder Tatsache, dass alle 24 Sekunden ein Datensatzmit nur wenigen Messwerten gesendet wird, erwartetworden. Unklar war bislang jedoch die Frage, wie derSensor reagiert, wenn er in einer Mikrogravitations-umgebung angeschaltet wird. Der BNO055 Chip be-sitzt eine interne Kalibration, die erfolgt, sobald derChip mit Strom versorgt wird. Der Sensor fusioniertdabei die Informationen von Magnetometer, Gyrome-ter und Accelerometer zu konsistenten Werten. Da-bei liefert der Sensor Angaben, welche die Güte derKalibration beschreiben. Die Kalibration des Magne-tometers funktionierte demnach perfekt, während Gy-roskop und Accelerometer die meiste Zeit als qua-si unkalibriert geführt wurden. Die Gesamtkalibrationzeigte trotzdem einen guten Wert an. Deshalb kannder Chip weiterhin trotz anfänglicher Bedenken auchfür Mikrogravitationsumgebungen benutzt werden.

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6 ZUSAMMENFASSUNG

Die im Rahmen der Abschlussarbeit des Autors [6]identifizierten Anforderungen konnten bei mehrerenVersionen des Elektroniksystems mit fortschreitendenVerbesserungen umgesetzt werden. Interne sowieexterne Funktionstest im Rahmen der MIRKA2-RXKampagne und die Integration in die miniatur-isierte Wiedereintrittskapsel waren erfolgreich. ImAllgemeinen konnte die Machbarkeit einer solchminiaturisierten Wiedereintrittskapsel bewiesen wer-den.Der Flugtest mit der HöhenforschungsraketeREXUS 19 Mitte März 2016 ist ein wichtiger Schrittauf dem Weg zur CAPE Mission der Wiedereintritts-kapsel. Die Erwartungen an die Messdatenqualitätund Übertragungsgeschwindigkeit sind weitest-gehend erfüllt worden. Weitere Untersuchungenmüssen noch bezüglich der Flugstabilität und derEinsetzbarkeit des Satellitentransmitters im Flugvorgenommen werden.Auf dem Weg zu einer möglichen Weltraummissiondes Elektroniksystems sollten zudem noch Teilas-pekten wie beispielsweise das Thermaldesign odereinzelne Bauteile überarbeitet werden. Hierzu kanndie Abschlussarbeit zum Elektroniksystems unddie während des REXUS Projektes gewonnenenErfahrungen eingesetzt werden.

7 AUSBLICK

Aktuell sind zwei weitere MIRKA2 Projekte, die zurFlugerprobung und Verbesserung des Systems die-nen, in Vorbereitung. Zum einen wird die Flugelek-tronik im Oktober 2016 auf zwei Kleinraketen derStuttgarter Studentengruppe Hybrid Engine Develop-ment (HyEnD) von der European Space and Soun-ding Rocket Range (Esrange), Schweden gestartet.Die Kleinraketen werden im Zuge des StudentischenExperimental Raketen (STERN) Programms des DLRentwickelt und geflogen. Ziel der Beteiligung der MIR-KA2 Elektronik am Flug der HyEnD-STERN Raketeist es, ein besseres GNSS System zu testen, welchesdas bisherige ersetzen soll. Zudem soll eine Satelli-tenverbindung nun auch im Flug bei verschiedenenGeschwindigkeiten und Höhen getestet werden. DasMIRKA2 Elektroniksystem dient HyEnD dabei als einvom Elektroniksystem der Rakete unabhängiges Or-tungssystem.Zum Anderen ist ein Abwurf von einem Höhenfor-schungsballon geplant. Hierbei ist das Elektroniksys-tem ähnlich wie bei MIRKA2-RX komplett in einerKapselstruktur eingebaut. Auch in diesem Fall sindein Test der Kommunikation und weitere Verbesse-rungen am Elektroniksystem vorgesehen.Langfristig ist der Einsatz des Elektroniksystems in ei-ner miniaturisierten Wiedereintrittskapsel im Rahmender CubeSat Mission CAPE Ziel der Entwicklung.

8 DANKSAGUNG

Mein aufrichtiger Dank gilt meinen universitären Be-treuern Herrn Priv.-Doz. Dr.-Ing. Georg Herdrich undHerrn Dipl.-Ing. Adam Pagan sowie der herausra-genden Leistung des KSat Stuttgart e.V. Studenten-teams, das sich den Herausforderungen der MIRKA2Projekte angenommen hat.

LITERATUR

[1] Auweter-Kurtz, M., Wiedereintrittsprobleme vonRaumflugsystemen, Teil III, Hitzeschutzmaterial-ien - Bodentestanlagen - Meßverfahren, 1996,[Paper].

[2] Herdrich, G., Pagan, A. S., Laufer, R., andthe KSAT Team, CubeSat Atmospheric Probe forEducation (CAPE), April 2015, [Paper].

[3] Schmidt, A., REXUS User Manual, EuroLaunch,Dezember 2014, Version 7.11, [Benutzerhand-buch].

[4] Galla, D., Baumann, J.-P., Behnke, A., Ehres-mann, M., Franz, J., Gäßler, B., Grabi, F., Koller,M., Müller, N., Papanikolaou, A., Rieser, J., Schä-fer, F., Schöneich, V., Seiler, H., Siedorf, M., Star-linger, V., Stier, A., Tabelander, A., Vardar, F., andWizemann, S., Student Exchange DocumentationMIRKA2-RX , Juni 2016, Version 5, [Paper].

[5] Wizemann, S., Ehresmann, M., Baumann, J.-P.,Behnke, A., Franz, J., Gäßler, B., Galla, D., Grabi,F., Koller, M. T., Kuhn, G., Müller, N., Papani-koloau, A., Rieser, J., Schöneich, V., Seiler, H.,Siedorf, M., Starlinger, V., Stier, A., Tabelander,A., Pagan, A. S., Montag, C., Herdrich, G., Fa-soulas, S., and Klinkner, S., MICRO-REENTRY-CAPSULE-2 (MIRKA2) REXUS, Dezember 2015,[Paper].

[6] Koller, M. T., Development of the Electronic Sys-tem for the MIRKA2 Micro Return Capsule, Institutfür Raumfahrtsysteme, Universität Stuttgart, De-zember 2015, [Bachelorarbeit].

[7] Ehresmann, M., Baumann, J.-P., Behnke, A.,Franz, J., Friedrich, L., Gäßler, B., Galla, D.,Grabi, F., Hießl, R., Koller, M. T., Kumpf, P., Mül-ler, N., Papanikoloau, A., Rieser, J., Schäfer, F.,Schöneich, V., Seiler, H., Siedorf, M., Starlinger,V., Stier, A., Tabelander, A., Wizemann, S., Var-dar, F., Pagan, A. S., Montag, C., Herdrich, G.,and Laufer, R., MICRO RETURN CAPSULE 2– REXUS EXPERIMENT RESULTS, Juni 2016,[Paper].

[8] ICAO, 1976 International Standard Atmosphere,International Civil Aviation Organization, 1976,[Internationaler Standard].

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Aufbau des Elektroniksystems der MIRKA2