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Kleinsatellit TET-1Überblick Satellit TET-1 Dokument Satellit TET-1 Ausgabe 1 Datum 14.07.2010 Seite 4 von 22 1. TET-1 als Kernkomponente des OOV-Programms Da Raumfahrtmissionen grundsätzlich

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Ausgabe 1 Datum 14.07.2010 Seite 2 von 22

Inhaltsverzeichnis

1. TET-1 als Kernkomponente des OOV-Programms .............................................................. 4

2. TET-Projektpartner ................................................................................................................. 5

3. TET-Satellitenbus ................................................................................................................... 6

3.1 Das TET-Satellitenbus Konzept ......................................................................................... 6

3.2 Flexibilität und höchste Zuverlässigkeit ............................................................................. 7

3.3 TET-Modelle ...................................................................................................................... 8

3.4 Technische Basisdaten des TET-Satellitenbusses .......................................................... 10

3.5 Die TET-Satellitenbus-Subsysteme ................................................................................. 11

3.5.1 Struktur und Mechanismen ......................................................................................... 11

3.5.2 Energieversorgung ..................................................................................................... 13

3.5.3 Thermalkontrolle ......................................................................................................... 14

3.5.4 Lageregelung .............................................................................................................. 15

3.5.5 Bordrechner ................................................................................................................ 17

3.5.6 Telemetrie/Telekommando ......................................................................................... 17

4. Ground Support Equipment und Teststände ..................................................................... 19

5. Finanzierung ......................................................................................................................... 22

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Ausgabe 1 Datum 14.07.2010 Seite 3 von 22

Abbildungsverzeichnis

Abb. 1: Der TET-Satellitenbus......................................................................................................... 4

Abb. 2: Die TET-Projektpartner ....................................................................................................... 5

Abb. 3: Envelope des TET-Satellitenbus ......................................................................................... 6

Abb. 4: TET-Satellitenbus-Segmente .............................................................................................. 7

Abb. 5: Das TET-Satellitenkonzept ................................................................................................. 7

Abb. 6: TET STM auf dem Shaker .................................................................................................. 8

Abb. 7: TET-EM, inkl. NVS (Nutzlastversorgungssystem) und Nutzlasten....................................... 8

Abb. 8: TET-PFM während Solargeneratorintegration ..................................................................... 9

Abb. 9: Thermal-Vakuum-Test der High Frequency-Baugruppen .................................................... 9

Abb. 10: Subsysteme des TET-Satellitenbusses ........................................................................... 11

Abb. 11: Envelope des Satelliten .................................................................................................. 12

Abb. 12: Struktur des Elektroniksegmentes................................................................................... 12

Abb. 13: Separationsmechanismus ............................................................................................... 12

Abb. 14: Solargenerator Vorderseite und Rückseite ...................................................................... 13

Abb. 15: NiH2-Zellen und PCDU ................................................................................................... 13

Abb. 16: Wärmerohr (oben Nutzlastplattform, unten Radiator) ...................................................... 14

Abb. 17: MLI des Satellitenbusses ................................................................................................ 14

Abb. 18: Radiator (mit Halteblech Low-Gain-Antenne) .................................................................. 15

Abb. 19: Komponenten des Lageregelungssystems ..................................................................... 16

Abb. 20: Produkte der Astro- und Feinwerktechnik: RW90 (links), IMU (Mitte) und GPS-

System (ohne zugehörige Antennen) .......................................................................... 16

Abb. 21: Vier Bordrechner (mittlerer Slot)...................................................................................... 17

Abb. 22: HF-System des Satelliten................................................................................................ 18

Abb. 23: TET Struktur-Thermal-Modell auf dem Integrationswagen .............................................. 19

Abb. 24: TET-Prototype-Flight-Modell EGSE in Startplatzkonfiguration ........................................ 20

Abb. 25: Darstellung EGSE-TET-Satellitenbus ............................................................................. 20

Abb. 26: TET-Engeniering Modell des Lageregelungssystems auf dem AOCS-Teststand ........... 21

Abb. 27: AOCS-Teststand ............................................................................................................. 21

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Ausgabe 1 Datum 14.07.2010 Seite 4 von 22

1. TET-1 als Kernkomponente des OOV-Programms

Da Raumfahrtmissionen grundsätzlich mit hohen Kosten- und Zeitbedarf zu kämpfen haben, wird

bei solchen Projekten auf eine hohe Zuverlässigkeit der verwendeten Komponenten geachtet. Dies

bedeutet, neben den hohen Anforderungen an Materialien, Verfahren und Dokumentation (in

Europa durch den ECSS Standard geregelt), dass vorzugsweise Baugruppen und Geräte

verwendet werden, die bereits erfolgreich im Weltall geflogen sind (TRL 9).

Um der deutschen Industrie die Möglichkeit zu geben, neue Produkte auf den Markt zu bringen,

wurde durch das Deutsche Zentrum für Luft- und Raumfahrt (DLR) das On Orbit Verifikation

(OOV)-Programm geschaffen, im Rahmen dessen noch unerprobte Geräte im All verifiziert werden

können.

Der TET-Satellit (TechnologieErprobungsTräger) ist hierbei als LEO-Plattform (Low Earth Orbit)

das Kernelement des OOV-Programms. Außerdem sind Mitflüge in verschiedene andere Orbits mit

anderen Mitfluggelegenheiten möglich. Die im Rahmen der TET-1 Mission zu verifizierenden 11

Nutzlasten, wurden durch das DLR im Rahmen einer Akkommodationsuntersuchung ausgesucht.

Nach aktueller Planung soll der TET-1 Satellit Ende 2010 mit der russischen Soyus-Fregat Rakete

gestartet werden.

Abb. 1: Der TET-Satellitenbus

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Ausgabe 1 Datum 14.07.2010 Seite 5 von 22

2. TET-Projektpartner

Der Hauptauftragnehmer für den TET Satelliten (TechnologieErprobungsTräger) und

verantwortlich für die Mission, die Gesamtnutzlast (Nutzlasten und Nutzlastversorgungssystem)

und das Startsegment (zusammen mit NPO Lavochkin) ist die Kayser-Threde GmbH.

Das DLR-GSOC stellt das Bodensegment und ist damit für die Sicherstellung des eigentlichen

Betriebes des Satelliten während der LEOP-Phase (Launch and Early Orbit Phase) und der

späteren Missionsphase verantwortlich.

Die Astro- und Feinwerktechnik Adlershof GmbH ist innerhalb des Programms für den TET-

Satellitenbus verantwortlich. Dieser basiert auf der Technologie des BIRD-Satelliten (Bi-Spectral

Infra-Red Detection), der vom DLR entwickelt und 2001 gestartet wurde. Damit erfüllt der TET-

Satellitenbus die Anforderung eines im Orbit verifizierten und erprobten Satellitenbusses zur

Durchführung von Verifikationsmissionen. Im Unterauftrag der Astro- und Feinwerktechnik

Adlershof GmbH sind zahlreiche deutsche Firmen und Forschungsinstitute, z.B. Fraunhofer FIRST

oder das DLR-Optische Systeme, mit Baugruppen am Satellitenbus beteiligt.

Abb. 2: Die TET-Projektpartner

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3. TET-Satellitenbus

Die dem Satelliten zu Grunde liegenden Konzepte und Ideen, sowie seine technischen Merkmale

sind in den folgenden Unterseiten zu finden. Herausgestellt sei hier die im Vergleich zu

Mitbewerbern sehr hohe Zuverlässigkeit und Flexibilität in Hinblick auf verschiedene

Nutzlastakkommodationen.

3.1 Das TET-Satellitenbus Konzept

Der TET-Satellit ist eine typische Piggyback-Nutzlast, mit einer Envelope von 670 mm x 580 mm x

880 mm und hat ein Gesamtgewicht von 120 kg. Dabei entfallen ein Volumen von 460 mm x

460 mm x 428 mm sowie ein Gewicht von 50 kg auf die Nutzlast.

Abb. 3: Envelope des TET-Satellitenbus

Der Satellitenbus ist in das Dienstsegment, das Elektroniksegment und das Nutzlastsegment

unterteilt. Im Satellitenbus befinden sich die Komponenten aller Subsysteme (Power, Thermal,

Bordrechner, TM/TC, AOCS). Diese Komponenten sind komplett unabhängig von den

Nutzlastbestandteilen, die zu einem späteren Zeitpunkt mit einer eigenen Sekundärstruktur direkt

auf die Nutzlastplattform integriert werden können.

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Abb. 4: TET-Satellitenbus-Segmente

3.2 Flexibilität und höchste Zuverlässigkeit

Der TET-Satellitenbus ist als Multimissionsbus ausgelegt. Das heißt, er ist in der Lage eine

Vielzahl von unterschiedlichen Missionen im LEO (Low Earth Orbit) zu erfüllen, z.B. auch

hochgenaue Erdbeobachtung oder wissenschaftliche Missionen. Diese Multimissionsfähigkeit wird

durch die Unterteilung in den eigentlichen Satellitenbus und ein adaptives

Nutzlastversorgungssystem (NVS) ermöglicht. Dabei passt sich lediglich das

Nutzlastversorgungssystem an die jeweilige Nutzlast mit den geforderten elektrischen und

datentechnischen Schnittstellen (Spacewire, RS422/485, CAN-Bus) an.

Abb. 5: Das TET-Satellitenkonzept

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Ausgabe 1 Datum 14.07.2010 Seite 8 von 22

Das herausragenste Merkmal des TET-Satellitenbusses im Vergleich zu herkömmlichen Mikro-

Satellitenbussen ist seine hohe Zuverlässigkeit von 0,95 über eine Missionszeit 14 Monate (zum

Vergleich MYRIADE 0,85 über 12 Monate, SPT-SIV-Spacecraft 0,9 für 7 Monate). Diese hohe

Zuverlässigkeit wird durch den Einsatz von multiplen Redundanzen und HighRel-EEE-

Bauelementen erreicht, sowie eine komplette Fertigung, Integration und Verifikation (AIV) nach

dem aktuellen ECSS Standard.

Bei neuen Missionen können die EEE-Bauteilauswahl und die AIV Prozesse den Wünschen des

Kunden angepasst werden. Dies hat einen starken Einfluss auf die Zeit- und Kostenplanung, kann

jedoch zu einer Reduktion der rechnerischen Zuverlässigkeit führen.

3.3 TET-Modelle

Im Rahmen der Phase C/D wurden bei der Astro- und Feinwerktechnik Adlershof GmbH ein

Struktur- und Thermalmodell (STM) des Satellitenbusses, ein Engineering Modell (EM) des

Satellitenbusses, ein Engineering Modell (EM) des Lageregelungssystems (integriert auf dem

AOCS-Teststand) und das Protoflugmodell (PFM) des Satellitenbusses gefertigt und getestet.

Abb. 7: TET-EM, inkl. NVS (Nutzlastversorgungssystem) und Nutzlasten

Abb. 6: TET STM auf dem Shaker

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Ausgabe 1 Datum 14.07.2010 Seite 9 von 22

Abb. 8: TET-PFM während Solargeneratorintegration

Dabei wurde durch die zur Astro- und Feinwerktechnik Adlershof GmbH gehörende

Umwelttestabteilung auch die Qualifizierung der Baugruppen, die durch das Unternehmen

entwickelt wurden (z.B. PCU, Laserkreisel, Sensorkarten) und auch die aller anderen Hersteller,

gemäß ECSS durchgeführt, soweit dies nicht durch dem Baugruppenlieferanten bereits erfolgte.

Abb. 9: Thermal-Vakuum-Test der High Frequency-Baugruppen

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3.4 Technische Basisdaten des TET-Satellitenbusses

Parameter Kenndaten TET-Satellitenbus Orbittyp LEO Mittlere Orbithöhe 450 - 850 km Orbitinklination 53° bis sonnensynchron Lageregelung/Bahnkontrolle Drei-Achsen stabilisiert Ausrichtgenauigkeit 2 arcmin (5 arcmin gefordert bei TET-1) Pointing Knowledge 10 arcsec Jitter 12 arcsec/sec (2 arcmin/sec gefordert bei TET-1) Mögliche Ausrichtungen der Nutzlasten Sonne, Erde, Nadir, Zenit, Flugrichtung, Deep Space

Positionsbestimmung 10 m Genauigkeit via GPS

Nutzlastleistung 20 W Dauerleistung (optional 80 W bei geänderter Radiatorauslegung)

Spitzenleistung 160 W für 20 min (innerhalb Tagesphase, 5 Mal pro Tag)

Nominale Batteriespannung 20 V (min: 18 V, max: 24 V) Maximaler Strom 8 A Nutzlast-Datenrate 2,2 Mbps (bei Verwendung von S-Band) Envelope TET-Satellit (LxBxH) 670 mm x 580 mm x 880 mm Nutzlastvolumen (LxBxH) 460 mm x 460 mm x 428 mm TET-Brutto-Nutzlastmasse 50 kg TET-Gesamtmasse 120 kg

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3.5 Die TET-Satellitenbus-Subsysteme

Der Satellitenbus besteht aus folgenden Subsystemen:

Abb. 10: Subsysteme des TET-Satellitenbusses

3.5.1 Struktur und Mechanismen

Die tragenden Elemente des Satelliten, sowie die mechanischen und thermischen Interface für die

Baugruppen, werden durch die Struktur bereitgestellt. Diese besteht im Wesentlichen aus

hochfestem Aluminium und Kohlefaser-Verbundwerkstoffen.

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Abb. 11: Envelope des Satelliten Abb. 12: Struktur des Elektroniksegmentes

Der Satellit beinhaltet auch verschiedene Mechanismen, z.B. die ausfaltbaren Solarpaneele und

den Separationsmechanismus, welcher die Abtrennung des Satelliten von der Trägerrakete

gewährleistet.

Abb. 13: Separationsmechanismus

Bei Bedarf kann der Satellit mit einer Nutzlastplattform ausgestattet werden, die als optische Bank

dient, d.h. keine geometrischen Veränderungen durch Temperaturänderungen aufweist. Dies ist

besonders dann wichtig, wenn verschiedene Sensoren denselben Punkt auf der Erde oder im All

beobachten sollen.

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3.5.2 Energieversorgung

Die Energieversorgung des Satelliten wird durch den Solargenerator gespeist, welcher mit 246

tripple-junction Galliumarsenid-Solarzellen bestückt ist. Dieser Solargenerator liefert 240 W.

Abb. 14: Solargenerator Vorderseite und Rückseite

Um einen optimalen Wirkungsgrad der Solarzellen sicherzustellen, ist die Rückseite der entfalteten

Seitenpaneele als Radiatorfläche ausgelegt. Dadurch bleiben die Zellen kühl und liefern mehr

Energie. Diese Energie wird über die Power Control and Distribution Unit (PCDU) den

Verbrauchern zugeleitet. Überflüssige Energie wird den Nickel-Wasserstoff-Akkumulatoren

zugeleitet, welche im Erdschatten die Energieversorgung sicherstellen.

Abb. 15: NiH2-Zellen und PCDU

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In dem sonnensynchronen Orbit des TET-Satelliten wechseln sich Sonnenphase (ca. 60 min) und

Schattenphase (ca. 30 min) jeweils einmal pro Orbit ab.

3.5.3 Thermalkontrolle

Um die Temperatur des Satelliten und all seiner Baugruppen innerhalb der Betriebstemperaturen

zu halten, wurde ein semi-aktives Thermalkontrollsystem entwickelt. Es besteht im Wesentlichen

aus der Multi-Layer-Insulation (MLI), den Wärmerohren, dem Radiator, Temperatursensoren und

Heizern.

Die Multi-Layer-Insulation (MLI) entkoppelt den Satelliten thermisch von der Außenwelt, so dass

der einzige Austausch über den Radiator erfolgen kann. Dieser ist mit einer weißen Spezialfarbe

beschichtet, die über lange Zeit stabil ist und ein gutes Absorptions- zu Emissionsverhältnis

aufweist. Der Radiator ist auf der Unterseite des Satelliten angebracht, die in der Regel weder zur

Sonne, noch zur Erde zeigt.

Abb. 17: MLI des Satellitenbusses Abb. 16: Wärmerohr (oben Nutzlastplattform, unten Radiator)

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Abb. 18: Radiator (mit Halteblech Low-Gain-Antenne)

Die Wärmerohre leiten die Abwärme der Nutzlast direkt zum Radiator, so dass die

Satellitenbuskomponenten davon nicht beeinträchtigt werden können. Falls der Satellit zu sehr

auskühlt, kann über Heizer zusätzliche Wärmeenergie erzeugt werden.

3.5.4 Lageregelung

Der TET-1 Satellitenbus ist ein drei Achsen geregelter Bus. Die Regelung erfolgt als Regelung im

Zustandsraum um eine erhöhte Flexibilität und Genauigkeit zu erreichen.

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Abb. 19: Komponenten des Lageregelungssystems

Dabei umfasst das System vier Reaktionsräder (Reaction Wheels RW90) und ein redundantes

Magnetspulensystem als Aktuatoren. Als Sensoren dienen ein redundantes GPS System, ein

Sternensensorsystem, zwei Magnetfeldsensoren, ein redundantes Sonnensensorsystem und zwei

Laserkreisel (Inertial Measurement Unit - IMU).

Abb. 20: Produkte der Astro- und Feinwerktechnik: RW90 (links), IMU (Mitte) und GPS-System (ohne zugehörige Antennen)

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3.5.5 Bordrechner

Als Bordrechnersystem dient ein System aus vier identischen Bordrechnern. Dabei arbeiten zwei

Stück als Worker-Monitor Pärchen. Zwei weitere stehen kalt redundant zur Verfügung. Die

Bordrechner sind über Backplanes und dem Kabelbaum des Satelliten mit allen Komponenten

Verbunden, wobei zwei redundante Datenbusse zur Verfügung stehen.

Abb. 21: Vier Bordrechner (mittlerer Slot)

Als Betriebssystem wird BOSS (Bird Operating System Simple) verwendet, auf dem als

Applikationen alle anderen Softwarefunktionen, z.B. Lageregelungskreis, laufen.

3.5.6 Telemetrie/Telekommando

Die Kommunikation zwischen Satellit und Bodenstation wird durch ein S-Band

Kommunikationssystem sichergestellt. Dabei arbeiten zwei Empfänger in heißer Redundanz und

sind grundsätzlich nicht abschaltbar. Die beiden kalt redundanten Sender werden bei Bedarf

zugeschaltet.

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Abb. 22: HF-System des Satelliten

Über die redundanten Transferschalter kann das System die Telemetrie entweder über die omni-

direktionalen Low-Gain-Antennen abstrahlen, oder über die gerichtete High-Gain-Antenne.

Das ganze System ist nach dem internationalen CCSDS Standard (Consultative Committee for

Space Data Systems) ausgerichtet und erlaubt in der aktuellen Konfiguration Uplink-Raten von 4

kBit/s und Downlink-Raten von 2,2 MBit/s. (Bei höherem Downlink-Bedarf kann optional ein X-

Band System verwendet werden.) Damit ist das System mit dem größten Teil der international

verfügbaren kommerziellen Satellitenbodenstationen kompatibel. Dies ist ins besondere in der

LEOP-Phase (Launch and Early Operation Phase) von großem Vorteil, da deutlich längere und

häufigere Kontaktzeiten möglich sind.

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4. Ground Support Equipment und Teststände

Im Rahmen des TET-1 Projektes und der durch die Astro- und Feinwerktechnik Adlershof GmbH

bereits gesammelten Erfahrungen in anderen Raumfahrtprojekten wurden zahlreiche EGSE

(Electrical Ground Support Equipment) und MGSE (Mechanical Ground Support Equipment) für

den Satelliten und ein neuer AOCS-Teststand entwickelt.

Dabei umfasste die durch die Astro- und Feinwerktechnik Adlershof GmbH hergestellte TET-

MGSE unter anderem:

Satelliten-Transportcontainer

Solargenerator-Transportcontainer

Integrationswagen und Absetzhocker

Lastgeschirre und Testadapter

Kühlsysteme für den Betrieb am Boden

Abb. 23: TET Struktur-Thermal-Modell auf dem Integrationswagen

Die TET-EGSE umfasst sowohl EGSE für den Betrieb des kompletten Satelliten während der

Integration und Verifikation, als auch EGSE zum Betrieb und Testung einzelner Baugruppen und

Subsysteme. Das System basiert dabei auf dem SCOS2000 und SATMON, welches auch vom

DLR GSOC für den späteren Satellitenbetrieb verwendet wird. Dabei werden Kommandos und

Messdaten der gesamten Integrations- und Testphase in einer Datenbank gespeichert, die

jederzeit von den Projektpartnern eingesehen werden kann.

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Abb. 24: TET-Prototype-Flight-Modell EGSE in Startplatzkonfiguration

Abb. 25: Darstellung EGSE-TET-Satellitenbus

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Im Rahmen der Vorbereitung der Verifikation des Satelliten wurde ein neuer AOCS-Teststand zur

Verifikation des Lageregelungssystems geschaffen, auf dem das EM-ACS (Engineering Modell

des Lageregelungssystems) des Satellitenbusses integriert ist.

Abb. 27: AOCS-Teststand

Abb. 26: TET-Engeniering Modell des Lageregelungssystems auf dem AOCS-Teststand

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5. Finanzierung

Das Projekt TET-1 Satellitenbus, d.h. die Entwicklung, Herstellung und Verifikation des

Satellitenbusses, wurde im Auftrag der Raumfahrt-Agentur des Deutschen Zentrums für Luft- und

Raumfahrt e.V. mit Mitteln des Bundesministeriums für Wirtschaft und Technologie unter dem

Kennzeichen 50RV0801 durchgeführt.