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A contribution to characterizing and calibrating the pointing control system of the SOFIA telescope
(2009) Harms, Franziska; Röser, Hans-Peter (Prof. Dr. rer. nat.)
SOFIA, the Stratospheric Observatory for Infrared Astronomy, is an airborne observatory that will study the universe in the infrared spectrum. A Boeing 747-SP aircraft will carry a 2.5 m telescope designed to make sensitive infrared measurements of a wide range of astronomical objects. It will fly at and above 12 km, where the telescope collects radiation in the wavelength range from 0.3 micrometers to 1.6 millimeters of the electromagnetic spectrum. During flight, a door will be opened to allow clear optical observations from the cavity environment where the telescope is mounted. The telescope pointing control is achieved during science observations by an array of sensors including three imagers, gyroscopes and accelerometers. In addition, throughout alignment and calibration of the telescope assembly, the High-speed Imaging Photometer for Occultation (HIPO) is used as a reference instrument. A theoretical concept has been developed to compensate the perturbations in the airborne environment and to correct them within the attitude control loop. A set of Cartesian reference frames is established to describe and manipulate the orientations of the various subsystems, sensor and pointing orientations. The dissertation proposes the alignment strategy for these reference frames. By means of sky observations, reduced to make fundamental measurements of control performance, the calibration parameters for the transformation matrices between the reference frames are determined. The alignment maneuvers are described in order to measure the misalignment between the gyroscopes, the imagers and the focal plane. The alignment strategy incorporates the compensation concept for pointing errors due to static structural deformation and combines it with the alignment measurements. To avoid a false calibration due to misinterpretation of the measured data, sensor errors and external perturbations that are present in the sensor signals are studied in detail. This refers mainly to the three gyroscopes which are the primary feedback sensors for the telescope pointing control loop. A set of data reduction techniques is presented that is used for the analysis of the sensor performance and alignment measurements. This includes the data reduction for the gyroscopes and for astrometric measurements with the imagers and HIPO. An extensive test series of gyroscope measurements is presented. They characterize the sensor performance after the three gyroscopes are integrated into the telescope system. Various system effects caused by other TA subsystems, aircraft systems or ground support equipment are analyzed and typified. During the first on sky tests of the SOFIA telescope in 2004, a variety of alignment measurements, structural flexure measurements and pointing measurements were performed. In particular, the gyroscope misalignment was measured and compensated. Measurements over the entire operational elevation range provide additional alignment and sensor performance information. The results are presented and discussed within this work. Due to the fact that all of the optical components will be demounted for coating and cleaning from time to time, the alignment between the imagers and other sensors and the reference instrument is changing. Thus, a semi-autonomous method for the calibration is pursued and recommendations are established based on the proposed calibration concept and the measurement results.
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Design and analysis of vehicle and guidance concept for interplanetary return mission
(2010) Afzal, Muhammad Imran; Röser, Hans-Peter (Prof. Dr. rer. nat.)
Future space transportation scenarios will include Earth orbit transportation, orbit and interplanetary transfer as well as entry and re-entry. Sample return from interplanetary missions to Moon, Mars and beyond as well as ISS sample return and manned crew return vehicles from Earth orbit but also beyond, has to be established for research programs planned for the near future. Such long-term plans for the robotic or human space exploration of solar system bodies demand new and innovative concepts for the design of vehicles which can enter a planetary atmosphere and land on its surface safely. This thesis presents different vehicle concepts and new method for trajectory design, optimization and guidance of Earth capture and re-entry phase of human interplanetary return mission. The reference mission for this investigation is the Earth capture and re-entry phase of lunar return mission with crew inside. The early lunar return missions were accomplished with a so-called ‘capsule’ shaped vehicle. There are however significant disadvantages of capsule design, especially the load factor of more than 7 times of Earth gravitation, which exceeds 4.0 g’s limit of NASA’s safety standards for astronauts [40]. The report assesses the performance of 3 different configurations of re-entry vehicles. Apollo like capsule [5, 6, 7] with an L/D ratio of about 0.3, flattened bi-conic [68] with an L/D ratio of about 0.7 and winged vehicle [58] with an L/D ratio of about 2.2 are categorised as low, medium and high lifting vehicles. Flattened bi-conic and winged vehicles use aerodynamic lift to remain at certain constant altitude to get rid of excessive kinetic energy before descending to the earth surface, whereas Apollo like capsule, due to its low lift to drag ratio, can stay at constant altitude for only a short period of time and descends faster through the earth atmosphere. A comparative re-entry performance analysis is performed among three configurations for parameters like stagnation point heat flux, integral heat load, peak deceleration (g-load). A three degree of freedom trajectory simulation tool is used to simulate re-entry trajectories in a three dimensional space while treating the vehicle as a point mass. The simulation tool uses a non-linear programming (NLP) approach to find optimum trajectories as a function of a finite number of control parameters with upper and lower bounds and subjected to equality and inequality constraints. Stagnation point convective and radiative heat fluxes and integrated heat load are calculated during trajectory simulation to study the influence of vehicle and atmospheric properties on these important parameters. A predictive guidance scheme is developed and implemented for flattened bi-conic vehicle re-entering the Earth atmosphere after returning from an arbitrary lunar mission. The guidance scheme is implemented in three phases, namely hyperbolic approach phase (or the capture phase) with predicted guidance, constant altitude phase with control law, and final descend phase with predicted guidance. The core guidance algorithm is an evolution of the predictive guidance (explicit guidance) methods developed at the Institute of Space Systems (IRS), University of Stuttgart [15,16,27,28,29,32,36,37,46-50,62,65], which is a combination of onboard flight path prediction and trajectory optimization utilizing non-linear programming techniques with steering command parameterisation. The optimization program makes use of a complex optimization routine to find an optimized set of control parameters for a prescribed cost function and restrictions only once at the beginning of a mission phase, whereas the guidance program makes use of a simplified and fast routine of a Gradient Projection Algorithm (GPA) [31] in order to have less computation load onboard during the entry flight. The performance of guidance scheme is evaluated against a variety of off-nominal conditions. These off-nominal conditions include variations of atmospheric density, variations of aerodynamic and mass properties of the vehicle, and errors in initial conditions at entry interface. An extensive performance analysis of the proposed guidance scheme with the help of Monte Carlo simulations has proved its functionality and reliability.
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The development of the miniature X-ray telescope µROSI
(2014) Tiedemann, Lars; Röser, Hans-Peter (Prof. Dr. rer. nat.)
Within the scope of this work, a unique miniature X-ray telescope is developed, manufactured and tested. The µROSI (Micro Röntgen Satellite Instrument) telescope is the primary payload on board the South-Tyrolean nanosatellite Max-Valier. The satellite is developed by a team of South-Tyrolean amateur astronomers and technical schools with the support of the German space company OHB. The primary objective of the instrument is to conduct an all-sky survey and measure spectra of at least 100 bright sources in the soft X-ray bandwidth. For the development of the telescope, the constraints for the satellite mission and the scientific objectives are elaborated. The scientific objectives are selected in such a way that the µROSI mission fills a niche among the big X-ray telescopes. This is achieved by selecting the same F-number and energy range as the successful ROSAT telescope and using a silicon drift detector (SDD) with high spectral resolution. Thus, the extensive database compiled in the ROSAT all-sky survey bright source catalogue can be enriched by µROSI with high resolution spectra. Although the µROSI telescope is smaller by a factor of 10 in focal length compared to ROSAT, it requires the same subsystems as a large X-ray telescope: the mirror module to focus the X-ray radiation, the detector module to convert the radiation into electronic signals, the structure to provide mechanical stability, the thermal control subsystem to maintain the temperatures in specified limits and the electronics subsystem for signal and data processing. In the course of this work, all subsystems are designed and tested with different development models. Special attention is paid to the mirror subsystem as well as the detector cooling subsystem. Due to the short wavelength of X-ray radiation, the mirrors need to have extremely smooth surfaces. In order to achieve this, the mirrors are manufactured by an electrogalvanic forming process, which requires highly polished mandrels. The complete mirror shell manufacturing process, including the manufacturing and polishing of the mandrels, has been developed and verified by measuring one sample mirror shell in the PANTER X-ray test facility. The detector cooling system is required as the spectral resolution of the detector depends on its temperature. In order to maintain a stable detector temperature in a low Earth orbit, the detector is connected to a specifically developed latent cold storage (LCS) which contains a phase change material. The LCS is connected to a radiator with a heat pipe making the whole system completely passive. All components for the thermal control system have been designed, manufactured and tested. The structure of the telescope has been analysed, manufactured and tested with mass dummies in a random vibration test to verify its load capability and mechanical stability. The detector module including the optical filter has been designed, manufactured and tested in a vacuum chamber to verify the integrity of the filter foil and the thermal properties of the detector housing. The electronics required for retrieving signals and processing data from the detector module has been developed and tested using several breadboard models to verify the basic design functionality. A final X-ray test with a Fe-55 X-ray source demonstrated the spectral resolution capabilities of the combined detector and electronics system.
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Entwicklung eines prädiktiven Lenkverfahrens für wiederverwendbare Raumtransportsysteme
(2005) Telaar, Jürgen; Röser, Hans-Peter (Prof. Dr. rer. nat.)
In der vorliegenden Arbeit werden zum einen umfangreiche Missions- und Systemanalysen zu einem wiederverwendbaren Raumtransportsystem durchgeführt und zum anderen wird ein zweistufiges prädiktives Lenkkonzept für den Einsatz in beliebigen Raumfahrzeugen weiterentwickelt und numerisch erprobt. Die Arbeiten sind auf das zweistufige, teilweise wiederverwendbare Raumtransportsystem Hopper ausgerichtet. Die Ergebnisse der Flugleistungsanalysen zeigen, welche Missions- und Systemparameter den größten Einfluss auf die Nutzlast im Zielorbit haben und geben Aufschluss darüber, durch welche Maßnahmen die Nutzlastkapazität des betrachteten Raumtransportsystems gesteigert werden kann. Die suborbital fliegende Erststufe erfordert eine Lenkstrategie, die sowohl den Aufstiegsflug als auch den atmosphärischen Wiedereintritt umfasst. Dazu wird ein am IRS entwickeltes Lenkverfahren, das auf Methoden der nichtlinearen Programmierung (NLP) basiert, weiterentwickelt. Der bordautonome Lenkalgorithmus generiert vor dem Flug mit vereinfachten Modellen einen optimierten Steuerverlauf. Während des Fluges wird in regelmäßigen zeitlichen Abständen eine Flugbahnvorhersage durchgeführt. Sind die vorhergesagten Zielabweichungen zu groß, führt der Bordrechner eine Aktualisierung der Steuerparameter durch. Dies geschieht durch den Restaurationszyklus des im Lenkkonzept verankerten Optimierungsalgorithmus. Zur Steigerung der Flexibilität des Verfahrens wurden Ungleichungsrestriktionen in den Restaurationszyklus implementiert. Somit werden die missions- und fahrzeugspezifischen Regler, die in vorangegangenen Arbeiten beispielsweise zur Einhaltung des zulässigen Wärmestroms eingesetzt wurden, nicht mehr benötigt. Durch die Definition verschiedener Flugphasen und die Implementierung verschiedener Steuermodelle, die die Möglichkeit bieten, den Steuerverlauf über beliebige Zustandsgrößen zu parametrisieren, wurde erreicht, dass das Verfahren nun auf alle Flugphasen eines wiederverwendbaren Raumtransportsystems anwendbar ist. Die Anwendbarkeit des Verfahrens auf die gesamte Hopper-Mission wird in umfangreichen Monte-Carlo-Simulationen demonstriert. Dabei werden auch Missionsabbruch-Szenarien betrachtet. Die Übertragbarkeit auf andere Raumfahrzeuge und Missionen wird durch die Simulation einer aerodynamisch unterstützten Orbittransfermission nachgewiesen. Dazu sind nur vergleichsweise geringe Anpassungsarbeiten notwendig, die im Wesentlichen die Fahrzeugmodelle, sprich Aerodynamik, Antrieb, Massen und Abmaße sowie fahrzeug- und missionsspezifische Flugbeschränkungen betreffen. Damit steht nun erstmalig ein Lenkverfahren zur Verfügung, das sowohl den Aufstiegs- als auch den Rückkehrflug eines wiederverwendbaren Trägersystems abdeckt, und leicht auf beliebige Raumtransportsysteme und Missionen übertragen werden kann.
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Entwicklung und Schaffung eines in-situ Feuchtemessgerätes für den Mars im Zusammenhang mit der ESA Marsmission ExoMars
(2012) Koncz, Alexander; Röser, Hans-Peter (Prof. Dr. rer. nat.)
Im Rahmen der vorliegenden Dissertation wurden mehrere Sensoren zur Detektion des atmosphärischen Wassergehaltes entwickelt und für ihren Einsatz auf dem Mars im Zuge der ESA ExoMars Mission optimiert und teilweise qualifiziert. Die Arbeiten am als MiniHUM bezeichneten Instrument umfassten sowohl die Charakterisierung und Entwicklung eines coulometrischen Sensorsystems als auch den Test und die Auswahl von kommerziell erhältlichen kapazitiven Polymerfeuchtesensoren. Zudem wurde ein Sensor zur Detektion der Phasenumwandlungstemperatur qualitativ untersucht. In der vorliegenden Arbeit standen insbesondere die wissenschaftlichen Problem- und Fragestellungen des coulometrischen Sensors im Fokus. Durch eine Veränderung von Sensorbeschichtung, Sensorlayout und Betriebsart ist es während der Dissertation gelungen, dessen Reproduzierbarkeit, Genauigkeit und Langzeitstabilität bei Unterdruck und Tieftemperaturen, aber auch unter Normalbedingungen signifikant zu erhöhen und die Standzeiten deutlich zu verlängern. Die gefundenen Ergebnisse und Technologien konnten als Spin-off im Projekt HUMITRACE in Zusammenarbeit mit einem KMU dazu verwendet werden, eine neue Generation von industriellen Spurenfeuchtetransmittern bis zur Marktreife zu entwickeln. Ein weiterer Schwerpunkt dieser Arbeit war die Erstellung und experimentelle Validierung eines numerischen CFD-Modells, mit dem die Wasserdampfdiffusion durch die am coulometrischen Sensor verwendete permeable Membran und die Auswirkungen der elektrolytischen Aufspaltung des Wassers am Sensor simuliert werden können. Somit wird es möglich, den Sensor in komplexe Simulationen einzubinden und so beispielsweise die Auswirkungen von Landeraufbauten, Airbag und unterschiedlichen thermischen Umgebungen auf das Sensorsignal zu untersuchen. Neben den coulometrischen Sensoren wurden auch zwei kommerzielle kapazitive Polymerfeuchtesensoren sowohl unter Marsbedingungen als auch im Thermalzyklustest geprüft und charakterisiert. Die verwendeten Modelle zeigten trotz der extremen Bedingungen eine stabile Kennlinie und bewiesen, dass die Sensoren in Umgebungen einsetzbar sind, welche deutlich von dem Messbereich abweichen, für den sie entwickelt wurden. Zusätzlich zu den Entwicklungsarbeiten wurde im Zuge der ExoMars Mission ein erster Prototyp des MiniHUM Instrumentes konstruiert und gebaut. Zusammen mit der für ein Raumfahrtprojekt nötigen Dokumentation nach ECSS Standard, mit deren Hilfe der Nachweis geführt wurde, dass das Instrument den raumfahrttechnischen Anforderungen entspricht und alle Management-, Produkt- und Qualitätssicherungsmaßgaben eingehalten wurden, konnte in einem Gutachten der ESA ein Technologiereifegrad von 5 erreicht werden.
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FPGA-based reconfigurable on-board computing systems for space applications
(2010) Kuwahara, Toshinori; Röser, Hans-Peter (Prof. Dr. rer. nat.)
The purpose of the thesis is to conceptualize an application method of ground-based reconfigurable FPGA (Field Programmable Gate Array) technologies for space systems and to apply the method to the on-board computer of the small satellite Flying Laptop for the on-orbit demonstration. The Flying Laptop satellite is the first small satellite within the Stuttgart small satellite program'' in which several small satellites are developed by the Institute of Space Systems at the Universität Stuttgart. The main mission of the Flying Laptop is to demonstrate the space use of reconfigurable FPGAs for the reconfigurable computing'' on an central on-board computer aboard a spacecraft. Due to their radiation vulnerabilities reconfigurable FPGAs have not yet been employed in practical space applications with high reliability requirements. The Flying Laptop project aims to achieve the world's first orbit demonstration of a purely FPGA-based central on-board computer. Within this research firstly, application methods of reconfigurable FPGAs for space systems were investigated, which are not limited to small satellites but for general space systems. The investigation is based on thorough experimental data survey and analysis of radiation effects on existing FPGA devices. Main radiation effects of single event effects and total ionizing dose effects were extensively investigated. Based on the data obtained, a combinational use of SRAM-FPGAs (multi-chip redundant) and Flash-FPGAs (voting element) for mitigating radiation effects was conceptualized. A mathematical system reliability analysis of repairable multi-redundant systems has been. The analysis illustrates that a multi-redundant system based on SRAM-FPGAs together with a Flash-FPGA based voter provides a sufficiently high reliability for Low Earth Orbit (LEO) missions against radiation effects. After the conceptualization of application methods of reconfigurable FPGAs for the space environment, it is applied to the on-board computer of the small satellite Flying Laptop. Flying Laptop is a cubic, 3-axis stabilized satellite with the edge lengths of about 600mm x 700mm x 800mm and a mass of about 120kg, which shall be launched into sun-synchronous LEO in an altitude of around 600km. A system architecture with four SRAM-FPGA based central processing nodes and one Flash-FPGA based voter was applied for the on-board computer of the Flying Laptop. This on-board computer is the central computing system aboard the satellite and shall be capable of controlling all satellite peripheral electronics. First of all, the system design of the whole satellite has been conducted within the scope of the thesis in order to allow the design of the on-board computer. Based on the established system requirements, the on-board computer of the Flying Laptop was designed and the breadboard model and partly the engineering model of its components are developed. The hardware logic (control algorithm) which shall be implemented into FPGAs can be designed by means of hardware description languages. However, it is no longer software engineering but hardware engineering for generating real hardware logics inside FPGAs which are executed in parallel in real-time. The satellite main functions are designed, developed, and implemented in FPGAs by means of the hardware description languages Handel-C and VHDL. The thesis provides development methods of the control algorithms. In addition to this, a control algorithm development facility has been established for the further design activities. Finally, the developed control algorithms are verified in a simulation and verification environment in order to prove the validities of the above described developments. First of all, an FPGA hardware-in-the-loop real-time simulation environment has been established based on the Model-based Development and Verification Environment (MDVE). MDVE was established at the Institute of Space Systems supported by EADS Astrium. The communication interface between the MDVE and FPGAs are developed, including the required hardware components and the serialization algorithms of communication lines inside an FPGA. Using this simulation and verification environment, extensive simulations have been conducted and the design of the on-board computer, as well as the system design of the whole satellite are validated. At the end, an extended investigation has been conducted on formal verification methods of the hardware-logic in order to provide the way of strict design verifications. This thesis establishes the basis of principle application methods of reconfigurable FPGA technologies for reconfigurable computing'' on space systems which provides innovative solutions for high computational demands of future space applications.
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Hardware- und Software- Kompatibilitätstests für den Bordrechner eines Kleinsatelliten
(2013) Fritz, Michael; Röser, Hans-Peter (Prof. Dr. rer. nat.)
Die Universität Stuttgart hat in Kooperation mit industriellen Partnern im Jahr 2010 das Konzept eines neuartigen Bordrechners für Satelliten vorgestellt. Dieser Bordrechner nutzt modernste Prozessor- und Datenbustechnik. Er wird beim sich am Institut für Raumfahrtsysteme der Universität Stuttgart in Entwicklung befindenden Kleinsatelliten Flying Laptop erstmals eingesetzt. Ein solcher Bordrechner muss im Betrieb fehlerfrei funktionieren. Auch die auf dem Bordrechner laufende Bordsoftware darf keine systematischen Fehler haben. Fehler in Hardware oder Software können zu einem Komplettausfall des Satelliten führen. Um dieses Risiko zu minimieren, sind während der Entwicklung des Satelliten eine Vielzahl an Bordrechnertests nötig. Für den Bordrechner des Flying Laptops wurde im Rahmen dieser Arbeit ein Prüfstand entwickelt, mit dem ein Großteil der geforderten Tests möglich ist. Durch diesen Prüfstand wurde die Entwicklung der Bordsoftware beschleunigt und deren funktionale Verifikation ermöglicht. Außerdem konnte verifiziert werden, dass die von verschiedenen Herstellern entwickelten Baukomponenten des Bordrechners zueinander kompatibel sind. Darüber hinaus wurde gezeigt, dass die Schnittstellen zwischen Bordrechner und Bordkomponenten sowie zwischen Bordrechner und Missionskontrollsystem ordnungsgemäß funktionieren. Schließlich wurde die gesamte Kommandierungskette vom Missionskontrollsystem über den Bordrechner hin zu exemplarisch gewählten Bordkomponenten erfolgreich getestet. Die vorliegende Dissertation beschreibt außerdem, welche Planungs- und Entwicklungsarbeiten notwendig waren, um einen solchen Prüfstand aufzubauen. Die dabei aufgetretenen Probleme werden erläutert und dazu erarbeitete Lösungen dargestellt. Für die durchgeführten Bordrechnertests wurden unterschiedliche Konfigurationen des Prüfstands entwickelt und genutzt. Die Konfigurationen und deren jeweiliger Zweck werden beschrieben. Für jede Konfiguration wird anhand eines Anwendungsbeispiels veranschaulicht, wie sich die damit durchgeführten Tests gestalteten. Die erhaltenen Ergebnisse werden dargestellt und bewertet. Geplante Konfigurationen für die nächsten Schritte der Entwicklung werden erläutert. Abschließend wird die weitere Verwendbarkeit des Prüfstands bei der Entwicklung des Kleinsatelliten Flying Laptop diskutiert.
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Impulsanalyse beim luftatmenden gepulsten laser-thermischen Antrieb mit parabolischer Reflektordüse für Raumfahrtanwendungen
(2013) Scharring, Stefan; Röser, Hans-Peter (Prof. Dr. rer. nat.)
Die vorliegende Arbeit behandelt experimentelle Untersuchungen zum laser-thermischen Antrieb für Raumfahrtanwendungen. Sie wurden am CO2-Hochenergielaser des Instituts für Technische Physik des DLR in Stuttgart durchgeführt. Im Mittelpunkt steht eine reflektierende parabolische Düse („Lightcraft“), in der durch fokussierte Laserstrahlung ein Luftdurchbruch gezündet wird. Der durch die laser-gestützte Detonation hervorgerufene Impulsübertrag auf die Reflektorwand ermöglicht für leichte Flugkörper (ca. 30 g) im repetierenden Betrieb des ortsfesten Lasers gepulste Freiflüge, die durch die Höhe der Laborhalle (ca. 8 m) begrenzt sind. Hintergrund dieser Arbeit ist das langfristige Anwendungsziel als einfache Antriebstechnologie für den kostengünstigen Transport von Nanosatelliten in den unteren Erdorbit mit deutlich verringertem Treibstoffbedarf und reduzierter struktureller Masse durch den Einsatz einer erdgestützten Laserquelle als stationärer Energieversorgung. Auf der Basis des hydrodynamischen Punktexplosionsmodells wurden Optimierungen der Lightcraftgeometrie hinsichtlich des Impulsübertrags abgeleitet. Einzelpulsexperimente zeigen anstelle der erwarteten Impulsverstärkung durch proportionale Skalierung der Düsengeometrie auf den halben Strahldurchmesser eine Verdopplung des Impulsübertrages bei doppelter Düsenlänge. Die Abweichungen erfordern die Berücksichtigung der Wechselwirkung zwischen Laserstrahlung und Plasma, die anhand der Näherung der Absorptionseffizienz skizziert ist. Durch Skalierung der Düse auf wenige Zentimeter Durchmesser wurde eine lasergetriebene Bewegung bei niedrigen Pulsenergien in künstlicher Schwerelosigkeit realisiert. In experimentellen Untersuchungen zur laser-induzierten Ablation an flachen Proben von Polyoxymethylen (POM) sowie POM-Zylindern für den Einsatz im Lightcraft anstelle des Zündstifts wurde die impulsverstärkende Wirkung im Hinblick auf Detonation und Verbrennung charakterisiert und hinsichtlich des zugrunde liegenden Ablationsmodells bewertet. Profilometrische Analysen ablatierter Zylinder dienten zur Validierung von Raytracing-Modellen. Viele Experimente dieser Arbeit widmen sich der Dynamik des Freiflugs mittels stereoskopischer Hochgeschwindigkeitsanalysen. Die Erhöhung der Reproduzierbarkeit von Detonationsprozess und Impulsübertrag durch einen Zündstift auf der Symmetrieachse des Lightcrafts wurde in gepulsten Freiflügen nachgewiesen. Zur Modellierung der Impulskomponenten wurde daher mittels Raytracing die Energiedichteverteilung auf dem Zündstift zu Pulsbeginn in Abhängigkeit von der relativen Lage des Lightcrafts zum Laserstrahl berechnet. Zwar konnte die starke Abhängigkeit der Impulskomponenten vom Neigungswinkel sowie der schwächere Einfluss des Lateralversatzes experimentell belegt werden, jedoch deuten Abweichungen zwischen Modell und Experiment auf die hier vernachlässigte Bedeutung des weiteren Prozessverlaufs der Detonation hin. In Schwebeexperimenten mit angepasster Laserleistung wurde die Abhängigkeit der Flugstabilität von der Lage zum Laserstrahl untersucht. Eine strahlbezogene Selbststabilisierung des Lightcrafts wird zwar durch den Einsatz des Zündstiftes begünstigt, findet jedoch nur in Ansätzen statt. Die Trajektorien von Lateralversatz und Neigung zeigen mit ihrem spiralförmigen Verlauf das begrenzte Wirken rücktreibender Seit- bzw. Drehimpulse. Mit der starken Abhängigkeit dieser Impulskomponenten vom Neigungswinkel verhindert die Kopplung zwischen Seit- und Kippbewegung eine Stabilisierung der Flugbahn. Modellierungen für den gepulsten Flug zeigen hinsichtlich der maximalen Flugdauer einen Schmetterlings-Effekt in den Startparametern, der durch eine dynamische Regelung kompensiert werden muss. Die experimentelle Validierung einer Schubvektorsteuerung durch Verlagerung des Detonationszentrums mittels Verkippung des Zünd- bzw. Treibstoffstifts in der Brennebene gegen die Symmetrieachse des Lightcrafts ergab entgegen ursprünglichen Erwartungen eine Verschiebung der Detonation auf die gegenüberliegende Seite des Stiftes. Dies steht offensichtlich im Zusammenhang mit der Ausbreitung und Verstärkung der lasergestützten Detonationswelle in diesem Bereich. Eine erfolgreiche Stabilisierung des gepulsten Freifluges mittels der vorgeschlagenen Schubvektorsteuerung erscheint vor dem Hintergrund der experimentellen Ergebnisse und entsprechenden Modellrechnungen nicht möglich, da lediglich eine leichte Modifizierung der Impulskomponenten, nicht jedoch eine wesentliche Beeinflussung oder Entkopplung möglich ist. Daher ist für eine technologische Weiterentwicklung ohne Spinstabilisierung eine strukturelle Veränderung des Flugkörpers, z.B. durch die physikalische Trennung von fokussierender Optik und Expansionsdüse erforderlich, wenngleich die Entwicklung gepulster Laserquellen ausreichend hoher Leistung (ca. 1 MW/kg Nutzlast) die ungeklärte Schlüsselfrage für erdgestützte Laserantriebe darstellt und daher weltraumgestützte Anwendungen nahelegt.
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Lunar Mission BW1: scientific objectives and small satellite concept
(2010) Laufer, René; Röser, Hans-Peter (Prof. Dr. rer. nat.)
Since UoSat-1 (University of Surrey Satellite 1) was launched in 1981 academic small satellites demonstrated successfully universities’ capabilities in space science and engineering. Today it is without any doubt that academic small Earth orbiting satellites can be important educational instruments, useful technology demonstration tools and promising and serious scientific research platforms. Since the very beginning of the space age universities and research institutes participated in lunar and planetary exploration analyzing data, providing instruments or performing further research. But usually such institutions did not design, build and operate their own lunar or planetary spacecrafts. Based on the status in the field of small spacecraft development and the expertise and knowledge of academic institutions as well as the availability of technology to design, build and operate an own probe beyond Earth orbit seems to be a feasible next logical step. The Stuttgart Small Satellite Program was initiated in 2002/03 at the Institute of Space Systems of the Universitaet Stuttgart, Germany. One of its objectives is to provide an attractive academic program with real hands-on experience for participating students. A network of industrial and academic partners supports by offering engineering and scientific expertise and knowledge and providing financial support for PhD scholarships as well as involvement in lectures, workshops and seminars but also provision of hardware and software. The program consists currently of four spacecraft missions but also ground segment facilities and the development of software and simulation tools, methods and data bases. The micro satellite FLYING LAPTOP will perform Earth observation remote sensing experiments and technology demonstration followed by the electric propulsion test-bed PERSEUS which will also perform UV astronomy. Both spacecrafts pave the way for the later complex projects: the atmospheric entry and return mission CERMIT and the small lunar orbiter spacecraft LUNAR MISSION BW1. The goal of the LUNAR MISSION BW1 is to prove that it is possible for a university, a faculty or even an institute to make a significant contribution by its own to space exploration. The contribution should be to create new scientific knowledge or demonstrate innovative technology visible within the community and in the public as well as having an enduring efect in the space arena. The LUNAR MISSION BW1 will be an all-electrical small lunar orbiter of approx. 1 m cube and approx. 200 kg launch mass. Planned to be launched as a piggyback payload into a Geosynchronous Transfer Orbit (GTO) in 2012 or later the probe should use solar-electric propulsion systems (thermal arcjet and magneto-plasma-dynamical thrusters) to be transferred to the Moon into a highly inclined circular low lunar orbit of approx. 100 km. The orbiter will perform technology demonstrations, remote sensing and in-situ research experiments for at least 6 months before impacting on the surface of the Moon. During the cruise phase of 18-24 months or more and the operations in lunar orbit solar panels of approx. 6 m2 will generate the necessary electrical power of up to 1 kW supported by Li-Ion batteries for power storage. The satellite will be 3-axis stabilized and using a Ka band communication system and a 1 m primary dish providing broadband data transfer to the own mission control center but also supported by other partners’ ground stations. The progranmatics behind the LUNAR MISSION BW1 based on past and current lunar exploration is described as well as the small satellite concept and the scientific objectives based on the limitations and potentials of an academic environment. A possible scenario of the mission is depicted including the necessary elements of the space and the ground segment. The opportunity but also the necessity for a different approach in project management due to the academic environment is explained concluded by lessons learned. The LUNAR MISSION BW1 demonstrated that virtual exploration is not possible - hence it is not a feasible or useful option as an alternative for building and operating an own exploration mission to provide real experience to students and young professionals and real research data as well as space qualified small satellite technology.
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Mission design and technology for a Titan Aerobot Balloon System (TABS)
(2012) Esper, Jaime; Röser, Hans-Peter (Prof. Dr. rer. nat.)
An alternative implementation to a Titan aerobot mission is presented that uses tried (by similarity) and relatively low-risk methods for designing and deploying a Hydrogen-filled balloon in Titan’s atmosphere. This is a departure from the current consensus approach of using a Montgolfier (hot air) balloon for in-situ exploration. It was demonstrated that this mission implementation is not only feasible, but also presents a risk advantage in the deployment (the most critical part of operations) of this system, without the need for a complicated scheme of lines and ties that can snatch or rupture the material. With on-board Hydrogen, and an auxiliary tank for replenishment during a six-month mission, the Titan Aerobot Balloon System (TABS) is capable of gathering up to 892 Mbits of data per day, that includes optical, spectroscopy, and atmospheric remote and in-situ sensing. This data is transmitted directly to Earth with a steerable 1-meter parabolic dish antenna. During the course of formulating mission enablers, a new Thermal Protection System (TPS) material was also designed, manufactured, and tested at the Institut für Raumfahrtsysteme of the Universität Stuttgart. This new carbon/Phenolic ablator was successfully demonstrated at the IRS’ Plasma Wind tunnel. Two out of three sample types proved to be viable ablators, with no sign of delamination, and with thermal properties that enable high-speed entry not only in Titan’s atmosphere, but also for Earth re-entry and planetary sample return missions. TABS entry vehicle is 628 kg with a total floating mass including gondola and buoyant system of 242 kg (both numbers include a 30% contingency). TABS can be launched in a Space X Falcon 9 rocket, with a 30% performance margin (on top of the 30% contingency). There is enough mass and volume reserve left in the launch vehicle for co-manifested spacecraft, so international cooperation is not only built-into TABS, the flight can also accommodate the addition of separate contributions with the potential for individual partner cost-sharing and savings.
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Missionsanalyse und Nutzlastauswahl des Kleinsatelliten Lunar Mission BW1
(2012) Lachenmann, Michael; Röser, Hans-Peter (Prof. Dr. rer. nat.)
Die am Institut für Raumfahrtsysteme der Universität Stuttgart entwickelte Kleinsatellitenmission Lunar Mission BW1 soll als erster universitärer Kleinsatellit aus eigener Kraft den Mond erreichen. Um dies zu ermöglichen, soll die ungefähr 1 m3 große Sonde mit einer Startmasse von unter 300 kg mit mehreren elektrischen Triebwerken ausgestattet werden. Am Mond angekommen, soll der Satellit mindestens sechs Monate den Mond umrunden und während dieser Zeit wissenschaftliche Daten sammeln und zur Erde übermitteln. Die vorliegende Arbeit liefert einen Beitrag zur Missionsanalyse zur Festlegung der Nutzlast einer Kleinsatellitenmission zum Mond im Allgemeinen und für Lunar Mission BW1 im Speziellen. Aufgrund ihrer stark begrenzten Ressourcen unterscheiden sich universitäre Kleinsatellitenmissionen in ihrer Entwicklungsphilosophie oft von kommerziellen und von Raumfahrtagenturen durchgeführten Satellitenmissionen. Dies führt letztlich dazu, dass ein Kleinsatellit nicht für eine bestimmte Nutzlast entwickelt wird, sondern die Nutzlast entsprechend passend zum Satellit ausgewählt beziehungsweise angepasst wird. Die Nutzlastauswahl wird dabei hauptsächlich von vier Parametern beeinflusst, die in dieser Arbeit untersucht wurden: der wissenschaftlichen Anwendung im Kontext bisheriger Mondmissionen, der Satellitentransferbahn und des Zielorbits, der Kommunikationsstrecke sowie des Beobachtungsszenarios. Anhand exemplarischer Nutzlasten, zu denen eine hochauflösende Kamera im sichtbaren Spektralbereich, eine Thermische-Infrarot-Kamera, ein Instrument zur Detektion von Lunar Transient Phenomena, sowie ein Staubdetektor gehören, werden diese Parameter verdeutlicht. Um Anforderungen an die Nutzlast und missionskritische Subsysteme definieren zu können, wurden verschiedene Niedrigschub-Transferbahnen auf ihre Zeit, Masse und Strahlungseintrag hin untersucht. Hier ergibt sich, je nach verwendeter Strategie, eine Flugdauer zwischen 150 Tagen und 1500 Tagen, wobei die schnelleren Bahnen einen höheren Treibstoffbedarf mit sich bringen (166 kg im Vergleich zu 111 kg). Dieser ist für Kleinsatelliten besonders zu beachten, was auch in den Untersuchungen zur bahndynamischen Lebensdauer berücksichtigt wurde. Die Simulationen hierfür verwenden ein Mondgravitationsmodell mit 100stem Grad und Ordnung, um einen geeigneten Zielorbit hinsichtlich hoher Bodenabdeckung, geringer Bahnschwankungen und langer Lebensdauer auszuwählen. Es wird gezeigt, dass eine Inklination von 84° einen besonders stabilen Orbit verspricht, der mit einer Höhentoleranz von weniger als 30 km keine Bahnmanöver benötigt und dadurch Treibstoffmasse eingespart und Beobachtungszeit gewonnen werden kann. Berechnungen zu den erwartenden Strahlungslasten während der kompletten Missionsdauer ermöglichen die Auswahl geeigneter, resistenter Komponenten und die Dimensionierung der benötigten Abschirmungen. Von abbildenden Instrumenten wird oft eine komplette Erfassung der Mondoberfläche erwartet. Dies ist auch das Ziel von Lunar Mission BW1. Die hierzu durchgeführten Simulationen berücksichtigen verschiedene Schwadbreiten und auch Betriebseinschränkungen, wie sie aufgrund der Satellitengeometrie und den Eigenschaften der untersuchten Nutzlasten auftreten. Eine Schwadbreite von 15 km ergab hierbei den besten Kompromiss zwischen Signal-zu-Rausch-Verhältnis, Bodenauflösung, Datenaufkommen, Kommunikationsdauer und Zeit. Um die anfallende Datenmenge zu verarbeiten und übermitteln zu können, müssen bei maximaler Ausnutzung der Kontaktmöglichkeiten zu einer Bodenstation, Datenraten von ungefähr 10 Mbit/s erreicht werden. Das Ka-Band scheint hierfür eine geeignete Wahl zu sein. Ebenfalls wurde die Größe des Massenspeichers an Bord untersucht, um ein Optimum zwischen notwendiger Kapazität und Systemgröße zu finden. Die Ergebnisse der Einzelkapitel werden abschließend zusammengefasst und zueinander in Kontext gesetzt, um eine realistische Datenbasis zur Nutzlastauswahl zu liefern.
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Raumfahrtrelevante Plasmen und deren anwendungsbezogene Klassifizierung
(2012) Herdrich, Georg; Röser, Hans-Peter (Prof. Dr. rer. nat.)
Für natürliche und technische Plasmen, deren Charakterisierung von wissenschaftlicher bzw. raumfahrttechnischer Relevanz ist, wurden zunächst die wichtigsten plasmaphysikalischen Parameter eingeführt. Darüber hinaus wurden diese Plasmen auf der Basis von Literaturen aber auch der Datenbasis am IRS eingeordnet. Zu diesem Zweck wurde aus der gängigen Darstellung von Plasmen in Te(ne) Diagrammen ein Plasmaabakus entwickelt, welcher es erlaubt Parameter wie beispielsweise die Elektronenanzahldichte ne, die Elektronentemperatur Te, die Debyelänge, die Landaulänge, die Plasmafrequenz und den Coulomblogarithmus direkt abzulesen. Anhand der aus der Literatur bekannten Energietypen lässt sich das so entstandene Diagramm in Bereiche einteilen, aus denen sich unmittelbar Randbedingungen für die Beschreibung der Plasmen ermitteln lassen (z.B. ideale Plasmen). Darüber hinaus lassen sich über den Abakus Transportkoeffizienten wie die elektrische Leitfähigkeit σ der Plasmen ableiten. Das Resultat ist ein graphisch basierter Plasmaabakus, anhand dessen sich wichtige Parameter zur Beurteilung bedeutsamer Eigenschaften der Plasmen beispielsweise für die Modellierung (z.B. Knudsenregime) sowie zur messtechnischen Erfassung (z.B. Langmuir-Sonden) ableiten lassen. Im 4. Kapitel werden die wichtigsten natürlichen Plasmen sowie die diskutierten technischen Plasmen eingehend beschrieben. Dabei ist das Augenmerk auf deren Beschreibung an sich sowie die Bereitstellung von plasmarelevanten Daten auf der Grundlage von belastbaren Referenzen des IRS und anderen Forschungsinstitutionen ausgerichtet. Die damit geschaffene Datenbasis stellt dabei für einige der technischen Plasmasysteme wie z.B. den IMAX eine erstmalige Ableitung der Plasmaeigenschaften zur Verfügung und findet Eingang in den oben genannten Plasmaabakus, was die Grundlage für die Klassifizierung dieser Plasmen liefert. Weiterhin lassen sich somit gemeinsame Bereiche der Plasmen im Diagramm identifizieren, womit eine erste Analyse einer grundlegenden Ähnlichkeit, beispielsweise bestimmter technischer Plasmen mit entsprechenden natürlichen Plasmen durchgeführt werden kann. So führt dies auf Ähnlichkeiten im Sinne der oben diskutierten Plasmaparameter zwischen den induktiv beheizten Plasmen (IPG) und der Sonnenatmosphäre. Die im weiteren Verlauf untersuchte Elektrodynamik (Maxwellgleichungen) liefert die Grundlage für einige wichtige Dimensionsanalysen, aus denen sich grundlegende Kriterien sowohl für die Modellierung der Plasmen, als auch für das bessere Verständnis, gewinnen lassen. Beispiele hierfür sind die magnetische Reynoldszahl, um eine Aussage bezüglich der Kopplung zwischen elektromagnetischen Feldern und der Plasmaströmung zu machen, und der Parameter g zur Analyse der Signifikanz des Verschiebungsstromes. Damit sind diese Parameter nicht nur zum besseren Verständnis der jeweils betrachteten Plasmen von Bedeutung, sondern dienen als zusätzliche Information zur Beurteilung zu berücksichtigender Aspekte bei der Modellierung. Diese Betrachtungen wiederum finden Eingang in die Aufstellung von Plasmabeta und Stuartzahl, mit denen die magnetische Beeinflussung von Plasmen beurteilt werden kann. Darüber hinaus wurden Pinchkonfigurationen analysiert, die Voraussetzung zur Beschreibung der zwei, im Anschluss daran diskutierten, technischen Plasmasysteme IPG und IMAX sind. Alle durchgeführten Untersuchungen finden im Rahmen der Abhandlung zwar Anwendung für alle relevanten Plasmen des Kapitel 4, darüber hinaus werden aber die beiden oben genannten Plasmasysteme genauer betrachtet. So ist die algebraische Lösung für die eigenfeldbasierte Stabilisierung der induktionsbeheizten Plasmen des IRS nach Kenntnis des Autors originär und einmalig. Weiterhin hinaus wurde diese Stabilisierung durch eine Analyse experimenteller Daten bestätigt. Für das Plasmasystem IMAX konnte durch die Analysen der Referenzplasmabedingung gezeigt werden, dass hier eher eine Plasmaverpuffung vorliegt. Dies ist inbesondere in der geringen Gasdichte, welche sich aus dem kleinen Massenbit ergibt, begründet. Als Konsequenz ergibt sich eine verhältnismäßig hohe magnetische Reynoldszahl, was mehr oder weniger bedeutet, dass die MHD-Effekte, welche mit der untersuchten Plasmaentladung einhergehen, nicht signifikant sind. Allerdings vernachlässigt die Analyse die Elektrodenabtragung, welche aufgrund der Aluminiumablagerungen auf dem eingesetzten Kalorimeter signifikant sind. Abschließend führten die diskutierten Entwicklungen zusammen mit der umfangreichen Recherche auf neue Arbeitsthemen und –Gebiete, welche teilweise schon erfolgreich auf einer institutionellen Ebene implementiert wurden. Hierzu gehören das Kapselkonzept PHOEBUS, die VUV Spektroskopie sowie die experimentelle Darstellung natürlicher Plasmen in Zusammenarbeit mit der Baylor University.