TY - GEN A1 - Reitemeyer, Malte A1 - Weinmann, Felix T1 - Detection of UAP with a Nano Satellite T1 - Detektion von UAP mit einem Nanosatelliten BT - A feasibility study N2 - Continued reports over the past decades of unknown aerial phenomena (short UAP) have given high relevance to the investigation and research of these. Especially reports by US Navy pilots and official investigations by the US Office of the director of national intelligence have emphasized the value of such efforts. Due to the inherently limited scope of earth based observations, a satellite based instrument for detection of such phenomena may prove especially useful. This paper as such investigates the possible viability of such an instrument on a nano satellite mission. T3 - Research on Unidentified Aerial Phenomena - 1 KW - Satellit KW - UFO KW - Forschungssatellit KW - Kleinsatellit KW - Erderkundungssatellit KW - UAP KW - Nano-Satellite KW - Nanosatellit KW - UAP Y1 - 2022 U6 - http://nbn-resolving.de/urn/resolver.pl?urn:nbn:de:bvb:20-opus-261391 ER - TY - THES A1 - Scharnagl, Julian T1 - Distributed Guidance, Navigation and Control for Satellite Formation Flying Missions T1 - Verteilte Leit- und Regelungsverfahren für Satellitenformationen N2 - Ongoing changes in spaceflight – continuing miniaturization, declining costs of rocket launches and satellite components, and improved satellite computing and control capabilities – are advancing Satellite Formation Flying (SFF) as a research and application area. SFF enables new applications that cannot be realized (or cannot be realized at a reasonable cost) with conventional single-satellite missions. In particular, distributed Earth observation applications such as photogrammetry and tomography or distributed space telescopes require precisely placed and controlled satellites in orbit. Several enabling technologies are required for SFF, such as inter-satellite communication, precise attitude control, and in-orbit maneuverability. However, one of the most important requirements is a reliable distributed Guidance, Navigation and Control (GNC) strategy. This work addresses the issue of distributed GNC for SFF in 3D with a focus on Continuous Low-Thrust (CLT) propulsion satellites (e.g., with electric thrusters) and concentrates on circular low Earth orbits. However, the focus of this work is not only on control theory, but control is considered as part of the system engineering process of typical small satellite missions. Thus, common sensor and actuator systems are analyzed to derive their characteristics and their impacts on formation control. This serves as the basis for the design, implementation, and evaluation of the following control approaches: First, a Model Predictive Control (MPC) method with specific adaptations to SFF and its requirements and constraints; second, a distributed robust controller that combines consensus methods for distributed system control and $H_{\infty}$ robust control; and finally, a controller that uses plant inversion for control and combines it with a reference governor to steer the controller to the target on an optimal trajectory considering several constraints. The developed controllers are validated and compared based on extensive software simulations. Realistic 3D formation flight scenarios were taken from the Networked Pico-Satellite Distributed System Control (NetSat) cubesat formation flight mission. The three compared methods show different advantages and disadvantages in the different application scenarios. The distributed robust consensus-based controller for example lacks the ability to limit the maximum thrust, so it is not suitable for satellites with CLT. But both the MPC-based approach and the plant inversionbased controller are suitable for CLT SFF applications, while showing again distinct advantages and disadvantages in different scenarios. The scientific contribution of this work may be summarized as the creation of novel and specific control approaches for the class of CLT SFF applications, which is still lacking methods withstanding the application in real space missions, as well as the scientific evaluation and comparison of the developed methods. N2 - Die anhaltenden Veränderungen in der Raumfahrt – die fortschreitende Miniaturisierung, die sinkenden Kosten für Raketenstarts und Satellitenkomponenten sowie die verbesserten Rechen- und Steuerungsmöglichkeiten von Satelliten – fördern den Satelliten-Formationsflug (SFF) als Forschungs- und Anwendungsgebiet. SFF ermöglicht neue Anwendungen, die mit herkömmlichen Einzelsatellitenmissionen nicht (oder nicht mit vertretbarem Aufwand) realisiert werden können. Insbesondere verteilte Erdbeobachtungsanwendungen wie Photogrammetrie und Tomographie oder verteilte Weltraumteleskope erfordern präzise positionierte und kontrollierte Satelliten in der Umlaufbahn. Für den SFF sind verschiedene Basistechnologien erforderlich, z. B. Kommunikation zwischen den Satelliten, präzise Lageregelung und Manövrierfähigkeit. Eine der wichtigsten Anforderungen sind jedoch zuverlässige verteilte Leit- und Regelungsverfahren (Guidance, Navigation and Control, GNC). Diese Arbeit befasst sich mit dem Thema der verteilten GNC für SFF in 3D mit dem Schwerpunkt auf Satelliten mit kontinuierlichem, niedrigen Schub (Continuous Low-Thrust, CLT) z.B. mit elektrischen Triebwerken und legt den Fokus hier zusätzlich auf niedrige kreisförmige Erdumlaufbahnen. Der Schwerpunkt dieser Arbeit liegt jedoch nicht nur auf der Regelungstheorie, vielmehr wird Regelung als Teil des Systementwicklungsprozesses typischer Kleinsatellitenmissionen betrachtet. So werden gängige Sensor- und Aktuatorsysteme analysiert, um ihre Eigenschaften und ihre Auswirkungen auf die Formationskontrolle abzuleiten. Dies dient als Grundlage für den Entwurf, die Implementierung und die Bewertung der folgenden Regelungsansätze: Erstens eine Modellprädiktive Regelung (Model-Predictive Control, MPC) mit spezifischen Anpassungen an die Anforderungen und Beschränkungen des SFFs, zweitens ein robuster Regler, der Konsensmethoden für die Steuerung verteilter Systeme mit robuster $H_{\infty}$-Regelung kombiniert, und schließlich ein kaskadierter Regler, der zur Steuerung die Regelstrecke invertiert und dessen Referenz von einem Referenzregler auf einer optimalen Trajektorie unter Berücksichtigung verschiedener Beschränkungen zum Ziel gesteuert wird. Die entwickelten Regler werden auf der Grundlage umfangreicher Softwaresimulationen validiert und miteinander verglichen. Realistische 3D-Formationsflug-Szenarien wurden der NetSat-Formationsflug-Mission entnommen. Die drei verglichenen Methoden zeigen unterschiedliche Vor- und Nachteile in den verschiedenen Anwendungsszenarien. Der verteilten robusten konsensbasierten Regelung fehlt bspw. die Fähigkeit, den maximalen Schub zu begrenzen, sodass sie nicht für Satelliten mit CLT geeignet ist. Aber sowohl der MPC-basierte Ansatz als auch der auf der Invertierung der Regelstrecke basierende Ansatz sind für CLT SFF-Anwendungen geeignet und weisen wiederum ander Vor- und Nachteile in unterschiedlichen Szenarien auf. Der wissenschaftliche Beitrag dieser Arbeit besteht in der Entwicklung neuartiger und spezifischer Regelungsansätze für die Klasse der CLT-SFF-Anwendungen, für die es noch keine Methoden gibt, die der Anwendung in realen Weltraummissionen standhalten, sowie in der wissenschaftlichen Bewertung und dem Vergleich der entwickelten Methoden. T3 - Forschungsberichte in der Robotik = Research Notes in Robotics - 26 KW - Kleinsatellit KW - Low Earth Orbit KW - Verteiltes System KW - Modellprädiktive Regelung KW - Dezentrale Regelung KW - Satellite Formation Flying KW - Distributed Satellite Systems KW - Low Earth Orbit KW - Model Predictive Control KW - Distributed Control Y1 - 2022 U6 - http://nbn-resolving.de/urn/resolver.pl?urn:nbn:de:bvb:20-opus-287530 SN - 978-3-945459-42-3 ER - TY - THES A1 - Freimann, Andreas T1 - Efficient Communication in Networks of Small Low Earth Orbit Satellites and Ground Stations T1 - Effiziente Kommunikation in Netzwerken bestehend aus Kleinstsatelliten in erdnahen Umlaufbahnen und Bodenstationen N2 - With the miniaturization of satellites a fundamental change took place in the space industry. Instead of single big monolithic satellites nowadays more and more systems are envisaged consisting of a number of small satellites to form cooperating systems in space. The lower costs for development and launch as well as the spatial distribution of these systems enable the implementation of new scientific missions and commercial services. With this paradigm shift new challenges constantly emerge for satellite developers, particularly in the area of wireless communication systems and network protocols. Satellites in low Earth orbits and ground stations form dynamic space-terrestrial networks. The characteristics of these networks differ fundamentally from those of other networks. The resulting challenges with regard to communication system design, system analysis, packet forwarding, routing and medium access control as well as challenges concerning the reliability and efficiency of wireless communication links are addressed in this thesis. The physical modeling of space-terrestrial networks is addressed by analyzing existing satellite systems and communication devices, by evaluating measurements and by implementing a simulator for space-terrestrial networks. The resulting system and channel models were used as a basis for the prediction of the dynamic network topologies, link properties and channel interference. These predictions allowed for the implementation of efficient routing and medium access control schemes for space-terrestrial networks. Further, the implementation and utilization of software-defined ground stations is addressed, and a data upload scheme for the operation of small satellite formations is presented. N2 - Mit der Miniaturisierung von Satelliten hat eine fundamentale Änderung in der Raumfahrtindustrie stattgefunden. Anstelle von einzelnen, großen, monolithischen Satelliten werden heutzutage immer mehr Systeme entworfen die aus mehreren Kleinstsatelliten bestehen die kooperativ zusammenarbeiten. Die geringeren Kosten für Entwicklung und Start sowie die räumliche Verteilung dieser Satellitensysteme ermöglichen die Realisierung neuer wissenschaftlicher Missionen und kommerzieller Dienstleistungen. Durch diesen Paradigmenwechsel entstehen neue Herausforderungen für Ingenieure, insbesondere in den Bereichen Funkkommunikation und Netzwerkprotokolle. Satelliten in erdnahen Umlaufbahnen und Bodenstationen bilden sogenannte Satelliten-terrestrische Netzwerke. Die Eigenschaften dieser Netzwerke unterscheiden sich wesentlich von denen anderer Netzwerke. Die resultierenden Herausforderungen in den Bereichen Systemdesign, Systemanalyse, Paketvermittlung, Routing und Medienzugriffskontrolle, sowie Herausforderungen in Bezug auf die Zuverlässigkeit und Effizienz der Funkkommunikation werden in dieser Dissertation behandelt. Die physikalische Modellierung von Satelliten-terrestrischen Netzwerken wird behandelt durch die Analyse von existierenden Satelliten- und Funkkommunikationssystemen, durch die Nutzung von Messungen an einer Bodenstation und einem Satelliten und durch die Implementierung eines Simulators für Satelliten-terrestrische Netzwerke. Die resultierenden System- und Kanalmodelle wurden als Basis für die Prädiktion der dynamischen Netzwerktopologien, Verbindungseigenschaften und Kanalinterferenzen genutzt. Diese Prädiktionen haben die Implementierung effizienter Verfahren für Routing und Medienzugriffskontrolle in Satelliten-terrestrischen Netzwerken ermöglicht. Darüber hinaus wird die Implementierung und Nutzung von Bodenstationen auf Basis von digitaler Signalverarbeitung behandelt und ein Datenübertragungsverfahren für den Betrieb von Kleinstsatellitenformationen beschrieben und evaluiert. T3 - Forschungsberichte in der Robotik = Research Notes in Robotics - 25 KW - Satellitenfunk KW - Delay Tolerant Network KW - Kleinsatellit KW - Routing KW - Low Earth Orbit KW - Satellite Network KW - Media Access Control KW - Satellite Ground Station Y1 - 2022 U6 - http://nbn-resolving.de/urn/resolver.pl?urn:nbn:de:bvb:20-opus-280521 SN - 978-3-945459-41-6 ER - TY - THES A1 - Schmidt, Marco T1 - Ground Station Networks for Efficient Operation of Distributed Small Satellite Systems T1 - Effizienter Betrieb von Verteilten Kleinsatelliten-Systemen mit Bodenstationsnetzwerken N2 - The field of small satellite formations and constellations attracted growing attention, based on recent advances in small satellite engineering. The utilization of distributed space systems allows the realization of innovative applications and will enable improved temporal and spatial resolution in observation scenarios. On the other side, this new paradigm imposes a variety of research challenges. In this monograph new networking concepts for space missions are presented, using networks of ground stations. The developed approaches combine ground station resources in a coordinated way to achieve more robust and efficient communication links. Within this thesis, the following topics were elaborated to improve the performance in distributed space missions: Appropriate scheduling of contact windows in a distributed ground system is a necessary process to avoid low utilization of ground stations. The theoretical basis for the novel concept of redundant scheduling was elaborated in detail. Additionally to the presented algorithm was a scheduling system implemented, its performance was tested extensively with real world scheduling problems. In the scope of data management, a system was developed which autonomously synchronizes data frames in ground station networks and uses this information to detect and correct transmission errors. The system was validated with hardware in the loop experiments, demonstrating the benefits of the developed approach. N2 - Satellitenformationen und Konstellationen rücken immer mehr in den Fokus aktueller Forschung, ausgelöst durch die jüngsten Fortschritte in der Kleinsatelliten-Entwicklung. Der Einsatz von verteilten Weltraumsystemen ermöglicht die Realisierung von innovativen Anwendungen auf Basis von hoher zeitlicher und räumlicher Auflösung in Observationsszenarien. Allerdings bringt dieses neue Paradigma der Raumfahrttechnik auch Herausforderungen in verschiedenen Forschungsfeldern mit sich. In dieser Dissertation werden neue Netzwerk-Konzepte für Raumfahrtmissionen unter Einsatz von Bodenstationnetzwerken vorgestellt. Die präsentierten Verfahren koordinieren verfügbare Bodenstationsressourcen um einen robusten und effizienten Kommunikationslink zu ermöglichen. In dieser Arbeit werden dabei folgende Themenfelder behandelt um die Performance in verteilten Raumfahrtmissionen zu steigern: Das Verteilen von Kontaktfenster (sogenanntes Scheduling) in verteilten Bodenstationssystem ist ein notwendiger Prozess um eine niedrige Auslastung der Stationen zu vermeiden. Die theoretische Grundlage für das Konzept des redundanten Scheduling wurde erarbeitet. Zusätztlich wurde das Verfahren in Form eines Scheduling Systems implementiert und dessen Performance ausführlich an real-world Szenarien getestet. Im Rahmen des Themenfeldes Data Management wurde ein System entwickelt, welches autonom Datenframes in Bodenstationsnetzwerken synchronisieren kann. Die in den Datenframes enthaltene Information wird genutzt um Übertragungsfehler zu erkennen und zu korrigieren. Das System wurde mit Hardware-in-the-loop Experimenten validiert und die Vorteile des entwickelten Verfahrens wurden gezeigt. T3 - Forschungsberichte in der Robotik = Research Notes in Robotics - 6 KW - Kleinsatellit KW - Bodenstation KW - Verteiltes System KW - Scheduling KW - Ground Station Networks KW - Small Satellites KW - Distributed Space Systems Y1 - 2011 U6 - http://nbn-resolving.de/urn/resolver.pl?urn:nbn:de:bvb:20-opus-64999 SN - 978-3-923959-77-8 ER - TY - THES A1 - Bangert, Philip T1 - Magnetic Attitude Control of Miniature Satellites and its Extension towards Orbit Control using an Electric Propulsion System T1 - Magnetische Lageregelung von Kleinstsatelliten und ihre Erweiterung zur Orbitregelung durch die Integration eines Elektrischen Antriebssystems N2 - The attitude and orbit control system of pico- and nano-satellites to date is one of the bottle necks for future scientific and commercial applications. A performance increase while keeping with the satellites’ restrictions will enable new space missions especially for the smallest of the CubeSat classes. This work addresses methods to measure and improve the satellite’s attitude pointing and orbit control performance based on advanced sensor data analysis and optimized on-board software concepts. These methods are applied to spaceborne satellites and future CubeSat missions to demonstrate their validity. An in-orbit calibration procedure for a typical CubeSat attitude sensor suite is developed and applied to the UWE-3 satellite in space. Subsequently, a method to estimate the attitude determination accuracy without the help of an external reference sensor is developed. Using this method, it is shown that the UWE-3 satellite achieves an in-orbit attitude determination accuracy of about 2°. An advanced data analysis of the attitude motion of a miniature satellite is used in order to estimate the main attitude disturbance torque in orbit. It is shown, that the magnetic disturbance is by far the most significant contribution for miniature satellites and a method to estimate the residual magnetic dipole moment of a satellite is developed. Its application to three CubeSats currently in orbit reveals that magnetic disturbances are a common issue for this class of satellites. The dipole moments measured are between 23.1mAm² and 137.2mAm². In order to autonomously estimate and counteract this disturbance in future missions an on-board magnetic dipole estimation algorithm is developed. The autonomous neutralization of such disturbance torques together with the simplification of attitude control for the satellite operator is the focus of a novel on-board attitude control software architecture. It incorporates disturbance torques acting on the satellite and automatically optimizes the control output. Its application is demonstrated in space on board of the UWE-3 satellite through various attitude control experiments of which the results are presented here. The integration of a miniaturized electric propulsion system will enable CubeSats to perform orbit control and, thus, open up new application scenarios. The in-orbit characterization, however, poses the problem of precisely measuring very low thrust levels in the order of µN. A method to measure this thrust based on the attitude dynamics of the satellite is developed and evaluated in simulation. It is shown, that the demonstrator mission UWE-4 will be able to measure these thrust levels with a high accuracy of 1% for thrust levels higher than 1µN. The orbit control capabilities of UWE-4 using its electric propulsion system are evaluated and a hybrid attitude control system making use of the satellite’s magnetorquers and the electric propulsion system is developed. It is based on the flexible attitude control architecture mentioned before and thrust vector pointing accuracies of better than 2° can be achieved. This results in a thrust delivery of more than 99% of the desired acceleration in the target direction. N2 - Eine präzise Lage- und Orbitregelung stellt derzeit eine der größten Limitierungen der Einsatzmöglichkeiten von Kleinstsatelliten dar. Um zukünftige wissenschaftliche und kommerzielle Missionen auch mit dieser Klasse von Satelliten erfolgreich durchführen zu können, ist eine Leistungssteigerung bei gleichbleibender Größe und Masse nötig. Die vorliegende Arbeit beschäftigt sich mit der Verbesserung des Lageregelungssystems, der Vermessung der Ausrichtgenauigkeit im Orbit und der Herstellung von Orbitregelungskapazitäten mithilfe von fortschrittlicher Sensordatenanalyse und optimierter on-board Software. Die hier entwickelten Methoden wurden an im Orbit befindlichen Satelliten demonstriert und deren Gültigkeit gezeigt. Neben einer Methode um die typische CubeSat Lageerkennungssensorik im Orbit zu kalibrieren wurde ein Verfahren entwickelt, um die Ausrichtgenauigkeit ohne die Zuhilfenahme eines externen Referenzsensors zu bestimmen. Beide Verfahren wurden mithilfe des UWE-3 Satelliten im Orbit demonstriert. Die genaue Analyse der Dynamik eines Satelliten gibt Aufschluss über die vorwiegend herrschenden Störmomente. Für Kleinstsatelliten im erdnahen Orbit kann gezeigt werden, dass Störungen aufgrund von statischen magnetischen Verunreinigungen bei Weitem am meisten Einfluss auf die Dynamik des Satelliten haben. In dieser Arbeit wird eine Methode präsentiert, die Daten der Lageerkennung nutzt um das magnetische Dipolmoment eines Kleinstsatelliten zu bestimmen. Mithilfe dieses Verfahrens konnte das Dipolmoment von drei unterschiedlichen CubeSats im Bereicht von 23.1mAm² bis 137.2mAm² präzise bestimmt werden. Um die Lageregelungsgenauigkeit zu steigern wird ein Software Konzept präsentiert, welches die bekannten Störungen der Satellitendynamik inherent und energieoptimiert kompensiert. Die Anwendung dieser on-board Software wurde mit UWE-3 in einer Vielzahl von Lageregelungsexperimenten im Orbit demonstriert. Die Integration von elektrischen Antrieben wird zukünftigen Kleinstsatelliten die Möglichkeit zur Orbitkontrolle geben und damit viele neue Anwendungsszenarien eröffnen. Die Qualifizierung und Vermessung der Triebwerke im Orbit stellt jedoch eine technische Schwierigkeit dar, da Schübe im Bereich von µN gemessen werden müssen. Ein Verfahren zur genauen Bestimmung des Schubs eines solchen Triebwerks basierend auf dessen Auswirkung auf die Satellitendynamik wurde entwickelt und wird hier mit Hilfe von Simulationen für die UWE-4 Mission demonstriert. Es wird gezeigt, dass mit Hilfe von UWE-4 der Schub der Triebwerke mit einer hohen Genauigkeit von 1% Fehler für Schübe größer 1µN gemessen werden können. Eine magnetische Lageregelung unter Zuhilfenahme der elektischen Antriebe stellt das Konzept der hybriden Lage- und Orbitregelung für UWE-4 dar. Die damit erzielbare Leistung hinsichtlich der Ausrichtgenauigkeit sowie Orbitregelung wurde untersucht und ist hier für verschiedene Szenarien gezeigt. T3 - Forschungsberichte in der Robotik = Research Notes in Robotics - 19 KW - Satellit KW - Lageregelung KW - Plasmaantrieb KW - Attitude Determination and Control KW - Attitude Dynamics KW - Thrust Vector Control KW - Kleinsatellit Y1 - 2019 U6 - http://nbn-resolving.de/urn/resolver.pl?urn:nbn:de:bvb:20-opus-177020 SN - 978-3-945459-28-7 (online) SN - 1868-7474 ER - TY - THES A1 - Kramer, Alexander T1 - Orbit control of a very small satellite using electric propulsion T1 - Orbitregelung eines Kleinstsatelliten mithilfe eines elektrischen Antriebssystems N2 - Miniaturized satellites on a nanosatellite scale below 10kg of total mass contribute most to the number of launched satellites into Low Earth Orbit today. This results from the potential to design, integrate and launch these space missions within months at very low costs. In the past decade, the reliability in the fields of system design, communication, and attitude control have matured to allow for competitive applications in Earth observation, communication services, and science missions. The capability of orbit control is an important next step in this development, enabling operators to adjust orbits according to current mission needs and small satellite formation flight, which promotes new measurements in various fields of space science. Moreover, this ability makes missions with altitudes above the ISS comply with planned regulations regarding collision avoidance maneuvering. This dissertation presents the successful implementation of orbit control capabilities on the pico-satellite class for the first time. This pioneering achievement is demonstrated on the 1U CubeSat UWE–4. A focus is on the integration and operation of an electric propulsion system on miniaturized satellites. Besides limitations in size, mass, and power of a pico-satellite, the choice of a suitable electric propulsion system was driven by electromagnetic cleanliness and the use as a combined attitude and orbit control system. Moreover, the integration of the propulsion system leaves the valuable space at the outer faces of the CubeSat structure unoccupied for future use by payloads. The used NanoFEEP propulsion system consists of four thruster heads, two neutralizers and two Power Processing Units (PPUs). The thrusters can be used continuously for 50 minutes per orbit after the liquefaction of the propellant by dedicated heaters. The power consumption of a PPU with one activated thruster, its heater and a neutralizer at emitter current levels of 30-60μA or thrust levels of 2.6-5.5μN, respectively, is in the range of 430-1050mW. Two thruster heads were activated within the scope of in-orbit experiments. The thrust direction was determined using a novel algorithm within 15.7° and 13.2° of the mounting direction. Despite limited controllability of the remaining thrusters, thrust vector pointing was achieved using the magnetic actuators of the Attitude and Orbit Control System. In mid 2020, several orbit control maneuvers changed the altitude of UWE–4, a first for pico-satellites. During the orbit lowering scenario with a duration of ten days, a single thruster head was activated in 78 orbits for 5:40 minutes per orbit. This resulted in a reduction of the orbit altitude by about 98.3m and applied a Delta v of 5.4cm/s to UWE–4. The same thruster was activated in another experiment during 44 orbits within five days for an average duration of 7:00 minutes per orbit. The altitude of UWE–4 was increased by about 81.2m and a Delta v of 4.4cm/s was applied. Additionally, a collision avoidance maneuver was executed in July 2020, which increased the distance of closest approach to the object by more than 5000m. N2 - Heutzutage werden überwiegend Kleinstsatelliten in niedrige Erdumlaufbahnen befördert, da dies schnell und sehr kostengünstig möglich ist. Von der Planung bis zum Raketenstart vergehen oft nur wenige Monate. Im vergangenen Jahrzehnt haben sich Kleinstsatelliten bezüglich Systemgestaltung, Kommunikation und Lageregelung dahingehend weiterentwickelt, dass diese in den Anwendungsbereichen Erdbeobachtung, Kommunikationsdienstleistungen und wissenschaftlichen Missionen mit herkömmlichen Satelliten konkurrieren können. Ein weiterer wichtiger Entwicklungsschritt für Kleinstsatelliten wäre die Möglichkeit der Orbitkontrolle. Diese würde die Betreiber befähigen, die Flugbahn der Satelliten entsprechend den aktuellen Zielen der Mission anzupassen und Formationsflug von Kleinstsatelliten durchzuführen, um neue wissenschaftliche Erkenntnisse in vielen Bereichen der Weltraumforschung zu fördern. Gleichzeitig würden Kleinstsatelliten den aktuell geplanten Vorschriften Rechnung tragen, nach denen Satelliten mit Flughöhen oberhalb der ISS manövrierfähig sein müssen, um Kollisionen zu vermeiden. Die vorliegende Dissertation präsentiert die erste erfolgreiche Orbitkontrolle auf einem Piko-Satelliten. Diese Pionierleistung wird auf dem 1U CubeSat UWE–4 demonstriert. Ein Schwerpunkt dieser Arbeit liegt dabei auf der Integration und dem Betrieb eines elektrischen Antriebssystems auf Kleinstsatelliten. Diese Integration des Antriebssystems hält den wertvollen Platz an den Außenflächen des CubeSats für zukünftige Nutzlasten frei und ermöglicht dessen Anwendung als Lage- und Orbitregelungsaktuator. Das verwendete NanoFEEP Antriebssystem beinhaltet vier Triebwerke, zwei Neutralisatoren und zwei Platinen zur Steuerung. Nach der Verflüssigung des Treibstoffs durch dedizierte Heizer können die Triebwerke pro Erdumrundung für 50 Minuten kontinuierlich genutzt werden. Der Stromverbrauch einer Steuerplatine mit einem aktiven Triebwerk, seinem Heizer und einem Neutralisator bei Emitterströmen von 30-60μA bzw. Schüben von 2.6-5.5μN liegt im Bereich von 430-1050mW. Im Rahmen von In- Orbit Experimenten wurden zwei Triebwerke aktiviert. Die Schubrichtungen der aktiven Triebwerke konnten mit einem neuartigen Algorithmus in einem Winkel von 15.7° bzw. 13.2° bezüglich ihrer Einbaurichtung bestimmt werden. Trotz mangelnder Steuerbarkeit der verbleibenden Triebwerke konnte eine Ausrichtung des Schubvektors unter Zuhilfenahme der magnetischen Aktuatoren des Lageregelungssystems erreicht werden. Mehrere Orbitregelungsexperimente zur Veränderung der Flughöhe konnten Mitte 2020 zum ersten Mal auf einem Piko-Satelliten gezeigt werden. Um die Flughöhe zu verringern, wurde ein Triebwerk über einen Zeitraum von zehn Tagen während 78 Orbits gefeuert, wobei dieses pro Erdumrundung für durchschnittlich 5:40 Minuten aktiviert wurde. Hierdurch wurde die Flughöhe von UWE–4 um 98m reduziert und seine Geschwindigkeit um ein Delta v von 7.2cm/s erhöht. In einem anderen Experiment wurde dasselbe Triebwerk während 44 Orbits in einem Zeitraum von fünf Tagen für durchschnittlich 7:00 Minuten aktiviert, wodurch die Flughöhe des Kleinstsatelliten um 74.2m angehoben und seine Geschwindigkeit um ein Delta v von 4.0cm/s verringert wurde. Zudem wurde ein Manöver zur Kollisionsvermeidung durchgeführt, das den Abstand zwischen UWE–4 und dem Objekt auf Kollisionskurs zum Zeitpunkt der kleinsten Annäherung um mehr als 5000m vergrößert hat. T3 - Forschungsberichte in der Robotik = Research Notes in Robotics - 22 KW - Kleinsatellit KW - Plasmaantrieb KW - Flugbahn KW - Flughöhe KW - Kollisionsschutz KW - CubeSat Y1 - 2021 U6 - http://nbn-resolving.de/urn/resolver.pl?urn:nbn:de:bvb:20-opus-241552 SN - 978-3-945459-34-8 (online) ER - TY - THES A1 - Busch, Stephan T1 - Robust, Flexible and Efficient Design for Miniature Satellite Systems T1 - Moderne Kleinstsatelliten - Zwischen Robustheit, Flexibilität und Effizienz N2 - Small satellites contribute significantly in the rapidly evolving innovation in space engineering, in particular in distributed space systems for global Earth observation and communication services. Significant mass reduction by miniaturization, increased utilization of commercial high-tech components, and in particular standardization are the key drivers for modern miniature space technology. This thesis addresses key fields in research and development on miniature satellite technology regarding efficiency, flexibility, and robustness. Here, these challenges are addressed by the University of Wuerzburg’s advanced pico-satellite bus, realizing a generic modular satellite architecture and standardized interfaces for all subsystems. The modular platform ensures reusability, scalability, and increased testability due to its flexible subsystem interface which allows efficient and compact integration of the entire satellite in a plug-and-play manner. Beside systematic design for testability, a high degree of operational robustness is achieved by the consequent implementation of redundancy of crucial subsystems. This is combined with efficient fault detection, isolation and recovery mechanisms. Thus, the UWE-3 platform, and in particular the on-board data handling system and the electrical power system, offers one of the most efficient pico-satellite architectures launched in recent years and provides a solid basis for future extensions. The in-orbit performance results of the pico-satellite UWE-3 are presented and summarize successful operations since its launch in 2013. Several software extensions and adaptations have been uploaded to UWE-3 increasing its capabilities. Thus, a very flexible platform for in-orbit software experiments and for evaluations of innovative concepts was provided and tested. N2 - Miniaturisierte Satellitensysteme übernehmen zunehmend eine entscheidende Rolle in der fortschreitenden Globalisierung und Demokratisierung der Raumfahrt. Großes Innovationspotential und neue Kommerzialisierungschancen verspricht der effektive Einsatz von Kleinstsatelliten in zukünftigen fraktionierten Missionen für Erdbeobachtungs- und Kommunikationsanwendungen. Basierend auf vielen kleinen kooperierenden Systemen können diese Systeme zukünftig große multifunktionale Satelliten ergänzen oder ersetzen. Die Herausforderung bei der Entwicklung miniaturisierter Satellitensysteme ist die Gratwanderung zwischen der im Rahmen der Miniaturisierung notwendigen Effizienz, der für die Erfüllung der Mission geforderten Zuverlässigkeit und der wünschenswerten Wiederverwendbarkeit und Erweiterbarkeit zur Realisierung agiler Kleinstsatellitenserien. Diese Arbeit adressiert verschiedene Aspekte für den optimalen Entwurf robuster, flexibler und effizienter Kleinstsatelliten am Beispiel des UWE Pico-Satelliten Bus der Universität Würzburg. Mit dem Ziel der Entwicklung einer soliden Basisplattform für zukünftige Kleinstsatelliten-Formationen wurden entsprechende Designansätze im Rahmen des UWE-3 Projektes in einem integralen Designansatz konsistent umgesetzt. Neben der Entwicklung von effizienten Redundanzkonzepten mit minimalem Overhead für den optimalen Betrieb auf Ressourcen-limitierten Kleinstsatelliten wurde ein modularer Satellitenbus entworfen, der als eine robuste und erweiterbare Basis für zukünftige Missionen dienen soll. Damit realisiert UWE-3 eine der effizientesten Kleinstsatelliten-Architekturen die in den letzten Jahren in den Orbit gebracht wurde. Dargestellte Missionsergebnisse fassen den erfolgreichen Betrieb des Satelliten seit seinem Launch in Jahr 2013 zusammen. T3 - Forschungsberichte in der Robotik = Research Notes in Robotics - 11 KW - Kleinsatellit KW - Fehlertoleranz KW - Miniaturisierung KW - Modularität KW - Picosatellite KW - Satellit Y1 - 2016 U6 - http://nbn-resolving.de/urn/resolver.pl?urn:nbn:de:bvb:20-opus-136523 SN - 978-3-945459-10-2 ER - TY - THES A1 - Dombrovski, Veaceslav T1 - Software Framework to Support Operations of Nanosatellite Formations T1 - Software Framework für die Unterstützung des Betriebs von Nanosatelliten-Formationen N2 - Since the first CubeSat launch in 2003, the hardware and software complexity of the nanosatellites was continuosly increasing. To keep up with the continuously increasing mission complexity and to retain the primary advantages of a CubeSat mission, a new approach for the overall space and ground software architecture and protocol configuration is elaborated in this work. The aim of this thesis is to propose a uniform software and protocol architecture as a basis for software development, test, simulation and operation of multiple pico-/nanosatellites based on ultra-low power components. In contrast to single-CubeSat missions, current and upcoming nanosatellite formation missions require faster and more straightforward development, pre-flight testing and calibration procedures as well as simultaneous operation of multiple satellites. A dynamic and decentral Compass mission network was established in multiple active CubeSat missions, consisting of uniformly accessible nodes. Compass middleware was elaborated to unify the communication and functional interfaces between all involved mission-related software and hardware components. All systems can access each other via dynamic routes to perform service-based M2M communication. With the proposed model-based communication approach, all states, abilities and functionalities of a system are accessed in a uniform way. The Tiny scripting language was designed to allow dynamic code execution on ultra-low power components as a basis for constraint-based in-orbit scheduler and experiment execution. The implemented Compass Operations front-end enables far-reaching monitoring and control capabilities of all ground and space systems. Its integrated constraint-based operations task scheduler allows the recording of complex satellite operations, which are conducted automatically during the overpasses. The outcome of this thesis became an enabling technology for UWE-3, UWE-4 and NetSat CubeSat missions. N2 - Seit dem Launch des ersten CubeSats im Jahr 2003, hat die Komplexität der Nanosatelliten stetig zugenommen. Um mit den wachsenden Anforderungen Schritt zu halten und gleichzeitig nicht auf die Hauptvorteile einer CubeSat Mission zu verzichten, wird eine einheitliche Protokoll- und Softwarearchitektur für den gesamten Weltraum- und Bodensegment vorgeschlagen. Diese Arbeit schlägt eine einheitliche Software- und Protokoll-Architektur vor als Basis für Softwareentwicklung, Tests und Betrieb von mehreren Pico-/Nanosatelliten. Im Gegensatz zu Missionen mit nur einem CubeSat, erfordern künftige Nanosatelliten-Formationen eine schnellere und einfachere Entwicklung, Vorflug-Tests, Kalibrierungsvorgänge sowie die Möglichkeit mehrere Satelliten gleichzeitig zu betreiben. Ein dynamisches und dezentrales Compass Missionsnetzwerk wurde in mehreren CubeSat-Missionen realisiert, bestehend aus einheitlich zugänglichen Knoten. Die Compass-Middleware wurde entwickelt, um sowohl die Kommunikation als auch funktionale Schnittstellen zwischen allen beteiligten Software und Hardware Systemen in einer Mission zu vereinheitlichen: Rechner des Bedienpersonals, Bodenstationen, Mission-Server, Testeinrichtungen, Simulationen und Subsysteme aller Satelliten. Mit dem Ansatz der modellbasierten Kommunikation wird auf alle Zustände und Funktionen eines Systems einheitlich zugegriffen. Die entwickelte Tiny Skriptsprache ermöglicht die Ausführung von dynamischem Code auf energiesparenden Systemen, um so in-orbit Scheduler zu realisieren. Das Compass Operations Front-End bietet zahlreiche grafische Komponenten, mit denen alle Weltraum- und Bodensegment-Systeme einheitlich überwacht, kontrolliert und bedient werden. Der integrierte Betrieb-Scheduler ermöglicht die Aufzeichnung von komplexen Satellitenbetrieb-Aufgaben, die beim Überflug automatisch ausgeführt werden. Die Ergebnisse dieser Arbeit wurden zur Enabling-Technologie für UWE-3, UWE-4 und NetSat Missionen. T3 - Forschungsberichte in der Robotik = Research Notes in Robotics - 23 KW - Kleinsatellit KW - Softwaresystem KW - Kommunikationsprotokoll KW - Betriebssystem KW - Compiler KW - Satellite formation KW - Distributed computing KW - Compass framework KW - Model based mission realization KW - Model based communication Y1 - 2022 U6 - http://nbn-resolving.de/urn/resolver.pl?urn:nbn:de:bvb:20-opus-249314 SN - 978-3-945459-38-6 ER -