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Corfu is a framework for satellite software, not only for the onboard part but also for the ground. Developing software with Corfu follows an iterative model-driven approach. The basis of the process is an engineering model. Engineers formally describe the basic structure of the onboard software in configuration files, which build the engineering model. In the first step, Corfu verifies the model at different levels. Not only syntactically and semantically but also on a higher level such as the scheduling.
Based on the model, Corfu generates a software scaffold, which follows an application-centric approach. Software images onboard consist of a list of applications connected through communication channels called topics. Corfu’s generic and generated code covers this fundamental communication, telecommand, and telemetry handling. All users have to do is inheriting from a generated class and implement the behavior in overridden methods. For each application, the generator creates an abstract class with pure virtual methods. Those methods are callback functions, e.g., for handling telecommands or executing code in threads.
However, from the model, one can not foresee the software implementation by users. Therefore, as an innovation compared to other frameworks, Corfu introduces feedback from the user code back to the model. In this way, we extend the engineering model with information about functions/methods, their invocations, their stack usage, and information about events and telemetry emission. Indeed, it would be possible to add further information extraction for additional use cases. We extract the information in two ways: assembly and source code analysis. The assembly analysis collects information about the stack usage of functions and methods.
On the one side, Corfu uses the gathered information to accomplished additional verification steps, e.g., checking if stack usages exceed stack sizes of threads. On the other side, we use the gathered information to improve the performance of onboard software. In a use case, we show how the compiled binary and bandwidth towards the ground is reducible by exploiting source code information at run-time.
Die Raumfahrt ist eine der konservativsten Industriebranchen. Neue Entwicklungen von Komponenten und Systemen beruhen auf existierenden Standards und eigene Erfahrungen der Entwickler. Die Systeme sollen in einem vorgegebenen engen Zeitrahmen projektiert, in sehr kleiner Stückzahl gefertigt und schließlich aufwendig qualifiziert werden. Erfahrungsgemäß reicht die Zeit für Entwicklungsiterationen und weitgehende Perfektionierung des Systems oft nicht aus. Fertige Sensoren, Subsysteme und Systeme sind Unikate, die nur für eine bestimme Funktion und in manchen Fällen sogar nur für bestimmte Missionen konzipiert sind. Eine Neuentwicklung solcher Komponenten ist extrem teuer und risikobehaftet. Deswegen werden flugerprobte Systeme ohne Änderungen und Optimierung mehrere Jahre eingesetzt, ohne Technologiefortschritte zu berücksichtigen.
Aufgrund des enormen finanziellen Aufwandes und der Trägheit ist die konventionelle Vorgehensweise in der Entwicklung nicht direkt auf Kleinsatelliten übertragbar. Eine dynamische Entwicklung im Low Cost Bereich benötigt eine universale und für unterschiedliche Anwendungsbereiche leicht modifizierbare Strategie. Diese Strategie soll nicht nur flexibel sein, sondern auch zu einer möglichst optimalen und effizienten Hardwarelösung führen.
Diese Arbeit stellt ein Software-Tool für eine zeit- und kosteneffiziente Entwicklung von Sternsensoren für Kleinsatelliten vor. Um eine maximale Leistung des Komplettsystems zu erreichen, soll der Sensor die Anforderungen und Randbedingungen vorgegebener Anwendungen erfüllen und darüber hinaus für diese Anwendungen optimiert sein. Wegen der komplexen Zusammenhänge zwischen den Parametern optischer Sensorsysteme ist keine
„straightforward" Lösung des Problems möglich. Nur durch den Einsatz computerbasierter Optimierungsverfahren kann schnell und effizient ein bestmögliches Systemkonzept für die gegebenen Randbedingungen ausgearbeitet werden.
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.
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.
Der Betrieb von Satelliten wird sich in Zukunft gravierend ändern. Die bisher ausgeübte konventionelle Vorgehensweise, bei der die Planung der vom Satelliten auszuführenden Aktivitäten sowie die Kontrolle hierüber ausschließlich vom Boden aus erfolgen, stößt bei heutigen Anwendungen an ihre Grenzen. Im schlimmsten Fall verhindert dieser Umstand sogar die Erschließung bisher ungenutzter Möglichkeiten. Der Gewinn eines Satelliten, sei es in Form wissenschaftlicher Daten oder der Vermarktung satellitengestützter Dienste, wird daher nicht optimal ausgeschöpft.
Die Ursache für dieses Problem lässt sich im Grunde auf eine ausschlaggebende Tatsache zurückführen: Konventionelle Satelliten können ihr Verhalten, d.h. die Folge ihrer Tätigkeiten, nicht eigenständig anpassen. Stattdessen erstellt das Bedienpersonal am Boden - vor allem die Operatoren - mit Hilfe von Planungssoftware feste Ablaufpläne, die dann in Form von Kommandosequenzen von den Bodenstationen aus an die jeweiligen Satelliten hochgeladen werden. Dort werden die Befehle lediglich überprüft, interpretiert und strikt ausgeführt. Die Abarbeitung erfolgt linear. Situationsbedingte Änderungen, wie sie vergleichsweise bei der Codeausführung von Softwareprogrammen durch Kontrollkonstrukte, zum Beispiel Schleifen und Verzweigungen, üblich sind, sind typischerweise nicht vorgesehen. Der Operator ist daher die einzige Instanz, die das Verhalten des Satelliten mittels Kommandierung, per Upload, beeinflussen kann, und auch nur dann, wenn ein direkter Funkkontakt zwischen Satellit und Bodenstation besteht. Die dadurch möglichen Reaktionszeiten des Satelliten liegen bestenfalls bei einigen Sekunden, falls er sich im Wirkungsbereich der Bodenstation befindet. Außerhalb des Kontaktfensters kann sich die Zeitschranke, gegeben durch den Orbit und die aktuelle Position des Satelliten, von einigen Minuten bis hin zu einigen Stunden erstrecken. Die Signallaufzeiten der Funkübertragung verlängern die Reaktionszeiten um weitere Sekunden im erdnahen Bereich. Im interplanetaren Raum erstrecken sich die Zeitspannen aufgrund der immensen Entfernungen sogar auf mehrere Minuten. Dadurch bedingt liegt die derzeit technologisch mögliche, bodengestützte, Reaktionszeit von Satelliten bestenfalls im Bereich von einigen Sekunden.
Diese Einschränkung stellt ein schweres Hindernis für neuartige Satellitenmissionen, bei denen insbesondere nichtdeterministische und kurzzeitige Phänomene (z.B. Blitze und Meteoreintritte in die Erdatmosphäre) Gegenstand der Beobachtungen sind, dar. Die langen Reaktionszeiten des konventionellen Satellitenbetriebs verhindern die Realisierung solcher Missionen, da die verzögerte Reaktion erst erfolgt, nachdem das zu beobachtende Ereignis bereits abgeschlossen ist.
Die vorliegende Dissertation zeigt eine Möglichkeit, das durch die langen Reaktionszeiten entstandene Problem zu lösen, auf. Im Zentrum des Lösungsansatzes steht dabei die Autonomie. Im Wesentlichen geht es dabei darum, den Satelliten mit der Fähigkeit auszustatten, sein Verhalten, d.h. die Folge seiner Tätigkeiten, eigenständig zu bestimmen bzw. zu ändern. Dadurch wird die direkte Abhängigkeit des Satelliten vom Operator bei Reaktionen aufgehoben. Im Grunde wird der Satellit in die Lage versetzt, sich selbst zu kommandieren.
Die Idee der Autonomie wurde im Rahmen der zugrunde liegenden Forschungsarbeiten umgesetzt. Das Ergebnis ist ein autonomes Planungssystem. Dabei handelt es sich um ein Softwaresystem, mit dem sich autonomes Verhalten im Satelliten realisieren lässt. Es kann an unterschiedliche Satellitenmissionen angepasst werden. Ferner deckt es verschiedene Aspekte des autonomen Satellitenbetriebs, angefangen bei der generellen Entscheidungsfindung der Tätigkeiten, über die zeitliche Ablaufplanung unter Einbeziehung von Randbedingungen (z.B. Ressourcen) bis hin zur eigentlichen Ausführung, d.h. Kommandierung, ab. Das Planungssystem kommt als Anwendung in ASAP, einer autonomen Sensorplattform, zum Einsatz. Es ist ein optisches System und dient der Detektion von kurzzeitigen Phänomenen und Ereignissen in der Erdatmosphäre.
Die Forschungsarbeiten an dem autonomen Planungssystem, an ASAP sowie an anderen zu diesen in Bezug stehenden Systemen wurden an der Professur für Raumfahrttechnik des Lehrstuhls Informatik VIII der Julius-Maximilians-Universität Würzburg durchgeführt.
Von technischen Systemen wird in der heutigen Zeit erwartet, dass diese stets fehlerfrei funktionieren, um einen reibungslosen Ablauf des Alltags zu gewährleisten. Technische Systeme jedoch können Defekte aufweisen, die deren Funktionsweise einschränken oder zu deren Totalausfall führen können. Grundsätzlich zeigen sich Defekte durch eine Veränderung im Verhalten von einzelnen Komponenten. Diese Abweichungen vom Nominalverhalten nehmen dabei an Intensität zu, je näher die entsprechende Komponente an einem Totalausfall ist. Aus diesem Grund sollte das Fehlverhalten von Komponenten rechtzeitig erkannt werden, um permanenten Schaden zu verhindern. Von besonderer Bedeutung ist dies für die Luft- und Raumfahrt. Bei einem Satelliten kann keine Wartung seiner Komponenten durchgeführt werden, wenn er sich bereits im Orbit befindet. Der Defekt einer einzelnen Komponente, wie der Batterie der Energieversorgung, kann hierbei den Verlust der gesamten Mission bedeuten. Grundsätzlich lässt sich Fehlererkennung manuell durchführen, wie es im Satellitenbetrieb oft üblich ist. Hierfür muss ein menschlicher Experte, ein sogenannter Operator, das System überwachen. Diese Form der Überwachung ist allerdings stark von der Zeit, Verfügbarkeit und Expertise des Operators, der die Überwachung durchführt, abhängig. Ein anderer Ansatz ist die Verwendung eines dedizierten Diagnosesystems. Dieses kann das technische System permanent überwachen und selbstständig Diagnosen berechnen. Die Diagnosen können dann durch einen Experten eingesehen werden, der auf ihrer Basis Aktionen durchführen kann. Das in dieser Arbeit vorgestellte modellbasierte Diagnosesystem verwendet ein quantitatives Modell eines technischen Systems, das dessen Nominalverhalten beschreibt. Das beobachtete Verhalten des technischen Systems, gegeben durch Messwerte, wird mit seinem erwarteten Verhalten, gegeben durch simulierte Werte des Modells, verglichen und Diskrepanzen bestimmt. Jede Diskrepanz ist dabei ein Symptom. Diagnosen werden dadurch berechnet, dass zunächst zu jedem Symptom eine sogenannte Konfliktmenge berechnet wird. Dies ist eine Menge von Komponenten, sodass der Defekt einer dieser Komponenten das entsprechende Symptom erklären könnte. Mithilfe dieser Konfliktmengen werden sogenannte Treffermengen berechnet. Eine Treffermenge ist eine Menge von Komponenten, sodass der gleichzeitige Defekt aller Komponenten dieser Menge alle beobachteten Symptome erklären könnte. Jede minimale Treffermenge entspricht dabei einer Diagnose. Zur Berechnung dieser Mengen nutzt das Diagnosesystem ein Verfahren, bei dem zunächst abhängige Komponenten bestimmt werden und diese von symptombehafteten Komponenten belastet und von korrekt funktionierenden Komponenten entlastet werden. Für die einzelnen Komponenten werden Bewertungen auf Basis dieser Be- und Entlastungen berechnet und mit ihnen Diagnosen gestellt. Da das Diagnosesystem auf ausreichend genaue Modelle angewiesen ist und die manuelle Kalibrierung dieser Modelle mit erheblichem Aufwand verbunden ist, wurde ein Verfahren zur automatischen Kalibrierung entwickelt. Dieses verwendet einen Zyklischen Genetischen Algorithmus, um mithilfe von aufgezeichneten Werten der realen Komponenten Modellparameter zu bestimmen, sodass die Modelle die aufgezeichneten Daten möglichst gut reproduzieren können. Zur Evaluation der automatischen Kalibrierung wurden ein Testaufbau und verschiedene dynamische und manuell schwierig zu kalibrierende Komponenten des Qualifikationsmodells eines realen Nanosatelliten, dem SONATE-Nanosatelliten modelliert und kalibriert. Der Testaufbau bestand dabei aus einem Batteriepack, einem Laderegler, einem Tiefentladeschutz, einem Entladeregler, einem Stepper Motor HAT und einem Motor. Er wurde zusätzlich zur automatischen Kalibrierung unabhängig manuell kalibriert. Die automatisch kalibrierten Satellitenkomponenten waren ein Reaktionsrad, ein Entladeregler, Magnetspulen, bestehend aus einer Ferritkernspule und zwei Luftspulen, eine Abschlussleiterplatine und eine Batterie. Zur Evaluation des Diagnosesystems wurde die Energieversorgung des Qualifikationsmodells des SONATE-Nanosatelliten modelliert. Für die Batterien, die Entladeregler, die Magnetspulen und die Reaktionsräder wurden die vorher automatisch kalibrierten Modelle genutzt. Für das Modell der Energieversorgung wurden Fehler simuliert und diese diagnostiziert. Die Ergebnisse der Evaluation der automatischen Kalibrierung waren, dass die automatische Kalibrierung eine mit der manuellen Kalibrierung vergleichbare Genauigkeit für den Testaufbau lieferte und diese sogar leicht übertraf und dass die automatisch kalibrierten Satellitenkomponenten eine durchweg hohe Genauigkeit aufwiesen und damit für den Einsatz im Diagnosesystem geeignet waren. Die Ergebnisse der Evaluation des Diagnosesystems waren, dass die simulierten Fehler zuverlässig gefunden wurden und dass das Diagnosesystem in der Lage war die plausiblen Ursachen dieser Fehler zu diagnostizieren.
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.