SATEDU verfolgt mehrere Ziele.

Das Erste ist bildender Natur, da ein Grossteil der Studien, vor allem was die Struktur anbetrifft, nur durch Zusammenlegen von genügend Kompetenzen und Zeit zufriedenstellend durchgeführt werden kann.

Das Zweite ist die Vorgabe eines relativ einfach zu erreichenden Ziels.

Das Dritte ist der Zwang zu nicht allzu schwierigen Konzepten welche von Modul zu Modul betreut und überwacht werden können.

Das Vierte ist eine auf eine möglichst grosse Anzahl von Trägerraketen passende Struktur, die gleichzeitig einen gewissen " Komfort " für die geflogene Elektronik auf allen niedrigen Umlaufbahnen zwischen 400 und 1000 km Höhe ermöglicht.

Das Fünfte ist eine leichte Kontaktaufnahme zu den Bodenstationen (" Easy Sat"), sowohl was die Radioverbindungen als auch die aus Demonstrationsgründen zahlreichen Telemetriedaten anbetrifft.

Das Letzte ist eine Minimisierung der Anforderungen an die Kommandostationen durch ein Konzept was dem Satelliten erlaubt sich selbst, automatisch oder durch das Spiel der Weltraummechanik, aus einer schwierigen Situation zu befreien. Jedenfalls wird sichergestellt, dass bei Kontrollverlust eine stabile und von der Nutzlast verwertbare Konfigurierung zur Verfügung steht um auch noch "die letzten Krümel" herauszuholen.

Die Struktur.

Für die Entwicklung der Struktur und die Durchführung der zu diesem Projekt benötigten thermischen Berechnungen, wurde das Netz der POLYMECA Schulen ausgewählt und zwar die CESTI in St.Ouen, die ENSMA in Poitiers und die ENSMM in Besançon.

Diese Schulen haben den Vorteil guter Erfahrungen in der Zusammenarbeit mit Dritten sowie in zahlreichen, in Kooperation mit der Industrie durchgeführten Projekten. So war es möglich ein Konzept zu entwickeln, welches alle notwendigen Voraussetzungen zur Erfüllung obengenannter Ziele sowie zu deren Realisierung beinhaltet.

Die Struktur wurde so aufgebaut , dass vertikal übereinander angeordnete Schubladen Gehäuse gleicher Dimension aufnehmen können. In diese können Karten vom Format 160*100 mm eingebaut warden. Die Gehäusewandstärke beträgt 5mm und spielt eine doppelte Rolle:

• Sie bietet eine thermische Ableitung in allen Richtungen
• Zusammen mit den Wänden der Struktur wird eine bedeutsame Verringerung der Strahlung erreicht.

Die Struktur besteht aus einem Kubus von 300 mm Seitenlänge. Auf eine 20 mm dicke Sohle aus NIDA stützen sich drei verikale, aus 8mm Alu bestehende

Säulen an denen die Gehäuse befestigt werden und die gleichzeitig für eine Wärmeableitung in alle Richtungen sorgen. An diesen Säulen sind aus Stabilitätsgründen vier Verstrebungen angebracht die auch zum Anbringen der fünf Solarpanele dienen. Letztere tragen nicht zur Stabilität der Struktur bei, was die Konzeptionsauflagen verringert.

Auf der Sohle wird ein für jede Trägerrakete angepasster Adapter befestigt.

Die Struktur wurde so dimensioniert, dass sie den Qualifikationsnormen für Ariane 5 mit einem Sicherheitskoeffizienten von zwei entspricht.

Durch seine thermische Trägheit funktioniert das Ganze in jeder Lage und jeder Umlaufbahn, „Kalt" (mit Eklipse) oder „Warm" (ohne Eklipse) und garantiert einen Funktionsspielraum der Elektronik über einen sehr akzeptablen Temperaturbereich. Letzterer wurde durch Simulationen bei ENSMA mit THERMICA auf zwischen 0 und 35 Grad Celsius liegend berechnet. Eine der typischen Kurven befindet sich im Anhang. Sie bezieht sich auf eine TX Frequenz von 146 MHz bei permanenter Sendung auf einer kalten Umlaufbahn.

Es wurden drei verschiedene Modellvarianten studiert um eine grösstmögliche Flexibilität in der Konfigurierung zu haben.

Die ersteVariante ist die einfachste. Sie wird in den Bildern am Ende des Artikels dargestellt ( Gesamtansicht und Schnitte). Sie beinhaltet 2*7 identische Gehäuse, schubladenförmig montiert, wobei die zwei Batterieblöcke an der Unterseite angebracht sind.

Die zweite Variante enthält einen, die gesamte vorhandene Fläche einnehmenden Raum im Oberteil. Dieser ist vorgesehen um eine Karte grosser Dimensionen aufzunehmen oder aber verschiedene Module die nicht in einem Standardgehäuse untergebracht werden können.

Die letzte Variante übernimmt den Raum im Oberteil, besitzt aber zusätzlich einen Hohlraum auf der Zentralsäule, genau auf der Mittelachse, sehr nahe am Trägheitszentrum. Dieser Raum ist zur Aufnahme eines aktiven Stabilisationssystems gedacht. Die Zahl der Standardgehäuse beläuft sich auf 10.

Der modulare Aufbau der Struktur erlaubt es ebenfalls die einzelnen Gehäuse so zu verteilen, dass der bestmögliche thermische Kompromiss erreicht wird.

Die Antennen.

Diese wurden schon in einem Artikel im JAF beschrieben.

Folgende Auflagen sind einzuhalten:

Funktionstechnisch ist es erforderlich ein gutes Strahlungsdiagramm in allen Fluglagen und mindestens im 146 MHz respektiv im 435 MHz Band zu erreichen. Für 2,4 GHz wurde zur Vermeidung von Umschaltungen nur eine Antenne vorgesehen.

Von der Mechanik her müssen die Antennen die Montageauflagen der verschiedenen Trägerraketen berücksichtigen sowie dem aerodynamischen Druck während der Flugphase, nach dem Abtrennen der Schutzhaube, standhalten. Dies ist mit einer Patch Antenne leicht zu bewerstelligen, weniger jedoch mit Antennen grösserer Dimensionen wie die für 146 MHz.

Nach zahlreichen Studien wurde folgende Auslegung zurückbehalten:

• 146 MHz: 2 Stabantennen auf der Diagonale der Oberseite. Sie werden parallel zur Z- Achse montiert und in Phase über einen Hybridkoppler sowie einer Phasenleitung auf einem Ast eingespeist. Einer der Kopplereingänge übernimmt den 146 MHz TX Verkehr, der andere den 146 MHz Telemetrie TX mit einer Leistung von 100mW. Das Ganze, Stabantennen + Struktur, verhält sich wie ein Dipol mit einem nur zwei Tälern aufweisenden Strahlungsdiagramm.
• 435 Mhz: 4 Stabantennen, an den Ecken der Unterseite montiert und in Quadratur über einen Hybrid sowie Phasenleitungen gespeist. Jeder der Hybrideingänge ist an einen 435 MHz Empfänger angeschlossen.Die Stabantennen sind gegenüber der Struktur angewinkelt was zu einem besseren Diagramm in der Z+ Achse führt. Das Endergebnis ist eine gute Empfangsqualität in allen Fluglagen.
• 2,4 GHz: Eine Patchantenne mit 8dBi Gewinn, neben den Trennungsmechanismen in einer Ecke der Z- Achse montiert.

Diese Auslegung ergibt in den meisten Fällen die besten Ergebnisse. Sie bietet vor allem die beste Entkopplung zwishen den 146 MHZ und 435 MHz Antennen, was

vorteilhaft für ein gutes Funktionieren der Empfänger ist.

Die Strahlungsdiagramme wurden in einer vorigen Nummer des JAF Magazins (oder des REF ??) vorgestellt und der Leser wird gebeten sich darauf zu referieren.

Es ist zu bemerken, dass diese Antennenlösung auch für PCSAT zurückbehalten wurde.

Die Stromversorgung.

Der primäre Stromgenerator besteht aus 4 Sonnenzellenpanelen von je 12 Watt Nominalleistung. Der sekundäre Generator besteht aus 8 Elementen vom Typ CdNi SAFT VR6 von je 6 Ah. Die Elemente sind in Serie geschaltet und ergeben eine Spannung von 9,6V.

Die Stromversorgung speist 3 geregelte Busse: einmal 5V 3A und zweimal 9V 1,3A.

Die Stromversorgung wurde im Sinne einer Maximierung des Wirkungsgrades ausgelegt.

Sie besitzt einen Laderegler der automatisch von Nominalladung auf Wartungsladung unschaltet und die Batteriespannung überwacht.

Eine Temporisierungsschaltung setzt die Stromversorgung 30 Sekunden nach der Trennung von der Trägerrakete in Betrieb.

Für den Fall, dass die Trennung nicht erfasst wird respektiv dass ein Fehler in der Temporisierungsschaltung auftritt, steht eine Schaltung zur Verfügung welche anhand einer Lithium Batterie mit kontrollierter Entladung die Stromversorgung nach ungefähr drei Wochen aktiviert, so dass deren Starten unter allen Gegebenheiten gewährleistet ist.

Die durchschnittlich nutzbare Leistung für die Nutzlast beträgt 6,8W bei einer heliosynchronen, 500km hohen Umlaufbahn. Diese Leistung berücksictigt den Ladestrom der Batterie unter der Bedingung, dass die Nutzlast ihre Nominalleistung permanent verbraucht. Der typische Wert der Batterieladung wurde mit 50% angenommen. Er beinhaltet die Effizienz sowohl beim Laden als auch beim Entladen.

Die nachstehende Formel errechnet die Nutzleistung Put in Abhängigkeit der zur Verfügung stehenden Leistung Pdis (Solargeneratoren), der Batterieladeeffizienz n sowie der Illuminationszeit Zi und der Eklipsen To.

Put = Pdis*n*(Ti/To+Ti*n)

Ein Artikel von F5DKJ beschreibt die zurückbehaltenen Lösungen.

Folgende Werte werden gemessen:

• Busspannung der Solargeneratoren
• Batteriespannung, Element für Element
• Busstrom der Solargeneratoren
• Batteriestrom
• 5V Ausgangsspannung
• 9V/1 Ausgangsspannung
• 9V/2 ausgangsspannung

Die Fluglagenbestimmung

Für die Bestimmung der Fluglage des Satelliten wurden mehrere Systeme vorgeschlagen. Da die Zwänge relativ klein waren, wurde für ein einfaches System entschieden welches den Einfluss des solaren Fluxes auf die Seitenwände misst. Die ausgewählten Sensoren wurden in einer LAF dieses Jahres beschrieben und F6CGJ bekam die Aufgabe dieselben herzustellen.

Es gibt einen Sensor pro Seitenfläche. Man erhält so eine Spannung die proportional zum Kosinus des Einfallswinkels auf jeder Fläche ist. Nach Normalisierung werden die erhaltenen Werte direkt zur Fluglagenbestimmung verwendet, da es sich um die Kosinuswerte der Geraden zwischen Sonne und dem Satellitenbezugspunkt handelt. Aus diesen Werten errechnet man dann die Rektaszension und die Deklination der Rotationsachse sowie die Orientierung des Satelliten gegenüber der Sonne und der Erde.

Das Ganze wird durch vibrierende, piezoelektrische Gyrometer von MURATA vervollständigt welche die Umdrehungsgeschwindigkeit über die drei Achsen angeben und so den Rotationsvektor im Satellitenbezugspunkt liefern. Kombiniert ergeben die beiden Anzeigen alle Fluglagenelemente mit der notwendigen Redundanz.

Die gemessenen Werte werden über Telemetrie zur Bodenstation gesendet und in ein Vorhersageprogramm eingegeben wo die gemessenen Werte mit den Ist-Werten verglichen werden. So kann man die Sensorabweichungen überwachen und die Koeffizienten anpassen um die geforderte Genauigkeit zu bewahren.

Die Fluglagenkontrolle

Die drei Strukturtvarianten enthalten Magnetkoppler. Eine Beschreibung dieses Prinzips wurde in einem LAF Artikel behandelt.

Die ausgewählte mechanische Formgebung berücksichtigt die Auflagen für die Integration, den Verbrauch sowie die zu der innerhalb 30 Minuten zu erreichenden gewünschten Ausrichtung notwendigen magnetischen Momentes. Die Validierung dieser Berechnungen ist momentan in Arbeit.

Es ist nicht vorgesehen Satedu permanent ausgerichtet zu haben, sondern nur auf Anfrage hin. Dies trifft vor allem für die Ausrichtung der 2,4 GHz Antenne zu, aber auch für eine Reorientierung für den Fall wo die Fluglage die Sonne auf die nicht mit Sonnenzellen bestückte Z- Achse scheinen liesse. Das Ausrichtmanöver wird also vor Erreichen dieser Fluglage stattfinden.

Das geomagnetische Feld ist alles andere als uniform. Aus diesem Grunde benutzt das vorher genannte Programm ein Modell, welches die Werte der Feldkomponenten im Satellitenbezugspunkt in Abhängikeit seiner Fluglage und seiner Position im Orbit errechnet. Hieraus ergeben sich die an die Magnetkoppler zu erteilenden Kommandos unter Berücksichtigung folgender Elemente:

• die Position im Orbit
• die Fluglage
• die Rotationsgeschwindigkeit und die Ausrichtung der Rotationsachse
• die vorhande Leistungsreserve

Die nachfolgende Karte zeigt die Form des geomagnetischen Feldes in 800 km Höhe. Die Vektoren zeigen die Orientierung der lokalen Horizontalkomponente, während die Grösse der Quadrate proportional zur Grösse der Komponente am Nadir ist.

Man kann somit feststellen, dass jedes Manöver nicht zu jeder Zeit durchgeführt werden kann. Die Ausrichtungsstrategie muss dementsprechend sowohl dem auszuführenden Manöver Rechnung tragen um den Abschnitt der Umlaufbahn zu wählen der dieses Manöver erlaubt, aber auch die Fluglage des Satelliten vor Beginn desselben berücksichtigen.

Es gibt einen Magnetkoppler pro Seitenfläche mit Ausnahme der Z- Fläche die keinen besitzt. Der auf der Z+ Achse angebrachte Koppler muss deshalb ein doppeltes Magnetmoment haben damit dasselbe Drehmoment wie bei den anderen erreicht wird.

Die Magnetkoppler bestehen aus 100 Windungen Kupferdraht in Form eines Quadrates mit 25 cm Seitenlänge. Der nominale Kommandostrom bträgt 0,7A.

Sie werden paarweise geschaltet, X+ und X-, Y+ und Y-, Z+.

Die Kommandoeinheit besteht aus einer MOSFET Transistorbrücke und einer Sicherheits- und Strom Messschaltung.

Zwecks Validierung der Berechnungen wurde ein Versuchsaufbau erstellt wobei man festgestellt hat, dass das geomagnetische Feld seine Rolle korrekt spielt. (Man wusste dies, aber es war so schön es zu beweisen, HI! ). Folgendes Foto zeigt den Versuchsaufbau.

Die Magnetkoppler wurden nicht in ihrer nominellen Konfigurierung aufgebaut. Dies stellt jedoch die Validierung der gewünschten Ergebnisse nicht in Frage. Dieses Experiment ist von den OM’s leicht nachzuvollziehen und ist ein gutes Vorzeigeobjekt für QRP’s. Der Materialaufwand ist gering.

200 Meter 0,3 mm emaillierter Kupferdraht, eine 2-3 mm dicke Holzspanplatte, ein Domino, 2m ganz dünner und flexibler mehradriger Draht (0,1 mm, z.B. aus Ohrhörer), 3 m Faden zur Aufhängung, solide genug aber so dünn wie möglich.

Die generierten Kräfte sind sehr schwach und es ist wichtig, die Reibung so klein wie möglich zu halten. Die Platte wird an der Decke befestigt, wobei die Stromzufuhr vertikal nach unten gelegt wird um parasitäre Drehmomente zu vermindern. Das Ganze wird mit 12V gespeist, die beiden Spulen werden parallel geschaltet. Je nach Stromrichtung in den Spulen wird sich die Plattenseite nach dem lokalen magnetischen Norden, Osten oder Westen drehen. Jeder noch so kleine Luftzug ist zu vermeiden. Mit dem im Foto dargestellten Aufbau erfolgt die Orientierung 3 Minuten nach Abklingen der Schwingungen.

Aktive Stabilisierung

Auch hier wird das Prinzip der Stabilisierung nach Bedarf angewandt. Da die zur Verfügung stehende Leistung begrenzt ist, kann man es sich nicht erlauben die 2,4 GHz Antenne permanent auf die Erde gerichtet zu halten. Der Hohlraum im Zentrum des Satelliten kann drei Reaktionsräder aufnehmen. Diese befinden sich normalerweise in Ruhestellung und die Ausrichtung wird durch sequenzielles Drehen jedes der Räder erreicht indem man den Drehwinkel bei konstanter Geschwindigkeit kontrolliert. Zur Zeit wurde noch kein spezifisches Konzept zurückbehalten. Die ENSICA hat ein originelles System entwickelt, welches sich optimal für Nano- und Picosatelliten eignet. Leider genügte die Zeit nur zum Bau eines Demonstrationsmodells womit jedoch die Richtigkeit der Hypothesen bewiesen werden konnte.

Auf jeden Fall wird der Satellit nach dem Abtrennen von der Trägerrakete mit einem leichten Spin versehen. Die Umdrehungsgeschwindigkeit wird bei 5 U/min liegen. Dieser Wert genügt, um ein gutes kinetisches Moment zu erhalten welches kompatibel mit den zur Ausrichtung notwendigen Drehmomenten ist und gleichzeitig eine gute Verteilung der thermischen Flüsse auf den Seitenflächen und in der Struktur sowie eine nicht zu grosse Abweichung der Rotationsachse sicherstellt.

Die Nutzlast

Die ausgewählten Funktionen sind folgende:

• FM Transponder (Easy Sat), 435 MHz Uplink, 146 MHz oder 2,4 GHz Downlink, ein Uplink und ein Downlink Kanal.
• Lineartransponder: 25KHz Bandbreite, 435 MHz Uplink, 146 MHz oder 2,4 GHz Downlink.
• Kurzmeldungen. Digipeating von Kurzmeldungen in AFSK V23 Modus oder 9k6 Bd Downlink auf 146 MHz.
• Telemetrie allgemein in AFSK V23 1k2 Bd.
• Telemetrie für Kontrollstationen permanent in 400 Bd BPSK
• Sprachaufzeichnung und Ausgabe der aufgezeichneten Meldungen auf Anfrage.

Wenigstens zwei Funktionen sind gleichzeitig aktivierbar.

Der am Lebensende verbleibende Modus ist der Lineartransponder (welcher auch die FM sendet) 435 MHz à 146 MHz.

Einer der Funktionsdiagramme (unter den möglichen Konfigurierungen) wird am Ende dieses Artikels gezeigt.

Die zwei 435 MHz Empfänger werden über den Eingangs-Antennenkoppler gespeist. Jeder besitzt einen demodulierten Niederfrequenz Ausgang sowie einen 10,7 MHz Linearausgang. Der Ausgangspegel beträgt 0 dBM.

Die Telemetrieelemente sind folgende: Ausgangspegel bei 10,7 MHz, RSSI RX und VCO Spannung. Es wird ein Doppelsuper mit einer ersten ZF von 50 MHz verwendet. Der Verbrauch liegt bei weniger als 200 mW pro RX. Sie sind dauernd unter Strom.

Die Niederfrequenzausgänge und die 10,7 MHz werden auf eine Umschaltmatrix geleitet welche ebenfalls die Modems, den 10,7 MHz FM Modulator und die Sprachaufzeichnung enthält. Je nach gewähltem Modus kommt der 10,7 MHz Ausgang zu den Sendern entweder von den Empfängern oder von den FM Modulatoren.

Man kann gleichzeitig einen 2,4 GHz FM Transponder und einen 146 MHz Lineartransponder betreiben.

Im Digipeating Modus ist die Sprachverbindung abgeschaltet.

Auf 146 MHz ist der normale TX Ausgang mit dem Telemetrie TX zu den Antennen hin multiplexiert.

Der Ausgangspegel der FM Modulatoren wird gemessen.

Zur Einstellung der verschiedenen Konfigurierungen wird eine 8 Bit Karte verwendet.

Der 146 MHz TX ist ein Einfachsuper. Es wurde Wert auf den Sendewirkungsgrad und die Stehfestigkeit gelegt. Seine Leistung kann in zwei Schritten à -3dB verändert werden und beträgt nominal 3 Watt.

Das Ziel, die dritte Harmonische zu minimisieren ist wichtig, da sie nahe an den RX Eingangsfrequenzen liegt. Die Antennenentkopplung begünstigt die Isolation.

Die gemessenen Werte sind wie folgt:

• OL Pegel
• Ausgangspegel
• Stromverbrauch (5V und 9V)
• Modultemperatur

Der TX wird über 4 Bits gesteuert.

Der 2,4 GHz TX Ausgang ist direkt an die Antenne angeschlossen. Es ist ein TX mit doppelter Überlagerung (70 MHz auf der 2. ZF) wobei die zweite Überlagerung mit reduzierter Bandbreite erfolgt um den Filteraufwand zu verringern und eine grössere Ausgangsleistung zu erzielen. Der nominale Ausgangspegel an der Antenne beträgt 23 dBm.Wenn man allerdings eine Architektur mit hohem Wirkungsgrad finden sollte, kann die Ausgangsleistung bis auf 2 Watt angehoben werden. Der Ausganspegel kann in zwei Schritten à -3dB geregelt werden.

Die gemessenen Werte entsprechen denen des 146 MHz TX, jedoch mit zusätzlich dem OL 2 Niveau.

Dieser TX wird ebenfalls über 4 Bits gesteuert.

Ein Breitbandeingang (10 MHz) auf 70MHz ist für den Fall vorgesehen wo der Einbau eines 1,3 GHz Empfängers möglich wäre. Man könnte so an Satelliten ATV denken. Allerdings werden die Link Budgets hohe Anforderungen an den Empfang stellen (D=2,5m bei Empfang für 2 Watt Sendeleistung am Satelliten).

Die Interfacekarte für die Struktur beinhaltet folgende Funktionen:

• Magnetkoppler Kommandos
• Optronische Sensoren
• Temperatur der Panele
• Batterietemperatur
• Gyrometer Messspannung
• Gyrometertemperatur
• Gyrometer Referenz
• Magnetkopplerstrom (3, pro Achse)

Die Karte wird vom Gymnasium „Les Trois Bassins" auf der Réunion, unter der Leitung von Jean Marie Vacheron gebaut. Jean-Paul, FR5CY übernimmt den Kontakt und die Koordination mit dem Projektleiter.

Der Rechner

Er wird demnächst in einem separaten Artikel behandelt.

Die Verbindung zwischen den Modulen.

Es gibt drei Arten:

• Die Stromversorgung
• Die Kommandos, durch 4 Bits auf TTL Niveau
• Die Telemetrie, über einen SPI Bus

Diese Auslegung minimisiert die Verbindungen und stellt eine gute Zuverlässigkeit bei niedriger Komplexität der Steuerungen und der Interfaces sicher. Sie erlaubt auch die Steuerung der einzelnen Module über den Parallel Port eines Computers während der Labortests.

Bei den Referenzsteuerbefehlen der Module stehen alle Bits auf Null. Bei einer Panne des Rechners und somit einem Kontrollverlust des Satelliten, ist die Nutzlast so konfiguriert, dass der Satellit in einen brauchbaren Modus schaltet und so bis an sein endgültiges Lebensende benutzt werden kann.

Schlussfolgerung (in FAQ Form).

Der Start ????: WENN WIR FERTIG SIND!!!

Womit ????: Ariane 5

Lebensdauer ????: Minimum 3 Jahre, 100 Jahre wenn alles gut geht, HI!

Wer arbeitet daran????: Niemals genügend Leute!!

Kann ich mithelfen??? Ja!!! ( Schweiss, Blut und Tränen sind angesagt)

Die Farbfotos werden demnächst auf der Satedu Homepage zu finden sein.

F1HDD/ON1RG