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| Frage | Antworten |
| Definition Kleinsatellit | Satelliten mit Gewicht < 500 kg |
| Constraints bei einer Raumfahrtmission | Budget, Zeitfenster, Masse und Volumen Launch Vehicle, Dokumentation und Risikomanagement, Energieverbrauch , . . . |
| Subsysteme aufzählen | Structure and Mechanisms (SMS), Thermal Control (TCS), On-board Data Handling (OBDH), Communication (COM), Attitude and Orbit Control (AOCS), Eletrical Power (EPS), Payload (PS). Sonstiges: Environmental and Life Support (ECLSS), Propulsion, Extra Vehicular Activity |
| Was ist ein Datenbus | Die interne Kommunikation bzw. Datenaustausch eines Satelliten läuft über seinen Satellitenbus. Beispiele dafür sind standardisierte Bussysteme wie MIL-STD1553, Spacewire oder CANBUS |
| Was ist ein Satellitenbus | Alle Komponenten, die den Betrieb der Payload auf einem Satelliten ermöglichen. Dazu gehören im Prinzip alle Subsysteme außer der Payload. Kategorisierung: Structure and Mechanisms, Thermal, Power Supply, Command & Data Handling (C&DH), Telemetry, Tracking and Commanding (TT&C) |
| Orbit für Erdabdeckung | Polarer Orbit, Erde dreht sich unter Satellit weg |
| Thermalen Haushalt eine Satelliten im LEO skizzieren, Formeln | Formel: Bilanzierung der Quellen und Abstrahlung, Aufteilung Sonnenstrahlung und Wärmestrahlung: Q_I + F_E-Sat * A_Sat * alpha * q_A + q_S * F_S-Sat* A_sat * alpha + F_E-Sat * A_Sat * epsilon * q_E - epsilon * A_sat * sigma * T^4 = m * c * dT/dt |
| Anforderungen an Struktur | Belastungen der Mission durch Launcher/Weltall abfangen, Unterstützt Satellitenbus mechanisch, Launch adapter, mechanische Versteifung, Schutz gegen Weltall (Strahlung, EM) |
| Struktur: Belastungen | statische und periodische Lasten beim Start, Akustiklasten durch hohe Lauttstärke, Schocklasten durch Separation |
| Thermal: Temperatur verringern, Stellschrauben | Radiatoren verwenden, größere Radiatorenfläche, Außenbeschichtung mit geringer Absorptivität Materialien mit hoher Wärmeleitung zu Radiatoren |
| Struktur: Tests | Verifikation von dynamischen Lasten: Shakertest Verifikation von akustischen Lasten: Akustiktest Verifikation von Schocklasten: Schocktest |
| 3 Typen von Rädern zur Satellitenregelung, Vor- und Nachteile | Drallräder: Passive Stabilisierung von zwei Achsen, Vorteile: Passive Regelung, Nachteil: Nur zwei Achsen Reaktionsräder: Aktive Drehzahlregelung, i.d.R. 4 Räder um redundant regeln zu können, hoher Drehzahlbereich und Motormoment, Tradeoff zwischen hohem Gewicht/niedriger elektr. Leistung und andersrum notwendig Control Moment Gyros: Lagereglung durch Kippen des Drallvektor von einem Rad. komplexe Aufhängung des Rades notwendig, Lageregelung durch Kippen des Drallvektors, hohe Lagerkräfte |
| 2 Kleinsatellitenmissionen nennen | Flying Laptop: Erdbeobachtung, Technologieerprobung GRACE: Vermessen des Erdgravitationsfeldes BIRD: Fire detection satellite |
| Sensoren und Aktuatoren für zwei Modi: Fine Pointing Mode und Sun Coarse Pointing Mode | Sun Coarse Pointing Mode: Sonnensensoren / Magnetorquer / Magnetometer / Reaction Control System Fine Pointing Mode: Sonnensensoren / Sternensensor / GPS Sensor/ Reaction Control System / Magnetorquer |
| Aufgaben elektrischer Systeme | Bereitstellung von Energie -> Power Ermöglichen von Kommunikation von/zu Erde -> COMM Interne Satellitenkommunikation und Datenverwaltung -> OBDH |
| Aufgaben Sollarzelle | Generierung von Energie |
| Satellitentypen/aufgaben | Kommunikationssatelliten, Spionagesatellite, Erdbeobachtungssatelliten, Astronomiesatelliten, . . . |
| Möglichkeiten, Weltraummüll zu vermeiden | Entsorgung im Friedhofsorbit, Wiedereintritt durch Orbitdegradation |
| Kepler's Gesetze | 1. Die Orbits von Planeten sind Ellipsen, in deren Brennpunkt die Sonne steht 2. Die Verbindunglinie zwischen Planeten und der Sonne überstreicht in gleichen Zeiteinheiten gleiche Flächen 3. Das Quadrat der Umlaufzeit ist proportional zur dritten Potenz der langen Halbachse |
| Potential und Vorteile von Kleinsatelliten | Schnellere Rückholung von wissenschaftlichen Daten, schneller Entwicklungszeit, Risiko- und Kostenreduktion |
| Akutelle Trends | Miniaturisierung, New Space (Privatisierung der Raumfahrt) fokusierte Missionen mehr Launchmöglichkeiten |
| Definition sonnensynchroner Orbit (SSO) | Winkel zwischen SSO Orbitebene und Verbindungslinie Erde-Sonne ist immer gleich |
| Vorteile SSO | Satellit überstreicht immer zum gleichen Zeitpunkt gleichen Ort auf der Erde, d.h. konstantes LTAN und LTDN. Außerdem ist es möglich den Satelliten so zu setzen, dass er konstant Sonnenlicht abbekommt -> stabilere Temperaturbereiche und permanente Stromerzeugung durch S/A |
| LTAN / LTDN / RAAN Definition | Local Time of Ascending Node, Local Time of Descending Node: Der Satellit überstreicht zu diesem Zeitpunkt den aufsteigenden oder absteigenden Knoten (Schnittpunkt Orbitebene und Referenzeben) RAAN: Right Argument of Ascending Node, Winkel zwischen Referenzrichtung Frühlingspunkt und aufsteigendem Knoten |
| Die wichtigsten Aufgaben des Power Subsystem. Durch welche Systeme wird dies üblicherweise bewältigt | Energiegeneration: Solarzellen (S/A) Energiespeicherung: Batterien/Akkus (Li-Ion Batterie), Energiewandlung und -distribution: Power Control and Distribution Unit (PCDU) |
| Typischer Effizienzgrad von modernen Solarzellen. Wie heißen diese modernen Solarzellen und auf welcher Techologie basieren diese / was nutzt diese aus? | 32-34 % bei Verwendung von Multi-Junction Solar Cells. Stapelung mehrer Schichten, dabei ist jede Schicht für ein anderes Spektrum ausgelegt |
| Formel um Solarzellenleistung zu berechnen | P = S * A * eta_EOL * eta_Temp * eta_coverage * cos(beta) S = solar constant = 1367 W/m^2 auf Erdorbits eta = wirkungsgrade, coverage gibt an wieviel der Solarzellenfläche Energie erzeugt beta = Einstrahlungswinkel |
| Welche zwei Methoden bei der PCDU gibt es, um die Energieversorgung zu regulieren. Für welche Konditionen sind diese jeweils gut? | Direct-Energy-Transfer (DET) und MPPT (Maximum Peak Power Point Tracker) DET: nur benötigt Energie wird Verbrauchern geliefert, gut bei stabilen Konditionen MPPT: generierte Leistung identisch zu benötigter Leistung, gut bei veränderlichen Konditionen |
| Welche zwei Geräte können ein Hochfrequenzsignal verstärken? | Travelling Wave Tube Amplifier (TWTA) Solid State Power Amplifier (SSPA) |
| Orbitelemente | Exzentrizität e Große Halbachse a Inklination i Argumenent des Perigäums omega Argument des aufsteigenden Knotens Omega Wahre Anomalie v |
| Orbiteinteilung nach Höhe, ungefähre Höhe | LEO: 180-2000 km MEO: 2000-35780 km GEO: >= 35780 km |
| Projektphasen für Raumfahrtmissionen | Phase 0: Mision Analaysis endet mit MDR, Mission Definition Review Phase A Konzeptphase endet mit PRR, Preliminary Requirements Review Phase B: Definitionsphase endet mit PDR, Preliminary Design Review Phase C: Design und Entwicklungsphase endet mit CDR, Critical Design Review Phase D: Fertigung-, Qualifikations- und Testphase Beinhaltet Flight Readiness, Qualification und Acceptance Review (FRR,QR,AR) Phase E: Betriebsphase Operational Readiness Review (ORR) Phase F: Ausmusterungsphase Betriebsende, eventuelle Entsorgung des Satelliten durch Wiedereintritt oder Transfer in Friedhofsorbit |
| Was sind Requirements und wozu werden sie benötigt | Spezifizierung von Anforderungen in einer sprachlich klaren Form, die von Techniker/Designern/Ingenieuren ... verwendet werden kann um die Missionsziele zu erreichen |
| Wie verläuft eine Satellitenmission nach dem V-Modell? | Bis Phase C Entwicklung in die Tiefe, danach Verifikation und Integration. Bei Entwicklung in die Tiefe werden Testdefinitionen festgelegt, bei Verifikation und Integration werden diese Tests durchgeführt |
| Was ist ein Link Budget und wozu wird es benötigt? | Ein Link Budget bilanziert die Gewinne und Verluste eine Telekommunikationsverbindung zwischen Sender und Empfänger. Sie ist für die korrekte Auslegung eines Kommunikationssystem über große Distanzen essentiell |
| Wie sieht die Bilanzierung bei einem Link Budget aus? Was sind bei einem Link Budget Gewinne, was sind Verluste? Beispiele | Auf der linken Seite steht die der energy per bit to noise power ratio (E_b/N_0), auf der rechten Seite die Gains und Losses Gains: HF Verstärkung durch TWTA oder SSPA, Sender, Empfänger Losses: Verlust durch Atmosphäre, Free Space Loss |
| Zwei prinzipielle Möglichkeiten, ein AOCS System zu testen, Vor- und Nachteile | Direktes Testen durch einspannen des vollintegrierten Satelliten in ein dreiachsiges Lager und Testen der Algorithmen. Vorteil: Authentischster Test Nachteil: Extrem teuer oder: Abnahme der Aktuatorkommandos, Simulation von Satellitendynamik und erzeugen der Stellkommandos im Simulator. Es ist nur der On-board Computer zum Testen notwendig. Auch genannt: Hardware In-the-Loop in closed loop configuration. Durchführung im Real-Time Tesbed (RTB) |
| Zwei Referenzsysteme / Koordinatensysteme zur Beschreibung der Erde. Wozu werden diese verwendet | Earth Centered Intertial (ECI): Nicht rotierendes Koordinatensystem zur Beschreibung von Himmelskörpern / Objekten im Weltall. X-Achse zeigt zur Frühlingspunkt, Y-Achse in die nördliche Richtung des Rotationsachse Erde Earth Centered Earth Fixed (ECEF): Rotierendes Koordinatensystem zur Beschreibung der Bewegung von Objekte relativ zur Erde. X-Achse beim Greenwhich Meridian 0°, Y-Achse wie bei ECI |
| Was sind die wichtigsten praktischen Konzepte, um ein Thermalsystem umzusetzen (hardware ...) | Thermische Insulierung mithilfe von MLI oder ähnlichem Hitzeabgabe durch Radiatoren, die in Richtung Deep Space oder Erde abstrahlen Innenseiten im Satellit mit hoher Emissivität für homogenere Temperaturverteilung Aktive Temperaturkontrolle mithilfe von Heizern |
| Verifikation von Thermalsystemen, Ablauf in Schritten | 1. Erste Voraussagen vor dem CDR mithilfe von transienten Thermalsimulationen (ESATAN-TMS) 2. Sensitivitätsanalyse 3. Thermal-Distortion Analysis 4. Launcher Coupled Analysis 5. TB/TV (Thermal Balance / Thermal Vacuum) Voraussage zu Thermal-Vakuum Test Temperaturen 6. Thermal Balance / Thermal Vacuum Test Durchführung 7. Korrelierung der Testergebnisse und Simulationen 8. Anpassung Radiatoren mit korreliertem Thermalmodell 9. Flugtemperatur Voraussage vor Start |
| Stefan-Boltzmann Gleichung | Planksches Strahlung Gesetz integriert: M = sigma * T^4 |
| LTAN/LTDN Kombi für maximale und minimale Sonnenzeiten | Max: 6h/18h LTAN/LTDN Min: 12/24h LTAN/LTDN |
| Was sind die wichtigsten Konzepte/Methoden um ein Thermalkontrollsystem auszulegen | 1. Transiente Simulation z.B. ESATAN-TMS 2. Thermal-Vakuum Test 3. Korellation von Experimente und Simulation 4. Basierend darauf Radiatorsizing/Thermalsystemauslegung |
| Warum treten Orbitstörungen auf.Wie kann man diese modellieren? Wie heißt ein Modell dafür | Dadurch, dass die Erde keine perfekte Kugel ist sondern Abflachungen und Erhöhungen hat. Mögliches Modell: J2-Peturbations. Variation von omega und Omega (Argument des perigäums und Argumente des aufsteigenden Knotens) Höhere J-Terme für andere Störungen wie dritte Körper oder Gezeitenkräfte |
| Auslegung von Drallräder: Was sind die wichtigsten Parameter? | Reaktionsmoment: Bestimmung, wie schnell der Satellit maximal schwenken kann und wieviele Störungen gespeichert werden müssen Motortorque: Um zu bestimmten, wie lang es braucht bis der Satellit seine maximale Drehgeschwindigkeit erreicht hat Busspannung und Leistungsverbrauch: geregelt oder ungeregelt, Energieverbrauch |
| Durch welche Auslegungskriterien wird die die Wahl des Drallradtypes und dessen Leistungsparameter wie z.B. Reaktionsmoment abgeleitet | Gewünschte Motortorque Auflösung, Masse/Gewicht, verfügbares Volumen, maximal aktzptierte Vibrationen, Temperaturbereich |
| Es gibt bei der PCDU prinzipiell zwei Möglichkeiten, den Power Bus (Busspannung) zu regeln. Welche sind das und was sind Vor- und Nachteile | Man kann die Busspannung regeln und ungeregelt lassen. Das Design der PCDU ist für den ungeregelten Fall sehr einfach, dafür schwankt die Heizerleistung und das EMC muss aufwändiger designt werden. Außerdem sinkt die Effizienz bei Verbrauchern aufgrund von Transformationsverlusten |
| Welche Aufgaben hat die PCDU bei dem EPS Subsystem | Leistungsregelung durch Methoden die MPPT oder S3R/DET, Batteriemanagement und Busfilterung |
| Was ist bei Batterien der sogennante Depth of Discharge (DoD) | Er gibt an, wie sehr sich die Batterie pro Zyklus (Licht/Schattenphase) entlädt. Dabei muss sichergestellt und nachgewiesen werden, das sich die Batterie in Schattenphasen nicht komplett entlädt |
| Newton's Gesetze | 1. In einem Intertialsystem wird sich ein Körper mit konstanter Geschwindigkeit immer weiterbewegen, solang keine Kraft auf ihn wirkt 2. F = m*a 3. Actio = Reactio |
| Was sind die wichtigsten Frequenzbänder für die Satellitenkommunikation und was ist deren ungefährer Wellenlängenbereich. Welche Organisation ist zuständig für die Frequenzallokation | S-Band (2-2,4 GHz) X-Band (7,3-8,4 GHz) Ku-Band (13,75-15,35 GHz) Ka-Band (22,55-27,5 GHz) International Telecommunication Union (ITU) |
| Welche Aufschlagsfaktoren / Margins gibt es bei der Auslegung von Thermalkontrollsystemen | Berechneter Temperaturbereich + Ungenauigkeiten (5-10K) + Akzeptanzmargin (5K) + Qualifikationsmargin (5K) |
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