MODSAT:KONZEPTENTWICKLUNG EINES ROBOTISCH WART- UND

REKONFIGURIERBAREN SATELLITENBAUKASTENS

J. Boland, F. Fichtner, P. Küpper, M. Silvanus, A. Adomeit, M. LakshmananInstitut für Leichtbau, RWTH Aachen

Zusammenfassung

Heutige Satelliten werden üblicherweise nicht auf die Möglichkeit orbitaler Wartung ausgelegt. Im Fall einesDefekts, beispielsweise im Energieversorgungs- oder Lageregelungssystem, muss oft der gesamte Satellitaufgegeben werden. Eine Möglichkeit, diesem Problem zu begegnen, besteht in der Modularisierung desSatelliten. Einzelne Submodule können im Fall eines Defekts mittels einer Wartungsmission ausgetauschtwerden.

Dazu werden im Projekt ModSat ein Nutzlastmodul und mehrere Systemmodule, die Energieversorgung,Lageregelung und Steuerung beinhalten, um ein zentrales Tankmodul angeordnet. Es wird ein Schnittstellen-konzept zur Verbindung der Module entwickelt und ein Strukturentwurf für das Tankmodul vorgestellt.

Das entwickelte Gesamtsystem besitzt ein größenordnungsmäßig gleiches Gewicht wie herkömmliche Sa-tellitenbusse. Dieses Ergebnis zeigt die grundsätzliche Möglichkeit auf, einen modularen Satelliten wirtschaft-lich zu betreiben, wenn die Vorteile der orbitalen Wartbarkeit die Nachteile des Mehrgewichts durch die Modu-larisierung aufwiegen.

1 MOTIVATION

Satelliten werden traditionell als individuelle Konstruk-tionen entwickelt und ausgelegt, wobei in der Re-gel nicht auf standardisierte Baugruppen zurückge-griffen wird. Dadurch entstehen hohe Entwicklungs-kosten und lange Zeiträume, bis das System fertig-gestellt werden kann. Da der Satellit als kompak-te, zusammenhängende Einheit montiert wird, ist ei-ne Wartung im Orbit bis auf gewisse Ausnahmefällenicht möglich, sodass er bei einem Defekt oftmals auf-gegeben werden muss. Dies ist besonders vor demHintergrund der wachsenden Weltraummüllproblema-tik nicht akzeptabel.

Ein möglicher Ansatz diesen Problemen zu begeg-nen ist die Entwicklung eines Satellitenbaukastens.Durch die Nutzung von einzelnen standardisiertenBausteinen können zum einen Entwicklungszeit und-kosten reduziert werden, zum anderen wird durchdie Zerlegung des Gesamtsystems in robotisch ma-nipulierbare Untergruppen orbitale Wartung ermög-licht. Weiterhin wäre eine im All stationierte Wissen-schaftsplattform denkbar. So könnten auch Universitä-ten oder kleine Unternehmen vergleichsweise kosten-günstig einzelne Forschungsmodule zu dieser Platt-form schicken und daran betreiben.

Aus diesem Grund wird im Projekt ModSat (kurzfür Modularer Satellit) ein Konzept für einen Modula-

ren Satelliten und ein Referenzszenario für robotischeWartungsmisionen entwickelt.

2 STAND DER TECHNIK

Bisherige Entwicklungen im Bereich wartbare Satelli-ten lassen sich in zwei Bereiche aufteilen. Einerseitsexistieren Ansätze zur Modularisierung von Raum-stationen und Satelliten, andererseits gibt es Erpro-bungsmissionen zur robotischen Wartung im All.

2.1 ORU-Konzept

Das Orbital-Replacement-Unit-Konzept baut daraufauf, dass man Systemkomponenten von Satelliten,Raumfahrzeugen und Raumstationen so konzipiert,dass sie einfach austauschbar sind. So werden Sys-temkomponenten zu einzelnen Modulen mit oft ein-heitlicher Größe zusammengefasst und leicht zugäng-lich verbaut.

Missionen, die Systemkomponenten nach demORU-Konzept verbaut haben, sind unter anderemdie Internationale Raumstation und das Hubble-Welt-raumteleskop. Die Wartungsmissionen zu Hubble, diees in der Vergangenheit gab, um die Leistung zu stei-gern und die Lebenszeit zu verlängern, waren nur auf-grund einer solchen Konstruktionsweise möglich.

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BILD 1. Alphabus und Nutzlastmodul

Eine andere Entwicklung ist der Einsatz von Sa-tellitenbussen. In einem einheitlichen Service-Modulwerden die für den Betrieb des Satelliten nötigen Sys-teme wie Energieversorgung, Antrieb und Lagerege-lung untergebracht. Ein Nutzlast-Modul wird entspre-chend der Mission verwendet. Dieses umfasst bei-spielsweise bei Komunikationssatelliten Antennen undTransponder. Abbildung 1 zeigt ein Bussystem der Fir-ma Astrium. Links ist das Nutzlastmodul Alphasat zusehen, rechts der Bus Alphabus.

2.2 Robotische Servicemissionen

Eine erfolgreiche Mission zur Erprobung robotischerKopplung war der japanische Engineering Test Satel-lite VII im Jahr 1997. Mit einem Ziel- und einem Ver-folgungssatelliten wurden automatische und manuelleAndockmanöver geprobt. Mittels eines Roboterarmswurden Wartungstätigkeiten simuliert.

Eine aktuelle Technologiererprobungsmission istdie Deutsche Orbitale Servicing Mission (DEOS). Zielist es, einen Servicer mit einem Manipulatorarm undeiner Dockingschnittstelle sowie einen Zielsatellitenmit einer dazu abgestimmten Schnittstelle zu entwi-ckeln.

BILD 2. Dockingvorgang bei DEOS

Der Servicer hat die Aufgabe, sein Ziel im erdna-hen Orbit auf einer Höhe von 400 bis 500 km anzuflie-gen. Er folgt dem Zielsatelliten auf dessen Bahn und

nähert sich diesem an. Bild 2 zeigt, wie der Servicerden Zielsatelliten zum Andocken greift. Dieser ist miteinem Ring versehen, der es dem Manipulatorarm er-möglicht, ihn zu greifen und gezielt an die Docking-schnittstelle heranzuführen. Dieser Vorgang soll auchbei einem ins Taumeln geratene Ziel möglich sein.

Im Anschluss verglühen Satellit und Servicer durchWiedereintritt in der Erdatmosphäre. So wird ein Kon-zept zur Entsorgung von gealterten und defekten Sa-telliten erprobt, um die Entstehung von weiterem Welt-raummüll zu vermeiden. Zusätzlich werden Möglich-keiten der robotischen Wartung und Nachbetankunguntersucht.

DEOS dient für das Projekt ModSat als Referenz-mission für den Servicesatelliten. Das Einfangen ei-nes manövrierunfähigen Satelliten mittels eines Fang-ringes ist eine valide Möglichkeit, einen modularen Sa-telliten auch beispielsweise im Fall eines Defekts imLageregelungssystem warten zu können.

3 RANDBEDINGUNGEN

Im Folgenden wird ein Referenzszenario aufgestellt,das weitere Rahmenbedingungen für die Entwicklungdes ModSat schafft. Diese schließen für On-Orbit Ser-vicing relevante Bahnen sowie die anzunehmendeMasse und Dimension des Satelliten ein.

3.1 Zielorbits

Bei der Betrachtung der Wirtschaftlichkeit desServicing-Konzepts ist die Anzahl der Wartungsmis-sionen, die der Servicersatellit vornehmen kann, vonentscheidender Bedeutung. Diese wird in hohem Ma-ße vom Treibstoffverbrauch pro Wartungsmanöver be-einflusst.

Es stellt sich daher die Frage, in welchen Or-bits sinnvollerweise Wartung vorgenommen wird. Da-bei sollte zum einen eine möglichst große Bandbreitean Satellitengruppen angesprochen werden können,zum anderen muss der Aufwand für den Transfer vonSatellit zu Satellit in einem vertretbaren Rahmen ge-halten werden. Daher wird im Folgenden der Treib-stoffverbrauch für eine Inklinationsänderung der Bahndes Servicers betrachtet.

Es ergibt sich der in Abbildung 3 dargestellte Ver-lauf. Bereits bei einer Inklinationsänderung von 10°muss eine Treibstoffmenge von der Hälfte der Ge-samtmasse aufgebracht werden.

Es zeigt sich also, dass ein Wechsel der Bahn fürden Servicer nur in sehr begrenztem Umfang sinnvollist. In der weiteren Auslegung werden daher Orbits miteiner hohen Dichte an Satelliten pro Bahn betrachtet,sodass Inklinationsänderungen nicht oder in nur ge-ringem Ausmaß nötig sind.

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BILD 3. Treibstoffbedarf bei Inklinationsände-rung

Als geeignet werden folgende folgende Orbits ausge-wählt:

• sonnensynchrone Bahnen des niedrigen Erdor-bits. Hier kommen bevorzugt Erdbeobachtungs-satelliten zum Einsatz.

• mittlerer Erdorbit. Bei Satellitennavigationssys-teme gibt es meist wenige Bahnen, auf denenmehrere Satelliten angeordnet sind.

• geostationärer Orbit mit geringer Inklination.Dies ist der typische Einsatzort für Kommunika-tionssatelliten.

In diesen drei Orbits sind die nötigen Inklinationsän-derung so gering, dass der Servicersatellit mehrereServicingmanöver durchführen kann, ohne unverhält-nismäßig hohe Mengen an Treibstoff zu benötigen.

3.2 Größe des SatellitenUm für den weiteren Entwurfsprozess eine konkreteMasse verwenden zu können, wird die Satellitenda-tenbank der US-amerikanischen Nichtregierungsor-ganisation Union of Concerned Scientists analysiert,in der öffentlich zugängliche Daten zu allen aktivenSatelliten erfasst sind.

BILD 4. Trockenmasse existierender Satelliten.

Nach einer Filterung der Datenbank auf für ein mo-dulares Konzept relevante Satelliten in den zuvor iden-tifizierten Bahnen ergibt sich eine Stichprobengrößevon etwa 700 Satelliten.

In Diagramm 4 wird die Trockenmasse dieser Sa-telliten betrachtet. Es wird ersichtlich, dass bei Naviga-tionsanwendungen im MEO nur verhältnismäßig ge-ringe Massen bis 1000 kg vertreten sind, es im LEOKlassen bei etwa 900 und 1500 kg gibt, im GEO hin-gegen eine dichte Verteilung von 500 bis 4000 kg.

Die Trockenmasse des ModSat wird für den wei-teren Entwurf auf 1500 kg festgelegt. Dies stellt eineobere Grenze für Erdbeobachtungssatelliten dar unddeckt gleichzeitig eine große Bandbreite von im GEOstationierten Satelliten ab. Satelliten für Navigations-anwendungen, die gewöhnlich im MEO platziert sind,sowie Kommunikationssatelliten im LEO werden auf-grund der verhältnismäßig geringen Masse in dieserKlasse nicht eingeschlossen.

Im nächsten Schritt wird beispielhaft für eine GEO-Mission die Startmasse des Satelliten berechnet. Fürden Transfer aus dem GTO in den GEO wird die Treib-stoffkombination aus Hydrazin und MON1 verwendet.Für die Manöver während der angestrebten Lebens-dauer von 10 Jahren bis zur ersten Wartung wird Hy-drazin als Monopropellant verwendet. Dabei ergebensich folgende Werte:

• benötigte Treibstoffmassen:mHyd ≈ 880 kgmMON ≈ 690 kg

• benötigte Tankdurchmesser bei kugelförmigenTanks:DHyd ≈ 1, 18mDMON ≈ 1m

Diese Größen dienen als erste untere Schran-ke für die Dimensionierung des ModSat. Die obe-re Schranke durch den zur Verfügung stehen-den Bauraum im Trägersystem bestimmt. Für LEO-Missionen wird die Sojus-Rakete mit einer Sylda-S-Doppelstartvorrichtung zum Start von zwei Satellitenals Referenz benutzt. Sie stellt ein günstiges, zuver-lässiges und für viele Einsatzszenarien verwendba-res Trägersystem dar. Darin steht ein annähernd zy-lindrischer Bauraum mit einem Durchmesser von 3 mund einer Höhe von 3,60 m zur Verfügung. Für GEO-Missionen kann auf eine Fregat-Oberstufe oder ein al-ternatives Trägersystem wie die Ariane 5 zurückgegrif-fen werden.

1Mixed Oxides of Nitrogen, gebräuchlicher Oxidator

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4 MODULARES KONZEPT

Im Folgenden werden die benötigten Systeme einesSatelliten hinsichtlich ihrer Masse und ihres Modula-risierungsgrades analysiert. Daraufhin werden mög-liche Modulformen und -anordnungen entwickelt unddie Aufteilung der Systeme auf die Module vorgenom-men.

4.1 Modularisierungsgrad

Um einen Überblick über die Massen der Systeme zuerhalten, werden diese mit Hilfe von Durchschnitts-werten aus [3] abgeschätzt. Die Massen beziehensich dabei auf einen Einsatz im GEO. Weiterhin wer-den Modularisierungsoptionen aufgestellt, um aufzu-zeigen, in welchem Rahmen die Systeme wartbar seinsollen.

Defekte von TT&C2, Lageregelung und Energie-versorgung sind häufige Gründe für den Ausfall einesSatelliten. Daher sollen diese Systeme austauschbarsein. Auch der Antrieb gehört zu den kritischen Syste-men. Allerdings gestaltet sich ein Austausch aufgrundvon benötigten Treibstoffleitungen und verteilten Dü-sen schwierig.

Durch den hohen Anteil der Nutzlastmasse an derGesamtmasse des Satelliten ist es nur bedingt wirt-schaftlich sinnvoll, die gesamte Nutzlast auszutau-schen. Die Nutzlast soll allerdings erweiterbar sein,um einzelne Instrumente hinzufügen oder defekteSysteme austauschen zu können. Der Tank ist einnur selten von Defekten betroffenes System und mussdeshalb nicht austauschbar sein. Allerdings soll zurVerlängerung der Lebensdauer des Satelliten Treib-stoff nachfüllbar sein. Die Ergebnisse der Massen-abschätzung und die Modularisierungsoptionen sinddem Diagramm in Abbildung 5 zu entnehmen.

BILD 5. Modularisierungsgrad

4.2 Modulform und -anordnungDa der Tank das einzige System darstellt, welchesfest installiert wird und auf das nicht im All von au-ßen zugegriffen werden muss, wird dieser in eineZentralstruktur integriert. Als ersten Ansatz zur Ge-staltung der Modulform werden Quader angenommen

(siehe Abbildung 6). Diese lassen sich gut skalieren,wodurch sich verschiedene Modulgrößen realisierenlassen. Alle Module werden seitlich um das Tank-modul angeordnet. Bei diesem Entwurf besteht aller-dings das Problem, dass der üblicherweise zylindri-sche Bauraum im Launcher nicht gut ausgenutzt wirdund es nur vier Seitenflächen gibt, an denen Moduleverteilt werden können.

BILD 6. quaderförmige Zentralstruktur undquaderförmige Module

Ein zweiter Ansatz ist eine prismatische Gestal-tung der Module (siehe Abbildung 7). Dabei wird derBauraum im Launcher deutlich besser ausgenutzt undes sind mehr Seitenflächen zur Anbringung von Mo-dulen vorhanden. Auch ist die Integration eines ku-gelförmigen oder zylindrischen Tanks platzsparendermöglich. Problematisch ist allerdings, dass sich ein-zelne Module nur schlecht skalieren lassen. Auch sinddie Zwischenräume zwischen einzelnen Modulen sehrklein, sodass sich ein Austausch im All schwierig ge-staltet.

BILD 7. prismatische Zentralstruktur und pris-matische Module

2Telemetry, Tracking and Control – dient zur Kommunkation mit der Bodenstation, zur Bahnverfolgung und -regelung undSteuerung der Satellitensysteme

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Die finale Anordnung stellt eine Kombination ausbeiden Entwürfen dar (siehe Abbildung 8). Ein prisma-tisches zentrales Tankmodul mit quaderförmigen Sy-stemmodulen nutzt den Bauraum im Launcher gut ausund bietet zudem ausreichend viele Seitenflächen zurAnbringung von Modulen. Das Nutzlastmodul ist wiedas Tankmodul prismatisch aufgebaut. Es wird ober-halb der Tankstruktur angebracht, um möglichst vielPlatz und ein großes Sichtfeld für Antennen oder In-strumente bereitzustellen. Die Erweiterbarkeit wird mitdurch die Anbringung von Submodulen realisiert, ana-log zur Anbringung der Systemmodule am Tankmodul.Das Tankmodul ist unterhalb der Nutzlast positioniert,um den Schwerpunkt des Satelliten möglichst naheam Launchadapter zu halten.

BILD 8. prismatische Zentralstruktur und qua-derförmige Module

4.3 Modulgröße und -zusammensetzung

Damit die Belastungen der Schnittstelle zur Verbin-dung von Systemmodulen und Tankmodul möglichstähnlich ist, sollen die Module einheitliche Eigenschaf-ten bezüglich Größe, Gewicht und Stromverbrauchbesitzen. Dies ermöglicht theoretisch eine Anbringungeines jeden Moduls an jedem Steckplatz, ohne bei-spielsweise auf Gewichtsverteilungen achten zu müs-sen. Ausgenommen sind Module, die eine bestimmePositionierung im Raum erfordern, wie beispielsweiseKomponenten des Lageregelungssystems.

Bei Betrachtung der einzelnen Systemkomponen-ten stellt sich wie in Tabelle 9 gezeigt heraus, dass ei-ne Aufteilung in zwei Modulgrößen sinnvoll ist. Zu dergroßen Klasse zählen die Komponenten des Energie-systems, zu der kleinen alle weiteren Komponenten.Receiver, Antenne und Transmitter sowie Bordcompu-ter, Magnetometer und Datenspeicher werden dabeizu jeweils einem Modul zusammengefasst, um Modu-le ähnlicher Größe und Masse zu erhalten.

BILD 9. Modulaufteilung

Die maximal benötigte Anzahl an Modulsteckplät-zen beträgt 24. Durch den begrenzten Bauraum imLauncher (Doppelstartvorrichtung Sylda-S) ist eineAufteilung der Module auf drei Ebenen mit jeweils achtSteckplätzen sinnvoll. Somit ergibt sich eine achtecki-ge Zentralstruktur. Auf der untersten Ebene werdendie Solar- und Batteriemodule angebracht, um denSchwerpunkt des ModSat möglichst weit nach untenzu verlagern. Auf den oberen beiden Ebenen werdendie übrigen Module angeordnet. In Abbildung 10 istdie gesamte Anordnung mit den Positionen der benö-tigten Schnittstellen dargestellt. Im Folgenden werdenausgehend von der Anordnung der Module erste Be-trachtungen einer Modulschnittstelle durchgeführt undein Strukturkonzept entwickelt.

BILD 10. finale Modulanordnung mit Schnitt-stellenpositionen

5 SCHNITTSTELLE

Um die Systemmodule mit der Zentralstruktur zu ver-binden, sind Modulschnittstellen nötig. Sie müssendie mechanische Verbindung sowie den Zugang zumStrom- und Datennetz gewährleisten.

Trotz unterschiedlicher Anforderungen der Modu-le an die Schnittstellen bezüglich montierter Masse,Leistungsaufnahme und der Dateninfrastruktur wirdnur eine Schnittstellenvariante verwendet. Dies ist nö-tig, damit jedes Modul an jeder gewünschten Positionangebracht werden kann.

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5.1 AnforderungenDie Anforderung an die Schnittstelle können in zweiKategorien unterteilt werden, die Raum- und dieStartanforderungen. Die Raumanforderungen betref-fen den Raumbetrieb mit den wichtigen Funktionender Halterung und des Ein- bzw. Auskoppelns des Mo-duls im Raum. Dabei muss auch eine mögliche Unge-nauigkeit der Verbindung in Position oder Winkel desModuls durch eine geeignete Konstruktion ausgegli-chen werden. Die Grenzen der Genauigkeit werdendurch den Roboterarm festgelegt. Die Startanforde-rungen betreffen dagegen statische und dynamischeBelastungen sowie Steifigkeitsanforderungen und dieKrafteinleitung während des Starts.

5.2 AnordnungEine einzige zentrale Schnittstelle hat Vorteile bei derKopplung im Raum, da nur ein Zielpunkt angesteuertwerden muss. Der Ausgleich von Winkel- und Posi-tionsabweichungen kann zudem in dieser Anordnungwesentlich einfacher durch die Schnittstellengestalt si-chergestellt werden. Im Hinblick auf die erforderlichenEigenfrequenzen und dem Vermeiden von Momentenist eine räumliche Verteilung der Schnittstellen auf dieEcken der Module sinnvoll, wodurch die Wege bei derLasteinleitung kurz bleiben.

5.3 LösungsprinzipDa sich die Anforderungen zwischen Startphase undOrbitalbetrieb deutlich unterscheiden und die optima-len Lösungen nicht miteinander vereinbar sind, bietetes sich an, die Funktion der Kräfteübertragung in derStartphase und die der Halterung und des An- undAbkoppelns im All voneinander zu trennen.

Zur Aufnahme der Startbelastung werden vier Bol-zen verteilt auf die Ecken der Module vorgesehen.Diese sind gut geeignet, den vorliegenden Belastun-gen standzuhalten und können durch eine Ausführungals Spreng- oder Scherbolzen nach Erreichen des Or-bits aufgetrennt werden.

BILD 11. Raumschnittstelle

Die Raumschnittstelle, dargestellt in Abbildung 11,übernimmt die Funktion der Halterung im Raum und

des An- und Abkoppelns während der Wartung. Da-mit während des Starts keine mechanischen Las-ten aufgenommen werden, wird die Raumschnittstelleschwimmend gelagert.

Um die Raumanforderungen zu erfüllen, wird dieRaumschnittstelle als Trichter mit Führungsflächenausgeführt. Die Gegenstücke der Schnittstelle sindkomplementär ausgeführt und befinden sich an derModul- und Satellitenseite. Der Innendurchmesser derin den Trichter integrierten Führungsflächen ist kleinerals der kleinste Durchmesser des Gegenstücks. Damitwird sichergestellt, dass sich die richtigen Flächen-paare gegenüberstehen. Werden die beiden Schnitt-stellenseiten weiter aufeinander zu bewegt, wird einmöglicher Verdrehwinkel durch die Führungsflächenausgeglichen. Sind die beiden Schnittstellenseitenvollständig zusammengeführt, wird die Schnittstelledurch einen Hakenverschluss verriegelt. Diese Kom-bination ist robust gegenüber Winkel- und Positions-abweichungen. Weiterhin ist in der Endlage eine ein-deutige Positionierung des Moduls gegeben.

Die Daten- und elektrische Schnittstelle soll voräußeren Einflüssen geschützt werden. Deshalb wirdsie über einen ausfahrbaren Stecker realisiert. Umdas Ausfallrisiko zu minimieren, wird für die Verriege-lung der mechanischen Schnittstelle und das Ausfah-ren des Steckers die selbe Bewegung verwendet. Diesvermeidet einen zweiten Antrieb und somit eine mög-liche Fehlerquelle, welche die Schnittstelle unbrauch-bar machen könnte.

6 STRUKTUR

Im Folgenden wird die Struktur des ModSat aufGrundlage der zuvor beschriebenen Rahmenbedin-gungen bezüglich Form und Modulaufteilung entwor-fen. Der Fokus liegt dabei auf dem zentralen Tankmo-dul, auf dessen Oberseite sich die Nutzlast befindetund an dessen Außenseite die Systemmodule ange-bracht werden. Es werden verschiedene Grundkon-zepte qualitativ und quantitativ verglichen. Das favo-risierte Konzept wird im Anschluss analytisch und nu-merisch ausgelegt.

Während des gesamten Auslegungsprozesseswird angenommen, dass die Struktur in Aluminium ge-fertigt wird. Dies bietet bei den Werkstoffkennwerteneine Abschätzung zu sicheren Seite und vermeidetzudem Komplikationen durch die Verwendung unter-schiedlicher Werkstoffe.

6.1 Anforderungen und Strukturkonzept

Das zuvor entwickelte Modularisierungskonzept miteiner prismatischen Grundform des Satelliten bringtverschiedene Anforderungen mit sich. Dazu gehörenprimär die Lastüberleitung von dem oben liegenden

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Nutzlastmodul in den Launcher und zudem die An-bringung und Lasteinleitung der Systemmodule an derAußenseite der Zentralstruktur.

Nach der Betrachtung verschiedener Ansätze stelltsich eine als Zylinderschale ausgeführte Zentralstruk-tur in Kombination mit einer oktagonalen Außenstruk-tur als das qualitativ beste Konzept heraus. Hierbei istsowohl eine möglichst direkte Lastüberleitung durchdie Schale in den Launcher als auch eine einfacheAnbringung der Systemmodule an der Außenstrukturgewährleistet.

BILD 12. Strukturkonzept des ModSat

In einem ersten analytischen Vergleich verschie-dener Ausführungen dieses Konzepts zeigt sich, dassdie Variante einer Skin-Stringer-verstärkten Zentral-struktur mit Umfangsversteifungen und einer plat-tenverstärkten Außenstruktur das beste Steifigkeits-Gewichts-Verhältnis der betrachteten Konzepte auf-weist. Daher wird diese Ausführung im Folgenden wei-ter ausgelegt.

6.2 Auslegung

Aus struktureller Sicht ist bei der Auslegung beson-ders die Startphase kritisch, da hier die höchsten sta-tischen und dynamischen Belastungen auftreten. Zumeinen muss hierbei ausreichende Stabilität unter denStartlasten erreicht werden, zum anderen muss dieStruktur hinreichend steif sein, so dass es nicht zuResonanzeffekten durch die Vibration des Launcherskommt.

Im ersten Schritt wird die Struktur des Tankmo-duls analytisch ausgelegt. Dabei wird zunächst dieEigenfrequenz betrachtet. Damit das Problem über-haupt mit vertretbarem Aufwand analytisch lösbar ist,wird die Struktur dazu als einseitig eingespannter Bal-ken vereinfacht. Weiterhin gelten folgende, allgemeineAnnahmen:

• es liegt keine Dämpfung vor

• am oberen Ende der Struktur befindet sich dieNutzlastmasse, welche als starr idealisiert wird

• die restliche Masse des Satelliten wird als überdie Länge der Struktur verschmiert angenom-men

Die Eigenfrequenz wird nun nach dem Verfahren vonRaleygh-Ritz berechnet. Es werden zwei separateLastfälle, die reine Biege- und die reine Schubverfor-mung, betrachtet und anschließend mit der Dunkerley-Formel kombiniert.

Neben einer ausreichenden Steifigkeit muss zu-dem die Stabilität der Struktur gewährleistet sein. Da-zu wird nicht nur ein Festigkeitsnachweis geführt, son-dern es werden zudem zusätzliche Versagensmodiwie Beulen, Crippling oder Teilschalen-Instabillität be-trachtet.

Es zeigt sich hierbei, dass für den ModSat die Stei-figkeit respektive die Eigenfrequenz das entscheiden-de Auslegungsriterium darstellt. Die dabei berechne-ten Materialdicken führen zu ausreichend hohen Si-cherheitsbeiwerten bei der Stabilitätsberechung.

Um insbesondere die Eigenfrequenzen des gekop-pelten Systems aus Zentral- und Außenstruktur desTankmoduls zu bestimmen, wird eine Modell zur Ana-lyse mittels der Finite-Elemente-Methode erstellt.

BILD 13. Eigenschwingungsmoden des Tank-moduls

Da es sich bei den bisher entworfenen Komponen-ten um dünne - also in einer Dimension deutlich klei-nere - Strukturen handelt, werden für die Modellierungdurchgehend zweidimensionale Elemente verwendet.

Die Haut des Zentralrohrs wird als isotrope Schalemodelliert; die versteifenden Stringer werden als Bal-kenelement auf eine zuvor erzeugte Sektion des Roh-res aufgebracht. Analog werden die um das Rohr ver-laufenden Spante erzeugt.

Die Aussenstruktur wird ebenso aus Schalenele-menten für die Felder und Balkenelementen für dieGurte aufgebaut. Die am Rohr angebrachten Endender Gurte sowie Kanten der Felder werden mittels ei-ner tie-Übergangsbedingung angebunden, wobei dieRohrfläche als master surface definiert wird. Tank-und Nutzlastmasse werden als Massenpunkte idea-lisiert und in ihrem Schwerpunkt als Starrkörper mitden zugehörigen Spanten verbunden.

Der unterste Spant des Zentralrohrs wird perRandbedingung als gelagert betrachtet, wobei rotato-rische Bewegungen erlaubt werden.

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Um die numerischen Ergebnisse für lateralen Ei-genfrequenz aufzuzeigen, wird eine der Einflussgrö-ßen auf die Eigenfrequenz variiert und mit dem analy-tischen Ergebnis verglichen.

BILD 14. Variaton der Eigenfrequenz mit derNutzlasthöhe

Abbildung 14 zeigt den stärksten Einfluss auf dieEigenfrequenz, eine Änderung des Nutzlastschwer-punktsbstands. Der Graph zeigt die analytischer Be-trachtung, die Punkte entsprechen den per FEM simu-lierten Werten. Wie zu erkennen ist, stimmen die nu-merischen Ergebnisse gut mit denen der analytischenBerechnung ein.

Mit den zu diesem Zeitpunkt finalen Auslegungs-dimensionen wird abschließend auf Basis des FEM-Modells wird eine kurze Abschätzung der Masse vor-genommen. Dabei ergibt sich für die Struktur ein Ge-wichtsanteil von etwa 9% am Gesamtgewicht des Sa-telliten.

7 FAZIT

Das im Rahmen der Projekt ModSat entwickelte Kon-zept für einen robotisch wart- und rekonfigurierbarenSatellitenbaukasten beruht im Wesentlichen auf einerAuftrennung der Systeme auf Komponentenebene inaustauschbare Module sowie auf einem Strukturkon-zept, welches in seiner Grundform dem der monoli-thischen Bauweise aktueller Systeme ähnelt. Durchdie Funktionstrennung für die Schnittstelle in Start-und Orbitalbetrieb wird zudem die Notwendigkeit ei-ner recht massiven und dementsprechend schwerenSchnittstelle vermieden.

Der Massenzuwachs durch den modularen Aufbaudes Satelliten ist zwar vorhanden, sollte jedoch auf-grund der oben genannten Tatsachen nicht unverhält-nismäßig groß ausfallen.

Nicht unerwähnt bleiben sollten auch die weite-ren Herausforderungen, die beispielsweise bei derEntwicklung einer passenden Schnittstelle für Daten-und Stromaustausch zu bewältigen sind. Dabei gilt esnicht nur die Bedingungen im All zu meistern, sondernauch die Tatsache technischer Entwicklung zu beden-ken, sodass das System nach 20 Jahren technischemFortschritt noch einsetzbar ist.

Dem gegenüber stehen die schwer messbarenqualitativen Vorteile des modularen Konzepts. Es bie-tet die Möglichkeit der Kostenreduktion bereits wäh-rend der Entwicklungs- und Konstruktionsphase desSatelliten durch die Verwendung standardisierter Bau-steine. Zudem eröffnet es die Möglichkeit, die Lebens-zeit eines Satelliten im Orbit durch Reparatur- oderUpgrade-Maßnahmen teils entscheidend zu verlän-gern und somit kostenintensive Neustarts zu vermei-den.

Das Projekt ModSat zeigt somit eine mögliche Al-ternative zu aktuellen Konzepten auf, um die Raum-fahrt in Zukunft nachhaltiger zu gestalten.

AUTOREN

Die Inhalte dieser Arbeit entstanden im Rahmen einerProjektarbeit am Institut für Leichtbau der RWTH Aa-chen. Autoren der Projektarbeit sind J. Boland, T. Bo-ße, F. Fichtner, P. Küpper, J. Macuvele und M. Silva-nus. Besonderer Dank gilt den Betreuern A. Adomeitund M. Lakshmanan.

LITERATUR

[1] KLEIN: Leichtbau-Konstruktion. 9. Auflage.Vieweg + Teubner, 2011

[2] LEY (Hrsg.) ; WITTMANN (Hrsg.) ; HALLMANN(Hrsg.): Handbuch der Raumfahrttechnik. 3.Auflage. Hanser, 2008

[3] WERTZ (Hrsg.) ; LARSON (Hrsg.): Space MissionAnalysis and Design. Third Edition. MicrocosmPress, 1999

[4] WIEDEMANN: Leichtbau - Elemente undKonstruktion. 3. Auflage. Springer, 2007

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