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Ausgabe 1 Datum 14.07.2010 Seite 2 von 22
Inhaltsverzeichnis
1. TET-1 als Kernkomponente des OOV-Programms .............................................................. 4
2. TET-Projektpartner ................................................................................................................. 5
3. TET-Satellitenbus ................................................................................................................... 6
3.1 Das TET-Satellitenbus Konzept ......................................................................................... 6
3.2 Flexibilität und höchste Zuverlässigkeit ............................................................................. 7
3.3 TET-Modelle ...................................................................................................................... 8
3.4 Technische Basisdaten des TET-Satellitenbusses .......................................................... 10
3.5 Die TET-Satellitenbus-Subsysteme ................................................................................. 11
3.5.1 Struktur und Mechanismen ......................................................................................... 11
3.5.2 Energieversorgung ..................................................................................................... 13
3.5.3 Thermalkontrolle ......................................................................................................... 14
3.5.4 Lageregelung .............................................................................................................. 15
3.5.5 Bordrechner ................................................................................................................ 17
3.5.6 Telemetrie/Telekommando ......................................................................................... 17
4. Ground Support Equipment und Teststände ..................................................................... 19
5. Finanzierung ......................................................................................................................... 22
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Abbildungsverzeichnis
Abb. 1: Der TET-Satellitenbus......................................................................................................... 4
Abb. 2: Die TET-Projektpartner ....................................................................................................... 5
Abb. 3: Envelope des TET-Satellitenbus ......................................................................................... 6
Abb. 4: TET-Satellitenbus-Segmente .............................................................................................. 7
Abb. 5: Das TET-Satellitenkonzept ................................................................................................. 7
Abb. 6: TET STM auf dem Shaker .................................................................................................. 8
Abb. 7: TET-EM, inkl. NVS (Nutzlastversorgungssystem) und Nutzlasten....................................... 8
Abb. 8: TET-PFM während Solargeneratorintegration ..................................................................... 9
Abb. 9: Thermal-Vakuum-Test der High Frequency-Baugruppen .................................................... 9
Abb. 10: Subsysteme des TET-Satellitenbusses ........................................................................... 11
Abb. 11: Envelope des Satelliten .................................................................................................. 12
Abb. 12: Struktur des Elektroniksegmentes................................................................................... 12
Abb. 13: Separationsmechanismus ............................................................................................... 12
Abb. 14: Solargenerator Vorderseite und Rückseite ...................................................................... 13
Abb. 15: NiH2-Zellen und PCDU ................................................................................................... 13
Abb. 16: Wärmerohr (oben Nutzlastplattform, unten Radiator) ...................................................... 14
Abb. 17: MLI des Satellitenbusses ................................................................................................ 14
Abb. 18: Radiator (mit Halteblech Low-Gain-Antenne) .................................................................. 15
Abb. 19: Komponenten des Lageregelungssystems ..................................................................... 16
Abb. 20: Produkte der Astro- und Feinwerktechnik: RW90 (links), IMU (Mitte) und GPS-
System (ohne zugehörige Antennen) .......................................................................... 16
Abb. 21: Vier Bordrechner (mittlerer Slot)...................................................................................... 17
Abb. 22: HF-System des Satelliten................................................................................................ 18
Abb. 23: TET Struktur-Thermal-Modell auf dem Integrationswagen .............................................. 19
Abb. 24: TET-Prototype-Flight-Modell EGSE in Startplatzkonfiguration ........................................ 20
Abb. 25: Darstellung EGSE-TET-Satellitenbus ............................................................................. 20
Abb. 26: TET-Engeniering Modell des Lageregelungssystems auf dem AOCS-Teststand ........... 21
Abb. 27: AOCS-Teststand ............................................................................................................. 21
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1. TET-1 als Kernkomponente des OOV-Programms
Da Raumfahrtmissionen grundsätzlich mit hohen Kosten- und Zeitbedarf zu kämpfen haben, wird
bei solchen Projekten auf eine hohe Zuverlässigkeit der verwendeten Komponenten geachtet. Dies
bedeutet, neben den hohen Anforderungen an Materialien, Verfahren und Dokumentation (in
Europa durch den ECSS Standard geregelt), dass vorzugsweise Baugruppen und Geräte
verwendet werden, die bereits erfolgreich im Weltall geflogen sind (TRL 9).
Um der deutschen Industrie die Möglichkeit zu geben, neue Produkte auf den Markt zu bringen,
wurde durch das Deutsche Zentrum für Luft- und Raumfahrt (DLR) das On Orbit Verifikation
(OOV)-Programm geschaffen, im Rahmen dessen noch unerprobte Geräte im All verifiziert werden
können.
Der TET-Satellit (TechnologieErprobungsTräger) ist hierbei als LEO-Plattform (Low Earth Orbit)
das Kernelement des OOV-Programms. Außerdem sind Mitflüge in verschiedene andere Orbits mit
anderen Mitfluggelegenheiten möglich. Die im Rahmen der TET-1 Mission zu verifizierenden 11
Nutzlasten, wurden durch das DLR im Rahmen einer Akkommodationsuntersuchung ausgesucht.
Nach aktueller Planung soll der TET-1 Satellit Ende 2010 mit der russischen Soyus-Fregat Rakete
gestartet werden.
Abb. 1: Der TET-Satellitenbus
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2. TET-Projektpartner
Der Hauptauftragnehmer für den TET Satelliten (TechnologieErprobungsTräger) und
verantwortlich für die Mission, die Gesamtnutzlast (Nutzlasten und Nutzlastversorgungssystem)
und das Startsegment (zusammen mit NPO Lavochkin) ist die Kayser-Threde GmbH.
Das DLR-GSOC stellt das Bodensegment und ist damit für die Sicherstellung des eigentlichen
Betriebes des Satelliten während der LEOP-Phase (Launch and Early Orbit Phase) und der
späteren Missionsphase verantwortlich.
Die Astro- und Feinwerktechnik Adlershof GmbH ist innerhalb des Programms für den TET-
Satellitenbus verantwortlich. Dieser basiert auf der Technologie des BIRD-Satelliten (Bi-Spectral
Infra-Red Detection), der vom DLR entwickelt und 2001 gestartet wurde. Damit erfüllt der TET-
Satellitenbus die Anforderung eines im Orbit verifizierten und erprobten Satellitenbusses zur
Durchführung von Verifikationsmissionen. Im Unterauftrag der Astro- und Feinwerktechnik
Adlershof GmbH sind zahlreiche deutsche Firmen und Forschungsinstitute, z.B. Fraunhofer FIRST
oder das DLR-Optische Systeme, mit Baugruppen am Satellitenbus beteiligt.
Abb. 2: Die TET-Projektpartner
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3. TET-Satellitenbus
Die dem Satelliten zu Grunde liegenden Konzepte und Ideen, sowie seine technischen Merkmale
sind in den folgenden Unterseiten zu finden. Herausgestellt sei hier die im Vergleich zu
Mitbewerbern sehr hohe Zuverlässigkeit und Flexibilität in Hinblick auf verschiedene
Nutzlastakkommodationen.
3.1 Das TET-Satellitenbus Konzept
Der TET-Satellit ist eine typische Piggyback-Nutzlast, mit einer Envelope von 670 mm x 580 mm x
880 mm und hat ein Gesamtgewicht von 120 kg. Dabei entfallen ein Volumen von 460 mm x
460 mm x 428 mm sowie ein Gewicht von 50 kg auf die Nutzlast.
Abb. 3: Envelope des TET-Satellitenbus
Der Satellitenbus ist in das Dienstsegment, das Elektroniksegment und das Nutzlastsegment
unterteilt. Im Satellitenbus befinden sich die Komponenten aller Subsysteme (Power, Thermal,
Bordrechner, TM/TC, AOCS). Diese Komponenten sind komplett unabhängig von den
Nutzlastbestandteilen, die zu einem späteren Zeitpunkt mit einer eigenen Sekundärstruktur direkt
auf die Nutzlastplattform integriert werden können.
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Abb. 4: TET-Satellitenbus-Segmente
3.2 Flexibilität und höchste Zuverlässigkeit
Der TET-Satellitenbus ist als Multimissionsbus ausgelegt. Das heißt, er ist in der Lage eine
Vielzahl von unterschiedlichen Missionen im LEO (Low Earth Orbit) zu erfüllen, z.B. auch
hochgenaue Erdbeobachtung oder wissenschaftliche Missionen. Diese Multimissionsfähigkeit wird
durch die Unterteilung in den eigentlichen Satellitenbus und ein adaptives
Nutzlastversorgungssystem (NVS) ermöglicht. Dabei passt sich lediglich das
Nutzlastversorgungssystem an die jeweilige Nutzlast mit den geforderten elektrischen und
datentechnischen Schnittstellen (Spacewire, RS422/485, CAN-Bus) an.
Abb. 5: Das TET-Satellitenkonzept
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Das herausragenste Merkmal des TET-Satellitenbusses im Vergleich zu herkömmlichen Mikro-
Satellitenbussen ist seine hohe Zuverlässigkeit von 0,95 über eine Missionszeit 14 Monate (zum
Vergleich MYRIADE 0,85 über 12 Monate, SPT-SIV-Spacecraft 0,9 für 7 Monate). Diese hohe
Zuverlässigkeit wird durch den Einsatz von multiplen Redundanzen und HighRel-EEE-
Bauelementen erreicht, sowie eine komplette Fertigung, Integration und Verifikation (AIV) nach
dem aktuellen ECSS Standard.
Bei neuen Missionen können die EEE-Bauteilauswahl und die AIV Prozesse den Wünschen des
Kunden angepasst werden. Dies hat einen starken Einfluss auf die Zeit- und Kostenplanung, kann
jedoch zu einer Reduktion der rechnerischen Zuverlässigkeit führen.
3.3 TET-Modelle
Im Rahmen der Phase C/D wurden bei der Astro- und Feinwerktechnik Adlershof GmbH ein
Struktur- und Thermalmodell (STM) des Satellitenbusses, ein Engineering Modell (EM) des
Satellitenbusses, ein Engineering Modell (EM) des Lageregelungssystems (integriert auf dem
AOCS-Teststand) und das Protoflugmodell (PFM) des Satellitenbusses gefertigt und getestet.
Abb. 7: TET-EM, inkl. NVS (Nutzlastversorgungssystem) und Nutzlasten
Abb. 6: TET STM auf dem Shaker
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Abb. 8: TET-PFM während Solargeneratorintegration
Dabei wurde durch die zur Astro- und Feinwerktechnik Adlershof GmbH gehörende
Umwelttestabteilung auch die Qualifizierung der Baugruppen, die durch das Unternehmen
entwickelt wurden (z.B. PCU, Laserkreisel, Sensorkarten) und auch die aller anderen Hersteller,
gemäß ECSS durchgeführt, soweit dies nicht durch dem Baugruppenlieferanten bereits erfolgte.
Abb. 9: Thermal-Vakuum-Test der High Frequency-Baugruppen
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3.4 Technische Basisdaten des TET-Satellitenbusses
Parameter Kenndaten TET-Satellitenbus Orbittyp LEO Mittlere Orbithöhe 450 - 850 km Orbitinklination 53° bis sonnensynchron Lageregelung/Bahnkontrolle Drei-Achsen stabilisiert Ausrichtgenauigkeit 2 arcmin (5 arcmin gefordert bei TET-1) Pointing Knowledge 10 arcsec Jitter 12 arcsec/sec (2 arcmin/sec gefordert bei TET-1) Mögliche Ausrichtungen der Nutzlasten Sonne, Erde, Nadir, Zenit, Flugrichtung, Deep Space
Positionsbestimmung 10 m Genauigkeit via GPS
Nutzlastleistung 20 W Dauerleistung (optional 80 W bei geänderter Radiatorauslegung)
Spitzenleistung 160 W für 20 min (innerhalb Tagesphase, 5 Mal pro Tag)
Nominale Batteriespannung 20 V (min: 18 V, max: 24 V) Maximaler Strom 8 A Nutzlast-Datenrate 2,2 Mbps (bei Verwendung von S-Band) Envelope TET-Satellit (LxBxH) 670 mm x 580 mm x 880 mm Nutzlastvolumen (LxBxH) 460 mm x 460 mm x 428 mm TET-Brutto-Nutzlastmasse 50 kg TET-Gesamtmasse 120 kg
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3.5 Die TET-Satellitenbus-Subsysteme
Der Satellitenbus besteht aus folgenden Subsystemen:
Abb. 10: Subsysteme des TET-Satellitenbusses
3.5.1 Struktur und Mechanismen
Die tragenden Elemente des Satelliten, sowie die mechanischen und thermischen Interface für die
Baugruppen, werden durch die Struktur bereitgestellt. Diese besteht im Wesentlichen aus
hochfestem Aluminium und Kohlefaser-Verbundwerkstoffen.
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Abb. 11: Envelope des Satelliten Abb. 12: Struktur des Elektroniksegmentes
Der Satellit beinhaltet auch verschiedene Mechanismen, z.B. die ausfaltbaren Solarpaneele und
den Separationsmechanismus, welcher die Abtrennung des Satelliten von der Trägerrakete
gewährleistet.
Abb. 13: Separationsmechanismus
Bei Bedarf kann der Satellit mit einer Nutzlastplattform ausgestattet werden, die als optische Bank
dient, d.h. keine geometrischen Veränderungen durch Temperaturänderungen aufweist. Dies ist
besonders dann wichtig, wenn verschiedene Sensoren denselben Punkt auf der Erde oder im All
beobachten sollen.
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3.5.2 Energieversorgung
Die Energieversorgung des Satelliten wird durch den Solargenerator gespeist, welcher mit 246
tripple-junction Galliumarsenid-Solarzellen bestückt ist. Dieser Solargenerator liefert 240 W.
Abb. 14: Solargenerator Vorderseite und Rückseite
Um einen optimalen Wirkungsgrad der Solarzellen sicherzustellen, ist die Rückseite der entfalteten
Seitenpaneele als Radiatorfläche ausgelegt. Dadurch bleiben die Zellen kühl und liefern mehr
Energie. Diese Energie wird über die Power Control and Distribution Unit (PCDU) den
Verbrauchern zugeleitet. Überflüssige Energie wird den Nickel-Wasserstoff-Akkumulatoren
zugeleitet, welche im Erdschatten die Energieversorgung sicherstellen.
Abb. 15: NiH2-Zellen und PCDU
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In dem sonnensynchronen Orbit des TET-Satelliten wechseln sich Sonnenphase (ca. 60 min) und
Schattenphase (ca. 30 min) jeweils einmal pro Orbit ab.
3.5.3 Thermalkontrolle
Um die Temperatur des Satelliten und all seiner Baugruppen innerhalb der Betriebstemperaturen
zu halten, wurde ein semi-aktives Thermalkontrollsystem entwickelt. Es besteht im Wesentlichen
aus der Multi-Layer-Insulation (MLI), den Wärmerohren, dem Radiator, Temperatursensoren und
Heizern.
Die Multi-Layer-Insulation (MLI) entkoppelt den Satelliten thermisch von der Außenwelt, so dass
der einzige Austausch über den Radiator erfolgen kann. Dieser ist mit einer weißen Spezialfarbe
beschichtet, die über lange Zeit stabil ist und ein gutes Absorptions- zu Emissionsverhältnis
aufweist. Der Radiator ist auf der Unterseite des Satelliten angebracht, die in der Regel weder zur
Sonne, noch zur Erde zeigt.
Abb. 17: MLI des Satellitenbusses Abb. 16: Wärmerohr (oben Nutzlastplattform, unten Radiator)
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Abb. 18: Radiator (mit Halteblech Low-Gain-Antenne)
Die Wärmerohre leiten die Abwärme der Nutzlast direkt zum Radiator, so dass die
Satellitenbuskomponenten davon nicht beeinträchtigt werden können. Falls der Satellit zu sehr
auskühlt, kann über Heizer zusätzliche Wärmeenergie erzeugt werden.
3.5.4 Lageregelung
Der TET-1 Satellitenbus ist ein drei Achsen geregelter Bus. Die Regelung erfolgt als Regelung im
Zustandsraum um eine erhöhte Flexibilität und Genauigkeit zu erreichen.
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Abb. 19: Komponenten des Lageregelungssystems
Dabei umfasst das System vier Reaktionsräder (Reaction Wheels RW90) und ein redundantes
Magnetspulensystem als Aktuatoren. Als Sensoren dienen ein redundantes GPS System, ein
Sternensensorsystem, zwei Magnetfeldsensoren, ein redundantes Sonnensensorsystem und zwei
Laserkreisel (Inertial Measurement Unit - IMU).
Abb. 20: Produkte der Astro- und Feinwerktechnik: RW90 (links), IMU (Mitte) und GPS-System (ohne zugehörige Antennen)
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3.5.5 Bordrechner
Als Bordrechnersystem dient ein System aus vier identischen Bordrechnern. Dabei arbeiten zwei
Stück als Worker-Monitor Pärchen. Zwei weitere stehen kalt redundant zur Verfügung. Die
Bordrechner sind über Backplanes und dem Kabelbaum des Satelliten mit allen Komponenten
Verbunden, wobei zwei redundante Datenbusse zur Verfügung stehen.
Abb. 21: Vier Bordrechner (mittlerer Slot)
Als Betriebssystem wird BOSS (Bird Operating System Simple) verwendet, auf dem als
Applikationen alle anderen Softwarefunktionen, z.B. Lageregelungskreis, laufen.
3.5.6 Telemetrie/Telekommando
Die Kommunikation zwischen Satellit und Bodenstation wird durch ein S-Band
Kommunikationssystem sichergestellt. Dabei arbeiten zwei Empfänger in heißer Redundanz und
sind grundsätzlich nicht abschaltbar. Die beiden kalt redundanten Sender werden bei Bedarf
zugeschaltet.
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Abb. 22: HF-System des Satelliten
Über die redundanten Transferschalter kann das System die Telemetrie entweder über die omni-
direktionalen Low-Gain-Antennen abstrahlen, oder über die gerichtete High-Gain-Antenne.
Das ganze System ist nach dem internationalen CCSDS Standard (Consultative Committee for
Space Data Systems) ausgerichtet und erlaubt in der aktuellen Konfiguration Uplink-Raten von 4
kBit/s und Downlink-Raten von 2,2 MBit/s. (Bei höherem Downlink-Bedarf kann optional ein X-
Band System verwendet werden.) Damit ist das System mit dem größten Teil der international
verfügbaren kommerziellen Satellitenbodenstationen kompatibel. Dies ist ins besondere in der
LEOP-Phase (Launch and Early Operation Phase) von großem Vorteil, da deutlich längere und
häufigere Kontaktzeiten möglich sind.
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4. Ground Support Equipment und Teststände
Im Rahmen des TET-1 Projektes und der durch die Astro- und Feinwerktechnik Adlershof GmbH
bereits gesammelten Erfahrungen in anderen Raumfahrtprojekten wurden zahlreiche EGSE
(Electrical Ground Support Equipment) und MGSE (Mechanical Ground Support Equipment) für
den Satelliten und ein neuer AOCS-Teststand entwickelt.
Dabei umfasste die durch die Astro- und Feinwerktechnik Adlershof GmbH hergestellte TET-
MGSE unter anderem:
Satelliten-Transportcontainer
Solargenerator-Transportcontainer
Integrationswagen und Absetzhocker
Lastgeschirre und Testadapter
Kühlsysteme für den Betrieb am Boden
Abb. 23: TET Struktur-Thermal-Modell auf dem Integrationswagen
Die TET-EGSE umfasst sowohl EGSE für den Betrieb des kompletten Satelliten während der
Integration und Verifikation, als auch EGSE zum Betrieb und Testung einzelner Baugruppen und
Subsysteme. Das System basiert dabei auf dem SCOS2000 und SATMON, welches auch vom
DLR GSOC für den späteren Satellitenbetrieb verwendet wird. Dabei werden Kommandos und
Messdaten der gesamten Integrations- und Testphase in einer Datenbank gespeichert, die
jederzeit von den Projektpartnern eingesehen werden kann.
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Ausgabe 1 Datum 14.07.2010 Seite 20 von 22
Abb. 24: TET-Prototype-Flight-Modell EGSE in Startplatzkonfiguration
Abb. 25: Darstellung EGSE-TET-Satellitenbus
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Ausgabe 1 Datum 14.07.2010 Seite 21 von 22
Im Rahmen der Vorbereitung der Verifikation des Satelliten wurde ein neuer AOCS-Teststand zur
Verifikation des Lageregelungssystems geschaffen, auf dem das EM-ACS (Engineering Modell
des Lageregelungssystems) des Satellitenbusses integriert ist.
Abb. 27: AOCS-Teststand
Abb. 26: TET-Engeniering Modell des Lageregelungssystems auf dem AOCS-Teststand
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5. Finanzierung
Das Projekt TET-1 Satellitenbus, d.h. die Entwicklung, Herstellung und Verifikation des
Satellitenbusses, wurde im Auftrag der Raumfahrt-Agentur des Deutschen Zentrums für Luft- und
Raumfahrt e.V. mit Mitteln des Bundesministeriums für Wirtschaft und Technologie unter dem
Kennzeichen 50RV0801 durchgeführt.