Missionsanalyse und Nutzlastauswahl des Kleinsatelliten Lunar Mission BW1

Autor: Lachenmann, Michael
Přispěvatelé: Röser, Hans-Peter (Prof. Dr. rer. nat.)
Jazyk: němčina
Rok vydání: 2013
Předmět:
DOI: 10.18419/opus-3890
Popis: Die am Institut für Raumfahrtsysteme der Universität Stuttgart entwickelte Kleinsatellitenmission Lunar Mission BW1 soll als erster universitärer Kleinsatellit aus eigener Kraft den Mond erreichen. Um dies zu ermöglichen, soll die ungefähr 1 m3 große Sonde mit einer Startmasse von unter 300 kg mit mehreren elektrischen Triebwerken ausgestattet werden. Am Mond angekommen, soll der Satellit mindestens sechs Monate den Mond umrunden und während dieser Zeit wissenschaftliche Daten sammeln und zur Erde übermitteln. Die vorliegende Arbeit liefert einen Beitrag zur Missionsanalyse zur Festlegung der Nutzlast einer Kleinsatellitenmission zum Mond im Allgemeinen und für Lunar Mission BW1 im Speziellen. Aufgrund ihrer stark begrenzten Ressourcen unterscheiden sich universitäre Kleinsatellitenmissionen in ihrer Entwicklungsphilosophie oft von kommerziellen und von Raumfahrtagenturen durchgeführten Satellitenmissionen. Dies führt letztlich dazu, dass ein Kleinsatellit nicht für eine bestimmte Nutzlast entwickelt wird, sondern die Nutzlast entsprechend passend zum Satellit ausgewählt beziehungsweise angepasst wird. Die Nutzlastauswahl wird dabei hauptsächlich von vier Parametern beeinflusst, die in dieser Arbeit untersucht wurden: der wissenschaftlichen Anwendung im Kontext bisheriger Mondmissionen, der Satellitentransferbahn und des Zielorbits, der Kommunikationsstrecke sowie des Beobachtungsszenarios. Anhand exemplarischer Nutzlasten, zu denen eine hochauflösende Kamera im sichtbaren Spektralbereich, eine Thermische-Infrarot-Kamera, ein Instrument zur Detektion von Lunar Transient Phenomena, sowie ein Staubdetektor gehören, werden diese Parameter verdeutlicht. Um Anforderungen an die Nutzlast und missionskritische Subsysteme definieren zu können, wurden verschiedene Niedrigschub-Transferbahnen auf ihre Zeit, Masse und Strahlungseintrag hin untersucht. Hier ergibt sich, je nach verwendeter Strategie, eine Flugdauer zwischen 150 Tagen und 1500 Tagen, wobei die schnelleren Bahnen einen höheren Treibstoffbedarf mit sich bringen (166 kg im Vergleich zu 111 kg). Dieser ist für Kleinsatelliten besonders zu beachten, was auch in den Untersuchungen zur bahndynamischen Lebensdauer berücksichtigt wurde. Die Simulationen hierfür verwenden ein Mondgravitationsmodell mit 100stem Grad und Ordnung, um einen geeigneten Zielorbit hinsichtlich hoher Bodenabdeckung, geringer Bahnschwankungen und langer Lebensdauer auszuwählen. Es wird gezeigt, dass eine Inklination von 84° einen besonders stabilen Orbit verspricht, der mit einer Höhentoleranz von weniger als 30 km keine Bahnmanöver benötigt und dadurch Treibstoffmasse eingespart und Beobachtungszeit gewonnen werden kann. Berechnungen zu den erwartenden Strahlungslasten während der kompletten Missionsdauer ermöglichen die Auswahl geeigneter, resistenter Komponenten und die Dimensionierung der benötigten Abschirmungen. Von abbildenden Instrumenten wird oft eine komplette Erfassung der Mondoberfläche erwartet. Dies ist auch das Ziel von Lunar Mission BW1. Die hierzu durchgeführten Simulationen berücksichtigen verschiedene Schwadbreiten und auch Betriebseinschränkungen, wie sie aufgrund der Satellitengeometrie und den Eigenschaften der untersuchten Nutzlasten auftreten. Eine Schwadbreite von 15 km ergab hierbei den besten Kompromiss zwischen Signal-zu-Rausch-Verhältnis, Bodenauflösung, Datenaufkommen, Kommunikationsdauer und Zeit. Um die anfallende Datenmenge zu verarbeiten und übermitteln zu können, müssen bei maximaler Ausnutzung der Kontaktmöglichkeiten zu einer Bodenstation, Datenraten von ungefähr 10 Mbit/s erreicht werden. Das Ka-Band scheint hierfür eine geeignete Wahl zu sein. Ebenfalls wurde die Größe des Massenspeichers an Bord untersucht, um ein Optimum zwischen notwendiger Kapazität und Systemgröße zu finden. Die Ergebnisse der Einzelkapitel werden abschließend zusammengefasst und zueinander in Kontext gesetzt, um eine realistische Datenbasis zur Nutzlastauswahl zu liefern.
The small satellite Lunar Mission BW1, currently being developed at the Institute of Space Systems, will be the first spacecraft, built by a university, which will travel to the Moon. To achieve this goal, the approximately 1 m3 large probe with a launch mass of around 300 kg will be equipped with several electric thrusters. After reaching a low lunar orbit, the spacecraft will circle the Moon for more than six months, while gathering scientific data and transmitting it back to Earth. This thesis contributes to the mission analysis to define the payload of a lunar small satellite in general and of Lunar Mission BW1 in particular. Due to highly limited resources in developing a small satellite by a university, their development philosophy often differs from satellite missions developed by the space agencies and the industry. In the end, this leads not to the development of a satellite bus based on a specific payload but to the selection of a payload, which fit to a specific satellite capable of certain tasks. The payload selection is hereby influenced by four parameters, which are determined in this thesis: the scientific application in comparison to previous lunar missions, the transfer trajectory and the final orbit around the Moon, the communication link, and the observation strategy. These parameters are illustrated at an exemplary set of payload instruments, which includes a high-resolution camera in the visual spectral range, a thermal infrared camera, an instrument to detect lunar-transient phenomena, and a detector for dust in the cis-lunar environment. In order to define requirements on the payload and mission-critical sub-systems, several low-thrust trajectories were simulated and analyzed on their transfer time, mass, and radiation loads. Depending on the strategy, the transfer time ranges between 150 and 1500 days and fuel consumption reaches between 166 kg to 111 kg, respectively. The fuel consumption is especially restricted in small satellites, which was also taken into account for at the research of the orbital lifetime. Low-altitude lunar orbits are usually very unstable, requiring the satellite to actively raise its orbit once in a while. The simulations use a lunar gravity model of 100th degree and order to determine a specific orbit, which features high ground coverage, small orbital fluctuations, and long orbital lifetime. It is shown that an inclination of 84° promises a particularly stable orbit, which only exhibits altitude changes of less than 30 km and thus requires no maneuvers within a year. This helps to reduce fuel and extends the observation time. Calculations of the expected radiation input during the whole mission period enables the selection of adequately resistant components and the dimensions of the required shielding. Imaging instruments are often expected to achieve a complete ground coverage, which is also the goal for Lunar Mission BW1. The conducted simulations regard different swath widths and operational constraints, as they result from the satellite geometry and the properties of the payload instruments. A swath width of 15 km shows the best trade-off between signal-to-noise ratio, ground resolution, accumulated data, communication duration, and time. When using the maximum amount of possible communication links to one ground station, data rates of approximately 10 Mbit/s are sufficient to process and transmit the images. This could be adequately achieved with Ka-Band communication. Also the onboard memory unit was optimized regarding its capacity and size. The results of each chapter are summarized and combined to present a realistic basis for the payload selection.
Databáze: OpenAIRE
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