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Deutsche Kleinsatelliten

Einleitung

Neben den großen Satelliten Deutschlands gab es auch zahlreiche kleine Projekte. Seit Anfang der neunziger Jahre machte die fortschreitende Miniaturisierung der Mikroelektronik es möglich, dass auch Institute von Universitäten oder Max Planck Institute einen Satelliten bauen konnten, der dann meist als Sekundärnutzlast gestartet wurde. Ich habe versucht alle Projekte hier zu versammeln. Die Abgrenzung zu "normalen" Satelliten mache ich nicht am Gewicht (auch Azur, der erste Satellit Deutschlands war nicht groß) sondern an den Entwicklungskosten. Ein Kleinsatellit ist ein Projekt das in seinen Kosten wesentlich unter denen normaler Satellitenprojekte liegt. Das muss nicht ein kleiner Satellit sein, wie SPAS bewies. SPAS wog alleine über 1500 kg, war aber preiswert konstruiert, weil man annahm, das der Space Shuttle ihn zu geringen Kosten würde transportieren können.

Andere Kleinsatelliten werden meist als Sekundärnutzlast gestartet. Dies verringert die Startkosten ebenfalls erheblich, man muss sich allerdings mit der Bahn begnügen welche durch die Hauptnutzlast vorgegeben ist.

Firewheel (23.5.1980)

Mit der Gründung der ESA und den neuen Großprojekten Ariane und Spacelab wurden die nationalen Projekte weitgehend heruntergefahren. Für den zweiten Versuchsstart der Ariane 1 entwickelte Deutschland jedoch einen einfachen Satelliten Firewheel (Feuerrad). Dieser sollte 12 Lithium und Bariumwolken ausstoßen, die man dann vom Erdboden aus untersuchen kann, da das Barium rasch ionisiert wird und als rot leuchtender Schwarm dem Magnetfeld folgt.

Das Aussetzen sollte bei 7-9.5 Erdradien erfolgen. Sie wären von optischen Teleskopen verfolgt worden. Weiterhin gab es 4 Subsatelliten von je etwa 50 kg Masse die der Satellit ausstoßen sollte und die in der Wolke Messungen machen sollten. Der Satellit ist nur von Batterien angetrieben. Dies begrenzte die Lebensdauer auf 48 Stunden. Der Satellit wog beim Start 1080 kg, davon 200 kg für die vier Subsatelliten.

Da der zweite Start von Ariane 2 scheiterte sind genaue Details über den Satelliten leider nicht bekannt.

Die Technologie von Firewheel wurde 4 Jahre später im Projekt AMPTE, einem US-UK-BRD Satelliten umgesetzt. Das Ion Release Module von 705 kg Gewicht - der schwerste Teil des Satelliten - stammte von Deutschland.

SPASSPAS (18.6.1983)

Bei SPAS handelt es sich um keinen eigenen Satelliten sondern um eine flexible Plattform, die Experimente tragen kann. Die Bauweise der Plattform ist sehr einfach, auf kostenintensive Komponenten wurde weitgehend verzichtet. Zur Lageregelung wurde z.B. Stickstoff Druckgas aus handelsüblichen Druckgasflaschen verwendet.

Zweck von SPAS (Shuttle Palette Satellite) ist es Nutzlasten aufzunehmen die autonom operieren. Die Plattform in einer Größe von 4.8 × 3.4 × 1.5 m ist so ausgelegt das Sie nur 1.5 m der Länge des Nutzlastraumes einnimmt, diesen Raum aber voll ausfüllt, also viele Experimente auf kleinem Raum tragen kann. Die Plattform wird vom Shuttle ausgesetzt und vor der Landung mit dem Greifarm wieder eingefangen. Sie lieferte unter anderem die Bilder vom Shuttle im Orbit, diente als SDI Ziel oder trug Teleskope, die unabhängig von der räumlichen Lage des Space Shuttles auf ein Ziel gerichtet werden konnten und nicht durch Lagekontrollzündungen gestört wurden. 6 Flüge fanden von 1983-1997 bislang mit SPAS statt. Von den bis zu 3230 kg Startmasse entfallen 900 kg-1500 kg auf Experimente. 3 der 6 Shuttle Missionen erfolgten auch mit deutscher Beteiligung.

Die Bilder eines frei fliegenden Shuttles die man immer wieder im Fernsehen sieht hat übrigens auch ein frei fliegender SPAS Satellit aufgenommen.

Tubsat A (17.7.1991)

Anders als alle anderen bisher gestarteten Satelliten ist Tubsat A kein staatliches Programm, sondern wurde an der TU Berlin entwickelt. Ziel war die Erprobung neuer Technologien. Wie Ga-As Solarzellen, Transputer als Bordrechner, Sonnen und Sternsensoren und ein Magnetfeldmesser. Obgleich primär als Technologieexperiment und "Studienarbeit" für Studenten gedacht erwies sich der Satellit für Antarktisexpeditionen als nützlich. Der Satellit wurde auf einer Ariane 4 als Sekundärnutzlast zusammen mit ERS-1 gestartet und umkreiste somit die Erde auf einer polaren Bahn in 790 km Höhe. In der Antarktis wurden Nachrichten zum Satelliten gefunkt dort gespeichert und in Deutschland abgerufen bzw. umgekehrt. (Aufgrund der geographischen Position kann man von der Antarktis aus keine geostationären Satelliten nutzen). Tubsat A wog nur 38 kg, Start und Entwicklung kosteten weniger als 1 Million DM. Tubsat ebnete den Weg zu weiteren wissenschaftlichen, wie privaten Satelliten der unter 100 kg Klasse. Das Funkexperiment erwies sich auch in anderen Gebieten als sehr nützlich. Es konnte von meteorlogischen Stationen und von Peilsendern die man Tieren mitgegeben werden genutzt werden, so konnte die Bewegung von Tieren verfolgt werden. Weiterhin wurden neue Solarzellen erprobt. Im Jahre 2006 arbeitete der Satellit noch immer.

Tubsat B (25.1.1994)

TUBSAT BDer nächste Tubsat flog an Bord einer russischen Tsyklon. Er wurde in einer Bahnhöhe von 1250 km und 82 Grad Bahnneigung als Sekundärnutzlast ausgesetzt. Auch hier wog der Satellit lediglich 40 kg bei einer Größe von 0.38 x 0.38 × 0.5 m. Ziel war die Erprobung einer Steuerung mit Sternsensoren und Reaktionsschwungrädern. Ein 0.1 m Teleskop wurde für Astronomische und Erdbeobachtungen benutzt, letztere mit 10 m Auflösung - genauso gut wie beim 2.5 t schweren Spot Satelliten. Nach lediglich 39 Tagen fiel die Funkverbindung aber aus ungeklärter Ursache aus.

DLR Tubsat (26.5.1999)

 Der bislang letzte und 44.8 kg schwere Tubsat wurde an Bord einer PSLV gestartet. Er ist eine Kooperation der TU Berlin und der DLR. Diese stellte eine weltraumtaugliche Kamera und bezahlte den Start mit der PSLV. Der Satellit erreichte eine sonnensynchrone Umlaufbahn von 720 km Höhe. Der Satellit hat eine würfelförmige Struktur von 32 cm Kantenlänge.

4 Solarzellen liefern mit je 34 Solarzellen 34 Watt Strom. eine 12 Ah Stunden Nickelmetallhydridbatterie versorgt den unregulierten Bus von 10 V Bordspannung im Erdschatten

DLR-TUBSATDas wichtigste Experiment ist eine Kamera der DLR mit 3 Objektiven unterschiedlicher Vergrößerung. Das am höchsten Auflösende bildet eine Fläche von 4 × 5 km in einer Auflösung von 582 × 752 Pixeln von je 8.3 Mikrometern Größe km ab - mit einer Auflösung von 6 m, also deutlich besser als die von Landsat oder Spot. Die Kameras haben Objekte von 16, 50 und 1000 mm Brennweite. Es handelt sich um Videokameras, deren Signale entweder analog als Video mit einer Bandbreite von 8 MHz oder als Videobilder einzeln digital mit 125 KBit/sec übertragen werden. Telemetrie wird mit 1200 Baud übertragen.

Die Ausrichtung des kleinen Satelliten für diese Arbeit war eine komplexe Aufgabe. Die Objekte sind nicht schwenkbar, so dass der ganze Satellit gedreht wird. Dies geschieht wie bei anderen Satelliten mit Schwungrädern, die jedoch bislang für einen so kleinen Satelliten nicht verfügbar waren. Geeicht wird die räumliche Ausrichtung durch einen Sternsensor. Die Bahn ist so gewählt, dass der Satellit jeden Ort der Erde innerhalb von 24 Stunden fotografieren kann. Die Bilder werden zwischengespeichert oder können auch life als Videostrom empfangen werden, sobald der Satellit sich der Empfangsstation bis auf 500 km Entfernung genähert hat. Man braucht wegen der geringen Sendestärke aber 3 m große Empfangsantennen am Boden.

Der Satellit wurde von Prof. Renner an der TU Berlin und sieben wissenschaftlichen Mitarbeitern gebaut. Die Kosten für die Kamera und den Start betrugen bei der DLR je 400.000 DM. Im Jahre 2006 war der Satellit noch aktiv.

Tubsat N Tubsat N/N1 (8.7.1998)

Tubsat N1 ist der wohl kleinste Satellit der je den deutschen Medien einen Bericht wert war. Grund dafür war weniger der nur 3 kg schwere Tubsat N1 und sein 8.5 kg schwerer Bruder N. Nein die Trägerrakete war das ungewöhnliche. Es handelte sich um eine russische Shtil, eine Interkontinentalrakete die von einem U-Boot aus der Barent See abgefeuert wurde.

Tubsat N hat Abessungen von 32 × 32 × 10.5 cm und Tubsat N1 Abmessungen von 32 × 32 × 3.4 cm. Die Satelliten sind durch Reaktionsschwungräder stabilisiert und haben 2 Empfänger im 2 m und 70 m Band. Die Empfangsgeschwindigkeit beträgt 1200/2400 Baud und 9600 Baud. Die Stromversorgung erfolgt durch zwei Solezellen mit je 34 Einzelzellen von 6 × 4 cm². Diese speisen eine 5 Ah Nickelcadmium Batterie aus 9 Zellen die eine Bordspannung von 9-13 V abgibt. Tubsat N1 verfügt über eine kleinere Batterie (2.8 Ah) und kleinere Solarzellen (je 4 × 2 cm²).

Zweck der beiden "Nanosatelliten" waren Kommunikationsexperimente mit Bodensendern auf Bojen, Wildtieren etc. Man kann damit den genauen Ort z.B. von wandernden Störchen verfolgen. Im Frühjahr 2000 trat Tubsat N1 wieder in die Atmosphäre ein.

Bremsat (3.2.1994)

BREMSSATDieser Satellit wurde während der D2 Mission ausgesetzt als Get-Away Special Nutzlast (GAS).. Ziel war die Verfolgung der Hochatmosphäre durch verfolgen des Abbremsens von dem 63 kg schweren Bremsat. Weiterhin sollte die Mikrogravitation untersucht werden und ihren Einfluss auf die Leitfähigkeit von Flüssigkeiten und Verbindungen. Die Experimente maßen atomaren Sauerstoff, Staub und die Mikrogravitation. Bei dem Eintritt in die Atmosphäre kamen noch Druck- und Temperaturmessungen dazu. Obwohl nur für 3 Monate ausgelegt, arbeitete der Satellit 12 Monate bis zum Verglühen in der Hochatmosphäre. Den Namen bekam er von der Uni Bremen die ihn zusammen mit dem ZARM entwickelte. Er drückt aber auch die Mission (die Untersuchung der Abbremsung) aus. Die gesamten Projektkosten betrugen nur 10 Millionen DM.

Safir (11/1994)

Safir-1Als Sekundärnutzlast bei einem russischen Fotoaufklärer wurde Safir-1 gestartet. Der 60 kg schwere Satellit dient zur Punkt-Zu-Punkt Kommunikation direkt über den Satelliten oder über Speicherung von Daten an Bord des Satelliten in einem 700 km Orbit. Als Empfänger dienten z.B. Handhelds.

GFZ-1 (19.4.1995)

GFZ-1Auch dieser Satellit war spektakulär: Er wurde nicht von einer Trägerrakete gestartet sondern von den MIR Kosmonauten "entsorgt". Er wurde durch die Luke für den Müll der Mir ausgesetzt. Dies war seltsamerweise die preiswerteste Möglichkeit den 21 kg schweren 20 cm großen "Fußball großen Satelliten" zu starten. Eine Sojus Trägerrakete transportiere ihn am 9.4.1995 in einer Progress Kapsel zur Mir, wo er von den Astronauten über die Luke für den Müll ausgesetzt wurde. Es handelte sich um einen kugelförmigen geodätischen Satelliten der mit 60 Laser Reflektoren überzogen war. 33 Bodenstationen konnten den Satelliten bis zum Verglühen am 23.6.1999 mit einer Genauigkeit von 200 m verfolgen und damit das Erdschwerfeld vermessen. Von 23618 Orbits konnten 5402 Überquerungen der Stationen gemessen werden. Der Satellit sank von 398 km Höhe durch die Bremsung durch die Restatmosphäre langsam ab, der letzte Kontakt kam in 230 km Höhe zustande. Die Kosten des gesamten Projektes betrugen nur 700.000 USD, eine Kopie des Satelliten wurde später von den Russen gestartet, als Test für ein Laserverfolgungsnetzwerk.

Equator S (2.12.1997)

Equator-SEquator S ist ein Satellit der eigentlich in größerer Form zusammen mit der NASA entstehen sollte und den Einfluss des Sonnenwinds auf das Magnetfeld und elektrische Feld am Äquator untersuchen sollte. Dieses Programm musste ab 1986 ohne den Satelliten am Äquator auskommen, so dass man 1991 sich beim MPE (Max Planck Institut für extraterrestrische Physik) entschloss selbst diesen fehlenden Satelliten zu bauen. Das Projekt wurde 1994 von der DLR übernommen Der 230 kg schwere Satellit wurde als Sekundärnutzlast mit einer Ariane 4 gestartet. Er hatte eine zylindrische Form von 1.65 m Breite und 1.26 m Höhe. Zwei Magnetometer waren an 1.8 m langen Masten angebracht. Der Satellit rotierte mit 40 U/min. Die Bahn von 200 × 36000 km wurde dann durch Zündung eines Bordtriebwerks auf 500 × 63000 km erweitert. Daten wurden an Bord auf einen 1.5 GBit Datenspeicher abgelegt. Zum Boden wurde mit 32-262 KBit/sec gesendet. Die Solarzellen an der Außenhaut lieferten 70 Watt Strom. Der Start verzögerte sich von Anfang 1997, da eines der 8 Experimente von der Clustermission übernommen wurde, die verspätet startete. Der Bau und Start des Satelliten kosteten nur 12 Millionen USD, auch durch Verwendung von preiswerten Komponenten wie einem GPS Empfänger (der bis 23.000 km Höhe arbeitete). Leider fiel bald der Bordrechner immer wieder aus, so das man nur sporadisch mit dem Satelliten kommunizieren konnte. Er erreichte so seine zweijährige geplante Betriebsdauer nicht.

Safir-2 Safir 2 (10.7.1998)

Auch dieser Satellit fällt unter die Gruppe "Minisatelliten". Er wurde als Sekundärnutzlast mit einer Zenit gestartet. Der 65 kg schwere Satellit trägt ein Datenübertragungsexperiment welches es im Gegensatz zu den früheren Datenübertragungen bei Safir 1 ermöglichte, das 16 Bodenstationen gleichzeitig miteinander oder mit dem Satelliten in einem 850 km Orbit kommunizieren. Der 0.5 × 0.5 0.5 m Große Satellit hat nur eine Stromversorgung von 50 Watt.

BIRD (22.10.2001)

BirdBird ist ein experimenteller Kleinsatellit der DLR von nur 92 kg Masse. Er hat nur Abmessungen von 60 × 60 × 60 cm. Ziel ist die Erprobung von Instrumenten (Infrarotsensoren) zur Detektion von Feuer wie bei Waldbränden, die dann später in einem größeren Satelliten eine globale Überwachung leisten sollen. Dazu verwendet der Satellit zwei Infrarotkameras die passiv auf -200 ° Celsius gekühlt werden. Sie können am Boden Feuer von nur 15 m² Fläche ausmachen und auch dessen Temperatur messen. Weiterhin soll aus den Daten die Kohlendioxidabgabe durch Waldbrände und deren Einfluss auf das Weltklima bestimmt werden. Die Daten werden an Bord gespeichert und beim Überflug von Deutschland zur Bodenstation gesandt.

Die Kameras verfügen über Sensoren im Bereich von Roten Spektralbereich, (600 - 670 nm), Nahen Infrarot (NIR 840 - 890 nm), Mittleren infrarot (MIR ( 3.4 - 4.2 µm) und Thermalen Infrarot (TIR 8.5 - 9.3 µm). Eine Möglichkeit Kosten zu sparen war der Einsatz der Weitwinkelkamera-Stereokamera WAOSS-B, die ursprünglich für den Einsatz an Bord von Mars-96 entwickelt worden war. Sie deckt mit ihrem Zeilenscanner ein Gebiet von 80 Grad Breite ab und kann so ein sehr großes gebiet aus dem Orbit absuchen. Bei Mars Express war es durch die Gewichtseinschränkungen nicht möglich neben der auch entwickelten hochauflösenden HRSC auch die WAOSS mitzuführen, so dass diese im Satelliten Bird eine neue Heimat.

Waldbrand in CalifornienDie Projektkosten betrugen nur 30 Millionen DM. Dies ist auch für einen kleinen Satelliten sehr günstig. Der Satellit wurde als Sekundärnutzlast mit einer indischen PSLV gestartet. Neben den Sensoren soll auch ein autonomer Bordcomputer auf Basis einer Power PC 620 CPU getestet werden. Bei den Waldbränden Ende 2001 in Australien konnte der Satellit wertvolle Informationen über Brandherde liefern. Auch bei den Waldbränden in Kalifornien im Oktober/November 2003 war der Satellit beim Aufspüren von Brandherden behilflich. Zahlreiche Organisationen nutzen den Satelliten um Brandherde (von illegalen Brandrodungen) in Dschungelgebieten in der Dritten Welt aufzuspüren. Die ESA überlegt nun, ob eine Satellitenflotte mit ähnlicher Auslegung den Mittelmeerraum auf Waldbrände überwachen soll, welche und ein Feuer innerhalb von 15 Minuten entdecken und melden können.

Bird demonstrierte auch einige wichtige Technologien:

No Text Maroc Tubsat (10.12.2001)

Es handelt sich hierbei um einen in Auftrag von Marokko hergestellten Kleinsatelliten der Technischen Universität Berlin. Der Satellit hat eine Masse von 47 kg und eine Größe von lediglich 32 × 34 × 26 cm. An Bord ist eine Kamera die von Marokko gestellt wird und ein Kommunikationsexperiment, das Daten an Bord zwischenspeichert, die an anderer Stelle abgerufen werden können. Die Kamera hat ein Auflösungsvermögen von 300 m. Der Satellit wurde als Sekundärnutzlast mit einer Zenit gestartet. Er ist damit vergleichbar dem DLR TUBSAT. Der Satellit in einer 1000 km hohen Bahn mit 98.2 Grad Bahnneigung war im Jahre 2006 noch immer aktiv.

LAPAN-TUBSAT (10.1.2007)

????????????????????????????????????????????????Der LAPAN-TUBSAT ist ein Kleinstsatellit der in Zusammenarbeit zwischen der TU Berlin und dem Forschungsministerium von Indonesien entstand. Er entstand seit 2003. Er baut auf dem DLR-TUBSAT auf einem Kleinsatelliten zur Erdbeobachtung. Er ist nur 45 x 45 x 27 kg groß und wiegt 56 kg. Er soll neue Technologien erproben, Erdbeobachtungen wie sein Vorgänger durchführen und Lagekontrollexperimente durchführen.

$ Solarpanel auf der Oberfläche von 43.2 x 24.3 cm Größe liefern 14 Watt an Strom. Eine 14 V x 12 AH Stunden Nickelmetallhydridbatterie dient als Puffer für den Betrieb im Erdschatten.

Kommandos werden im UHF Band bei 436 MHz mit 1200 Bit/sec übertrage und Telemetrie von 50 Messstellen in 8 Digitalkanälen mit 3.5 Watt Sendeleistung übertragen. Die Nutzlast sendet im S-Band mit 5 Watt Sendeleistung und einem Öffnungswinkel von 70 Grad bei 2.22 GHz. Der Bordcomputer ist klein. er hat nur 16 KB ROM, 4 KB EEPROM und jeweils 524 KB internes und externes RAM. Die Kommunikation geschieht über ein SCSI Interface mit 38.4 KBit/sec. Der Bordcomputer verwendet den Hitachi SH7045 Prozessor, ein 32 Bit RISC Prozessor mit 28.7 MHz Takt.

Die Lage wird mit 3 Paaren von Gyroskopen/Rotationsschwungrändern festgestellt und korrigiert. Als Zweitsystem gibt es einen Startracker mit einem 50 mm Objektiv und einem CCD Chip von 512 x 512 Bildpunkten. Er hat einen eigenen SH7045 Prozessor. Jedes Reaktionsschwungrad wiegt 1.2 kg und rotiert mit bis zu 5000 U/min. Neue System die erprobt werden sind Ausleger die den Satelliten durch das Drehmoment des Magnetfeldes drehen sollen und Ga-As Photozellen auf den normalerweise nicht beschienen Achsen als Sonnensensoren.

Die Nutzlast besteht aus einer Videokamera mit <6 m Bodenauflösung mit einem Cassegrain Teleskop von 1000 mm Brennweite und 3 CCD (farbige Aufnahmen, im Gegensatz zu seinem Vorgänger) und einer ebenfalls farbige Weitwinkelkamera mit 200 m Auflösung am Boden. Jeder CCD Chip hat 752 x 582 Bildpunkte und bildet ein Gebiet von 3.5 km Breite aus einer nominellen Bahnhöhe von 630 km ab bei einer Auflösung von 5 m. Die Weitwinkelkamera hat denselben Chip, aber nur eine 50 mm Linse und erreicht eine Bildbreite von 81 m.

Ursprünglich sollte der Satellit als Sekundärnutzlast schon im Oktober 2005 gestartet werden. Nun fand der Start am 10.1.2007 statt, zusammen mit der Hauptnutzlast CARTOSAT in einen 693 km hohen polaren Orbit. Der Satellit soll Indonesien überwachen und Feuer, Fluten, Schiffs und Flugzeugunglücke erfassen. Da er normalerweise je nach Bahnhöhe nur alle 20-26 Tage wieder am gleichen Ort ist verwendet er eine neue Strategie wonach der Satellit mit Hilfe des Magnetfelds der Erde und den Rotationsschwungrädern so gedreht wird, dass er seitwärts beim Überflug von Indonesien beobachten kann.

Der 1 Million Euro teure Satellit ist bereit der siebte an dem die TU Berlin beteiligt ist. Bodenstationen gibt es neben in Indonesien auch in Berlin (Daten und Telemetrieempfang) und Spitzbergen (nur Telemetrieempfang)

Flying Laptop

An dem Institut für Raumfahrttechnik an der Universität Stuttgart entstehen eine Reihe von Kleinsatelliten. Der erste ist der "Flying Laptop". Der Name sagt schon aus, was die Neuerung ist: Ein viel leistungsfähiger Bordrechner als bisher. Bislang musste sich die Raumfahrt kommerzieller Prozessoren bedienen. Aufgrund der Anforderungen an die Technik wie das Arbeiten im Vakuum, geringer Strombedarf und die Unempfindlichkeit gegenüber Strahlung waren spezielle Prozessoren sehr teuer (>100.000 $ pro CPU) oder wenn kommerzielle CPU's genommen wurden nicht sehr leistungsfähig, da moderne CPU's nicht den Bedingungen im Weltraum trotzen können.

Eine Möglichkeit eine Lösung aus diesem Dilemma zu finden sind Field Programmable Gate Arrays, (FPGA). Das sind Bausteine, die anders als käufliche Prozessoren nicht durch einen Herstellungsprozess gefertigt werden, sondern bei denen die Verknüpfung der Gatter zu logischen Grundoperationen und diese wiederum zu komplexeren Einheiten durch eine Hardwarebeschreibung festgelegt wird und diese an das FPGA übertragen wird. Entsprechende Hardware an Bord vorausgesetzt kann man die Logic des Bordcomputers noch im Flug ändern.

Der Flying Laptop benutzt ein FPGA von Xilinx (Vertex-II Pro)  mit 3 Millionen Gater und einer Taktrate von 200 MHz. Das liegt zwar weit unterhalb der Integrationsdichte heutiger CPU's, doch viele Rechner die heute in anderen Satelliten eingesetzt werden haben auch keine besseren Werte. Der Nutzen liegt darin, dass man eine CPU bauen kann, die genau das tut was benötigt wird. Müssen Daten z.B. nach einem bestimmten Algorithmus vorverarbeitet oder komprimiert werden, so kann dies so direkt in Hardware erfolgen. Das ist schneller als ein Programm für einen Prozessor und die Hardware kann im Flug rekonfiguriert werden. Es wird erwartet dass diese Hardwarelösung 40-20ß0 mal schneller ist als eine Softwarelösung mit denselben Ressourcen. So ergab ein Test der Verarbeitung der Daten der Startracker Kameras, das 20000 mal pro Sekunde die Position neu bestimmt werden kann - deutlich über den 10 Bildern pro Sekunde, welche die Kamera liefert. Durch die schnelle Anbindung des Hauptspeichers mit 533 MByte/s kann ein Bild der Kamera verarbeitet und das zweite gleichzeitig ausgelesen werden.

Neben den FPGA's befinden sich auf einer Standard Euro PCB Platine noch ein PROM mit der Startkonfiguration der FPGA's (um diese rücksetzen zu können), einem programmierbaren EEPROM für die Zwischenspeicherung der Konfiguration. 4 MByte schnelles RAM für die Datenverarbeitung und 2 x 128 MByte DDR RAM als Arbeitsspeicher und 1 GByte Flash Speicher als Massenspeicher pro FPGA. Davon hat der Bordrechner 4 Stück an Bord. Laufen sollen je nach Anforderungen 1-4 Systeme gelichzeitig. Die Ausstattung ist so reichhaltig, dass das IRS anbietet mit "Rent-A-SAT" auf einem FPGA die Software eines anderen Prozessors oder die Konfiguration eines Bordrechners zu emulieren und so im Weltraumeinsatz zu testen!

Der Satellit hat Abmessungen von 60 x 60 x 60 cm. Er wiegt unter 100 kg. Ursprünglich sollte er Ende 2007 starten doch fand sich kein Start. Ende 2008 gibt es Verhandlungen für einen Start an Bord einer PSLV für 2010. Die Stromversorgung von einem Solarpanel vom 1 m² Fläche ist für einen Spitzenbedarf von maximal 300 Watt ausgelegt und wird durch 8 Lithium-Ionen Batterien ergänzt.  Hocheffiziente Solarzellen mit einem Wirkungsgrad von mehr als 30 % liefern auf 1 m² Fläche über 300 Watt an Leistung. Ziel ist es vor allem die Technologien zu qualifizieren. Darunter eine Ausrichtungsgenauigkeit von 2.5 Bogensekunden nur durch Drallräder und Magnetsuchkeulen (entsprechend 7-8 m am Boden aus einer typischen Umlaufbahn). Der Bus besteht aus Aluminium und ist durch Radiatoren und Isolationsfolie passiv temperaturreguliert. Es gibt keine aktiven Heizelemente. Die Ausrichtung im Raum und die Position wird mit Magnetometersensoren, Sonnensensoren, Faserkreiseln, Star-Trackerkameras und GPS Empfängern festgestellt. Die Systeme ergänzen sich. So sind die Star Trackerkameras nicht nutzbar wenn der Satellit schneller als 1.2 Grad/s sich dreht. Die GPS Sensoren liefern Informationen über die absolute Position im Raum im Bereich von 10 m. Das erlaubt es die Daten sehr genau dem Aufnahmeort zuzordnen.

Nutzlasten sind eine IR Kamera mit einem Bolometer, empfindlich zwischen 8 und 12 Mikrometern. Sie hat 320 x 240 Pixel mit einer Bodenauflösung von 50 m bei einem 50 cm Cassegrain Teleskop mit 80 cm Brennweite (ein recht großes Teleskop für einen so kleinen Satelliten) Diese Kamera hat dieselbe Bodenauflösung wie der Thermal-Mapper des Satelliten Landsat 7 und kann so von diesem Satelliten begonnene Meßreihen fortsetzen.

Eine zweite Kamera, die MICS macht Aufnahmen im visuellen Bereich und nahen Infrarot in 3 Spektralbereichen: Grün (520-580 nm), Rot (620-670 nm) und nahes Infrarot (830-890 nm). Die Bodenauflösung beträgt 25 m. Es gibt mehrere Modi mit dem Abtasten der Oberfläche in Streifen oder einem Targetmodus, wo der Satellit dem Ziel nachgeführt wird und die Sensoren so längere Zeit ein Gebiet beobachten können. Sensor ist ein CCD mit 1024 x 1024 Pixeln.

Ein weiteres Experiment ist ein Sender ist ein Ka Band bei 20 GHz mit 170 Watt Eingangs- und 57 W Sendeleistung und der hohen Datenrate von 500 MBit/s. Benötigt werden 100 MBit/s. Doch wegen der Abschwächung der Signale hat der Sender noch Reserven. Die Daten selbst werden auch im S-Band bei 2 GHz übertragen. Ein zweiter Sender im Ku Band dient nicht zum Senden von Daten. Vielmehr sollen beide Sender erforschen wie weit Wolken und regen die Signale abschwächen und den Empfang beeinträchtigen. Das Ka und Ku Band versprechen höhere Datenrate, sind aber stark witterungsabhängig. Es gibt bislang Erfahrungen mit den Sendern von Olympus einem geostationären Satelliten, doch nur in einem der beiden Frequenzbändern und wegen seiner geostationären Position ist die Auflösung recht niedrig, was die Zuordnung zu Wetterphänomenen erschwert. Der Flying Laptop wird die Genauigkeit auf 25 km am Boden erhöhen. Einzigartig ist, dass man für den Ka Band Sender das Cassegrain Teleskop mit seinem 50 cm Spiegel als Antennenreflektor nutzt.

Die Kosten dieses ehrgeizigen Projektes liegen bei nur 3.5 Millionen Euro.

Links: DLR


© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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