PLUTO

Ziele

Das Hauptziel ist die Demonstration und der Betrieb neu entwickelter Avionikkomponenten im Orbit, die auf CubeSats mit hoher Leistungsdichte ausgerichtet sind. Eine grundlegende Technologie zur Unterstützung der Mission ist der Einsatz eines 100-W-Solarpanels auf einem flexiblen Substrat. Die zu demonstrierende Avionik besteht aus mehreren missionskritischen Komponenten, darunter ein rekonfigurierbares Software Defined Radio (SDR), ein Bordcomputer, ein Stromversorgungssystem und ein drahtloses Intra-Satelliten-Netzwerk.

Das rekonfigurierbare SDR kann für den Empfang von ADS-B-Signalen verwendet werden. Es kann aber gleichzeitig im Weltraum rekonfiguriert werden, um einen experimentellen S-Band Up- / und Downlink zu demonstrieren.

Die Komponenten sollen mindestens 1 Jahr lang betrieben werden, um ihre Zuverlässigkeit im Orbit zu verifizieren und Erfahrungen mit ihrem Betrieb zu sammeln.

Die Teilziele lassen sich wie folgt zusammenfassen:

• Demonstration einer flexiblen Satellitenkommunikationsnutzlast mit Rekonfigurationsfunktionen im Orbit, die Folgendes ermöglicht

  • CCSDS-konforme bi-direktionale S-Band-Kommunikation
  • ADS-B-Signalempfang  
• Durchführbarkeit eines drahtlosen Sensornetzes auf der Grundlage von Ultrabreitband für die Kommunikation innerhalb des Raumfahrzeugs
• Betrieb einer GaN-basierten Leistungsverteilung und -aufbereitung mit hoher Leistungsdichte
• Untersuchung von Alterungseffekten in Li-Ionen-Batterien auf Zellebene
• Bewertung der langfristigen Strahlungseffekte auf hoch performanten Rechenknoten
• Einsatz und Betrieb einer flexiblen 100-W-Solaranlage
• In-Orbit-Demonstration der thermischen Stabilität bei der Stromerzeugung mit 100 W

Herausforderungen

PLUTO basiert auf einer 6U-CubeSat-Struktur mit einem entfaltbaren flexiblen Solarpanel und einer sekundären internen Struktur zur Unterbringung von Avionikkomponenten in einer Backplane-Architektur. Der Satellit ist vollständig konform mit dem CubeSat Standard Rev. 13. Die interne Struktur ermöglicht die Unterbringung von Komponenten in einem cPCI- und PC104-kompatiblen Formfaktor. Aufgrund des experimentellen Charakters einiger Komponenten, die in PLUTO verwendet werden, wurden einige Komponenten durch bewährte Backup-Systeme ergänzt. Der Satellit wird nominell über das ausfahrbare, flexible 100-W-Solar-Array mit Strom versorgt, aber die am Körper montierten Paneele liefern Strom als Backup und während der Launch- und Early-Orbit-Phase LEOP. Beide Systeme sind an zwei unabhängige Array Power Regulators (APR) angeschlossen, um ein maximales Power-Point-Tracking zu gewährleisten. Die elektrische Energie wird in einer 90-Wh-Batterie gespeichert und über die Power Distribution Unit an alle Einheiten verteilt. Die PDU sorgt auch für den Schutz aller Ausgänge, um Fehler in jeder angeschlossenen Einheit zu isolieren. Die Kommunikation erfolgt entweder über einen handelsüblichen UHF-Transceiver oder das Generic Software Defined Radio (GSDR) im S-Band. Beide Systeme sind mit dem zentralen zuverlässigen Knoten des Bordcomputers verbunden. Der zuverlässige Knoten steuert alle Operationen des Satelliten, sammelt Telemetrie und verteilt Telekommandos. CAN wird für die interne Kommunikation zwischen den meisten Komponenten mit niedriger Datenrate verwendet, während SpaceWire für die hochratige Kommunikation mit dem Hochleistungsknoten und dem GSDR eingesetzt wird. Die Lage des Satelliten wird über Sonnensensoren und eine Inertial Measurement Unit (IMU) bestimmt und über Magnet-Torquersysteme gesteuert. Die notwendigen Berechnungen und Steuersignale werden im zuverlässigen Knoten des Bordcomputers implementiert. Zudem ist eine drahtlose Kommunikation innerhalb des Raumfahrzeugs basierend auf der Ultrawideband-Technologie geplant.

Integrated Core Avionics als eine tragende Säule von PLUTO

Integrated Core Avionics (ICA) erforscht die Vorteile einer ganzheitlichen Betrachtung der zentralen Komponenten der Avionik von Raumfahrzeugen und ihrer Entwicklungsprozesse. Der derzeitige Umfang der Arbeiten umfasst Kommunikation, Datenverarbeitung, Energieaufbereitung und -verteilung sowie drahtlose Konnektivität. Um eine modulare und anpassbare Lösung zu ermöglichen, werden die Funktionen auf separaten Modulen implementiert, die durch eine Backplane verbunden sind, die Energie, Daten und Steuersignale verarbeitet.

Das aktuelle Spektrum der DLR-Forschungsaktivitäten umfasst zwei ausgeprägte Aspekte des mechanischen Designs. Einerseits gibt es die größeren Systeme, die auf Leiterplatten im Eurocard-Stil aufgebaut sind, die möglicherweise mit SpaceVPX oder CPCI Serial Space kompatibel sind, in maßgeschneiderten Gehäusen untergebracht sind und für Kleinsatelliten in der Klasse von 50 bis 300 kg bestimmt sind. Aufgrund der Größe der Platine können diese Systeme nicht für CubeSats verwendet werden. Auf der anderen Seite gibt es die kleineren Systeme, die dem CubeSat-Formfaktor folgen, der in der universitären und im New Space Segment weit verbreitet ist. CubeSats wurden auch als mögliche Testträger für die Technologiedemonstration und die Verifizierung neuer Designs in der Umlaufbahn identifiziert.

Hier kann der geringere Platz auf der Leiterplatte zu einem Mehraufwand bei den Verbindungen führen, wenn sie auf größere Systeme angewendet werden. Für ICA besteht ein starker Anreiz, die Lücke zwischen beiden Ansätzen zu schließen, um ein vielseitiges System zu schaffen, das von den kostengünstigen Flugmöglichkeiten bei CubeSat-Missionen profitiert, aber auch die Integration mit kommerziellen Kleinsatellitensystemen problemlos ermöglicht.

Das daraus resultierende Konzept wird als Unified Module Framework (UMF) bezeichnet und umfasst Spezifikationen für eine Reihe von Modultypen, ihre mechanischen Eigenschaften und ihre logischen und elektrischen Verbindungen. Die sich daraus ergebenden Avioniksysteme können in CubeSats und eigenständige Gehäuse integriert werden, wobei die Kompatibilität mit CPCI Serial Space-Systemen voller Größe gewährleistet ist.

Details zum 100W Solar Panel: siehe Link zu DEAR und CREAM.

Handout zum Download: Version1.2