Warning: mysql_num_rows(): supplied argument is not a valid MySQL result resource in /var/www/html/dtusat1/includes/header.inc.php on line 28
DTUsat-1: System Engineering - Minutes
DTUsat logo
DTUsat sites
DTUsat Project
» DTUsat-1




System Engineering


Date: 2-4-2002 By: Niels Holmgård Andersen
Hej alle.

Her følger en revideret og prioriteret liste over krav og vurderingskriterier. Det var desværre alt hvad vi nåede denne gang - men næste gang skulle vi gerne i gang med at vurdere og kategorisere mulige konfigurationer.

Indrykkede linier er kommentarer/stikord til punkterne, ikke krav. Spørgsmålstegn tages alvorligt!

/Niels




Harness/konfiguration workshop 2/4 2002

Til stede: Britta, Klaus, Thomas, Michael, Henrik, Richard, Niels
"Referat": Niels

Ufravigelige designkrav - ethvert løsningsforslag skal kunne opfylde disse.
Af hensyn til opsendelse som CubeSat:
Dimensioner: 100^3 plus marginer
Rails, stik etc. korrekt placeret i forhold til Stanford designspecifikationer
Massemidtpunkt indenfor 2 cm fra geometrisk centrum
Vægtbudget overholdt på 1000 gram
Samme udvidelseskoefficient som aluminium

Egne krav af hensyn til funktion:
Magnettorquere på tre orthogonale sider
Satellitten skal kunne åbnes og serviceres
Termisk i stand til at overleve i rummet
Satellitten foret med MLI? Hvad er værst – høj eller lav temperatur?
Elektrisk i stand til at overleve
Fysisk muligt at samle satellitten
Designliv et år
Nemt at bygge strukturen – DTU arbejdskraft hvis muligt og hvis bemanding tilstrækkelig?

Ønskelige krav – Disse krav bruges til vægtning af de enkelte løsninger
Printplacering:
Høj prioritet:
Elektronikken udskiftelig - muligt at teste modulært
Et print for hver gruppe med veldefineret grænseflade - test, samarbejde
Muligvis skal grupper dele et fysisk print til sidst i forløbet ved at flytte moduler fra print til print
Lille internt dipolmoment/magnetiske forstyrrelser af hensyn til ACDS måling

Lav prioritet:
Harness-elektronik forbundet med stik, så satellitten kan samles uden lodning
Så få stik som muligt af hensyn til plads, vægt, pålidelighed
Afvejning mellem hvor nemt det er at servicere i forhold til vægt, pålidelighed og samlevenlighed
Så få forbindelser på tværs af backplane som muligt af hensyn til routing og færdiggørelse
Lille intern kabellængde af hensyn til plads og vægt

Struktur:
Høj prioritet:
Fysisk muligt at lodde/samle kabler fra solsensorer, solpaneler etc.

Lav prioritet:
Strukturen beskytter elektronikken mod stråling – minimum 0.5 mm Al
Strukturen beskytter mod partikler – minimum statistisk 95% konfidens på ½ år
Solpaneler – er det beskyttet? Er de opgivne glas de samme?
Hvad er den reelle vægtbesparelse ved honeycomb?
Payloads og mekaniske systemer modulære og aftagelige
Masser tæt på yderkanten og godt sat fast af hensyn til egensvingningsfrekvens
Masser tæt på centrum af hensyn til inertimoment
Mulighed for at forsænke tetherboxen, hvis der er højde til det internt i satellitten
Muligt at genbruge dele af strukturen/fastgørelsesmekanismerne

Payloads:
Konklusion: Kamera og tether ser samme vej.
Kamera rettet mod jorden
Kamera rettet mod jorden efter tether deployment
Kamera ser tetherudfoldelse
Kamera ser adskillelse fra P-POD
Tether gennem massemidtpunkt
Tether opad hvis østgående bane, ned hvis retrograd
Sammenbygning af kamera og tether i en payloadstruktur

Radio:
Høj prioritet:
Fødenetværk sammenbygget med antenne af hensyn til vægt, effekttab, modularitet
Antenner placeret på modsat side af tetheren
Hvor lang tid tager det at udrulle tetheren? Timer/dage? Richard: Et par orbits. Dette betyder at reguleringen skal fungere i hvert fald bedre end dæmpet passiv for at tetherpayload fungerer.
Hvor meget tumler satellitten?
En afvejning af risiko ved tethermission i forhold til hvor stort et problem det bliver at placere dem.

Lav prioritet:
Udstråling/interferens, især fra computer til radio, så lille som mulig: orthogonalt placeret? Stelplaner? Bruge stelplanet i printet til at skærme
Radio så tæt på fødenetværk som muligt
Udløsermekanismer tæt på/integreret i de systemer der benytter dem
Antenners brændemekanisme skal vel placeres modsat af

Antenner lavet i flexprint? Giga har erfaring med at bruge/fremstille flexprint
Antenner lavet i inderleder af teflon-coaxkabel?

Power:
Høj prioritet:
Termisk design af shunt-regulator, batteri – autonom temperaturregulering af batteriet

Lav prioritet:
Som udgangspunkt 5 flader med celler på.
Maximering af solcelleareal med forbehold for termisk design. – vi kender nu arealer og omtrentlige refleksionskoefficienter, så vi kan finde en worst-case model for temperatur afhængig af overfladebehandling
Hver celle er 31.2 x 69.1 x ? mm – dette betyder at der er plads nok til antennerne på siden, men at det kan blive svært i det hele taget at få dem monteret
Montering på honeycomb? Størrelsesproblemer?
Mulighed for eksperimentelle solceller på payloadpladen?

Udeståender:
Vi ved fortsat ikke noget om antenneudfoldningsmekanismen, hvilket hæmmer os fordi vi ikke kan placere den ordentligt når vi ikke ved hvad den fylder og vejer. Gode ideer er velkomne!
Vi ved ikke hvad temperaturen under opsendelsen er. Det kunne ellers muligvis løse antenneproblemet.
Vi kender ikke satellittens orientering under opsendelsen. Det kunne muligvis gøre mekanikken lettere.
Vi ved ikke hvor striks vægtgrænsen er – hvad koster det at veje mere end et kilo?

Løse ideer:
Vende honeycomben, så der fyldes indad i stedet for udad.