Contributions To The Advance Of The Integration Density Of Cubesats

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Contributions To The Advance Of The Integration Density Of Cubesats

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Author : Grau, Sebastian
language : en
Publisher: Universitätsverlag der TU Berlin
Release Date : 2019-09-17

Contributions To The Advance Of The Integration Density Of Cubesats written by Grau, Sebastian and has been published by Universitätsverlag der TU Berlin this book supported file pdf, txt, epub, kindle and other format this book has been release on 2019-09-17 with Technology & Engineering categories.

This thesis investigates potential technologies to increase the integration density of CubeSats. Observations of the CubeSat market and missions are recorded in order to derive design criteria for high performance single unit CubeSats. A promising approach to increased integration density is relocation of the components of multiple satellite subsystems to form a highly integrated, multi-functional solar panel. Eligible components are usually allocated to the communication system, the electric power system, or the attitude determination and control system. In a joint research project, development, optimization, and miniaturization of those components in order to form a highly integrated, multi-functional solar panel is investigated. The author first summarizes the development work of the project partners for a picosatellite solar antenna and puts it into relation to the overall solar panel design. Advantage of using solar antennas over simple patch antennas is the reduced loss of solar cell area, and hence available electric power, that is usually accompanied by the usage of higher frequency bands for broadband payload data transmission. Magnetic attitude actuators are the backbone of CubeSat attitude control. In order to increase their performance and lower their resource consumption, numerical optimization of the commonly used three coil types is investigated by the author. This leads to the formulation of a novel optimization approach, which is better suited to real-world considerations for magnetic actuator design. Results from the application of the optimization procedure show potential for every coil type. The state of the art of a novel type of attitude control actuators, so-called fluid-dynamic actuators which are based on angular momentum exchange, is advanced by the author by introducing miniaturized 3D-printed conduits for single unit CubeSat applications. Following development and functional verification, actuators are compared to existing reaction wheel systems, which shows their superiority for agile attitude maneuvers and integration with the satellite bus. Further investigation exploits additive manufacturing technologies to create redundancy concepts using four actuators with three-dimensional conduits.Finally, development, optimization, and miniaturization of subsystem components is brought together in the design, assembly, and test of a highly integrated, multi-functional solar panel. Analysis of a single unit CubeSat design that applies different configurations of the multi-functional solar panel shows the potential for more than 50% payload mass and payload volume. This brings integration density of single unit CubeSats to a level similar to that of the larger triple unit form factors currently employed for the New Space mega-constellations. Diese Dissertation untersucht mögliche Technologien zur Erhöhung der Integrationsdichte von CubeSats. Beobachtungen des CubeSat-Marktes und ausgewählter Missionen werden zusammengetragen um Entwurfskriterien für hochperformante 1U CubeSats abzuleiten. Ein vielversprechender Ansatz zur Erhöhung der Integrationsdichte ist der Umzug von Komponenten verschiedener Satellitensubsysteme auf ein zu entwickelndes hochintegriertes, multifunktionales Solarpaneel. Infrage kommende Komponenten sind für gewöhnlich dem Kommunikationssystem, dem Energieversorgungssystem, oder dem Lageregelungssystem zugeordnet. In Rahmen eines gemeinschaftlichen Forschungsvorhabens wurden Entwicklung, Optimierung, und Miniaturisierung ausgewählter Komponenten eines solchen hochintegrierten, multifunktionalen Paneels untersucht. Durch den Autor wird zunächst die Entwicklung einer Solarantenne für Pikosatelliten durch den Projektpartner zusammengefasst und in Zusammenhang um Entwurf des Solarpaneels gebracht. Der Vorteil einer Solarantenne gegenüber einer einfachen Patch-Antenne ist der geringere Verlust an Solarzellenfläche, und damit zur Verfügung stehender elektrischer Leistung, der üblicherweise mit der Verwendung höherer Frequenzbänder zur breitbandigen Nutzlastdatenübertragung einhergeht. Magnetische Lageregelungsaktuatoren bilden das Rückgrat der CubeSat-Lageregelung. Um deren Leistungsfähigkeit zu erhöhen und den Ressourcenverbrauch zu verringern, wird durch den Autor die numerische Optimierung der drei gebräuchlichen Spulentypen untersucht. Dies führt zur Formulierung eines neuartigen Optimierungsansatzes welcher besser für die Anwendung realer Entwurfsprobleme geeignet ist. Die Optimierungsergebnisse zeigen ein großes Potential für die Optimierung aller betrachteter Spulentypen auf. Der Stand der Technik im Bereich neuartiger Lageregelungsaktuatoren, den sogenannten fluiddynamischen Aktuatoren die auf Drehimpulsaustausch basieren, wird durch den Autor durch die Einführung miniaturisierter 3D-gedruckter Kanäle für die Verwendung auf 1U CubeSats vorangebracht. Im Anschluss an die Entwicklung und funktionale Verifikation werden diese Aktuatoren mit existierenden Reaktionsradsystemen verglichen, was deren Überlegenheit bei agilen Lageregelungsmanövern und der Integration in den Satellitenbus aufzeigt. Weitere Untersuchungen nutzen die additiven Herstellungsverfahren zur Darstellung von redundanten Konzepten bestehend aus vier Aktuatoren mit dreidimensionalen Kanalgeometrien. Abschließend werden Entwicklung, Optimierung und Miniaturisierung der Subsystemkomponenten im Entwurf, Aufbau und Test eines hochintegrierten, multifunktionalen Seitenwandpaneels zusammengeführt. Die Analyse eines 1U CubeSat-Entwurfs unter Verwendung verschiedener Konfigurationen des multifunktionalen Solarpaneels zeigt ein Potential für jeweils mehr als 50% verfügbarer Nutzlastmasse und Nutzlastvolumen vom gesamten Satelliten. Dies hebt die Integrationsdichte von 1U CubeSats auf ein ähnliches Niveau der 3U Formfaktoren, welche gegenwärtig bei den New Space Megakonstellationen zur Anwendung kommen.

Contributions To On Board Navigation On 1u Cubesats

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Author : Weiß, Sascha
language : en
Publisher: Universitätsverlag der TU Berlin
Release Date : 2022-04-07

Contributions To On Board Navigation On 1u Cubesats written by Weiß, Sascha and has been published by Universitätsverlag der TU Berlin this book supported file pdf, txt, epub, kindle and other format this book has been release on 2022-04-07 with Technology & Engineering categories.

This thesis investigates the use of GNSS receivers on 1U CubeSats, using the example of BEESAT-4 and BEESAT-9. The integration of such a device on satellites enables highly precise time synchronization, position acquisition and orbit determination and prediction The application fields that depend on an accurate attitude control and orbit determination system and can also be processed by CubeSats are highlighted. Therefore the state of the art of GNSS receivers is described, which are suitable for the use on satellites and could be integrated into 1U CubeSats. Further on it is investigated which subsystems of a small satellite are particularly affected and what the special challenges are to realize a precise positioning with a GNSS receiver. In addition, some developments are presented that have significantly increased the performance of 1U CubeSats in recent years. The system concept of BEESAT satellites is introduced and the evolution of the payload board including the use of the latest sensor technologies for attitude control is described. It is shown how the verification of the satellite's subsystems was performed on the ground, with the focus on testing and simulating the attitude control and the GNSS receiver. The necessary integration steps, the calibration and environmental test campaign are discussed. Both satellites were successfully operated and the results of the on-orbit experiments are presented. It is shown how a three-axis stabilized attitude control was first verified on BEESAT-4 and then a GNSS receiver was successfully operated on BEESAT-9 for more than one year. In addition, the inter-satellite link between BEESAT-4 and BIROS will be analyzed, since it is essential for the relative navigation of satellites. The acquired navigation data was sent to the ground and the identification of BEESAT-9 was carried out using this data. A qualitative analysis of the orbital elements (TLE) of BEESAT-9 was performed systematically due to a daily operation of the GNSS receiver. Furthermore, it was investigated how a small GNSS antenna affects the received signal strength from GNSS satellites and whether this antenna or its amplifier degrades over time. Additionally, an orbit determination and propagation based on the navigation data could be performed and the results are evaluated. The analyzed questions allow a statement about the continuous use of GNSS receivers on 1U CubeSats and if it is necessary to achieve the mission objectives. Diese Arbeit untersucht den Einsatz von GNSS-Empfängern auf 1U CubeSats am Beispiel von BEESAT-4 und BEESAT-9. Das Integrieren einer solchen Komponente auf Satelliten ermöglicht eine hochgenaue Zeitsynchronisation, Positions- und Orbitbestimmung sowie deren Vorhersage Es werden die Anwendungsfelder beleuchtet, die auf ein akkurates Lageregelungs- und Orbitbestimmungssystem angewiesen sind und außerdem auch von CubeSats bearbeitet werden können. Dazu wird der Stand der Technik von GNSS-Empfängern beschrieben, die für den Einsatz auf Satelliten geeignet sind und von ihren Eigenschaften auch auf 1U CubeSats integriert werden könnten. Weitergehend wird untersucht, welche Subsysteme eines Kleinstsatelliten besonders betroffen sind und was die speziellen Herausforderungen sind, um eine präzise Positionsbestimmung mithilfe eines GNSS-Empfängers zu realisieren. Dazu werden auch einige Entwicklungen vorgestellt, die in den letzten Jahren die Leistungsfähigkeit von 1U CubeSats signifikant erhöht haben. Das Systemkonzept der BEESAT Satelliten wird eingeführt und die Evolution der Nutzlastplatine inklusive der Verwendung der jeweils neuesten Sensortechnologien für die Lageregelung beschrieben. Es wird gezeigt wie die Verifikation der Subsysteme des Satelliten am Boden erfolgte, wobei der Fokus auf dem Testen und Simulieren der Lageregelung und dem GNSS-Empfänger liegt. Dazu werden die notwendigen Integrationsschritte, die Kalibrations- und die Umwelttestkampagne diskutiert. Beide Satelliten wurden erfolgreich betrieben und die Ergebnisse der on-orbit Experimente werden vorgestellt. Es wird gezeigt wie zunächst eine dreiachsenstabilisierte Lageregelung auf BEESAT-4 verifiziert und anschließend auf BEESAT-9 über mehr als ein Jahr ein GNSS-Empfänger erfolgreich betrieben wurde. Zusätzlich wird der Intersatelliten Link zwischen BEESAT-4 und BIROS analysiert, da dieser für die Relativnavigation von Satelliten essentiell ist. Die akquirierten Navigationsdaten wurden zum Boden gesendet und die Identifizierung von BEESAT-9 erfolgte mithilfe dieser Daten. Eine qualitative Analyse der Orbitelemente (TLE) von BEESAT-9 konnte systematisch durchgeführt werden durch einen täglichen Einsatz des GNSS-Empfängers. Weiterhin wurde erforscht wie sich eine kleine GNSS-Antenne auf die empfangenen Signalstärken der GNSS Satelliten auswirkt und ob diese Antenne oder ihr Verstärker mit der Zeit degradieren. Zusätzlich konnte eine Orbitbestimmung und -propagation auf Basis der Navigationsdaten durchgeführt und die Ergebnisse ausgewertet werden. Die analysierten Fragestellungen erlauben eine Aussage über den durchgängigen Einsatz von GNSS-Empfängern auf 1U CubeSats und ob dieser notwendig ist um die Missionsziele zu erreichen.

Investigations On The Current And Future Use Of Radio Frequency Allocations For Small Satellite Operations

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Author : Buscher, Martin
language : en
Publisher: Universitätsverlag der TU Berlin
Release Date : 2019-09-16

Investigations On The Current And Future Use Of Radio Frequency Allocations For Small Satellite Operations written by Buscher, Martin and has been published by Universitätsverlag der TU Berlin this book supported file pdf, txt, epub, kindle and other format this book has been release on 2019-09-16 with Technology & Engineering categories.

Global radio frequency spectrum use for satellite communication is a present-day challenge that has been aggravated by the increased launch of small satellites during the past 15 years. This thesis aims to examine both regulatory and technical aspects of spectrum use. The focus of this examination is on frequency bands that are commonly used by small satellites and on those bands that might be applicable for future use. The thesis content is subdivided into three parts. The first part presents the needed background on small satellites as well as the regulatory environment for small satellites. The second part gives insight into the results of a theoretical assessment of current and future small satellite allocations. The third part depicts two concepts for on-orbit spectrum analysis applications which allow the analysis of the problem from the technical side, including first flight results. After studying this work, the reader shall be able to understand regulatory procedures for frequency coordination and to acknowledge challenges for both satellite developers and responsible administrations. The presented hardware implementations for spectrum analysis shall serve as a tool for improved frequency coordination in the near future. Durch die steigende Anzahl von Kleinstsatellitenstarts in den letzten 15 Jahren ist auch die Auslastung von Funkspektrum für die Satellitenkommunikation signifikant gestiegen. Während die ersten Kleinstsatelliten (CubeSats) aufgrund ihrer Neuheit und ihrer kurzen Lebenszeit von regulatorischer Seite unbeachtet blieben, stiegen in den letzten Jahren Interferenzfälle sowie die Frage, wie Kleinstsatelliten regulatorisch behandelt werden sollen. Diese Arbeit betrachtet die aktuelle und zukünftige Nutzung von Funkspektrum für Kleinsatelliten aus regulatorischer und technischer Sicht. Der erste Teil der Arbeit behandelt die regulatorischen Rahmenbedingungen von Kleinstsatelliten und bietet einen Einblick in das Themengebiet Frequenzkoordinierung. Der zweite Teil untersucht Möglichkeiten zur verbesserten Frequenzkoordinierung im Rahmen von ITU-Studien. Im dritten Teil der Arbeit wird die technische Implementierung von Weltraumanwendungen zur Spektrumanalyse präsentiert. Flugergebnisse eines Spektrumanalysator sowie eine Satellitennutzlast zur Spektrumanalyse werden vorgestellt. Durch die Lektüre dieser Arbeit soll eine Einführung in die Frequenzkoordinierung von Kleinstsatelliten gegeben werden. Aktuelle Entwicklungen auf regulatorischer Seite sowie aktuelle und zukünftige Ergebnisse der Spektrumanalyse aus dem Orbit werden als Hilfsmittel für Koordinierungsvorgänge vorgestellt.

Flight Mechanics And Flight Control For A Multibody Aircraft

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Author : Köthe, Alexander
language : en
Publisher: Universitätsverlag der TU Berlin
Release Date : 2019-06-26

Flight Mechanics And Flight Control For A Multibody Aircraft written by Köthe, Alexander and has been published by Universitätsverlag der TU Berlin this book supported file pdf, txt, epub, kindle and other format this book has been release on 2019-06-26 with Science categories.

Aircraft operating as so-called High Altitude Platform Systems (HAPS) have been considered as a complementary technology to satellites since several years. These aircraft can be used for similar communication and monitoring tasks while operating at a fraction of the cost. Such concepts have been successfully tested. Those include the AeroVironment Helios and the Airbus Zephyr, with an endurance of nearly 624 hours (26 days). All these HAPS aircraft have a high-aspect-ratio wing using lightweight construction. In gusty atmosphere, this results in high bending moments and high structural loads, which can lead to overloads. Aircraft crashes, for example from Google’s Solara 50 or Facebook’s Aquila give proof of that fact. Especially in the troposphere, where the active weather takes place, gust loads occur, which can lead to the destruction of the structure. The Airbus Zephyr, the only HAPS aircraft without flight accidents, provides only a very small payload. Thus it does not fully comply with the requirements for future HAPS aircraft. To overcome the shortcomings of such single-wing aircraft, so-called multibody aircraft are considered to be an alternative. The concept assumes multiple aircraft connected to each other at their wingtips. It goes back to the German engineer Dr. Vogt. In the United States, shortly after the end of World War II, he experimented with the coupling of manned aircraft. This resulted in a high-aspect-ratio wing for the aircraft formation. The range of the formation could be increased correspondingly. The engineer Geoffrey S. Sommer took up Vogt’s idea and patented an aircraft configuration consisting of several unmanned aerial vehicles coupled at their wingtips. However, the patent does not provide any insight into the flight performance, the flight mechanical modeling or the control of such an aircraft. Single publications exist that deal with the performance of coupled aircraft. A profound, complete analysis, however, is missing so far. This is where the present work starts. For the first time, a flying vehicle based on the concept of the multibody aircraft will be analyzed in terms of flight mechanics and flight control. In a performance analysis, the aircraft concept is analyzed in detail and the benefits in terms of bending moments and flight performance are clearly highlighted. Limits for operation in flight are shown considering aerodynamic optimal points. The joints at the wingtips allow a roll and pitch motion of the individual aircraft. This results in additional degrees of freedom for the design through the implementation of different relative pitch and bank angles. For example, using individual pitch angles for individual aircraft further decreases the induced drag and increases flight performance. Because the lift is distributed symmetrically, but not homogenously along the wingspan, a lateral trim of the individual aircraft in formation flight becomes necessary. The thesis presents a new method to implement this trim by moving the battery mass along half the wingspan, which avoids additional parasite drag. Further, a complete flight dynamics model is provided and analyzed for aircraft that are mechanically connected at their wingtips. To study this model in detail, a hypothetical torsional and bending spring between the aircraft is introduced. If the spring constants are very high, the flight dynamics model has properties similar to those of an elastic aircraft. Rigid-body and formation eigenmotions can be clearly distinguished. If the spring constants are reduced towards zero, which represents the case of the multibody aircraft, classical flight mechanics eigenmotions and modes resulting from the additional degrees of freedom are coupled. This affects the eigenstructure of the aircraft. Hence, normal motions with respect to the inertial space as known from a rigid aircraft cannot be observed anymore. The plant also reveals unstable behavior. Using the non-linear flight dynamics model, flight controllers are designed to stabilize the plant and provide the aircraft with an eigenstructure similar to conventional aircraft. Different controller design methods are used. The flight controller shall further maintain a determined shape of the flight formation, it shall control flight, bank and pitch angles, and it shall suppress disturbances. Flight control theories in the time domain (Eigenstructure assignment) and in the frequency domain (H-infinity loop-shaping) are considered. The resulting inner-control loops yield a multibody aircraft behavior that is similar to the one of a rigid aircraft. For the outer-control loops, classical autopilot concepts are applied. Overall, the flight trajectory of the multibody aircraft above ground is controlled and, thus, an actual operation as HAPS is possible. In the last step, the flight controller is successfully validated in non-linear simulations with complete flight dynamics. Flugzeuge in der Form von sogenannten Höhenplattformen (engl. High-Altitude Platform Systems, HAPS) werden seit einigen Jahren als kostengünstige Ergänzung zu teuren Satelliten betrachtet. Diese Flugzeuge können für ähnliche Kommunikations- und überwachungsaufgaben eingesetzt werden. Zu den gegenwärtigen Konzepten solcher Fluggeräte, die bereits erfolgreich im Flugversuch eingesetzt wurden, zählen der Helios von AeroVironment und der Airbus Zephyr, der eine Flugdauer von fast 624 Stunden (26 Tagen) erreicht hat. Alle diese HAPS-Flugzeuge besitzen einen Flügel langer Streckung, der in Leichtbauweise konstruiert ist. Hieraus resultieren in böiger Atmosphäre hohe Biegemomente und starke strukturelle Belastungen, die zu überbelastungen führen können. Flugunfälle beispielsweise von Googles Solara 50 oder Facebooks Aquila belegen dies. Insbesondere in der Troposphäre, in der das aktive Wetter stattfindet, treten Böenlasten auf, die die Struktur zerstören können. Der Airbus Zephyr, der bisher als einziges HAPS-Flugzeug frei von Flugunfällen ist, besitzt nur eine sehr geringe Nutzlast. Daher kann er die Anforderungen an zukünftige HAPS-Flugzeuge nicht vollständig erfüllen. Um die Schwachstellen solcher Ein-Flügel-Konzepte zu überwinden, wird in dieser Arbeit ein alternatives Flugzeugkonzept betrachtet, das als Mehrkörperflugzeug bezeichnet wird. Das Konzept geht von mehreren, an den Flügelspitzen miteinander verbundenen Flugzeugen aus und beruht auf Ideen des deutschen Ingenieurs Dr. Vogt. Dieser hatte in den USA kurz nach Ende des Zweiten Weltkrieges bemannte Flugzeuge aneinanderkoppeln lassen. Hierdurch ergab sich ein Flugzeugverbund mit einem Flügel langer Streckung. Damit konnte die Reichweite des Verbundes gesteigert werden. Geoffrey S. Sommer griff die Idee von Vogt auf und lies sich eine Flugzeugkonfiguration patentieren, die aus mehreren, unbemannten Flugzeugen besteht, die an den Enden der Tragflächen miteinander gekoppelt sind. Die Patentschrift gibt jedoch keinen Einblick in die Flugleistungen, die flugmechanische Modellierung oder die Regelung eines solchen Fluggerätes. Vereinzelt existieren Veröffentlichungen, die sich mit den Flugleistungen von gekoppelten Luftfahrzeugen beschäftigen. Eine tiefgreifende, vollständige flugmechanische Analyse fehlt jedoch bisher. Hier setzt die vorliegende Arbeit an. Ein Fluggerät basierend auf dem Konzept des Mehrkörperflug-zeugs wird erstmalig hinsichtlich der Flugmechanik und Flugregelung untersucht. In einer Flugleistungsbetrachtung wird das Flugzeugkonzept genau analysiert und die Vorteile hinsichtlich der Biegemomente und der Flugleistungen klar herausgestellt. Die Grenzen des Einsatzes im Flugbetrieb werden mithilfe aerodynamischer Optimalpunkte aufgezeigt. über die Lager an den Flügelspitzen, die eine relative Roll- und Nickbewegung der Flugzeuge untereinander ermöglichen, ergeben sich durch die Einstellung unterschiedlicher Längslage- und Hängewinkel zusätzliche Freiheitsgerade im Entwurf. Die Verwendung unterschiedlicher Nicklagewinkel der einzelnen Flugzeuge reduziert beispielsweise den induzierten Widerstand weiter und steigert die Flugleistung. Durch die symmetrische, entlang der Spannweite jedoch nicht homogene Auftriebsverteilung ist auch eine laterale Trimmung der einzelnen Flugzeuge in der Formation notwendig. Hier stellt die Arbeit eine neuartige Möglichkeit vor, um diese Trimmung ohne zusätzlichen parasitären Widerstand mittels Verschiebung der Batteriemasse entlang der Halbspannweite umzusetzen. Weiterhin wird ein vollständiges flugdynamisches Modell für über mechanische Lager verbundene Luftfahrzeuge aufgestellt und analysiert. Für diese Analyse wird eine hypothetische Torsions- und Biegefeder zwischen den Flugzeugen modelliert. Sind die Federsteifigkeiten hinreichend hoch, besitzt das flugdynamische Modell Eigenschaften, die einem elastischen Flugzeug entsprechen. Starrkörper- und elastische Eigenbewegungsformen sind in diesem Fall klar separiert. Bei immer weiterer Reduzierung, bis auf eine Federsteifigkeit von Null, kommt es zu Kopplungen zwischen den klassischen, flugmechanischen Eigenbewegungsformen und den Moden aus den zusätzlichen Freiheitsgraden. Dies stellt den Auslegungsfall für das Mehrkörperflugzeug dar. Hierbei verändert sich die Eigenstruktur (engl. eigenstructure) des Flugzeugs und normale, bei einem starren Flugzeug beobachtbare Bewegungen gegenüber dem inertialen Raum sind nicht mehr erkennbar. Zusätzlich zeigt die Strecke instabiles Verhalten. Basierend auf dem nichtlinearen, flugdynamischen Modell werden mit verschiedenen Methoden Regler entworfen, die die Regelstrecke stabilisieren und dem Flugzeug eine Streckenstruktur zuweisen, die derjenigen klassischer Flugzeuge ähnelt. Zudem soll durch die Regler eine vorgegebene Form des Flugzeugverbundes beibehalten werden, die Fahrt, der Längs- und Rolllagewinkel sollen geregelt und Störungen unterdrückt werden. Als Auslegungsverfahren werden Theorien der Zustandsregelungen im Zeitbereich (Eigenstrukturvorgabe) und Frequenzbereich (H-infinity loop-shaping) verwendet. Hierdurch wird durch die inneren Regelschleifen ein Verhalten des Mehrkörperflugzeugs erzielt, das dem eines starren Flugzeugs entspricht. Für die äußeren Regelschleifen werden anschließend klassische Konzepte von Autopiloten verwendet. Im Ergebnis ist eine Regelung des Flugweges über Grund des Mehrkörperflugzeugs und somit ein tatsächlicher Betrieb als HAPS möglich. Die Funktionalität des Reglers wird abschließend in nichtlinearen Simulationen mit vollständiger Flugdynamik verifiziert.

Pr Zisere Echtzeit Flugsimulation Kleiner Nutzflugzeuge Durch Integration Feingranularer Teilmodelle

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Author : Meyer-Brügel, Wolfram
language : de
Publisher: Universitätsverlag der TU Berlin
Release Date : 2019-09-17

Pr Zisere Echtzeit Flugsimulation Kleiner Nutzflugzeuge Durch Integration Feingranularer Teilmodelle written by Meyer-Brügel, Wolfram and has been published by Universitätsverlag der TU Berlin this book supported file pdf, txt, epub, kindle and other format this book has been release on 2019-09-17 with Technology & Engineering categories.

Die Technologien und Anwendungsgebiete für UAV und kleine Nutzflugzeuge haben im zivilen Bereich in letzter Zeit eine rasante Entwicklung erfahren. Da der Betrieb dieser Systeme mit erheblichen Sicherheitsrisiken für den Luftverkehr verbunden ist, wird für die Soft- und Hardwareentwicklung der erforderlichen komplexen und sicherheitskritischen Avioniksysteme ein Prozess benötigt, der eine vergleichbare Zuverlässigkeit wie die für die Entwicklung von CS-25-Flugzeugen gebräuchlichen Methoden bietet. Dafür werden detaillierte, aber dennoch echtzeitfähige Simulationsmodelle benötigt, die die spezifischen Besonderheiten dieser kleineren Luftfahrzeuge berücksichtigen, die häufig der CS-23-Kategorie zuzuordnen sind. Solche spezialisierten Modelle sind wegen des üblicherweise auf klassischen Nachweismethoden beruhenden Entwicklungsprozesses und der bisher geringen wirtschaftlichen Bedeutung dieser Flugzeugklasse kaum verfügbar. Die hierzu benötigten Modellierungsansätze haben sich auf Komponentenebene in anderen Anwendungsbereichen zwar prinzipiell etabliert, ihre Integration in eine systemdynamische Echtzeitflugsimulation ist aber in der Regel nicht trivial. Der wissenschaftliche Beitrag der Arbeit betrifft diesen Integrationsprozess und die damit verbundenen Herausforderungen und erforderlichen Maßnahmen, die neben einer effizienten Implementierung u.a. die Ableitung quasistationärer Ersatzmodelle für hochfrequente Teildynamiken und die effiziente numerische Behandlung unstetiger und nichtlinearer Phänomene betreffen. Dabei müssen spezifische Merkmale kleiner Nutzflugzeuge berücksichtigt werden, die eine direkte Übertragung entsprechender Modelle aus dem CS-25-Bereich oder militärischen Anwendungen ausschließen. Ein Beispiel für die Simulation eines solchen Nutzflugzeuges stellt das flugmechanische Modell dar, das für das Motorsegelflugzeug STEMME S15 zur Entwicklung eines hochdynamischen, vollauthoritären automatischen Flugsteuerungssystems aufgebaut wurde. Das Modell zeichnet sich durch sehr detaillierte und feingranulare Ansätze bei der Modellierung verschiedener Teilsysteme (Aerodynamik, Triebwerk, Geländemodell, Fahrwerk, Aktuatorik, Sensorsysteme, etc.) aus, die im Rahmen eines Überblicks skizziert werden. Eine detaillierte Darstellung aller Einzelheiten der Modellbildung und der Implementierung im Rahmen der Echtzeitsimulation erfolgt exemplarisch für die Aktuatorik und das Fahrwerk. Bei den eingesetzten Aktuatoren handelt es sich um rotatorische, elektromechanische Stellantriebe mit Wellgetriebe (HDT, Harmonic Drive Transmission), die über ein mechanisches Steuergestänge mit den Stellflächen verbunden sind. Das Fahrwerk ist als nicht einziehbares, gummibereiftes Dreibeinfahrwerk ausgeführt. Für die Stoßdämpfung werden neben der natürlichen Strukturelastizität Elastomerfederpakete eingesetzt. Die Bugradlenkung erfolgt mit Hilfe von Steuerseilen. Ein besonderes Augenmerk bei der Modellbildung liegt auf nichtlinearen Eigenschaften und Störeinflüssen des mechanischen Übertragungsweges, der Nachgiebigkeit der Ansteuerung sowie der Strukturelastizität und Seitenführungsdynamik des Fahrwerks. Diese Effekte können Verhalten und Leistungsfähigkeit des Regelungssystems maßgeblich beeinflussen. Für beide Teilsysteme wird die mathematische Modellbildung, die Implementierung und die Parameterbestimmung in einer Ausführlichkeit beschrieben, die die Ergebnisse für den Fachmann nachvollziehbar macht. Die entwickelten Teilmodelle werden zunächst einzeln durch speziell darauf ausgelegte Experimente validiert. Anschließend wird die erfolgreiche Integration in die echtzeitfähige Gesamtsimulation anhand von ausgesuchten Fallstudien dokumentiert. Die gewählten Beispiele demonstrieren den Nutzen für den Entwicklungsprozess und die Relevanz der detaillierten Modellbildung. Abschließend werden die erreichten Ergebnisse zusammengefasst, Verbesserungspotentiale aufgezeigt und weiterführende Fragestellungen angesprochen. New civil applications for UAV and smaller utility aircrafts have been rapidly unclosed by recent advances in UAV-Technology. The operation of these systems implies a considerable safety risk. For the soft- and hardware development of the complex and safety critical avionic systems involved a process is required, which is able to guarantee a comparable reliability like methods used for the development of CS-25 aircraft. This calls for detailed, but still real time capable simulation models, which adequately account for the characteristics of these smaller aircraft typically attributed to the CS-23 category. Such models are rarely available yet, due to the still minor commercial relevance of this aircraft class, as well as the common development process, which primary relies on classical verification methods based on experimental and calculative evidence. The required modelling approaches on a component level are established in other applications. However, their integration into system dynamical real-time flight simulation is seldom trivial. The contribution of this work concerns this integration process. Challenges and methods are addressed, comprising not only an efficient implementation, but also the derivation of analogous quasi stationary models for higher frequency sub dynamics as well as numerical methods able to cope with discontinuous and nonlinear model behavior. Specific attributes of CS-23-type aircraft have to be considered though, impeding a direct reuse of equivalent models common for CS-25 and military aircrafts. The flight mechanical model which has been established for the motor glider STEMME S15 in order to enable the development of a high bandwidth, full authority automatic flight control system can be considered as a representative example for the simulation of such small utility aircraft. The model is characterized by a high level of detail applied for the modelling of various subsystems (aerodynamics, power plant, ground model, landing gear, actuation and sensor systems, etc.) which will be outlined in a general overview. The modelling approaches for the actuators and the landing gear as well as their implementation into the real time simulation will be exemplified in all detail. The actuators employed may be characterized as rotative electro mechanic servo motors equipped with a harmonic drive transmission (HDT). They are linked to the control surfaces by means of a mechanical control rod assembly. The undercarriage is designed as non-retractable tricycle gear with pneumatic rubber tires. Suspension is provided by elastomer pads in addition to the natural structural elasticity. Control cables are used to steer the nose gear. During modelling, special attention has been payed to the mechanical transmission path being prone to various nonlinear parasitic effects, as well as to the control weakness, structural elasticity and slippage characteristics of the landing gear. These effects may significantly influence the control system behavior and performance. The mathematical modelling approach, the implementation as well as the parameter determination is described in a level of detail allowing the results to be followed and reproduced by the experts. The developed sub models will first be individually validated by experiments specifically designed for that purpose. Afterwards the successful implementation in the real-time flight simulation of the entire aircraft will be documented using selected case studies. These examples greatly demonstrate the benefit to the FCL\footnote{Flight Control Laws} development process as well as the relevance of the detailed modelling concepts chosen. Finally the achievements will be summarized and potential improvements as well as subsequent research topics will be identified.

Untersuchungen Zur Anwendung Von Entfernungssensoren F R Kleinsatelliten

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Author : Grimm, Martin
language : de
Publisher: Universitätsverlag der TU Berlin
Release Date : 2019-09-30

Untersuchungen Zur Anwendung Von Entfernungssensoren F R Kleinsatelliten written by Grimm, Martin and has been published by Universitätsverlag der TU Berlin this book supported file pdf, txt, epub, kindle and other format this book has been release on 2019-09-30 with Science categories.

Heutzutage wird immer häufiger der Einsatz von nicht speziell für die Raumfahrt qualifizierten Komponenten für Weltraumanwendungen in Betracht gezogen. Als einer der Hauptgründe spielen die geringeren Kosten eine wesentliche Rolle, jedoch sind Verfügbarkeit, Leistungsanforderungen sowie der Formfaktor weitere Gründe nicht-raumfahrtqualifizierte Elektronikbauteile einzusetzen. Insbesondere bei Kleinsatelliten wird oft der Einsatz von solchen Bauteilen erwogen. Nicht-raumfahrtqualifizierte Elektronikbauteile können die hohen Anforderungen, die an die Zuverlässigkeit von Raumfahrtkomponenten gestellt werden, in der Regel nicht erfüllen. Durch die Los-zu-Los-Schwankungen, die schlechte Nachverfolgbarkeit sowie die schnelle Obsoleszenz sind Qualifizierungsmaßnahmen oft nicht nachhaltig. In dieser Arbeit wurde daher ein neuartiger Ansatz zum Einsatz von nicht-raumfahrtqualifizierten Elektronikbauteile am Beispiel von Entfernungssensoren untersucht. Präzise Entfernungsbestimmung ist für Satellitenkonstellationen sowie für Manöver beim Rendezvous und Docking (RVD) von Bedeutung. Satellitenkonstellationen aus Kleinsatelliten stellen aufgrund verschiedener Faktoren eine neuartige attraktive Messmöglichkeit dar. Dabei muss für gewisse Messaufgaben sowie auch aus Sicherheitsgründen die Entfernungsinformation innerhalb der Konstellation bekannt sein. Bei RVD-Manövern zum Einfangen von Weltraumschrott, wird aufgrund der schwierigen Finanzierungslage eine kosteneffektive Lösung angestrebt. Für den Anflug auf bis zu 30 m existieren bereits mehrere vielversprechende kosteneffektive Messsysteme. In dieser Arbeit wurden verschiedene nicht-raumfahrtqualifizierte Entfernungssensoren für den Messbereich von unterhalb 30 m untersucht. Die bewusste Wahl unterschiedlicher Entfernungssensoren soll dabei gezielt die Wahrscheinlichkeit des Auftretens von ungleichen Degradationseffekten erhöhen. Die damit einhergehenden unterschiedlichen Parameterdrifts und Degradationen sollen über eine Kombination der Sensoren gemindert werden, um so eine mögliche Anwendung im Weltraum zu erlauben. Today the use of selected electrical, electronic and electromechanical commercial off-the-shelf (COTS) components in space applications is expanding. The main drive for using COTS in space is cost saving, but market non-availability, performance issues and a small form factor are further reasons to go for COTS. Small satellite missions in particular tend to apply COTS already more than others. COTS parts usually do not meet the high reliability requirements for space applications. The lot-to-lot variations, the lack of traceability and the rapid obsolescence of such parts make qualification ineffective. Therefore, in this work a new approach to apply COTS for the use in space was developed and invesitigated on the example of distance measurement sensors. Accurate distance information is important for satellite constellations and for rendezvous and docking maneuvers in space. Due to the advances in small satellite technology, missions involving multiple small satellites become more and more attractive. Maintaining an accurate distance in a close satellite formation can be crucial for system and safety issues. Furthermore, a cost effective distance measurement solution is particularly demanded for space debris removal, since the question of the financial responsibility is still unclear. Multiple cost effective distance measurement methods have already been proven reliable for distance measurements from far range down to about 30 m. This work investigates various COTS distance sensors for measurements below 30 m for use on small satellites. With a combination of different COTS distance sensors with distinct measurement principles it is intended to prove that a fusion of the measurements of different sensors can help to counteract the degradation of the individual sensors under space environmental conditions. Furthermore, this could enable to maintain the accuracy of the overall distance measurement and to open up a possibility to lower system costs and to enable the use of state of the art technology in space applications.

Beitrag Zur Analyse Des Eigenspannungsverhaltens Von Composite Hochdruckspeichern Mit Metallischem Liner

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Author : John, Sebastian
language : de
Publisher: Universitätsverlag der TU Berlin
Release Date : 2021-01-13

Beitrag Zur Analyse Des Eigenspannungsverhaltens Von Composite Hochdruckspeichern Mit Metallischem Liner written by John, Sebastian and has been published by Universitätsverlag der TU Berlin this book supported file pdf, txt, epub, kindle and other format this book has been release on 2021-01-13 with Technology & Engineering categories.

Bei der Auslegung von Hochdruckspeichern kommen, auf Grund ihrer hohen spezifischen Festigkeit, vermehrt Faserverbundwerkstoffe zum Einsatz. Durch eine hohe Streuung von Material- und Produktionsparametern sowie unterschiedlichster Belastungsszenarien in der Anwendung gestaltet sich jedoch eine Aussage über die Lebensdauer als auch eine Festlegung sinnvoller Prüffristen als schwierig. Die angefertigte Arbeit soll dazu beitragen, künftig genauere Aussagen über das Alterungs- und Beanspruchungsverhalten tätigen zu können. Im Fokus der Untersuchungen steht ein Behälterdesign, bestehend aus einem metallischen Liner und einem kohlenstofffaserverstärkten Kunststoffverbund (Typ III), wobei die Lebensdauer maßgeblich durch die Lastwechselfestigkeit des metallischen Liners und dem darin vorherrschenden Eigenspannungszustand bestimmt wird. Durch eine alterungsbegleitende Eigenspannungsanalyse wird angestrebt, unter Einsatz eines Betriebsfestigkeitsmodells, verbesserte Aussagen zur Lebensdauerabschätzung von Typ III-Behältern geben zu können. Kernstück der Untersuchungen bildete ein Prüfprogramm zur künstlichen Alterung von Typ III Atemluftbehältern, worin Änderungen des Eigenspannungszustandes kontinuierlich erfasst und analysiert wurden. Im Rahmen von Vorversuchen und Simulationen konnten mechanische Lastspitzen ermittelt sowie das beanspruchungsbedingte Bauteilverhalten untersucht werden. Weiterhin wurden die einer Eigenspannungsmessung zu Grunde liegenden Messgrößen definiert, entsprechende Messverfahren abgeleitet und getestet. Schwerpunkt lag dabei auf der Entwicklung eines zerstörungsfreien Messverfahrens auf Grundlage einer experimentellen Modalanalyse. Bei der Analyse von Behältern im Neuzustand wurde zunächst die Höhe des initialen Eigenspannungszustandes und die fertigungsbedingte Streuung erfasst. Weiterhin wurden real gealterte Behälter untersucht, wobei im Vergleich eine deutlich geringere Eigenspannung nachgewiesen wurde. Prüfbegleitend zum Programm der künstlichen Alterung wurde das Eigenspannungs-, Material- und Verformungsverhalten einer Vielzahl von Prüfmustern untersucht. Eine Auswertung der Daten führt zu dem Schluss, dass bei den künstlich gealterten Behältern ein Anstieg der Eigenspannung zu verzeichnen ist. Das erfasste Eigenspannungsverhalten wurde im Folgenden in ein erarbeitetes Betriebsfestigkeitsmodell implementiert. Durch einen Abgleich mit experimentell ermittelten Lastwechselfestigkeiten wurde die Genauigkeit des Modells verifiziert. Die Nachstellung verschiedener Belastungsszenarien zeigt, dass durch die Berücksichtigung einer über der Lebensdauer veränderlichen Eigenspannung die Anzahl ertragbarer Lastwechsel bis zum Versagen sowie damit verbundene Überlebenswahrscheinlichkeiten mit einer erhöhten Genauigkeit abgeschätzt werden können. When designing high-pressure vessels, the use of fibre reinforced plastics becomes of increasing importance due to their high specific strength properties. However, a high variation in material properties and manufacturing parameters as well as variable load scenarios during service life; make it very difficult to give accurate lifetime predictions and to define reasonable inspection periods. The aim of this work is to get detailed information on the residual stress behaviour in the context of the presented light-weight structure aging process. The research of this work focuses on pressure vessels which consist of an inner aluminium liner surrounded by carbon fibre reinforced plastics (type III). The lifetime of the structure is limited by the load cycle sensitivity of the metal and its residual stress condition. To be able to give more accurate lifetime predictions in the future, a lifetime analysis of residual stresses is executed to deliver input data for an appropriate structural durability model. The central point of this research is an artificial aging testing program of type III pressure vessels, during which changes in residual stress conditions are measured and analysed continuously. In the beginning, mechanical peak loads as well as load-structure behaviour are obtained through preliminary tests and simulations. Next, for residual stress measurements, the underlying parameters had to be determined and tested. A focus is set on the development of a non-destructive measurement method based on an experimental modal analysis. Through experimental studies, the intensity and scatter of the initial residual stress condition of manufactured pressure vessels was obtained first. Then a significantly reduced residual stress condition was obtained when measuring 15-year-old specimen. Accompanying the artificial aging program, changes of residual stresses, altered material characteristics and strain behaviour of the tested structures were monitored. According to measurement results, an increased state of residual stresses due to artificial aging was determined. In a last step, the captured residual stress behaviour was implemented into a developed structural durability model. The used analytical model was verified by the number of load cycles until failure which have been obtained experimentally. By simulating cases of various load conditions, it is shown that the accuracy of lifetime prediction can be increased when considering variable states of residual stresses.

Nxcontrol Ein Beitrag Zum Reglergest Tzten Manuellen Fliegen

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Author : Schreiter, Karolin
language : de
Publisher: Universitätsverlag der TU Berlin
Release Date : 2020-02-11

Nxcontrol Ein Beitrag Zum Reglergest Tzten Manuellen Fliegen written by Schreiter, Karolin and has been published by Universitätsverlag der TU Berlin this book supported file pdf, txt, epub, kindle and other format this book has been release on 2020-02-11 with Technology & Engineering categories.

In der vorliegenden Arbeit wird die Entwicklung des Vorgabereglers nxControl für das longitudinale Lastvielfache nx zur effektiven Unterstützung des manuellen Fliegens von Verkehrsflugzeugen beschrieben. Das Lastvielfache nx ist äquivalent zum Gesamtenergiewinkel und damit zur spezifischen zeitlichen Änderung der Gesamtenergie des Flugzeugs. Das Lastvielfache ist direkt proportional zur Differenz zwischen Schub- und Widerstandskraft und steuerbar über Triebwerksschub, Bremsklappen und Radbremsen. Der Vorgaberegler ersetzt die konventionelle manuelle Steuerung dieser Stellgrößen. Bislang werden Vorgaberegler nur zur Unterstützung der manuellen Steuerung der Fluglage mit den aerodynamischen Stellflächen eingesetzt. Der nx-Vorgaberegler vervollständigt die elektronischen Flugsteuerungsfunktionen im Cockpit. Zusammen mit einer angepassten Mensch-Maschine-Schnittstelle wird direktes Kommando und präzises Einstellen der physikalischen Flugzeugreaktion möglich, ohne dass Piloten die Wirkung der Stellgröße berücksichtigen müssen. So können Piloten präziser und gleichzeitig mit weniger Arbeitsaufwand manuell fliegen. Die Entwicklung des nx-Vorgabereglers teilt sich in die drei Phasen Analyse, Auslegung und Evaluation. Da das System menschliche Operateure unterstützt, wurden Verkehrspiloten als potentielle Nutzer in alle Entwicklungsschritte eingebunden. Die Analyse konzentriert sich sowohl auf die flugmechanischen und operationellen Aspekte als auch auf die menschlichen Aspekte bei der manuellen Steuerung des Energiehaushalts. Ausgehend von den ermittelten Handlungsmodellen der Piloten als auch den flugdynamischen Zusammenhängen werden Anforderungen an das Regelungssystem für die Auslegung aufgestellt. In umfangreichen Flugsimulatorstudien mit Verkehrspiloten wird in unterschiedlichen, repräsentativen Szenarien der Einfluss des nx-Vorgabereglers auf Flugpräzision, Arbeitsbeanspruchung, Situationsbewusstsein, Handhabung, Akzeptanz und Sicherheit untersucht. Die Ergebnisse zeigen, dass das entwickelte Regelungssystem für die Piloten eine intuitiv nutzbare Unterstützung des manuellen Fliegens darstellt, welche es ermöglicht anspruchsvolle Trajektorien präziser und mit weniger Arbeitslast als konventionell zu fliegen. Es ist in allen Flugphasen einsetzbar und unterstützt den Piloten auch in kritischen Fällen wie zum Beispiel Triebwerksausfällen. Durch die erhöhte Präzision bei komplexen Trajektorien im manuellen Flug ist es möglich, Staffelungsverfahren und Flugroutenplanungen zu optimieren und zu verengen. Damit wird der Luftraum besser ausgenutzt und die Kapazität steigt. Gleichzeitig kann häufiger im täglichen Betrieb manuell geflogen werden, da der Arbeitsaufwand geringer ist. Bei einem Rückfall auf konventionelle Steuerung bleiben durch das häufigere Training und die ähnlichen Handlungsabläufe die grundlegenden Flugfertigkeiten abrufbar. Dies erhöht die Sicherheit im zukünftigen Luftverkehr. This dissertation describes the development of the command controller nxControl for the longitudinal load factor nx for the effective support of manual flying. The load factor nx is equivalent to the total energy angle and thus to the specific temporal change of the total energy of the aircraft. The load factor is directly proportional to the difference between thrust and drag and can be controlled by engine thrust, airbrakes and wheel brakes. The command controller replaces the conventional manual control of these effectors. Up to now, command controllers have only been used to support the manual control of the flight attitude with the aerodynamic control surfaces. The nx command controller completes the electronic flight control functions in the cockpit. Together with an adapted human-machine interface, it enables direct command and precise adjustment of the physical aircraft response without the pilots having to consider the effect of the effectors. This allows pilots to fly more precisely and at the same time with less manual effort. The development is divided into three phases: analysis, design and evaluation of the control system. Since the system provides support for human operators, airline pilots are involved in all development steps as potential users. The analysis focuses on the flight mechanical and operational aspects as well as on the human aspects of the manual energy management. Based on the determined action models of the pilots as well as the flight dynamic relationships, requirements for the control system will be established and incorporated into the design. In extensive flight simulator studies with commercial pilots, the influence of the nx command controller on flight precision, workload, situation awareness, handling, acceptance and safety is investigated in various representative scenarios. The results show that the developed control system provides pilots with intuitive support for manual flying, which enables them to fly demanding trajectories more precisely and with less workload than conventional. It can be used in all flight phases and supports the pilots even in critical cases such as engine failures. Due to the increased precision at complex trajectories in manual flight, it is possible to optimize and narrow separation procedures and flight route planning. This allows more efficient use of airspace and increases capacity. At the same time, it is possible to fly manually more frequently in daily operations, as the workload is lower. In the event of a switch back to conventional control, the more frequent training and similar procedures mean that the basic flight skills can still be called up.This increases safety in future air traffic.

Untersuchung Von Pio Tendenzen Bei Pl Tzlichen Umschaltungen In Der Flugdynamik

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Author : Schönfeld, Andrej
language : de
Publisher: Universitätsverlag der TU Berlin
Release Date : 2019-05-07

Untersuchung Von Pio Tendenzen Bei Pl Tzlichen Umschaltungen In Der Flugdynamik written by Schönfeld, Andrej and has been published by Universitätsverlag der TU Berlin this book supported file pdf, txt, epub, kindle and other format this book has been release on 2019-05-07 with Technology & Engineering categories.

Bisher wurden Kopplungsphänomene des Gesamtsystems Pilot-Flugzeug (Piloteninduzierte Schwingungen, PIO) nach einer Umschaltung im Flugregelungssystem nur unzureichend systematisch untersucht. In den letzten Jahren traten jedoch einige Vorfälle in der zivilen Luftfahrt auf, die zeigten, dass schwere Vorfälle entstehen können, wenn Umschaltungen der Flugregelungsgesetze involviert sind. Die vorliegende Arbeit befasst sich mit der Entwicklung einer Versuchsmethodik zur gezielten Untersuchung von PIO-Tendenzen bei plötzlichen Umschaltungen in der Flugdynamik (PIO-Kategorie III). Außerdem wird untersucht, ob Umschaltungen von Flugregelgesetzen, die die Flugdynamik und die Flugeigenschaften ändern, Ursache für PIO-Tendenzen sein können. Hierzu wurde eine Datenbank mit Flugdynamiken eines Transportflugzeuges während des Landeanflugs erzeugt. Diese Dynamiken wurden sowohl mit existierenden Kriterien als auch durch Piloten in einem Festsitzsimulator bezüglich ihrer PIO-Tendenzen und Flugeigenschaften beurteilt. Aus der Datenbank wurden verschiedene Umschaltkonstellationen generiert, deren dynamisches Verhalten vor und nach der Umschaltung in einem definierten Zusammenhang standen. Während einer Versuchskampagne in einem Festsitzsimulator mit mehreren Linien- und Testpiloten wurden diese Konstellationen bewertet. Dabei kam neben den üblichen Bewertungsskalen auch eine eigens für diese Arbeit modifizierte Variante der Transient Failure Rating Scale zum Einsatz. Die Versuche zeigten, dass die entwickelte Methodik in der Lage war, PIO-Tendenzen aufzuzeigen. Es ließ sich zeigen, dass Umschaltkonstellationen existieren, bei denen PIO-Tendenzen auftreten, obwohl die Flugdynamiken nach der Umschaltung als PIO-frei galten. Nähere Untersuchungen zeigten, dass eine Destabilisierung des geschlossenen Regelkreises Pilot-Flugzeug dafür verantwortlich war, deren Ursache in der Adaptionsfähigkeit eines Piloten an eine neue modifizierte Flugdynamik liegt. Es werden Empfehlungen zur Vorhersage von PIO-Tendenzen bei Umschaltungen formuliert, die in weiterführenden Untersuchungen validiert werden sollten.The interaction between pilot and aircraft (pilot-induced oscillation, PIO) after a mode transition in the flight control system has not been sufficiently and systematically investigated until now. Some recent severe incidents of transport aircraft highlighted that severe accidents can occur, if transitions inside the flight control system are involved. This thesis deals with the development of an experimental method to specifically investigate PIO tendencies of sudden changes in the aircraft dynamics (PIO category III). In addition, this thesis investigates, whether mode transitions in flight control laws, which modify flight dynamics and handling qualties, cannot only be a trigger for PIO tendencies but also their cause. For this purpose a database with different aircraft dynamics of a transport aircraft during the landing approach phase has been created. Its dynamics have been rated by existing handling qualities criteria and by human pilots in a fixed-base simulator. From this database several switching constellations have been generated with a defined relationship between the dynamic behaviour before and after the transition. During a test campaign in a fixed-base simulator with airline and test pilots the different constellations have been evaluated. Besides the usual rating scales a modified transient failure rating scale has been used for the evaluation of the transitions. The simulator campaign demonstrated that the proposed method is able to expose hidden PIO tendencies. Furthermore, it has been demonstrated that switching constellations exist that show PIO tendencies, although the aircraft dynamics after the mode transition was supposed to be PIO resistent. Closer investigations attributed this to the destabilization of the closed-loop pilot-vehicle system, which is caused by pilot’s capabilities to adapt to a new and modified flight dynamics. Different recommendations have been given to predict PIO tendencies of mode transitions. They should be validated in future studies.

Cubesat Communications Made Easy

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Author : Barrett Williams
language : en
Publisher: Barrett Williams
Release Date : 2025-02-10

Cubesat Communications Made Easy written by Barrett Williams and has been published by Barrett Williams this book supported file pdf, txt, epub, kindle and other format this book has been release on 2025-02-10 with Technology & Engineering categories.

Unlock the mysteries of space communication with "CubeSat Communications Made Easy." Dive into a comprehensive guide designed for aspiring satellite enthusiasts and seasoned engineers alike. This eBook is your ticket to mastering the art and science of CubeSat communications, bringing the cosmos within your grasp. Start your journey with Chapter 1, where you'll explore the origins and evolution of CubeSat technology, gaining insights into their revolutionary impact on modern satellite missions. Grasp the essential principles in Chapter 2, delving into radio communication fundamentals and the intricate world of frequency bands. Chapter 3 introduces you to the vital components of CubeSat systems, including transmitters, receivers, and antennas—each essential in bridging the gap between Earth and space. As you progress, Chapter 4 simplifies complex communication protocols and guides you in selecting the perfect fit for your mission. Designing an efficient communication system is critical, and Chapter 5 equips you with the knowledge to balance power, weight, and performance effectively. Navigate the complex world of RF spectrum and international regulations in Chapter 6, ensuring your mission complies with global standards. Discover the power behind ground stations in Chapter 7, where you'll learn the intricacies of building and operating these pivotal systems. Overcome communication challenges in Chapter 8, with strategies to mitigate interference and data loss. Testing and validation are key to success, and Chapter 9 offers a roadmap for robust pre- and post-launch strategies. Stay ahead of the curve with Chapter 10, exploring cutting-edge advancements in miniaturized components and software-defined radio. Secure your communications with tips from Chapter 11, employing encryption techniques to protect against cyber threats. Dive into real-world success stories in Chapter 12, gaining inspiration from innovative CubeSat missions. Enhance your knowledge with Chapter 13's curated resources, including books, courses, and communities. Finally, put theory into practice with Chapter 14's DIY projects, taking your first step into the fascinating world of CubeSat communications. Discover the future of satellite communication in Chapter 15—a world of infinite possibilities awaits. Embark on your CubeSat journey today and transform the way you connect with the stars.