Einige Inhalte dieser Anwendung sind momentan nicht verfügbar.
Wenn diese Situation weiterhin besteht, kontaktieren Sie uns bitte unterFeedback&Kontakt
1. (WO2018146220) FORMATIONSFÄHIGER KLEINSTSATELLIT UND FORMATION AUS MEHREREN KLEINSTSATELLITEN
Anmerkung: Text basiert auf automatischer optischer Zeichenerkennung (OCR). Verwenden Sie bitte aus rechtlichen Gründen die PDF-Version.
Formationsfähiger Kleinstsatellit und

Formation aus mehreren Kleinstsatelliten

Die Erfindung betrifft einen formationsfähigen Kleinstsatelliten, insbesondere einen Nano- oder Picosatellit mit einem Massengewicht von 10 kg oder weniger für LEO-Anwendungen (Low Earth Orbit) sowie eine Formation mehrerer Kleinstsatelliten nach den unabhängigen Ansprüchen.

STAND DER TECHNIK

Seit 1957 sind mit dem Start des Sputnik-1 -Satelliten Kleinsatelliten mit einem Gewicht von ungefähr 80kg im Stand der Technik bekannt. Aufgrund einer ra-santen Entwicklung der Technologie ist es heutzutage möglich, Kleinstsatelliten mit einem Startgewicht unter 10 kg, bevorzugt mit einem Startgewicht unter 2 kg zur Verfügung zu stellen, die in einer niedrigen Erdumlaufbahn, dem sogenannten Low Earth Orbit (LEO) um die Erde kreisen können, in einer Höhe von circa 200 km bis maximal 1000 km.

Es zeichnen sich weiterhin in der Raumfahrttechnik Tendenzen ab, dass traditionelle Groß-Satelliten durch Satelliten-Konstellationen verteilter Klein-Satelliten ergänzt werden. Diese werden in derartigen niedrigen Erdumlaufbahnen mit höherer Inklination platziert, um so Satellitensysteme mit weltweiter Überdeckung und geringen Latenzzeiten zu realisieren. Insbesondere in Nähe der Pole kommt es so durch die vorgegebene Bahnmechanik zu besonders hohen Konzentrationen von Satelliten, die Ausweichreaktionen in Echtzeit benötigen um Kollisionen zu vermeiden. Die große Menge bereits vorhandener nicht mehr funktionsfähiger Objekte aus der Frühzeit der Raumfahrt in Kombination mit den hohen Stückzahlen moderner verteilter Satellitensysteme erfordert neuartige Problemansätze, um einen sicheren Betrieb im Orbit zu garantieren, die hier patentiert werden sollen.

LEO-Bahnen sind durch kostengünstige Trägersysteme zu erreichen, wobei die Relativgeschwindigkeit der Satelliten gegenüber der Erde zur Überwindung der Zentralkraft relativ hoch ist und sie somit eine hohe Umlauffrequenz von ungefähr 100 min für einen Umlauf um die Erde aufweisen. Dabei sind eine Horizontsichtbarkeit und damit ein Funkkontakt zu einer Bodenstation für maximal 15 min gegeben. Gattungsgemäße LEO-Kleinstsatelliten werden insbesondere als Erderkundungs- oder Wettersatelliten, als Funkübertragungssatelliten bzw. im Einsatz in einem globalen Kommunikationssatellitensystem oder als For-schungs- und Technologiesatelliten eingesetzt. Auch können derartige Satelliten Spionagetätigkeiten zur militärischen Verwendung oder zur lokalen Analyse der Erdoberfläche, beispielsweise nach Umweltgeschehen wie Stürmen, Über-schwemmungen oder Kriegseinwirkungen, eingesetzt werden.

Bei LEO-Satelliten-Formationen werden meist mehrere Satelliten in einem kreisförmigen Orbit an verschiedenen Stellen eingesetzt und nutzen Symmetrie-Eigenschaften. Es können mehrere gegeneinander versetzte Orbitebenen mit mehreren Satelliten besetzt sein. Insbesondere die Walker-Konstellationen werden hier sehr häufig eingesetzt. Die meist verwendeten polaren Umlaufbahnen schneiden sich in der Nähe der Polkappen, wobei so in der Umgebung der Polkappen eine besonders hohe Kollisionsgefahr von sich begegnenden Satelliten der einzelnen Orbitebenen entsteht. Jede Orbitebene kann mit einem oder auch mehreren Satelliten besetzt sein. Insbesondere für Kommunikations-Systeme ist eine solche Satellitenkonstellation mit Orbits, die durch eine Inklination zwischen 50° und 100°charakterisiert sind, interessant (oft als Walker-Delta-Konstellation realisiert). Daneben können hochelliptische Konstellationen eingerichtet werden, bei denen der Satellit nur in einem Teilbereich seiner Orbitalbahn erdnah und in weiteren Bereichen erdfern ist, und dabei eine lange Orbitallebensdauer erreichen kann.

In jüngster Zeit werden vermehrt Satellitenkonstellationen für den LEO-Einsatz vorgeschlagen, wobei diese, sofern der Satellit mit einem konstanten Abstand in dieselbe Richtung fliegt, als Satellitenformation bezeichnet werden. In vielen Fällen wird die Satellitenkonstellation zur globalen Abdeckung, zum Beispiel für eine Satellitennavigation oder -kommunikation genutzt, in anderen Fällen auch für eine lokale Abdeckung, beispielsweise in Form eines eng benachbarten Schwarms von Kleinstsatelliten, die in einer Formation interessante Gebiete der Erdoberfläche kartografieren und beobachten können. Somit können ganzheitliche Erdoberflächen durch eine Satellitenformation ausgeleuchtet werden oder lokal eine hohe Dichte der Ausleuchtung eng begrenzter Gebiete durch mehrere Satelliten erreicht werden.

Kleinstsatelliten lassen sich einfach in Serienproduktion bauen, sind somit kostengünstig und können in Kombination mit anderen Satelliten oder Nutzlasten mit einem einzigen Trägersystem in den Orbit geschossen werden. Ende der Neunzigerjahre wurde durch die Definition der CubeSat Design Specification eine eigene Klasse von Pico- oder Nanosatelliten mit einem Startgewicht unter 10 kg definiert, die für vielfältige Einsatzzwecke nutzbar sind. Miniaturisierung, Energieeffizienz, modularer Aufbau und zunehmende Autonomie dieser Satellitensysteme spielen dabei eine wichtige Rolle und werden fortlaufend verbes-sert.

Allerdings ist begrenzt durch die geringe Energiebereitstellung und die geringe Kapazität, Treibstoff für eine Eigenmanövrierfähigkeit in Satelliten zu integrieren, technologisch enge Grenzen bezüglich der Leistungsfähigkeit und der Ma-növrierbarkeit eines Kleinstsatelliten in einer Satellitenformation gegeben. Auch ist ein kritischer Punkt die Lebensdauer derartiger Kleinstsatelliten, da redundante Systeme in diesen Satelliten oft aufgrund des Gewichts nicht vorgesehen werden können, und somit hohe Ausfallraten zu verzeichnen sind. Insbesondere ein Ausfall durch Treibstoffmangel oder durch Strahlenschäden, da die Satelliten der harten Strahlung des Weltraums ausgesetzt sind, sind kritische Fakto-ren, da ein effektiver, konventioneller Strahlenschutz, beispielsweise durch Abschirmung oder schwere Bleiplatten, bei Kleinstsatelliten vermieden werden soll. Gerade bei Satelliten unterhalb von 2 kg bis zu 1 kg und darunter können redundante Systeme nicht verbaut werden, so dass auf einer einzelnen Schaltungsplatine in der Regel nur ein Funktionssystem untergebracht werden kann.

In jüngster Zeit hat sich durch die Zunahme von Weltraumschrott, aber auch bei Satellitenformationen, insbesondere bei einer polaren Satellitenkonstellation die Dringlichkeit nach Kollisionsvermeidungsstrategien bei Kleinstsatelliten gezeigt. Die Ausfallraten bei Kollision mit Fremdkörpern, sei es Weltraumschrott, seien es mit Fremdsatelliten oder seien es Eigensatelliten in derselben Formation ist in jüngster Zeit beträchtlich gestiegen. Bisher wurden im Orbit für verteilte Multi-Satellitensysteme fast ausschließlich Konstellationen realisiert, bei denen jeder Satellit individuell von der Bodenstation aus gesteuert wird. Auch eventuell im Wege befindliche Objekte werden von der Bodenstation aus detektiert und in die Wegeplanung mit einbezogen. Allerdings besteht für etwa 90 % einer Um-laufdauer gar kein Kontakt zu der Bodenstation, insofern müssen bei Konstellationen entsprechende Abschnitte der Umlaufbahn vorausgeplant werden. Bei der zu erwartenden stark anwachsenden Zahl der Objekte wird dies so nicht mehr durchführbar sein. Für kürzere Reaktionszeiten hinsichtlich Ausweichmanövern sind direkt im Orbit mit dem Borddatenverarbeitungssystem entspre-chende Ansätze zu realisieren, um Relativabstände zu anderen - kooperativen und nicht-kooperativen - Objekten vom Satelliten aus zu bestimmen und dann autonom -gegebenenfalls in Abstimmung mit den kooperierenden Objekten-eine Strategie zur Vermeidung von Zusammenstößen umzusetzen. Daher besteht die dringende Notwendigkeit, Kleinstsatelliten, insbesondere bei der zu-nehmenden Dichte an Satelliten in LEO-Formationen mit der Fähigkeit einer Relativnavigation und eine Kollisionsvermeidungsstrategie zu entwickeln.

Daneben besteht die Notwendigkeit, Kleinstsatelliten mit einem flexiblen Hardwaredesign zum Einsatz unterschiedlicher Aufgabenstellungen bereitzustellen, die eine hohe Verlässlichkeit und Lebensdauer aufweisen können.

Daneben soll die Testbarkeit derartiger Satelliten, insbesondere in einer Serienfertigung, vereinfacht werden und eine Standardisierung des Hardwaredesigns, insbesondere der Grundausstattung der Kleinstsatelliten, erreicht werden, um Fertigungskosten und -zeiten senken zu können.

Schließlich soll eine hohe Fehlertoleranz und Robustheit gegen strahlungsbe-dingten Ausfall und Fehlfunktion erreicht werden, und ein energieeffizientes De- sign für die zunehmenden Aufgaben der Kleinstsatelliten bei weiterhin beschränkten Energieressourcen zur Verfügung gestellt werden.

Die JP H07 - 89 497 A zeigt einen Satelliten mit einer Kollisionsvermeidungs-vorrichtung. Durch eine Kollisionsvermeidungsvorrichtung kann eine Kollision mit einem Flugkörper vermeidet werden6. Die Kollisionsvermeidungsvorrichtung umfasst einen mikrowellenbasierten eindimensionaler Distanzsensor zur Erfassung eines skalaren Abstandes zwischen einem Satelliten und Flugkörper, außerdem ist in eine Kollisionsprädiktionseinrichtung zur Bestimmung eines möglichen Kollisionsrisikos und eine Ausweicheinrichtung zur Steuerung des An-triebssystems beschrieben. Allerdings ist keine adaptive Kollisionserkennung beschrieben, da lediglich ein Abstand zum Flugkörper gemessen werden kann, aber keine Richtung vom Satelliten zum Flugkörper bestimmbar ist und somit kein Hinweis auf eine Flugtrajektorie des Flugkörpers geben ist, wodurch keine energieeffiziente Ausweichstrategie erreicht werden kann. So kann bei einem Parallelflug, wie er bei Satellitenschwärmen angedacht ist, eine rein distanzbasierte Kollisionsvermeidung zu unvorhersehbaren Bewegungen, hoher Energieverschwendung und Auflösung der Gesamtformation führen. Denn es muss für insbesondere für Kleinstsatelliten mit einem begrenzten Treibstoffvorrat zusätzlich zu dem Abstand auch noch die Richtung zu dem Objekt bekannt sein, um Ausweichmanöver energieeffizient fliegen zu können. Auch weist diese Druckschrift nicht darauf hin, wie eine derartige Kollisionsvermeidungsvorrichtung in einem Kleinstsatelliten, insbesondere in einem schwarmfähigen Kleinstsatelliten effizient implementiert werden könnte, und wie ein Schwärm aus Satelliten rein auf einer distanzbasierten Kollisionsvermeidungsstrategie ausgebildet werden könnte, die gegenseitig in Abhängigkeit stehen.

Die EP 3 095 713 beschriebt eine Geräteträgertafel eines Satelliten, die Lageregelungssysteme, Tanks und/oder Funksysteme beinhalten kann. Jedes Panel ist mit einem Mainbus einschließlich elektrischer Stromregeleinrichtung und Solarzellenstromkonverter ausgerüstet. Darüber hinaus sind sogenannte ARINC-Stecker als elektrische Verbindungungsstecksysteme der Panels

vorgesehen. Dabei ist zumindest keine getrennte und spezifische Zuordnung einzelner Funktionen des Satelliten zu spezifischen Platinen erkennbar, auch sind weiterhin Kabel vorhanden.

In der DE 20 2005 015 431 U1 ist ein Reaktionsrad für Mikrosatelliten dargestellt, das eine Einheit aus einem Magnetrotor und einer Schwungmasse umfasst. Dabei wird keine Kombination zur Relativlagenkontrolle durch eine Kombination von Magnetfeldspulen beschrieben, des Weiteren ist eine für eine Lageausrichtung notwendige Sensorik, wie beispielsweise Gyroskopen, Sternoder Sonnensensor nicht dargestellt, so dass unklar ist, inwieweit ein Reaktionsrad bei einer Relativlagenkontrolle und ohne Zusammenspiel mit weiteren Antriebsaktoren wie Magnetfeldspulen (zur Sättigungsfelderzeugung) und Triebwerk und Sensoren für eine energieeffiziente Gesamtkontrolle von Lage und Bewegungsrichtung gezielt eingesetzt werden könnte.

Ein elektrisches Antriebssystem für einen Mikrosatellit ist in der EP 0 903 487 A2 gezeigt. Ein elektrisches Widerstandselement ist benachbart zu oder innerhalb einer Kammer angeordnet. Wenn ein Fluid in die Kammer eingebracht wird, dehnt sich das Fluid wegen der thermische Energie, die von einem elektrischen Widerstandselement erzeugt ist, aus, so dass hiermit ein Gasemissionsantrieb bzw. ein Lichtbogenantrieb umgesetzt ist. Wenn der Druck in der Kammer auf einen bestimmten Druck steigt, reißt die Membran, wodurch das Fluid aus der Kammer herausfließt, so dass der Antrieb wohl für einen einmaligen Einsatz, aber nicht für eine wiederholte Lagesteuerung eingesetzt werden kann. Bei diesem Mikroantriebssystem wird durch Erhitzung der Druck erhöht und durch das ausgestoßene Gas ein Rückstoß erzielt, wobei keine Einzelheiten eines für einen wiederholten Einsatz dienenden FEEP-Antriebs beschrieben sind.

In der DE 10 2010 045 232 A1 ist eine Formation aus mehreren Kleinstsatelliten gezeigt, wobei die Relativposition und Flugtrajektorie jedes Kleinstsatelliten durch ein selbstständig und autark arbeitendes Positionsregelsystem veränder-bar ist. Vorzugsweise sind alle einzelnen Satelliten mit einem Positionsregelsys- tem ausgestattet. Durch Lageregelungssysteme können die einzelnen Satelliten gezielt auf einen Bereich der Erde ausgerichtet werden und durch das Positionsregelsystem die Abstände der Satelliten erfasst und beeinflusst werden. Des Weiteren sind durch die Positionsregelsysteme beliebig änderbare Formationen möglich. Allerdings wird hierbei keine Kollisionsvermeidung mit adaptivem Kollisionsschlauch beschrieben, auch ist das System nur in der Lage, relativ zu gleichartigen Flugkörpern zu navigieren, aber nicht für eine Kollision gegenüber Fremdkörpern geschützt. Diese Druckschrift gibt keinerlei Hinweise, wie eine Positions- oder Lageänderung erfolgen könnte, auch ist der Aspekt einer Kolli-sionsvermeidung nicht adressiert.

Die vorliegende Erfindung betrifft das Design eines formationsfähigen Kleinstsatelliten, insbesondere mit einem Massengewicht unter 10 kg, insbesondere unter 2 kg bis zu unter 1 kg, für LEO-Anwendungen, das die vorgenannten Anforderungsprofile in weiten Maßen erfüllt. Insbesondere werden ein formationsfä-higer Kleinstsatellit und eine Formation derartiger Kleinstsatelliten vorgeschlagen, die über eine autonome Manövrierfähigkeit zur Kollisionsvermeidung durch Relativnavigation ermöglicht.

Ein derartiger formationsfähiger Kleinstsatellit und eine Formation derartiger Kleinstsatelliten sind Gegenstand der unabhängigen Ansprüche. Vorteilhafte Weiterentwicklungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.

OFFENBARUNG DER ERFINDUNG

Erfindungsgemäß wird ein formationsfähiger Kleinstsatellit, insbesondere ein Nano- oder Picosatellit mit einem Massengewicht von 10 kg oder weniger für LEO-Anwendungen vorgeschlagen, der ein Gehäuse und zumindest eine im Gehäuse angeordnete, und vorzugsweise in einer Grundplatine einschiebbare Einschubplatine mit einer vorbestimmbaren Funktionalität und einem Antriebssystem zur Erzeugung eines gerichteten Impulses im Orbit in Richtung einer

Flugtrajektorie Tk, umfasst. Es wird vorgeschlagen, dass der Kleinstsatellit eine autark arbeitende Kollisionsvermeidungsvorrichtung umfasst, die eingerichtet ist, eine Trajektorienkorrektur Tkk der Flugtrajektorie Tk mittels des Antriebssystems vorzunehmen, sofern eine Kollision mit einem Flugkörper erwartbar ist. Der Flugkörper kann jede Art vom Fremdkörper sein, insbesondere ein passiver Flugkörper, insbesondere Weltraumschrott, Kleinstmeteore, Asteroiden oder sonstige passive Gegenstände, sein . Der Flugkörper kann auch ein weiterer formationsfähiger Kleinstsatellit derselben oder einer anderen Formation oder ein Einzelsatellit oder Raketenteil mit einer autonomen Steuerung sein. In die-sem Fall kann es vorteilhaft sein, wenn nicht nur der formationsfähige Kleinstsatellit eine Kollisionsvermeidungsvorrichtung umfasst, sondern auch der weitere aktive Flugkörper eine gleichartige Kollisionsvermeidungsvorrichtung umfasst, und ein günstigenfalls bidirektionaler Datenaustausch zwischen dem Kleinstsatelliten und dem Flugkörper hergestellt werden kann, um eine Kollisionsvermei-dung durch eine Trajektorienkorrektur derart zu gestalten, dass ein größtmöglicher Abstand und eine kleinstmögliche Kollisionswahrscheinlichkeit bereitstellbar sind.

Im Gegensatz zum Stand der Technik, die eine Konstellation von Satelliten kennt, die ferngesteuert von einer Bodenstation eine Kollisionsvermeidung vor-nehmen können, wird ein autark arbeitendes System innerhalb des Kleinstsatelliten vorgeschlagen, das ohne Verbindung mit einer Bodenstation ein Ausweichmanöver zur Vermeidung einer Kollision einleiten kann. Da im Bereich von LEO-Anwendungen Kleinstsatelliten nur für eine kurze Zeit ihrer Umlaufbahn mit einer Bodenstation Sichtkontakt besteht, kann keine hundertprozenti-ge Kollisionsvermeidung durch ein konstellationsbasiert.es Antikollisionssystem erreicht werden. Eine autark arbeitende Kollisionsvermeidungsvorrichtung innerhalb des Kleinstsatelliten ist in der Lage, in jeglicher Position der Orbitalbahn autonom gegenüber passiven und aktiven Flugkörpern eine Korrektur der Flugtrajektorie Tkk, vorzunehmen, um eine Kollisionswahrscheinlichkeit zu senken und die Lebensdauer und die Funktionsfähigkeit der Satellitenformation aufrechtzuerhalten. Insbesondere bei polaren Satellitenorbitalen kommt es in der

Nähe der Pole zu einer relativ hohen Wahrscheinlichkeit einer Kollision von formationsfähigen Satelliten, diese sich in der Umgebung der Polkappen besonders nahe kommen. Gerade in diesem Bereich, in dem die Dichte möglicher Bodenstationen sehr gering ist, gilt es, eine Kollision zu vermeiden, die mit ei-nem autark arbeitenden System vermieden werden kann.

Es bestehen Ähnlichkeiten zu der Kollisionsvermeidungssituation im Straßenoder Luftverkehr, allerdings sind im Weltraum andere einsetzbare mögliche Sensoren und Umgebungsverhältnisse (Vakuum, niedrige Temperaturen,...) zu beachten. Die Umsetzung einer Ausweichstrategie basiert auf völlig anderen Dynamikverhältnissen im Vergleich zu Straßen- und Luftverkehr. Während der Straßenverkehr durch die 2-dimensionale Erdoberfläche und die Reibung der Räder bei der Fortbewegung und der Luftverkehr im Wesentlichen durch die Aerodynamik bestimmt werden, ist im Weltraum die Gravitation die dominierende Kraft, welche die resultierende Reaktion im 3-Dimensionalen hinsichtlich der Positionsänderung auf Aktivitäten der Triebwerke bestimmt.

Aus gemessenen Relativ-Abstandsdaten zwischen Weltraumobjekten wird an Hand von geeigneten Umlaufbahnmodellen der Satelliten eine Vorhersage der künftigen Bahn und möglicher Kollisionswahrscheinlichkeiten mit anderen bekannten Objekten durchgeführt. Zur Relativabstandsmessung können optische und Funk-Messungsverfahren eingesetzt werden. Auch neu gemessene Objekte und ihre Bahnvorhersagen werden mit einbezogen. Anschließend ist gemäß der aktuellen Bahndynamik eine Bahn zu bestimmen die ohne Kollision mit anderen Objekten realisiert werden kann. Die entsprechenden Lage- und Positi-ons-Kontroll-Aktivitäten sind zu bestimmen und umzusetzen. Hinsichtlich der per Kommunikationsverbindungen erreichbaren Objekte sind durch geschlossene Regelkreise von der Sensorik über die Kommunikationsverbindungen zur Aktuatorik selbstorganisierende Verfahren einzusetzen, welche eine sichere Abstimmung der Bahnen relativ zueinander durchzuführen haben.

Erfindungsgemäß ist die Funktionalität des klassischen Kabelbaums durch eine Grundplatine ersetzt, in der eine oder mehrere Einsteckplatine, die jede für sich einen spezifischen Zweck erfüllen, so dass alle Energieversorgungs- und Datenübertragungsleitungen des Satelliten in einer Platine realisiert sind und Sub-systemplatinen durch entsprechendes Einstecken in diese Grundplatine effizient angeschlossen werden. Dies ist weder bei Groß- noch bei Kleinsatelliten so realisiert.

In einer vorteilhaften Ausführung kann die Kollisionsvermeidungsvorrichtung eine Körperortungseinrichtung mit zumindest einem oder mehreren optischen oder funkbasierten, insbesondere mikrowellenbasierten Körpererkennungssensoren zur Erfassung einer Relativlage und Relativgeschwindigkeit eines Flugkörpers in Richtung eines kegelförmigen, die Flugtrajektorie T umfassenden Kollisionsschlauchs umfassen. Ferner kann die Kollisionsvermeidungsvor-richtung eine Kollisionsprädiktionseinrichtung zur Bestimmung eines möglichen Kollisionsrisikos im Kollisionsschlauch und einer Ausweicheinrichtung zur Steuerung des Antriebssystems hinsichtlich einer Trajektorienkorrektur Tkk umfas-sen. Hierbei wird vorgeschlagen, dass die Kollisionsvermeidungsvorrichtung sowohl eine Körperortungseinrichtung umfasst, die mit optischen, funkbasierten, insbesondere mikrowellen- oder radarbasierten Körpererkennungssensoren ausgestattet ist, und die sowohl aktive als auch passive Flugkörper erkennen kann. Dabei erfassen die Körpererkennungssensoren Flugkörper in Rich-tung eines Kollisionsschlauchs, der eine vordefinierbare Größe und eventuell vordefinierbare Spreizung im Sinne eines auffächernden Winkels aufweist, und in dem Fremdkörper erfasst werden. Mittels einer Kollisionsprädiktionseinrich-tung, die eine Flugtrajektorie der Flugkörper bestimmen kann und ein Durchsetzen des Kollisionsschlauchs ermitteln kann, kann ein Kollisionsrisiko bestimmt werden, und mittels einer Ausweicheinrichtung können Steuerbefehle an das Antriebssystem abgeleitet werden, um eine Trajektorienkorrektur Tkk bereitzustellen, die ein kleinstmögliches Kollisionsrisiko bei einem minimalen Energieverbrauch ermöglicht. Somit basiert die Kollisionsvermeidungsvorrichtung in der Erkennung von Flugkörpern sowohl mit aktiven Körpererkennungssensoren, zum Beispiel einen optischen Sensor, wie einer Videokamera oder elektromagnetisch arbeitenden Sensoren, wie Mikrowelle, IR-Sensor oder Radarerfassung, um insbesondere passive Flugkörper zu erkennen. Die Körperortungseinrichtung kann darüber hinaus mit Sende- und Empfangssensoren gekoppelt sein, die in Kommunikation mit aktiven Fremdkörpern, insbesondere anderen formationsfähigen Kleinstsatelliten steht, um deren aktuelle Position und deren aktu-eile Trajektorie abfragen zu können. Insbesondere kann eine derartige Kommunikationsverbindung einen beschränkten, gerichteten Sende- und Empfangsbereich um den Kleinstsatelliten aufweisen, um lediglich mit in der Nähe befindlichen bzw. kreuzenden aktiven Fremdkörper in Kommunikation treten zu können. Wird ein Flugkörper erkannt, dessen Trajektorie in Richtung des Kollisi-onsschlauchs gerichtet ist, kann eine Kollisionsprädiktionseinrichtung ein Kollisionsrisiko im Kollisionsschlauch bestimmen. Dies hängt davon ab, wie die Flugtrajektorie des Flugkörpers in Richtung des Kollisionsschlauchs ausgerichtet ist. Im Falle eines Durchsetzens der Flugtrajektorie des Flugkörpers durch den Kollisionsschlauch kann ein Kollisionsrisiko abgeleitet werden. In diesem Fall kann eine Ausweicheinrichtung eine Trajektorienkorrektur Tkk bestimmen, die mit einem geringstmöglichen Aufwand an Lage- und Antriebsenergie eine Korrektur der Flugtrajektorie Tk definieren kann, um einer Kollision entgegenzuwirken.

In einer weiteren vorteilhaften Ausführungsform der vorgenannten Ausführungs-form kann die Körperortungseinrichtung einen minimalen Durchmesser ök des Kollisionsschlauchs autonom so wählen, dass darin mindestens der Kleinstsatellit umfasst ist, insbesondere so wählen, dass zumindest ein Mehrfaches des Durchmessers des Kleinstsatelliten umfasst ist. Dadurch wird erreicht, dass der Kollisionsschlauch eine Umgebung des Kleinstsatelliten mit umfasst, um somit einen gewissen Sicherheitsabstand beim Begegnen von Fremdkörpern und Kleinstsatelliten gewährleisten zu können. Des Weiteren kann die Kollisions-prädiktionseinrichtung dem Flugkörper einen Fremdkörperschlauch zuordnen, und einen minimalen Durchmesser öf des Fremdkörperschlauchs zu wählen, dass darin mindestens der Flugkörper umfasst ist, insbesondere so wählen, dass zumindest ein Mehrfaches des Durchmessers des Flugkörpers umfasst ist. Somit wird vorgeschlagen, dass sowohl ein Kollisionsschlauch, der den

Kleinstsatelliten umfasst und der entlang einer Flugtrajektorie des Kleinstsatelliten ausgerichtet ist, und ein Fremdkörperschlauch bestimmt wird, der den Fremdkörper, insbesondere ein Mehrfaches des Durchmessers des Fremdkörpers umfasst, der in Richtung der Trajektorie des Fremdkörpers gerichtet ist, bestimmt wird. Dabei kann die Ausweicheinrichtung bei Überlappung des Kolli-sionsschlauchs mit dem Fremdkörperschlauch in einem Überlappungsbereich Akf eine Trajektorienkorrektur Tkk derart bestimmen, insbesondere mehrere Trajektorienkorrekturen mit einer Kostenfunktion simulieren, und hieraus eine kostenminimale Trajektorienkorrektur Tkk bestimmen, und das Antriebssystem zur Erreichung der Trajektorienkorrektur Tkk steuern. Eine kostenminimale Trajektorienkorrektur bedeutet im Sinne der Erfindung, dass mit geringstmöglichem Aufwand versucht wird, eine Trajektorienkorrektur vorzunehmen, die zuverlässig eine Kollisionsvermeidung mit dem erkannten Fremdkörper bereitstellt. Dies bedeutet einen möglichst geringen Energieaufwand zur Korrektur der Trajektorie hinsichtlich einer Lage und eines Beschleunigungsimpulses, der einen möglichst großen Abstand zwischen Kollisionsschlauch und Fremdkörperschlauch ermöglicht. Dabei können beispielsweise heuristische Verfahren wie mengenwertige Funktionen, regelungstechnische Ansätze, Fuzzy-Logic o-der ähnliche Simulations- und Determinierungsverfahren eingesetzt werden, um eine kostenminimale Trajektorienkorrektur erreichen zu können.

Die Weltraumarbeitsumgebung ist geprägt durch intensiven Strahlungseinfall, da die abschirmende Wirkung der Erdmagnetosphäre fehlt, die an der Erdoberfläche Strahlung schirmt. Typisch sind Single Event Upsets (SEU) und Latch-ups die insbesondere Elektronikelemente beeinträchtigen. Je kompakter Elekt-ronikkomponenten realisiert werden, desto empfindlicher sind diese für Strahlungseffekte. Gerade für Kleinst-Satelliten, wo besonders extreme Miniaturisierung erforderlich ist, stellt eine zuverlässige Bordelektronik eine besondere Herausforderung dar, da sich klassische Ansätze durch strahlungsharte Bauteile (die auf Elektronikbauteile mit besonders dicker Siliziumschichten, also sehr „alter" Technologie, basieren) oder durch Abschirmung durch Bleiplattenüber den Elektronikbauteilen, dort verbieten. Insofern sind hier andere Ansätze ge- fordert, um den zuverlässigen Betrieb von Kleinstsatelliten durch integrierte Software-/Hardware-Lösungen zu garantieren.

Aus diesem Grund kann in einer weiteren Ausführungsform die Einschubplatine eine Mehrzahl von Funktionskernen zur Bereitstellung einer vorbestimmbaren Funktionalität umfassen, insbesondere eine gerade Anzahl von zumindest zwei oder mehreren vergleichbaren Funktionskernen zur redundanten Bereitstellung der Funktionalität umfassen, wobei eine Watchdogeinrichtung eine korrekte Arbeitsweise der Funktionskerne überwacht, und wobei bevorzugt die Watchdogeinrichtung die Funktionalität eines Funktionskerns durch einen Testfunktions-lauf überwacht und die Watchdogeinrichtung bei Detektion eines Fehlers eine Fehlerbehebungsmaßnahme des einen oder eine Gruppe von Funktionskernen zur kontinuierlichen, unterbrechungsfreien Bereitstellung der Funktionalität auswählt.

Somit wird vorgeschlagen, dass die Einschubplatine bzw. zumindest eine Ein-schubplatine des Kleinstsatelliten eine gerade Anzahl von Funktionskernen, insbesondere zwei, vier oder sechs Funktionskerne umfasst, wobei jeder Funktionskern eingerichtet ist, die grundsätzliche Funktion der Einschubplatine ausführen zu können. In der Regel arbeiten die Funktionskerne autark und parallel nebeneinander. Eine Watchdogeinrichtung überwacht kontinuierlich und/oder periodisch die Funktionsweise jedes Funktionskerns und vergleicht Ein- und Ausgaben sowie eine korrekte Arbeitsweise jeder Funktionskerne. Dabei kann die Watchdogeinrichtung einen Testfunktionsablauf simulieren, in dem mittels vorgegebener Eingabeparameter und vorbekannte Ausgabeparameter die Funktion jedes Funktionskerns getestet werden kann. Ergibt sich aufgrund der Überwachung bzw. eines Testfunktionsablaufs, dass einer der Funktionskerne nicht korrekt arbeitet, so wird deren Funktion abgeschaltet bzw. Fehlerbehebungsmaßnahmen eingeleitet. Diese können in einem Reset oder in einer De-aktivierung des Funktionskerns liegen. Auch kann eine Neuprogrammierung oder eine Übertragung eines Speicherinhalts eines funktionierenden Funktions-kerns in einen Speicherinhalt eines offensichtlich fehlerhaften Funktionskerns vorgenommen werden. So kann ein laufendes Programm während der Fehlerbehebungsmaßnahme überschrieben werden. Auch kann die Einschubplatine oder ein Funktionskern neu gestartet werden, wobei Fehler, die sowohl im Speicherinhalt, als auch in der Verarbeitung auftreten, bereinigt werden können. Die Watchdogeinrichtung kann beispielsweise ein periodisches Signal des Funktionskerns überwachen, oder konkrete Ergebnisse eines Testfunktionsablaufs überprüfen. Auch ist eine Kombination verschiedener Überwachungsmaßnahmen denkbar. Es kann sowohl die CPU als auch das RAM jedes Funktionskerns überwacht werden, beispielsweise durch Prüfsummenbildung oder Ein-und Auslesen vorbestimmter Bitmuster und Bereiche des Speichers mittels eines Software-Implemented-Fault-Injection-Algorithmus (SWIFI). Dabei können insbesondere Bitfehlerraten reduziert werden.

Die Watchdogeinrichtung kann sowohl hard- als auch softwareimplementiert sein und kaskadierte Überwachungsfunktionen vornehmen. Dabei kann in hei-ßer Redundanz, d. h. im laufenden Betrieb, eine kontinuierliche Überwachung der korrekten Funktionsweise der Funktionskerne vorgenommen werden. Die Funktionskerne können in einem Master-Slave-Betrieb arbeiten, wobei die Reihenfolge von Master und Slave im Fehlerfall vertauscht werden kann. So kann ein Master-Local Programme mit einem Second Region Local Replication im Slave parallel arbeiten und eine Checksumme kann aus einer Kohärenzanalyse überwacht werden. Treten hierbei Unterschiede auf bzw. werden Fehler entdeckt, so kann eine Fehlerbehebungsmaßnahme, insbesondere des Masterfunktionskerns ausgelöst werden.

In einer Fortbildung der vorherigen Ausführungsform kann die Watchdogeinrich-tung einen FDIR-Algorithmus (Fault-Detection, Fault-lsolation and Recovery Techniques) implementieren, und insbesondere ein Powerreset, eine Umschal-tung zwischen Funktionskernen und/oder ein Softwarereset durchführen, wobei dies insbesondere energie-effizient für zwei Funktionskerne in heißer Redundanz implementiert ist und wobei zumindest ein Funktionskern soft- oder hard-waremäßig resettet werden kann. Ein FDIR-Algorithmus entspricht einem

Selbstheilungsalgorithmus, wobei eine Software selbstständig in der Lage ist, Ausfälle zu erkennen (Fault-Detection, Watchdog), den Fehler zu bestinnnnen (Fault-Isolation, beispielsweise Ausschalten oder Reset defekter Komponenten) und geeignete Korrekturen durchzuführen (Recovery, zum Beispiel Umschalten auf einen den zweiten Funktionskern- oder System-Reboot). Beispielsweise kann durch eine Prüfsummenbildung fehlerhafte Bits erkannt werden und eventuell korrigiert werden. Bei steigender Fehlerdichte können fehlerhafte Speicherstellen erkannt und korrigiert oder gesperrt werden, oder auf einen anderen Funktionskern umgeschaltet oder resettet werden. Dabei ist es möglich, nicht im Sinne eines Majority Votings, sondern im Sinne einer minimalen Anzahl von redundanten Funktionskernen, nämlich zwei eine erhöhte Fehlerrobustheit zu erreichen, um eine Strahlungshärte auch ohne konventionell eingesetzte Abschirmungen und Bleiplatten zu ermöglichen. Hierdurch wird eine Langlebigkeit der technischen Funktion des Kleinstsatelliten erreicht, wobei auf eine Strahlungsharte Ausführung des Kleinstsatelliten weitgehend verzichtet werden kann, und lediglich mit Softwaretechnologie die Funktion und Ausfallsicherheit des Kleinstsatelliten gewährleistet werden kann.

Somit wird eine Verwendung energieeffizienter stark miniaturisierter Bauteile in heißer Redundanz vorgeschlagen, die durch Software auf einem„intelligenten" Watchdog überwacht werden. Fortgeschrittene FDIR-Software (Fault Detection, Identifikation and Recovery) ermöglicht nach Auftreten von Strahlungseffekten durch schnelle Detektion von Fehlern, gefolgt von der Initiierung rascher Umschaltvorgänge auf die noch fehlerfrei funktionierenden Komponenten und anschließend sofort eingeleiteten Re-Boot-Vorgängen der fehlerhaften Kompo-nenten eine so schnelle interne Reaktion, so dass ein Beobachter von außen gar keine Änderung der Funktionsfähigkeit dieser Elektronik-Komponente wahrnimmt. Diese Ausführungsform ist insbesondere für die sehr stark von zuverlässiger Funktionsfähigkeit abhängigen Elektronik-Komponenten im Bereich der Borddatenverarbeitung und der Lage-/Orbit-Kontrolle von besonderer Wich-tigkeit und stellt damit eine Kerngrundlage für kooperierende, verteilte, autonom reagierende Satelliten dar, beispielsweise beim Formationsflug.

In einer vorteilhaften Weiterbildung des Kleinstsatelliten kann das Antriebssys-tem zumindest ein Reaktionsrad und zumindest zwei Magnetfeldspulen, bevorzugt ein Reaktionsrad und zumindest drei, insbesondere sechs Magnetfeldspulen einer Magnettorquer-Einrichtung zur kombinierten Lageregelung in eine be-liebige Richtung umfassen. Das Reaktionsrad kann miniaturisiert und beispielsweise auf einer Einschubplatine angeordnet sein. Die zumindest zwei, insbesondere zumindest vier und bevorzugt sechs Magnetfeldspulen können auf Rückwänden von Gehäuseoberflächen des Kleinstsatelliten angeordnet sein. Mithilfe des Reaktionsrades kann im Sinne eines mechanischen Impulses zumindest entlang einer Achse ein Impuls zur Lageausrichtung in einer Achsenrichtung bereitgestellt werden. Durch Magnetfeldspulen einer Magnettorquer-Einrichtung kann eine Ausrichtung des Kleinstsatelliten entlang dem Erdmagnetfeld erreicht werden, wobei diejenige Magnetfeldspulen, die bestromt sind, sich in Richtung des Erdmagnetfeldes ausrichten und so eine Lagedrehung er-möglichen. Mit mindestens einem Reaktionsrad und zwei jeweils um 90° versetzten Magnetfeldspulen kann grundsätzlich eine Lageregelung mit einer minimalen Anzahl von Bauteilen und einer sehr geringen Energieaufnahme für die Lageregelung erreicht werden. Da sechs Gehäusewände den in der Regel kubischen Kleinstsatelliten begrenzen, ist es vorteilhaft möglich, im Sinne einer Gleichausbildung der Gehäusewände, auf jeder Gehäuserückwand eine Magnetfeldspule anzuordnen, so dass sechs Magnetfeldspulen, jeweils zwei paarweise in einer Achsrichtung angeordnete Magnetfeldspulen, und zumindest ein Reaktionsrad vorgesehen sind, um eine reaktionsschnelle und energieminimale Lageregelung des Kleinstsatelliten erreichen zu können.

In einer Fortbildung der vorgenannten Ausführungsform des Antriebssystems können zumindest zwei aus einer Gruppe von zumindest einem Sternsensor, zumindest einem Sonnensensor, zumindest einem Gyroskop, bevorzugt ein MEMS-Gyroskop und/oder zumindest ein Magnetometer, insbesondere zumindest ein 3D-Magnetometer, ein 3D-Gyroskop, sechs zweiachsige Sonnen-sensoren und sechs zweiachsige Sternensensoren auf einer Einschubplatine und/oder auf einer oder mehreren Gehäusewänden, insbesondere auf jeder

Gehäusewand angeordnet sein, wobei weiterhin bevorzugt das Reaktionsrad als miniaturisiertes Reaktionsrad zur Korrekturlageregelung auf einer Einsteckplatine oder auf der Grundplatine angeordnet ist. Der generelle Aufbau eines Reaktionsrades ist grundsätzlich bekannt wobei speziell für den Einsatz in Mini-atursatelliten vorgeschlagen wird, eine besonders energie-effiziente Realisierung mit einem Energiebedarf von 150 mW oder weniger bei besonders hohe Drehgeschwindigkeiten von 19.000 U/min oder mehr einzusetzen. Für eine Lageregelung im Antriebssystem ist es erforderlich, die relative Lage, d. h. Ausrichtung des Kleinstsatelliten gegenüber den anderen Satelliten der Formation und bezüglich der Erdoberfläche bestimmen zu können.. Hierzu kann eine Gruppe von zumindest zwei Sensoren, die aus einem Sternensensor, einem Sonnensensor, einem Gyroskop oder einem Magnetometer ausgewählt sind, eingesetzt werden. Ein Sternensensor ist in der Lage, die Lage der Sonne bezüglich einer Oberfläche des Kleinstsatelliten bestimmen zu können. Da die Sonne nur abschnittsweise entlang der Orbitalbahn für den Kleinstsatellit sichtbar ist, kann des Weiteren ein Sternensensor, der die Lage bezüglich eines Sternbildes oder eines Fixsternes bestimmen kann, umfasst sein. Ein Gyroskop ermöglicht im Raum die Bestimmung der Lage mittels eines Kreiselprinzips und ein Magnetometer kann die Lage in Bezug auf das Erdmagnetfeld bestimmen. Durch Kombination der einzelnen Sensoren, insbesondere bei Anordnung an einer Gehäusewand kann bei Gleichausführung aller sechs Gehäusewände eines kubischen Satelliten auf jeder Gehäusewand zumindest ein Sonnensensor, zumindest ein Gyroskop und ein 3D-Magnetometer sowie ein 3D-Gyroskop beispielsweise als MEMS-Gyroskop (Micro-Electro-Mechanical System) ausgeführt sein. Derartige MEMS-Gyroskope können als integrierte Schaltkreise, beispielsweise dreidimensional arbeiten, und umfassen oszillierende Komponenten, deren Beschleunigung und Richtungsänderungen erkannt werden können. Der Magnetometer kann als magnetoresistives Halbleiterbauteil, insbesondere als 3D-Magnetfeldkompass ausgeführt sein. Bevorzugt sind zumindest einzelne Sensoren auf Gehäuserückwänden oder Gehäusevorderseiten des Kleinstsatelliten angeordnet und ermöglichen eine energieeffiziente und einfache Lagere- gelung des Antriebssystems.

In einer bevorzugten Weiterbildung des Kleinstsatelliten umfasst das Antriebs-system zumindest einen elektrischen Antrieb, insbesondere zumindest einen FEEP-Antrieb (Feldeffekt-Emissionstriebwerk) oder einen Lichtbogenantrieb (micro arc thruster), insbesondere vier elektrische Antriebe, die bevorzugt als FEEP-Antriebe ausgebildet sind, die weiterhin bevorzugt im Kantenbereich oder Eckbereich des bevorzugt kubischen Gehäuses bevorzugt in oder an einem Gehäuserahmen angeordnet sein können. Der Gehäuserahmen umfasst als Strukturelemente vier einzelnen Kanten, die aus einem Leichtmetall wie Alumi-nium bestehen und die Trägerstruktur für die Gehäuseoberflächen des Kleinstsatelliten definieren. In diesem Kantenelement kann ein FEEP-Antrieb eingebaut sein, der in eine Richtung eine Antriebsleistung erzeugen kann. Ein FEEP-Antrieb ist eine Sonderform eines elektrothermischen Antriebs, wobei elektrische Leistung genutzt wird, um ein Arbeitsgas auf hohe Temperaturen aufzu-heizen und in geladene Teilchen (Ionen und Elektronen) aufzuspalten. Dabei wird zwischen einer Kathode und einer Anode ein Magnetfeld aufgespannt der die geladenen Treibstoffteilchen mit hoher Geschwindigkeit ausstößt. Durch die Impulserhaltung bewegt sich der Satellit in die entgegengesetzte Richtung zum ausgestoßenen Treibstoff. Der erforderliche Strom zum Aufbau des Magnetfel-des kann beispielsweise von Solarzellen, die auf der Oberfläche von Gehäusewänden des Kleinstsatelliten angeordnet sind, geliefert werden. Der zu erzeugende Schub ist relativ gering und liegt im Bereich von Millinewton, aber durch das geringe Gewicht eines Kleinstsatelliten unterhalb von 2 kg, bevorzugt unterhalb 1 kg, genügen eine geringe Antriebsleistung zur Erzeugung einer Lage-korrektur oder einer Trajektionskorrektur, insbesondere zur Vermeidung einer Relativkollision und zum Erhalt einer Flugbahn. Dabei wird nur sehr wenig Treibstoff benötigt und die Einsatzdauer des FEEP-Antriebs ist sehr hoch. Somit ergibt sich bei dem zwar leistungsschwachen Antrieb bedingt durch das im Verhältnis noch stärker reduzierte Gesamtgewicht ein superlinearer Antriebsef-fekt gegenüber herkömmlichen Antriebskonzeption bestehender Kleinstsatelli-tendesigns, da zwar ein Antrieb mit relativ geringer Schubkraft eingesetzt wird, aber durch die sehr geringe Eigenmasse des Kleinstsatelliten ein überraschend hohes Schub/Gewichtsverhältnis erreicht werden kann. Im Gegensatz zum Stand der Technik, bei dem - zumeist für einen einmaligen Gebrauch durch Erhitzung der Druck erhöht und durch das ausgestoßene Gas ein Rückstoß erzielt wird, ist der neuartige Ansatz der, dass zur Beschleunigung elektrisch geladene Teilchen in einem angelegten Magnetfeld eingesetzt wird, wobei dies exakt steuerbar, mehrfach wiederholbar und in geringen Impulsleistungen einsetzbar ist. Bevorzugt kann als Weiterbildung der vorgenannten Ausführungsform der Kantenbereich des Gehäuserahmens ein Hohlprofil oder ein Profil mit einer po-rösen Innenstruktur umfassen, in dem der Treibstoff, insbesondere Gallium. Ammoniak oder Hydrazin, für den elektrischen Lichtbogenantrieb gelagert ist. Bevorzugt ist der Treibstoff beim Startvorgang tiefgefroren gelagert und kann beim Erreichen eines Zielorbits verflüssigt werden. Somit wird vorgeschlagen, dass vier Eckprofile des Gehäuserahmens jeweils einen FEEP-Antrieb an ihren Endbereichen aufweisen, wobei der Kantenbereich des Gehäuserahmens als Hohlprofil ausgeführt ist, in dem in einer Start- oder Initialisierungsphase Treibstoff, insbesondere bei Raumtemperatur festes Gallium, Ammoniak oder Hydrazin für den elektrischen Antrieb gelagert ist. Somit wird vorgeschlagen, dass vier Eckprofile des Gehäuserahmens jeweils einen elektrischen Antrieb an ihren Endbereichen aufweisen, wobei der Kantenbereich des Gehäuserahmens als Hohlprofil ausgeführt ist, in dem in der Start- oder Initialisierungsphase Treibstoff gelagert wird. Anstelle des Hohlprofils kann auch eine poröse Innenstruktur des Strukturelements, z.B. als metallischer Schwammstruktur vorgesehen sein, wobei eine hohe Steifigkeit bei hoher Hohlraumdichte zur Treibstofflagerung er-reicht werden kann. Dadurch, dass tiefgefrorener Treibstoff das Hohlprofil bzw. die Schwammstruktur ausfüllt, wird eine hohe mechanische Stabilität, insbesondere bei einer Startphase des Kleinstsatelliten erreichen. Befindet sich der Satellit in seiner Orbitalposition, so kann der Treibstoff verflüssigt werden und dient zur Erzeugung der Antriebsleistung. Durch diese Ausführungsform wird kein separater Treibstofftank benötigt, sonder der Treibstoff konstruktiv in die mechanischen stabilen Teile des Gehäuserahmens integriert und dient selber

als mechanischer Stabilitätsträger in der Startphase.

In einer vorteilhaften Weiterbildung kann im Gehäuse ein Gehäuserahmen, mehrere Gehäusewände, insbesondere sechs Gehäusewände und eine Grundplatine mit zumindest zwei Stecksockel umfasst sein, wobei in der Grundplatine die Einschubplatine eingesteckt ist und die Einschubplatine in Kommunikation über einen Daten- und Energiebus, der zumindest einen, insbesondere mehrere der Kommunikationsprotokollstandards UART (Universal Asynchronous Receiver Transmitter), SPI (Serial Peripheral Interface), CAN (Controller Area Network), SpaceWire und/oder l2C (Inter-Integrated Circuit) , insbesondere ein serieller Informationsbus, unterstützt, um mit weiteren Einschubplatinen und/oder dem Antriebssystem und/oder zumindest einer Sensor-und/oder einer Aktuatoreinrichtung und einer Stromversorgungseinrichtung in Verbindung zu stehen. Hierdurch ist keinerlei zusätzliche Verkabelung notwendig, wie diese im Stand der Technik noch vorhanden ist und es sind alle Ener-gieversorgungs- und Datenübertragungsleitungen des Satelliten in der Grundplatine realisiert. Dieser Ansatz einer Grundplatine wesentlich im Hinblick auf den Einsatz bei Kleinst-Satelliten mit einer Masse < 10 kg.

In dieser Ausführungsform wird ein modularer Aufbau des elektrischen Systems des Kleinstsatelliten vorgeschlagen. Zentraler Bestandteil ist eine Grundplatine, die zumindest zwei, insbesondere mehrere Stecksockel umfasst, in der einzelne Einsteckplatinen eingesteckt werden können. Die Einsteckplatinen kommunizieren miteinander über einen Daten- und Energiebus, der zumindest ein oder mehrere Kommunikationsstandardprotokolle berücksichtigt. Des Weiteren kann auch ein SpaceWire-Kommunikationsprotokollstandard unterstützt sein. Ein SpaceWire-Bus ist ein Feldbus, den die ESA spezifiziert hat und der Seriell-und Vollduplexdaten mit hoher Geschwindigkeit transportieren kann. Er weist eine hohe Robustheit und einen geringen Stromverbrauch auf und insbesondere eine hohe EMV-Festigkeit und ist an Weltraumerfordernisse angepasst. Hierdurch ist es möglich, dass mehrere Einsteckplatinen in einem genormten Stecksystem über eine Grundplatine miteinander in Verbindung treten und Da- ten zwischen einzelnen Grundplatinen sowie die Stromversorgung und externe Daten zum Antriebssystem und zum Sensorsystem des Kleinstsatelliten ausgetauscht werden können. Bevorzugt sind zumindest Teile des Antriebssystems und des Sensorsystem, insbesondere die essentiellen Systemkomponenten hiervon in den Gehäusewänden bzw. im Gehäuserahmen angeordnet. Jede der Einsteckplatinen kann unterschiedliche Aufgaben aufnehmen, insbesondere eine Kommunikation (COMM), ein zentrales Rechensystem (OBDH), ein Antriebssteuerungssystem (ADCS) und ein Energieversorgungssystem (EPS) umfassen. Des Weiteren können Stecksysteme mit einer oder mehreren Einsteck-platinen (SENS) für die unterschiedlichen wissenschaftlichen und technischen Aufgaben des Kleinstsatelliten, beispielsweise für eine Radarüberwachung, eine visuelle Überwachung der Erdoberfläche, eine Kommunikationsbereitstellung oder Ähnliches genutzt werden. Somit sind die Kleinstsatelliten in einer minimalen Konfiguration voll flug- und steuerungstauglich und verfügen insbeson-dere über ein autark arbeitendes Kollisionsvermeidungssystem. Durch Ein-schub weiterer Funktionsplatinen können spezielle Funktionen des Satelliten für die verschiedenen Einsatzgebiete bereitgestellt werden.

In einer Weiterbildung der vorgenannten Ausführungsform kann die Grundplatine eine mehrstufige und skalierbare Stromversorgungseinrichtung umfassen, die Energie zumindest einer Photovoltaikzelle und/oder zumindest eines Akkumulators als Stromquelle bereitstellt, wobei eine Mehrzahl von Spannungswandlern, Ladereglern und Energieüberwachungs- und Energieschalteinrichtungen umfasst sind, um sowohl eine Energieabgabe der Stromquelle als auch Energieaufnahme von Energiesenken, insbesondere von Einschubplatinen oder Antriebssysteme zu erfassen, zu verteilen und zu regeln.

In dieser Ausführungsform wird ein elektrisches Energiesystem eines Kleinstsatelliten, insbesondere eines Picosatelliten im Sinne der Erfindung vorgeschlagen, bei der eine Energieerzeugung beispielsweise auf Basis von Solarzellen, die auf den Außenseiten der Gehäusewände angeordnet sind, erfolgt, und zu-sätzlich im Inneren ein Energiespeicher, beispielsweise als wiederaufladbarer Akkumulator oder als Brennstoffzelle oder Ähnliches, angeordnet ist. Der Energiespeicher kann durch die Solarzellen aufgeladen werden. Sowohl die Solarzellen als auch der Energiespeicher können das elektrische System des Kleinstsatelliten mit Strom versorgen, wobei kaskadiert verschiedene Span-nungsstufen bereitgestellt werden können, die im Fehlerfall einzeln abgeschaltet werden können. Hierdurch wird eine redundante redundante Energieerzeugung, Speicherung, Umwandlung und Verteilung erreicht. Dabei können sowohl mehrere DC/DC-Wandler zur Bereitstellung von Betriebsspannung aus den Fo-tovoltaikzellen bereitgestellt sein. Es können mehrere Laderegler zur Aufladung und zur Abgabe von Energie aus den wiederaufladbaren Energiespeichern vorgesehen sein. Die Energiespeicher können die Spannung in verschiedenen Spannungsebenen bereitstellen, wobei weitere DC/DC-Wandler verschiedene Spannungsstufen bereitstellen können. Die DC/DC-Wandler können effiziente, energiesparende Hoch- und Tiefsetzsteller umfassen. Auch können von einer Spannungsstufe durch weitere DC/DC-Wandler höhere oder niedrigere Spannungsstufen abgeleitet werden.

Ein derartiges EPS (Electric Power System) ermöglicht die Versorgung der einzelnen Subsysteme des Kleinstsatelliten auf vielfältige Art und Weise. So kann auf jeder Gehäusewandoberfläche eine Photovoltaikzelle angeordnet sein, so dass sechs individuell arbeitende Photovoltaikzellen zur Erzeugung regenerativer Energie miteinander verbunden werden können. Auf einer Einsteckplatine kann ein, zwei oder mehrere Akkumulatoren als Energiespeicher angeordnet sein, der bzw. die Energie speichern und abgeben können. Die Photovoltaikzelle auf jeder Gehäusewand kann zweigeteilt sein, und kann einen Zwischenraum definieren, in dem beispielsweise Lagesensoren angeordnet sein können. Auf der Rückseite der Gehäusewand kann eine Magnetfeldspule als Magnettorquer oder gleichwohl als Magnetometer eingesetzt sein. Der Magnetometer kann stromsparend in Art eines integrierten elektromagnetischen Halbleiterkompasses ausgeführt sein. Mithilfe von DC/DC-Wandlern kann die höhere Spannung der Photovoltaikzellen auf eine niedrige Spannung zur Aufladung einer Batterie oder eines Akkumulators herabgesetzt werden. Es können zum Beispiel Lithi- um-lonen-Batterien mit mehreren Amperstunden Kapazität eingesetzt sein. Dabei können Spannungen von etwa 3,4 V bis 3,9 V bereitgestellt werden und auf 5 V mit DC/DC-Wandlern erhöht werden. Dabei kann ein 3,3 V-Bus und ein 5 V-Spannungsbus zur Verfügung gestellt werden. Die Verteilung der Energie kann mithilfe von Schutzschaltern oder Stromsicherungen bereitgestellt werden. Überspannungs- und Überstromschutzmechanismen können vorgesehen sein. Hierdurch ist es möglich, redundant mit hoher Zuverlässigkeit ein Energiesystem für den Kleinstsatelliten bereitzustellen.

Nach einer weitergehenden Ausführungsform der vorgenannten Varianten des Kleinstsatelliten kann die Grundplatine planar ausgebildet sein und eine l/O-Platine mit zumindest einem analogen und/oder einem digitalen Interfaceanschluss umfassen, die in eine Steckseite der Grundplatine mit einer Mehrzahl von Stecksockeln einsteckbar ist. Dabei kann die Steckseite den Daten- und Energiebus und den Stecksockel umfassen und die Grundplatine seitwärts aus-gerichtet zumindest einen Gehäusewandkonnektor zur elektrischen Bindung mit einer Gehäusewand umfassen. Somit wird die Grundplatine des Kleinstsatelliten derart spezifiziert, dass sie planar als Basis für die Einsteckplatinen dient und mehrere Stecksockel umfasst. Eine einzelne I/O-Platine dient zur externen Kontaktierung des elektrischen Systems des Kleinstsatelliten und umfasst einen analogen und/oder digitalen Interfaceanschluss. Auf der Grundplatine ist der Daten- und Energiebus vorgesehen, der die einzelnen Stecksockel miteinander verbindet. Seitwärts, d. h. in der planaren Ebene der Grundplatine, ist zumindest ein, bevorzugt an verschiedenen Kantenseiten der Grundplatine, zwei, drei oder vier Gehäusewandkonnektoren vorgesehen, um eine Verbindung zu den angrenzenden Gehäusewänden herstellen zu können, die die Photovoltaikzel-len, die Magnetfeldspulen und die Sonnen- oder Sternensensoren und auch optische Sensoren umfassen können, und die über den Energie- und Datenbus mit den Einsteckplatinen gekoppelt sein können. Hierdurch wird ein Stecksystem ermöglicht, bei dem adaptiv der Kleinstsatellit für die verschiedenen Aufga-ben vorgerichtet werden kann. Die Gehäusewände können gegenseitig kontak-tierbar sein, beispielsweise über Flachbandstecker, so dass ein einzelner Ge- häusekonnektor zur Kontaktierung aller Gehäusewände genügen könnte.

In einer Weiterbildung der vorgenannten Ausführungsform kann die Einschubplatine zumindest eine Kommunikationsplatine (COMM), eine Rechnerplatine (OBDH), eine Energieversorgungsplatine (EPS) und/oder eine Lagere-gelungsplatine (ADCS) umfassen. In einer Gehäusewand sind zumindest eine Photovoltaikzelle und/oder zumindest eine Magnetfeldspule und/oder zumindest ein optischer Sensor und/oder eine Antenne umfasst, so dass der Gehäuserahmen zumindest Teile des Antriebssystems, insbesondere zumindest einen FEEP-Antrieb umfasst.

Diese Ausführungsform definiert eine Minimalzahl von Einschubplatinen, die zumindest eine Kommunikationsplatine, COMM - Communication, eine Rechnerplatine, OBDH - On-board Data Handling, eine Energieversorgungsplatine, EPS - Electrical Power System und/oder eine Lageregelungsplatine - ADCS Attitüde Determination and Control System umfasst. Zumindest das OBDH, das On-board Computer System, ist zweifach redundant ausgelegt und das Electrical Power System EPS ist redundant und skalierbar zur Verteilung der elektrischen Energie auf die einzelnen Subsysteme des Kleinstsatelliten ausgelegt. Die COMM-Einsteckplatine ist ein vollständiges redundantes UHF-Kommunikationssubsystem zur Kommunikation mit benachbarten Kleinstsatelli-ten, aber auch zur Kommunikation mit einer Bodenstation, insbesondere zum Empfang von Steuerdaten und zum Versenden von Sensordaten. Das ADCS dient dazu, Lage und Antrieb des Kleinstsatelliten zu beeinflussen und umfasst beispielsweise eine Kollisionsvermeidungsvorrichtung.

In einem nebengeordneten Aspekt wird eine Formation aus mehreren Kleinst-Satelliten vorgeschlagen, wobei Relativposition und Flugtrajektorie T jedes Kleinstsatelliten durch eine selbstständig und autark arbeitende Kollisionsver-meidungsvorrichtung veränderbar ist. Hierdurch wird ermöglicht, dass eine lokal konzentrierte Formation von Kleinstsatelliten, die dazu ausgelegt ist, eine lokal begrenzte Region der Erdoberfläche mit hoher Auflösung detektieren zu kön-nen, oder eine Formation von auf verschiedenen Erdumlaufbahnen verteilten

Kleinstsatelliten, die sich beispielsweise in Nähe der Polregion über schneiden, derart zu steuern, dass keine Kollision zwischen den Kleinstsatelliten auftreten kann. Die Kollisionsvermeidungsvorrichtung kann eine bidirektionale Kommunikation zwischen den Kleinstsatelliten ermöglichen, um eine Kollisionsvermei-dung zu erreichen und die Formation aufrechtzuerhalten, und kann eingerichtet sein, passive Fremdkörper zu detektieren, beispielsweise Weltraumschrott, Asteroiden, Kleinstmeteore oder andere Raumfahrzeuge, die keine bidirektionale Kommunikation unterstützen. Hierdurch ist es möglich, eine Formation von Kleinstsatelliten entlang eines LEO-Orbits mit hoher Lebensdauer und geringem Ausfallrisiko betreiben zu können.

In einer vorteilhaften Weiterbildung der Formation kann bei Überschreitung einer vorbestimmten Abweichung der Flugtrajektorie T eines Kleinstsatelliten durch eine Trajektorienkorrektur Tkk von einer Formationstrajektorie Ts eine Einzeltrajektorienkorrektur Tkk des Kleinstsatelliten oder eine Formationstrajek-torienkorrektur TSk der weiteren in Formation befindlichen Kleinstsatelliten zur Beibehaltung oder Neuausrichtung der Formationstrajektorie Ts vornehmbar sein, wobei bevorzugt die Kleinstsatelliten im bidirektionalen Austausch ihrer Relativlage und/oder ihrer Flugtrajektorie Tk stehen. In dieser Weiterbildung wird vorgeschlagen, dass bei einer erheblichen Abweichung einer ursprüngli-chen Flugtrajektorie Tk durch eine Kollisionsvermeidungsstrategie, die eine Trajektorienkorrektur Tkk auslöst, eine Rückkorrektur hinsichtlich einer Formationstrajektorie Ts vorgenommen werden kann, oder gegebenenfalls die Formationstrajektorie Ts für alle Kleinstsatelliten der Formation derart geändert wird, so dass die Formation beibehalten werden kann und eine Kollisionsvermeidung beispielsweise der gesamten Formation hierdurch bereitgestellt werden kann. Dabei ist es sinnvoll und vorteilhaft, wenn die Kleinstsatelliten im bidirektionalen Austausch stehen und ihre Relativlage und ihre Flugtrajektorie Tk oder ihre Trajektorienkorrektur Tkk mitteilen, so dass entschieden werden kann, ob die Formationstrajektorie Ts geändert werden kann, oder ob eine Einzeltrajektori-enkorrektur Tkk den ausweichenden Satelliten wieder in der Formation auf seinen ursprünglichen Platz rückbefördert, so dass die Formation beibehalten

werden kann.

ZEICHNUNGEN

Weitere Vorteile ergeben sich aus der vorliegenden Zeichnungsbeschreibung. In den Zeichnungen sind Ausführungsbeispiele der Erfindung dargestellt. Die Zeichnung, die Beschreibung und die Ansprüche enthalten zahlreiche Merkmale in Kombination. Der Fachmann wird die Merkmale zweckmäßigerweise auch einzeln betrachten und zu sinnvollen weiteren Kombinationen zusammenfassen.

Es zeigen:

Fig. 1 in einer skizzenhaften Darstellung eine erste Ausführungsform einer Formation von erfindungsgemäßen Kleinstsatelliten,

Fig. 2 in einer weiteren perspektivischen Darstellung eine weitere Ausführungsform einer Formation von Kleinstsatelliten gemäß der Erfindung,

Fig. 3 eine schematische Darstellung einer Kollisionsvermeidungsvor- richtung einer Ausführungsform eines erfindungsgemäßen

Kleinstsatelliten

Fig. 4 schematisch in einem Blockdiagramm eine Kollisionsvermei- dungsvorrichtung einer Ausführungsform eines erfindungsgemä- ßen Kleinstsatelliten

Fig. 5 eine Sprengdarstellung einer Ausführungsform eines Kleinstsatelliten gemäß der Erfindung,

Fig. 6 eine Detaildarstellung einzelner Ausbaustufen einer Ausführu form eines Kleinstsatelliten gemäß der Erfindung,

Fig. 7 die Grundplatine einer Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Kleinstsatelliten,

Fig. 8 einzelne Einsteckplatinen und Gehäusebestandteile einer Ausfüh- rungsform eines Kleinstsatelliten gemäß der Erfindung,

Fig. 9 Darstellungen von Einsteckplatinen für verschiedene Funktionen einer Ausführungsform eines Kleinstsatelliten der Erfindung,

Fig. 10 ein Bordrechner einer Ausführungsform eines Kleinstsatelliten gemäß der Erfindung,

Fig. 11 ein Blockdiagramm einer Watchdogeinrichtung einer Ausführungsform eines Kleinstsatelliten gemäß der Erfindung,

Fig. 12 eine schematische Darstellung eines Energieversorgungssystems einer Ausführungsform eines Kleinstsatelliten gemäß der Erfindung.

In den Figuren sind gleichartige Elemente mit gleichen Bezugszeichen beziffert. Die Figuren zeigen lediglich Beispiele und sind nicht beschränkend zu verstehen.

In der Fig. 1 a ist eine Formation 100 von Kleinstsatelliten 10 dargestellt. Die Formation 100 umfasst mehrere räumlich benachbarte Kleinstsatelliten 10, von denen jeder Kleinstsatellit eine Erdbeobachtung einer Erdoberfläche 108 bis zu einem Erdhorizont 106 innerhalb eines Einzelerfassungsbereichs 102 vornehmen kann. Durch eine Kombination der Einzelerfassungsbereiche 102 jedes Kleinstsatelliten 10 kann ein größerer Formationserfassungsbereich 104 abgedeckt werden, der einen relativ großen Oberflächenbereich der Erde kartogra-fieren kann. Der Schwerpunkt der Formation 100 bewegt sich entlang einer Orbitalbahn 150 Ts über der Erdoberfläche 108.

In diesem Darstellung ist die Formation 100 als eine räumlich begrenzte Aggre-gation von Kleinstsatelliten 10 ausgebildet, um einen großen Erdoberflächenbereich 104 durch Kombination von Einzelerfassungsbereichen 102 kartografieren zu können. Somit können große Bereiche der Erdoberfläche 108 bis zum Erd- horizont 106 aufgenonnnnen werden. Zwischen den einzelnen Satelliten 10 ist ein bidirektionaler Austausch 1 10 von Relativlage und Trajektorie der Einzelsatelliten 10 etabliert. Kommen sich Einzelsatelliten 10 zu nahe oder kreuzt ein Fremdkörper 30, so kann jeder Satellit, aber auch die gesamte Formation 100 eine Kollisionsvermeidungsstrategie verfolgen und Ausrichtung und Ein-zeltrajektorie derart steuern, dass dem Fremdkörper 30 ausgewichen werden kann. Dadurch kann sich die Orbitalbahn 150 Ts ändern und kann gegebenenfalls nachträglich wieder korrigiert werden, um eine vorgewählte Orbitalbahn weiter verfolgen zu können.

In der Fig. 1 b ist eine weitere Formation 100 von Kleinstsatelliten 10 entlang einer polaren Orbitalbahn 150 dargestellt. Dabei umkreisen eine Perlenschnur 154 von Kleinstsatelliten 10 entlang einer Orbitalbahn 150 die Erde, wobei eine Mehrzahl von Orbitalbahnen 150 entlang der Längengrade vorgesehen sein können und somit mehrere Perlenschnüre 154 von Kleinstsatelliten 10 die Erde umkreisen können. An den Polen 152 begegnen sich die Kleinstsatelliten 10 der einzelnen Orbitalbahnen 150, so dass es dort zu einer erhöhten Kollisionswahrscheinlichkeit kommt. Insbesondere in der Polnähe 152 ist somit der Einsatz einer Kollisionsvermeidungsvorrichtung 18 sinnvoll, um gezielte Ausweichmanöver der einzelnen Kleinstsatelliten 10 zueinander zu ermöglichen. Hierbei kann ein bidirektionaler Datenaustausch 1 10 zwischen den sich begegnenden Kleinstsatelliten 10 der verschiedenen Orbitalbahnen 150 sinnvoll sein, um mit einem möglichst geringen Energieaufwand eine Kollisionsvermeidung erreichen zu können.

Die Fig. 2 zeigt eine erste Ausführungsform eines Kleinstsatelliten, der im We-sentlichen einen quaderförmigen Aufbau besitzt. Der Kleinstsatellit 10 umfasst ein Gehäuse 12, das sich aus sechs Gehäusewänden 46 sowie 4 stabrahmen-artigen Gehäuseträgern 44 zusammensetzt. Jeder der Gehäusewände 46 weist zwei Photovoltaikzellen 66 auf, die beabstandet zueinander angeordnet sind, und in deren Zwischenraum beispielsweise Körpererkennungssensoren 84 in Form von optischen Sensoren 86, Sternensensoren oder Sonnensensoren an-

geordnet sein können. Des Weiteren gibt der Zwischenraum zwischen den Pho-tovoltaikzellen 66 die Möglichkeit, mittels einer I/O-Platine 78 Interfaceanschlüsse 82 zur Kontaktierung und Programmierung oder zum Auslesen von Daten vor einem Orbitalstart anschießen zu können. Des Weiteren ist zumin-dest in einem Eckbereich des kantenförmigen Gehäuses 12 eine Antenne 88 für Funkempfang, insbesondere für UHF-Empfang vorgesehen, mit dem ein Kontakt zu einer Bodenstation, aber auch zu benachbarten Kleinstsatelliten 10 hergestellt werden kann.

Zumindest vier Kanten des Gehäuses 12 werden von Rahmenträgern 44 aus-gebildet, die einen Gehäuserahmen definieren. In jedem Rahmenträger 44 kann ein FEEP-Antrieb 50 an einer stirnseitigen Ausgangsfläche angeordnet sein, wobei jeder Rahmenträger 44 ein Hohlprofil aufweisen kann, und in dieser Hohlkammer kann Treibstoff für den FEEP-Antrieb gelagert sein. Insbesondere kann der Treibstoff vor dem Start tiefgekühlt sein, und somit den Hohlrahmen mechanisch ausfüllen und zur mechanischen Stabilität des Gehäuserahmens beitragen. Im Orbit kann am Gehäuserahmen eine Heizung vorgesehen sein, um den Treibstoff zu erwärmen und damit flüssig zu machen, um eine Treibstoffzufuhr zum FEEP-Antrieb 50 bereitstellen zu können. Jeder der vier Rahmenträger 44 bildet ein eigenständiges Antriebssystem für den Kleinstsatelliten 10 aus, so dass allein durch Ansteuern eines einzelnen FEEP-Antriebs 50 sowohl ein Impuls als auch eine Drehrichtungsänderung der Lage des Kleinstsatelliten 10 erreicht werden kann. Durch gleichzeitiges Aktivieren aller FEEP-Antriebe 50 kann ein geradliniger Impuls entlang der Flugtrajektorie TK des Kleinstsatelliten 10 erzeugt werden. Im nach innen gerichteten, abgewandten Teil jeder Gehäusewand 46 können Magnetfeldspulen 38 einer Magnettorquer-einrichtung 1 16 und auch ein Magnetometer angeordnet sein, um eine Ausrichtung am Magnetfeld oder eine Lage des Magnetfelds relativ zur Lage des Kleinstsatelliten 10 messen zu können. Hierdurch kann ein äußerst kompaktes Design geschaffen werden, das im Startzustand robust ist und mit möglichst ge-ringem Volumen und Gewicht eine Anordnung der einzelnen Funktionsbauteile im Inneren des Satelliten erlaubt.

In der Fig. 3 ist ein erstes Ausführungsbeispiel eines Antikollisions- und Rela-tivnavigationsverfahrens dargestellt. Ein Kleinstsatellit 10 kann mittels Körpererkennungssensoren 84 einen Fremdkörper 30 oder einen weiteren Kleinstsatelliten 10 erfassen, wobei zumindest eine Relativgeschwindigkeit und eine Re-lativtrajektorie bestimmt werden können. Der Fremdkörper 30 kann beispielsweise ein Asteroid oder Weltraumschrott, beispielsweise Teile einer abgebrannten Raketenstufe oder Teile von künstlichen Himmelskörpern sein. Die Kollisi-onsvermeidungsvorrichtung 18 erzeugt einen Kollisionsschlauch 26 mit einem Durchmesser Dk, der ein Mehrfaches des Durchmessers des Kleinstsatelliten 10 beträgt und diesen somit umfasst. Der Kollisionsschlauch 26 weist weiterhin einen Aufweitungswinkel α auf, der in Abhängigkeit der Relativgeschwindigkeit zwischen dem Kleinstsatelliten 10 und einem Fremdkörper 30 oder einem benachbarten Kleinstsatelliten 10 aufgeweitet werden kann, um den Koallitions-schlauch zu vergrößern oder zu verkleinern. Die Kollisionsvermeidungsvorrich-tung 18 bestimmt des Weiteren die Trajektorie Tf des Kleinstsatelliten 10 oder des Fremdkörpers 30 und definiert einen Fremdkörperschlauch 32, der mit einem Durchmesser Df zum einen die Größe des Fremdkörpers 30 oder benachbarten Kleinstsatelliten 10 umfasst, zum anderen ebenfalls einen Aufweitungswinkel aufweist, der in Abhängigkeit der Relativgeschwindigkeit zwischen dem Kleinstsatelliten 10 und dem Fremdkörper verändert werden kann, wobei eine hohe Relativgeschwindigkeit und/oder eine abnehmende Entfernung einen vergrößerten Winkel der einzelnen Schläuche zur Folge hat.

Die Kollisionsvermeidungsvorrichtung 18 kann ein Durchsetzen von Kollisionsschlauch 26 und Fremdkörperschlauch 32 berechnen, und hieraus eine Kollisi-onsgefahr detektieren. In diesem Fall würde bei Weiterverfolgung der Trajektorie Tk und unter der Annahme, dass der Fremdkörper seine bestimmte Eigen-trajektorie Tf weiterverfolgt, eine Kollision nicht ausgeschlossen werden. Aus diesem Grund bestimmt die Kollisionsvermeidungsvorrichtung 18 eine Trajekto-rienkorrektur Tk, so dass sich Fremdkörperschlauch 32 und Kollisionsschlauch 26 nicht weiter überlappen. Hierdurch kann das Antriebs- und Lagesystem 16, das insbesondere eine Lageregelung und eine Antriebsregelung der Triebwerke umfasst, derart gesteuert werden, dass mit minimalem Energieaufwand die Trajektorienkorrektur Tk erfolgen kann. Hierdurch kann effektiv eine Kollision mit Fremdkörpern 30, die möglicherweise der Flugbahn des Kleinstsatelliten 10 zu nahe kommen, ausgeschlossen werden.

Die Fig. 4 zeigt eine weitere Ausführungsform der Kollisionsvermeidungsvor-richtung 18 des Kleinstsatelliten 10. Die Kollisionsvermeidungsvorrichtung 18 umfasst eine Körperortungseinrichtung 20, an der Körpererkennungssensoren 84 beispielsweise optische Sensoren 86 oder eine Antenne 88 als Funk- oder Radarsensor angeordnet sein kann. Der optische Sensor 86 kann beispielswei-se eine optische Kamera, und/oder eine Infrarotkamera sein. Die Körperortungseinrichtung 20 berechnet einen Kollisionsschlauch 26 entlang der Flugbahn, die auch als Flugtrajektorie Tk bezeichnet wird. Des Weiteren kann durch die Körpererkennungssensoren 84 ein in der Nähe befindlicher Fremdkörper 30 erkannt werden, und durch Beobachtung der relativen Abstandsänderung zum Fremdkörper 30 dessen Trajektorie Tf bestimmt werden. Ausgehend von der Kenntnis der eigenen Flugtrajektorie Tk und der Fremdkörpertrajektorie Tf kann der Kollisionsschlauch 26 und ein Fremdkörperschlauch 32 bestimmt werden. In der Kollisionsprädiktionseinrichtung 22 kann der Kollisionsschlauch 26 mit dem Fremdkörperschlauch 32 verglichen werden und eine Durchsetzung dieser Schläuche kann erkannt werden, wonach eine Veränderung der Flugtrajektorie Tk geboten ist, um eine Kollision zu vermeiden.

Erkennt die Kollisionsprädiktionseinrichtung 22 die Gefahr einer Kollision, kann eine Ausweicheinrichtung 24 eine energieminimale Trajektorienkorrektur Tkk bestimmen, durch die mit möglichst geringem Energieverbrauch und Rich-tungsänderung eine Lage- und Schubkorrektur vorgenommen werden kann, so dass der Kollisionsschlauch 26 nicht mehr vom Fremdkörperschlauch 32 durchsetzt wird. Die Ausweicheinrichtung 24 bestimmt hierzu Steuerinformationen zur Steuerung des Antriebs- und Lagesystems 16, insbesondere eines Reaktionsrades 40 zur Änderung der Relativlage oder Magnettorquer 1 16, um die Aus-richtung des Kleinstsatelliten 10 zu verändern, und hiernach mittels eines

FEEP-Antriebs 50 einen Impuls auf den Kleinstsatelliten 10 zu geben, so dass die Trajektorienkorrektur Tkk eingestellt wird. Somit kann eine Kollision mit benachbarten Fremdkörpern 30 vermieden werden. Handelt es sich bei dem Fremdkörper 30 um einen weiteren Kleinstsatelliten 10, so kann, beispielsweise durch eine bidirektionale Kommunikation 1 10 zwischen den Kleinstsatelliten 10, Relativlage und Trajektorie der Kleinstsatelliten 10 ausgetauscht werden, und ein abgestimmtes Verhalten zur Vermeidung einer Kollision zwischen den Kleinstsatelliten 10 ausgehandelt werden.

In der Fig. 5 ist eine Explosionszeichnung des in Fig. 2 dargestellten Kleinstsa-teil iten 10 dargestellt. Der Kleinstsatellit 10 umfasst sechs Gehäusewände 46, auf denen Photovoltaikzellen 66 angeordnet sind, wobei zwischen zwei benachbarten Photovoltaikzellen 66 ein mittlerer bandförmiger Bereich ausgespart ist, in denen eine Sensorik untergebracht werden kann. Es ist möglich, Körpererkennungssensoren 84 wie Kamera oder Radarsensoren in diesem Bereich anzuordnen. Die sechs Gehäusewände 46 sind an vier Rahmenträger 44 befestigt, wobei jeder Rahmenträger 44 einen Lichtbogenantrieb 50 umfasst und in einem Hohlraumprofil des Rahmenträgers 44 der Treibstoff gelagert ist. Jeder Rahmenträger 44 kann eine elektrische Heizung umfassen, die es ermöglicht, Treibstoff im Rahmenträger 44 zu erwärmen, um für den Betrieb des Lichtbo-genantriebs 50 die notwendige Treibstoffversorgung bereitstellen zu können. Im Inneren des Kleinstsatelliten 10 ist eine Grundplatine 48 angeordnet, die Stecksockel auf einer Steckseite 80 aufweist, in denen Einschubplatinen 14 eingesteckt sind. Jede Einschubplatine 14 kann unterschiedliche Aufgaben aufweisen, und beispielsweise die Energieversorgung, die Lageregelung, einen über-geordneten Prozessrechner oder eine Kommunikationsfunktion bereitstellen. Des Weiteren ist eine I/O-Platine 78 in der Grundplatine 48 eingesteckt, die l/O-Interfaceanschlüsse 82 zur externen Programmierung und Auslese von Daten vor dem Start aufweist. Die Interfaceanschlüsse 82 können beispielsweise einen analogen und einen digitalen Anschluss aufweisen, um sowohl analoge als auch digitale Daten ein- und auslesen zu können.

In der Fig. 6 sind in Einzelfiguren 6a bis 6d Montageschritte einer Ausführungs-form eines erfindungsgemäßen Kleinstsatelliten 10 dargestellt. In der Fig. 6a ist die Grundplatine 48 mit der Steckseite 80 dargestellt, auf der einzelne Stecksockel 54 angeordnet sind, die durch einen Daten- und Energiebus 56 miteinan-der verbunden sind. An einem äußersten Stecksockel 54 ist eine I/O-Platine 78 eingestellt, der zwei I/O-Interfaceanschlüsse 82 bereitstellt, mit der vor dem Start der Kleinstsatellit programmiert werden kann. Sowohl die Grundplatine 48 als auch die I/O-Platine 78 weist Gehausewandkonnektoren 58 auf, die in der Lage sind, umliegende Gehäusewände 46 elektrisch zu kontaktieren, um bei-spielsweise Strom aus dem darauf befindlichen Photovoltaikzellen 66 abzugreifen als auch Magnetspulen, die als Magnettorquer oder auch als Magnetometer dienen können, anzusprechen.

In der Fig. 6b sind weitere Einsteckplatinen 14, insbesondere eine EPS-Platine zur Bereitstellung einer Energieversorgung, eine ADCS-Platine zur Bereitstel-lung einer Lage- und Antriebssteuerung, eine OBDH-Platine zur Bereitstellung einer übergeordneten Rechnerfunktionalität und eine COMM-Platine zur Bereitstellung einer Kommunikationsfähigkeit eingesteckt. Des Weiteren ist eine Sensorplatine SENS zur Bereitstellung einer Sensorfähigkeit, beispielsweise für Erdbeobachtung, Wetterbeobachtung oder diverse Überwachungsfunktionalitä-ten in das modulare System der Grundplatine 48 eingesteckt.

In der Fig. 6c wird eine weitere Ausbaustufe gezeigt, in denen die Rahmenträger 44 rechtwinklig zur Grundplatine 48 parallel zu den Kanten der Einsteckplatine 14 angeordnet sind. Des Weiteren ist ein Reaktionsrad 40, das sich auf der ADCS-Platine befindet, sichtbar, sowie eine Antenne 88, die auf der COMM-Platine angeschlossen ist, dargestellt. Die einzelnen Funktionsplatinen 14 sind mittels Stabilisierungselementen 28 als Verschraubungsbolzen miteinander verbunden, die zusätzlich

Schließlich zeigt die Fig. 6d die Montage der Gehäusewände 46, auf denen Photovoltaikzellen angeordnet sind, und die des Weiteren Körpererkennungs-sensoren 84 und Gehäusewandausnehmungen 1 12, beispielsweise für den An-

schluss der I/O-Interface-Anschlüsse 82 umfassen. Die Gehäusewände 46 stellen eine regenerative Energieversorgung mittels Photovoltaikzellen 66 bereit, und beinhalten Teile der Lageregelung mit Magnetfeldspulen 38 einer Magnet-torquereinrichtung 1 16 auf ihrer Gehäuserückwand sowie Magnetometer und Sensorikelemente zur Beobachtung der näheren Umgebung in Trajektorienrich-tung für die Kollisionsvermeidung und zur Erfassung einer relativen Lage sowie Sternen- und Sonnensensor. Die Trajektorienrichtung befindet sich gegenüberliegend der Gehäuseseite, an der der Lichtbogenantrieb angeordnet ist.

In der Fig. 7 ist in einer 3-Tafel-Projektion der Aufbau der Grundplatine 48 und der I/O-Interfaceplatine 78, die das Grundgerüst des Kleinstsatelliten 10 bildet, dargestellt. Die Grundplatine 48 weist mehrere Stecksockel 54 auf, in denen unterschiedliche Einschubplatinen 14 eingesteckt werden können. Die Stecksockel 54 sind auf einer Steckseite 80 der Grundplatine 48 angeordnet. Auf der Unterseite der Grundplatine 48 ist ein Daten- und Energiebus 56 angeordnet, der die einzelnen Kontakte der Stecksockel 54 miteinander verbindet. An einem Stecksockel 54 an der Kante der Grundplatine 48 ist eine I/O-Platine 78 eingesteckt. Diese umfasst I/O-Interfaceanschlüsse 82 zum Programmieren und Auslesen von Daten des Kleinstsatelliten 10 vor dem Start und dient zur Konfiguration, Programmierung und zum Testen der Funktionsfähigkeit des elektrischen Systems. Die Grundplatine 48 und die I/O-Interfaceplatine 78 weist Gehäuse-wandkonnektoren 58 zum elektrischen Kontaktieren der Gehäusewände 46 auf, um die Energie- und Sensor- und Aktuatorsysteme der Gehäusewände 48 elektrisch verbinden zu können.

In der Fig. 8 sind die einzelnen Bauteilgruppen des Kleinstsatelliten 10 als Bau-teilset dargestellt. Das Bauteilset setzt sich aus fünf Einschubplatinen 14 und einer Grundplatine 48 zusammen, die die Standardkonfiguration des Kleinstsatelliten 10 darstellt. Die Grundplatine 48 weist mehrere Stecksockel 54 auf, die durch einen Daten- und Energiebus 56 miteinander verbunden sind. Die einzelnen Einschubplatinen 14 sind eine I/O-Platine 78 mit I/O-Interfaceanschlüssen 82 zum elektrischen Kontaktieren des Kleinstsatellitensystems sowie eine

OBDH-Platine, die zwei Funktionskerne 34 aufweist, eine EPS-Platine mit einem Akkumulator 64 zur Bereitstellung einer Energieversorgung, eine ADCS-Platine zur Lageregelung und eine COMM-Platine mit einem HF-Teil zum Senden und Empfangen von Daten mittels Funkwellen. Jede der Einschubplatinen 14 weist eine gleichkonfigurierte Steckerleiste 1 14 auf, die in einen Stecksockel 54 der Grundplatine 48 eingesteckt werden kann. Zusätzlich sind vier Rahmenträger 44 angeordnet, wobei jeder Rahmenträger einen Lichtbogenantrieb 50 integriert, der das Haupttriebwerk des Kleinstsatelliten 14 darstellt. Des Weiteren sind sechs Gehäusewände 46 vorgesehen, die an ihrer Außenseite jeweils zwei Photovoltaikzellen 66 aufweisen, die gegeneinander beabstandet sind, um so Platz für eine Sensorik, insbesondere Körpererkennungssensoren 84, und Ausnehmungen 1 12 für die Kontaktierung von I/O-Interfaceanschlüsse 82 zu bieten. Auf der Rückwand der Gehäusewände 46 sind Magnetfeldspulen 38 angebracht, die sowohl Teil eines Magnettorquers als auch als Magnetometer verwendet werden können, um die Lage des magnetischen Feldes der Erde zu messen, und mittels Stromfluss die Lage des Kleinstsatelliten 66 gegenüber den Erdmagnetfeldlinien ausrichten zu können. Durch Gehäusewandausneh-mungen 1 12 können die I/O-Interfaceanschlüsse 82 kontaktiert werden, aber auch Sensoren, die beispielsweise auf einer Einschubplatine 14 angeordnet sind, nach außen gerichtet sein.

In der Fig. 9a ist die Einschubplatine ADCS näher dargestellt. Diese umfasst ein Reaktionsrad 40, mit der entlang einer Achsenlage ein Impuls zur Änderung der Orientierung des Kleinstsatelliten 10 erzeugt werden kann. Hierzu ist eine entsprechende Steuereinheit 122 der Lageregelung vorgesehen, die gleichwohl redundant ausgelegt sein kann, und die über eine Watchdogeinrichtung 36 überwacht werden kann, so dass eine erhöhte Robustheit und Strahlungssicherheit des ADCS-Systems ermöglicht werden kann. An zwei gegenüberliegenden Außenkanten der Einschubplatine 14 sind Gehäusewandkonnektoren 58 angeordnet und mittels einer Steckerleiste 1 14 kann der Energie- und Da-tenbus 56 der Grundplatine 48 kontaktiert werden.

Die Fig. 9b zeigt die Rückseite einer Gehäusewand 46, die sandwichartig aufgebaut ist und in ihrem Inneren einen Aluminiumkern 120 zur Erhöhung der Stabilität und zur Kühlung und Abschirmung besitzt. Der Aluminiumkern 120 dient zur Erhöhung der mechanischen Steifigkeit und schützt in geringem Maße vor Strahlung und dient zur Ableitung von thermischer Energie. Auf der Vorderseite der Gehäusewand 46 sind zwei Photovoltaikzellen 66 angeordnet und auf der Rückseite ist eine Magnetfeldspule 38 angeordnet, die mit einer Magnetspulen-Steuereinheit 1 18 in Verbindung steht. Die Magnetspulen-Steuereinheit 1 18 kann die Magnetspule 38 als Magnettorquereinrichtung 1 16 betreiben und somit eine Ausrichtung der Lage des Kleinstsatelliten entlang des Magnetfelds der Erde erreichen, als auch als Magnetometer dienen, um einen magnetischen Lagesensor bereitstellen zu können. An den vier Eckbereichen der Gehäusewand 46 tritt ein mechanisch verstärkter Aluminiumkern 120 hervor, um die mechanische Stabilität der Gehäusewand 46 bereitstellen zu können, die sowohl zur Energieversorgung als auch zur Lageregelung des Kleinstsatelliten 10 mittels der Magnettorquereinrichtung 1 16 ausgerüstet ist. Zumindest an einer Längs- und einer Querseite der Gehäusewand 46 sind Gehäusewandkon-nektoren 58 angeordnet, um benachbarte Gehäusewände 46 sowie die im Inneren befindliche Grundplatine 48 und/oder eine Einschubplatine 14 elektrisch kontaktieren zu können.

In der Figur 10a ist in einer perspektivischen Darstellung eine Einschubplatine 14 des OBDH, des On-Board-Data-Handling-Systems, d. h. des übergeordneten Prozessrechners dargestellt. Der OBDH umfasst zwei funktional gleich aufgebaute Funktionskerne 34a, die jeweils über eigene Speichereinrichtungen 134a und 134b verfügen. Eine Watchdogeinrichtung 36 überwacht die korrekte Funktion der beispielsweise im Master-Slave-Betrieb arbeitenden beiden Funktionskerne 34a und 34b, und kann im heißen Betrieb zwischen diesen beiden Funktionskernen 34a und 34b umschalten, sowie einen oder beide Funktionskerne 34a, 34b resetten, um einen zuverlässigen Betrieb gewährleisten zu kön-nen. Die Kontaktierung des Daten- und Energiebusses 56 der Grundplatine 48 erfolgt mittels einer Steckerleiste 1 14.

In der Fig. 10b ist ein Blockschaltdiagramm die funktionale Aufteilung des OBDHs dargestellt. Die beiden Funktionskerne 34a und 34b stehen miteinander in Verbindung und können Daten und Speicherinformationen austauschen. Eine übergeordnete Watchdogeinrichtung 36 überwacht die Ein- und Ausgabedaten der beiden Funktionskerne 34 und deren korrektes Arbeiten und kann beispielsweise Testabläufe initiieren, und Abweichungen zwischen den Funktionskernen 34a, 34b feststellen, die auf ein inkonsistentes Verhalten hinweisen. Dabei kann einer oder beide Funktionskerne 34a, 34b neu gebootet werden, beispielsweise hardwaremäßig oder softwaremäßig resettet werden oder es können Ergebnisse einer der beiden Funktionskerne 34a, 34b korrigiert werden. Die Funktionskerne 34a, 34b können im Master-Slave-Betrieb oder einzeln und autonom betrieben werden oder auch synchron, parallel und unabhängig voneinander arbeiten. Die Funktionskerne 34a, 34b sind über Abkopplungseinrichtungen 132 an den Daten- und Energiebus 56 angeschlossen. An diesem Da-ten- und Energiebus 56 können des Weiteren Speichereinrichtungen 134, Zeit-und Taktgebereinrichtungen 136, das Gehäuserückwandinterface 138 und Sensor- oder Aktuatoreinrichtung 140, wie beispielsweise ein Antrieb und Lagesystem 16 sowie Funk- oder optische Sensoren angeschlossen sein. Gleichwohl können einzelne dieser Komponenten auch auf der Einsteckplatine 14 an-geordnet sein. Die Funktionskerne 34a, 34b können von der Watchdogeinrichtung 36 funktional vom Bordsystem getrennt und neu gestartet werden. Dabei kann die Watchdogeinrichtung 36 nach einem FDIR-Algorithmus arbeiten, um eine hohe Robustheit und Strahlungshärte auch ohne konventionelle Abschirmtechniken gegen die Weltraumstrahlung erreichen zu können.

Die Watchdogeinrichtung 36 kann mehrstufig arbeiten und zum Beispiel in einer ersten Stufe softwaremäßig die einzelnen Funktionskerne resetten. In einer zweiten Stufe kann ein Hardwarereset, beispielsweise durch kurzfristige Unterbrechung der Spannungsversorgung eines der Funktionskerne 34 oder aller Funktionskerne 34a, 34b erfolgen. In einer dritten Stufe kann eine softwaremä-ßige Überwachung von Ausgabeergebnissen der Funktionskerne 34 stattfinden, um so auf verschiedenen Ebenen eine erhöhte Ausfallsicherheit bieten zu kön- nen.

In der Fig. 1 1 ist schematisch eine sogenannte Toggle-Watchdog-Unit (TWU) als Watchdogeinrichtung 36 des Kleinstsatelliten 10 dargestellt. Dabei wird ein Ausgang eines Funktionskerns 34 überwacht, und sofern dieser nicht innerhalb eines vorgegebenen Zeitrasters ein Aktivitätssignal ausgibt, wird davon ausgegangen, dass der Funktionskern 34 abgestürzt ist. In diesem Fall wird ein Reset beider Funktionskerne 34a, 34b durchgeführt und hiernach die Master-Slave-Konfiguration getauscht, so dass der bisherige Master- als Slave- und der bisherige Slave- als Masterfunktionskern dient. Mit der gleichen Logik wird die Ab-kopplungseinrichtung132 aktiviert, um die einzelnen Funktionskerne 34a, 34b mit dem Daten- und Energiebus 56 verbinden zu können. Der TWU der Watchdogeinrichtung 36 umfasst dabei eine Watchdogeinheit 142, eine FPGA-Einheit 144 und eine Logikgattereinheit 146 zur Bereitstellung des Umschaltverhaltens. Hierdurch ist es möglich, dass der OBDH sich selbst überwacht und in einem Fehlerfall selbst regeneriert.

Schließlich ist in Fig. 12 eine Energieversorgungseinrichtung 60 ESP des Kleinstsatelliten 10 dargestellt. Die Energieversorgungseinrichtung 60 umfasst einen Photovoltaik-Energieversorgungsbereich 124, ein Akkumulatoren-Energieversorgungsbereich 126 und einen Energieregelungs-Subbereich 130. Durch die hierdurch aufgeteilte Architektur der Energieversorgungseinrichtung 60 ist es möglich, eine hohe Robustheit der Energieversorgung der einzelnen Funktionskomponenten des Kleinstsatelliten 10 zu erreichen.

Der Photovoltaik-Energieversorgungsbereich 124 umfasst als Stromquelle 62 eine oder mehrere Photovoltaikzellen 66. Über mehrere DC/DC-Spannungswandler 68 wird die Energie der Photovoltaikzellen 66 auf verschiedenen Spannungsstufen bereitgestellt. Hierbei können Energieüberwachungseinrichtungen 72 zum Beispiel Strom- oder Spannungsmonitore 72 die Höhe der von den Photovoltaikzellen 66 gelieferten Energie feststellen. Die elektrische Energie wird an den Akkumulatoren-Energieversorgungsbereich 126 wei-tergegeben. Darin sind ein, zwei oder mehrere Akkumulatoren 64 umfasst, die auf der ESP-Einschubplatine angeordnet sein können, und über den Strom der Photovoltaikzellen 66 aufgeladen werden können, und beispielsweise im Kernschatten der Erde Energie an die Energieversorgungseinrichtung 60 abgeben können. Es sind Energieschalteinrichtungen 74 vorgesehen, um die Akkumula-toren 64 zu- und abschalten zu können. Über eine Kaskade von Energiewandlern 68 können verschiedene Höhen von Ausgangsspannungen bereitgestellt werden. In diesem Fall umfasst der Energieversorgungsbereich 126 zwei parallel arbeitende Akkumulatoren 64, die sowohl parallel als auch unabhängig voneinander Energie bereitstellen können. Die Energie wird auf drei Spannungs-ebenen an den Energieregelungssubbereich 130 weitergegeben. Darin sind weitere Energieschalteinrichtungen 74 vorgesehen, die die einzelnen Subsysteme des Kleinstsatelliten speisen. Auch kann von einem einzelnen Spannungsniveau mit weiteren DC/DC-Spannungswandlern 68 andere Spannungsniveaus abgeleitet werden. Somit können verschiedene unabhängig arbeitende Energieversorgungskreise bereitgestellt werden, wobei sowohl auf Energie von den Photovoltaikzellen 66 als auch von den Akkumulatoren 64 zurückgegriffen werden kann. Es werden verschiedene Spannungsniveaus bereitgestellt, so dass unterschiedliche Subsysteme mit unabhängigen und andersartigen Spannungsniveaus versorgt werden können. Durch zahlreiche Energieschalteinrich-tungen 74 und Spannungswandlern 68 kann selbst bei Ausfall eines Spannungsniveaus dieses durch Spannungswandlung und Abschalten des betroffenen Energieschaltkreises überbrückt werden. Dadurch ist ein kontinuierlicher Betrieb selbst bei Ausfall eines oder mehrere Akkumulatoren 64 oder Ausfall eines oder mehrerer Photovoltaikzellen 66 oder bei Kurzschluss eines oder mehrerer Funktionselemente des Kleinstsatelliten 10 gegeben.

Ein erfindungsgemäßer Kleinstsatellit kann mit geringen Leistungsreserven eine hohe Lebensdauer erreichen. Dies wird insbesondere durch ein mehrstufiges Energieversorgungskonzept erreicht. Im Bereich der Redundanz und Fehlersicherheit kann auf ein„Majority Voting" verzichtet werden, wobei mittels fortge-schrittener FDIR-Technologie lediglich die Redundanz zweier komplementär arbeitender Systeme ausgenutzt werden kann. Dabei können beispielsweise

auch Speicherbereiche in Datenbanken korrigiert oder darin Fehler erkannt werden. In der Laufzeit des Systems kann eine Umschaltung zwischen Master und Slave vorgenommen werden, so dass ohne größere zeitliche Verzögerung eine Umschaltung eines fehlerhaften Systems erfolgen kann, und somit keiner-lei Betriebsstörungen im Kleinstsatelliten auftritt. Mithilfe von FDIR-basierenden Watchdogeinrichtungen kann mit einer Anzahl von nur zwei Funktionskernen redundant eine hohe Betriebssicherheit und Strahlungshärte auch ohne konventionelle Abschirmung des Kleinstsatelliten gewährleistet werden, so dass ein geringes Gewicht erzielt werden kann.

Bei einem geringen Volumen und einer geringen Masse und Energie kann ein leistungsfähiges, formationsfähiges Kleinstsatellitensystem bereitgestellt werden. Es wird auf kommerziell verfügbare elektrische Bauteile, die nicht strahlungshart sind, zurückgegriffen. Durch ein neuartiges Antriebssystem mit Lichtbogenantrieb, bei dem Treibstoff in Gehäusestrukturteilen untergebracht wer-den kann, kann das Antriebssystem minimiert werden. Ein ausgeklügeltes Lageregelungssystem, das mittels Magnetometer, Sonnen- und Sternensensor und Gyroskopen die relative Lage erkennen kann, sowie kombiniert mit dem Antriebssystem, kann in Verbindung mit der erfindungsgemäßen Kollisionsver-meidungseinrichtung eine lange Lebensdauer in einer Orbitalbahn gewährleis-ten.

Der Kleinstsatellit ist als Baukastensystem ähnlich wie bei dem modularen Baukastensystem im PKW-Bau konzipiert und kann kostengünstig und einfach für unterschiedliche Aufgabenzwecke mit einer Grundkonfiguration bereitgestellt werden. Durch einen hohen Anteil von Gleichteilen können geringe Stückkosten erreicht werden, so dass eine Satellitenplattform vorgeschlagen ist, die eine extrem hohe Lebensdauer, geringe Kosten, und hohe Verwendbarkeit aufweist. Durch die Relativnavigation und die Kollisionsvermeidung kann ein Mehrsatellitensystem ausgebildet sein, das ohne Bodenkontakt autark arbeiten kann, um die gewünschten Aufgaben zu erreichen. Es sind für eine Strahlenabschirmung keine Bleiplatten notwendig und es kann auf Spezialentwicklungen für unter-

schiedliche Satelliteneinsatzzwecke verzichtet werden.

Das Kleinstsatellitensystem zeichnet sich durch eine Selbstorganisationsfähigkeit und eine hohe Robustheit aus. Durch die Verwendung von industriellen Standards, wie den Energie- und Datenbusstandards können industriell verfüg-bare Standardkomponenten für miniaturisierte Systeme und Komponenten in schwierigen extraterrestrischen Einsatzumgebungen mit hohen Störniveaus eingesetzt werden. Die modulare Systemarchitektur der einzelnen Komponenten ermöglicht eine flexible Integration und Produktion. Die einzelnen Kleinstsatelliten können automatisiert beispielsweise mithilfe von Robotern produziert werden. Durch automatisierte Tests kann die Funktionalität und die Leistung der Kleinstsatelliten vor dem Start sichergestellt werden.

Somit können kostengünstige verteilte Satellitensysteme für unterschiedliche Einsatzzwecke bereitgestellt werden. Diese können zum Beispiel für die Karto-grafie, für Positionierungsaufgaben oder für unterschiedliche Aufgaben im IT-Bereich eingesetzt werden. Auch können derartige Kleinstsatellitenformationen für kommerzielle Unternehmen, beispielsweise für ein Flottenmanagement oder ein Fernwartungssystem oder für Regierungsaufgaben, beispielsweise Frühwarnsysteme, Erderkundungen nach Umweltkatastrophen oder militärische Anwendungen genutzt werden. Es handelt sich bei der Satellitenformation um ein hochsicheres und hochminiaturisiertes System, das insbesondere in der Te-lematik eingesetzt werden kann und beispielsweise im industriellen Umfeld auch zur Ferndiagnose oder Fernreparatur von mobilen und stationären Anlagen eingesetzt werden kann. Mögliche Anwendungsgebiete sind beispielsweise in der Automobilindustrie die Positionierung und autonomes Fahren von Fahr-zeugflotten, in der globalen Produktionsautomatisierung und Logistik, insbesondere von mobilen Systemen, im militärischen Bereich Fernsteuerungs- und Positionsbestimmungen und Erdbeobachtungen, in der Forschung und Raumfahrt ergibt sich die Möglichkeit eines kostengünstigen Tests von Innovationen unter Extremstbedingungen, für Datenprovider kann beispielsweise die Analyse der Auslastung von Parkplätzen, von Straßen oder Verkehrssystemen als Indikator für wirtschaftliche Trends genutzt werden oder Wetterdienstleister können mögliche Abnehmer sein.

Bezugszeichenliste

Kleinstsatellit

Gehäuse

Einschubplatine

Antriebs- und Lagesystem

Kollisionsvermeidungsvorrichtung

Körperortungsein chtung

Kollisionsprädiktionseinrichtung

Ausweicheinrichtung

Kollisionsschlauch

Stabilisierungselement

Flugkörper

Fremdkörperschlauch

Funktionskern

Watchdogeinrichtung

Magnetfeldspule

Reaktionsrad

Gehäuse

Gehäuserahmen, Gehäuseträger

Gehäusewand

Grundplatine

FEEP-Antrieb

Eckbereich des Gehäuses

Stecksockel

Daten- und Energiebus

Gehäusewandkonnektor

Stromversorgungseinrichtung

Stromquelle

Akkumulator

Photovoltaikzelle

Spannungswandler

Laderegler

Energieüberwachungseinrichtung

Energieschalteinrichtung

Energiesenke

I/O-Platine

Steckseite der Grundplatine

I/O-Interfaceanschluss

Körpererkennungssensoren

optischer Sensor

Antenne

Formation von Kleinstsatelliten 102 Einzelerfassungsbereich

104 Schwarmerfassungsbereich

106 Erdhorizont

108 Erdoberfläche

1 10 Bidirektionaler Austausch der Relativlage- und Trajektorie

1 12 Gehäusewand-Ausnehmung

1 14 Steckerleiste

1 16 Magnettorquereinrichtung

1 18 Magnettorquer-Steuereinheit

120 Aluminiumkern der Gehäusewand

122 Reaktionsrad-Steuereinheit

124 Photovoltaik-Energieversorgungsbereich

126 Akkumulatoren-- Energieversorgungsbereich

28 Spannungsregelungsbereich

130 Energieregelungs-Subbereich

132 Abkopplungseinrichtung

134 Speichereinrichtung

136 Zeit- und Taktgebereinrichtung

138 Gehäuserückwand-Interface

140 Sensor- und/oder Aktuatoreinrichtung

142 Watchdogeinheit

144 FPGA-Einheit

146 Toggle-Logikgattereinheit

150 Orbitalbahn

152 Pol

154 Perlenschnur von Kleinstsatelliten

156 Steckkontaktreihe für Stecksockel

Tk Flugtrajektorie

kk Trajektorienkorrektur

Ts Schwarmtrajektorie

Tsk Schwarmtrajektorie

COMM Kommunikationsplatine

OBDH Rechnerplatine

EPS Energieversorgungsplatine

ADCS Lageregelungsplatine

SENS Erdbeobachtungs-Sensorplatine