TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / 11.03.2004 / strona 1 Wykład.

Prezentacja na temat: "TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / 11.03.2004 / strona 1 Wykład."— Zapis prezentacji:

1 TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 1 Wykład 2 – – zasoby i interfejsy pokładowe Interfejsy mechaniczne, Interfejsy optyczne, Interfejsy termiczne, Satelita jako fragment aparatury, Anteny pomiarowe, Systemy zasilania aparatury pomiarowej, Sterowanie aparaturą pomiarową, komendy pokładowe, Telemetria pokładowa, zbieranie danych, ich przechowywanie i transmisja na Ziemię, Zagadnienia EMC, Interaktywna próba zaprojektowania urządzenia – na przykładzie teleskopu promieniowania gamma dla misji Integral. Naczelna zasada współpracy przyrządów z satelitą (wykorzystania jego zasobów): satelita ma pełnić rolę służebną w stosunku do aparatury pomiarowej (po to został zbudowany i wystrzelony), ale jest on elementem wspólnym dla wszystkich urządzeń i jakiekolwiek wykorzystanie jego zasobów w sposób grożący awarią innych bloków lub samego satelity powinno zostać wyeliminowane.

2 TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 2 Satelita (service module) i aparatura pomiarowa, ładunek (payload). Aparatura pomiarowa jest ładunkiem - “pojęcie mass budget”. Interfejsy mechaniczne wymagania dotyczące mechaniki - kto je narzuca, wykorzystanie obiektów już gotowych, projektowanie satelity pod konkretny eksperyment, kapsuła satelity oraz pojęcie koperty “envelope” dla przyrządu, miejsca mocowania przyrządów, przenikanie się różnych przyrządów, wzajemne zachodzenie na siebie ruchomych mechanizmów, MICD (Mechanical Interface Control Drawing), współrzędne i punkty referencyjne, jednostki, specyfikacja połączeń - materiały, płaskość, gładkość, momenty dokręcania śrub, masa, środek ciężkości, momenty bezwładności, problem MGSE - projektowanie aparatury z myślą o jej testach przed sartem, a nie tylko o pracy na orbicie, wymagania dotyczące obciążeń na jakie narażone są mechanizmy i obudowy,

3 TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 3

4 TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 4 Wszelkie mechanizmy powinny być projektowane tak, aby przy pracy w najmniej korzystnych warunkach i największych obciążeniach ich czas pracy był co najmniej dwukrotnie dłuższy od zakładanego czasu eksploatacji aparatury. Przyjmuje się kilkukrotne współczynniki bezpieczeństwa, i tak, na przykład w założeniach dla misji Integral ESA wyznaczyła współczynniki bezpieczeństwa dla sprężyn od 1.2 do 2, dla elementów trących 3, dla ruchomych kabli 3. W misji Mars Express silniki użyte w spektrometrze fourierowskim miały współczynnik bezpieczeństwa około 8. Minimalna częstotliwość rezonansowa aparatury - pomiędzy 50 a 120 Hz. Tłumiki - należy zwrócić uwagę, aby poprzez zastosowanie tłumika nie pogorszyć charakterystyki przyrządu w zakresie niższych częstotliwości

5 TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 5 Złącza: jednoznaczny opis, utrudniona możliwość pomyłkowego włączenia innego kabla łatwy dostęp do nich w czasie integracji satelity Wszystkie elementy używane tylko w czasie operacji na ziemi (uchwyty, pokrywki, zabezpieczenia...) powinny być jednoznacznie zidentyfikowane i dodatkowo oznaczone czerwonym kolorem.

6 TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 6 Interfejsy optyczne, założenia (na przykładzie misji Integral) Field of View Each instrument shall specify its field of view as a cone referenced to the unit coordinate system. The requirements on the field of view shall, if necessary, consider different types of limitations for different zones of the field of view, clearly justifying the scientific/technical bases for the different limitations. Optical Reference Requirements Whenever a precise angular or positional alignment of co-alignment is required for an instrument, an optical reference system shall be employed to determine and verify the alignment. The instrument reference cubes shall be mounted on a fixed part of the instrument structure. Their positions shall be agreed with the Integral Project Office in order to account for System level integration constraints. The position with respect to the internal detectors shall be determined with an accuracy of ±0.1 mm. Angular Reference Requirements Whenever an angular reference is necessary for alignment measurement purposes, mirror cubes shall be mounted that allow alignment for two orthogonal axes. The normal to each of the reference surfaces shall be parallel to the boresight axis. The minimum size of its faces shall be 15 x 15 mm and the quality of its surface compatible with autocollimation techniques (planetary better than lambda /4). Instruments with separate mask and detector shall foresee mirror cubes with cross wires on mask and detector for the alignment of the line of sight. Positional Reference Requirements Whenever an optical reference for positional alignment is required, a cross shall be marked on the alignment cube reference surface.

7 Interfejsy optyczne - przykład spektrometru fourierowskiego
TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 7 36 S/C Upper Floor S/C Shear Wall +Z 350 250 100 280 from Optical Axis to S/C External Surface PFS “O” PFS “S” 190 00 PFS “S” Fxation Plane 40 from PFS “O” Optical Entrance Nadir PFS Radiator PFS Connector Area PFS Optical Beam S/C Secondary Structure X “o” Z “o” +X PFS Optical Beam Extreme Positions 90° 30° PFS Thermal Connection S/C Secondary Structures Y “o” Cold Space +Y 4300 2850 145 330 Interfejsy optyczne - przykład spektrometru fourierowskiego

8 Bilans cieplny satelity i wynikające z niego warunki pracy aparatury.
TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 8 Interfejsy termiczne Bilans cieplny satelity i wynikające z niego warunki pracy aparatury. Pokrycia (coatings and finishes): Materiały zgodne z normami ESA lub innych agencji kosmicznych, „As a general rule, no surface treatment is necessary for stainless steel, beryllium, fibreglass or carbon fibre, except for needs of thermal control (if applied to external surfaces). Any other material shall be surface treated”. Typowe wartości emisyjności różnych pokryć: malowanie na czarno , bardzo dobra anodyzacja - 0.8, chromianowanie (alodine) do 0.5 złoto MLI (Multi Layer Isolation) do 0.5 Kontakt cieplny pomiędzy przyrządem a satelitą: pokrycie MLI razem z satelitą, specjalne przewodniki ciepła „thermal pipes”, punkty lub płaszczyzny mocowania: The HIFI warm electronic units will, on the spacecraft, be mounted on a panel consisting of an honeycomb covered with 300 micron aluminium facesheets. The boxes are mounted on oneside while the other side acts as a radiator. The heat generated in the boxes will be removed by conduction through the panel to the radiator side. The efficient removal of the heat requires full baseplate as the contact area. The spacecraft manufacturer will mount the boxes with a thermal filler.

9 TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 9

10 TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 10 Satelita jako fragment aparatury

11 TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 11 Anteny pomiarowe,

12 TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 12 Anteny pomiarowe, systemy rozwijania

13 TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 13

14 TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 14 Systemy zasilania aparatury pomiarowej Eclipse - problemy z zasilaniem z baterii słonecznych „Instrument units receive electrical power through the payload module (PLM) Power Distribution Unit (PDU). The instruments shall be designed to operate with nominal performance within the following steady state voltage limits: Power Bus 26 V 28.5 V In addition, all the users of these power lines shall safely survive any standing or fluctuating voltage in the full range 0 V to maximum voltages” The PDU has two types of outlets:& Latching Current Limiters (LCL), and & Transistor Switches (TS) providing further fan-out of an LCL outlet. Four different LCL classes are available with Trip-Off Points of 1 A, 2 A, 4.5 A and 7 A. The maximum current through a Transistor Switch (TS) is 2 A. Groups of six Transistor Switches are preceded by an LCL with 4.5 A Trip-Off Point.

15 Problemy wtórnej dystrybucji zasilania:
TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 15 Problemy wtórnej dystrybucji zasilania: wewnętrzne przetwornice w instrumentach, zabezpieczenia przed propagacją awarii w instrumencie na stronę pokładu synchronizacja przetwornic, filtry na liniach zasilania pierwotnego, separacja galvaniczna strony pierwotnej od wtórnej, „distributed single grounding point”.

16 TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 16 The power allocation to each unit is to be specified in the EID B based on the following power definitions: Average Power Demand The average power is defined for an equipment as the maximum average power drawn from its dedicated power lines in the worst case voltage conditions. The maximum average is defined as the average during a period of 5 minutes shifted to any point in time. Long Peak Power Long peak power demand is defined for an experiment as the maximum peak drawn from its power lines, in the worst case voltage conditions. The maximum peak is defined as the integral mean during a period of 100 ms shifted to any point in time. To be defined as a long peak, the power demand shall last less than 5 minutes per orbit (cumulated duration of individual peaks if any) and more than 100 ms. Short Peak Power Short peak power demand is defined for an experiment as the maximum peak drawn from its dedicated power lines, in the worst case voltage conditions. The maximum peak is defined as the integral mean during a period of 1 ms shifted to any point in time. To be defined as a short peak, the power demand shall last less than 100 ms.

17 Oszczędzanie energii (w odniesieniu do przyrządu pomiarowego):
TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 17 Oszczędzanie energii (w odniesieniu do przyrządu pomiarowego): „Hibernation” prawie wszystkie podsystemy satelity wyłączone, działają tylko układy odliczające czas i pilnujące kolejnego „obudzenia”aparatury „OFF Mode” satelita (service module) włączony, przyrządy wyłączone, ich temperatura utrzymywana w zakresie „non-operating” „Stand-By Mode” aparatura częściowo włączona, czeka na komendy, działają interfejsy pokładowe (ewentualnie komputery) umożliwiające przyjęcie komend, część aparatury utrzymywana w nominalnej temperaturze pracy „Diagnostic Mode” możliwa pełna komunikacja z aparaturą i częściowe (kolejne) włączenia bloków pomiarowych w celach diagnostycznych i kalibracyjnych „Eclipse” baterie słoneczne w cieniu, konieczność oszczędzania energii, całe przyrządy lub ich fragmenty wyłączane „Reduced Power Operational Mode” przyrządy włączone, wykonują funkcje pomiarowe, niemniej tylko niektóre (charakteryzujace się niskim poborem mocy) tryby pomiarowe mogą być uruchomione „Nominal Operational Mode” normalny tryb pracy satelity, prawie wszystkie procedury pomiarowe mogą być uruchomione, większość (nawet wszystkie) przyrządy działają „High Power Operational Mode” tryb pracy stosowany w wypadkach gdy moc szczytowa pobierana przez wybrane przyrządy jest bardzo dużą, aby uruchomić ten tryb należy wcześniej wyłączyć część przyrządów

18 TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 18 Elementy piroteczniczne a) Items which require pyrotechnic release shall incorporate Electro-Explosive Devices (EED's) as integral part of the item. b) All EED's shall be initiated via the spacecraft dedicated pyrotechnic circuitry. c) Only qualified initiators will be accepted for use, subject to Prime/ESA approval. d) Only one firing command to a single filament will be provided at a time. e) Redundancy shall be provided for each function by duplication up to at least the initiators.

19 TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 19 Elementy piroteczniczne - niektóre zastosowania w programie Ariane

20 TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 20 Komunikacja z aparaturą pomiarową: Komendy, Telemetria. ISOC - International Science Operational Centre ISDC - International Science Data Centre MOC - Mission Operational Centre, SVM - SerVice Modul, PLM - PayLoad Module, Payload - Instruments

21 TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 21 Sterowanie aparaturą pomiarową, komendy pokładowe, telemetria Pamięć pokładowa - w CDMU jest z reguły ograniczona do kilkuset MB. Jeśli zachodzi konieczność gromadzenia większej ilości danych to pamięć jest dołączana do magistrali OBDH jako dodatkowe urządzenie.

22 On Board Data Handling System.
TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 22 On Board Data Handling System. The OBDH interfaces with the telecommunications system through the Control and Data Management Unit (CDMU) which represents the core of the OBDH. The interface with other S/C subsystems and the payload is via the OBDH bus and through the interfacing Remote Terminal Unit (RTU) and Data Processing Electronics (DPE). The CDMU receives and processes telecommand (TC) packets for further onboard dissemination, including the instruments. The CDMU also interrogates the DPE’s for TM packets, formats packets for housekeeping parameters from the RTU’s and assembles the telemetry (TM) packets into transfer frames for downlink transmission. For this purpose, the data acquisition scheme is controlled by the 'Polling Sequence Table' of the CDMU. The DPE units are microprocessor based terminals which provide data processing capability and interface the instruments with the OBDH bus. The instrument DPE’s shall assemble science data and instrument housekeeping in source packets to be presented in packet buffers. The PLM RTU acquires critical instrument housekeeping parameters which have to be monitored also when the DPE’s are switched off. The RTU supports the following hardware interfaces with instrument units: - Bi-Level Digital Telemetries, - Relay Status Telemetries, - Analogue Telemetries, - Thermistor Telemetries, - PT-500 Resistance Thermometer Telemetry, and - On/Off Commands.

23 Remote Terminal Unit (Integral):
TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 23 Remote Terminal Unit (Integral): od przyrządu do RTU od RTU do przyrządu

24 DPE - komendy i telemetria używana do celów naukowych
TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 24 DPE - komendy i telemetria używana do celów naukowych Głównie interfejsy szeregowe o różnej szybkości transmisji i różnej długości słowa. Transmisja synchroniczna lub asynchroniczna w zależności od projektu. Szybkości przesyłu komend lub danych od kilku kb/sek do dziesiątków Mb/sek. Transmisja blokowa z nagłówkami, zawsze uzupełniana o typ bloku, jego długość, adres abonenta, bity kontrolne, często w odpowiedzi powtarza się część nagłówka. Pojedyńcze słowa przesyłane z kontrolą (np. parzystości). Przy bardzo szybkich transmisjach protokół i wymiana dodatkowych informacji bywa maksymalnie ograniczana. Po zapytaniu o dane przyrządy mają swój czas odpowiedzi, potem automatycznie adresowany jest następny instrument. „The DPE Software Operating System is based on an Off The Shelf operating system called ASTRES. ASTRES 1750 is a real time multi-tasking executive for applications using processors which respect the MIL-STD-1750A instruction set architecture. ASTRES offers a variety of supporting mechanisms but can be configured to retain and include in the flight code only those mechanisms which are required for the specific INTEGRAL applications. ASTRES can also be extended by adding independent building blocks around the kernel such as device drivers, ADA run time interface, tasks exception handler.”

25 TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 25 Prawy rysunek pokazuje typowe rozwiązanie stosowane przy wolnej komunikacji z instrumentami (Low Speed Link). Interfejs zawiera linię komend, zegar i zapytanie o gotowość (RTS) pochodzące od DPE oraz linię danych pochodzącą od instrumentu. Lewy rysunek pokazuje rozwiązanie szybkiego interfejsu przesyłania danych od instrumentu - po wysłaniu zapytania instrument synchronicznie z zegarem (około 10MHz) odpowiada wysyłając dane na linię DTH. W obu przypadkach generalnie stosowane są układy scalone firmy Harris typu 26C31 i 26C32 (zrównoważone nadajniki i odbiorniki). Transmisja odbywa się praktycznie bez udziału linii masy.

26 Komendy i dane w misji Herschel:
TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 26 Komendy i dane w misji Herschel: Komendy od ICU, zegar 312.5kHz, słowo 16 bitowe, Dane naukowe ze spektrometrów, zegar 2.5MHz, słowo 24 bitowe, Dane serwisowe, zegar 312.5kHz, zapytanie 16 bitów,odpowiedź 32 bity, w tym pierwsze 16 bitów jest powtórzeniem zapytania.

27 TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 27 Zagadnienia EMC (Electromagnetic Compatibility) Zespół wymagań związanych z odpornością instrumentu na zakłócenia elektromagnetyczne produkowane przez satelitę lub inne instrumenty (w polu dookoła instrumentu, w jego kablach i na jego obudowie), jak również przez zjawiska fizyczne wokół satelity. Zespół wymagań dotyczących instrumentu określający poziom zakłóceń elektromagnetycznych produkowanych przez instrument. Określa się przede wszystkim poziom zakłóceń prądowych generowanych przez instrument w jego kablach (conducted emmision) oraz w polu dookoła instrumentu (radiated emmision). Definiuje się poziom zakłóceń generowanych przez otoczenie, przy jakim przyrząd powinien pracować lub (jako minimum) nie ulec zniszczeniu. Zakłócenia definiowane są jako wartości przepięć i zaników napięcia zasilania, wartości prądów i napięć indukowanych w liniach sygnałowych (conducted susceptibility) , parametrów pola elektromagnetycznego wokół instrumentu (radiated susceptibility) oraz odporności instrumentu na wyładowania elektrostatyczne (radiated discharges). Definiuje się system połączeń wewnętrznych pomiędzy blokami przyrządu i pomiędzy przyrządami oraz satelitą, sposoby ekranowania kabli i instrumentów, sposoby prowadzenia linii mas.

28 TECHNOLOGIE KOSMICZNE, Podstawy budowy aparatury pomiarowej Piotr Orleański / CBK PAN / Wykład 3 / / strona 28 Power lines (conducted emmision) Differential Narrow Band emissions, 30 Hz MHz: see figure Common mode emissions, 30 Hz MHz: 100 µA (rms) Signal lines (conducted emmision) Differential Narrow Band emissions, 30 Hz MHz: 20 mVpp Power lines (conducted susceptibility) Differential sinusoidal signal, 30 Hz MHz: 1 Vrms The unit shall not exhibit any failures, malfunctions or unintended responses when transient voltages with the following characteristics are superimposed on the primary power bus inputs: 1. transient voltage ±28 Vp 2. duration 10 microsec 3. repetition frequency 1 Hz - 10 Hz 4. rise time 1 microsec The injection shall be parallel between positive and negative lines, injecting both positive and negative going pulses (one at a time). Signal lines (conducted susceptibility) Differential sinusoidal signal, 30 Hz MHz: 40 mVpp E-field (radiated susceptibility) Unit shall operate with nominal performance when exposed to an electric field of: 4 V/m rms in the frequency range from 14 KHz - 1 GHz 20 V/m rms from 1 to 20 GHz. The sweep shall be less than one octave per minute and the signal shall be amplitude modulated to 30% by a 1 KHz squarewave. H-field (radiated susceptibility) Sinusoidal magnetic field, 30 Hz KHz: 130 dBpT (r.m.s) Static magnetic field: 160 dBpT Each instrument unit shall operate with nominal performance under Electrostatic Discharges (ESD) with the following characteristics: Current injected in the structure of the equipment): Imax: 25 A Rise time: < 5 ns (10-90%) Duration: 30 nsec. (at half amplitude). Repetition rate: 10 Hz Radiated ESD: Spark gap discharge at 30 cm of the unit and harness Energy: 15 mJoules Voltage: 10 kV