Navigation

Raumcon-Seiten

Benutzer im Chat: 6

21. August 2019, 07:30:05
Raumcon
Willkommen Gast. Bitte einloggen oder registrieren. Haben Sie Ihre Aktivierungs E-Mail übersehen?

Einloggen mit Benutzername, Passwort und Sitzungslänge
Neuigkeiten: Unsere neue Tasse zu SpaceX - Beyond Frontiers im Raumcon-Shop
   Erweiterte Suche

Autor Thema: Philae-Technikthread - Anflug, Landung, Verankerung, Power, Kommunikation  (Gelesen 52881 mal)

SpaceMech

  • Gast
Hallo Chrisi01 ,

danke für die Blumen ;-)
  Wir sollten bei aller Technikbegeisterung nicht vergessen, dass das Geld der Steuerzahler
nicht primär dafür ausgegeben wird, dass wir da mit einem besonders teueren Märklin-Baukasten
spielen dürfen - der Grund dahinter ist immer die Wissenschaft. Natürlich ist es auch spannend, welche
technischen Klimmzüge (oft unsichtbar) man unternehmen muss, um diese wissenschaftlichen Daten
zu gewinnen (und auch heile herunterzubekommen) - deshalb fand ich die Idee von pirx, hier bei Philae
einen extra Technik-thread einzurichten, auch so genial .

Kommunikation mit Philae

geschieht nur über den Orbiter (keine direkte Kommunikation mit der Erde). Dazu gibt es ein Subsytem
namens "RxTx" auf Orbiter und Lander, das eine Verbindung im S-Band (2 GHz) herstellt. Ist auf dem Lander
aus Sicherheitsgründen 2mal vorhanden, einschließlich Planar-Antenne. Sendeleistung ist ca 1 W,
die damit erreichte Datenrate ist 16 kbit/sec. Das Gewicht ist etwa 1 kg (nur möglich, da in großem Umfang
COTS (=Commercial Off-The-Shelf)-Bauteile aus der modernen Handytechnik verwendet wurden -
allerdings sorgfältig ausgesucht und gründlich qualifiziert!). RxTx wurde von CNES/Frankreich entwickelt
und beigestellt.

   Gruss      HHg



SpaceMech

  • Gast
PHILAE - Landeszenario :

hierzu gibt es von der ESA ein hübsches Video, das den Abstoß des Landers,
das Entfalten des Landegestells und das Aufsetzen auf der Oberfläche darstellt.
Man sieht sehr schön, dass die Abstossgeschwindigkeit möglichst genau die
Orbitalgeschwindigkeit kompensieren soll, so dass der Lander über der Oberfläche
zu schweben scheint, um dann langsam auf diese herunter zu "sedimentieren"

http://wpc.50e6.edgecastcdn.net/8050E6/mmedia-http/download/public/videos/2013/12/054/1312_054_AR_EN.mp4

Gruss     HHg

Offline Schillrich

  • Raumcon Moderator
  • Gold Member
  • *****
  • Beiträge: 18497
Wie erreichen sie, dass der Ausstoßvorgang Philae quasi mit relativer Winkelgeschwindigkeit 0 zum Kometen aussetzt? Lässt sich die Federkraft einstellen? Oder fliegt man auf einer passenden Orbithöhe, damit bei vorgegebener Federkraft die Relativbewegung 0 rauskommt?

Grundsätzlich ist das nur in zwei Szenarien möglich, oder? Einmal auf dem äquatorialer Orbit und einmal auf polarem Orbit, dann aber nur direkt über den Polen. Das letztere ist aber eher ein Sonderfall. Das Äquatorszenario passt auch zu dem Orbitvideo im anderen Thread, das eine äquatoriale und fast rotationssynchrone Flugphase Rosettas zeigt.

Wie lange soll der Abstieg eigentlich dauern?
\\   //    Grüße
 \\ ///    Daniel

"Failures are ammo in your arsenal, not baggage that weighs you down." (JPL)

SpaceMech

  • Gast
 zu  Absetzen des Landers :

Für das Absetzen des Landers kann man die Orientierung des Orbiters relativ zu seinem Geschwindigkeitsvektor
frei wählen (man muss also nicht notwendig nach "rückwärts" abstossen)(OK, die Bodenfläche des Landers
mit dem Landegestell sollte zur Kometenoberfläche orientiert sein ;-)). Damit kommen nicht nur
polare und äquatoriale Bahnen in Frage, sondern auch geneigte Bahnen - man muß nur den Geschwindigkeitsvektor des Orbiters
und  die Abstoßgeschwindigkeit des Landers vektoriell so addieren, dass für die resultierende tangentiale
 ("horizontale") Komponente gerade die Umlaufgeschwindigkeit der Oberfläche am Zielort herauskommt ;
 die vertikale Komponente soll gerade so sein, dass einerseits die Abstiegszeit nicht zu lang wird
(Absetzhöhe = 1km bis 2 km; Abstiegszeit ca 1 h),  andererseits die kinetische Auftreffenergie nicht zu hoch wird.
Ausserdem soll der Orbiter beim Absetzen des Landers nicht auf einem Kollisionskurs mit dem Kometenkern liegen müssen ...
All diese Randbedingungen müssen bei der Wahl der Bahnparameter berücksichtigt werden.

Die Requirements für den Abstoß des Landers sind: Geschwindigkeit einstellbar von 0,05 m/s bis 0,5 m/s
mit einer Genauigkeit von +/- 1 % ; Richtungsgenauigkeit = +/- 1 deg.

Das ist mit vorgespannten Federpaketen nicht zu machen.
Deshalb wurde für Philae ein neuartiger Abstoßmechanismus namens MSS (Mechanical Support System) entwickelt,
der ziemlich pfiffig und deshalb einen eigenen post wert ist (in Vorbereitung!)

Gruss    HHg

Offline Pirx

  • Moderator
  • Gold Member
  • *****
  • Beiträge: 16282
...
Deshalb wurde für Philae ein neuartiger Abstoßmechanismus namens MSS (Mechanical Support System) entwickelt, der ziemlich pfiffig und deshalb einen eigenen post wert ist (in Vorbereitung!) Gruss    HHg
Wir sind gespannt,

Danke und Gruß    Pirx
Die gefährlichste Weltanschauung ist die Weltanschauung derer, die die Welt nie angeschaut haben. (Alexander von Humboldt)

McFire

  • Gast
Piezo-Motoren ?  ;)

SpaceMech

  • Gast
Der Abstoßmechanismus von Philae

Der Mechanismus, der Philae vom Orbiter abtrennt und auf seine Abstiegstrajektorie bringt,
ist ziemlich ungewöhnlich – deshalb hier eine etwas ausführlichere Darstellung.
Üblicherweise werden solche Abtrennvorgänge im Weltraum mittels vorgespannter Federpakete bewirkt, die per Auslösekommando von pyrotechnischen Aktuatoren freigegeben werden (zB CASSINI => HUYGENS, Hayabusa =>Minerva, Mars Express => Beagle2, Mars Polar Lander => Deep Space 2 ).Da Federn in Querrichtung „weich“ sind, muss man in der Regel eine Führung des Abstoßvorgangs bereitstellen, was  mit Verlustreibung verbunden und damit  oft schwer vorhersagbar ist. Bei einem kleinen Zielobjekt mit so geringer Gravitation wie dem Kometen C-G muss man allerdings die Abstoßparameter sehr genau treffen, sonst verfehlt man ihn ...
Die Anforderungen bei Philae lauteten daher . Richtungsgenauigkeit = +/- 1 deg,
Genauigkeit der Abstoßgeschwindigkeit = +/- 1 % im Bereich von 0,05 m/s bis 0,5 m/s .
Da die genauen gravitativen Eigenschaften von C-G (noch) unbekannt sind, musste die wählbare Abstoßgeschwindigkeit um den Faktor 10 variabel sein.
Die hauptsächlichen Bedenken gegen die traditionelle Lösung waren:
  wie schafft man die Variation der Federvorspannung -im Flug- über eine Größenordnung ?
  wie viel der Federvorspannung ist nach 10 Jahren Flug in vorgespanntem Zustand  überhaupt noch vorhanden (Alterung/Ermüdung der Federn)?
Um das zu lösen, wurde zunächst über ein Design nachgedacht, bei dem die Federn während des Fluges entspannt mitgeführt und erst bei Ankunft am Kometen von einem geeigneten Mechanismus gespannt wurden. Der Haken dabei: dazu muss die erreichte Federvorspannung sehr genau vermessen werden – wobei sich sofort die Frage stellt, wie genau denn die dafür notwendigen (analogen) Kraftsensoren nach 10 Jahren interplanetarem Flug noch sein würden.

Im Laufe der weiteren Konzeptentwicklung wurden dann die Federn als Energiezwischenspeicher ganz weggelassen und der Spannmechanismus so ausgelegt dass er den Lander direkt antreibt:

drei synchronisierte Gewindespindeln drücken mit ihren drei Spindelmuttern den Lander vom Orbiter weg. Die Spindeln (vierzügiges Trapezgewinde mit Steigung 12,7 mm) werden von Zahnriemen aus Polyurethan mit eingebetteten Mikro-Stahlseilen synchronisiert. Nach 22,75 Umdrehungen verlassen die Muttern das Ende der Spindeln – bis dahin muss die Abstoßgeschwindigkeit erreicht und stabilisiert sein. Angetrieben wird das ganze von zwei Hochleistungs-DC-Motoren mit angeflanschten Tachogeneratoren; jeder Motor hat seine eigene abgesicherte Stromversorgungsleitung vom Orbiter     (2,25 A @ 28 V) und wird in einem eigenen Regelkreis mit seinem Tachogenerator betrieben (PID-Regler implementiert in strahlungstolerantem ACTEL FPGA). Falls ein Stromversorgungszweig während des Abstoßens abschalten sollte (zB durch Triggern des Latching Current Limiters des Orbiters),
konfiguriert sich die Elektronik in Echtzeit so um, dass der betroffene Motor stillgelegt und der andere Motor auf doppelten Strom (4,5 A) hochgeschaltet wird, so dass der Abstoßvorgang fortgesetzt werden kann. Für den Fall, dass in einem der beiden Regelkreise ein Hardware-Fehler auftritt und die beiden Kreise sich widersprechen und gegeneinander arbeiten, befindet sich an der dritten Spindel ein digitaler Inkremental-Encoder, dessen Signal laufend ausgewertet und mit den Werten der Tachogeneratoren verglichen wird.
Derjenige Regelkreis, dessen Wert nicht mit diesem „Schiedsrichter“ übereinstimmt, wird stillgelegt, und der  verbleibende Antrieb auf doppelten Strom hochgeschaltet – ebenfalls in Echtzeit.

Einige Bilder vom Mechanismus:

                                                     

                           

                           

                           

                           

                           
   Auf diesem Bild ist das MSS in das Lander Interface Panel (LIP) des Orbiters eingebaut; zusätzlich sieht man die vier Separation Feet (blaue Kegelstümpfe), die den Lander während des Starts an den vier Ecken halten und danach freigeben.
 
Trotz aller dieser Redundanzmassnahmen muss zusätzlich noch die Möglichkeit vorgesehen werden, bei Versagen des gesamten Systems zu jedem Zeitpunkt den Lander trotzdem noch abtrennen zu können: dazu ist die Druckplatte mit den Spindelmuttern am Lander zweigeteilt. Die erste Halbschale (nut plate) trägt die drei isostatisch gelagerten Spindelmuttern, die zweite Halbschale (push plate) ist fest am Lander befestigt. Zwischen diesen beiden Halbschalen befindet sich eine vorgespannte Wellfeder; die beiden Halbschalen sind mechanisch miteinander verriegelt. Auf der Mittelachse der Spindelanordnung befindet sich einen Titanstange mit Dreikantquerschnitt, die genau so lang ist wie die Spindeln. Sie dient einmal als Führung während des Abstoßvorgangs, zum anderen ist sie zusätzlich an ihrer Wurzel drehbar gelagert. Eine 60 Grad-Drehung der Stange löst die Verriegelung zwischen nut plate und push plate und gibt die Wellfeder frei, die nun den Lander wegdrückt. Die Drehung der Notauslöse-Stange wird von einem pyrotechnischen Cable-Cutter bewirkt, dessen Zündung von der Pyro Firing Box des Orbiters kontolliert wird (d.h. es funktioniert auch, wenn die gesamte MSS-Elektronik „tot“ sein sollte). Die vorgespannte Wellfeder liefert natürlich nur ein festes delta-v von etwa 0,20 m/s, mit reduzierter Genauigkeit (+/-5 %), so dass dieser Emergency Eject-Modus eher als Notmassnahme zu betrachten ist für den Fall, dass bei einem Totalausfall des nominellen Eject-Mechanismus und unvollständiger Abtrennung der Orbiter selbst in Gefahr sein sollte.

Gruss    HHg

(ich beantworte gerne weitere Fragen zu diesem Mechanismus)

McFire

  • Gast
Ich hatte nicht gewagt, Spindeln zuende zu denken. Wir verwenden die zwar auch, aber hier ist der Lander doch bis zur letzten zehntel Umdrehung über die Spindeln mit Rosetta fest verbunden und erhält quasi im Moment des Loslassens erst seinen Impuls. Vorher legt er doch "nur" Weg zurück. Mit zweckmäßiger Geschwindigkeit zwar, aber Teil von Rosetta. Ich vermute, ich habe das nicht ganz verstanden.

SpaceMech

  • Gast
Hallo McFire ,

der Mechanismus ist so ausgelegt, dass er in jedem Fall seine Sollgeschwindigkeit erreicht,
BEVOR das Ende der Spindeln erreicht ist. Bis zur Sollgeschwindigkeit wirkt ein konstantes Drehmoment
und damit eine konstante Vorschubkraft (bewirkt eine konstante Beschleunigung); in dem Moment,
in dem die Sollgeschwindigkeit erreicht ist, schaltet der PID-Regler auf "konstante Geschwindigkeit" um -
Geschwindigkeit = konstant heisst aber Beschleunigung = null (und damit Kraft = null) !
Der Lander verlässt also die Spindeln kräftefrei und ohne "Ruck".
Das setzt natürlich voraus, dass der PID-Regler sauber programmiert ist und beim Übergang von
konstanter Beschleunigung auf konstante Geschwindigkeit nicht in Regelschwingungen gerät.
ESTEC war in diesem Punkt auch sehr skeptisch - wir haben über 100mal "vorgeturnt",
dass  der Lander bei allen eingestellten Geschwindigkeiten die Spindeln ohne Richtungsstörung und "tip-off forces" verlässt
(Messung der Querkräfte mit Mikroakzelerometern; Richtungsstabilität mit Richtlaser - das ganze auf einem Luftlagertisch -
die Schwerkraft lässt sich ja leider immer noch nicht abschalten...)

Gruss     HHg

McFire

  • Gast
Ah ja, ich glaube ich verstehe - beim Erreichen der angestrebten Geschwindigkeit (noch vor Spindelende und wenn alle Regler "zufrieden" sind) unter den fast Null G Bedingungen dort schwebt Philae also weitgehend  berührungslos in den Gewindegängen der Spindeln, da Impuls und Spindeldrehzahl im angestrebten Verhältnis sind.

Ist aber eine "gewichtige" Mechanik...
Würde vielleicht ein gesteuertes zweikreisiges Anblasen (auswärts und auch entgegen, zwecks Korrektur) in einer Führungsschiene mit einem leichteren Gebilde auskommen? Viel Druckgas brauchts da sicher nicht.
Relativ-Geschwindigkeitsmessung Philae zu Rosetta ähnlich wie im Drucker, mit 5 Gramm Material.


SpaceMech

  • Gast
...........
Ist aber eine "gewichtige" Mechanik...
Würde vielleicht ein gesteuertes zweikreisiges Anblasen (auswärts und auch entgegen, zwecks Korrektur) in einer Führungsschiene mit einem leichteren Gebilde auskommen?....

Hmm - das ganze Gebilde wiegt komplett 6,5 kg - und bringt einen 100 kg - Lander in Schwung  ...
Anblasen im Vakuum stelle ich mir nicht so einfach vor; müsste wohl ein geschlossenes System sein (Pneumatik-Zylinder).
Solche druckbeaufschlagten Syteme haben auf Langzeitmissionen keinen so guten "track record" - siehe Probleme mit dem Drucksytem der Hydrazintanks bei ROSETTA, oder die Lecks bei HAYABUSA .
Mechanismen stehen wohl immer noch in dem Ruf, problematisch zu sein - waren sie in der Frühzeit der Raumfahrt ja auch. Aber seit man gelernt hat, dass man eben nicht einfach irdischen Maschinenbau in den Orbit verpflanzen darf (und seit es sowas wie das Space Tribology Handbook von ESTL gibt, wo man nachschauen kann,was an Schmierung im Weltraum geht und was nicht), sind auch komplexe Mechanismen durchaus vertrauenswürdig geworden: siehe die Fahrwerke und artikulierte Masten der verschiedenen Mars-Rover, oder die wissenschaftlichen Instrumente auf SOHO mit über 100 teils sehr abgefahrenen Mechanismen, die auch jetzt noch nach 18 Jahren (!) gut funktionieren.
Ich mache mir heute mehr Sorgen um die immer komplexer wuchernden Software-Strukturen und die Schwierigkeiten,
die ohne Patzer vom Boden aus zu bedienen...

Gruss    HHg

McFire

  • Gast
Hmm - das ganze Gebilde wiegt komplett 6,5 kg - und bringt einen 100 kg - Lander in Schwung  ...
Anblasen im Vakuum stelle ich mir nicht so einfach vor; müsste wohl ein geschlossenes System sein (Pneumatik-Zylinder).
Solche druckbeaufschlagten Syteme haben auf Langzeitmissionen keinen so guten "track record" - siehe Probleme mit dem Drucksytem der Hydrazintanks bei ROSETTA, oder die Lecks bei HAYABUSA .
Mechanismen stehen wohl immer noch in dem Ruf, problematisch zu sein - waren sie in der Frühzeit der Raumfahrt ja auch. Aber seit man gelernt hat, dass man eben nicht einfach irdischen Maschinenbau in den Orbit verpflanzen darf (und seit es sowas wie das Space Tribology Handbook von ESTL gibt, wo man nachschauen kann,was an Schmierung im Weltraum geht und was nicht), sind auch komplexe Mechanismen durchaus vertrauenswürdig geworden: siehe die Fahrwerke und artikulierte Masten der verschiedenen Mars-Rover, oder die wissenschaftlichen Instrumente auf SOHO mit über 100 teils sehr abgefahrenen Mechanismen, die auch jetzt noch nach 18 Jahren (!) gut funktionieren.
Bei der Mechanik dachte ich keineswegs an Störanfälligkeit. Ich weiß da in etwa, was geht. Nur - das Gewicht ist halt jeweils zwangsläufig vorhanden und je nach Aufgabe nicht zu unterschreiten.
Ich dachte freilich auch nicht an Hydraulik o.ä. Der Antrieb (vor und zurück) sowie die Meßeinrichtung könnte in Rosetta verbleiben und trotzdem Philae-eigen. Aber er könnte weitgehend berührungslos sein, auch bei der  Führung. Ein Verhältnis 1:1200 sollte da keine Probleme machen. Weder beim Antrieb noch bei der Führung. Mit 2...3 Kilo inclusive Meßeinrichtung sollte das zu schaffen sein.
Na und Drucksysteme wird man doch auch mal irgendwann 101% im Griff haben. Der Druckgasbehälter muß halt bis vor Ort dicht sein. Nach Öffnung für die aktive Phase von 2...3 Minuten sollte man jedoch 1...2 % Gas-Verluste mit einplanen, weil man so wieder Gewicht sparen könnte.
Zitat
Ich mache mir heute mehr Sorgen um die immer komplexer wuchernden Software-Strukturen und die Schwierigkeiten, die ohne Patzer vom Boden aus zu bedienen...
Das kommt alles nur, weil die Leute nicht mehr mit Arbeitsspeicher sparen müssen ;) Da ufern sie dann leicht mal aus *LOL*

Offline Schillrich

  • Raumcon Moderator
  • Gold Member
  • *****
  • Beiträge: 18497
Hallo SpaceMech,

wie navigiert Philae nach der Separation eigentlich mit seinen Drallrädern? Nutzt er eine open-loop-Steuerung oder eine closed-loop-Regelung? Versucht er nur eine bestimmt (Start-)Lage im Raum zu halten, während er fällt ... bis er aufsetzt? Oder hat er ein "Bewusstsein" wo er relativ zu C-G ist, um dann eine jeweils passende, lotrechte Lage einzunehmen und nachzuregeln? Die erste Variante wäre einfach ... die zweite leistungsfähiger/flexibler.

Die Frage kommt u.a. aus der Ansicht des Videos, dass das Ausklappen der Beine zeigt. Das scheint ziemlich ruckartig vonstatten zu gehen und könnte die Lage im Raum ein wenig durcheinanderbringen ...
Wie weit und schnell kann Philae dann zurückregeln?
Wo liegen die Grenzen des Systems?
Werden vor dem Aussetzen aktuelle Navigationsdaten von Rosetta an Philae überspielt, damit er "weiterrechnen" kann?
\\   //    Grüße
 \\ ///    Daniel

"Failures are ammo in your arsenal, not baggage that weighs you down." (JPL)

SpaceMech

  • Gast
Hallo Daniel ,

das Drallrad von Philae (gebaut von Surrey Satellite Techology Ltd) dient als reines Schwungrad, das die Lage von Philae
im Raum stabil halten soll, um sicherzustellen, dass der Lander mit dem Landegestell zur Oberfläche orientiert bleibt
- deshalb auch nur 1 Drallrad. Es wird vor dem Abstossen mit Power vom Orbiter auf Nenndrehzahl gebracht
und dann während des Abstiegs aus der Bordbatterie konstant gehalten (die Reibungsverluste und das
damit verbundene Abbremsen des Drallrads würden sonst wegen der Drehimpulserhaltung den Lander in zunehmende Rotation
versetzen). Die Drehzahlregelung obliegt der Subsystemelektronik und nicht dem zentralen Bordrechner.
Eine Störung beim Abstossen, bei der Landebeinentfaltung oder durch anströmende Komazungen würden
die Kreiselachse des Drallrads und damit den Lander in eine langsame Präzessionsbewegung um die ursprüngliche Drallachse versetzen;
im zeitlichen Mittel bliebe die Orientierung aber erhalten.
Der Lander erhält keine Navigationsdaten vom Orbiter, da er nicht aktiv eingreifen kann.
Es werden vor dem Abtrennen die Sequenzen geladen, die zum gewählten Abstiegsszenario passen:
also zB  Freigabe der Landegestellentfaltung TBD sec nach Separation Success Signal; zusätzlicher Beitrag
zur vertikalen Abstiegsgeschwindigkeit durch Betätigen der ADS-Düse für TBD sec nach TBD sec Wartezeit
(Sicherheitsabstand zum Orbiter); Einschalten bestimmter Payload-Elemente während des Abstiegs (Kamera);
Entsichern der Harpunen zum Zeitpunkt TBD, usw.

Gruss    HHg

Offline Schillrich

  • Raumcon Moderator
  • Gold Member
  • *****
  • Beiträge: 18497
Da habe ich zu kompliziert gedacht... :)
\\   //    Grüße
 \\ ///    Daniel

"Failures are ammo in your arsenal, not baggage that weighs you down." (JPL)

SpaceMech

  • Gast
„Kompliziert designen kann jeder – die Kunst liegt in der Einfachheit !“

Um bestimmte Auslegungsentscheidungen zu verstehen, hilft ein Blick zurück in die Entstehungsgeschichte der ROSETTA-Mission:
ESA hatte in der Konzeptphase von ROSETTA ziemliche Schwierigkeiten, die Gesamtkosten unter den vorgegebenen Rahmen für Cornerstone-Missionen zu drücken – die Mission wäre sonst nicht genehmigungsfähig gewesen. Man verfiel dann (buchhalterisch ) auf den Trick, den Lander nicht als Teil des Spacecrafts, sondern (als Ganzes) als PI-Experiment auszuschreiben. Damit war ESA die Gesamtkosten für den Lander losgeworden, das PI-Konsortium bekam , wie üblich, ein fest vorgegebenes Budget für Masse, Power und Telemetrie  und musste sich um die Finanzierung durch die jeweiligen nationalen Funding Agencies selber kümmern. Was ESA unterschätzt hatte: damit waren die Einflussmöglichkeiten auf innere Designentscheidungen stark beschnitten – sie konnte zwar kontrollieren, ob die vorgegebenen Ziele mit dem aktuellen Design im Rahmen der zugestandenen Ressourcen auch erreicht wurden, und sicherstellen, dass von den Designentscheidungen keine Gefahr für den Rest der Mission ausgehen würde; aber mehr auch nicht ! („Wer zahlt, schafft an !“ – und da ESA in diesem Fall nicht zahlte, saß sie auf der Zuschauertribüne..). Das PI-Konsortium des Landers bestand aus Wissenschaftlern, die ein natürliches Interesse daran hatten, den wissenschaftlichen Nutzen und die wissenschaftliche Payload zu maximieren – selbst in den Spitzen der Harpunen zur Verankerung oder in den Füssen des Landegestells wurden Sensoren untergebracht, die wissenschaftliche Daten liefern würden. Ansonsten wurden alle Anstrengungen unternommen, um möglichst viel der zur Verfügung stehenden Masse für die wissenschaftliche Experimente zu retten – zB wurde, als ein industrieller Kontraktor die notwendige Masse für den Abstoßmechanismus mit 18,6 kg spezifizierte, ein eigenes Konzept entwickelt (und gebaut), das mit 6,5 kg auskam – die Differenz (12 kg) war damit für „science“ gerettet. Ähnlich die Entscheidung, den Lander komplett aus CFK zu bauen, obwohl das das thermomechanische Interface zum Orbiter erheblich komplizierte (daher die Absprengfüsse) . Alles, was nicht der wissenschaftlichen Nutzlast diente, wurde bewusst ressourcensparsam ausgelegt.

So gesehen hat der Lander technisch gesehen ein „no-frills design“.

Gruss   HHg

Offline Olli

  • Raumcon Moderator
  • Gold Member
  • *****
  • Beiträge: 3029
  • Sternenstaub - eine wunderbare Sache...
    • Raumfahrer Net
Hey SpaceMech,

danke für die Ausführungen und Einblicke. Gab es ein ähnliches Konstrukt eine PI-Konsortiums für den Lander nicht damals bei Beagle-2, der mit Mars Express geflogen ist, auch schon?

Beste Grüße
Olli
Einmal mitfliegen - was gäb' es Schöneres? Nichts!

SpaceMech

  • Gast
Hallo Olli ,

die Strukturen bei Beagle-2 waren doch etwas "informeller" - siehe auch die Darstellung bei B. Leitenberger:
http://www.bernd-leitenberger.de/beagle2.shtml .

Der ROSETTA-Lander wurde behandelt wie jedes andere PI-Experiment, mit regelmässigen Design Reviews usw.
Trotzdem wurde ESA die mangelnde Möglichkeit, "Direktiven" von oben durchzusetzen, so unheimlich, dass sie 1998
den Lander durch eine unabhängige NASA-Kommission durchleuchten liess (angeblich hat das die ESA eine halbe Million Dollar gekostet...)
Das Review Board wurde geleitet von L.Kottler vom MIT/Lincoln Lab und bestand aus 18 erfahrenen Experten von MIT, JPL und der Aerospace Corp.,  die 2 Wochen lang die Beteiligten am MPAE/Lindau, DLR/Köln und ESTEC/Noordwijk "grillten" und abschliessend dem Wissenschaftlichen Direktor der ESA, Roger Bonnet, Bericht erstatteten. Der Bericht fiel positiv für das Lander-Design aus!
In der Folgezeit entspannte sich das Verhältnis zwischen ESA und dem Lander-Konsortium deutlich, nicht zuletzt durch die sehr konstruktive Zusammenarbeit mit dem neuen Lander Interface Manager bei ESTEC , Philippe Kletzkine .

Gruss    HHg

Offline Major Tom

  • Gold Member
  • *****
  • Beiträge: 2356
Trotzdem wurde ESA die mangelnde Möglichkeit, "Direktiven" von oben durchzusetzen, so unheimlich, dass...

Wo kämen wir hin, wenn Bürokraten nicht ihren Willen durchsetzen könnten?  ::)

Vielen Dank für die detaillierten Informationen. Das alles ist wirklich interessant und zeigt, wie komplex so eine Mission ist.
„Die Erde ist die Wiege der Menschheit, aber der Mensch kann nicht ewig in der Wiege bleiben. Das Sonnensystem wird unser Kindergarten.“ K. E. Ziolkowski

-

Stolzer Träger einer Raumconverwarnung wegen Schreibens unbequemer Wahrheiten.

McFire

  • Gast
Respekt - die Sache nochmal "durchleuchten" zu lassen ist ja auch keine einfache Entscheidung.
Ich wünsche sehr, daß vor Ort dann alles klappt, das würde den vernünftigen Leuten den Rücken stärken - für die nächste Mission :)

Offline Mim

  • Gold Member
  • *****
  • Beiträge: 571
Verständnisfragen:
Was bedeuten die Abkürzungen PI und CFK?
Viele Grüße, Mim

Offline Pirx

  • Moderator
  • Gold Member
  • *****
  • Beiträge: 16282
Verständnisfragen:
Was bedeuten die Abkürzungen PI und CFK?
Viele Grüße, Mim
PI - Principal Investigator, Wissenschaftler in führender Position bei einem Forschungsprojekt
CFK - carbonfaserverstärkter Kunststoff, kohlenstofffaserverstärkter Kunststoff

Gruß   Pirx
Die gefährlichste Weltanschauung ist die Weltanschauung derer, die die Welt nie angeschaut haben. (Alexander von Humboldt)

Offline Makemake

  • Senior Member
  • ****
  • Beiträge: 403
Auf einem offenen ftp Server des MPI für extraterrestrische Physik kann man einen noch ausführlicheren Bericht zu Gasgenerator sowie etliche Videos von Harpunentests und unzählige Fotos von der Entwicklung der Harpunen und auch der Eisschrauben und des Landegestells finden.

ftp://ftp.mpe.mpg.de/pub/thiel/

SpaceMech

  • Gast
Das Bohrgerät auf Philae :       SD2 = SDD = Sample Distribution and Drill

Auf dem "Balkon" (= der nicht von Sonnenzellen belegten Seite von Philae) befindet sich ein Bohrgerät, das es Philae erlauben soll, Bodenproben aus bis zu 25 cm Tiefe zu gewinnen und an verschiedene Analyse-Instrumente weiterzugeben. Der eigentliche Bohrer befindet sich in einem schützenden Gehäuse aus CFK (mit weißem Thermalschutzanstrich) und besteht aus einer Kernbohrstange von 12 mm Durchmesser, die das Bohrgut durch außen angebrachte Wendelnuten zur Oberfläche fördert; das hohle Innere birgt die Bohrkerne, die beim Herausziehen auf dem "Balkon" des Landers an ein Probenkarussell übergeben werden. Der Bohrer hat zwei motorische Antriebe: einer dreht den Bohrer, der andere bewirkt den Vorschub. Die Bohrtiefe ist begrenzt durch die fixe Länge des Bohrgestänges und die Notwendigkeit, die Bohrerspitze vom Landerbalkon auf die Oberfläche absenken zu müssen (die Bohrtiefe ist also geringer als die Länge des Bohrgestänges).
Das Probenkarussell hat 26 Positionen, wobei die einzelnen Probenbehälter als kleine elektrisch beheizbare Öfen ausgeführt sind:
 10 Mitteltemperatur-Öfen mit seitlichem optischen Saphir-Fenster und 16 Hochtemperatur-Öfen (bis 1100 deg C).
 Durch Drehen des Karussells können die Proben vier verschiedenen Stationen angeboten werden: einer Station, die den Füllstand des Ofens ermittelt und ihn nach Abschluß der Untersuchung entleert und reinigt; einer optischen Station, an der durch das seitliche Saphir-Fenster der Inhalt von einer Mikroskopkamera und einem IR-Spektrometer (Bestandteil von CIVA) untersucht werden können, sowie zwei sogenannte Tapping Stations, an denen die Öfen elektrisch kontaktiert (für Heizung und Temperaturmessung) und an ihrer Einfüllöffnung von einer polierten und durchbohrten Hartkeramikkugel gasdicht verschlossen werden können, so dass die bei der Erwärmung der Proben entwickelten gasförmigen Produkte durch feine Edelstahl-Leitungen an die beiden Evolved Gas Analyzer, COSAC und PTOLEMY, weitergereicht werden können.

Hier einige Bilder zur Anordnung der Komponenten :

                                                                                 

Das Gehäuse des Bohrers

                                                                               

Bild vom Bohrer (edit: nachträglich eingefügt):
                                                                                               

Das Karussell mit den beiden Tapping Stations :

                         

Der Bohrer, das Karussell und die Mitteltemperaturöfen wurden in Italien entwickelt und gebaut
(Tecnospazio => Galileo Avionica => SELEX Galileo  : diese Firmen fusionieren schneller, als man mithalten kann !) ,
die Hochtemperaturöfen und die Tapping Stations vom Max-Planck-Institut in Lindau.

Die Italiener haben das Bohrgerät inzwischen so weiterentwickelt, dass man die Bohrtiefe durch Ansetzen weiterer Bohrstangenabschnitte deutlich vergrößern kann (müssen natürlich beim Hochziehen jedesmal wieder abgeschraubt werden...). Diese Ausführung soll auf dem Rover von ExoMars mitfliegen.

Gruss     HHg
« Letzte Änderung: 09. Februar 2014, 14:48:54 von SpaceMech »

McFire

  • Gast
Hab mir inzwischen mal die Bilder und Videos vom FTP Server angeschaut. (Manche Videos bringen nur Ton)
Das Schwierigste ist ja gleichzeitig immer, wie man auch hier sieht, Haltevorrichtungen, Meßeinrichtungen, Teststände etc. zu bauen, wo man hinreichend genau simulieren kann, was kommen könnte. Da steckt ein nicht unbeträchtiger Arbeits- und Geldanteil drin, denk ich.
Aber das ist ja allgemein so in der Raumfahrt und wird wahrscheinlich oft nicht "mitgerechnet".

Die Harpunen sind ja schon 2001 getestet worden und haben im Prinzip das gleiche Aussehen wie jetzt. Wird spannend (und hoffentlich klappen), weil der "Boden" da ja von hart bis Matsch alles sein kann.
Interessante "Werkzeuge" habe ich auch gesehen  ::) 
Und zarten Umgang mit Präzisionsteilen  ;)

Der rechteckige Behälter unter der Aufwickelvorrichtung - ist das der Seilvorratsbehälter? Wo das Seil in losen Schlaufen liegt? Denn beim Schuß von der Rolle abwickeln geht ja wohl nicht...

« Letzte Änderung: 09. Februar 2014, 20:17:07 von McFire »

Tags: