Raumfahrzeuge
Raumfahrsysteme spielen eine signifikante Rolle bei wissenschaftlichen Untersuchungen und erfahren zudem ein stetigen interessenzuwachs im industriellen Sektor. Regelungssysteme sind ein essentieller Bestandteil von jedem Raumfahrsystem und sind notwendig um die Missionsobjektiven erfolgreich erfüllen zu können. Dies sind unter anderem der erfolgreiche Start- und Landung einer Trägerrakete, die exakte Orientierung und Ausrichtung von Satelliten für Mess- und Kommunikationsvorgänge sowie Navigation und Stabilität von Mond- oder Marslandern. Aufgabenpunkte der Forschung umfassen dabei:
- die Modellierung von raumfahrtspezifischer Hardware für die Simulation von realistischen Raumfahrzeugen zur Reglerauslegung
- die Modellierung der Weltraumumgebung und Himmelskörper für die Simulation von realistischen Szenarien bei Raumfahrtmissionen
- die Auslegung autonomer Regelungssysteme für alle Missionsabschnitte, z.B. Start und Landung von Raketen, Lageregelung von Satelliten oder Orbitalmanöver
- die Erfüllung von Missionszielen in Extremsfällen, z.B. bei ungünstige Kombination von Umwelteinflüsse, Versagen von Komponenten oder fehlerhafter Modellierung
Themen
Am Lehrstuhl für Flugmechanik und Flugregelung werden aktuell die folgenden Themen für Studien- und Abschlussarbeiten angeboten. Bei interesse kontaktieren Sie den Ansprechpartner des jeweiligen Themas. Bitte sehen sie von Mehrfachanfragen ab.
Motivation:
Das Schwappverhalten (Sloshing) in den Haupttanks einer Flüssigkeitsrakete hat einen signifikanten Einfluss auf deren Flugdynamik und kann im Extremfall zum Verlust der Rakete führen. Daher ist es wichtig, dass bei der Reglerauslegung für eine Rakete dieser Effekte mit Berücksichtigt werden um den Erfolg der Mission zu garantieren. Im Rahmen dieses Forschungsprojektes soll eine bereits nicht-lineare Simulationsumgebung des Lehrstuhles um Sloshing-Dynamik erweitert werden.
Aufgabenstellung:
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Literaturrecherche zur Modellierung von Treibstoffschwappen (Sloshing) zu verschiedenen Missionszeitpunkten (Start, Stufenseperation, Landung)
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Literaturrecherche zu aktiven/passiven Dämpfungsmethoden und ihrer Modellierung
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Herleitung eines Modells für das Treibstoffschwappen in den Haupttanks einer Flüssigkeitsträgerrakete für v
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Implementierung in eine nicht-lineare Simulationsumgebung in Matlab/Simulink
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Entwurf eines Reglers zur aktiven Dämpfung des Treibstoffschwappens
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Verifizierung durch Referenzsmissionen
Ansprechpartner:
© M. Kretschmar
Wissenschaftlicher Mitarbeiter
NameDipl.-Ing. Frederik Thiele
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Motivation
Regelungssysteme zur autonomen Landung wiederverwendbarer Raketenstufen oder auf Himmelskörpern wie Mond oder Mars müssen ein hohes Maß an Robustheit und Zuverlässigkeit nachweisen. Testläufe auf dem realen Objekt sind in den meisten Fällen praktisch nicht umsetzbar, ohne hohe finanzielle Risiken durch einen potenziellen Fehlschlag einzugehen. Die vom Deutschen Zentrum für Luft- und Raumfahrt (DLR) entwickelte VTOL (Vertical Take-Off and Landing) Landetestplattform EAGLE (Environment for Autonomous GNC Landing Experiments) bietet die Möglichkeit, vorgesehene Reglerarchitekturen bereits vorzeitig auf einem System mit vergleichbarer, in der Regel instabiler Systemdynamik zu testen. Perspektivisch sollen die Fähigkeiten erweitert werden, reales Verhalten von Raumfahrzeugen imitieren und somit die für die Mission ausgelegten Regler verifizieren zu können.
Aktuell besteht das Haupttriebwerk des EAGLE aus einer mit Kerosin betriebenen Gasturbine. Hohe Komplexität im Betrieb, der Wartung, als auch in der Gewährleistung eines sicheren Flugbetriebs bei gleichzeitig hohen Betriebskosten und niedriger Flexibilität sind das Resultat. Aus diesem Grund soll im Rahmen dieser Studien/-Diplomarbeit eine Umrüstung auf ein vergleichbar starkes, elektrisches Antriebssystem konzeptionell erkundet werden. Dies soll sowohl durch eingebaute Batterien, aber auch kabelgebunden betrieben werden können, sollten längere Testkampagnen mit geringen Wegstrecken geplant sein. Ziel der Arbeit soll eine Konfiguration eines rein elektrisch betriebenen EAGLE sein, die einen optimalen Kompromiss zwischen Leistungsfähigkeit und Aufwand/Kosten der Umrüstung darstellt.
Aufgabenstellung
- Analyse des bestehenden Antriebssystems
- Recherche zur Elektrifizierung des Antriebssystems
- Detaillierter Vergleich möglicher Umrüstvarianten
- Selektion und Dokumentation der besten Konfiguration
© S. Ellger
Wissenschaftlicher Mitarbeiter
NameDipl.-Ing. Carl-Johann Winkler
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Motivation:
Die Verifikation und Validierung (V&V) eines Regelungssystems für Raumfahrzeuge ist ein herausfordernder und ressourcenintensiver Prozess. Die physikalischen Modelle des Raumfahrzeuges, die für die Reglerauslegung genutzt werden, sind mit Unsicherheiten behaftet (beispielsweise sind Massen oder Trägheitsmomente in einer frühen Phase des Entwurfs nur in einem bestimmten Intervall gegeben oder sie können sich im Laufe der Mission verändern). Dennoch ist es wichtig, Aussagen über die Stabilität oder die Performance des Regelkreises treffen zu können, die diese Modellunsicherheiten berücksichtigen. Neben Worst-Case Analysen sind probabilistische Methoden, die eine Zufallsverteilung dieser Charakteristiken abhängig von der Verteilung der unsicheren Parameter liefern, von besonderem Interesse. Polynomial Chaos Expansion (PCE) ist ein Verfahren, mit dem diese Verteilung als Summe von Polynomen approximiert werden kann. Das Verfahren verspricht deutliche Effizienzgewinne gegenüber Monte-Carlo Simulationen, der klassischen Methode probabilistischer Analyse. Für die effiziente Berechnung der PCE gibt es eine Vielzahl von Ansätzen, die jeweils Vor- und Nachteile besitzen.
Aufgabenstellung:
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Literaturrecherche zu Methoden der PCE-Berechnung (Fokus auf sparse/adaptive basis PCE)
- Implementierung einer Auswahl dieser Algorithmen in Matlab
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Vergleichende Evaluierung anhand realer Satellitenmodelle
Ansprechpartner:
Wissenschaftlicher Mitarbeiter
NameDipl.-Ing. Markus Lötzsch
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In-Orbit-Rendezvousmanöver spielen eine zentrale Rolle für verschiedene Raumfahrtmissionen, z. B. bemannte Missionen und den Transport von Fracht zu Raumstationen, das In-Orbit-Servicing von Satelliten oder die Beseitigung von Weltraummüll. Ein wesentlicher Aspekt für die erfolgreiche Durchführung eines solchen Manövers ist ein geeignetes Guidance-Profil, das im Voraus entworfen und optimiert, während des Flugs berechnet oder als Kombination aus beiden Ansätzen realisiert werden kann. Ein solches Profil muss verschiedene Zielsetzungen erfüllen. Zum Beispiel die Minimierung der Transferdauer und des Treibstoffverbrauchs, Gewährleistung ausreichender Sicherheitsmargen sowie die Berücksichtigung von nichtlinearen Orbitalmechanik und von Unsicherheiten in den Trajektorien und Dynamiken der Raumfahrzeuge.
Diese Arbeit konzentriert sich auf die „out-of-sight“-Phase eines Rendezvousmanövers, also auf den Abschnitt, bis die Relativposition und Relativgeschwindigkeit beider Raumfahrzeuge hinreichend klein sind, um den Endanflug mithilfe visueller Guidance durchführen zu können. Die Berechnung eines optimalen Führungsprofils soll in MATLAB implementiert und der Einfluss von Unsicherheiten auf die resultierende Leistung diskutiert werden.
Aufgabenstellung
- Überblick über Führungs- und Regelungsansätze für Rendezvousmanöver
- Literaturrecherche zu „Offline“- und „Online“-Verfahren zur Berechnung von Führungsprofilen für unterschiedliche Zielsetzungen während der „out-of-sight“-Phase eines Rendezvous
- Implementierung der Berechnung ausgewählter Ansätze in MATLAB
- Diskussion der Auswirkungen von Unsicherheiten sowie geeigneter Minderungsmaßnahmen im Führungs- oder Regelungsentwurf für Rendezvous
© M. Kretschmar
Wissenschaftlicher Mitarbeiter
NameDipl.-Ing. Frederik Thiele
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Die Grundlage vieler Raumfahrtmissionen bilden Guidance- und Control-Algorithmen zur Führung und Regelung von Raumfahrzeugen. Aufgrund hoher Anforderungen an Robustheit, Sicherheit und Zuverlässigkeit müssen bei ihrer Entwicklung komplexe dynamische Zusammenhänge und vielfältige Unsicherheiten detailliert berücksichtigt werden. Reale Tests sind jedoch insbesondere aus wirtschaftlichen, organisatorischen und sicherheitstechnischen Gründen nur sehr eingeschränkt möglich. Eine leistungsfähige Simulationsumgebung stellt daher eine zentrale Voraussetzung für die Entwicklung und Validierung solcher Algorithmen dar. Sie muss in der Lage sein, orbitale und suborbitale Trajektorien mehrerer Raumfahrzeuge zeitlich zu propagieren sowie positionsabhängige Umwelteinflüsse wie Gravitationsgradienten, Restatmosphäre oder Sonneneinstrahlung mit hinreichender Genauigkeit abzubilden. Im Rahmen dieser Arbeit soll eine Simulationsumgebung für die Professur für Flugmechanik und Flugregelung entwickelt und evaluiert werden.
Aufgabenstellung:
- Literaturrechere zu Orbitalmechaniken und "In-Orbit"-Umwelteinflüsse und deren Modellierung
- Ausarbeitung eines Modularen Simulationskonzeptes
- Implementierung des Simulationsframworks in Matlab/Simulink
- Validierung der Simulation anhand einer Beispielmission
© S. Ellger
Wissenschaftliche Mitarbeiterin
NameFrau Emily Burgin M.Eng.
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Sollten Sie sich bei der Wahl ihres Themas noch unsicher sein bieten wir gerne auch allgemeine Beratungen an. Dabei können auch alternative Optionen basierend auf dem individuellen Interesse des Studenten dargelegt werden. Gerne unterstützen wir auch Studentenarbeiten mit Industriepartnern oder initiative Themenvorschläge der Studenten. Der Ansprechpartner für Projekte zu Raumfahrzeugen ist:
© S. Ellger
Wissenschaftlicher Mitarbeiter
NameDipl.-Ing. Carl-Johann Winkler
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