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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Language:
This topic is only available in english.
Motivation:
When testing attitude control algorithms on a satellite model it is important that the model is a realistic representation of the real system. As spacecraft systems become more complex with more stringent performance requirements, the simulators require more realistic disturbance models. Torque disturbances for satellites are often modelled as shaped white noise. In reality, the disturbances are periodic and are influenced by the satellite’s attitude and orbital position. This project aims to develop a realistic torque disturbance model, taking into account influences from solar radiation, gravity gradient, Earth’s magnetic field and aerodynamic drag.
Task description:
- Develop a workplan for the project
- Review literature on at least the following topics:
- state-of-the art techniques for satellite simulation
- Torque disturbances experienced in space
- Model validation
- Develop a (parameterised) disturbance model in Matlab/Simulink
- Validate the disturbance model
Contact person:
© S. Ellger
Wissenschaftliche Mitarbeiterin
NameFrau Emily Burgin M.Eng.
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Language:
This project is only available in english.
Motivation:
When testing navigation and control algorithms on a satellite model it is important that the model is a realistic representation of the real system. As spacecraft systems become more complex with more stringent performance requirements, the simulators require more realistic sensor models. Star trackers are used to measure the spacecraft’s attitude. They experience several types of noise that are often modelled as shaped white noise. In reality, the noises are highly dependent on the spacecraft’s rotational speed and visibility of the stars. Moreover, when the star-tracker is blinded by the sun, or shaded by the Earth, the navigation algorithm must be able to continue to function. This project aims to develop a realistic, parameterised star tracker model, for the purpose of testing control and navigation algorithms on a satellite simulator.
Task description:
- Develop a workplan for the project
- Review literature on at least the following topics:
- state-of-the art techniques for sensor modelling
- industry practice for star-tracker use
- model validation
- Develop a star tracker model in Matlab/Simulink
- Validate the model
Contact person:
© S. Ellger
Wissenschaftliche Mitarbeiterin
NameFrau Emily Burgin M.Eng.
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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.
Diese Fähigkeiten sollen dahingehend erweitert werden, reales Verhalten von Raumfahrzeugen imitieren und somit die für die Mission ausgelegten Regler verifizieren zu können. Hierfür soll im Rahmen dieser Studien/-Diplomarbeit eine Flugreglerstruktur entwickelt werden, welche die im Flugversuch für die Mission nicht repräsentativen Kräfte aus Gravitation und Luftwiderstand adaptiv kompensiert und darüber hinaus Trägheiten, Schwingungsdynamiken (flexible Anbauten, Sloshing, etc.) und Leistungslimitierungen des realen Raumfahrzeugs simuliert.
Aufgabenstellung
- Literaturrecherche
- Vergleich der Flugdynamik von EAGLE und Mondlandefähre
- Auslegung eines Reglers in Matlab
- Dokumentation
© S. Ellger
Wissenschaftlicher Mitarbeiter
NameDipl.-Ing. Carl-Johann Winkler
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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 Optimierung der Trajektorien für Raumfahrtmissionen ist von elementarer Bedeutung für einen treibstoffeffizienten Betrieb. Die optimale Bahn wird im Voraus beginnend vom Start der Rakete bis (beispielsweise) zur Landung auf dem Mond errechnet und im Verlauf der Mission über einen bestehenden Datenlink aktualisiert, um etwaige Abweichungen zu kompensieren. Während in der Vergangenheit Landefelder auf dem Mond mehrere hundert Quadratkilometer groß sein konnten, so zielt man im Hinblick auf zukünftige Mondbasen auf eine deutlich höhere Landegenauigkeit ab, sogenannten Pin-Point Landings. Hierbei muss in kurzer Zeit das Landegebiet analysiert, ein optimaler Landeplatz ausgewählt und eine umsetzbare Trajektorie errechnet werden. Aufgrund der großen Entfernung ist eine aktive Trajektorienoptimierung auf der Erde für die hochdynamischen Phase des Endanflugs der Landefähre keine praktikable Lösung mehr.
Im Rahmen dieser Studien-/Diplomarbeit soll eine echtzeitfähige Lösung zur bildbasierten Trajektorienoptimierung für den Endanflug entwickelt werden. In einem ersten Schritt wird ein Kamerabild im Hinblick auf die relative Position des Landefelds zum Raumfahrzeug analysiert. Das Resultat wird daraufhin als Grundlage für ein konvexifiziertes Optimierungsproblem zur Erzeugung einer angepassten Trajektorie verwendet, unter Berücksichtigung der Limitierungen in der Dynamik des Raumfahrzeuges.
Aufgabenstellung
- Literaturrecherche
- Bildauswerung zur Landeplatzlokalisierung in Matlab
- Konvexe Trajektorienoptimierung in Matlab
- Simulation des kontinuierlichen Betriebs in Matlab/Simulink
- Dokumentation
© S. Ellger
Wissenschaftlicher Mitarbeiter
NameDipl.-Ing. Carl-Johann Winkler
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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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