Philae-Technikthread - Anflug, Landung, Verankerung, Power, Kommunikation

hi

weiß nicht obs schon erklärt wurde und ich nur überlesen habe, dennoch stell ich die Frage mal:

Wird man wärend der Landung von Philae dauerhaft Telemetrie haben (natürlich über Rosetta), für den Fall das was schief geht, weiß man dann also warum oder wird man im dunklen tappen weil keine Telemetrie?

mfg

Chris

Harpunen :
Hab mir inzwischen mal die Bilder und Videos vom FTP Server angeschaut.
......
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...

 Ja , dort sind 2 Seilvorratsbehälter : einer für das Harpunenseil (in Form von "Achten" gelegt, um Drall zu vermeiden), der andere für das Kompensationsseil, das man braucht, um Schleifringkontakte für die Übertragung der Signale von Accelerometer und Temperatursensor in der Harpunenspitze zu vermeiden. Beide Seile werden gleichzeitig aufgewickelt.

Genaue Beschreibung in :http://www.esmats.eu/esmatspapers/pastpapers/pdfs/2003/thiel.pdf

Gruss    HHg

hi
......
Wird man wärend der Landung von Philae dauerhaft Telemetrie haben (natürlich über Rosetta), für den Fall das was schief geht, weiß man dann also warum oder wird man im dunklen tappen weil keine Telemetrie?

mfg

Chris

Ja, man wird während des Abstiegs und der Landung eine Verbindung über RxTx zum Orbiter haben.
(Eingreifen kann man aber vom Boden wegen der Signallaufzeit von 2 x 45 Minuten nicht !)
Ausserdem wird der Orbiter unmittelbar nach dem Absetzen des Landers ein Attitude-Manöver durchführen,
das den Lander ins Blickfeld der OSIRIS-Kameras und der beiden NavCams bringt - so kann man zB das Ausklappen des Landegestell usw beobachten. Es sollte so ausreichend Diagnosemöglichkeiten geben, anders als bei Beagle-2 (2003) oder Mars Polar Lander (1999)...

Gruss  HHg

Aha dacht ich mirs doch. Das Ganze sieht recht zuverlässig aus. Das schwächste Glied werden allenfalls die Seile sein, glaub ich. Jahre im Kalten und unter Strahlung und dann mit 'nem Plautz raus wie Jack in the Box. Naja die Daumen werden im Mai gedrückt sein....

Ausserdem wird der Orbiter unmittelbar nach dem Absetzen des Landers ein Attitude-Manöver durchführen,
das den Lander ins Blickfeld der OSIRIS-Kameras und der beiden NavCams bringt - so kann man zB das Ausklappen des Landegestell usw beobachten. Es sollte so ausreichend Diagnosemöglichkeiten geben, anders als bei Beagle-2 (2003) oder Mars Polar Lander (1999)...

Gruss  HHg

Das möchte ich noch mal etwas genauer ausführen :

Nehmen wir mal an, der ROSETTA Orbiter fliegt eine Absetz-Bahn mit einer Orbitalgeschwindigkeit, die ungefähr der maximalen MSS-Abstoßgeschwindigkeit entspricht, also etwa 0,55 m/s, und setzt den Lander 1 km über der Oberfläche von C-G aus.
Die angestrebte Abstiegszeit ist 1 h.
Der Lander sinkt dann mit einer Geschwindigkeit von 0,28 m/s. Wenn er nach 1 h auf der Oberfläche ankommt,
hat sich der Orbiter sich um 0,55 m/s x 3600 s = 2 km vom Absetzort entfernt, der Abstand zum Landeort ist dann etwa 2,24 km.
Was können die Kameras aus dieser Entfernung erfassen ?
Die NAC (Narrow Angle Camera) von OSIRIS hat ein IFOV (instantaneous field of view) von 18,6 µrad/pixel,
die Auflösung in 2,24 km Abstand beträgt also 4,2 cm pro Pixel (der Detektor hat 2 k x 2 k Pixel, also ein Gesichtsfeld
von 85 m x 85 m in diesem Abstand).
Die WAC (Wide Angle Camera) hat ein IFOV von 101 µrad/pixel, die Auflösung in 2,24 km ist dann 22,6 cm pro Pixel,
das Gesichtfeld ist 460 m x 460 m.
Die Kombination beider Kameras sollten also gute Informationen über die Situation am Landeort liefern.
Nach Weltraummaßstäben sind dies „Nahaufnahmen“ – sind die Bilder überhaupt scharf ? Die Kameras lassen sich ja nicht nachfokussieren.
Wenn man mit den Parametern der beiden optischen Systeme die hyperfokale Entfernung und den Nahpunkt
(=die Entfernung, ab der die Größe des Zerstreuungscheibchens kleiner wird als die Pixelgröße) ausrechnet, dann sieht man,
dass die WAC ab einer Entfernung von 230 m alles scharf sieht, die NAC ab einer Entfernung von 1400 m.

Passt alles ganz gut !

Gruss       HHg

Das Landegestell von Philae

Ist dreibeinig, mit jeweils einem Fuß am Ende. Die drei Landebeine bestehen aus einem Fachwerk aus CFK-Rohren; die „Unterschenkel“ und die Füße sind klappbar – für den Start und den Flug zu C-G sind sie eng an die Lander-Struktur angelegt und verriegelt. Erst nach dem Abstoßen vom ROSETTA-Orbiter werden sie entriegelt und ausgefahren.

                                       

Der Mittelpunkt des Landegestell ist mit einem verriegelbaren Kardangelenk an einer Zentralsäule befestigt, die in einem zylindrischen Gehäuse im Inneren des Landers untergebracht ist. Diese Zentralsäule kann motorisch mittels eines Kugelgewindetriebs ausgefahren und eingezogen werden. Bei der Landung ist das Landegestell voll ausgefahren; der Kugelgewindeantrieb ist so ausgelegt, dass er nicht selbsthemmend ist:
beim Aufsetzen treibt die kinetische Energie des Landers den Antrieb rückwärts an; der Antriebsmotor wird dabei als Generator betrieben, der extern so beschaltet ist, dass er optimal bedämpft wird und möglichst viel Energie in Wärme umgewandelt wird.
Die Reibkuppelungen im zentralen Kardangelenk sind zunächst „locker“ gestellt, damit das Landegestell sich auf unebenes oder geneigtes Gelände einstellen kann. Sobald alle drei Füße Bodenkontakt haben, ziehen die beiden Reibkuppelungen an und verbinden den Lander starr mit seinem Landegestell (damit er beim Landestoß nicht einfach umkippt).

                                 
                                                                                                                                                                      (Bild: DLR)


Die Füße besitzen jeweils zwei gekoppelte „Sohlen“ aus GFK und eine Eisschraube aus Aluminium, die axial beweglich und über ein Seilzug-Differential so miteinander verbunden sind, dass die Fußsohlen sich differentiell auf Unebenheiten/Neigung einstellen können (wenn eine Sohle einfährt , fährt die andere aus); sobald beide Bodenkontakt haben und einfahren, dreht ihre gemeinsame Bewegung die Eisschraube in den Boden (Drehung und Vorschub). Die GFK-Sohlen der Füße enthalten Sensoren zur elektrischen und seismischen Erkundung des Kometenmaterials.

                                                                   

Die Funktion und das Verhalten des Landegestells wurde in umfänglichen Testprogrammen auf verschiedensten simulierten Kometenmaterialien untersucht und charakterisiert, wobei die Hauptschwierigkeit darin besteht, dass Trägheitskräfte am Kometen in voller Größe wirken, Gewichtskräfte aber nur schwach (der Lander „wiegt“ am Kometen nur einige Gramm)
Das ist in einer 1g-Umgebung nur schwer zu simulieren, wie man sieht :

                                             
                                                                                                                                                                      (Bild: DLR)

Ergänzung : unter Beitrag 26 in diesem thread gibt es ein Link auf das ESA-Video zur Landebein-Entfaltung und Landung !

Gruss   HHg

Das ist in einer 1g-Umgebung nur schwer zu simulieren, wie man sieht

Ja, diese dumme Diskrepanz zwischen Masse und Gewicht 
Nun ja , was hilfts...
Ich denk mal, wenn man bei Tests die jeweilige Gravitation anpassen könnte, würde manches Gerät funktionieren, was nun nur rumsteht oder fliegt.
Aber wenn wir die Gravitation beherschen würden, wäre wiederum alles in der Raumfahrt "ganz anders".
Clever find ich ja, ein bissel Zusatzwärme zu erzeugen mittels Generatormodus.

Clever find ich ja, ein bissel Zusatzwärme zu erzeugen mittels Generatormodus.

Hmm - das soll eigentlich nicht dazu dienen, dem Lander bloss die Füße zu wärmen    -
Der Landestoß soll so inelastisch wie möglich werden (also die kinetische Energie des Landers nicht nur in potentielle Feder-Energie des (elastischen) Landegestells und danach wieder in eine Abflugbewegung des Landers umgewandelt werden).
Es geht darum, diese Energie möglichst "unschädlich" zu machen !

Gruss    HHg

ein Kuka... wo man sie nicht überall sieht

ein Kuka... wo man sie nicht überall sieht

Gemeint ist der Industrieroboter von KUKA Roboter aus dem letzten Bild im letzten Bilder-Posting von SpaceMech.

Gruß   Pirx

Der Landestoß soll so inelastisch wie möglich werden (also die kinetische Energie des Landers nicht nur in potentielle Feder-Energie des (elastischen) Landegestells und danach wieder in eine Abflugbewegung des Landers umgewandelt werden).
Es geht darum, diese Energie möglichst "unschädlich" zu machen !

Das ist schon klar, der Generatormodus wird ja auch anderweitig ähnlich genutzt.

Und wo ist der 3m Ausleger mit Kamera, der die Landung von der Seite filmt ?   

Philae  und die speziellen Probleme von Langzeit-Missionen

Bei Missionen, die erst jahrelang unterwegs sind, bevor sie aktiv werden können, wie zB ROSETTA (Start 2004 – Ankunft 2014 ),
DAWN (Start 2007, Ankunft Ceres 2015 ), CASSINI –Huygens (Start 1997, Ankunft 2005 ), NewHorizons (Start 2006, Ankunft 2015) stellen sich besondere technische Probleme

-   einmal natürlich die reine Dauer der Flugzeit, die zu Verschleißeffekten führen kann (notorisch: Drallräder !), aber auch zu anderen Langzeiteffekten, zB Whisker-Bildung an Lötstellen
Technische Maßnahmen: regelmäßiges, aber sparsames Bewegen von Mechanismen
(ist aber zB bei Abstoßmechanismus und Landegestellentfaltung nicht möglich  ;-) )
Whisker-Bildung: mechanische Dauerbeanspruchung von Lötzinn vermeiden durch Zugentlastung von Pigtails, Steckverbindern etc; mechanische Befestigungspunkte von Platinen zinnfrei halten, statt dessen galvanisch vergolden (mit Nickel-Chrom-Sperrschicht zum Kupfer).
Bestückte Platinen mit Schutzüberzug zB PARYLENE C.
Whisker können mehrere cm lang wachsen und Kurzschlüsse verursachen –
Letzter bekannt gewordener Fall: Teilchenexperiment auf CASSINI   
http://www.sciencedaily.com/releases/2012/06/120606210618.htm

-   die Ansammlung von Strahlenschäden durch energiereicher Teilchen; betroffen sind in erster Linie elektronische Bauteile,
aber auch optische Gläser (Bildung von Farbzentren, „browning“)
Technische Maßnahmen: strahlungstolerante Bauteile verwenden; spot shielding empfindlicher Bauteile wie CCDs oder Speicherchips mit high-Z-Materialien (Tantal, Wolfram, Blei);
bei optischen Gläsern: strahlungsunempfindliche Varianten wählen (Cer-dotierte Gläser; Quarz)
 
-   die Wirkung des dauernden Ultrahochvakuums des Raums, das zu ultrareinen Metalloberflächen führt, die dann zu sogenanntem Kaltverschweißen neigen (tödlich für Mechanismen) – die sich berührenden Metalloberflächen diffundieren ineinander.
Beispiel: High-Gain-Antenne von GALILEO 1991, ließ sich nicht mehr entfalten (siehe Wikipedia-Eintrag).

Technische Maßnahmen: Metall-Metall-Kontakte bei bewegten Teilen möglichst vermeiden,
Verwendung selbstschmierender Kunststoffe (VESPEL SP3; PEEK; DYNEEMA-Seilzüge);
Kugellager in Keramik-Hybridausführung (Kugeln aus  Siliziumnitrid Si₃N₄) u.ä.


Ein etwas anders geartetes Problem bei solchen Langzeitmissionen ist die „Haltbarkeit“ der Teams am Boden : wenn man zB die Liste der ROSETTA-Pi’s 1996 und 2014 vergleicht, findet man kaum noch die ursprünglichen Namen: manche sind inzwischen verstorben, wie zB Angioletta Coradini , PI von VIRTIS (gest. Sept 2011), andere sind auf Grund von gesundheitlichen oder arbeitsrechtlichen Problemen (Altersgrenze) ausgeschieden und ersetzt worden – wobei die Probleme der Kontinuität und des „knowledge transfers“ oft ungelöst bleiben ...

Gruss    HHg

Ja, von allen diesen neckischen Störquellen muß man im (Klein)Flugzeugbau auch Kenntnis haben, aber braucht gottseidank nur mit wenigen davon kämpfen  . Während man z.B. vor Spallation ziemlich sicher ist, hab ich Whisker allerdings vor Jahren auch schon mal bei eingelagerten Teilen "bewundern" dürfen.

wobei die Probleme der Kontinuität und des „knowledge transfers“ oft ungelöst bleiben

Wo mir irgendwie das Verständnis fehlt, ist das Verloren gehen von Kenntnissen in einer Missionsdauer.
Wo hunderte Millionen reingesteckt werden, sollten doch 2 oder 3 für die Organisation von Speicherung in vermittlungsfähiger Form, Weitergabe, Lehrgängen, Übergabemanagement drin sein ? Und Personal, was dazukommt, kriegt sein Geld doch u.a. dafür, daß es auf dem nötigen Stand der Kenntnisse ist bzw. auch selbst daran interessiert ist, denke ich. Überall gibts Abmahnungen, wenn man seiner (Weiter)Bildungspflicht nicht nachkommt, in der Raumfahrt nicht?
Bei den Amis ist ja alles ein bissel größer und verteilter in dem "Riesenladen", da versteh ich das zur Hälfte. Aber in Deutschland? Da bin ich aber doch sehr verwundert....

Zitat

wobei die Probleme der Kontinuität und des „knowledge transfers“ oft ungelöst bleiben

Wo mir irgendwie das Verständnis fehlt, ist das Verloren gehen von Kenntnissen in einer Missionsdauer.
Wo hunderte Millionen reingesteckt werden, sollten doch 2 oder 3 für die Organisation von Speicherung in vermittlungsfähiger Form, Weitergabe, Lehrgängen, Übergabemanagement drin sein ?

Leichter gesagt als getan - es gibt zwar von CNES in Toulouse ein Team (COROLLE) , das sich mit der Langzeitsicherung der Informationen und des Projektwissens bei ROSETTA gewidmet hat (zB sollte man bei denen seine gesammelten E-Mails aus der Projektzeit abliefern ...), aber - wer entscheidet, was aufhebenswert ist und was nicht ? Was ist mit dem Wissen, das nirgendwo schriftlich niedergelegt ist ? - Einen interessanten Artikel dazu, speziell aus dem Raumfahrtbereich, gibt es unter :
    http://www.zeit.de/2012/19/PS-Erfahrung-Technik

Gruss    HHg

Ja, das ist freilich ein Aspekt - der Erfahrungsschatz.
Leider ist es ein Trend der Zeit in manchen Betrieben, die Leute auseinanderzudividieren. Zum Übergabemanagement gehört also im Gegenteil, ein Betriebsklima zu schaffen, wo ein Nachfolger ohne Scheu fragen kann und vom Erfahrenen Kollegen gern und freiwillig in die "Tricks und Kniffe" eingewiesen wird. Ohne daß der Ältere Angst  haben muß vor "jetzt überflüssig".
Der Artikel ist sehr gut. Irgendwie erkenn ich mich da wieder, wenn auch auf wesentlich bescheidenerem Level. Und so ist man auch als alter Knabe immer wieder mal im Laden.
Besonders hübsch : "Hier schraub mal". Oh ja.....

Eben den Artikel Gelesen und kann dem nur zu 100% zustimmen. 

Spiegelt die eigene Erfahrung wieder die ich bis jetzt gemacht habe und in der eigenen Familie beobachtet habe.

MfG Collins

Philae : die Dynamik beim Abstoß

Beim Abstoßen des Landers zwecks Landung auf C-G muss man einige Nebeneffekte beachten:

Beim Abstoßen des Landers wirkt auch ein Rückstoß auf den Orbiter und erteilt ihm einen Geschwindigkeitsbeitrag in entgegengesetzter Richtung.
Der Lander wiegt etwa 100 kg, der Orbiter „trocken“ etwa 1230 kg. Wenn man annimmt, dass von den Treibstoffvorräten beim Start (1670 kg) im November 2014 noch etwa die Hälfte übrig sein wird, kommt man auf etwa 2000 kg für die Masse des Orbiters.
Beim Abstoßen des Landers mit zB 0,50 m/s erhält der Orbiter per Impulserhaltung eine zusätzliche Geschwindigkeit von (1/20), also 0,025 m/s; von der kommandierten Relativgeschwindigkeit (0,50 m/s) bleiben dem Lander im Schwerpunktsystem also nur 0,475 m/s .
Die Abweichung ist 5 % - und damit fünfmal größer als die zulässige Toleranz.
Man darf das also nicht vernachlässigen. Auch die Auswirkung dieser zusätzlichen Geschwindigkeitskomponente auf die weitere Bahn des Orbiters muss berücksichtigt werden.

Die Rückwirkung des Abstoßens auf den Orbiter wird zusätzlich dazu führen, dass der Orbiter mit seinen weit ausgestreckten Solar Arrays zu einer Biegeschwingung angeregt wird. Die Eigenfrequenz dieser Biegeschwingung ist aber so niedrig, dass der Lander die Spindeln des MSS bereits verlassen hat, bevor sich das bemerkbar macht.

Weiterhin ist es wichtig, dass der Kraftvektor beim Abstoßen durch den Schwerpunkt des Orbiters geht – andernfalls würde der Rückstoß ein Drehmoment auf den Orbiter ausüben und ihn zum Abdrehen bringen. Durch den hohen Anteil an flüssigem Treibstoff an der Gesamtmasse ist es sehr wichtig, dass man die Verteilung des Treibstoffs in den verschiedenen Tanks (Schwerelosigkeit !) so managt, das der tatsächliche Schwerpunkt dort liegt, wo man ihn beim Design des Orbiters angenommen hat. Das Lander Interface Panel hat eine Neigung von 2,5 Grad zur Hauptachse des Orbiters, damit die Abstoßrichtung (senkrecht zum Panel) auch durch den nominellen Orbiter-Schwerpunkt geht.

Das für das Abstoßen  zuständige MSS besitzt einen optischen Referenz-Spiegelwürfel, relativ zu dem die Richtung des Abstoßvektors sehr genau vermessen wurde. Nach der Integration von Lander und Orbiter wurde dieser Spiegelwürfel wiederum relativ zum Orbiter Master Reference Mirror Cube vermessen, so dass der Abstoßvektor im Koordinatensytem des Orbiters  sehr genau bekannt ist.
Einbautoleranzen etc spielen so keine Rolle mehr.

Gruss       HHg

Also wenn ich die technischen Details der letzten Beiträge mal so für mich zusammenfasse - der Aufwand in Hinsicht Bauteile/Material/Gewicht/Kompensation von Beeinflussungen etc. ist doch so groß - wäre ein winzig-kleines Druckgastriebwerk für Philae nicht einfacher gewesen?  (Man muß ja nicht den Orbiter anblasen)
Was da an Gewicht bei Philae dazukommt, wäre vlt. bei der Bodentechnik einzusparen gewesen, weil man ja dann eine Möglichkeit hätte, den Lander gezielt am Boden zu halten, bis er verankert ist. Wenn das bei Bodenkontakt mit einer ganz kleinen Verzögerung einschaltet, würde es vlt auch nicht ersten Messungen stören.

Die "Anfluggeschwindigkeit" kann man natürlich nicht in Bezug auf die Oberfläche messen. Aber eine Bezugsfläche am Orbiter sollte doch für die ersten 5...10 Meter ermöglichen, die Geschwindigkeit zu messen und einzustellen. Also was jetzt mit den Spindeln geschieht.

Sicher hab ich was übersehen ?

Sicher hab ich was übersehen ?

Hallo McFire,

in diesem Falle ja... namentlich die schlichte Tatsache, dass es genau so ein Triebwerk gibt   

@SpaceMech: Tolle Beiträge von Dir, die ich mit viel Freude verfolge. Vielen Dank dafür!

Gruß
Excalibur

Stimmt das Triebwerkchen gibts, hatte ich nicht mehr dran gedacht. Bei der Beschreibung der vielen Probleme, oder besser, zu bedenkenden Aspekte (Abstoß, Bahnbeeinflussung etc) kam ich dann auf meine Fragen. Zum Beispiel eben auch warum es nicht auch für den "Abflug" genutzt wurde. Sparte ja 6,5 kg. Freilich - bringt etliche Gramm für Magnetventile o.ä. dazu beim Lander...

Ansonsten muß ich gleichfalls mal Danke sagen für die Beiträge aus erster Hand. Aber als Techniker will man ja was dazulernen, daher die extra Fragen.

Es gab bei der Konzeptentwicklung für die S-D-L-Phase (Separation-Descent-Landing) von Philae anfangs auch mal die Überlegung, das Ganze von kleinen Lageregelungsdüsen erledigen zu lassen,  wie ein kleines 3-Achsen-stabilisiertes Spacecraft. Wenn man zusammenzählt, was man dafür so braucht, ist man ruck-zuck bei 24 kleinen Triebwerken (wie der Orbiter sie auch hat !): 4 pro Raumrichtung zum Schieben (und auch 4 in Gegenrichtung zum Bremsen !). Zur Regelung bräuchte man dazu eine ACU (attitude control unit) mit 3 Ringlasergyros plus Beschleunigungsaufnehmern mit Integratoren für Ort und Lage. 1 h Abstiegsbetrieb wäre mit einem reinen Kaltgassystem mit Druckspeicher nicht mehr zu machen, man bräuchte mono-propellant Hydrazindüsen, die den Treibstoff katalytisch zersetzen. Das Ganze dann noch mit den notwendigen Redundanzen versehen:
doppelte Ventile für die Treibstoffversorgung etc – das wird sehr schnell ganz schön aufwendig, so dass eine Kombination von 3-Spindel-Mechanismus und einer kleinen Kaltgasdüse für wenige Sekunden Abwärts-Schub vom Aufwand her durchaus konkurrenzfähig ist. Das Schöne an den Spindeln ist ja, dass sie sowohl schieben als auch bremsen können, also sich gut regeln lassen; die drei Muttern auf den Spindeln definieren eine Fläche im Raum, die stabil und exakt parallel verschoben wird – das ergibt eine sehr gute Richtungsstabilität.

Gruss   HHg

Naja , wenn das (notwendigerweise) so ausufert, ist es freilich zu viel. Na, nun ist er bald da, und wir drücken einfach alle verfügbaren Daumen

Philae :  Launch Locks und Cruise Latch

Der Lander mit seiner Masse von 100 kg ist –belastungsmäßig ungünstig- weit außen am Orbiter  befestigt. Da er als PI-Experiment betrachtet wird, muss er die dementsprechenden Eigenfrequenzanforderungen erfüllen (> 75 Hz). Damit schied eine isostatische Befestigung aus; der Lander musste zum Abfangen der Startbelastung an seinen vier Ecken fest mit dem Orbiter verbunden werden. Da die Struktur des Landers vollständig aus CFK besteht, der Orbiter aber aus Aluminium, ergibt sich ein großer Unterschied beim thermischen Ausdehnungskoeffizienten – die thermoelastischen Finite-Elemente-Berechnungen ergaben für den non-op Temperaturbereich Scherkräfte von bis zu 6 Tonnen zwischen Lander und Orbiter ! Deshalb muss die Startverriegelung, bestehend aus  4 Titanschrauben M8 an den vier Ecken der „Balkonseite“ der Landerstruktur, nach dem Start, aber vor dem Abkühlen der Orbiterstruktur gelöst werden können. Dazu dienen die sogenannten Separation Feet, auf denen der Lander steht und in die die Interface-Schrauben eingedreht sind.

                                           
                                                       Lander Interface Panel mit Separation Feet und MSS


                                                           
                                                                          Philae Separation Foot


                                                 
                                                                       NEA electronics SSD 9102B Absprengmuttern

Das Muttergewinde für die Interfaceschrauben besteht aus einer speziell geformten Gewindehülse, die formschlüssig zwischen zwei zylindrischen Halbschalen eingespannt ist.  Diese Halbschalen werden von einer stramm gewickelten Wendelfeder auf ihrer zylindrischen Außenfläche zusammen gehalten; die Enden dieser Wendelfeder werden von einem Schmelzdraht fixiert, der elektrisch von der Orbiter Pyro Firing Box zum Schmelzen gebracht werden kann. Die sich entspannende Wendelfeder vergrößert ihren Durchmesser, die Halbschalen trennen sich radial, und die Gewindehülse wird freigegeben (und kann später beim Abstoßen axial herausgezogen werden !).
                                                               
                                                             
                                      Philae Befestigungsschraube mit NEA-Gewindehülse nach einem Abstoß-Test bei ESTEC

Diese Separation Nuts sind raumfahrt-qualifiziert kommerziell erhältlich, in diesem Fall von der Firma NEA Electronics in den USA, werden als „split spool devices (SSD)“ bezeichnet und haben folgende Vorteile:
sie enthalten, anders als Pyros, keinen Sprengstoff und machen daher weniger Ärger bei Handhabung und Transport (Sicherheitsvorschriften); da die Feder eine gewisse Zeit für die Entspannung braucht, ist die Freigabe der Vorspannung der Schraubverbindung nicht instantan und ruckartig, sondern „weich“ (low shock devices). Was den Zündstrom und seine Dauer angeht, sind sie 100% kompatibel zu den ansonsten bei Rosetta verwendeten Pyros und können ohne Probleme von der gleichen Elektronik bedient werden. 

Wenn nun der Lander nicht mehr hart am Orbiter angeschraubt ist, muss er anderweitig gehalten werden, und zwar so, dass das unterschiedliche Wärmeausdehnungsverhalten toleriert wird. Dazu dient das sogenannte Cruise Latch, das den Lander während der Dauer der Cruise Phase festhält. Es besteht aus drei Titanklauen, die am MSS an der Wurzel der mittigen Dreikantstange auf einem gemeinsamen Ring angeordnet sind und in die Nut Plate einhaken. Der Ring mit den Klauen ist in Abstoßrichtung federnd gelagert, mit einem Federweg von 1 mm – so viel kann der Lander sich also bewegen. Diese Halteklauen können per Kommando mittels eines High-Output Paraffin Actuators (IH 5055 von STARSYS) gelöst werden; sie klappen dann nach innen.

                                                                                                                   Titanklauen des Cruise Latch
                             

Der hermetische Aktuator funktioniert so: beim elektrischen Erwärmen auf ca 70 Grad C geht die Paraffin-Füllung vom festen in den flüssigen Zustand über und vergrößert dabei ihr Volumen erheblich. Diese Volumenzunahme übt Druck auf einen Stößel aus, der die mechanische Funktion auslöst (in diesem Fall als Pin Pusher). Vorteile: einfache Ansteuerung (2 redundante Heizer); große Kraft; relativ großer Hub; einfach rücksetzbar (einfach abkühlen lassen),
Dieses Cruise Latch wird kurz vor dem eigentlichen Abstoßvorgang geöffnet; die Antriebsmotoren der Spindeln werden vorher bei umgepolter Ansteuerung mit etwa 10% des Nennstroms versorgt und halten dadurch den Lander fest. Für den Abstoßvorgang kehrt die Ansteuerung die Drehrichtung wieder um und erhöht auf den Nennstrom.

Die vier Separation Nuts wurden noch am Tag des Starts von ROSETTA von ESOC/Darmstadt aus gezündet, nach dem Einschuss auf die interplanetare Bahn und dem Entfalten der Solarpaneele. Als Verfikation wurde einmal der zeitliche Verlauf des Zündstroms aufgezeichnet; zum anderen wurde die Zündsequenz unmittelbar danach wiederholt; die Stromaufzeichnung zeigte nun nur noch den Reststrom durch die parallel geschalteten Schutzwiderstände – damit war gezeigt, dass die Schmelzdrähte nicht mehr vorhanden waren.


Gruss      HHg

Die Umbilical-Verbindung zwischen Orbiter und Philae :

Während des gesamten interplanetaren Fluges von ROSETTA, bis zum Moment des Abstoßens, muss es eine zuverlässige, aber leicht lösbare elektrische Verbindung zwischen Orbiter und Lander geben, die eine elektrische Versorgung und den Datenaustausch ermöglichen. Auch wenn der Lander ausgeschaltet ist, müssen über diese Verbindung die keep-alive-Heater und die dazugehörigen Thermistoren versorgt bzw ausgelesen werden können.
Die üblichen vakuum- bzw weltraumtauglichen Steckverbinder (DEUTSCH; ITT-CANNON Sub-D etc) mit dem Kontaktsystem „Stift-Buchse“ ("pin-socket“) sind ziemlich schwergängig (hohe Steckkräfte) und neigen unter Weltraumbedingungen zum Kaltverschweißen der hartvergoldeten Oberflächen der Kontakte. Das erschwert eine genaue Abschätzung der zur Trennung erforderlichen Kräfte. Um solche Probleme zu umgehen, wurde für Philae eine neuartige „Nullkraft“-Verbindung entwickelt und qualifiziert .
Dabei stehen sich zwei identische Rundsteckerkörper vom Typ ITT-Cannon KJ in Ausführung Buchse gegenüber. Die Buchsen des Orbiter-seitigen Rundsteckers sind mit pilzförmigen Einsätzen aus Platin bestückt, deren Stirnfläche konkav mit einem Krümmungsradius von 10 mm geformt ist. Die Buchsen des Lander-seitigen Rundsteckers sind mit federnden Kontaktstiften („test pins“) bestückt, deren Köpfe konvex mit einem Krümmungsradius von 5 mm geformt sind. Die Oberfläche der Testpins ist hartvergoldet. Die Materialpaarung „Hartgold vs Platin“ soll ein Kaltverschweißen verhindern

Die Kontaktstifte haben einen axialen Federweg von 2,5 mm und sind im nominellen Zustand um 2 mm zusammengedrückt. Das Cruise Latch (siehe voriger Beitrag) hat einen Federweg von nur 1 mm, so dass auch im Extremfall immer noch ein Kontaktdruck vorhanden ist. Der Lander-seitige Steckerkörper bekam einen Führungskragen mit drei Nuten, in denen die Verriegelungsnocken des Gegensteckers axial geführt werden, so dass eine Ausrichtung der Kontakte der beiden Stecker gewährleistet ist (keine Fehlkontakte, keine Kurzschlüsse).

                           


                                   
                             Lander-seitiger Rundstecker, bestückt mit federnden Stiften, Führungskragen und Schutzklappe
                             (darunter ist die Emergency Eject Wellfeder zu sehen)


                                   
                             Orbiter-seitiger Rundstecker mit Kontaktpilzen (EM - hier aus Kostengründen noch aus Kupfer statt aus Platin...)


                                                   
            MSS FM nach einem Abstoßtest; rechts mit blauem Ring Orbiter-seitiger Rundstecker mit geschlossener Schutzklappe


Nach dem Abtrennen des Landers liegen die Kontakte des Lander-seitigen und des Orbiter-seitigen Steckers offen und ungeschützt; um Kurzschlüsse durch Metallpartikel oder Fitzelchen von metallisierter Mylarfolie (MLI) zu verhindern, besitzen beide Seiten federnde Schutzdeckel, die sich sofort nach der Abtrennung über den Steckerkörpern schließen und die offenen Kontakte schützen.
Alle elektrischen Verbindungen in diesem Umbilical sind pin- und line-redundant ausgeführt, also doppelt vorhanden.


Gruss         HHg

Ein Leckerbissen für den Elektroniker Na das sollte doch funktionieren !