APARATURA KOSMICZNA, Piotr Orleański, CBK PAN, Wykład 3

Transkrypt

APARATURA KOSMICZNA, Piotr Orleański, CBK PAN, Wykład 3, strona 1
Wykład 3: satelita, jego budowa, dostępne zasoby i interfejsy pokładowe
•Budowa satelity, część serwisowa i ładunek, podstawowe podsystemy części serwisowej
•Struktura mechaniczna, interfejsy mechaniczne,
•Interfejsy optyczne,
•Problemy termiczne, interfejsy termiczne,
•Satelita jako fragment aparatury,
•Anteny,
•Zasilania satelity i aparatury pomiarowej,
•AOCS, określanie i utrzymanie pozycji na orbicie
•Sterowanie satelitą i aparaturą pomiarową, komendy pokładowe,
•Telemetria pokładowa, zbieranie danych, ich przechowywanie i transmisja na Ziemię,
•Zagadnienia EMC,
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.
Satelita jako fragment
aparatury
Integral – przykład
satelity o prawie
całkowicie
rozdzielonych części
serwisowej i części
aparaturowej
LANDSAT7 satellite weighs 1973 kg, is 4.04 m long, and 2.74 m in diameter.
Surrey Space Centre, VLSI Design and Embedded Systems Group
The BRITE satellite (University of Toronto, Institute for Aerospace Studies, Space Flight
Lab.) is a 20cm cube with a nominal mass of 6kg.
SIMBOL-X - przykład formacji satelitarnej składającej się z dwóch obiektów
oddalonych od siebie o około 20m , projekt CNES
Z opracowania CNES
Znaczna większość przykładów różnych rozwiązań konstrukcyjnych satelity
pochodzi z opracowania EADS Astrium dla satelity Sentinel-2
Mission Concept:
• Global coverage with single satellite, 10 days revisit
• Operational mission shall be based on two simultaneously operating satellites, providing 5 days global revisit time
• Flexible operational concept allowing real time, near real time and emergency data acquisitions
• Nominal and extended viewing modes to ensure fast global accessibility
• 4 ground stations baseline scenario
• Sun synchronous orbit, 786 km altitude, 14 + 3/10 rev/day, 10:30 Local Time Descending Node
• Mission lifetime 15 years, Design-Lifetime of 7,25 years (in-orbit lifetime), additional 5 years for consumables,
first satellite in 2012
Payload:
• Multi Spectral Instrument (MSI)
• 290 km swath
• 13 spectral bands VNIR&SWIR,
• spatial resolution 10, 20 and 60 m
Launcher:
• VEGA nominal launcher
• Rockot as backup
EADS Astrium: satelita Sentinel-2
Satelita jako fragment aparatury – Mars Express i wzajemnie przenikające się
fragmenty Service Module i Payload
+Z, Nadir
S/C
Secondary
Structure
S/C Upper
(+Z) Floor
+Y
PFS “S”
S/C Lateral
(-Y) Wall
S/C Shear
Wall (Y)
PFS “O”
S/C (+X)
Closure
Panel
PFS
Radiator
S/C Shear
Wall (X)
+X,
Cold Space
Satelita jako fragment aparatury
Beagle 2 – przykład satelity (lądownika) o całkowicie
połączonych ze sobą systemach serwisowych i
aparaturowych
Satelita jako fragment aparatury
Beagle 2, c.d. - (Position Adjustable Workbench)
Mounted on the PAW (Position Adjustable
Workbench) are:
1. A Stereo Pair of Cameras to image the landing site
and identify nearby rocks- provided by a consortium
led by Mullard Space Science Laboratory,
University College London.
2. A Microscope to examine the microscopic structure
of the rocks and soil - provided by the Max Planck
Institute for Aeronomy Lindau in Germany.
3. A Gamma-ray Mossbauer Spectrometer to measure
the oxidisation state of iron minerals in the soil and
rocks - provided by the University of Mainz in
Germany.
4. An X-ray Spectrometer to measure the elemental
composition of the rocks and soil - provided by the
Leicester team led by Professor George Fraser.
5. A Rock Corer/Grinder provided by Hong Kong
Polytechnic Hong Kong, China with technical
assistance from Leicester.
6. A Mole, a self burying drill and soil collection
device - built by a consortium led by DLR (German
Aerospace Research Establishment) Koln.
Satelita
(service
module)
pomiarowa, ładunek (payload).
i
aparatura
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 startem, a nie tylko o pracy na orbicie,
•wymagania dotyczące obciążeń na jakie narażone są
mechanizmy i obudowy,
EADS Astrium: satelita Sentinel-2, umieszczenie satelity na różnych rakietach,
pojęcie „envelope”
EADS Astrium; satelita Sentinel-2:
•struktura mechaniczna,
•„propulsion system”,
•interfejs mechaniczny MSI
Sentinel-1 (Thales/Alenia) propulsion system:
• Chemical monopropellant (hydrazine) blow-down system with 14 RCTs arranged into two
functionally redundant branches.
• Helium gas for a 22bar BOL MEOP pressure level
• Leak-fault protection with three barriers (LV and double-seats RCT).
Functions & Performance:
• Orbital insertion correction
• Orbital drag compensation
• EOL disposal maneuvers
• Mass: < 18kg
Major Items data:
• RCT: 1N, > 60,000 pulses, Mib_av: 0.029Ns
• Tank: PMD type,180 litres
EADS Astrium; satelita Sentinel-2: Altitude and Orbit Control System
Podsystemy AOCS, koła zamachowe:
z prawej firmy SunSpace
u dołu firmy SSTL (Surrey Satellite Technology Ltd.)
Podsystemy AOCS, czujniki położenia (Sun Sensor, Star Tracker, Earth Horizon Sensor)
z lewej u góry czujnik położenia Słońca firmy EADS SODERN,
z lewej u dołu czujniki horyzontu Ziemi firmy Goodrich,
z prawej czujniki położenia gwiazd firmy EADS SODERN
w centrum czujnik położenia Słońca firmy Optical Energy Technologies, Inc.
Mechanizmy pokładowe: część serwisowa (rozkładanie paneli
słonecznych,
rozkładanie anten, koła reakcyjne), ładunek (całe
spektrum różnych mechanizmów).
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 dlasprężyn od 1.2 do 2, dla elementów trących 3, dla
ruchomychkabli 3. W misji Mars Express silniki użyte w
spektrometrzefourierowskim miały współczynnik bezpieczeństwa około 8.
Minimalna częstotliwość rezonansowa aparatury - 50 a 120 Hz.
Tłumiki - należy zwrócić uwagę, aby
poprzez zastosowanie tłumika nie
pogorszyć charakterystyki przyrządu
w zakresie niższych częstotliwości
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.
Interfejsy optyczne, założenia
•Pole widzenia (blendy, przenikanie się pól widzenia),
•Wymagania dotyczące precyzyjnego justowania przyrządów na pokładzie (crosses, reference
cubes, reference mirrors),
30°
S/C Secondary
Structure
Nadir
S/C Upper Floor
280 from Optical Axis
X “o”
to S/C External
Surface
+Z
+Z
S/C
Upper Floor
36
250
PFS
“O”
PFS “S”
350
PFS
“S”
Fxation
Plane
S/C Shear
Wall
S/C Secondary
Structure
S/C
Shear
Wall
S/C
Shear
Wall
PFS
Radiator
S/C
Shear
Wall
Y “o”
PFS
“O”
X “o”
+X
PFS Optical
Beam
PFS
“O”
PFS
“S”
Cold
Space
Z “o”
PFS Thermal
Connection
PFS
Radiator
+Y
PFS
“S”
330
PFS Optical
Beam
Extreme
Positions
90°
PFS Connector
Area
40 from PFS “O”
Optical Entrance
145
Z “o”
190
00
PFS Optical
Beam
S/C
Secondary
Structures
Y “o”
250
100
Nadir
Cold Space
S/C Secondary
Structure
285
0
430
0
Interfejsy optyczne - przykład
spektrometru fourierowskiego
+X
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 - 0.95,
•bardzo dobra anodyzacja - 0.8,
•chromianowanie (alodine) - 0.2 do 0.5
•złoto - 0.1
•MLI (Multi Layer Isolation) - 0.15 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.
EADS Astrium; satelita Sentinel-2:
kontrola temperatury
Anteny pomiarowe,
Satelita – podsystemy elektryczne: Sentinel1
Satelita – podsystemy elektryczne: Sentinel2
Satelita – zasilanie pokładowe: Sentinel2
Eclipse - problemy
słonecznych
z
zasilaniem
z
baterii
„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.
ICU
FCU
+8V
RTN4
•
Analogue
+18V
VR
CL
RTN3
circuits
A
Grounded
in
FPU
•
-18V
Converter
28V
+15V
Primary
VRCL
Section
RTN1
Analogue
-15V
circuits
+5V
VRCL
RTN2
Digital
logic
•
•
•
B
•
VRCL
ICU
electronics
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”.
Integral Mission:
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.
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
•„Radiation Belts”
częściowe wyłączanie najczulszych fragmentów aparatury w związku z
wejściem w obszar znacznie zwiększonego promieniowania
Elementy piroteczniczne
• Items which require pyrotechnic release shall incorporate Electro-Explosive Devices (EED's) as
integral part of the item.
• All EED's shall be initiated via the spacecraft dedicated pyrotechnic circuitry.
• Only qualified initiators will be accepted for use, subject to Prime/ESA approval.
• Only one firing command to a single filament will be provided at a time.
• Redundancy shall be provided for each function by duplication up to at least the initiators.
Elementy piroteczniczne - niektóre zastosowania w programie Ariane
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
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.
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.
Remote Terminal Unit (Integral):
od przyrządu do RTU
od RTU do przyrządu
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. Pojedyncze 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.
IEE 1355 Std., MIL-Bus 1553, LAN, CAN, Space Wire
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.
T
Start
D25
CHKCMD
SSA3
D0
Start
Mode
SSA0
CHKCLK
1T min
Komendy i dane w misji Herschel:
T
Komendy od ICU, zegar 312.5kHz, słowo 16 bitowe,
SCICLK
Dane naukowe ze spektrometrów, zegar 2.5MHz, słowo
24 bitowe,
Start
1T min
D0
SCIDAT
Dane serwisowe, zegar 312.5kHz, zapytanie 16 bitów,
odpowiedź 32 bity, w tym pierwsze 16 bitów jest
powtórzeniem zapytania.
D23
SCIGAT
note: D0 = msb
D23 = lsb
T
Start
A9
SSA3
A0
CHKCMD
Start
Mode
SSA0
CHKCLK
625T max
D15
A9
D0
SSA3
A0
CHKDAT
Start
Mode
SSA0
1T min
4T max
MIL-Bus 1553
In 1968 the Society of Automotive
Engineers SAE), a technical body
of
military
and
industrial
members,
established
a
subcommittee to define a serial
data bus to meet the needs of the
military avionics community. The
first draft of the document in was
developed in 1970. Three years of
military and government reviews
and changes led to the release of
MIL-STD-1553 (USAF) in August
of 1973. The primary user of the
initial standard was the F-16.
Sterowanie aparaturą pomiarową, komendy pokładowe, telemetria
Nowe rozwiązania komputerów pokładowych – LEON3-FT-RTAX firmy Gaisler Research - zrealizowana w
technologii FPGA, prawie kompletna (brak pamięci programu i pamięci danych) jednostka przeznaczona dla
małych satelitów. Opracowanie opiera się na technologii „Anti-Fuse” firmy Actel oraz na architekturze „Fault
Tolerant” (potrójnej redundancji) zapewniających razem najwyższą w chwili obecnej odporność na
promieniowanie kosmiczne. Dla zapewnienia podobnej odporności radiacyjnej zewnętrznych pamięci
przewidziano, wbudowane w pokazaną strukturę, mechanizmy sterujące oparte o technologię EDAC (Error
Detection and Correction). Realizacja wykorzystuje pojedynczą strukturę RTAX2000 firmy Actel w obudowie
CQ352, ma moc obliczeniową 25MIPS i 5MFLOPS, pobiera 500mW i jest zasilana z 1.5 i 3.3V. Jeden układ FPGA
kosztuje około 17kEUR.
SPACE WIRE – nowy standard ESA szeroko obecnie wprowadzany na
pokład satelitów, realizowany poprzez wyspecjalizowane układy lub jako kod
(np. VHDL) implementowany do FPGA
SPACE WIRE – nowy standard ESA
http://www.ecss.nl/
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.
Power lines (conducted emmision)
Differential Narrow Band emissions, 30 Hz ... 50 MHz: see figure
Common mode emissions, 30 Hz ... 50 MHz: 100 µA (rms)
Signal lines (conducted emmision)
Differential Narrow Band emissions, 30 Hz ... 50 MHz: 20 mVpp
Power lines (conducted susceptibility)
Differential sinusoidal signal, 30 Hz ... 50 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 ... 50 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 ... 50 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 25A,
Rise time < 5ns (10-90%),
Duration
30nsec.
(at
half
amplitude), Repetition rate 10Hz
Radiated ESD: Spark gap
discharge at 30cm of the unit and
harness,
Energy
15mJoules,
Voltage
10kV, Repetition rate
10Hz

APARATURA KOSMICZNA, Piotr Orleański, CBK PAN, Wykład 3

Transkrypt

Podobne dokumenty

APARATURA KOSMICZNA, Piotr Orleański, CBK PAN, Wykład 4

Radiacja i jej wpływ na elementy elektroniczne