Benutzer:Kingsimon/Entwurf

Der Kleinsatellit Flying Laptop ist der erste Satellit des Kleinsatellitenprogramms der Universität Stuttgart, der dazu dient, die nötigen Erfahrungswerte sowie die Infrastrukturen am Institut für Raumfahrtsysteme einzubringen. Entwicklung und Zusammenbau finden an diesem Institut statt, das auch eine eigene Bodenstation besitzt, mit der die Mission durchgeführt werden kann. Die Tätigkeiten an diesem Projekt werden hauptsächlich von Doktoranden und Studenten durchgeführt. Der drei Achsen stabilisierte, 120kg schwere Satellit soll von einem niedrigen polaren Orbit (700km) die Erde beobachten. Dorthin gelangt er als sekundäre Nutzlast einer indischen PSLV. Dabei sollen neue Technologien (z.B. neuer Entfaltmechanismus) erprobt und eine wissenschaftliche Erdbeobachtung innerhalb der erwarteten Lebensdauer von 2 Jahren durchgeführt werden.

Systeme

Der Flying Laptop besteht aus eine Vielzahl von Systemen die für den reibunglosen Einsatz benötigt werden.

Entfaltmechanismus der Sonnensegel
Betriebsdaten und Sensoreinheit (HSU)
Reaktionsräder (RW)
Fiberoptische Groskope (FOG)
Magnetometer (MGM)
Sternsensoren (STR)
Energiekontrolleinheit für die Wanderfeldröhre (EPC)
Hochgewinn S-Band Antenne (S-HG)
S-Band Telemetrieantenne (S-TM)
UHF Telekommandoantenne (UHF-TC)
Zeitgebereinheit (CU)
Telemetry, Tracking and Command Unit (TT&C)
Magnettorquer (MGT)
Bordrechnersystem (OBCS)
Startadapter
Energiekontroll- und Versorgungseinheit (PCDU)
Sonnensensor (SuS)
Batterieeinheit (BU)
Offset Cassegrain Antennensystem
Wanderfeldröhrenverstärker (TWTA)

Struktur und Mechanismen

Die Hauptstruktur des Satelliten ist eine Hybridstruktur die aus einem oberen Teil, in dem sich die optischen Systeme befinden, und einem unteren Teil, der die Bordrechner beinhaltet, besteht. Der obere Teil ist aus kohlefaserverstärkten Sandwichstrukturen, die bei geringen Massen eine hohe Steifigkeit bieten und eine geringe thermische Ausdehnung gewährleisten, so dass die Kameras nicht mehr justiert werden müssen. Der untere Teil besteht aus Gründen der kostengünstigen und präzisen Fertigung aus Aluminium, das des Weiteren gute Kraftleistungswege sowie gute thermische Eigenschaften besitzt. Die Struktur der Bauteile ist in drei Ebenen unterteilt:

Das erste Segment ist das Servicemodul, an dem der Startadaper befestigt ist und in dem sich Komponenten wie der Bordrechner sowie Batterie und Energieverteilung befinden.

Im zweiten Segment, dem Kernmodul, das sich in der Mitte des Satelliten befindet, sind Komponenten wie die Reaktionseinheit und die faseroptische Kreiseleinheit untergebracht.

Das Nutzlastmodul ist die oberste Ebene, in der die Panoramakamera, der optische Link OSIRIS und die beiden optischen Bänke mit dem optischen Kamerasystem MICS und den Sternenkameras enthalten sind.

Die einzelnen Segmente sind durch ein Schubwandkreuz aus gefräßtem Aluminium und durch zwei äußere Schubwände miteinander verbunden. Die schwimmenden Verbindungselemente kompensieren dabei die Verspannungen die durch die verschiedenen thermischen Ausdehnungen entstehen.

Neuer Entfaltmechanismus

Aufgrund von Platzmangel in der Rakete werden die Solarpaneele beim Start an den Körper des Satelliten angelegt. Sobald sich der Satellit im Orbit befindet entfalten sich die äußeren Paneele um 90° und bilden mit dem mittleren Paneel eine Ebene. Der Entfaltmechanismus besteht aus zwei Scharnieren und zwei Niederhaltern je Paneel. Das Entfalten wird durch einen neuartigen Schmelzmechanismus ausgelöst, wobei der Solarpaneelhalter mit geteilter Hülse am Körper gehalten wird. Die Hülse wird während der Startphase durch eine Schmelzschnur fixiert, die geschmolzen wird sobald sich der Satellit im Orbit befindet, wodurch beide Hülsenteile freigegeben werden. Mit Hilfe der durch Schenkelfedern vorgespannten Scharniere (Fest- und Losgelenk) können sich die Paneele in ihre vorgegeben Position bewegen und dort festgehalten werden. Ein Dämpfer nimmt die entstehende Rotationsenergie durch plastische Verformung auf, sodass ein Einschwingen verhindert wird. Durch Kugelgelenke kann das Entfaltsystem kleine Achsabweichungen von bis zu 1° ausgleichen. Die Masse des Systems ist geringer als 2kg und kann für etwa 30s eine Leistung von 64W erreichen.

Thermalkontrolle

In der Flugbahn des Satelliten gibt es keine nennenswerte Atmosphäre, folglich findet kein Wärmeaustausch durch Konvektion mit der Umgebung statt, weswegen für den Satelliten Temperaturen zwischen -100°C und 150°C möglich sind. Da die Elektronik in einem Satelliten meistens in einem Bereich von -20°C bis 80°C arbeitsfähig ist, muss darauf geachtet werden, diesen Bereich einzuhalten, da diese ansonsten beschädigt werden kann.

Das Thermalsystem hat die Aufgabe, die Temperaturen des Satelliten und dessen Komponenten in ihrem jeweiligen Bereich zu halten. Es besteht aus mehreren Temperatursensoren (Pt1000) sowie Elementen zur Beeinflussung der Temperatur. Diese wird passiv durch die MLI (Mulit Layer Insulation) beeinflusst, um den Strahlungsaustausch nach außen möglichst gering zu halten.

Des Weiteren erhalten die Batterien und die Sternenkameras eigene Radiatoren, und sind so gut wie möglich vom Rest des Satelliten isoliert, um den engen Temperaturbereich zu gewährleisten. Für den Fall dass die Temperatur an einer Stelle zu niedrig ist, sind elektrische Heizfolien im Satelliten verteilt, die vom Hauptcomputer eingeschaltet werden können.

Energieversorgung: Die elektrische Energieversorgung ist durch drei Solarpaneele gegeben, wobei eines body-mounted ist, und zwei nach dem Start entfaltet werden. Es entsteht eine unregulierte Busspannung von 20V-24V, wobei die erforderliche Spannung über einen DC/DC-Wandler direkt an der Komponente erzeugt wird.

Die Power Control and Distribution Unit (PCDU) erkennt die Separation von der Rakete, steuert die Energieverteilung zu den Komponenten und überwacht das Laden der Batterien. Außer den Standardaufgaben hat die PCDU noch weitere Funktionen wie das Erfassen von Daten, Strömen und Spannungen der meisten Sensoren um diese an den Bordcomputer weiterzugeben. Nach dem Bordcomputer ist die PCDU die zweitwichtigste Kontrolleinheit, die in Notfällen redundante Komponentenzweige aktivieren kann. Dafür hat die PCDU Schnittstellen durch die High Priority Commands (HPCs) empfangen werden können. Bei einem Ausfall der meisten Systeme hat die PCDU die Möglichkeit, essentielle Telekommandos zu empfangen und auszuführen.

Als sekundäre Energiequellen sind drei voneinander unabhängige Batteriestrings mit 17 Nickelmetallhydridzellen im Satellit untergebracht, um für Schattenphasen sowie für Anwendungen mit kurzzeitig hohem Energiebedarf die nötige Energie zu liefern. Die Batterieeinheit wird derzeit am Institut entwickelt, gebaut und für den Weltraum getestet.

Lageregelung

Flying Laptop wird durch Reaktionsräder und Magnettorquern dreiachsenstabilisiert. Um den Ausfall eines Reaktionsrades kompensieren zu können, sind diese in Tetraederkonfiguration angeordnet. Die Magnettorquer (Magnetspulen) dienen hauptsächleich dazu, den aus den Reaktionsrädern entstehenden Drall zu vernichten. In der LEOP Phase stabilisieren sie den Satelliten da die Reaktionsräder in dieser Phase noch abgeschaltet sind. Die Bewegungen des Flying Laptop werden von fünf Sensortypen überwacht:

zwei dreiachsige Magnetometer
ein 4π Sonnensensorsystem zur groben Bestimmung der Sonnenrichtung
vier Faseroptische Kreisel zur Drehtratenmessung
ein Sternenkamerasystem mit zwei Kameraköpfen
drei GPS Empfänger

Die ZARM AMR-Magnetometer verwenden magneto-resistive Sensoren und haben eine digitale Schnittstelle. Um die Drehrate zu messen besitzt der Satellit ebenfalls vier Kreisel. Durch die Sternenkamera der Technischen Universität Dänemark wird eine relative Lagemessung mit einer Genauigkeit von bis zu zwei Bogensekunden gemessen. Kontinuierliche Messwerte werden erhalten, sobald sich der Satellit mit einer Geschwindigkeit geringer als 1,2°/s dreht. Eine zweite Kamera wird so angebracht, dass sie in einem Winkel zur anderen ist. Dadurch wird erreicht, dass die Genauigkeit aller drei Körperachsen maximal wird und dass die Blendung der Sternenkameras reduziert wird. Des Weiteren verfügt der Satellit über eine GPS Navigation mit drei unabhängigen Antennen und Phoenix Empfängern, mit der eine genaue Zielausrichtung für Aufnahmen und Bodenkontakt erreicht wird. Diese wurden am DLR/GSOC in Oberpfaffenhofen entwickelt.

Das Lagekontrollsystem kommandiert fünf verschiedene Modi, die jeweils speziell auf die benötigte Operationsphase oder Notfallsituation angepasst sind.

Der Detumbling Mode (Mode 0) wird nach der Trennung von der Rakete und wenn der Satellit mit einer Drehrate von mehr als 3 °/s rotiert automatisch ausgelöst. der Flying Laptop misst mit den Magnetometern die Drehgeschwindgikeit und verringert diese mit den Magnettorquern.
Der Safe Mode (Mode 1) wird von der Bodenstation oder von der automatischen Fehlererkennung kommandiert, sollte ein missionskritisches Problem auftreten. Um den Satelliten zu stabilisieren und die Ausrichtung der Solarzellen zur Sonne - und damit das Laden der Batterien - sicherzustellen bedient der Flying Laptop sich der Sonnensenoren, um die Achse des größten Trägheitsmomentes Richtung Sonne auszurichten. Die Magnetometer und Magnettorquer sorgen dann für eine Drehrate von 2 °/s um diese Achse. Dadurch wird sichergestellt, dass der Satellit diese stabile Lage auch bei auftretenden Störungen nicht verliert.
Wenn der Satellit voll einsatzbereit ist, aber nicht benutzt wird, wird er in den Idle Mode (Mode 3) versetzt. Im Idle Mode werden die Solarzellenflächen mit den Reaktionsrädern, den Sternensensoren, Sonnensensoren und den Faseroptischen Kreiseln aktiv zur Sonne hin ausgerichtet. So werden die Batterien am effektivsten geladen und der Satellit ist jeder Zeit bereit Beobachtungen in den Pointing Modes auszuführen.
Um Aufnahmen zu machen stehen wie oben gezeigt drei verschiedene Lagekontrollmodi zur Verfügung: der Inertial Pointing Mode (Mode 3), der Nadir Pointing Mode (Mode 4) und der Target Pointing Mode (Mode 5). Im Target Pointing Mode ist der Satellit während des Überfluges auf ein festes Ziel auf der Erdoberfläche ausgerichtet. Die Drehrate ist maximal 1°/s und folgt einer nichtlinearen „Glockenkurve“. Dies ist der anspruchsvollste Modus im Hinblick auf die Kontrollalgorithmik und die geforderte Lagegenauigkeit. Im Nadir Pointing Mode zeigen die Nutzlastkameras „senkrecht nach Unten“ (in Nadirrichtung) und im Inertial Pointing Mode können die Kameras (oder jede Seite des Satelliten) auf ein Ziel am Sternenhimmel (z.B. einen Stern, die Sonne oder den Mond) ausgerichtet werden. In diesem Modus dreht sich der Flying Laptop nicht, seine Lage wird inertial festgehalten. Die Sternenkameras, Faseroptischen Kreisel, das GPS und die Reaktionsräder werden in den Pointing Modes verwendet. Die Magnetometer und Magnettorquer können optional hinzugeschalten werden um die Reaktionsräder zu entsättigen.

Das Lagekontollsystem muss den wissenschaftlichen Erdbeobachtungsinstrumenten eine genaue Lagemessung (2,5 Bogensekunden) und eine Ausrichtgenauigkeit von 150 Bogensekunden liefern. Darüber hinaus muss der Satellit sehr agil seine Lage wechseln können, was eine weitere Herausforderung an das Lagekontrollsystem eines Kleinsatelliten darstellt. Dies kann nur durch ein spezielles Lagekontrollsystem und sehr genauen Sensoren und Aktuatoren erreicht werden. Neue Methoden zur Implementierung der Lagekontrollalgorithmen werden zurzeit verfolgt.

Bordrechner

Der Bordrechner des Satelliten führt Berechnungen und Datenverarbeitung durch, sowie die Statuskontrolle der Subsysteme an Bord. Alle Systeme des Rechners müssen widerstandsfähig genug sein, um unter Weltraumbedingungen (Strahlung und Temperaturen) arbeiten zu können. Aus diesem Grund wird ein Prozessor verwendet, der für eine solche Mission bereits qualifiziert ist. Der Prozessor UT699, der bereits im All eingesetzt wurde, aus der Familie der LEON Prozessoren die von der ESA/ESTEC entwickelt wurden, wird als Basis des Bordrechners verwendet. Der Prozessor und der am Prozessor gelegene Speicher sind auf der Bordrechnerkernplatine angebracht. Diese Platine wird von Aeroflex Colorado Springs, USA entworfen und geliefert.

Der Bordrechner führt die Algorithmen des Lageregelungssystems und des Thermalkontrollsystems aus. Er steuert die Nutzlastkameras an und übernimmt die Überwachung der Betriebsdaten und die Fehlererkennung, Isolation und Kompensierung (FDIR) im Falle einer Fehlfunktion. Die Betriebsdaten werden zum Bordrechner geleitet und von dort aus an die Bodenstation übermittelt. Die Software des Bordrechners basiert auf dem RTEMS System und wird vollständig am Institut für Raumfahrtsysteme entwickelt. Die Software wird in der Programmiersprache C/C++ programmiert, was dem Institut ermöglicht, an den Implementierungsprozessen des Bordrechners teilzunehmen.

Die Prozessorplatine des Bordrechners besitzt lediglich eine SpaceWire-Schnittstelle um Daten zu senden und zu empfangen. Deshalb ist es notwendig, eine I/O-Platine zwischen die Bordrechnerkernplatine und die Subsysteme des Flying Laptop zu schalten. Diese Platine wird ebenfalls mit einer SpaceWire-Schnittstelle auf der einen und den endsprechenden Schnittstellen für jedes Subsystem, wie LVDS oder I²C, auf der anderen Seite ausgestattet sein. Die I/O Platine übermittelt lediglich bei einem Schreib oder Lesebefehl des Bordrechnersystems die zu ihr gesandten Daten. Des Weiteren wird auf der I/O Platine eine noch zu bestimmende Größe an Speicher vorhanden sein der die übermittelten Daten puffert. Die I/O Platine wird entwickelt und geliefert von 4Links, Großbritannien.

Für die Kommunikation mit der Bodenstation wird eine eigens entwickelte Platine mit einem CCSDS Chip im Bordrechnersystem eingesetzt. Dieser Chip erzeugt Telemetriedatenpakete, welche dem ESA Packet Utilization Standard (PUS) entsprechen, der den Aufbau der Datenpakete festlegt, um eine sinnvolle Interpretation der Daten durch das zenrale Kontrollsystem (CCS) der Bodenstation zu gewährleisten. Die von Aeroflex Gaisler gefertigte CCSDS-Platine wird über eine SpaceWire Schnittstelle mit der Kernplatine verbunden. Alle Platinen werden zweifach ausgeführt, wodurch es möglich ist, zwischen den betreffenden Einheiten umzuschalten, um ein redundantes System zu erhalten und auftretende Fehlfunktionen kompensieren zu können. Alle Bordrechnersysteme werden in kalter Redundanz betrieben.

Nachdem sich der Satellit vom Launcher gelöst hat wird er seine Taumbelbewegung verringern, bis eine bestimmte Drehbewegung erreicht ist. Anschließend wird er zur Sonne ausgerichtet. Das Bordrechnersystem wird nach dem Erreichen eines stabilen Zustandes hochgefahren und dann die Kontrolle über die Satellitensysteme übernehmen.

Kommunikation

Software Defined Radio beim Flying Laptop Die Satellitenkommunikation besteht in der Regel aus zwei Aufgaben: dem Telemetry, Tracking and Control System (TT&C) und dem Payload Daten Downlink System. Das TT&C-System wird für die Übertragung der Housekeeping Daten, dem Empfang der Kommandos und zur Positions- bzw. Orbitbestimmung verwendet. Es muss zuverlässig arbeiten, dafür aber nicht allzu hohe Datenraten erreichen. Das Payload Daten Downlink System hingegen wird ausschließlich für die Übertragung der Payload Daten verwendet. Die Anforderungen an die Zuverlässigkeit sind hier nicht ganz so hoch, dagegen müssen höchste Datenraten erzielt werden. Auch beim Flying Laptop wird zwischen diesen beiden Systemen unterschieden.

TT&C-System

Das TT&C System des Flying Laptop wird im heute üblichen Design als Software Defined Radio entwickelt und gebaut. Für den Empfänger wird schon früh in der Informationsverarbeitungskette das Hochfrequenzsignal digitalisiert. Zusammen mit der Bandpassunterabtastung können damit viele Komponenten eingespart werden. Es wird nur noch ein Vorverstärker, ein Analog-Digital-Wandler, einige Filter und ein Element für die digitale Signalverarbeitung (DSP) benötigt. In der digitalen Domäne wird schließlich das gewünschte Signal gesucht, ausgefiltert, synchronisiert, demoduliert und an den On-Board Computer weitergeleitet.

Das DSP Element wird beim FLP ein Field Programmable Gate Array (FPGA) in Flash Bauweise sein. Die Vorteile eines FPGA gegenüber einem Prozessor sind die Möglichkeit der Parallelprozessierung und die direkte Programmierung der Algorithmen ohne Betriebssystem. Speziell die Flash FPGAs sind sehr gut für Raumfahrtanwendungen geeignet. Sie verlieren ihre Programmierung bei Stromausfall nicht, haben einen geringen Stromverbrauch und sind wenig empfindlich gegen Strahlung. Das Bild zeigt das für die Entwicklung der Algorithmen eingesetzte FPGA Development Board.

Der Sender ist ähnlich strukturiert. Die Daten werden digital moduliert und mit einem Digital-Analog-Wandler in eine Zwischenfrequenz übersetzt. Diese muss nur noch auf die Sendefrequenz gemischt und auf die benötigte Sendeleistung verstärkt werden. Zur Steigerung der Zuverlässigkeit sind Empfänger und Sender jeweils doppelt vorhanden, teilweise sogar mit Kreuzkopplung. Um den Empfang auch in jeder Fluglage sicher zu stellen besitzt der FLP für Telemetrie und Telekommandos jeweils zwei rundstrahlende Antennen.

Payload-Daten-Downlink-System

Das Payload-Daten-Downlink-System wird bis auf Ausnahmen die gleiche Hardware wie der Telemetrie Sender verwenden. Lediglich die Sendeleistung wird um einiges höher sein. Durch den Ansatz als SDR müssen lediglich die Algorithmen angepasst werden für höhere Datenraten und weniger Daten Check Mechanismen. Da Nutzlastdaten üblicherweise nur bei normalem Betrieb des Satelliten vorkommen, wird als Antenne eine Hochgewinn Helixantenne eingesetzt. Zusammen mit dem Target Pointing Mode lassen sich so Datenraten von mindestens 1 Mbit/s erreichen, im Gegensatz zu max. 100 kbit/s für den Telemetrie Sender.

Nutzlast

Flying Laptop trägt folgende Nutzlasten:

1. Multispectral Imaging Camera Systeme (MICS)

2. Panoramics Camera (PAMCAM)

3. X-Band-Kommunikationssystem

4. Optical HighSpeed Infrared Link System (OSIRIS)

5. GPS Enhanced Navigation system for the University of Stuttgart microsatellite (GENIUS)

6. Regenraten Messsystem

MICS

Das MICS (Multi-spectral Imaging Camera System) ist die Hauptnutzlast des Flying Laptop, und dient zur Bilderfassung. Die Hauptaufgabe des Instruments besteht darin, Beobachtung von Zielen aus unterschiedlichen Winkeln mit Hilfe des Target-Pointing-Mode des Satelliten durchzuführen. Das MICS besteht aus drei voneinander getrennten Kameras, die sich auf der optischen Bank befinden. Jede der Kameras besitzt einen Filter für Aufnahmen im roten, grünen bzw. nahen infraroten Spektralbereich. Die Kameras sind jeweils mit einem Kodak Interline-Matrix-Sensor ausgestattet, der eine Auflösung von 1024*x*1024 Pixeln bei 12 bit Bittiefe bietet. Das Instrument besitzt eine Bodenauflösung (ground sample distance) von 25 m und damit eine Schwadbreite von etwa 25 km.

Sowohl die Ausleseelektronik als auch die Optik werden speziell für den Flying Laptop entwickelt und gebaut. Um den durch thermale Einflüsse bedingten Ausrichtungsfehler so gering wie möglich zu halten, sind die Kameras auf der optischen Bank des Satelliten befestigt. Diese besteht aus einer Aluminium-Sandwich Struktur, deren Deckplatte aus Kohlenstofffaserverstärktem Kunststoff gefertigt wird. Um eine hochpräzise Ausrichtungsinformationen zu erhalten, sind die Sternenkameras ebenfalls auf der optischen Bank montiert. Die Kamerasteuerung, die Datenverarbeitung und -speicherung werden von einem FPGA Bordrechner übernommen. Um die Kameras im Labor zu charakterisieren und kalibrieren, wurde im Satellitenintegrationsraum ein Optikmessplatz in einem abgedunkelten Bereich errichtet. Darin ist es möglich, die Kameras radiometrisch und spektral zu kalibrieren. Jede der Kameras ist mit einem neuentwickelten LED Kalibrierungssystem ausgestattet, das es erlaubt, spätere Veränderungen der Sensorempfindlichkeit bzw. Degradationserscheinungen der Optik im Orbit zu untersuchen.

PAMCAM

PAMCAM ist der Name eines Kamerasystems für Weitwinkelaufnahmen. Das System basiert auf einem Commercial-Off-the-Shelf-Produkt und soll Farbaufnahmen für Öffentlichkeitsarbeit und großflächige Beobachtungen bringen. Im Vergleich zur relativ kleinen Schwadbreite des wissenschaftlichen Kamerasystems MICS besitzt die PAMCAM einen Schwad von 250km bei einer Bodenauflösung (ground sample distance) von 200m.

OSIRIS

Das Optical HighSpeed Infrared Link System auf Flying Laptop (OSIRIS-FLP) ist ein vom Institut für Kommunikation und Navigation des DLR entwickelter Technologiedemonstrator. Ziel ist es, die Einsetzbarkeit eines kostengünstigen optischen Terminals mit geringer technischer Komplexität unter Beweis zu stellen und für zukünftige Kleinsatellitenmissionen verfügbar zu machen. Die optische Bodenstation des DLR in Oberpfaffenhofen OGS-OP wird für die Kommunikationsexperimente genutzt.

GENIUS

Das „GPS Enhanced NavIgation system for the University of Stuttgart micro-satellite“ (GENIUS) wird zusammen mit dem Deutschen Raumfahrt-Kontrollzentrum in Oberpfaffenhofen entwickelt. Die Antennen der drei getrennten GPS Receiver werden in drei Ecken des zentralen Solarpanels in Form eines L montiert. Das GPS System liefert dem Bordrechner in Echtzeit Position, Geschwindigkeit und Zeitinformationen mit einer Genauigkeit von 10m, 0,1 m/s und 1 µs. Die Neuheit bei GENIUS ist der Quarzoszillator, der den Receivern eine stabile Referenzfrequenz liefert und sie absolut synchron hält. Weiterhin werden die Rohdaten und Trägermessungen gespeichert um sie bei Kontakt mit der Bodenstation für die weitere Auswertung zu übermitteln. Mit diesen Messungen kann die Genauigkeit auf 1 m gesteigert werden. Des Weiteren ist es möglich Lage des Satelliten mit Hilfe der GPS Trägerphasenmessungen mit einer Genauigkeit zwischen 0,1° und 1° zu bestimmen.

PLOC

Der Flying Laptop besitzt einen dedizierten Bordcomputer für die Steuerung der Nutzlasten und die Prozessierung von Nutzlastdaten (PLOC - PayLoad On-board Computer). Der PLOC besteht im Kern aus einem Virtex-II-Pro FPGA von Xilinx. Dieser gewährleistet sehr hohe Rechenleistung durch Parallelisierung bei gleichzeitig geringem Energieverbrauch.