Miniaturized satellites on a nanosatellite scale below 10kg of total mass contribute most to the number of launched satellites into Low Earth Orbit today. This results from the potential to design, integrate and launch these space missions within months at very low costs. In the past decade, the reliability in the fields of system design, communication, and attitude control have matured to allow for competitive applications in Earth observation, communication services, and science missions. The capability of orbit control is an important next step in this development, enabling operators to adjust orbits according to current mission needs and small satellite formation flight, which promotes new measurements in various fields of space science. Moreover, this ability makes missions with altitudes above the ISS comply with planned regulations regarding collision avoidance maneuvering. This dissertation presents the successful implementation of orbit control capabilities on the pico-satellite class for the first time. This pioneering achievement is demonstrated on the 1U CubeSat UWE–4. A focus is on the integration and operation of an electric propulsion system on miniaturized satellites. Besides limitations in size, mass, and power of a pico-satellite, the choice of a suitable electric propulsion system was driven by electromagnetic cleanliness and the use as a combined attitude and orbit control system. Moreover, the integration of the propulsion system leaves the valuable space at the outer faces of the CubeSat structure unoccupied for future use by payloads. The used NanoFEEP propulsion system consists of four thruster heads, two neutralizers and two Power Processing Units (PPUs). The thrusters can be used continuously for 50 minutes per orbit after the liquefaction of the propellant by dedicated heaters. The power consumption of a PPU with one activated thruster, its heater and a neutralizer at emitter current levels of 30-60μA or thrust levels of 2.6-5.5μN, respectively, is in the range of 430-1050mW. Two thruster heads were activated within the scope of in-orbit experiments. The thrust direction was determined using a novel algorithm within 15.7° and 13.2° of the mounting direction. Despite limited controllability of the remaining thrusters, thrust vector pointing was achieved using the magnetic actuators of the Attitude and Orbit Control System. In mid 2020, several orbit control maneuvers changed the altitude of UWE–4, a first for pico-satellites. During the orbit lowering scenario with a duration of ten days, a single thruster head was activated in 78 orbits for 5:40 minutes per orbit. This resulted in a reduction of the orbit altitude by about 98.3m and applied a Delta v of 5.4cm/s to UWE–4. The same thruster was activated in another experiment during 44 orbits within five days for an average duration of 7:00 minutes per orbit. The altitude of UWE–4 was increased by about 81.2m and a Delta v of 4.4cm/s was applied. Additionally, a collision avoidance maneuver was executed in July 2020, which increased the distance of closest approach to the object by more than 5000m. / Heutzutage werden überwiegend Kleinstsatelliten in niedrige Erdumlaufbahnen befördert, da dies schnell und sehr kostengünstig möglich ist. Von der Planung bis zum Raketenstart vergehen oft nur wenige Monate. Im vergangenen Jahrzehnt haben sich Kleinstsatelliten bezüglich Systemgestaltung, Kommunikation und Lageregelung dahingehend weiterentwickelt, dass diese in den Anwendungsbereichen Erdbeobachtung, Kommunikationsdienstleistungen und wissenschaftlichen Missionen mit herkömmlichen Satelliten konkurrieren können. Ein weiterer wichtiger Entwicklungsschritt für Kleinstsatelliten wäre die Möglichkeit der Orbitkontrolle. Diese würde die Betreiber befähigen, die Flugbahn der Satelliten entsprechend den aktuellen Zielen der Mission anzupassen und Formationsflug von Kleinstsatelliten durchzuführen, um neue wissenschaftliche Erkenntnisse in vielen Bereichen der Weltraumforschung zu fördern. Gleichzeitig würden Kleinstsatelliten den aktuell geplanten Vorschriften Rechnung tragen, nach denen Satelliten mit Flughöhen oberhalb der ISS manövrierfähig sein müssen, um Kollisionen zu vermeiden. Die vorliegende Dissertation präsentiert die erste erfolgreiche Orbitkontrolle auf einem Piko-Satelliten. Diese Pionierleistung wird auf dem 1U CubeSat UWE–4 demonstriert. Ein Schwerpunkt dieser Arbeit liegt dabei auf der Integration und dem Betrieb eines elektrischen Antriebssystems auf Kleinstsatelliten. Diese Integration des Antriebssystems hält den wertvollen Platz an den Außenflächen des CubeSats für zukünftige Nutzlasten frei und ermöglicht dessen Anwendung als Lage- und Orbitregelungsaktuator. Das verwendete NanoFEEP Antriebssystem beinhaltet vier Triebwerke, zwei Neutralisatoren und zwei Platinen zur Steuerung. Nach der Verflüssigung des Treibstoffs durch dedizierte Heizer können die Triebwerke pro Erdumrundung für 50 Minuten kontinuierlich genutzt werden. Der Stromverbrauch einer Steuerplatine mit einem aktiven Triebwerk, seinem Heizer und einem Neutralisator bei Emitterströmen von 30-60μA bzw. Schüben von 2.6-5.5μN liegt im Bereich von 430-1050mW. Im Rahmen von In- Orbit Experimenten wurden zwei Triebwerke aktiviert. Die Schubrichtungen der aktiven Triebwerke konnten mit einem neuartigen Algorithmus in einem Winkel von 15.7° bzw. 13.2° bezüglich ihrer Einbaurichtung bestimmt werden. Trotz mangelnder Steuerbarkeit der verbleibenden Triebwerke konnte eine Ausrichtung des Schubvektors unter Zuhilfenahme der magnetischen Aktuatoren des Lageregelungssystems erreicht werden. Mehrere Orbitregelungsexperimente zur Veränderung der Flughöhe konnten Mitte 2020 zum ersten Mal auf einem Piko-Satelliten gezeigt werden. Um die Flughöhe zu verringern, wurde ein Triebwerk über einen Zeitraum von zehn Tagen während 78 Orbits gefeuert, wobei dieses pro Erdumrundung für durchschnittlich 5:40 Minuten aktiviert wurde. Hierdurch wurde die Flughöhe von UWE–4 um 98m reduziert und seine Geschwindigkeit um ein Delta v von 7.2cm/s erhöht. In einem anderen Experiment wurde dasselbe Triebwerk während 44 Orbits in einem Zeitraum von fünf Tagen für durchschnittlich 7:00 Minuten aktiviert, wodurch die Flughöhe des Kleinstsatelliten um 74.2m angehoben und seine Geschwindigkeit um ein Delta v von 4.0cm/s verringert wurde. Zudem wurde ein Manöver zur Kollisionsvermeidung durchgeführt, das den Abstand zwischen UWE–4 und dem Objekt auf Kollisionskurs zum Zeitpunkt der kleinsten Annäherung um mehr als 5000m vergrößert hat.

Zapfluft und Wellenleistung wird den Triebwerken entnommen, um die Energie für beispielsweise die Kraftstoffpumpen, das Inflight Entertainment oder die Flügelvorderkantenenteisung zu erzeugen. Diese Energiegenerierung, hat einen Anstieg des Kraftstoffverbrauches zur Folge. Es hat sich herausgestellt, dass die Stelle der Zapfluftentnahme einen starken Einfluss auf den Gradienten des Brennstoffverbrauches hat. Das Projekt beschäftigt sich mit zwei- und dreiwelligen Turbofantriebwerken und untersucht an ihnen, die Effekte der Leistungsnahmen. Als Simulationssoftware wurde GasTurb 8.0 eingesetzt und auf die integrierten Triebwerkskonfigurationen zurückgegriffen. Ziel der Arbeit ist die Ermittlung einer mathematischen Beziehung zur Berechnung des zusätzlichen Kraftstoffmassenstromes infolge einer Zapfluft- oder Wellenleistungsentnahme. So stellt sich die Frage, welche Triebwerksparameter dafür berücksichtigt werden müssen. Eine Wellenleistungsentnahme verursacht beispielsweise einen linearen Anstieg des spezifischen Kraftstoffverbrauches. Ist diese Zunahme, identisch mit der einer Zapfluftentnahme? Am Ende der Kapitel werden die Ergebnisse mit Literaturwerten verglichen und versucht Tendenzen zu erkennen bzw. bestehende zu erhärten.

Zweck - Von Piloten werden u.a. die sogenannten "Manual Flying Skills" gefordert. Dabei muss der Pilot in der Lage sein (ohne Autopiloten) nach grundlegenden Instrumenten zu fliegen. Dafür sind neben Geschick auch Faustformeln erforderlich. Die Faustformeln müssen dafür verlässlich sein. Der Inhalt dieser Arbeit beschäftigt sich exemplarisch mit einer Faustformel zur Umrechnung der kalibrierten Fluggeschwindigkeit (Calibrated Airspeed, CAS) in die wahre Fluggeschwindigkeit (True Airspeed, TAS). --- Methodik - In Excel und Matlab werden die Ergebnisse aus den Berechnungen der Faustformel mit dem Ergebnis einer exakten Berechnungsweise anhand flugmechanischer Formeln verglichen. Dabei wird die Flughöhe und Fluggeschwindigkeit variiert. Es werden die Abweichungen ermittelt und in Diagrammen zwei- und dreidimensional visualisiert. --- Ergebnisse - Die zu prüfende Faustformel liefert in dem für Sie vorgesehen Anwendungsbereich hinreichend genaue Ergebnisse mit Abweichungen unter 5 %. Dabei nehmen die Abweichung zu, umso weiter die Parameter (Höhe und Geschwindigkeit) von typischen Reiseflugbedingungen entfernt sind. --- Bedeutung in der Praxis - Piloten können bedenkenlos auf die in dieser Arbeit geprüfte Faustformel zurückgreifen und kommen so mit überschaubarem Kopfrechenaufwand auf relativ genaue Ergebnisse. --- Wert - Diese Arbeit zeigt, wie mit mäßigem Zeitaufwand in Excel eine Faustformel über einen gesamten Bereich geprüft werden kann. Das Vorgehen kann auf weitere Faustformeln übertragen werden, sodass sich ein Pilot sein "Kniebrett" mit verifizierten Faustformeln füllen kann.