satellite end switch; engine end switch; redundant switch
en
Abstract:
Durch diese Diplomarbeit sollte ein gänzlich neues Schalterkonzept entwickelt werden, welches für den Einsatz im Vakuum des Weltraums für Satelliten geeignet ist. Das Ergebnis soll ein redundantes System aus zwei elektrischen Endschaltern und einem mechanischen Anschlag („Endstop“) in einem Gehäuse mit möglichst kompakter Bauweise sein. Vor Beginn der Arbeit wurde eine Machbarkeitsstudie anhand zahlreicher FE Simulationen mittels Pro/E und SolidWorks durchgeführt, welche die Richtigkeit der vorab getroffenen Annahmen bestätigen sollte. Durch eine Reihe weiterer Analysen (siehe Kapitel 7.5) wurden die beweglichen Komponenten des Schalters bereits vorab vollständig berechnet und konstruiert. Bei diesem Vorgang wurde entschieden, sich nicht auf ein Konzept zu beschränken, sondern ein weiteres Modell mit gänzlich unterschiedlichem Design zu erstellen (siehe Kapitel 7.6). Den Berechnungen der Komponenten folgte die Konstruktion der Gehäuseteile sowie eine Abschätzung der Betätigungskraft des Schalters (siehe Kapitel 7.2.2). In einer anschließenden Materialauswahl wurden anfangs die Grenzwerte für die Biegespannung der Kipphebel definiert und gemeinsam mit dem Hersteller ein geeigneter Federstahl gewählt. Im Rahmen der Materialauswahl und des Prototypenbaus wurden Materialien für den Weltraumeinsatz (bei einigen Komponenten Al2O3) und ein zweites, kostengünstigeres für die beiden Prototypen gewählt. Nach abgeschlossener Fertigung erfolgte eine Vermessung der Komponenten bzw. eine Qualitätskontrolle und der Zusammenbau bei dem die erdachten Funktionen überprüft werden konnten, sowie eine grobe Voreinstellung der beiden Schalter. Eine Erörterung des Testsetups sowie eine Adaption einer Testvorrichtung für diesen Zweck mit anschließender Definition einer Testprozedur (siehe Kapitel 8) schließen die Arbeit ab.
de
This diploma thesis deals with the development of a redundant vacuum fit multiswitch with an internal mechanical dead stop (called “endstop”) for the commitment on an orbital satellite. In a first step a feasibility study is to ensure the correct functioning of the previous ideas. After a complete FE simulation the materials for the mechanically bonded structures are chosen with the given parameters of stiffness and abrasiveness. During the analysis the parameters demanded for fabrication were balanced with the manufacturer. After this, the materials for the individual components, for example the housings and the springs were chosen. Afterwards a test setup was built and the dimensions of the assembly were checked to ensure a correct functioning. Defining an effective test procedure for testing the concomitance of both internal switches and a test of the endurance and the change of the switch point of both parts completes the thesis.
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Additional information:
Abweichender Titel laut Übersetzung der Verfasserin/des Verfassers Zsfassung in engl. Sprache
