Coulomb drag propulsion experiments of ESTCube-2 and FORESAIL-1

This paper presents two technology experiments – the plasma brake for deorbiting and the electric solar wind sail for interplanetary propulsion – on board the ESTCube-2 and FORESAIL-1 satellites. Since both technologies employ the Coulomb interaction between a charged tether and a plasma flow, they are commonly referred to as Coulomb drag propulsion. The plasma brake operates in the ionosphere, where a negatively charged tether deorbits a satellite. The electric sail operates in the solar wind, where a positively charged tether propels a spacecraft, while an electron emitter removes trapped electrons. Both satellites will be launched in low Earth orbit carrying nearly identical Coulomb drag propulsion experiments, with the main difference being that ESTCube-2 has an electron emitter and it can operate in the positive mode. While solar-wind sailing is not possible in low Earth orbit, ESTCube-2 will space-qualify the components necessary for future electric sail experiments in its authentic environment. The plasma brake can be used on a range of satellite mass classes and orbits. On nanosatellites, the plasma brake is an enabler of deorbiting – a 300-m-long tether fits within half a cubesat unit, and, when charged with -1 kV, can deorbit a 4.5-kg satellite from between a 700- and 500-km altitude in approximately 9–13 months. This paper provides the design and detailed analysis of low-Earth-orbit experiments, as well as the overall mission design of ESTCube-2 and FORESAIL-1.Peer reviewe

Coulomb drag propulsion experiments of ESTCube-2 and FORESAIL-1

This paper presents two technology experiments – the plasma brake for deorbiting and the electric solar wind sail for interplanetary propulsion – on board the ESTCube-2 and FORESAIL-1 satellites. Since both technologies employ the Coulomb interaction between a charged tether and a plasma flow, they are commonly referred to as Coulomb drag propulsion. The plasma brake operates in the ionosphere, where a negatively charged tether deorbits a satellite. The electric sail operates in the solar wind, where a positively charged tether propels a spacecraft, while an electron emitter removes trapped electrons. Both satellites will be launched in low Earth orbit carrying nearly identical Coulomb drag propulsion experiments, with the main difference being that ESTCube-2 has an electron emitter and it can operate in the positive mode. While solar-wind sailing is not possible in low Earth orbit, ESTCube-2 will space-qualify the components necessary for future electric sail experiments in its authentic environment. The plasma brake can be used on a range of satellite mass classes and orbits. On nanosatellites, the plasma brake is an enabler of deorbiting – a 300-m-long tether fits within half a cubesat unit, and, when charged with - 1 kV, can deorbit a 4.5-kg satellite from between a 700- and 500-km altitude in approximately 9–13 months. This paper provides the design and detailed analysis of low-Earth-orbit experiments, as well as the overall mission design of ESTCube-2 and FORESAIL-1.</p

As Oy Oulun Pääskysenpesän LVI-suunnitelmat

Tämä opinnäytetyö on suunnittelutyö. Työn tavoitteena oli toteuttaa laadukkaat LVI-suunnitelmat asunto-osakeyhtiö Oulun Pääskysenpesään. Suunnittelukohteena oli Oulun Kirkkokankaalle tuleva uusi 13 erillistalon asuinalue. Kohde toteutettiin aluelämpöratkaisuna maalämmöllä. Suunnitelmien lähtökohtana oli virheetön suunnittelu, jossa kanavien ja putkien törmäyksistä oli käytössä nollatoleranssi. Erillistalojen suunnitelmat tehtiin MagiCad-suunnitteluohjelmalla mallintaen. Aluelämpöjärjestelmän suunnittelussa ja lämpöhäviöiden laskennassa käytettiin apuna CADS 15.0 -suunnitteluohjelmaa. Alueen lämpökaivokenttä mitoitettiin EED:llä, joka on lämpökaivojen mitoitukseen tarkoitettu ohjelma. Alueen erillistaloihin suunniteltiin koneellinen tulo- ja poistoilmanvaihto. Lämmitys suunniteltiin toteutettavaksi maalämmön kannalta edullisella lattialämmityksellä. Vesi- ja viemärisuunnitelmissa kiinnitettiin huomiota äänihaittojen minimointiin. Työssä mitoitettiin myös alueen lämpökaivokenttä. Lämpökaivokentän mitoituksessa päädyttiin seitsemään lämpökaivoon, kun lämpökaivon syvyys on 200 metriä ja lämpökaivojen etäisyys toisistaan on 20 metriä. Työssä on esitetty LVI-suunnitteluprosessin vaiheita, kerrottu kohteen suunnit-teluratkaisuista ja esitelty lopullisten LVI-suunnitelmien sisältöä. Lisäksi työssä on esitetty maalämpöpumpun toimintaperiaate ja lämpökaivojen mitoitukseen liittyvää tietoa

Planeettojen kaasukehien tutkimuslaitepaketin järjestelmäsuunnittelu

Avaruustutkimusluotainohjelmat sisältävät niin kutsuttuja tutkimuslaite-paketteja, joihin kuuluu useita, kulloiseenkin tutkimuskohteeseen tarvit-tavia laitteita. Ilmatieteen laitos on osallistunut missioihin muun muassa kehittämällä kaasukehien tutkimiseen käytettäviä laitteita. Tämän työn aiheena oli tutkimuslaitepaketti, jota käytetään planeettojen kaasukehien tutkimiseen. Tehtävänä oli järjestelmä- ja mekaniikkasuunnittelua. Laitepaketti sisältäisi Ilmatieteen laitoksen ja muiden kansainvälisten ins-tituutioiden tutkimuslaitteita. Malli sisältäisi muun muassa maston, kote-lon ja kaapelit. Planeettatutkimuksessa kiinnostus on viime vuosina koh-distunut Mars-planeettaan, joten laitepaketti kehitettiin alustavasti Mar-sin kaasukehän tutkimiseen. Huomioon otettiin rajoittavia tekijöitä kuten paine, lämpö, säteily sekä laukaisun ja laskeutumisen aikaiset rasitukset. Vaikka jokaisella tutkimuskohteella on omat vaatimuksensa, tutkimuslait-teisto pysyisi pääpiireittäin samankaltaisena. Laitepakettia on tarkoitus käyttää myös Maan ilmakehän tutkimiseen, joten siihen on voitava tehdä pieniä muutoksia, joilla siitä saadaan uuteen ympäristöön soveltuva. Tämä insinöörityö on tehty osana tutkimusryhmän toimintaa. Työn koh-teena oli mekaniikan ja järjestelmätason suunnittelu. Suunnittelussa sel-vitettiin mittalaitteiden rajapinnat, tehobudjetti ja kotelointi. Työn toi-meksiantaja oli Ilmatieteen laitos. Työssä onnistuttiin suunnittelemaan malli, joka täyttää ennalta määritel-lyt vaatimukset sekä löytämään käyttökelpoiset ratkaisut mahdolliselle laitepaketille. Rakennetta hahmoteltiin tietokoneavusteisella suunnitte-lulla ja käytettiin 3D-tulostusta fyysisten mallien tekemiseen kokoonpa-notestausta varten.Space research missions have often included so-called research instru-ment packages consisting of a number of devices needed for each partic-ular research mission. The Finnish Meteorological Institute has partici-pated in missions, inter alia, by developing instrumentation for atmos-pheric research. The purpose of the thesis work was to design a concep-tual model of an instrument package for the research of planetary at-mospheres. The package would consist of research equipment developed by the Finn-ish Meteorological Institute and by other, international institutions. The model would include the mast, the housing and the cables. In the field of planetary research, the focus has been in Mars in the past few years, and therefore the package was originally developed to investigate the atmos-phere of the planet Mars. Limiting factors such as pressure, heat, radia-tion, and strains during launch and landing were taken into account. Alt-hough each mission has its own requirements, the main part of research equipment would be the same. The instrument package is also to be used for the study of the Earth's atmosphere, and therefore, it must be possi-ble to make minor changes to adapt it to the new research environment. This thesis has been done as part of the research team's work. The sub-ject of the project was the mechanical and system-level design and the analyze of instrument interfaces, power budget and housing. The thesis work was commissioned by the Finnish Meteorological Institute. The work succeeded in designing a model that meets the predefined re-quirements and useful solutions were found for a potential package. The conceptual model was outlined with computer-aided design and 3D print-ing was used to make physical models for trial assembly

MEDA HS : Relative humidity sensor for the Mars 2020 Perseverance rover

The Finnish Meteorological Institute (FMI) provides a relative humidity measurement sensor (HS) for NASA’s Mars 2020 rover. The sensor is a part of the Mars Environmental Dynamic Analyzer (MEDA), a suite of environmental sensors provided by Spain’s Centro de Astrobiolog´ıa. The main scientific goal of the humidity sensor is to measure the relative humidity of the Martian atmosphere near the surface and to complement previous Mars mission atmospheric measurements for a better understanding of Martian atmospheric conditions and the hydrological cycle. Relative humidity has been measured from the surface of Mars previously by Phoenix and Curiosity. Compared to the relative humidity sensor on board Curiosity, the MEDA HS is based on a new version of the polymeric capacitive humidity sensor heads developed by Vaisala. Calibration of humidity devices for Mars conditions is challenging and new methods have been developed for MEDA HS. Calibration and test campaigns have been performed at the FMI, at University of Michigan and the German Aerospace Center (DLR) in Berlin to achieve the best possible calibration. The accuracy of HS and uncertainty of the calibration has been also analysed in detail with VTT Technical Research Centre of Finland. Assessment of sensor performance after landing on Mars confirms that the calibration has been successful, and the HS is delivering high quality data for the science community