Yüksek çözünürlüklü optik uzaktan algılama mikro uydu kavramsal sistem tasarım ve entegrasyonu.
High resolution optical remote sensing micro satellite conceptual design and system integration.
Yazar: FERDİ BÜYÜKGÜRAL
Danışman: PROF. DR. ALİM RÜSTEM ASLAN
Hava Harp Okulu Komutanlığı / Havacılık ve Uzay Teknolojileri Enstitüsü / Uzay Bilimleri Ana Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2013
Konu: Astronomi ve Uzay Bilimleri = Astronomy and Space Sciences ; Havacılık Mühendisliği = Aeronautical Engineering

Özet:
Tezin ilk bölümünde, faydalı yük belirlenmiş ve sensör teknik özellikleri ve maliyeti üretici ile yapılan yazışmalar kullanılarak elde edilmiştir. Daha sonra faydalı yüke bağlı olarak alt sistem kütle dağılımı Amerikan Havacılık ve Uzay Enstitüsü (AIAA) önerileri uyarınca gerçekleştirilmiş ve tahmini kütle bütçesi oluşturulmuştur.
		İkinci bölümde, faydalı yük çözünürlüğünden optimum verim elde edilebilecek yörünge ihtiyacı ve genel parametreleri hesaplanarak operasyonel yörünge belirlenmiştir. Faydalı yük 500 km. yükseklikte 5 metre, 700 km. yükseklikte ise 6,8 metre çözünürlüğe sahip görüntü alabilmektedir. Buna karşılık olarak uydunun yörüngede kalış süresi ve alt sistem cihaz ömürleri ile uydu maliyetine karşılık azami fayda sağlanması diğer belirleyici etkenler olmuştur. Ayrıca operasyonel yörüngeye ulaşımı gerçekleştirecek fırlatma şirketleri, fırlatma merkezleri ve fırlatma roketi kabiliyetleri incelenmiştir. Yörüngeye ait parametreler GMAT R 2012 (a) ve STK (Satellite Tool Kit) programları ile simüle edilerek yörüngeye ait yer izi, 5 yıllık eğim açısı, yükseklik ve beta açısındaki değişimler gözlemlenmiştir.
		Üçüncü bölümde, uyduya ait yönelme kontrol sistem ihtiyacı ve donanımı belirlenmiştir. Yönelme kontrol donanımı belirlenirken yörüngedeki bozucu tork etkileri hesaplanmış, buna bağlı olarak güncel üretici bilgilerinden yararlanılarak güvenilirliği denenmiş sistemler öncelikli tercih edilmiştir.
		Dördüncü bölümde, uydu güç sistemi ve güç mimarisi belirlenmiştir. AIAA standartlarında gerçekleştirilen tahmini güç bütçesi oluşturularak alt sistem güç dağılımı tahmini yapılmıştır. Tasarımdan azami gücü elde edebilmek için en yüksek verimliliğe sahip güneş hücresi üreticileri araştırılmış ve sonuçta % 30 verimlilikteki 3J (Triple Junction) güneş hücreleri ve Lityum İyon piller tercih edilmiştir. 
		Beşinci bölümde, uydu haberleşme sistemi ele alınmıştır. Uydu haberleşmesinde LEO?daki atmosferik etkiler az olduğundan S Bant haberleşmenin uygun olacağı düşünülmüştür. Yüksek çözünürlüklü görüntüler için yüksek hızlı, telemetri ve mühendislik verileri için düşük hızlı aşağı link modüllerinin uygun olacağı değerlendirilmiştir. Buna ilave olarak tasarım gereği ilgili modüller gerektiğinde birbirlerini yedekleyecektir.
		Kavramsal tasarıma ait yapısal malzeme seçiminde gerek kütlesel olarak hafiflik gerekse yapısal dayanıklılık olarak uydularda en sık olarak kullanılan Aliminyum 6061 ? T6 alaşımı tercih edilmiştir. Buna ilave olarak kütlesel hafiflik bakımından tercih edilen petek dokudaki sandviç paneller kullanılmıştır. Kavramsal tasarımda uydu üzerindeki ısıl dengenin ise pasif kontrol tedbirleri ile sağlanılabileceği değerlendirilmiştir. Bu kapsamda öncelikle çok katmanlı yalıtım battaniyeleri (MLI) ve hassas cihazlar için elektromanyetik enterferans (EMI) kutularının kullanılmasına karar verilmiştir. Bunlara ilave olarak ihtiyaç duyulması halinde uydu üzerinde biriken artık ısının atılabilmesi için petek dokudaki radyatör sisteminin gövdeye entegrasyonunun mümkün olduğu değerlendirilmiştir.
		Son olarak kavramsal tasarıma ait uydu test ve entegrasyonunun başta TÜBİTAK UZAY ve İstanbul Teknik Üniversitesi (İTÜ) uzay laboratuarları ile birlikte Türk Havacılık ve Uzay Sanayi (TUSAŞ) bünyesindeki milli imkanlarla gerçekleştirilebileceği değerlendirilmiştir.

Abstract:
It is already known that human being has always had a deep curiosity against Space. Despite the evolution of human civilization for thousands of years, the development of rocket technology had only been achieved since the beginning of 20th Century. Then Space Studies that has the same meaning of today officially started with the launch of first artificial satellite (Sputnik-1) to the low   elliptic earth orbit by Union of Soviet Socialist Republics (USSR) on 04 October 1957. As a retalliation, US sent Explorer 1 satellite to the same orbit, and the space race had been started.  Without any doubt, the most important milestones of the space race are;  performing first human jouney into outer space by USSR on 12 April 1961 and stepping on the moon by US on 20 July 1969. The Cold War ended with the collapse of Berlin Wall, however; the space studies continued with the involvement of the other countries. It is assessed that some other elements such as; the achievement of socio-economic possibilities, new job areas and global trade opportunities gained via space studies has also played an important role as well as scientific successes.
Space studies in Turkey has been officially started with the decision of the Cabinet dated 02 March 2001 regarding the foundation of Turkish Space Association (TSA). With this framework TurAF has been started the relevant activities to constitute the national space policy for TSA, and to design fundamental strategies and implementation plans in line with the policy. [1] Turkey gave the priority to satellite technology regarding the space studies.
Therefore with this thesis it is aimed that; to select the relevant sub-systems  from Commercial of the Shelf  (COTS) items related to the conceptional design of a small satellite that would weight 50 kg which shall have high resolution camera system to be used for remote sensing and to define appropriate configuration regarding the mass and dimension constraints and to show the system integration in this regards. Reliability and cost are prioritized through design while sub-systems are defined in accordance with orbit and mission requirements. By doing so, it is aimed that a small satellite that has high resolution optic camera system to be used all areas of remote sensing. At the end of design for the selected sub-systems, National or Non-National units can be assessed in accordance with costwice by the decision makers. 
In the first chapter of the thesis, the payload is determined and the technical spesifications and the cost of sensors are gathered as a result of communications  with the manufacturers. Following to that mass distribution of sub-systems related to payload is realized in accordance with American Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA) standards and forecasted mass budget is defined.
In the second chapter, operational orbit is defined via calculation of optimum   efficiency requirement of the orbit from the resolution of payload and general parameters. Payload can receive images of 5m and 6.8m of resolution from 500 km and 700 km heights respectively. On the contrary, endurance of the satellite in the orbit, sub-system unit life, cost efficiency of the satellite are also decisive factors. Additionally, the companies that would perform the transportation to the operational orbit, launching centers and launch rocket capabilities are also investigated. The parameters about the orbit are simulated via GMAT R 2012 (a) and Satellite Tool Kit (STK) programs and the changes of orbit inclination, height and beta angle are observed.
In the third chapter, attitude determination and control system requirement and hardware is defined. Disturbing tork effects are calculated and already validated systems from the currently available manufacturers in the market are selected primarily while defining the relevant hardware.
In the fourth chapter, satellite power system and power architecture is defined. Forecasted power budget is constructed in accordance with AIAA standards and system power distribution forecast is done relevantly. In order to achieve the maximum power from the design, the manufacturers that produce the highest efficiency for solar cells are investigated and triple junction (3J) solar cells that have %30 efficiency and Lithium Ion batteries are preferred.
In the fifth chapter, satellite communication system is investigated. Atmospheric effects are less at LEO therefore; S Band communication is thought to be appropriate. High speed down link module for the high resolution images and low speed down link module for the telemetry and engineering data would be appropriate. Additionally, the relevant modules will back up each other according to the design.
Through the selection of structural item for the design, Aluminium 6061-T6    alloy which is widely used in satellites due to its mass and structural durability is preferred. Additionally, honeycomb structured sandwich panels are used due to their lightness of mass. It is assessed that thermal balance would be achieved via passive measures in the conceptual design. Within this scope, primarily it is decided to use isolation blankets (MLI) and electromagnetic interference (EMI) boxes with heater rods. In addition to them, it also may be possible to integrate the radiator system in the honeycomb structure to the satellite body to get rid of the collected residual heat on the satellite if needed.
Finally, it is assessed that testing and integration of the satellite which belongs to the conceptual design can be done with the National Capabilities of TUBITAK UZAY, Istanbul Technical University (ITU) space labs and TAI (TUSAS Aerospace Industries).