Der Satellit wurde im Auftrag des GFZ von der Daimler Chrysler Aerospace Jena Optronik GmbH (DJO), in Kooperation mit der Dornier Satellitensysteme GmbH (ehemals DSS, heute Astrium) und der Raumfahrt und Umwelttechnik GmbH (RST) konstruiert und gebaut.

Der CHAMP Satellit bestand aus einem robusten Hauptkörper und zwei fest installierten Solarpaneelfeldern. Die Grundkonstruktion bestand hauptsächlich aus Aluminium-Sandwich-Panels mit zusätzlichen Kapton-Schaum-Schichten auf den äußeren Panels. Die äußere Form des Satelliten war ein Kompromiss, um den Voraussetzungen hinsichtlich der Aerodynamik des Flugkörpers, den physikalischen Vorgaben für die Platzierung der Instrumente und Subsysteme, sowie den konstruktiven Gegebenheiten der Trägerrakete gerecht zu werden.

Die beiden Solarpaneelfelder sind symmetrisch geneigt zum Equipment-Panel mit zwei zusätzlichen Solar-Paneelen auf der Oberseite des Satelliten. Die Rück- und die Vorderseite des Satellitenkörpers ist jeweils mit Sandwich-Panels verschlossen. Auf der Rückseite sitzt dabei die GPS-Okkultations-Antenne. Die Vorderseite, auf der das digitale Ionen-Driftmeter (DIDM) angebracht ist, wird von einer leitfähigen Aluminiumplatte abgedeckt, um eine elektrische Aufladung im Umgebungs-Plasma zu vermeiden. Die Nadir S-Band-Antenne wurde am kurzen Ausleger im Bereich des vorderen Kompartments installiert, während die redundante Zenith S-Band-Antenne an die hintere Tragstruktur angebaut wurde.

Der Strombedarf für das Equipment, sowie die Art des Orbits, erforderten eine 7m² große Solarpaneel-Fläche auf dem Hauptkörper des Satelliten. Ein Nickel-Wasserstoff-Akkumulator (NiH₂) pufferte die entsprechende Stromversorgung während der Schattenphasen.

• Gesamtmasse: 522 kg (beim Start)
• Höhe: 750 mm
• Länge (mit dem 4044 mm langen Ausleger): 8333 mm
• Breite: 1621 mm
• Anströmfläche-zu-Massenverhältnis: 0,00138 m²/kg

Damit die Magnetfeldmessungen möglichst nicht durch magnetische Signaturen des Satelliten gestört werden, muss das Magnetometer in einiger Entfernung zum Satelliten angebracht werden. Das wurde erreicht, indem man einen ausklappbaren Ausleger an der Vorderseite des Satelliten angebaut hatte. Die Länge dieses Auslegers betrug etwa 4 m. Dies garantierte, dass das magnetische Streufeld an der Stelle des Overhauser Magnetometers weniger als 0,5 nT betrug.

• Länge: 4044 mm
• Höhe: 224 mm
• Breite: 224 mm
• Masse: 20 kg

Der Ausleger bestand aus drei Segmenten: am äußere Teil war ein Overhauser-Magnetometer angebracht, am mittleren Teil eine optischen Bank, mit zwei Sternensensoren und zwei Fluxgate-Magnetometern, und am inneren Segment war das Ausklappgelenk befestigt.

In der Mitte der Hauptstruktur, bzw. im Schwerpunkt des Satelliten, ist das Accelerometer untergebracht. Das umgebene System, und speziell die beiden Stickstoffgastanks, sind so angebracht, dass die Probemasse des Akzelerometers mit dem Schwerpunkt des Satelliten, während der gesamten Mission, mit einer Genauigkeit von maximal 2 mm, übereinstimmt. Der Laser-Retro-Reflektor wurde direkt unterhalb des Schwerpunktes angebracht. Die Kaltgas-Lageregelungsdüsen wurden für alle drei Raumrichtungen immer paarweise installiert, so dass sich der Satellit bei Aktivierung nur dreht, aber kaum beschleunigt wird.

Für das "Attitude and Orbit Subsystem" (AOCS), mit dem Fluglage-Korrekturen und Manöver des Satelliten durchgeführt werden können, wurde ein Kaltgas-Treibstoffsystem angebracht. Ein Satz von drei Magnettorquern unterstützte kontinuierlich die 12 Kaltgasdüsen bei der Lageregelung. Deren Aufgabe war es, die Orientierung und die Winkelgeschwindigkeit innerhalb eines Regelbereichs von ±2° und ±0,1°/s zu kontrollieren. Die Daten der Sternensensoren, der GPS-Empfänger und des Fluxgate-Magnetometers wurden dazu genutzt, die genaue Lage und Winkelgeschwindigkeit des Satelliten zu ermitteln.

Das "Thermal Control Subsystem" (TCS) garantierte eine sichere Betriebstemperatur aller Instrumente und Subsysteme unter allen möglichen Umweltbedingungen während der Mission. Um dies zu erreichen, wurde im wesentlichen passive Temperaturkontrolle eingesetzt, wie Farbe mit niedrigen Absorbtions- und Emmisionswerten, Solarzellen, "Second Surface Mirrors" (SSMs) und Multi-Layer-Dämmung (MLI). In kritischen Bereichen mit hohen Anforderungen an die Temperaturstabilität, unterstützte ein aktives Temperaturkontrollsystem mit Heizelementen den Betrieb.

Die Stromerzeugung, Aufbereitung, Verteilung und Speicherung war die Aufgabe des "Power Subsystems". Hierfür wurden ca. 7m² Solarzellen mit der "Power Control and Distribution Unit" (PDU) verbunden, sowie auch ein Nickel-Wasserstoff-Akkumulator, bestehend aus 10 Zellen.

Das "On-Board Data Handling" (OBDH) Subsystem verwaltete die gesamten wissenschaftlichen und "house-keeping" (H/K) Daten. Es verfügte über eingeschränkte Fehlerkorrekturverfahren und konnte Fehlfunktionen von Systemen erkennen und Gegenmaßnahmen einleiten (FDIR = "Failure Detection, Isolation and Recovery"). Dies erfolgte während der Datenverarbeitung. Weil die meisten Intsrumente sowohl wissenschaftliche, als auch "house-keeping-" Daten lieferten, wurde die AOCS-Datenverarbeitung und Software in das OBDH integriert. Das OBDH-System akzeptierte einen 1 Hz Zeitimpuls, der vom GPS-Signal abgeleitet wurde und synchronisierte damit alle Instrumente und die Meßgeräte der Fluglage. Zusätzlich wurde das OBDH von einer internen Uhr unterstützt, die alle 10 s vom GPS-Signal aktualisiert wurde und übernahm, im Falle eines Ausfalls der GPS-Synchronisation, die Zeitsteuerung. Eine Speichereinheit ("Mass Memory Unit"= MMU) mit einer Kapazität von 1 Gbit speicherte alle akquirierten Daten während der Observationsperioden und sendete sie herab, sobald CHAMP von der Boden-Empfangsstation empfangen wurde.

Die Telekommunikation erfolgte mittels des Telemetrie, Tracking- und Kommando Subsystems (TT&C) im S-Band. Es bestand aus einem Empfänger, einen Transmitter, einem Encoder/Decoder und zwei Antennen mit komplementärer, halbkugelförmiger Abstrahlcharakteristik, eine auf dem Dach (hauptsächlich für den Start und für Problemfälle), und die andere an der Unterseite für den nominalen Betrieb.

Attitude & Orbit Control System (AOCS)

• Drei-Achsen-Lage-stabilisiert
• Erdausgerichtet
• Ausrichtgenauigkeit: < 3°
• Stabilität: 0,1°/s

Elektrische Versorgung

• Leistungsaufnahme: 150 W
• Ladung: 50 W
• Stromerzeugung (Solar-Paneele): 6,9 m²
• Speicherkapazität (Akku): 16 Ah

Temperaturkontrolle

• Durchschnittliche Temperatur (Equipment-Plattform): +20°C
• Strahlung: e = 0,5
• 18 Folienheizelemente á 7 W
• 60 Temperatur-Sensoren Pt 1000
• Heizeffizienz: 3,1°C/10W

Datenverarbeitung

• Hauptprozessortyp: P3/1750
• Taktfrequenz: 12Mhz
• Speicherkapazität:
  • RAM/ROM: 1024/256 kByte
  • Massenspeicher: 1Gbit

Radio-Komminikation

• Uplink-Verbindung (S-Band) Trägerfrequenz: 2093,5MHz, Datenrate: 4kbit/s
• Downlink-Verbindung (S-Band) Trägerfrequenz: 2280MHz, Datenrate: 32kbit/s oder 1Mbit/s, Sendeleistung: 0,5 W oder 1,0 W