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PROGRAMA DE PROGRAMA DE PICOSATPICOSATÉÉLITES DEL INTALITES DEL INTA

CCéésarsar MartMartííneznez FernFernáándezndezINTA 25 INTA 25 noviembrenoviembre de 2009de 2009

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CONTENIDOSCONTENIDOS

� Estándar cubeSAT

� Proyecto OPTOS

� Proyecto XATCOBEO

� Proyecto BRITE (OPTOS 2G)

� Estrategia futura

� OPTOS II: Anuncio de oportunidades

� Conclusiones

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ESTESTÁÁNDAR CUBESATNDAR CUBESAT

DESARROLLO DE CALPOLY/STANFORD CON FINES EDUCATIVOS

ESTRUCTURA BÁSICA (1U): CUBO 100 mm DE LADO Y 1 KG DE MASA

EXISTEN OTRAS CONFIGURACIONES QUE DUPLICAN O TRIPLICAN LA ALTURA Y LA MASA (2U/3U)

PICOSATÉLITE ORBITAL DEPLOYER (POD): SISTEMA QUE PERMITE LA SEPARACIÓN DEL LANZADOR (CALPOLY, SFL, ISIS)

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DESCRIPCIDESCRIPCIÓÓN DEL PROGRAMAN DEL PROGRAMA

BAJO COSTE: ESTÁNDAR CUBESAT + COTSCOSTE TOTAL DEL PROYECTO < 1,5 M� (INCLUIDO LANZAMIENTO)

RECURRENTE: ESTÁNDAR CUBESATCORTO TIEMPO DE DESARROLLO (1-2 AÑOS)

FIABLE:ESTÁNDARES ESA CUSTOMIZADOS + PA + CONTROL CONFIGURACIÓNDISEÑO ROBUSTO + CALIFICACIÓN DE COMPONENTES

OBJETIVO:

PROPORCIONAR UNA PLATAFORMA TECNOLÓGICA DE BAJO COSTE, RECURRENTE Y FIABLE PARA FACILITAR

EL ACCESO AL ESPACIO A EMPRESAS Y UNIVERSIDADES

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PROYECTOOPTOS

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OPTOS: PROYECTO Y MISIOPTOS: PROYECTO Y MISIÓÓNN

PROYECTO INTA CON 2 COLABORACIONES EXTERNAS:

THALES ALENIA SPACE / TTI Norte (TTC)SENER (ADCS SW)

FINANCIACIÓN: INTA + CDTI

CUBESAT 3U (300x100x100 mm, 3.5kg) AVANZADO

OBJETIVO PRIMERA MISIÓN:CALIFICACIÓN PLATAFORMA NUEVAS TECNOLOGÍASEXPERIMENTAR EN MAGNETISMO, ÓPTICA Y RADIACIÓN

SSO 817 Km. LTDN 10:30

LANZAMIENTO Q2/2010 ISIS/ANTRIX (ISRO):SEPARADOR ISISPODLANZADOR PSLV

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OPTOS: CARGAS OPTOS: CARGAS ÚÚTILES (I)TILES (I)

MAGNETISMOGMR (Giant Magneto-Resistance)

Objetivos:Medir campo magnético + caracterizar nuevos materiales

CaracterísticasMulticapas material magnético y no magnéticoAlta sensibilidad + estabilidad en Tª

RADIACIÓNODM (OPTOS Dose Monitoring):

Objetivos:Uso RadFET comercialesMedir dosis total + correlar con simulaciones

Características:2 módulos con 2 sensores cada unoRango de medida: 1 rad � 200 krad / dependencia con Tª

30 -40 mm LAAS

ODMRead out Electronic

ODMRead out Electronic

DistributedOBDH

OpticalLink

30 -40 mm

Power Bus

Temperaturesensor

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OPTOS: CARGAS OPTOS: CARGAS ÚÚTILES (II)TILES (II)

ÓPTICAAPIS (Athermalized Panchromatic Imaging System):

Objetivos:Control térmico pasivo (± 20º) + degradación lentes + toma imágenes

Características:Resolución: 273 m / pancromáticoFocal: 20 mm / FOV: 12º x 9ºTecnología CMOS bajo consumo 150 mW

FIBOS (Fiber Bragg Gratings for Optical Sensing):Objetivos:

Caracterizar dispositivos + medir temperaturaCaracterísticas:

Fuente : Láser sintonizable / Sensor: redes de Bragg sobre fibra ópticaReceptor: fotodiodo / Unidad de procesado

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OPTOS: CONFIGURACIOPTOS: CONFIGURACIÓÓNN

Configuraciónexterna

Configuracióninterna

ODM

APIS

BATTERY

OBDH

GMR

TTC

POWER 2

ADCS

FIBOS

POWER 1

89 mm

12 mm

73..8 mm

20 mm28,07 mm

30 mm

79..8 mm

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OPTOS: SUBSISTEMAS (I)OPTOS: SUBSISTEMAS (I)

ADCSOrientación inercial:

Eye Z: normal eclíptica / Ejes X,Y: 45 º al Sol

Sensores:2 SS + 1 MGM + 1 sensor presencia solar

Actuadores:3 MGTs + 1 RW

Z

Y MGT

X

RW

Z

EPSPaneles solares:

4 paneles 6 celdas AsGa 3J en PCB ~7.4 W EOL

Batería: Li-ionCircuito flexible:

Distribución de potencia a S/S y CUTensiones reguladas disponibles: +3.3V, +5V, ±12V, +4V y +5.5V

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OPTOS: SUBSISTEMAS (II)OPTOS: SUBSISTEMAS (II)

OBDHServicios:

Soporte APSW y ADCS-SW, TTC y HKControl de S/S y CU / Conversión ADSupervisión de Latch-up

Arquitectura distribuidaDispositivos lógicos programables (ciclos on/off):

FPGA Virtex-II 1000 con MicroBlaze empotradoCPLDs CoolRunner II

OBCOMMódulo emisor infrarrojoMódulo detector fotodiodoBus CAN

Standard CAN125 kbps

(RZ)

TRASIMPEDANCIAAMPLIFICADORCOMPARADORSALIDA

Fotodiodo

CIRCUITO EMISOR

Led

SEÑAL TX

TTC Processor(EPH)

DOT

DOT DOT

DOT

TTCOB-SW

GMR

ADCS FIBOS

DOT DOT

ODM APISPDU HouseKeeping

ODM

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OPTOS: SUBSISTEMAS (III)OPTOS: SUBSISTEMAS (III)

OBSWInteligencia distribuidaRecupera configuración tras apagados controladosOperación compleja optimizar potencia

FPGA

TTC

CPLDCargaÚtil

CPLD

CargaÚtil

CAN

CPLD

EPSCPLD

ADCS

TCSSistema de control pasivo

PinturasElementos conductivos

Garantiza la operación durante toda la órbita

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OPTOS: SUBSISTEMAS (IV)OPTOS: SUBSISTEMAS (IV)

GSArray de antenas: 18 dBiFrame Synchronizer: Detección palabra de sincronismo

Cod/Dec Reed SolomonCentro de control desarrollado, localizado y operadopor el INTA

TTCSistema de radiación

4 monopolos L=17 cm / omnidireccionalPolarización: circular en Z y lineal X e Y

Transpondedor402 MHz (UHF)Comunicación half-duplexModulación: D/L (PM/SP-L) U/L (PM/BPSK)

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PROYECTOXATCOBEO

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XATCOBEO: DESCRIPCIXATCOBEO: DESCRIPCIÓÓN DEL PROYECTON DEL PROYECTO

AO ESA PARA INCLUIR 9 CUBESATS EUROPEOS EN VEGA

PROYECTO CONJUNTO U. VIGO / INTA

FINANCIACIÓN: GOBIERNO AUTÓNOMO + PNE

OBJETIVOS:

INVOLUCRAR A UNIVERSITARIOS EN PROYECTO ESPACIAL

ENSEÑAR METODOLOGÍA BASADA EN ESTÁNDARES ESA

RESPONSABILIDADES:

U. VIGO: GESTIÓN E INGENIERÍA, DISEÑO, INTEGRACIÓN, OPERACIÓNINTA: DISEÑO (OBDH, S&T, RDS, PDM), ENSAYOS, SOPORTE A GESTIÓN E INGENIERÍA

LANZAMIENTO PREVISTO PARA Q4/2010

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XATCOBEO: EXPERIMENTOSXATCOBEO: EXPERIMENTOS

Cargas útiles:

Software RADIo board for communications (SRAD) U.Vigo:� Radio software configurable en vuelo� Banda de frecuencias de radioaficionados

Radiation Dose Sensor (RDS) INTA:� Medida radiación no ionizante� Uso de diodos comerciales

Calificación de mecanismos:Panel Deployer Mechanism (PDM) INTA:

� Limitación de potencia del estándar cubesat� Ensayar en vuelo dos mecanismos de despliegue

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PROYECTOBRITE (OPTOS 2G)

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BRITE (OPTOS 2G): MISIBRITE (OPTOS 2G): MISIÓÓNN

PARTICIPACIÓN INTA: FASE A (financiación PNE)

Satélite basado en OPTOS identificando mejoras

OBJETIVOS CIENTÍFICOS: Medir brillo de estrellas usando fotometría diferencial ultra-precisa

CONSTELACIÓN BRITE:4 satélites divididos en dos pares: UniBrite + BRITE-Austria + 1 Canadá

Aportación española: BRITE-Spain (rango ultravioleta)

Vida útil ~ 2-3 años

PARTICIPACIÓN ESPAÑOLA NO CONFIRMADA EN ESTE MOMENTO

Asterosismología

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Potencia: mejorar capacidades de la plataformaAumento superficie de paneles [8-15 W] mecanismo despliegue XATCOBEONueva tecnología de batería: LI-PO (5 Ah)

Estructuras: optimizar configuración internaÚnica estructura externa: vigas + paneles Al aumento volumen disponible

ADCS: mejorar precisión y estabilidad4 ruedas activas5 sensores solares1 star tracker

TTC: aumentar data rateRX UHF TC (5kbps) / TX UHF BEACON + TM básica (7 kbps) 4 monopolosTX en banda S para TM (8-256 kbps) 2 antenas parche

BRITE (OPTOS 2G): MEJORAS

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BRITE (OPTOS 2G): CONFIGURACIBRITE (OPTOS 2G): CONFIGURACIÓÓNN

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ESTRATEGIA FUTURA

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OPTOSVuelo de calificación

OPTOS IIMantiene el mismo diseño de plataformaPosibilidad de incluir 4 cargas útiles

OPTOS 2ª GENERACIONMejora las prestaciones de la plataformaMisiones dedicadas: observación de la Tierra (res. 30 m), Space Weather�

LANZAMIENTOS MÚLTIPLESConstelaciones de bajo costeVuelo en formaciónComunicaciones sat-sat relé de comunicaciones�

ESTRATEGIA FUTURA: MISIONES

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ESTRATEGIA FUTURA: CALENDARIOESTRATEGIA FUTURA: CALENDARIO

Desarrollo Operación

2006 2010 2011 2012 2013 2014

OPTOS

OPTOS II

OPTOS 2G

LANZAMIENTOS MÚLTIPLES

Lanzamiento

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OPTOS IIANUNCIO DE

OPORTUNIDADES

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CAPACIDAD: 4 CARGAS ÚTILES

INTERFACES:

Mecánicas:� Huella: 73,8 x 53,3 mm� Envolvente superior: 15 mm� Envolvente inferior: 4 mm� Grosor PCB: 1,6 mm

Datos:� 3 salidas analógicas (0,3)V� 16 IN/OUT digitales 0/3,3V

Eléctricas:� Consumo: 2 W constantes por órbita� Tensiones disponibles: +3,3V, +5V, ±12V, Vno reg (+3,6/+4,1V)

OPTOS II: INTERFACES

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SERVICIOS PLATAFORMA:

Encendido y apagado de CUControl de sobrecorrienteMonitorización del consumoDigitalización de canales análógicosCapacidad distribuida de proceso de datosAlmacenamiento de datos: FLASH 4 Gbits, SRAM 1MBADCS:

� Precisión apuntamiento: 5º-10º� Estabilidad: yaw 18,9 rad pitch/roll 3,7 rad

Características del enlace:� D/L: 5 kbps (capacidad por día 650 kB)� U/L: 4 kbps (capacidad por día 100 kB)

SERVICIOS SEGMENTO TERRENO:

Estación de control INTADistribución de datos científicos

OPTOS II: SERVICIOS

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ESQUEMA DE FINANCIACIESQUEMA DE FINANCIACIÓÓNN

PNE/CDTI

DESARROLLOCU

25 % COSTE PLATAFORMA

ENTIDAD CU 1

ENTIDAD CU 2

ENTIDAD CU 3

ENTIDAD CU 4

INTA

OPERACIÓN COMERCIAL

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CONCLUSIONES

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OPTOS ES EL CUBESAT MÁS AVANZADO A NIVEL MUNDIAL

OBJETIVO: MANTENER EL LIDERAZGO EN PICOSATÉLITES

PRESENTADO PLAN ESTRATÉGICO A 4 AÑOS

COSTE PLATAFORMA RECURRENTE: 1 M�

OPORTUNIDAD DE VUELO A BAJO COSTE PERMITE ASUMIR RIESGOS

INVITACIÓN A PARTICIPAR EN MISIONES CON LANZAMIENTOS MÚLTIPLES

CONCLUSIONES

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CONCLUSIONES: LAS CIFRASCONCLUSIONES: LAS CIFRAS

¡¡4 CU!!

¡¡<1,5M€!!

¡¡3,5 KG!!

¡¡1-2 AÑOS!!LÍNEA

PICOSATÉLITESDEL INTA

PROGRAMASNANO y MICROSAT

Manuel ANGULO JEREZResponsable de los programas Nano y Microsatélites

Dto. de Programas Espaciales y Ciencias del Espacio

Subdirección General de I+P

25 Nov 09

Misiones NanoSat

Segmento Terreno

Programa MicroSat

Satélites similares

Mision INTA SAT-1

Conclusiones

Contenido :

Nov 1974 Dic 2004 Jul 2009

Mar 1997 ¿ 2012 ?

25 Nov 09

NANO, MICRO y MINISATÉLITES ESPAÑOLES

1990 1995 2000 2005 2010 2015

200-

150-

100-

50-

10-

Mas

a(K

g)

Lanzamiento

INTASATNov 1974 Delta-USA

MINISAT-01Mar 1997, Pegaso

Islas Canarias

Nanosat-1Dic 04, Ariane-5

INTA SAT-1 2012- TBD

UPMSATSep 1995Ariane-4

Desarrollo Operación

1990

Nanosat-2A2013- TBD

190 Kg

Abr 2002

25 Kg

40 Kg

19 Kg

Oct 1976

100-150 Kg

23 Kg

Periodo de inactividad(12 años)

90 Kg

20-40 Kg

Nanosat-1BJul 09, Dnepr

2006

1997

1988 Fase-0 Propuesta

SantaMaría a NASA

DEIMOS-1Jul 09, Dnepr

Aplicación de recogida de datos de estaciones científicas actuales o futuras, repartidas por todo el planeta

Demostración en órbita de experimentos tecnológicos en el campo de los nanosensores => Ampliable a otros campos tamaño “MICRO” o suficientemente “pequeños” que cumpla las limitaciones de tamaño, potencia y canales TM disponibles en la plataforma tipo Nano-01

Adquirir (CONTINUAR) en el INTA el Know how para el desarrollo de una nueva generación de nano y microsatélites

Desarrollo modular por subsistemas, que permita la reutilización de los diseños de las unidades y flexibilidad de configuración geométrica para futuras misiones

Capacidad de inyección orbital para cualquier inclinación

OBJETIVOS DEL PROGRAMA (NANOSAT-1 y 1B)

OK

OK

OK

OK

OK

Nano-1B

Vida: Diseñado para 3 años (posible más de 6 años)

Órbita: LEO 663-658 Km Heliosíncrona, i= 98,21º T= 98’

Misión: Comunicaciones diferidas en banda UHF

Experimentos: Micro-Nanotecnología (INTA y CSIC)

Desarrollo : INTA, colab. ADTelecom, UAH, EUITA, TTI

Dimensiones: 44 cm entre caras hex. y 47 cm de alto

Masa Sat. : 19 Kg con estructura de Aluminio 6082

Unidades: OBDH, PDU, Rx-Tx UHF, Sensores, y RFH, con diseño modular (166 x 106 mm) y 6 Kg de masa

Paneles: 14 de 32 células de GaAs/Ge con 23 W (fabricación INTA, integr. Galileo Aviónica - Italia)

Baterías : 2 de Ión Litio (AEA- UK) 25 V y 5,5 Ah

OBDH : Motorola 68332, 512 MB EEPROM, 2 MB RAM

ACS : Espín a 4 rpm perpendicular al plano orbital, con 3 bobinas magnetopares, 2 grupos de sensores solares, y un sensor triaxial de Magnetorresistencia

TM-TC: 18 Kbps en 387,1 Mhz, 2,3 W de RF, TC 400 Mhz

AIT: Diseñado, Integrado y calificado en el INTA

NANOSAT-1 18 Dic. 2004 19 Kg

MISIÓN EN ÓRBITA

MODULAR DESIGN WITH BACK PANEL

PDU-EQM UNIT

Li-ion EQM BATTERIES

QM Solar Panel

PDU-PFM Converters

AIT: QM Units inter-connected at TVC Tests

Pasajeros ASAP en el V-165 (18 Dec. 04)

PARASOL(CNES)

NANOSAT-1(INTA)

4 ESSAIM (DGA- EADS

Astrium)

COMUNICACIONES:Se aumenta la potencia de salida del HPA de 2,3 a 4 w (+2,5 dB)Se desarrolla un nuevo Módem basado en FPGA. El enganche se hace por portadora y PLLSe incluye una nueva antena cuadrifilar UHF que mejora la ganancia abordo unos 10 dBEs preciso apuntarla a tierra (5-10º), y por tanto el ACS debe proporcionar este nuevo modo

ACS:Nuevo control en 3-ejes. Se emplean tres sensores solares con un nuevo diseño más preciso de 5 células (1º). Se incluyen tres microsensores experimentales (Vectorsol) de 0,1º. Se adapta la ESS a más canales y se añade un Back panel a la unidad Sensores, para facilitar las conexiones entre pisos y simplificar el cableado. La información se manda al OBDH por SPI

OBDH:Se amplían a 8 los canales disponibles SPI, de los que se utilizan 5: Nuevos Módems UHF y banda-S, I/F con Sensores, LDT (2). Esta tarjeta ocupa el lugar que deja el módem anterior.

ESTRUCTURA:Se ha modificado algo el Polar inferior para acomodar la nueva antena cuadrifilar de UHF.Se ha cambiado ligeramente la bandeja central para dejar sitio a las nuevas baterías y sensores solares.

CAMBIOS INTRODUCIDOS EN EL NANOSAT-1B

NANOSAT-1B FM

Lifetime: Target of 3 years, extended 5-7

Total Mass: 23,9 Kg with Aluminium structure

Unit’s Mass: 12 Kg with modular design (166 x 106 mm)

Mission: Store & Forward in UHF band (400 MHz)

R&D Payload: Proton Sensor, Exp. Magnetic Sensor

Manufacturing : Fully developed at INTA

Battery : New 5,8 Ah 24 V from SAFT- France

Solar Panels : GaAs/Ge by SELEX Galileo Avionica

Communication S/S: Developed AD Telecom - INTA

Launcher: DNEPR in July 09

AIT: Assembled, qualified and fully tested at INTA

Li-ion Battery 5,8 Ah - SAFT GaAs/Ge – SELEX Galileo

MISIÓN EN ÓRBITA

NANOSAT-1B TEST & QUALIFICATION CAMPAIGN

Magnetic Dipole measurement Antennas diagramme Test

3-axis magnetic sensor calibration inside a closed mmetal chamber

Flight Model Vibration TestEMC Test

• Nanosat-1B se lanzó el 29 de Jul. 09 desde Baikonur en un DNEPR.

• El funcionamiento de los S/S es nominal y aún estamos completando las pruebas del ACS.

• Todos los experimentos abordo funcionan correctamente desde el 1 Ago. 09

EVOLUCIÓN DEL PROGRAMA NANOSAT

Nanosat-1B Nanosat-2

COMPARACIÓN CON EL NANOSAT-1B

Nanosat-1B Nanosat-2

Antena de Banda S

Antenas UHF Cuadrifilar y S

4 Series de 11 células de

triple unión de 40x80 mm

450-600 mm

430 mm

420 mm

Ø 540

Nanosat-1B Nanosat-2

4 monopolosUHF

Antena UHF Cuadrifilar

Parte superior del anillo adaptador

al lanzador

Células solares20x40 de AsGa

Conector umbilical

Objetivo de vida: 3 años

Planificación NanoSat-1B

Ene 06

Lanz.Jun 07

29 Jul 09Satélite FM

Delta CDR

18 Dic 07

Dic 06

Nov 05

Jun 09FRR

Fase-E NanoSat-1

Jun 07

2006 20072009

20052008

FASE-E

Rev. requisitos

Desarrollo del nuevo Módem

Fase C - 12 meses Fase D - 24 meses

Fase C & D Nuevos Experimentos

Nov 09

Objetivo de vida: 3- 5 años

5 años

PDRDic 09 Lanz. 2013

Ene 12

Satélite STMDic 10

Fase-E NanoSat-1

Ene 12

Sep 10

Jul 09 Fase-E NanoSat-1 BLanzam.

20092010 2011

Fase-D

Fase A/B - 10 meses

Desarrollo nueva estructura

Fase C - 15 meses

Fase C Exp. – 15 mes.Fase A/B Exp. – 10 meses

Abr 10

Feb 10 STM

Planificación NanoSat-2A

Nuevos requisitos Nano-2

Nov 09

SEGMENTOTERRENO

25 Nov 09

Segmento Terreno25 Nov 09

Antena de banda-S de 2,5 m

Segmento Terreno

Antena 5,5 m banda-S (ampliable a banda-X de 8m)

25 Nov 09

Segmento Terreno

SCC del programa Nano-Microsatélites del INTA

25 Nov 09

Segmento Terreno

Unidades QM del Nanosat-1B conectadas entre si y a un emulador

25 Nov 09

Segmento Terreno

Interfaz de usuario del SW del SCC para Nano-Microsatélites

25 Nov 09

Segmento Terreno

Interfaz de usuario - 2

25 Nov 09

CAMBIOS NANOSAT 1 - NANOSAT 1B

SUBSISTEMA CONFIGURACION RESPONSABLE

Estructura Recurrente. Modificación bandeja central y panel polar inferior INTA

Control Térmico Recurrente INTA

PDU Recurrente. Delta nuevas tensiones (Placa externa Alim.-3) INTA

OBDH Recurrente. Delta interfaz SPI INTA

Comunicaciones Mod. mayores. HPA, Módem (FPGA) Antena media ganancia AD Telecom /INTA

ACS Recurrente con modificación mayor INTA/UCM

Paneles solares Recurrente. Desaparece Panel polar inferior. Mismas células Galileo Aviónica

Baterías Nuevas. SAFT en vez de AEA SAFT/España

S/W de Vuelo Recurrente con modificaciones SRG-UAH

Protocolos Com. Recurrente con modificaciones. Nuevo sistema de adquisición TTI/UAH/INTA

Carga Util Nueva. Sensor Solar, Magnetómetro, Radfet, 2 Torres, TX/RX en Banda S INTA/ UPC-US

Segmento Terreno Recurrente con modificaciones. T/R, Banda S, Protocolos INTA/AD Telecom/TTI

Lanzador Nuevo con DNEPR de Rusia- Ucrania Kosmotras /Yuznoye

25 Nov 09

MISIONES DE REFERENCIA EN

EUROPA

25 Nov 09

2005 - COSMOS-3M con UK-DMC BILSAT,NigeriaSat-1, Larets y Mozhaets

Configuración interna del UK-DMC

25 Nov 09

Satélite Beijing-1

25 Nov 09

2 Antenas banda-X

2 Antenas banda-S (Rx)

Protección del panel solar durante el manejo y transporte

Parte de la CU aún sin

protección de la cubierta MLI

Radiadordel FPA

Satélite Rapideye

25 Nov 09

Orbit LEO (Low Earth Orbit); DEMETER: 710 km, SSOPointing Earth pointing (DEMETER); Sun or inertial pointingStabilization 3 axis; Typical accuracy: coarse mode < 5º; fine mode < 0.1º; stability: < 3'/sTelemetryTelecommand

CCSDS, convolutional and RS codingS-band transmission; useful TM rate: 400 kbit/s; useful TC rate: 20 kbit/s.

Localization Doppler measurement; Accuracy: 1 km (LEO), 10 km (GTO)Data Ground synchronization; onboard accuracy: < 0.5 sPower Steerable sun generator; AsGa solar cells (200 W EOL);

Li Ion battery: 14 Ah; Payload: around 70 W permanentSpacecraft mass Total: 130 kg; Payload weight: 50 kgPropulsion Hydrazine, delta-v: 80 m/s; 4 thrusters 1 NHigh-rate TM data X-band transmitter 16.8 Mbit/s; Memory : 8 Gbit (Flash)GPS TopStar 3000

DEMETER Payload

Plataforma Myriade

PROGRAMA MYRIADE DEL CNES

DEMETER con varios Nano y Micro satélites en Junio 2004 Lanzamiento del DNEPR desde su silo

• Honeycomb structure • Passive thermal control• Body mounted solar panels with GaAs cells• 28 V regulated power bus, 9 Ah Lithium-Ion battery• S-band communication system ( 4kbit/s uplink, 1Mbit/s downlink)• ERC-32 based DHS• S-band small ground station (2,4 m dish)

MISIÓN PROBA-1 DE LA ESA

3-axis stabilised ACNS:

– 4 reaction wheels– 4 magnetotorquers– 2 three-axis magnetometers– 1 Star Tracker with 2 optical heads– 1 Star Tracker as part of Payload Demonstration– 1 GPS with 4 antennas

Lanzado en Oct. 2001

INSTRUMENTOS EN PROBA-1

MISIÓN PROBA-2 DE LA ESAThe spacecraft infrastructure technologies are:• Total mass 130 Kg. 110 w• New type of lithium-ion 16.5 Ah battery• Advanced data and power management system,

containing many new component technologies• Aluminium structural panels and carbon-fibre

skins for the two solar panels• New models of reaction wheels (Dynacom), star

trackers and GPS receivers (Alcatel Bell)• Upgraded telecommand system with a decoder

largely implemented in software

AOCS (100 arc seconds)• Digital Sun-sensor (TNO)• Dual-frequency GPS receiver• Fibre-sensor system for monitoring temperatures

and pressures around the spacecraft• New star-tracker development being test-flown

before use on the BepiColombo mission• Very high precision flux-gate magnetometer • an experimental solar panel with Solar flux

concentrator• Xenon gas propulsion system using resistojet

thrusters and,• Solid-state nitrogen gas generator to pressurise

the propellant tanks• An exploration micro-camera (X-CAM) with

panoramic optics

Lanzado en Nov. 2009 con SMOS

MISIÓN PROBA-2 DE LA ESA

OBDH+ PDU

Kit de propulsión

Antenas de TTC en Banda-S

4 Ruedas de reacción Dynacon

(1,1 Nms y 30 mNm)

2 Sensores estelares DTU

(2” de arco)

Sensor estelar de Galileo (para Bepi-Colombo)

SWAP

LYRA

GPS

MISIÓN TET-1 DE ALEMANIA

MISIÓN TET-1 DE ALEMANIA

PROGRAMAMICROSAT

OBJETIVOS DEL PROGRAMA MICROSAT:

- Realización de un programa de I+D en el campo de los pequeños satélites

- Desarrollo de un Módulo de Servicio (MS) multimisión en la categoría de los microsatélites compatibles con VEGA, SOYUZ-ST y DNEPR (hasta 150 Kg)

- Planteamiento del desarrollo como continuidad del programa Nanosat, con el máximo aprovechamiento de los equipos, inversiones y experiencia adquiridos hasta ahora

- Facilitar el acceso de la comunidad científica nacional a micromisiones queposibilitan la puesta en órbita de experimentos o instrumentos muy interesantes, de forma similar a como se hace en la ESA (programa PROBA) ó en Francia (programa Myriade del CNES)

- Aumentar la capacidad y autonomía de España en la realización, integración y operación de pequeñas misiones espaciales, contando con apoyos puntuales de la industria del sector

1- Masa total: Entre 100 y 150 Kg

2- I/F con el lanzador: Anillo estándar del ASAP-5 (compatible con otros lanzadores)

3- Órbita: Preferiblemente heliosíncrona entre 600 y 700 Km

4- Dimensiones y masa del MS: 60 x 60 x 40 cm y masa en el entorno de los 50-70 Kg

5- Dimensiones de la CU: 60 x 60 x 40-50 cm y masa en el entorno de 60-80 Kg

6- Paneles solares: Fijos ó con apertura lateral con una potencia máxima de 200 w

7- Batería: 18 Ah, 28 V Ion Litio de SAFT

8- Voltaje del bus principal: 28 V (varía con la carga de la batería de 27 a 29 V)

9- Voltajes del Bus secundario: Estabilizadas a +1,5, +3,3 +-5, +-12 V (otras tensiones posibles)

10- TTC: 5 w de RF en banda-S con 2 antenas INTA hemisféricas (2-8 Mbps)

11- Transmisión de datos: 10 w de RF en banda-X con 40-80 Mbps mediante antena dedicada

12- OBDH: Basado en el procesador ERC-32 o sobre FPGA (Leon-2 de la ESA)

13- AOCS: 4 ruedas de reacción, 3 bobinas magnetopares, 1 FSS (0,02º) o bien 1 sensor estelar DTU con 1-2 ópticas (conocimiento hasta 3 segundos de arco), 2 SS de 180º (3º de precisión), 2 SM triaxiales(redundados, con 3º-5º de precisión), y posibilidad de montar propulsión para mantenimiento de la órbita. El SW nominal del ACS se ejecuta en el procesador ERC-32 del OBDH.

CARACTERÍSTICAS DEL MICROSAT

14- I/F eléctricos con la CU: De potencia, con el OBDH, con el AOCS (las ópticas del sensor estelar de 50 x 50 x 57 mm sin bafle conviene montarlas en el módulo de CU).

15- I/F térmicos " “ : El análisis térmico y diseño de radiadores necesarios, debe hacerse de forma independiente a la del MS.

16- I/F mecánico " “ : Todos los instrumentos y equipos de la CU se montan sobre una base plana de 576 x 576 x 20 mm (similar a la CU de Minisat-01, hecha de aluminio aligerado), que se acopla como tapa superior del MS mediante tornillos en los 4 lados de la periferia y la H interna de la estructura primaria del MS.

Los datos generados por los instrumentos de la CU se almacenan en una memoria masiva a bordo (MMU) y se vuelcan al Centro de Control en Banda-S o bien X (depende de la cantidad de datos), durante los pases del satélite por el círculo de cobertura de la estación central. También es posible descargar los datos en otras estaciones de usuario localizadas en otros lugares.

CARACTERÍSTICAS DEL MICROSAT

Definición de Interfaces con la CU

PRIMERA MISIÓN INTA SAT-1de observación de la tierra (I+D):

• Calificación en órbita LEO-SSO de la nueva plataforma• Apuntamiento fino a nadir con capacidad de giros• Paneles solares fijos (+Zs desplegable)• Configuración máxima de capacidades de los S/S• AOCS de 3-ejes incluyendo propulsión

CARGAS ÚTILES:

• CINCLUS: calidad de aguas embalsadas (30 m MS)• MS-WAC: agricultura (300 km, 10 m y 5 bandas MS)• PAU: reflectómetro GPS + radiómetro (evol. SMOS)• CUT Enlace Láser: con la OGS hasta 150 Mbps• CUT Nuevos sensores FSS (0,02º) y ES (0,2º)

MICROSAT MS-WAC T= 98.92 min. V= 6820 m/s 1.48 msAltura órbita 702 Km l/s = 682 t imagen= 23,93 sTamaño de pixel 5 micrasGSD 10 mNúmero F 3,85

NºPixeles

Tamañomm

EscenaKm

Radia-nes

Apert.angular º

Focal Aperturamm

16320 130 163 14,08 13,26 559 120

MICROSAT CINCLUS T=98.92 min. V=6820 m/s 4.40 ms 35 (8)Altura órbita 702 Km l/s = 227 t imagen= 36 sTamaño de pixel 24 micrasGSD 30 mNúmero F 4,68 (120)

NºPixeles

Tamañomm

EscenaKm

Radia-nes

Apert.angular º

Focal Aperturamm

1024 24.58 31 42,74 2.51 562 38,22048 49.15 61 42,74 5,01 562 38,2

Ti=

Ti=

Ttdi=

mm

mm

ms

4096 49,15 123 42,74 10,00 281 38,28192 98.30 246 42,74 19,86 281 38,2

CCD (12 )

CCD (24 )

CCD (5 m)

X2 (en FPA)

X2 (en FPA)

16000 200 160 14,08 13,00 878 120CCD (9 m)

25 Nov 09

30 Km1000

píxeles

30 Km 1000

píxeles

Entrepeñas

Buendía

Distribución de 132 pantanos(tamaño mayor de 10 km)

13

SCC MADRID TTC + TM CU

4 256789

SVALBARDTM CU

30 Km (30 m)

1030 Km

850 Km

840 Km

234 Km (10 m)

320 Km

Pasadas sobre la península

SVM

AOCS S/S

Power S/S

OBDH S/S

Communications S/S

PDU - Power Distribution Unit

OBDH Unit

Li-ion Battery

CAN

CAN

S-band TTC Transceiver

CAN

X-BandTransmitter

CAN

Solar panels

4 TTC antennas

2 X-Band antennas

Star sensor electronicsRS-422

4 Reaction wheels

RS-422

GPS ReceiverCAN

2 Magnetic sensors

2 Solar sensors

3 Coil torquers

3.3, 5 & 12 V 28 V

28 V

28 V

PLM attachments

Launcher I/F

Spacewiredata links

From the star sensor heads

28 V to thePLM

Mass Memory MMU

CPU (ERC-32)

Mass Memory MMU

HPATx - Modem

Rx

Tx

Power controlModem

CAN

Telemetries

Power converters

Power distrib.-1

Power distrib.-2

Service Module block diagram

Spacewireconnections

(several)

RS-422

RS-422RS-422

INTA Sat

RS-422

PLM

Front end electronics

Data at 100 Mbps from the MMU (LVDS SpW)

Stabilized power to the Payloads

TM-TC (SPI)

Head-1 Star sensor

Attachmentsto the SVM

Front end electronics CAN

To the Star sensor electronics

MMUPrimary bus

from the PDU (28 V)

CINCLUS MS camera

Front end electronics

Optics

2 WAC-MS camerasOptics

PAUexperiment

7 Patches antenna

PAU DPU

CINCLUS DPU

WAC-MS DPU

TelemetriesPLM-RTU

PDU-CU

ConvertersPower Distribution

LASERElectronics

Pre-processed data to the MMU

(LVDS SpW)

Baffles

PointingMirror

Laser beam

Head-2 Star sensor

Panelessolares

desmontables(+Ys, -Ys, +Zs)

Paneleslaterales del MS abatibles

Panel solarsuperior +Zs

Fácil acceso a todos los

equipos del MS ya integrados

Posibles aberturas en paneles (no

soportandirectamente

otros equipos)

Panel solar trasero -Xs

Módulo de Servicio

integrado por separado

Base de la CU

Antenasmontadas sobre

los paneles laterales de la

estructura

DESPIECE DEL MICROSAT

Módulo de CU integrado por

separado (altura variable)

P TSC-695

FM – EEPROM memories with

EDAC(not mounted)

ATMEL SRAM memories with

EDACRS-422, CAN & power

connector

EM – EEPROM memories (in

plastic only for development)

Actel RTAX 250 FPGA for FM

CPU

Backpanel

MMU

DPU

OBDH Box

CAN Bus

9 pin Sub-D Connector

User I/F Connector (64 pin)

Digital I/O

Analogical signal (mux)

3,3 & 1,5 V

100 mm

79 mm

Serial comm.

Nuevo Transceptor de banda-S:

• Lanzado en Nanosat-1B

• Permite redundancia a nivelsistema con el transceptor UHF

• Redundado en frío

• 100-200 Kbps TM-TC

• 1- 2 Mbps TM-CU Media vel.

• Hasta 8 Mbps TM-CU Alta vel.

Plano focal y CCDs

2 Antenas de banda-X

CINCLUS

2 Sensores estelares (±Ys)

Módulo de CU (PLM)

Módulo de Servicio (SVM)

Anillo de separación (-Zs)

-Ys (Velocidad)

4 Paneles solares con células de triple unión de

40x80 mm(±Ys, -Xs, +Zs)

+Zs (perpendicular al plano orbital)

+Xs (tierra)

CámarasMS-WAC

3 Sensores FSS(±Ys, -Xs)

2 Antenas de banda-S

Antena PAU

Panel solar desplegable

3 Sensores solares SS (±Ys, -Xs)Antena de

banda-SAntenade GPS

Panel +Zsdesplegable

Cara cenit

Satélite visto desde el sol al pasar por España

VELOCIDAD

Refuerzos delanteros)

2 Antenas de banda-X

2 Antenas de banda-S

Bafle del Sensor estelar

Paneldelantero CU

Unidades del SVM (vista +Xs, +Ys)

Base de la CU

UnidadPDU

Ruedas de reacciónXs, Ys

UnidadOBDH

Sujecióndelantera de las cámaras

2 HPAs de banda-X

Grupo de 4 girómetros

Unidad Txde banda-X

Refuerzo trasero

Rx-Tx de banda-S

Batería Ión-Li28 V 18 Ah

UnidadPDU

Basedel MS

Electrónica del Sensor estelarPaneles en H

Unidades del MS (vista -Xs, -Ys)

UnidadEPAU

Tx de banda-X

UnidadSensores

Rueda XYZ

Depósito de combustible

Filtro de partículas

Válvulasdel S/S de propulsión

Rueda Ys

HPA de banda-X

Rueda Zs

UnidadOBDH

Sujeción de la tobera (2 ejes)

Cara inferior del MS (vista -Zs, Xs)

Pirotécnicos del anillo de separación

Sujeción del conectorumbilical

Tobera resistojet

(SSTL)

• La misión INTA Sat-1 ha sido pre-seleccionada por la ESA para volar en el primer vuelo nominal de VEGA (VERTA-1) en 2012

• Se lanzarán 3 satélites:- Prisma (Italia)- Otro microsatélite (TBD)- INTA Sat-1

• Las negociaciones con ESA y Arianespacecomenzarán a principios del 2010

• Se inyectarán en dos órbitas SSO 10:30 LTAN diferentes: 700 y 800 Km

INTA Sat-1

Volumen disponible (1400 Kg 700 km SSO)

Acomodación de dos microsatélites

en VERTA-1

Objetivo de vida: 3 años

Planificación NanoSat-1B

Oct 05 Oct 06

Dic 07

PDRPresentación CDR

Ene 06

Lanz.Jun 07

29 Jul 09Satélite FM

Delta CDR

Nov 05 MS-STM

Fase C CU - 12 m

CU-QM

18 Dic 07

Planificación MicroSat

Nov 06

Dic 06

Nov 05

Jun 09FRR

Mar 08

Fase-E NanoSat-1

Jun 07

CDRMisión INTA SAT-1 PDR

2006 20072009

20052008

FASE-E

Rev. requisitos

Fase A - 12 meses

Desarrollo del nuevo Módem

Fase C MS- 20 meses

Fase C - 12 meses

Programa Tecnológico (Comun., OBDH, ACS….)

Fase A-B CU 10 meses

Fase B MS -> 15 meses

Fase D - 24 meses

Fase C & D Nuevos Experimentos

Objetivo de vida: 3- 5 años

5 años

Feb 10

PDR

FRR

Dic 09 Lanz. 2013

Ene 12

Satélite STM

MS-QM

CU-FM

Fase C - 18 meses

Fecha 30 Oct 09

Dic 10 Ene 12

Fase-E NanoSat-1

Sep 10

CDRs-CCUUTRR

Jul 09 Fase-E NanoSat-1 BLanzam.

20092010 2011

Fase-D

CDR MSMS-STM

Fase A/B - 10 meses

Fase C CU 10 meses

Desarrollo nueva estructura

Fase C - 15 meses

Fase C Exp. – 15 mes.

MS-FM

Mar 10 Jul 11

Feb 10

Fase A/B Exp. – 10 meses

Abr 10

Feb 10

CU-EQM

STM

Planificación NanoSat-2A

Nuevos requisitos Nano-2

Planificación INTA SAT-1

Fase D CU - 14 meses

Fase D MS - 18 meses

Oct 11

CONCLUSIONES

Después del lanzamiento del Minisat-01 en 1997 se puso en marcha el programainterno NanoSat de hasta 20 Kg de masa con recursos propios del Instituto, aprovechando el conocimiento y experiencia adquiridos hasta entonces. La planificación objetivo es un lanzamiento cada 4 años (hasta ahora OK).

Las misiones Nanosat-1 y 1B están en órbita funcionando correctamente. El Nanosat-2A de 2ª generación no tienen aún asignada una misión concreta o nuevos experimentos.

Los Nanosat-2 tienen una nueva estructura cuadrada con H interior similar a la del MicroSat, y hacen uso recurrente de casi todos los S/S utilizados en los 1A y 1B, además de nuevos equipos más potentes.

Las prestaciones disponibles permiten concebir misiones muy avanzadas (ACS de 3-ejes, OBDH con León-2, transmisión hasta 8 Mbps en banda-S, etc.) .

La separación en dos módulos diferentes (PLM y SVM), y el uso extensivo de losbuses de datos más utilizados, permiten una modularidad muy elevada.

CONCLUSIONES

A principios de 2006 se puso en marcha el programa MicroSat de 100 – 150 Kg como un paso más, siguiendo los mismos principios y reglas de desarrollo queen Nanosat, aprovechando el conocimiento y experiencia adquiridos. La planificación actual permitiría un 1er lanzamiento en 2012.

En estos momentos estamos finalizando la Fase-C, con una previsión para losdiferentes CDR durante la 1ª mitad del 2010,y que darán paso a la Fase D.

La primera misión MicroSat llevará: una cámara CINCLUS con 4 bandasestrechas multiespectrales con TDI, que tratará de observar y analizar la calidadde las aguas interiores españolas; Dos cámaras multiespectrales de media resolución con 10 m de GSD, gran campo angular y 5 canales; PAU es otrainteresante CU de la UPC que consta de un radiómetro y un reflectómetro GPS para estudiar el estado superficial del mar y registrar su salinidad.

Además se piensan volar otras CUT de I+D interesantes, para verificar en órbitanuevas ideas y aplicaciones. El planteamiento para todas las CCUU es que debenfinanciarse totalmente con presupuesto de otros organismos .

MUCHASGRACIAS POR LA ATENCIÓN