1
PROGRAMA DE PROGRAMA DE PICOSATPICOSATÉÉLITES DEL INTALITES DEL INTA
CCéésarsar MartMartííneznez FernFernáándezndezINTA 25 INTA 25 noviembrenoviembre de 2009de 2009
2
CONTENIDOSCONTENIDOS
� Estándar cubeSAT
� Proyecto OPTOS
� Proyecto XATCOBEO
� Proyecto BRITE (OPTOS 2G)
� Estrategia futura
� OPTOS II: Anuncio de oportunidades
� Conclusiones
3
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)
4
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
5
PROYECTOOPTOS
6
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
7
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
8
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
9
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
10
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
11
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
12
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
13
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)
14
PROYECTOXATCOBEO
15
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
16
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
17
PROYECTOBRITE (OPTOS 2G)
18
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
19
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
20
BRITE (OPTOS 2G): CONFIGURACIBRITE (OPTOS 2G): CONFIGURACIÓÓNN
21
ESTRATEGIA FUTURA
22
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
23
ESTRATEGIA FUTURA: CALENDARIOESTRATEGIA FUTURA: CALENDARIO
Desarrollo Operación
2006 2010 2011 2012 2013 2014
OPTOS
OPTOS II
OPTOS 2G
LANZAMIENTOS MÚLTIPLES
Lanzamiento
24
OPTOS IIANUNCIO DE
OPORTUNIDADES
25
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
26
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
27
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
28
CONCLUSIONES
29
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
30
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
Recommended