El Nanosat 01 fue un satélite artificial desarrollado por el Instituto Nacional de Técnica Aeroespacial (INTA) español y lanzado el 18 de diciembre de 2004. Considerado un nano satélite por su peso de menos de 20 kg, su misión principal era el envío de comunicaciones entre puntos lejanos. de la Tierra como la Base Antártica Juan Carlos I de la España peninsular . Esto fue posible debido a su órbita polar y a una altitud de 650 km sobre el nivel del mar. Durante una ejecución operativa, los datos obtenidos en la Antártidase cargaría en el satélite durante su vuelo y luego, se descargaría en España cuando el satélite llegara a la Península Ibérica .
Cuando finalizó su vida útil en 2009, fue reemplazado por el Nanosat-1B , también desarrollado por INTA. [1]
Misión
Nanosat 01 fue un nano satélite de demostración de tecnología de bajo costo . [2] En consecuencia, el principal objetivo era que el INTA se involucrara y se familiarizara con todos los aspectos del desarrollo de la nanotecnología . [3] Teniendo esto en cuenta, el satélite se equipó con nuevos sensores magnéticos y solares, módulos de comunicaciones de almacenamiento y transmisión e instrumentos de navegación y lectura. La mayoría de ellos califican para el espacio de acuerdo con ASIC.
Además, mientras estaba en órbita, el satélite debía realizar cuatro experimentos:
- Demostración de la funcionalidad del nuevo ACS (Subsistema de control de actitud).
- Realización de una serie de lecturas del campo magnético de la Tierra con un nuevo nanosensor Sol-Gel.
- Pruebas en los sensores solares y paneles de alimentación.
- Mantener las comunicaciones entre diferentes puntos de la Tierra mediante el empleo de OWLS (Optical Wireless Links for intra-Satellite).
Cuerpo
El satélite tiene un cuerpo prismático dividido en dos hemisferios, cada uno con su propia base hexagonal y seis lados trapezoidales con una estructura general con forma aproximada de esfera. Casi toda su superficie está cubierta con paneles solares GaAs / Ge para alimentar los diferentes sistemas (17 W de media) que se pegaron a paneles de aluminio anclados a la estructura. Además, también llevaba baterías de iones de litio capaces de proporcionar 4,8 Ah de operaciones de energía sin luz solar directa.
El interior del Nanosat 01 fue accesible separando ambos "hemisferios" unidos por medio de un bus hexagonal central que conecta todos los subsistemas. Estos incluyen: el OBDH (manejo de datos a bordo) que proporcionó todo el control de la nave espacial, la potencia de procesamiento y la interfaz (basado en un microcontrolador DragonBall MC68332 de 4 MB de capacidad de almacenamiento, 8 kB PROM , 512 kB EEPROM , 768 kB de RAM protegida ) , [4] la PDU (Unidad de distribución de energía), las comunicaciones de RF, el ACS (Subsistema de control de actitud) que empleaba células solares y un magnetómetro para determinar la actitud y proporcionar estabilidad de giro. [5]
Para mantener el peso muerto al mínimo, el INTA, en cooperación con la ESA , desarrolló un reemplazo experimental para el cableado tradicional utilizando arreglos de infrarrojos ópticos , conocidos como OWLS, para intercambiar datos entre los diferentes módulos. El peso final del satélite terminó siendo de unos 19 kg con una vida útil proyectada de 3 años que se superó en 2 años su vida operativa.
Comunicaciones RF
El subsistema de comunicaciones de RF empleó 4 antenas omnidireccionales asignadas en la cara superior. Se implementaron dos módems digitales con fines de experimentación; uno usando un solo chip DSP , el otro basado en un diseño ASIC. Las comunicaciones con el exterior se almacenaron y reenviaron mediante banda UHF ( enlace descendente de 387,1 MHz , enlace ascendente de 400 MHz con modulación GMSK y codificación Viterbi ). El acceso terrestre se basó en el protocolo TDMA utilizando Slotted Aloha con una velocidad de descarga de 24 kbit / s. El sistema era capaz de actualizarse automáticamente. [6]
Lanzamiento
El lanzamiento de Nanosat 01 tuvo lugar el 18 de diciembre de 2004 en un cohete Ariane-5 G + (como lanzamiento ASAP "a cuestas") desde el Centro Espacial de Guayana . El lanzamiento involucró múltiples satélites, siendo la carga útil principal Helios-IIA para DGA , junto con 4 microsatélites Essaim (1 a 4), PARASOL y Nanosat 01. [7]
Se colocó en una órbita síncrona con el sol con una altitud media de 661 km, una inclinación de 98,2º y un período de 98 minutos y LTAN (Local Time on Ascending Node) a las 13:00 horas. [8]
Durante su vida activa fue monitoreado por el INTA en su sede de Torrejón de Ardoz .
Experimentos
Subsistema de control de actitud
El ACS fue relativamente simple ya que la construcción del satélite hizo que el control de actitud preciso fuera casi innecesario (los paneles están montados en la superficie de todo el cuerpo y las antenas son omnidireccionales sin ningún otro subsistema que requiera una orientación precisa para lograr sus objetivos). No obstante, usó seis celdas solares, tres motores eléctricos (armados con magneto-bobinas) y un nuevo conjunto de sensores .
El conjunto del sensor fue COTS (Comercial-Fuera del Estante) y miniaturizado debido a la necesidad de mantener el peso lo más bajo posible. [9] Contenía dos unidades de sensores biaxiales, denominados AMR (Resistencia magnética anisotrópica), con dos PCB redundantes equipados con electrónica de proximidad endurecida por radiación y dos células fotoeléctricas. Aunque convencional, esta solución proporcionó una sensibilidad de detección moderada (alrededor de 3 mV / V / G), buena resolución (3 µG) y un rango operativo aceptable para medir el campo geomagnético (0,1 mT - 1 nT). También fue seleccionado para probar sus capacidades durante operaciones espaciales. Compuesto por 4 sensores Honeywell (HMC1201) en configuración cúbica, el AMR era capaz de medir con una resolución de 1 mG consumiendo menos de 2 W y con un peso total de 0,22 kg.
Durante las condiciones de vuelo convencionales, el ACS mantendría el eje de giro perpendicular al plano orbital y en sentido antihorario. Para asegurar una vida útil lo más larga posible, se eligió una velocidad de giro operativa entre 3 y 6 rpm con correcciones a la posición del satélite aplicadas de forma no continua una vez por semana. [10]
Nanosensor magnético de tierra
Como prueba de concepto, INTA diseñó y desarrolló una brújula magnetoóptica basada en el efecto Faraday capaz de medir con precisión el campo magnético de la Tierra. La pieza central del dispositivo era un rotor Sol-Gel Faraday, que constaba de varias varillas de una dispersión de nanopartículas de γ - Fe 2 O 3 (de menos de 15 nm de tamaño) suspendidas en una red de sílice amorfa . Estas varillas se apilaron dentro de una cúpula polarimétrica (a su vez compuesta por varias capas de polarizadores ) responsable de dirigir los haces de luz producidos por un LED hacia las varillas longitudinalmente. Cuando la luz se propagaba dentro de las varillas a lo largo de su eje, el campo magnético creado por las nanopartículas de austenita interactuaría con ella provocando la rotación de los polarizadores. Esta rotación se percibiría como un cambio en la intensidad de la luz medida por cuatro fotodiodos nuevos asignados al extremo de salida de cada barra. Los datos recopilados por los fotodetectores se procesarían luego en el OBDH, que era capaz de proporcionar lecturas precisas (hasta 10 nT ) tanto de la actitud del satélite como del valor del campo geomagnético.
El uso del compuesto sílice / γ-Fe 2 O 3 fue impulsado por la búsqueda de un material capaz de proporcionar buenas propiedades mecánicas con un alto grado de transparencia , alta constante de Verdet y superparamagnetismo para evitar el magnetismo remanente y facilitar la medición de la intensidad. de la luz.
Además, contenía varias bobinas diseñadas para compensar posibles variaciones de la constante Verdet debido a cambios de temperatura o longitud de onda dentro del sensor. Y una fuente de energía estabilizada para el LED. Ambos subsistemas también se utilizaron al calibrar el sensor en pleno vuelo. El dispositivo tenía un diámetro de 20 mm y menos de 5 mm de espesor con un peso total de 200 g con menos de 2 W de consumo de energía.
Su concepción fue el resultado de más de 7 años de investigación conjunta entre el Instituto de Ciencia de Materiales de Madrid (subdivisión ICMM del CSIC ) y el INTA. Se informó que representaba la primera aplicación de una tecnología basada en Sol-Gel en la industria aeroespacial y un importante paso adelante en la miniaturización adicional de los satélites. [11]
Sensores solares
Se pusieron en servicio dos grupos independientes de fotosensores compuestos por celdas de Si y celdas de AsGa / Ge en miniatura para probar su rendimiento y viabilidad en proyectos posteriores y proporcionar un marco coherente sobre la posición del Sol para el estabilizador de espín. Esto último se logró midiendo el voltaje (0-10 V) inducido en las células, ya que era directamente proporcional a la incidencia de la luz solar. Las celdas se distribuyeron estratégicamente en dos grupos de tres a lo largo de los bordes más externos y las señales se contrastaron para dar una ubicación precisa para el Sol (hasta 5º de error de ángulo de nutación ).
Dado que ambos tipos de celda compartían los mismos canales de entrada / salida , no se podían operar simultáneamente, sin embargo, un sistema de acondicionamiento automatizado aseguró que se seleccionaran las mejores celdas en un momento dado.
Enlaces ópticos inalámbricos para intra-satélite
Conocido como OWLS, el sistema de comunicación interna se desarrolló junto con la ESA para probar las posibilidades de las comunicaciones por infrarrojos difusos y la monitorización de BER (Bit Error Rate) en aplicaciones espaciales. De ahí que los principales objetivos fueran realizar demostraciones en órbita para aplicaciones inalámbricas y observar las peculiaridades del entorno de trabajo y su efecto en el sistema. Se informó como el primer uso de esa tecnología en el espacio. [12] [13] El sistema se basó en componentes comerciales muy modificados para adaptarlos a la misión, que se centró en dos experimentos: [14]
Primer experimento
El primero fue proporcionar un enlace confiable entre el OBDH y el ACS, particularmente los sensores magnéticos de Honeywell, por lo que se le dio el nombre en clave OWLS-HNWLL . Combinó la comunicación por infrarrojos con una conexión por cable redundante para comparar resultados cuando las lecturas fueron computadas por la unidad de procesamiento permitiendo, además de evaluar el desempeño de los OWLS, medir la ocurrencia de SETs (Single Event Transients), es decir Fallos momentáneos en el voltaje de salida de un circuito causados por iones que pasan a través de nodos sensibles en el circuito, en los detectores ópticos debido a la incidencia de protones. [15]
El sistema de enlace inalámbrico se construyó en una arquitectura WDMA (Acceso múltiple por división de longitud de onda) . Con el fotodiodo receptor que ofrece un valor de sensibilidad de 700 nW / cm 2 con un área de detección de 25 mm 2 y un ancho de banda de 1,5 MHz. La potencia pico óptica del emisor fue de 15 mW.
Fue diseñado para realizar conversiones V / F (Voltaje-Frecuencia) sobre las lecturas dadas por los sensores y luego, transmitir la información en flujo de pulsos durante un intervalo de tiempo fijo. Su tamaño fue determinado por el valor de la señal. Se agregó una línea adicional para simular un cero en el sensor, dando así, en comparación, el número y la naturaleza de los pulsos resultantes de los SET no deseados que interactúan con el sistema. Esto ayudó a comprender mejor la naturaleza de la radiación ionizante en el espacio y a filtrar la señal recibida. [dieciséis]
Segundo experimento
Conocido como OWLS-BER , el segundo experimento consistió en realizar un enlace de circuito cerrado en un bus SPI perteneciente al OBC. Para lograr esto, se enviaron pulsos de datos desde emisores ópticos hacia las paredes internas del satélite, y la luz difusa fue recolectada por un receptor. Cuando terminó la transmisión, la OBC comparó los datos recibidos con los cálculos de la BER. [ cita requerida ]
Todo el experimento se llevó a cabo en un canal FDMA (acceso múltiple por división de frecuencia) separado (4 MHz), equipado con ASK . También era posible controlar desde tierra y, hasta cierto punto, filtrar interferencias en la velocidad de datos de 100 y 100 kbits / s. [ aclaración necesaria ] [ cita necesaria ]
Ver también
- Nanosat-1B
- Satélite de comunicaciones
Referencias
- ^ "NanoSat-1B - directorio de eoPortal - misiones de satélite" . earth.esa.int . Consultado el 10 de abril de 2020 .
- ^ A. Martinez, I. Arruego, MT Alvarez, J. Barbero, et al., "Demostración de tecnología de nanosatélites", Actas de la 14a Conferencia anual AIAA / USU sobre satélites pequeños, Logan, UT, 21-24 de agosto de 2000 .
- ^ "Otros satélites" . Instituto Nacional de Técnica Aeroespacial .
- ^ "Resumen técnico del microcontrolador modular MC68332 de 32 bits" (PDF) . NXP .
- ^ "Nanosat 01" . space.skyrocket.de . Consultado el 9 de abril de 2020 .
- ^ "NanoSat-1" . EOPortal .
- ^ "Ariane 5 G + | Helios 2A, Essaim-1,2,3,4, PARASOL, Nanosat 01" . nextspaceflight.com . Consultado el 9 de abril de 2020 .
- ^ Jones, Caleb. "Lanzamiento espacial ahora - Ariane 5 G +" . Lanzamiento espacial ahora . Consultado el 10 de abril de 2020 .
- ↑ Marina Diaz-Michelena, Ignacio Arruego, Javier. Martínez Oter, Héctor Guerrero, “Sensor magnético inalámbrico basado en COTS para satélites pequeños”, Transacciones de IEEE sobre sistemas electrónicos y aeroespaciales, vol. 46, No 2, abril de 2010, págs. 542-557
- ^ P. de Vicente y Cuena, MA Jerez, "Attitude Control System for NanoSat-01", Actas del 57º IAC / IAF / IAA (Congreso Astronáutico Internacional), Valencia, España, 2-6 de octubre de 2006.
- ^ M. Zayat, R. Pardo, G. Rosa, RP del Real, M. Díaz-Michelena, I. Arruego, H. Guerrero, D. Levy (2009). "Un dispositivo magnetoóptico basado en Sol-Gel para la misión espacial NANOSAT". Revista de ciencia y tecnología Sol-Gel . 50 (2): 254-259. doi : 10.1007 / s10971-009-1953-y . S2CID 96930242 .CS1 maint: varios nombres: lista de autores ( enlace )
- ^ I. Arruego, MD Michelena, S. Rodríguez, H. Guerrero, “Experimento en órbita de enlaces inalámbricos ópticos intra-satélite a bordo del NanoSat-01,” Comunicaciones de datos inalámbricas a bordo de la nave espacial - Taller de tecnología y aplicaciones ”, 14 de abril - 16, 2003, ESA / ESTEC, Noordwijk, Países Bajos.
- ^ Héctor Guerrero, Ignacio Arruego, Santiago Rodríguez, Maite Alvarez, Juan. J. Jimenez, Jose Torres, Patrice Pelissou, Claude Carron, Inmaculada Hernandez, Patrick Plancke, "Optical Wireless Intra-Spacecraft Communications", Actas de la 6ta Conferencia Internacional sobre Óptica Espacial (ICSO), ESA / ESTEC, Noordwijk, Países Bajos, junio 27 a 30 de 2006 (ESA SP-621, junio de 2006)
- ^ Contrato ESA 16428/02 / NL / EC, Enlaces inalámbricos ópticos para comunicaciones intra-satélite. "Validación de una capa física óptica para comunicaciones de datos en vivo en un contexto óptico" (PDF) . ESA Multimedia .
- ^ Buchner, Stephen y McMorrow, Dale (2005). "Transitorios de evento único en circuitos integrados lineales" (PDF) . NASA .CS1 maint: varios nombres: lista de autores ( enlace )
- ^ Santiago Rodriguez, Ignacio Arruego, Nikos Karafolas, Patrice Pelisou, Francisco Tortosa, Bernard Alison, Maite Alvarez, Victor Apestigue, Joaquin Azcue, Juan Barbero, Claude Carron, Jordi Catalan, Jose Ramon De Mingo, Jose Angel Dominguez, Paloma Gallego, Juan García-Prieto, Juan Jose Jimenez, Demetrio Lopez, Francisco Lopez-Hernandez, Alberto Martin-Ortega, Javier Martinez-Oter, Gerald Mercadier, Francisco Peran, Ayaya Perera, Rafael Perz, Enrique Poves, Jose Rabadan, Manuel Reina, Joaquin Rivas, Helene Rouault, Julio Rufo, Claudia Ruiz de Galaterra, Denis Scheidel, Christophe Theroude, Marco van Uffelen, Jaime Sanchez-Paramo, Errico Armandillo, Patrick Plancke, Hector Guerrero, “Optical Wireless Intra-Spacecraft Communications”, Actas de la 7ma ICSO ( Conferencia Internacional sobre Óptica Espacial) 2008, Toulouse, Francia, 14-17 de octubre de 2008
enlaces externos
- Sitio Oficial INTA (en español)
- Página espacial de Nanosat 01 Gunter.