OPTOS fue un nanosatélite español diseñado y desarrollado por INTA con el apoyo de la Cooperación Europea para la Normalización del Espacio (ECSS) como demostrador de tecnología de bajo costo . Fue lanzado en 2013 y tenía una vida útil de 3 años. [1]
Tipo de misión | Demostración de tecnología, experimentación científica. |
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Operador | INTA |
ID COSPAR | 2013-066E |
SATCAT no. | 39420 |
Duración de la misión | 3 años |
Propiedades de la nave espacial | |
Fabricante | INTA |
Secado masivo | 3,8 kilogramos |
Dimensiones | 10 cm x 10 cm x 34,5 cm |
Energía | 7,2 W |
Inicio de la misión | |
Fecha de lanzamiento | 21/11/2013 |
Cohete | Dnepr |
Sitio de lanzamiento | Dombarovsky |
Fin de la misión | |
Ultimo contacto | 17/12/2017 |
Carga útil | |
APIS, FIBOS, GMR, ODM | |
Misión
OPTOS se concibió como una plataforma de prueba de las capacidades nacionales para producir un satélite operativo con un tiempo de desarrollo y un presupuesto limitados (alrededor de 1,5 millones de euros ). Estos requisitos pretendían facilitar el acceso al espacio tanto a la comunidad científica española como a la empresa privada. [2] Se prestó especial atención a la seguridad y las pruebas en tierra antes del lanzamiento, por lo que el satélite fue calificado tanto por el ECSS, perteneciente a la ESA , como por el INTA, utilizando su prueba de simulación de misión especialmente diseñada.
Además, el satélite llevó a cabo cuatro experimentos científicos: [3]
- APIS (Sensor de Imagen Pancromático Atermalizado), durante su desarrollo temprano también fue conocido como OPTOCAMERA
- FIBOS (rejillas de fibra de Bragg para detección óptica)
- Sistema GMR (Magneto-Resistencia Gigante), a veces denominado GMR-S (Sensor / Sistema Gigante de Magneto-Resistencia)
- Sistema ODM (OPTOS Dose Monitoring), durante su desarrollo temprano también se conocía como OPTORAD
El satélite también hizo un uso intensivo de tecnologías experimentales para probar su viabilidad en el espacio. [4] Algunos ejemplos son un subsistema OBDH (manejo de datos a bordo) distribuido, un CPLD (dispositivos lógicos programables complejos) y un subsistema de comunicación inalámbrica óptica (OBCom) con una red de área de controlador reducida. Aunque OPTOS tenía una vida útil prevista de 1 año, la mayoría de sus subsistemas permanecieron operativos durante más de 3 años. [5]
Cuerpo
El cuerpo del satélite se conformó apilando tres CubeSats en configuración 3U creando un prisma de base cuadrada de 10 cm x 10 cm x 34,5 cm. [6] Para ahorrar peso, la estructura se compuso de una carcasa de aluminio , proporcionada por Pumkin Inc. y una estructura interna de fibras de carbono desarrollada por INTA, como resultado, el peso final del satélite fue de 3.8 kg poniéndolo en la categoría de picosatélites . Las cuatro caras laterales estaban cubiertas por paneles solares para proporcionar energía mientras estaban en órbita, además, dos de ellos podían desplegar paneles con alas para duplicar su superficie. [7]
Internamente, el satélite contenía varios subsistemas desarrollados por INTA. Algunos de ellos fueron: [8]
Subsistema de determinación y control de actitudes
Este subsistema era responsable de medir y corregir con precisión la posición del satélite en órbita. Su actitud fue determinada por dos sensores TNO Sun conectados a las caras -Y y -Z, compartiendo datos sobre la dirección e intensidad de la luz solar recibida, estos sensores podrían determinar la posición del Sol con un error de hasta 2º . La posición en relación con la Tierra se midió con un magnetómetro fluxgate de 3 ejes que actuaría como una brújula de alta precisión . El dispositivo se basó en un Honeywell Aerospace HMC-1043 muy modificado . Se ubicó un sensor solar adicional en la cara + Z para actuar como un temporizador de vigilancia tanto para las unidades de determinación de actitud como para el experimento APIS.
Los actuadores fueron proporcionados por Astro und Feinwerktechnik Adlershof GmbH y consistieron en un juego de ruedas de reacción . Se ubicaron 5 pares magnéticos adicionales proporcionados por AAC Clyde Space en todos menos uno de los vértices del satélite incrustados en la PCB que pertenece a los paneles solares para ahorrar peso. Toda la unidad de control fue programada por SENER y brindaría libertad de rotación con control continuo del par y la capacidad de estabilizar la aeronave en sus 3 ejes. Además, los magnetorquers también se utilizaron para hacer la transición entre los modos operativos y ayudar a desaturar las ruedas de reacción si fuera necesario. [9]
Subsistema de energía eléctrica
Todos los paneles solares fueron GaAs desplegados en una cadena de 6 celdas de largo y 4 celdas de ancho. En condiciones operativas, proporcionarían 7,2 W de potencia EOL que se almacenarían y utilizarían para alimentar el satélite. Antes de su uso, la electricidad se almacenaba en una batería de iones de litio que a su vez estaba conectada a una placa de regulación de carga , diseñada por AAC Clyde Space, operando como una fuente de alimentación capaz de proporcionar 3-6 V de tensión regulada y hasta 12 V no regulado. Cada subsistema también se conectó a convertidores CC / CC para garantizar niveles de potencia adecuados. [10]
Subsistema de comunicaciones a bordo
El OBCom se basó en gran medida en el sistema OWLS (también desarrollado por INTA y utilizado en satélites anteriores como el Nanosat-01 ). [11] Por lo tanto, empleó rayos infrarrojos difusos para la comunicación interna y un bus principal inalámbrico de la red de área de controlador (CAN) TM / TC. Por defecto, el bus CAN proporcionó dieciséis líneas de salida configurables que podrían usarse como salidas discretas o relojes, tres canales analógicos y una unidad de conversión analógico-digital de 1 bit.
El uso de la comunicación por infrarrojos minimizó el cableado y, por lo tanto, ahorró espacio y peso al tiempo que proporcionaba velocidades de transmisión más altas. Cada subsistema tenía su propio módulo OBCom independiente, basado en dispositivos lógicos programables complejos (CPLD) que trabajaban en un protocolo de comunicaciones CAN corto compatible con todas las naves espaciales de la ESA. Cada emisor consta de dos SFH4205 [12] que trabajan en paralelo, mientras que los receptores son dos fotodiodos TEMD5110 [13] con filtro IR . [14]
Subsistema de manejo de datos a bordo
El subsistema OBDH se encargaba de recopilar y procesar todos los datos recogidos por los diferentes módulos del satélite, por lo que trabajaba estrechamente vinculado al OBCom compartiendo tanto hardware como software manteniendo cierto grado de redundancia en caso de fallo del sistema. Esto permitió un diseño muy compacto (25 mm x 15 mm x 14 mm), ligero (peso total de 8 gramos) y bajo consumo de energía (menos de 50 mW).
El corazón del OBDH era su CPU, que se basaba en la arquitectura MicroBlaze y ofrecía compatibilidad con redes de bus CAN gracias a los protocolos CPLD / FPGA y las interfaces operativas de alto nivel . Estos últimos se pueden clasificar en dos grupos según su funcionamiento:
- Unidad de procesamiento mejorada (EPH): basada en el Xilinx Virtex-II Pro, la EPH proporcionó una interfaz general para los diferentes subsistemas a través del bus CAN y monitorea directamente y contiene el código tanto del ACDS como del TTC. [15] Era capaz de recibir y actuar sobre información de estado directamente desde los módulos (principalmente tramas TM).
- Terminal OBDH distribuido (DOT): similar en funcionamiento al CPLD Cool Runner II, el DOT actuó como una interfaz común entre la CPU y los diferentes experimentos. Además de recibir y almacenar datos, el DOT también fue capaz de transmitir instrucciones y comandos desde el control de tierra a través del módulo de comunicaciones. [dieciséis]
Ambos modos funcionaron simultáneamente para asegurar la integración e interoperabilidad de todos los subsistemas y una velocidad de comunicación adecuada (hasta 125 kbit / s).
Subsistema de control térmico
El TCS solo funciona de forma pasiva y consta de varias cubiertas de aislamiento multicapa y pintura aislante alrededor de los módulos y el marco. Además, cada subsistema tiene su propio termopar que mide su temperatura y la comparte con la unidad central de procesamiento.
Subsistema de comunicaciones de RF
Cerca de la cara cuadrada superior se ubicaron cuatro antenas omnidireccionales monopolares desplegables con polarización circular . Además, el subsistema tenía un transpondedor semidúplex avanzado y un controlador de nodo terminal (TNC). Estos operaban en la banda UHF (435 MHz) [17] y permitían velocidades de enlace ascendente de 4 kbit / s , utilizando subportadora de datos (PM / PBSK), y enlace descendente de 5 kbit / s, utilizando pulsos Manchester (SP-L) modulares entre 3 y 10 kbit / s. [18]
Todo el subsistema fue producido por Thales Alenia Space España SA utilizando protocolos de la ESA como ECSS-E-70-41A para comunicación terrestre, control y telemetría. [19]
Lanzamiento
El satélite fue lanzado el 21 de noviembre de 2013 por ISC Kosmotras [20] desde la base de lanzamiento de Yasny en Dombarovsky , Rusia . El cohete de lanzamiento fue un Dnepr que llevaba treinta y dos satélites (la carga útil principal comprende el DubaiSat-2 y el STSat-3 ). [21] OPTOS se colocó con éxito en una órbita casi circular síncrona con el Sol de 600 km de altitud, una inclinación de 97,8º y una LTDN (hora local en el nodo descendente) de 10:30 horas. [22] [23]
Durante su vida operativa el satélite estuvo supervisado por el INTA desde El Arenosillo hasta el último contacto, realizado el 17 de diciembre de 2017.
Experimentos
Pruebas previas al lanzamiento
Antes de que se completara el satélite, INTA comenzó a desarrollar un proyecto paralelo llamado Mission Simulation Test (MST) con la intención de utilizarlo como campo de pruebas para probar y observar la nave espacial y sus subsistemas. El MST fue capaz de simular diferentes condiciones orbitales como eclipses , interferencias electromagnéticas y pérdidas de señal temporal además de pruebas físicas (vacío, vibraciones, regulación de temperatura ...). Después de su éxito, el MST se desarrolló aún más en el SIMSAR para probar los sistemas SAR desplegados desde el espacio, y se utilizó durante el desarrollo de Paz y SEOSat-Ingenio . [24]
Cuando se completó el prototipo a principios de 2013, se realizaron varias pruebas de carga útil utilizando el MST. Durante esos experimentos, el satélite fue supervisado remotamente por control de tierra por RF en las condiciones de la misión. Estas pruebas resultarían críticas para el éxito de la nave espacial, ya que permitieron descubrir varias deficiencias en el diseño, particularmente la baja eficiencia de los niveles operativos de voltaje y el mal funcionamiento de los reguladores de la fuente de energía. Superar estos defectos resultaría difícil y requeriría correcciones en la configuración de vuelo y el despliegue de los paneles solares, especialmente dada la limitación impuesta por el dispositivo de lanzamiento ISOPOD. [25] [26] Entre las pruebas de carga útil, la integridad del satélite se verificaba de forma rutinaria para asegurar su comportamiento. La última prueba se realizó en el cosmódromo de Yasny justo antes de su integración al cohete. [27]
APIS
El sensor de imagen pancromático atermalizado fue una cámara CMOS desarrollada para estudiar la recopilación de imágenes y la degradación de la lente en el espacio. Esto se lograría tomando varias fotografías de las mismas regiones en condiciones de luz similares y estudiando las diferencias en la calidad y el color de la imagen. El objetivo era refractivo y estaba protegido de la luz parásita por un conjunto de deflectores. Se encargaba de redirigir la luz al plano focal donde, utilizando matrices bidimensionales de fotocélulas basadas en CMOS, produciría las imágenes. Las fotocélulas tenían una resolución máxima de 1,3 megapíxeles (6,7 µm por píxel), sin embargo, cuando se operaba el ROIC (circuito integrado de lectura) a altas velocidades, solo se alcanzaban 0,65 píxeles. El plano focal fue de 4,3 x 3,2 mm. [28]
El APIS estaba atermalizado e inicialmente podía proporcionar imágenes de calidad en un rango de temperatura de ± 20oC. Para mantener el enfoque a diferentes temperaturas ambientales, sus lentes fueron espaciadas y reforzadas con materiales altamente refractarios. Además, la cámara tenía diferentes modos y podía usarse para instantáneas o programarse desde el control de tierra. Su peso total fue de 120 gramos. [29]
FIBOS
Las rejillas de Fiber Bragg para detección óptica fue un dispositivo desarrollado para estudiar el comportamiento y la variación de longitud de onda que experimentan los rayos láser al cruzar las rejillas de Fiber Bragg a diferentes temperaturas. Estas variaciones se tratarían posteriormente en la Unidad de Procesamiento para encontrar una correlación precisa entre la variación de la longitud de onda y la temperatura. Los resultados obtenidos se compararían con los termopares del TCS para evaluar la validez de las medidas. [30] Para minimizar la interferencia, se soldaron dos rejillas en soportes en voladizo de acero en los extremos opuestos del satélite, ambos compartiendo una Unidad de Procesamiento integrada y una fuente de luz. El último es un láser sintonizable en trenza regulado por el control de entrada independiente (DOT). El receptor era un fotodiodo PIN InGaAs (EPM605 desarrollado por JDSU ). [31]
El montaje final fue de 79 mm x 69 mm x 15 mm de tamaño, con una masa total de menos de 120 gy un consumo medio de energía de 1,5 W.
GMR
El sensor de magnetorresistencia gigante era un magnetómetro experimental empleado para medir los flujos magnéticos de la Tierra alrededor de la atmósfera superior. El sistema se basó en el efecto de magnetorresistencia, la variación en la resistencia eléctrica de algunos materiales cuando se aplica un campo magnético direccional. En consecuencia, el dispositivo estaba compuesto por una superposición de capas alternas de materiales ferromagnéticos y amagnéticos que formaban una estructura en sándwich. Además, cada capa ferromagnética se magnetiza originalmente en una dirección opuesta a la siguiente, por lo que en ausencia de un campo magnético externo la resistencia eléctrica de la GMR es muy alta (> 1kOhm). Por el contrario, cuando un campo magnético externo se aplica perpendicularmente, las capas magnetizadas giran en la dirección del campo externo reduciendo su resistencia eléctrica.
El GMR se asignó cerca de los lados del satélite, compartiendo sus circuitos con otros subsistemas para ahorrar peso. Aparte de los experimentos, los materiales que conforman la GMR también fueron probados para uso futuro del espacio.
ODM
El monitorización de dosis OPTOS fue un dosímetro de radiación desarrollado para medir la incidencia de los rayos cósmicos en la atmósfera superior. El sistema tenía dos subconjuntos independientes a bordo cada uno con su propio RadFET capaz de absorber y medir la incidencia de radiación ionizante y partículas radiactivas junto con un termistor responsable de medir la temperatura del ambiente. Los niveles de radiación, junto con la temperatura, se medirían periódicamente cada 10 minutos. Ambos subconjuntos se asignarían en extremos opuestos del satélite para comparar la influencia de la geometría y la posición con el influjo de radiación. [32]
Los datos recopilados se enviarían a la Tierra y se compararían con los valores teóricos obtenidos con los modelos CAD de Geant4 y SHIELDOSE y otras simulaciones de flujo de partículas estándar, como AP8 y AE8. [33] A partir de la comparación, se obtendría un factor de desviación TID (dosis ionizante total) y se aplicaría a misiones futuras. Además, también ayudaría al INTA a adquirir experiencia en la gestión de sensores de radiación.
Ver también
- Nanosat 01
- Nanosat-1B
Referencias
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enlaces externos
- Sitio Oficial INTA (en español)