SumbandilaSat (anteriormente ZASAT-002 , designación AMSAT SO-67 [2] ), es un micro satélite sudafricano de observación de la tierra , lanzado el 17 de septiembre de 2009 en un vehículo de lanzamiento Soyuz-2 desde el cosmódromo de Baikonur . [3] La primera parte del nombre, Sumbandila, proviene del idioma Venda y significa "guiar el camino".
Tipo de misión | Tecnología |
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Operador | Universidad de Stellenbosch |
ID COSPAR | 2009-049F |
SATCAT no. | 35870 |
Duración de la misión | 3 años (planeado) |
Propiedades de la nave espacial | |
Fabricante | SunSpace - contratista principal |
Masa de lanzamiento | 81 kilogramos (179 lb) |
Inicio de la misión | |
Fecha de lanzamiento | 17 de septiembre de 2009, 15:55:07 UTC |
Cohete | Soyuz-2-1b / Fregat |
Sitio de lanzamiento | Baikonur 31/6 |
Fin de la misión | |
Desactivado | Junio de 2011 |
Parámetros orbitales | |
Sistema de referencia | Geocéntrico |
Régimen | Tierra baja |
Altitud del perigeo | 456 kilómetros (283 millas) [1] |
Altitud de apogeo | 461 kilómetros (286 millas) [1] |
Inclinación | 97,15 grados [1] |
Período | 93,63 minutos [1] |
Época | 25 de enero de 2015, 05:27:07 UTC [1] |
La Universidad de Stellenbosch , SunSpace y el CSIR (Consejo de Investigación Científica e Industrial) fueron actores clave en la construcción de SumbandilaSat. El Centro de Aplicaciones Satelitales del CSIR (CSIR-SAC) era responsable de las operaciones, telemetría, seguimiento, control y captura de datos.
SumbandilaSat es parte de un programa espacial sudafricano estrechamente integrado y servirá como herramienta de investigación para investigar la viabilidad de la tecnología espacial asequible. Además, los datos se utilizarán para, entre otros, monitorear y gestionar desastres como inundaciones, derrames de petróleo e incendios en el sur de África.
En junio de 2011, el satélite resultó dañado durante una tormenta solar. El daño provocó que la computadora de a bordo y la cámara dejaran de funcionar. Esto ha provocado que deje de cumplir su objetivo principal y SunSpace, su constructor, lo descartó como una pérdida. [4]
Sitio de lanzamiento
El sitio de lanzamiento en el cosmódromo de Baikonur se conoce como LC-31/6 y se puede encontrar en las siguientes coordenadas:
Especificaciones del satélite
Artículo | Especificación |
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Imager | NER <0,6% con un factor de compensación de movimiento hacia adelante (FMC) de 4: 1 |
MTF operacional:> = 5% sobre el campo completo (excluyendo los efectos de movimiento de la órbita) | |
GSD = 6,25 m @ una altitud de órbita de 500 km | |
Escáner de línea de 6 bandas espectrales (rango visible) | |
Sensor de matriz incluido para fotografías "instantáneas" | |
Cuantización de imagen: 12 bits (datos de cada píxel almacenados como 2 bytes) | |
Modos de imagen | Modo de escaneo predeterminado con FMC = 4: 1 pero el sistema puede funcionar con FMC = 1: 1 con la consiguiente degradación en NER |
En el modo FMC = 4: 1, se pueden obtener imágenes de escenas no contiguas de 45 km x 45 km (máximo 10 escenas en 6 bandas espectrales antes de que se requiera la descarga de datos) | |
En el modo FMC = 1: 1, se puede obtener una imagen de una franja contigua con una franja de 45 km (se puede obtener una imagen de la longitud máxima de la pista de 450 km en 6 bandas espectrales antes de que se requiera la descarga de datos) | |
Almacén de datos de Imager | 24 Gbyte |
Enlace descendente de datos de imagen | Frecuencia prevista que se implantará en la banda S de exploración por satélite |
Margen de enlace: 3 dB a 10 ° (calculado con antena satelital de 0dBi; potencia Tx de 5 W y parámetros SAC GS) | |
Velocidad de datos suficiente para descargar el almacén de datos de imagen completo durante dos pases nocturnos | |
Sin descarga de imágenes en tiempo real (todas las imágenes almacenadas a bordo del satélite) | |
Visor | Enlace descendente en vivo de imágenes de video PAL durante los pases de la estación terrestre TT&C |
Imágenes PAL seleccionables entre B / N (FOV estrecho) y dos cámaras PAL color FOV más anchas | |
Visor de perforación satelital orientable con interfaz de "joystick" | |
El modo de visor se puede interrumpir con los modos de captura de imagen o de escaneo de líneas de imagen al recibir un comando de tierra | |
La dirección de la vista del orificio del visor es la misma que la del generador de imágenes principal | |
Sistema ADCS | El satélite está estabilizado en 3 ejes. |
El rendimiento del sistema es suficiente para mantener la precisión de apuntar para la descarga de imágenes. | |
El rendimiento de ADCS no degradará la calidad de la imagen | |
La vista de perforación del satélite se puede controlar a menos de 3 km en el suelo | |
La implementación prevista del sistema utilizará una combinación de los siguientes actuadores y sensores: sensores de horizonte, sol fino, sol grueso; cámara estrella; magnetómetro (s); giroscopios de fibra óptica; ruedas de reacción y torsión magneto | |
Una maniobra de desplazamiento del satélite desde una posición estabilizada a otra posición estabilizada, a través de un ángulo de 30 °, se puede completar en menos de 1 minuto. | |
Sistema de propulsión | Propelente suficiente incluido para mantener una órbita satisfactoria durante 3 a 4 años |
El sistema demostrará el despliegue de la constelación de la órbita, así como el mantenimiento de la órbita | |
Enlace de comunicación TT&C | Las frecuencias previstas se implementarán en el enlace ascendente VHF comercial y el enlace descendente UHF |
Margen de enlace: 6 dB a 5 ° (calculado con una antena satelital nula de -12dBi; potencia Tx de 5W y ganancia de antena GS de 12dBi) | |
Servicio de limpieza satelital | Un pase TT&C GS por 24 horas será suficiente para monitorear la telemetría y cargar nuevos conjuntos de comandos y SW |
Energía | Fuente de energía: panel solar con capacidad de 65W (EOL) |
La planificación de la misión dictará los requisitos de energía por órbita | |
Experimentos | Se prevén créditos para dos experimentos de 1 kg. |
SU certificará la preparación ambiental espacial de los experimentos a nivel MC antes de la integración | |
Potencia media disponible por experimento: 1,2 W (TBC) | |
Potencia máxima disponible por experimento: 10 W (TBC) | |
Vida útil de la órbita | Diseño de vida útil de 3 años a una altitud de órbita de 500 km (sujeto a la actividad solar media) |
Dada la máxima imprevisibilidad del entorno espacial, la vida operativa puede variar de la vida útil del diseño. |
* Cortesía de SunSpace
Experimentos a bordo
Tiene una serie de cargas útiles experimentales secundarias a bordo: [5]
- Universidad de Stellenbosch : experimento de radiación arquitectónica para dispositivos comerciales listos para usar y un proyecto de radio definido por software .
- Universidad Metropolitana Nelson Mandela - Un experimento de cuerdas vibratorias forzadas.
- Universidad de KwaZulu-Natal - Experimento de radio de muy baja frecuencia (VLF).
- SA AMSAT - 2m / 70 cm de radio aficionado transpondedor , repetidor loro y una baliza de voz. La designación AMSAT de esta carga útil es SO-67
Ver también
- SUNSAT , primer satélite sudafricano
Referencias
- ^ a b c d e "Detalles del satélite SUMBANDILA 2009-049F NORAD 35870" . N2YO. 25 de enero de 2015 . Consultado el 25 de enero de 2015 .
- ^ ANS-294 AMSAT News Service Boletín especial SumbandilaSat designado como SO-67 , AMSAT News Service, boletín ANS-294 de 2009-10-21 (nombrado como OSCAR ), consultado 2009-10-25
- ^ "El satélite SA finalmente despega" . Noticias24 . 18 de agosto de 2009. Archivado desde el original el 22 de septiembre de 2009 .
- ^ http://www.defenceweb.co.za/index.php?option=com_content&view=article&id=22870:sumbandilasat-beyond-repair
- ^ http://www.amsatsa.org.za/index.htm
enlaces externos
- El blog oficial de la misión de SumbandilaSat
- Sitio web oficial de la Universidad Stellenbosch
- Sitio web de SunSpace
- Sitio web CSIR-SAC
- Space.gov.za