나노삿 01

나노삿 01

마드리드 홈섹에 있는 나노삿 01의 복제품
연산자	ITA
COSPAR	2004-049B
새캣	28493
임무 기간	4년
우주선 속성
제조사	ITA, ESA, CSIC
건질량	19kg
힘	17 W
미션의 시작
출시일자	2004년 12월 18일
로켓	아리안 5 G+
발사장	기아나 우주 센터
궤도 매개변수
고도	656.5km
페리압시스 고도	654.2km
아포랍시스 고도	658.7km
기울기	98.1º
기간	97.7분
페이로드
ACS, 지구 자기 나노센서, 태양 센서, 올빼미

NanoSat 01은 NanoSat-1 또는 NanoSat 01로 쓰여진 인공위성으로서 스페인 국립과학원(INTA)이 개발하여 2004년 12월 18일에 발사하였다. 무게가 20kg도 안 되는 나노 위성으로 여겨지는 그것의 주요 임무는 스페인 본토로부터 후안 카를로스 1세 남극기지 등 지구의 멀리 도달하는 지점들 사이의 통신을 전달하는 것이었다.^[1] 이는 극궤도와 해발 650km의 고도 때문에 가능했다. 작전 수행 중에 남극에서 얻은 데이터는 비행 중에 위성에 업로드되었다가 위성이 이베리아 반도에 도달하면 스페인에서 다운로드된다.

2009년 서비스 수명이 끝나면서 ITA가 개발한 나노삿-1B로 대체됐다.^[2]

미션

나노삿 01은 저비용 기술 실증 나노 위성이었다.^[3] 결과적으로, 주요 목표는 ITA가 나노 기술 개발의 모든 측면에 관여하고 익숙해지는 것이었다.^[4] 그것을 염두에 두고, 위성은 새로운 자석 및 태양 센서, 저장 및 전진 통신 모듈, 항법 및 판독 기구를 갖추고 있었다. 대부분 ASIC에 따라 우주적합성을 한다.

게다가, 궤도에 있는 동안 위성은 다음과 같은 네 가지 실험을 할 예정이었다.

• 새로운 ACS(Attitudity Control Subsystem)의 기능 시연
• 새로운 솔-겔 나노센서로 지구 자기장에 대한 일련의 판독을 수행한다.
• 태양열 센서 및 전원 패널에 대한 테스트
• 위성 내부를 위한 광학 무선 링크(Oplicatic Wireless Links for Satellite)를 사용하여 지구의 서로 다른 지점들 간의 통신을 유지한다.

몸

이 위성은 프리즘으로 된 몸체를 두 개의 반구로 나누었는데, 각각은 육각형 기단과 6개의 사다리꼴 면을 가지고 있으며, 대략 구처럼 생긴 전체적인 구조를 가지고 있다. 위성은 기지마다 최대 반경 540mm로 600mm이다. 구조물에 고정된 알루미늄 패널에 접착된 다른 시스템(평균 17W, 최대 20W)에 동력을 공급하기 위해 거의 모든 표면에 GaAs/Ge 태양광 패널이 덮여 있다. 또한 직사광선 없이도 4.8Ah의 에너지 운용이 가능한 리튬이온 배터리도 탑재했다.

나노삿 01의 내부는 모든 서브시스템들을 연결하는 중앙 육각 버스를 통해 결합되는 두 개의 "히미스피어"를 분리하여 접근할 수 있었다. 이:모든 spacecraft 제어를 제공한 OBDH(On-Board 데이터 처리), 처리 능력 및 인터페이스 등(4MB저장 용량 8우라늄 PROM의 DragonBall MC68332 microcontroller 512우라늄은 사용한, 보호된 RAM768kB에 따라)[5]은 PDU(파워 분포 단위), RF통신, 항공 통제 대대(반응 제어 서브 시스템)은 e.융점자세를 결정하고 회전 안정성을 제공하기 위해 ^[6]태양 전지 및 자력계

사중량을 최소한으로 유지하기 위해, ITA는 ESA와 협력하여, 다른 모듈들 간에 데이터를 교환하기 위해, OULL로 알려진 광 적외선 배선을 이용한 전통적인 배선의 실험적인 대체품을 개발했다. 위성의 최종 중량은 약 19kg으로 예상 사용 수명은 3년이었다. 그러나 대부분의 서브시스템은 4년 동안 작동 상태를 유지했다.

RF 통신

RF 통신 서브시스템은 상단 면에 할당된 4개의 전방향 안테나를 채택했다. 두 개의 디지털 모뎀이 실험 목적으로 구현되었다. 하나는 단일 DSP 칩을 사용하고 다른 하나는 ASIC 설계를 기반으로 한다. 외부와의 통신은 UHF 대역(387.1MHz 다운링크, GMSK 변조 및 Viterbi 인코딩이 있는 400MHz 업링크)을 사용하여 저장 및 전진했다. 그라운드 액세스는 24kbit/s의 다운로드 속도로 슬롯드 알로하(Slotted Aloha)를 이용한 TDMA 프로토콜을 기반으로 했다. 그 시스템은 자급자족할 수 있었다.^[7]

발사하다

나노사트 01의 발사는 2004년 12월 18일 기아나 우주센터에서 아리안-5 G+ 로켓('피기백' ASAP 발사)에서 이루어졌다. 이번 발사는 복수의 위성이 DGA용 헬리오스-IIA와 함께 4개의 에사임 마이크로위성(1~4개), PARASOL, Nanosat 01과 함께 1차 탑재됐다.^[8]

평균 고도 656.5km(perigee 654.2km, apoge 658.7km), 경사 98.1º, 기간 97.7분, 13:00시 LTAN(Local Time on Ascending Node) 및 반주축 7,027km의 태양-동기 궤도에 놓였다. 또한 0.2736m의² RCS를 가지고 있다.^[9][10]

그것의 활동적인 삶 동안 그것은 ITA에 의해 Torrejon de Ardoz 본사에서 감시되었다.

실험

자세 제어 하위 시스템

ACS는 인공위성 구축으로 정밀태도관리가 대부분 불필요해 상대적으로 단순했다(패널은 전신의 표면에 탑재돼 있고 안테나는 목표를 달성하기 위해 정밀한 포인팅이 필요한 다른 서브시스템이 필요 없는 전방위적인 것이다). 그럼에도 불구하고, 그것은 6개의 태양 전지, 3개의 전기 모터, 그리고 완전히 새로운 센서 조립체를 사용했다.

센서 조립체는 COTS(Commercial-of-the-Shelf)로, 무게를 가능한 낮게 유지해야 하기 때문에 소형화되었다.^[11] 여기에는 비등방성 자기저항기(AMR)로 불리는 2개 2개 센서 유닛이 포함됐으며, 방사선 경화 근접 전자장치를 장착한 2개의 중복 PCB와 2개의 광전지가 탑재됐다. 기존 방식으로는 검출 감도가 중간 정도(3mV/V/G 정도), 분해능이 양호(3µG), 지자기장 측정을 위한 허용 작동 범위(0.1mT - 1nT)를 제공했다. 그것은 또한 우주 비행 작전 중 그것의 능력을 시험하기 위해 선택되었다. 입방형 구성으로 4개의 허니웰 센서(HMC1201)로 구성된 AMR은 2W 미만의 2mG를 소비하는 1mG의 분해능과 총 중량이 0.22kg으로 측정할 수 있었다.

전통적인 비행 조건 동안, ACS는 궤도면에 수직으로 시계 반대 방향으로 스핀 축을 유지할 것이다. 가능한 한 오래 사용 수명을 보장하기 위해, 3 - 6rpm 사이의 작동 회전 속도를 선택하고 일주일에 한 번 인공위성의 위치를 지속적으로 수정했다.^[12]

지구 자기 나노센서

개념 증명으로서, INTA는 지구의 자기장을 정확하게 측정할 수 있는 패러데이 효과를 기반으로 한 자기 광학 나침반을 설계하고 개발했다. 이 장치의 중심 피스는 솔-겔 패러데이 로터였으며, 비정형 실리카 격자에 매달린 (-FeO₂₃ 나노입자(크기 15nm 미만)의 분산봉 여러 개로 구성되어 있었다. 이 막대들은 LED에 의해 생성된 광선을 세로방향으로 로드 쪽으로 유도하는 역할을 하는 극지방 돔 안에 쌓였다. 빛이 그들의 축을 따라 막대 안에서 전파되면, 오스테나이트 나노입자에 의해 생성된 자기장이 그것과 상호작용을 하여 편광기의 회전을 유발하게 된다. 이 회전은 각 로드의 끝단에 새로 할당된 네 개의 광다이오드에 의해 측정된 빛의 세기의 변화로 인식될 것이다. 그런 다음 광검출기에 의해 수집된 데이터는 위성의 자세와 지자기장 값에 대한 정확한 판독값(최대 10nT)을 제공할 수 있는 OBDH로 처리된다.

실리카 / --FeO₂₃ 복합체의 사용은 잔여 자력을 피하고 빛의 강도 측정을 용이하게 하기 위해 높은 투명도와 높은 베르데트 상수 및 초파라메틱으로 우수한 기계적 특성을 제공할 수 있는 소재의 탐색에 의해 추진되었다.

또한 센서 내부의 온도나 파장의 변화로 인한 베르데 상수의 가능한 변동을 보정하기 위해 고안된 여러 코일이 포함되어 있었다. 그리고 LED의 안정화된 전원. 센서 중간 비행을 보정할 때도 두 서브시스템이 사용되었다. 이 장치는 직경이 20mm, 두께가 5mm 미만이었으며 총 중량은 200g으로 소비전력이 2W 미만이었다.

그것의 개념은 Ciencia de Materales de Madrid (CSIC의 ICMM 소분할)와 ITA가 7년 이상 공동 연구한 결과였다. 항공우주 산업에서 솔-겔 기반 기술의 첫 적용과 인공위성의 소형화에 있어 중요한 진전인 것으로 보고되었다.^[13]

태양 센서

Si cell과 미니어처 AsGa/Ge cell로 구성된 두 개의 독립된 광센서 그룹이 추가 프로젝트에서 성능과 생존 가능성을 테스트하고 스핀 스태빌라이저에 대한 태양의 위치에 대한 일관된 프레임워크를 제공하기 위해 사용되었다. 후자는 태양 발생에 정비례하므로 세포에서 유도된 전압(0-10V)을 측정하여 달성하였다. 셀은 가장 바깥쪽 가장자리를 따라 3인 2조로 전략적으로 할당되었고 신호는 태양에 대한 정확한 위치(최대 5º 너트 각도 오류)를 제공하도록 대비되었다.

두 종류의 셀은 동일한 입력/출력 채널을 공유했기 때문에 동시에 작동할 수 없었지만, 자동화된 조절 시스템은 주어진 시간에 최상의 셀을 선택하도록 보장했다.

위성 내 광학 무선 링크

부엉이라고 불리는 내부 통신 시스템은 ESA와 함께 개발되어 적외선 통신 확산 및 BER(Bit Error Rate) 모니터링의 가능성을 시험하였다. 따라서 주요 목표는 무선 애플리케이션에 대해 사내 데모를 수행하고 작업 환경의 특성과 시스템에 미치는 영향을 관찰하는 것이었다. 그것은 우주에서 그 기술을 처음으로 사용한 것으로 보고되었다.^[14][15] 이 시스템은 임무에 적응하기 위해 크게 변형된 상업적 요소들을 바탕으로 하고 있었는데,^[16] 이 요소들은 다음과 같은 두 가지 실험에 초점을 맞추고 있었다.

첫 번째 실험

첫 번째는 OBDH와 ACS, 특히 Honeywell 자석 센서 사이에 신뢰할 수 있는 링크를 제공하는 것이었습니다. 그래서 그것은 코드 이름 OBLE-HNWLL이 주어졌다. 처리 장치에 의해 판독값이 계산되었을 때의 결과를 비교하기 위해 적외선 통신을 중복 와이어 연결과 결합하여, OWL의 성능을 평가하는 것 외에, SET(단일 이벤트 과도현상)의 발생을 측정하는 것, 즉 회로의 출력 전압에서 순간적인 결함이 b를 야기시켰다.y 이온은 발생 양자로 인한 광학 검출기의 회로에서 민감한 노드를 통과한다.^[17]

무선 링크 시스템은 WDMA(파장 분할 다중 액세스) 아키텍처로 구축되었다. 수신 광다이오드(photiode)로 감지 면적이 25mm이고² 대역폭이 1.5MHz인 700nW/cm의² 감도 값을 제공한다. 방출기의 광학 피크 출력은 15mW였다.

센서에 의해 주어진 판독치에 대해 V/F(전압-주파수) 변환을 수행한 후 일정한 시간 간격 동안 펄스 스트림에서 정보를 전송하도록 설계되었다. 그것의 크기는 신호 값에 의해 결정되었다. 센서에 0을 시뮬레이션하기 위해 추가 라인을 추가했으며, 그에 비해 시스템과 상호 작용하는 원치 않는 SET에서 발생하는 펄스의 수와 특성을 제공했다. 이는 우주에서 전리방사선의 특성을 더욱 이해하고 수신된 신호를 필터링하는 데 도움이 되었다.^[18]

두 번째 실험

OBL-BER로 알려진 두 번째 실험은 OBC에 속하는 SPI 버스에서 폐쇄 루프 링크를 수행하는 것이었다. 이를 위해 광학발광기에서 위성 내벽을 향해 데이터 펄스를 보내고 수신기가 수집한 확산된 빛을 전송했다. 전송이 끝났을 때, OBC는 수신한 데이터를 BER의 계산과 비교했다.^{[citation needed]}

전체 실험은 ASK가 장착된 분리된 FDMA(주파수 분할 다중 액세스) 지원 채널(4MHz)에서 수행되었다. 또한 지면에서 제어할 수 있었고, 어느 정도까지 필터는 100 kbit/s의 데이터 속도를 방해했다.^{[clarification needed][citation needed]}

참고 항목

• 나노삿-1B
• 통신위성

참조

외부 링크

위키미디어 커먼즈에는 국립과학연구소(Nacional de Técnica Aeroespacy)와 관련된 미디어가 있다.

• ITA 공식 사이트 (스페인어)
• Nanosat 01 Gunter's Space 페이지.