옵토스

옵토스

발사 구성의 위성
미션형	기술 시연, 과학 실험.
연산자	ITA
COSPAR	2013-066E
새캣	39420
임무 기간	3년
우주선 속성
제조사	ITA
건질량	3.8kg
치수	10 x 10 x 34.5cm
힘	7.2 W
미션의 시작
출시일자	2013년 11월 21일
로켓	드네프르
발사장	돔바로프스키
미션 종료
마지막 연락처	2017년 12월 17일
페이로드
아피스, 피보스, GMR, ODM

OPTOS는 ITA가 저비용 기술시범기로서 유럽우주표준화 협력체(ECSS)의 지원을 받아 설계·개발한 스페인의 나노 위성이다. 2013년 출범해 사용연한이 3년이었다.^[1]

미션

OPTOS는 개발 시간과 예산(약 150만 유로)이 제한된 운용 위성을 생산할 수 있는 국가 역량을 시험하는 플랫폼으로 고안됐다. 이러한 요구사항은 스페인 과학계와 민간 기업 모두에 공간 접근을 용이하게 하기 위한 것이었다.^[2] 발사 전 안전과 지상 시험에 각별한 주의를 기울였고, 그 결과 인공위성은 ESA에 속하는 ECSS와 ITA에 의해 목적-구축 미션 시뮬레이션 테스트를 통해 인증되었다.

게다가 위성은 다음과 같은 네 가지 과학실험을 수행했다.^[3]

• 아피스(Athermalized Panchromatic Image Sensor)는 초기 개발 중에 OPTOCAMERA로도 알려져 있다.
• FIBOS(광학 감지를 위한 Fiber Bragg Gratings)
• GMR(Giant Magneto-Resistance) 시스템(GMR-S(Giant Magneto-Resistance Sensor/S)이라고도 함)
• ODM(OPTOS 선량 모니터링) 시스템, 초기 개발 중에 OPTORAD라고도 알려져 있다.

이 위성은 또한 우주에서의 생존 가능성을 시험하기 위해 실험 기술을 많이 사용했다.^[4] 분산형 OBDH(On-Board Data Handling) 서브시스템, 복합 프로그래머블 로직 소자(CPLD) 및 축소된 제어기 영역 네트워크를 사용하는 광학 무선 통신 서브시스템(OBCOM) 등이 그 예다. OPTOS의 사용 예정 수명은 1년이었지만, 대부분의 서브시스템은 3년 이상 작동 상태를 유지했다.^[5]

몸

위성의 본체는 3U의 구성으로 3개의 큐브Sat를 쌓아 정사각형 베이스 프리즘 10 cm x 10 cm x 34.5 cm를 만들었다.^[6] 무게를 절약하기 위해 이 구조물은 쿰킨 사가 제공한 알루미늄 케이스와 ITA가 개발한 내부 탄소 섬유 구조로 구성되었고, 그 결과 위성의 최종 무게는 3.8kg으로 피코사위성 범주에 포함되었다. 네 개의 측면은 태양 전지판으로 덮혀 궤도에 있는 동안 전력을 공급했으며, 그 중 두 개는 날개 달린 전지판을 사용하여 표면을 두 배로 늘릴 수 있었다.^[7]

내부적으로는 ITA가 개발한 서브시스템이 여러 개 들어 있었다. 그 중 일부는 다음과 같았다.^[8]

자세 결정 및 제어 하위 시스템

이 서브시스템은 궤도에 있는 동안 위성의 위치를 정확하게 측정하고 교정하는 역할을 했다. 그 자세는 -Y 및 -Z 표면에 부착된 두 개의 TNO Sun 센서에 의해 결정되며, 수신되는 햇빛의 방향과 강도에 대한 데이터를 공유하며, 이 센서들은 최대 2º의 오차로 태양의 위치를 결정할 수 있다. 지구와 관련된 위치는 고정밀도 나침반 역할을 하는 3축 플럭스게이트 자력계에 의해 측정되었다. 이 장치는 심하게 개조된 Honeywell Aerospace HMC-1043에 기반을 두고 있었다. 태도 결정 장치와 아피스 실험의 감시 타이머 역할을 하기 위해 +Z 면에 태양 센서가 추가로 배치되었다.

액츄에이터는 아스트로 und Feinwerktechnik Adlershof GmbH에 의해 제공되었고 반응 바퀴 세트로 구성되었다.AAC Clyde Space가 제공하는 5개의 추가 자석기는 무게를 줄이기 위해 태양 전지판에 속하는 PCB에 내장된 위성의 정점 중 하나를 제외한 모든 곳에 위치하였다. 전체 제어 장치는 SENER에 의해 프로그래밍되었으며 연속적인 토크 제어와 3축에서 항공기를 안정화할 수 있는 용량으로 회전의 자유를 제공한다. 또한 작동 모드 간 전환 및 필요 시 반응 휠의 불포화 도우미에도 자석 기구를 사용하였다.^[9]

전력 서브시스템

모든 태양 전지 패널은 길이 6셀, 폭 4셀의 끈에 배치된 GaAs였다. 운용 조건에서는 위성에 동력을 공급하기 위해 저장 및 사용되는 7.2 W의 전력 EOL을 제공한다. 사용 전, 전기는 AAC 클라이드 스페이스가 설계한 충전 조절 보드에 직접 연결된 리튬 이온 배터리에 저장되며, 3-6V의 조절된 장력과 최대 12V의 조절되지 않은 전원을 제공할 수 있는 전원 공급 장치로 작동된다. 또한 각 서브시스템은 적절한 전력 수준을 보장하기 위해 DC/DC 컨버터에 연결되었다.^[10]

온보드 통신 하위 시스템

OBCOM은 주로 올빼미 시스템을 기반으로 했다(INTA에 의해 개발되어 Nanosat-01과 같은 초기 위성에 사용되기도 한다).^[11] 따라서 내부 통신을 위해 확산된 적외선 빔과 무선 CAN(Controller Area Network) TM/TC 메인 버스를 사용했다. 기본적으로 CAN 버스는 이산 출력 또는 클럭으로 사용될 수 있는 16개의 구성 가능한 출력 라인, 3개의 아날로그 채널 및 1o비트 아날로그 디지털 변환 유닛을 제공했다.

적외선 통신을 사용하면 배선을 최소화하여 공간과 중량을 절약하는 동시에 전송 속도를 높일 수 있다. 각 서브시스템은 모든 ESA 우주선과 호환되는 짧은 CAN 통신 프로토콜을 기반으로 하는 복잡한 프로그램 가능 논리 장치(CPLD)에 기초한 독자적인 OBCOM 모듈을 가지고 있었다. 각 방출기는 수신기가 두 개의 IR 필터 TEMD5110^[13] 광다이오드인 동안 병렬로 작동하는 두 개의 SFH4205로^[12] 구성된다.^[14]

온보드 데이터 처리 하위 시스템

OBDH 서브시스템은 위성의 서로 다른 모듈에서 수집된 모든 데이터를 수집하고 처리하는 역할을 담당했기 때문에 시스템 장애 시 일정 수준의 중복성을 유지하면서 하드웨어와 소프트웨어를 모두 공유하는 OBCOM과 밀접하게 연동되었다. 이를 통해 매우 콤팩트한 설계(25mm x 15mm x 14mm), 경량(총중량 8g), 저전력 소비(50mW 미만)가 가능했다.

OBDH의 핵심은 마이크로블레이즈 아키텍처를 기반으로 한 CPU였으며 CPLD/FPGA 프로토콜과 고급 운영 인터페이스 덕분에 CAN 버스 네트워크와의 호환성을 제공했다. 후자는 운용에 따라 다음 두 그룹으로 분류할 수 있다.

• EPH(Enhanced Processing Unit): Xilinx Virtex-II Pro에 기초하여, EPH는 CAN 버스를 통해 다른 서브시스템에 대한 일반 인터페이스를 제공하고 ACDS와 TTC의 코드를 직접 모니터링하여 포함하고 있다.^[15] 모듈(주로 TM프레임)으로부터 직접 상태 정보를 수신, 조작할 수 있었다.
• 분산 OBDH 터미널(DOT): CPLD 쿨 러너 II와 작동 방식이 유사하며, DOT는 CPU와 다른 실험들 사이의 공통 인터페이스 역할을 했다. DOT는 데이터 수신과 저장 외에도 지상 제어로부터 명령과 명령을 통신 모듈을 통해 전송할 수 있었다.^[16]

두 모드 모두 모든 서브시스템의 통합 및 상호운용성과 적절한 통신 속도(최대 125 kbit/s)를 보장하기 위해 동시에 작동했다.

열 제어 하위 시스템

TCS는 수동적으로만 작동하며 다중 레이어 단열재와 모듈 및 프레임 주변의 절연 도료를 여러 커버로 구성된다. 또한 각 서브시스템에는 온도를 측정하여 중앙처리장치와 공유하는 자체 열전대가 있다.

RF 통신 하위 시스템

상단 사각면 근처에는 원형 양극화를 가진 전개식 독점형 전방위 안테나 4개가 배치되어 있었다. 또한 서브시스템에는 고급 하프 이중 트랜스폰더와 TNC(Terminal Node Controller)가 있었다. 이들은 UHF 대역(435MHz)^[17]에서 작동했으며 3~10kbit/s 사이의 맨체스터 펄스(SP-L) 모듈을 사용하여 데이터 서브캐리어(PM/PBSK)와 5kbit/s 다운링크를 사용하여 4kbit/s 업링크에서 속도를 허용했다.^[18]

전체 서브시스템은 탈레스 알레니아 스페이스 에스파냐 S.A.가 지상 통신, 제어, 원격측정을 위해 ECSS-E-70-41A와 같은 ESA 프로토콜을 사용하여 생산했다.^[19]

발사하다

이 위성은 2013년 11월 21일 러시아 돔바로프스키의 야스니 발사기지에서 ISC 코스모트라가^[20] 발사했다. 발사 로켓은 32개의 인공위성을 탑재한 드네프르(주탑재하중은 두바이사트-2와 STSAT-3로 구성된다)^[21]이었다. OPTOS는 97.8º의 고도 600km의 태양-동기 근순환 궤도와 10:30시간의 LTDN(내림차단 현지시간)에 성공적으로 투입되었다.^[22][23]

인공위성은 운용 수명 동안 El arrenosillo로부터 INA의 감독을 받았으며, 마지막 접촉까지는 2017년 12월 17일에 이루어졌다.

실험

출시 전 테스트

위성이 완성되기 전에 INTA는 이를 우주선과 그 서브시스템을 시험하고 관측할 수 있는 입증 근거로 삼을 목적으로 미션 시뮬레이션 테스트(MST)라는 병행 프로젝트를 개발하기 시작했다. MST는 물리적 시험(진공, 진동, 온도 조절...) 외에 일식, 전자기 간섭, 시간 신호 손실과 같은 다른 궤도 조건들을 시뮬레이션할 수 있었다. MST는 성공 후 우주에서 배치된 SAR 시스템을 시험하기 위해 SIMSAR로 더욱 발전하여 파즈(Paz)와 서사트-잉게니오(SUSAT-Ingenio)의 개발 중에 사용되었다.^[24]

2013년 초 프로토타입이 완성되었을 때 MST를 사용하여 여러 개의 페이로드 테스트를 수행하였다. 이 실험 동안 위성은 임무 조건 하에서 RF에 의해 지상 제어에 의해 원격으로 감독되었다. 이러한 시험은 설계에서 특히 전압 작동 수준의 낮은 효율과 동력원 조정기의 오작동 등 여러 가지 결함을 발견할 수 있었기 때문에 우주선의 성공에 중요한 것으로 입증될 것이다. 이러한 결함을 극복하려면 특히 ISOPOD 발사장치에 의해 부과되는 한계를 감안할 때 비행 구성과 태양 전지판 전개에 대한 보정이 필요하며 어려운 것으로 판명될 수 있다.^[25][26] 탑재체 시험 사이에 위성의 무결성을 정기적으로 점검하여 그 행동을 확실히 했다. 마지막 시험은 로켓과의 통합 직전에 야스니 우주 비행장에서 수행되었다.^[27]

아피스

Athhermalized Panchromatic Image Sensor는 공간에서의 이미지 수집과 렌즈 성능 저하를 연구하기 위해 개발된 CMOS 카메라였다. 이것은 비슷한 조명 조건에서 같은 지역의 사진을 여러 장 찍어서 이미지 품질과 색상의 차이를 연구함으로써 달성될 예정이었습니다. 목표는 굴절되었고 일련의 배플에 의해 표류된 빛으로부터 보호되었다. 그것은 CMOS 기반 광전지의 입체 배열을 사용하여 이미지를 생성하는 초점 평면으로 빛을 리디렉션하는 역할을 담당했다. 광전지의 최대 해상도는 1.3메가픽셀(픽셀당 6.7µm)이었지만 고속으로 ROIC(Readout Integrated Circuit)를 구동할 때는 0.65픽셀에 불과했다. 초점 평면은 4.3 x 3.2 mm이었다.^[28]

아피스는 피부암을 제거했으며 초기에는 ±20oC의 온도 범위에서 양질의 영상을 제공할 수 있었다. 다양한 환경 온도에서 초점을 유지하기 위해 렌즈에 간격을 두고 높은 내화재로 보강했다. 또한, 카메라는 다른 모드를 가지고 있었고 스냅샷에 사용되거나 지상 제어에서 프로그래밍될 수 있었다. 그것의 총 무게는 120그램이었다.^[29]

피보스

광감지용 섬유 브래그 그라프트는 다른 온도에서 섬유 브래그 그라프트를 건널 때 레이저 빔이 경험하는 행동과 파장 변화를 연구하기 위해 개발된 장치였다. 이러한 변동은 나중에 파장 변동과 온도 사이의 정확한 상관관계를 찾기 위해 프로세싱 유닛에서 처리될 것이다. 얻어진 결과는 측정의 유효성을 평가하기 위해 TCS의 열전대와 비교될 것이다.^[30] 간섭을 최소화하기 위해 위성의 반대쪽 끝에 있는 강철 캔틸레버 지지대에 두 개의 그라프트가 용접되어 통합 처리 장치와 광원을 공유했다. 나중에 독립적 입력 제어(DOT)에 의해 조절되는 소형 튜닝 레이저가 된다. 수신기는 PIN InGaAs 포토다이오드(JDSU가 개발한 EPM605)였다.^[31]

최종 조립은 79mm x 69mm x 15mm 크기로 총 중량이 120g 미만이었고 평균 전력 소비량은 1.5W였다.

GMR

거대 자기저항 센서는 상층 대기 주변의 지구 자속을 측정하기 위해 사용되는 실험 자력계였다. 이 시스템은 방향 자기장이 적용될 때 일부 물질의 전기 저항 변화인 자기저항 효과에 기초했다. 결과적으로 그 장치는 샌드위치 구조를 형성하는 강자성 물질과 자성 물질의 층이 교차하는 중첩으로 구성되었다. 또한 각 강자성층은 원래 반대방향으로 다음방향으로 자화되기 때문에 외부 자기장이 없는 상태에서는 GMR의 전기저항이 매우 높다(>1kOhm). 이와는 대조적으로, 외부 자기장을 수직으로 가하면, 자화된 층들이 외부 자기장의 방향으로 회전하여 전기 저항을 감소시킨다.

GMR은 무게 절감을 위해 다른 서브시스템과 회로를 공유하면서 위성의 측면 근처에 배치되었다. 실험과는 별도로 GMR에 적합한 재료도 향후 공간 사용에 대해 테스트했다.

ODM

OPTOS 선량 모니터링은 상층 대기에서 우주선의 발생률을 측정하기 위해 개발된 방사선 선량계였다. 이 시스템에는 환경 온도 측정을 담당하는 서미스터와 함께 전리방사선과 방사능 입자의 발생률을 흡수 및 측정할 수 있는 자체 RadFET가 각각 있는 두 개의 독립된 온보드 서브 어셈블리가 있었다. 복사 수준은 온도와 함께 10분마다 주기적으로 측정된다. 기하학 및 위치의 영향을 방사선 유입과 비교하기 위해 두 개의 횡단구성요소를 위성의 반대쪽 끝에 할당해야 한다.^[32]

수집된 데이터는 지구로 다시 보내지고 Geant4와 SHILDOSE CAD 모델과 AP8 및 AE8과 같은 기타 표준 입자 유동 시뮬레이션에서 얻은 이론적 값과 비교된다.^[33] 비교를 통해 TID(총 이온화 선량) 편차 인자를 얻어 향후 임무에 적용할 수 있다. 게다가, 그것은 또한 방사선 센서를 관리할 때 INTA가 전문성을 쌓는 데 도움이 될 것이다.

참고 항목

• 나노삿 01
• 나노삿-1B

참조

외부 링크

• ITA 공식 사이트 (스페인어)