El Minisat 01 fue un satélite desarrollado en España como un medio para impulsar su programa espacial. El proyecto comenzó en 1990 y fue financiado tanto por la Comisión Interministerial de Ciencia y Tecnología Espaciales (CICYT) como por el Instituto Nacional de Técnica Aeroespacial (INTA), que también fue responsable de la gestión del proyecto. Después de algunos estudios de viabilidad, el satélite entró en la fase de diseño en 1993. Los principales objetivos del programa eran desarrollar un demostrador tecnológico para probar y desarrollar las capacidades del país para producir y gestionar naves espaciales. Para ello, el INTA se asoció con empresas privadas y universidades para adquirir fondos y recursos. No obstante, también se hizo hincapié en mantener los costos al mínimo y garantizar la asequibilidad. [1]
El programa inicial debía incluir al menos cuatro minisatélites (Minisat 1 a 4), pero sólo se puso en órbita el Minisat 01. En 2001 se desarrolló y probó un segundo diseño, el Minisat 02, pero la misión se canceló y el satélite se desmanteló en 2002. [2]
El Minisat 01 fue concebido para realizar observaciones de la Tierra en una órbita baja además de cuatro experimentos científicos diferentes: [3]
Se diseñó una carga útil alternativa, pero no se implementó, que consistía en cuatro experimentos adicionales: GOYA (Observador de estallidos de rayos gamma anhelado por siempre), SIXE (Experimento de rayos X hispano-italiano), DOPA y XRASE. Estos experimentos se proyectarían más tarde para el Minisat 02 antes de que se desechara todo el proyecto. [4]
El satélite fue construido entre CASA , que estuvo a cargo del desarrollo de la plataforma, e INTA, que principalmente ideó las diferentes cargas útiles y la implementación de los experimentos. Se puso un gran énfasis en mantener los costos bajos, por lo que la construcción fue modular (capaz de alojar hasta 300 kg de carga útil), pequeña (aproximadamente 1145 mm x 1005 mm x 1170 mm) y proyectada para tener una vida útil de 4 a 5 años. El cuerpo terminó pesando 195 kg (100 kg de estructura y 95 kg de carga útil) y tenía forma de prisma hexagonal con los experimentos adheridos a las caras superior e inferior mientras que los lados montaron 4 paneles solares AsGa desplegables (de 550 mm x 800 mm de tamaño) capaces cada uno de proporcionar la energía necesaria para hacer funcionar el satélite (alrededor de 50 W). [5]
El núcleo contenía una batería de NiCd y la unidad central de procesamiento y computación a bordo (un microprocesador Intel 80386 modificado ) con 32 Mb de RAM , 512 kb de EEPROM , 2,4 MIPS de rendimiento , 32 MB de almacenamiento de datos y múltiples núcleos redundantes . Una conexión de bus vincula el microprocesador a los experimentos capaz de proporcionar interfaces punto a punto mientras administra el subsistema de control. Esto se dividió en dos unidades básicas: las unidades térmica y cinética. La primera consistía en un revestimiento aislante alrededor del cuerpo con termistores internos y externos para medir la temperatura y calentadores internos activos alrededor de los experimentos y la batería para mantener la temperatura dentro de los rangos operativos. La unidad cinética aseguró que el Minisat 01 mantuviera una posición favorable para maximizar la incidencia de la luz solar en los paneles solares, además de estabilizar la nave espacial en sus 3 ejes. Esta unidad consistía en una combinación de 3 barras de torsión colocadas ortogonalmente entre sí y una rueda de reacción en el plano de giro. Los datos de la posición actual del cuerpo fueron proporcionados por dos sensores solares colocados perpendicularmente y dos magnetómetros biaxiales que, trabajando en cooperación, podían proporcionar información precisa sobre la posición del satélite con hasta ±3º de error . [6]
La comunicación con la Tierra se mantuvo mediante transmisores de RF bidireccionales que operaban en la banda S con una velocidad de enlace descendente de 1 Mbit/s y una velocidad de enlace ascendente de 2 kbit/s.
El S/C fue lanzado desde un Lockheed L-1011-385-1-15 TriStar registrado N140SC [7] estadounidense con un cohete Pegasus-XL desde la Base Aérea de Gando en las Islas Canarias el 21 de abril de 1997. [8] Fue colocado con éxito en una órbita cercana casi circular de 585 km de apoapsis y 566 km de periapsis con una inclinación de 151º (29º retrógrados ) y un período orbital de 96 minutos. [9]
La misión incluyó el lanzamiento de los restos cremados de Gene Roddenberry , [10] Timothy Leary , Gerard K. O'Neill junto con los de otras 21 personas. [11] [12]
Después de cinco años de funcionamiento exitoso, el satélite regresó a la atmósfera el 14 de febrero de 2002.
Durante toda su vida útil fue operado por el INTA, quien monitorizó el satélite desde la Estación de Maspalomas (15º 37' 45" O, 27º 45' 49" N). [13]
Fruto de los esfuerzos conjuntos del INTA y la Universidad de California en Berkeley , este dispositivo debía realizar observaciones espectrográficas de la radiación EUV difusa en el medio interestelar para examinar la composición de la mesosfera . El foco de estas observaciones fueron las líneas de oxígeno y los neutrinos de alta energía (por encima de 10 eV ) y vida media elevada (por encima de 1024 s), cuya presencia puede ser indicativa de materia oscura .
Para lograrlo, el dispositivo empleó dos espectrómetros independientes equipados con banda espectral modulable (entre 350 y 1100 Å), lo que permitió comparar y filtrar las lecturas obtenidas para minimizar los errores sistemáticos causados por la naturaleza ionizante del EUV, asegurando así un mayor grado de precisión. Cada espectrómetro tenía un tamaño de aproximadamente 40x40x13 cm y un peso de 11 kg con una rejilla aguda (8 cm de diámetro, 18 cm de longitud focal con 2460 líneas/mm rayadas holográficamente y fabricada en carburo de silicio / boro ) para proteger los instrumentos de medida. Bajo la rejilla, se ubican los detectores Multi-Channel Plate (MCP) con codificación de cuña y tira, orientados al exterior a través de una lente que les proporciona un campo de visión de 26º x 8º y cuatro posiciones posibles. Estos eran: abierto (transmite todas las longitudes de onda), blindado (bloquea todas las emisiones y permite lecturas de radiación interna), filtro de fluoruro de magnesio (que permite medir la serie espectral Lyman-alfa ) y filtro de aluminio (que bloquea la mayor parte de la radiación Lyman mientras deja pasar la EUV).
El dispositivo fue colocado en un extremo del satélite, orientado en dirección contraria al sol y funcionó de forma continua durante la vida del satélite. [14]
Desarrollado por la Universidad Politécnica de Madrid, el CPLM fue un módulo de experimentación creado para estudiar el comportamiento de fluidos cuando se alojaban en puentes axisimétricos en condiciones de microgravedad . Consistía en una celda de prueba que contenía los puentes de fluidos embebidos entre varios detectores ópticos , que eran capaces de medir cambios en la posición y forma del fluido, y una unidad de control. Esta unidad estaba construida a su vez con un motor , capaz de cambiar la dirección de los puentes y reiniciar el experimento, y un acelerómetro que medía las fuerzas que actuaban sobre el fluido de prueba. El módulo estaba alojado dentro de un contenedor cilíndrico que también contenía la fuente de alimentación , varios sensores de temperatura y presión , y una tarjeta de memoria de respaldo .
Durante su funcionamiento, el puente líquido estaría orientado perpendicularmente al eje z (dirección del Sol al satélite) y se activaría durante 5 minutos una vez a la semana. Como resultado, el satélite giraría ± 0,375 rpm longitudinalmente como consecuencia directa de las aceleraciones aplicadas en el CPLM. [15]
El LEGRI fue desarrollado por un grupo internacional formado por el INTA, el Rutherford Appleton Laboratory (RAL), la Universidad de Valencia y la Universidad de Birmingham . El objetivo principal era construir un prototipo de telescopio de rayos gamma capaz de detectar radiaciones de baja energía (entre 10 y 200 keV) producidas por la dispersión de la radiación gamma emitida por cuerpos celestes como agujeros negros , estrellas binarias o estrellas de neutrones .
El dispositivo debía incorporar tecnología de vanguardia para su tiempo, como los detectores emergentes de HgI2 desarrollados por el Centro de Investigaciones Energéticas y Medioambientales (CIEMAT) capaces de proporcionar lecturas precisas en el rango de energía de operación y un alto grado de resistencia térmica y una muy buena relación eficiencia-peso. Originalmente, 100 de estos detectores formarían la subunidad de detección de LEGRI, pero la naturaleza experimental de esta tecnología hizo que el INTA decidiera mezclar un conjunto de 80 detectores de HgI2 con 20 detectores de CdZnTe , más convencionales y fiables . Esta decisión también les permitió comparar directamente su rendimiento al trabajar en un entorno de 0 g y compartir flujos de FEE y ruido de fondo . Además de la subunidad de detección, LEGRI incorporó una unidad de filtrado formada por un colimador mecánico soportado sobre una placa de tungsteno en forma de panal que se coloca delante de los detectores, una fuente de alimentación de alto voltaje necesaria para alimentar el dispositivo y una unidad de procesamiento que gestiona los datos y proporciona lecturas de actitud continuas en el satélite para facilitar la reconstrucción de imágenes y evitar el ruido de la señal . [16]
Desarrollado por CASA, el ETRV era un mecanismo de regulación de velocidad capaz de desplegar diversos dispositivos como paneles solares, antenas y pruebas. Consistía en un motor eléctrico conectado a un resorte de torsión montado sobre una caja de cambios capaz de regular el movimiento y proporcionar un cierto grado de estabilidad. Para simular cargas útiles , se agregó un pequeño volante al extremo de un brazo de despliegue conectado directamente a la caja de cambios. Para asegurar el posicionamiento correcto del brazo móvil, un interruptor Reed electromagnético mediría el momento , el ángulo de giro y la velocidad del brazo proporcionando correcciones en tiempo real para el sistema y permitiendo una velocidad máxima de despliegue de 180º en aproximadamente 3 minutos.
El control del tiempo durante las diferentes fases de despliegue estaba asegurado por una tuerca pirotécnica , encargada de mantener la integridad del sistema hasta el disparo de una carga pirocinética que señalaría que se cumplían las condiciones para comenzar todo el proceso de colocación. [17]
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