El Nanosat 01, a veces escrito como NanoSat-1 o NanoSat 01 , fue un satélite artificial desarrollado por el Instituto Nacional de Técnica Aeroespacial (INTA) español y lanzado el 18 de diciembre de 2004. Considerado un nanosatélite por su peso de menos de 20 kg, [1] su misión principal era retransmitir comunicaciones entre puntos lejanos de la Tierra como la Base Antártica Juan Carlos I desde la España continental . Esto era posible gracias a su órbita polar y altitud de 650 km sobre el nivel del mar. Durante una carrera operativa, los datos obtenidos en la Antártida se cargarían al satélite durante su sobrevuelo y luego se descargarían en España cuando el satélite llegara a la Península Ibérica .
Cuando su vida útil llegó a su fin en 2009, fue reemplazado por el Nanosat-1B , también desarrollado por el INTA. [2]
El Nanosat 01 era un nanosatélite de demostración de tecnología de bajo costo . [3] En consecuencia, el objetivo principal era que el INTA se involucrara y se familiarizara con todos los aspectos del desarrollo de la nanotecnología . [4] Con eso en mente, el satélite fue equipado con nuevos sensores magnéticos y solares, módulos de comunicaciones de almacenamiento y retransmisión e instrumentos de navegación y lectura. La mayoría de ellos aptos para el espacio según ASIC.
Además, durante su estancia en órbita el satélite debía realizar cuatro experimentos:
El satélite tiene un cuerpo prismático dividido en dos hemisferios, cada uno con su base hexagonal y seis lados trapezoidales con una estructura general que tiene forma aproximada de esfera. De base a base el satélite mide 600 mm con un radio máximo de 540 mm. Casi toda su superficie está cubierta con paneles solares GaAs/Ge para alimentar los diferentes sistemas (17 W de media, 20 W como máximo) que estaban pegados a paneles de aluminio anclados a la estructura. Además también llevaba baterías de iones de litio capaces de proporcionar 4,8 Ah de energía en funcionamiento sin luz solar directa.
El interior del Nanosat 01 era accesible separando ambos "hemisferios" unidos mediante un bus hexagonal central que conectaba todos los subsistemas. Entre ellos se encuentran: el OBDH (On-Board Data Handling) que proporcionaba todo el control de la nave, potencia de procesamiento e interconexión (basado en un microcontrolador DragonBall MC68332 de 4 MB de capacidad de almacenamiento, 8 kB PROM , 512 kB EEPROM , 768 kB de RAM protegida ), [5] la PDU (Power Distribution Unit), las comunicaciones RF, el ACS (Attitude Control Subsystem) que empleaba células solares y un magnetómetro para determinar la actitud y proporcionar estabilidad de giro. [6]
Para reducir al mínimo el peso muerto, el INTA, en colaboración con la ESA , desarrolló un sustituto experimental del cableado tradicional mediante conjuntos ópticos infrarrojos , conocidos como OWLS, para intercambiar datos entre los diferentes módulos. El peso final del satélite acabó siendo de unos 19 kg y su vida útil prevista era de 3 años. Sin embargo, la mayoría de sus subsistemas permanecieron operativos durante 4 años.
El subsistema de comunicaciones RF empleó 4 antenas omnidireccionales ubicadas en la cara superior. Se implementaron dos módems digitales para fines experimentales; uno usando un solo chip DSP , el otro basado en un diseño ASIC. Las comunicaciones con el exterior fueron de almacenamiento y retransmisión usando la banda UHF (387,1 MHz de enlace descendente, 400 MHz de enlace ascendente con modulación GMSK y codificación Viterbi ). El acceso terrestre se basó en el protocolo TDMA usando Slotted Aloha con una velocidad de descarga de 24 kbit/s. El sistema era capaz de autoactualizarse. [7]
El lanzamiento del Nanosat 01 tuvo lugar el 18 de diciembre de 2004 a bordo de un cohete Ariane-5 G+ (como lanzamiento ASAP "piggy-back") desde el Centro Espacial de Guayana . El lanzamiento implicó varios satélites, siendo la carga útil principal el Helios-IIA para la DGA , junto con 4 microsatélites Essaim (1 a 4), PARASOL y el Nanosat 01. [8]
Se encuentra en una órbita heliosincrónica con una altitud media de 656,5 km (654,2 km de perigeo y 658,7 km de apogeo), una inclinación de 98,1º y un periodo de 97,7 minutos, LTAN (Hora Local en el Nodo Ascendente) a las 13:00 horas y un semieje mayor de 7.027 km. Además, tiene una RCS de 0,2736 m 2 . [9] [10]
Durante su vida activa fue vigilado por el INTA en su sede de Torrejón de Ardoz .
El ACS era relativamente simple, ya que la construcción del satélite hacía innecesario en gran medida el control preciso de la actitud (los paneles están montados en la superficie de todo el cuerpo y las antenas son omnidireccionales, sin que ningún otro subsistema requiera una orientación precisa para alcanzar sus objetivos). No obstante, utilizaba seis células solares, tres motores eléctricos (armados con bobinas magnéticas) y un conjunto de sensores completamente nuevo .
El conjunto de sensores era COTS (Commercial-off-the-Shelf) y miniaturizado debido a la necesidad de mantener el peso lo más bajo posible. [11] Contenía dos unidades de sensores biaxiales, denominadas AMR (Anisotropic Magnetic Resistor), con dos PCB redundantes equipadas con electrónica de proximidad endurecida por radiación y dos células fotoeléctricas. Aunque convencional, esta solución proporcionó una sensibilidad de detección moderada (alrededor de 3 mV/V/G), buena resolución (3 μG) y un rango operativo aceptable para medir el campo geomagnético (0,1 mT - 1 nT). También fue seleccionado para probar sus capacidades durante operaciones espaciales. Compuesto por 4 sensores Honeywell (HMC1201) en configuración cúbica, el AMR fue capaz de medir con una resolución de 1 mG consumiendo menos de 2 W y con un peso total de 0,22 kg.
En condiciones de vuelo convencionales, el ACS mantendría el eje de giro perpendicular al plano orbital y en sentido antihorario. Para garantizar una vida útil lo más larga posible, se eligió una velocidad de giro operativa de entre 3 y 6 rpm con correcciones a la posición del satélite aplicadas de forma no continua una vez a la semana. [12]
Como prueba de concepto, el INTA diseñó y desarrolló una brújula magneto-óptica basada en el efecto Faraday capaz de medir con precisión el campo magnético de la Tierra. La pieza central del dispositivo era un rotor Faraday Sol-Gel, compuesto por varias barras de una dispersión de nanopartículas γ - Fe 2 O 3 (de tamaño inferior a 15 nm) suspendidas en una red amorfa de sílice . Estas barras estaban apiladas dentro de una cúpula polarimétrica (que a su vez está compuesta por varias capas de polarizadores ) encargada de dirigir los rayos de luz producidos por un LED hacia las barras en sentido longitudinal. Cuando la luz se propagaba dentro de las barras a lo largo de su eje, el campo magnético creado por las nanopartículas de austenita interactuaba con él provocando la rotación de los polarizadores. Esta rotación se percibía como un cambio en la intensidad de la luz medida por cuatro fotodiodos asignados al extremo de salida de cada barra. Los datos recogidos por los fotodetectores serían luego procesados en el OBDH, capaz de proporcionar lecturas precisas (hasta 10 nT ) tanto de la actitud del satélite como del valor del campo geomagnético.
El uso del compuesto sílice / γ-Fe 2 O 3 fue impulsado por la búsqueda de un material capaz de proporcionar buenas propiedades mecánicas con un alto grado de transparencia , alta constante de Verdet y superparamagnetismo para evitar el magnetismo remanente y facilitar la medición de la intensidad de la luz.
Además, contenía varias bobinas diseñadas para compensar posibles variaciones de la constante de Verdet debido a cambios de temperatura o longitud de onda en el interior del sensor, y una fuente de alimentación estabilizada para el LED. Ambos subsistemas también se utilizaron al calibrar el sensor en pleno vuelo. El dispositivo tenía un diámetro de 20 mm y menos de 5 mm de espesor con un peso total de 200 g con menos de 2 W de consumo de energía.
Su concepción fue el resultado de más de 7 años de investigación conjunta entre el Instituto de Ciencia de Materiales de Madrid (subdivisión ICMM del CSIC ) y el INTA. Se informó que representó la primera aplicación de una tecnología basada en Sol-Gel en la industria aeroespacial y un importante paso adelante en una mayor miniaturización de los satélites. [13]
Se pusieron en servicio dos grupos independientes de fotosensores compuestos por celdas de Si y celdas miniatura de AsGa/Ge para probar su desempeño y viabilidad en proyectos posteriores y proporcionar un marco consistente sobre la posición del Sol para el estabilizador de espín. Esto último se logró midiendo el voltaje (0-10 V) inducido en las celdas, ya que era directamente proporcional a la incidencia de la luz solar. Las celdas se ubicaron estratégicamente en dos grupos de tres a lo largo de los bordes más externos y las señales se contrastaron para proporcionar una ubicación precisa del Sol (hasta 5º de error de ángulo de nutación ).
Como ambos tipos de células compartían los mismos canales de entrada/salida , no podían funcionar simultáneamente; sin embargo, un sistema de acondicionamiento automatizado garantizaba que se seleccionaran las mejores células en cada momento.
El sistema de comunicación interna, denominado OWLS, fue desarrollado en colaboración con la ESA para probar las posibilidades de las comunicaciones por infrarrojos difusos y la monitorización de la tasa de error de bits (BER) en aplicaciones espaciales. Por tanto, los principales objetivos eran realizar demostraciones en órbita de aplicaciones inalámbricas y observar las peculiaridades del entorno de trabajo y su efecto en el sistema. Se informó de que se trataba del primer uso de esa tecnología en el espacio. [14] [15] El sistema se basaba en componentes comerciales muy modificados para adaptarlos a la misión, que se centraba en dos experimentos: [16]
El primero fue proporcionar un enlace fiable entre el OBDH y el ACS, en particular los sensores magnéticos de Honeywell por lo que se le dio el nombre en código OWLS-HNWLL . Combinaba la comunicación por infrarrojos con una conexión por cable redundante para poder comparar los resultados cuando las lecturas eran calculadas por la unidad de procesamiento permitiendo, además de evaluar el rendimiento del OWLS, medir la ocurrencia de SETs (Single Event Transients), es decir, fallos momentáneos en la tensión de salida de un circuito causados por iones que pasan a través de nodos sensibles en el circuito, en los detectores ópticos debido a la incidencia de protones. [17]
El sistema de enlace inalámbrico se construyó en una arquitectura WDMA (Acceso Múltiple por División de Longitud de Onda) . El fotodiodo receptor ofrece un valor de sensibilidad de 700 nW/cm 2 con un área de detección de 25 mm 2 y un ancho de banda de 1,5 MHz. La potencia pico óptica del emisor fue de 15 mW.
Fue diseñado para realizar conversiones V/F (Voltaje-Frecuencia) sobre las lecturas dadas por los sensores y luego, transmitir la información en un flujo de pulsos durante un intervalo de tiempo fijo. Su tamaño fue determinado por el valor de la señal. Se agregó una línea adicional para simular un cero en el sensor, dando así, por comparación, el número y la naturaleza de los pulsos resultantes de SETs no deseados que interactúan con el sistema. Esto ayudó a comprender mejor la naturaleza de la radiación ionizante en el espacio y a filtrar la señal recibida. [18]
El segundo experimento, conocido como OWLS-BER , consistió en realizar un enlace de bucle cerrado en un bus SPI perteneciente al OBC. Para lograrlo, se enviaron pulsos de datos desde emisores ópticos hacia las paredes internas del satélite, y la luz difusa fue recogida por un receptor. Al finalizar la transmisión, el OBC comparó los datos recibidos con los cálculos del BER. [ cita requerida ]
Todo el experimento se llevó a cabo en un canal separado con capacidad FDMA (acceso múltiple por división de frecuencia) (4 MHz), equipado con ASK . También fue posible controlar desde tierra y, hasta cierto punto, los filtros interfieren en la velocidad de datos de 100 y 100 kbit/s. [ aclaración necesaria ] [ cita necesaria ]
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