Filosofía de concepción

SATEDU ha sido concebido tomando en cuenta varios objetivos.

El primero es educativo : una gran parte del estudio, por ejemplo la estructura, solo se puede hacer juntando lo necesario de competencias y tiempo.

El segundo es de tener un meta razonablemente sencilla de alcanzar.

El tercero es de un diseño ligero y flexible con un sistema de modules.

El cuarto es de una estructura capaz de adaptarse al máximo número de cohetes posibles, asegurando una cierta "comodidad" para la electrónica de bordo en todas la orbitas bajas posibles entre 400 y 1000km de altitud.

El quinto es un acceso más cómodo a las estaciones al suelo ("EasySat"), tanto para el tráfico como para la recepción de los datos de telemetría, numerosos a fines de demostración.

El último es de minimizar los requisitos para las estaciones de control al concebir un satélite capaz de resolver por su mismo, automáticamente o gracias a la mecánica espacial, una situación problemática. En todos los casos, en caso de perdida de control, una configuración estable y utilizable de la carga útil estará puesta en servicio para aprovechar de lo que se puede.

La estructura

Es la red de escuelas POLYMECA incluyendo, para este proyecto, el CESTI de St-Ouen, la ENSMA de Poitiers y la ENSMM de Bensançon, quien ha sido elegido para el diseño de la estructura y los estudios térmicos.

Estas escuelas tienen la ventaja de tener una buena experiencia del trabajo de colaboración y por lo tanto de numerosos proyectos en cooperación con la industria. Así era posible tener un diseño bueno lo cual integra todos los aspectos necesarios a los objetivos y a la ejecución del proyecto.

La estructura fue concebida para poder aceptar cajas de dimensiones idénticas instaladas verticalmente en casillas. En cada casilla puede caber una tarjeta de formato 160x100mm. Sus paredes miden 5mm de espesura y tienen una necesidad doble:

• ofrecen un camino térmico en todas las direcciones,
• combinadas con las paredes de la estructura, dan una atenuación sensible de las radiaciones.

La estructura se presenta con forma de un cubo de 300mm de lado y se compone de una suelda de NIDA de 20mm de espeso sobre la cual se apoyen tres bastidores verticales de aluminio lleno de 8mm de espeso que soportan las cajas y aseguran un camino térmico en todas las direcciones. Sobre estos bastidores se apoyen cuatro soportes que dan rigidez y sirven de medio de fijación a los cincos paneles solares. Dichos paneles no sirven para la rigidez de la estructura lo cual permite un diseño más ligero.

En la suelda se fija un adaptador propio a cada cohete.

La estructura ha sido dimensionada para resistir a las normas de calificación Ariane 5 con un margen de seguridad de 2.

El conjunto así permite, a través su inercia térmica un funcionamiento en cualquiera actitud y sobre cualquier orbite, que sea "frío" (con eclipse) o "caliente" (sin eclipse), asegurando un rango de funcionamiento de la electrónica en un rango muy aceptable de temperaturas que las simulaciones realizadas por la ENSMA con TÉRMICA dan entre 0 y 35°C.

Una de las curvas típicas está puesta en las paginas de anexos. Corresponde al TX 146MHz en emisión permanente en un orbite frío.

Tres versiones han sido estudiadas a fin de ofrecer una gran flexibilidad de configuración.

La primera es la más básica, es la que esta representada en anexos. Se compone de 2x7 cajas idénticas instaladas en casillas. Los dos bloques de baterías colocándose en el lado inferior.

La segunda configuración lleva un emplazamiento superior ocupando toda la sección de la estructura. Este emplazamiento puede aceptar una tarjeta de dimensiones importantes o varios modules que no hubieran podido ser integrados en una caja estándar.

La última configuración también tiene el emplazamiento superior y lleva un espacio vacío en el bastidor central colocado en el eje y muy cerca del centro de inercia. Debe recibir un dispositivo de estabilización activo. El número de cajas estándar se baja a diez.

La modularidad de la estructura también permite repartir las cajas para llegar al mejo acuerdo térmico.

Las antenas

Ya han sido tema de un artículo en el periódico de la AMSAT-F (JAF).

Las condiciones siguientes tienen que ser respectadas:

• Del punto de vista funcional, es imprescindible obtener un diagrama de radiación bueno en todas las actitudes, al menos para el 146MHz y el 435MHz. Para el 2,4GHz, el apuntamiento esta requerido atendido que ha sido decidido usar nada más que una antena y así evitar la conmutaciones.
• Del punto de vista mecánico, las antenas han de caber en las dimensiones de montaje de los varios cohetes que se pueden usar, también se necesita tener en cuenta la presión aerodinámica tras la separación de la cabecera durante la fase de vuelo. Si dicha cosa es cómoda par una antena patch, no pasa lo mismo con antenas de grandes dimensiones cómo para el 146MHz.

Al hacer varios estudios, la configuración siguiente fue adoptada:

• 146MHz : 2 monopolos en la diagonal del lado superior. Están montados paralelamente al eje Z y alimentados en fase a través de un acoplador híbrido y una línea de desfasamiento sobre un tramo. Una de las entradas del acoplador recibe el TX 146MHz de tráfico, la otra entrada recibe el TX 146MHz de telemetría con una potencia de 100mW. El conjunto monopoles + estructura se comporta cómo un dipolo espeso con un diagrama de radiación llevando sólo dos cuevas.
• 435MHz : 4 monopolos montados al los ángulos del lado inferior y alimentados en cuadratura por un híbrido y líneas de desfasamiento. Las entradas del híbrido van cada una a un receptor 435MHz. Los monopolos están inclinados con respecto a la estructura, lo que ofrece un diagrama mejor en la dirección Z+. El resultado global es una recepción de buena calidad en todas las actitudes.
• 2,4GHz : una antena patch de 8dBi colocadas al lado de los dispositivos de separación en el angula del lado Z-.

Esta configuración da los mejores resultados en el mayor número de casos. Sobretodo, ofrece un mejor desacoplamiento entre las antenas V y U, lo que favorece un funcionamiento ideal de los receptores.

Los diagramas de radiación han sido representados un número anterior del periódico de la AMSAT-F (o del periódico del REF-Union) y el lector está invitado a consultarlo.

Es importante ver que esta solución de antena ha sido elegida para PCSAT tras la presentación de F6AGR al seminario Surrey en 1999.

El suministro eléctrico

La fuente primaria de electricidad está constituida de cuatros paneles solares de una potencia nominal de 12W cada uno. La fuente segundaria está constituida de 8 elementos CdNi SAFT VR6 de 6A.h montados en serie proveyendo 9,6V.

La fuente ofrece cuatro ramas reguladas : uno de 5V 3A y dos de 9V 1,3A. El diseño de la fuente se orientó hacia la maximización del rendimiento.

También comprende un regulador de carga que pasa automáticamente de carga nominal a carga de mantenimiento al vigilar la tensión de la batería.

Un dispositivo de retraso pone la fuente en servicio 30 segundos después de la separación. En caso de que no se detecte la separación de fallo del dispositivo, un conjunto incluyendo una batería de litio con descarga controlada pondrá la fuente en marcha al pasar 3 semanas aproximadamente siguiendo garantizando su arranque en todas las circunstancias.

La potencia media disponible para la carga útil es de 6,8W para una orbite heliosíncrona a 500km. Aquella potencia tiene en cuenta la corriente necesaria para recargar la batería suponiendo que la carga útil consume su potencia nominal permanentemente.

El valor típico de carga de batería seleccionado es de 50%. Incluye la eficiencia de carga y la eficiencia de descarga.

La formula siguiente da la potencia útil en función de la potencia disponible Pdis (generadores solares), de la eficiencia de carga batería n y de los tiempos de iluminación Ti y de eclipse To.

Put = Pdis * n * (Ti/ (To + Ti * n)

Un artículo de F5KDJ describe las soluciones seleccionadas en este número.

Las valores medidas son:

• tensión rama generadores solares,
• tensión de batería, elemento por elemento,
• corriente de rama generadores solares,
• corriente de batería,
• tensión de salida 5V,
• tensión de salida 9V/1,
• tensión de salida 9V/2.

La determinación de actitud

Varios sistemas han sido evaluados para la determinación de la actitud del satélite. Los requisitos siendo poco importantes (5 grados), fue elegido un sistema básico que mide el efecto del flujo solar sobre los lados. Los captores seleccionados han sido el tema de una descripción en una LAF de este año y F6CGJ se hizo cargo de realizarlos. Hay un captor por lado. Así se obtiene una tensión proporcional al cosinus del efecto sobre cada lado. Tras una normalización, los valores obtenidos son directamente usados para determinar la actitud pues son los cosinus directores de la derecha de dirección del sol en el marco del satélite. Basándose en estos elementos, se calcule después la ascensión recta y la inclinación del eje de rotación y la orientación del satélite con respecto al sol y a la tierra.

El conjunto está completado por girómetros piezoeléctricos vibrantes de MURATA que dan las velocidades de rotación en función de los tres ejes y así proveen el vector rotación en el marco satélite. Combinadas, las dos indicaciones dan todos los elementos de actitud con la redundancia necesaria.

Los elementos medidos son transmitidos hasta el suelo a través de la telemetría e ingresados en un programa de predicción que los compara con los elementos estimados. Gracias a este medio, se puede vigilar las perturbaciones de los captores y ajustar los coeficientes para conservar la precisión necesaria.

El control de actitud

Los tres tipos de estructura incluyen todos magneto-acopladores. Esta solución fue descripta en una LAF.

La forma mecánica elegida toma en cuenta las necesidades de integración, consumo y momento magnético necesarias para realizar el apuntamiento en una dirección dada en un tiempo inferior a 30 minutos. Los cálculos están pendiente de validación.

SATEDU no está previsto para estar apuntado permanentemente, sino solamente a la demanda - principalmente para el apuntamiento de la antena de 2,4GHz, y para orientarlo de nuevo en caso de que su rotación colocaría frente al sol el lado Z- que no está equipado de celdas solares. Entonces, las maniobras del satélite se harán antes de estar en esta configuración.

El campo electromagnético no está uniforme, por lo tanto, dicho programa usa un modelo que calcula los valores de los componentes del campo en el marco satélite en función de su actitud y su posición sobre el orbite. Permite así la determinación de los ordenes por dar a los magneto-acopladores en función de los elementos siguientes:

• posición sobre el orbite,
• actitud,
• velocidad de rotación y orientación del eje de rotación,
• potencia disponible.

El mapa siguiente muestra la forma del campo magnético a 800km. Los vectores indican la orientación del componente horizontal local, el tamaño de los cuadrados está proporcional a la magnitud del componente al nadir.

Así se puede ver que todas las maniobras no son posibles permanentemente. La estrategia de apuntamiento deberá tener en cuenta la maniobra prevista para elegir la parte del orbite autorizándola tanto cómo la actitud del satélite anterior a la operación.

Hay un magneto-acoplador por lado, salvo en el lado Z-. Entonces, el del lado Z+ tendrá un momento magnético doble para realizar el mismo par. Los magneto-acopladores se constituyen de 100 espiras de hilo de cobre bobinadas de tal manera que forman un cuadrado de 25cm de lado. La corriente de mando nominal es de 0,7A. Están mandados por pareja X+ y X-, Y+ y Y-, Z+.

El sistema de mando está constituido de un puente de transistores MOSFET y de un circuito de seguridad y de medida de corriente.

Para validar los cálculos, una maqueta a sido realizada y se ha podido asegurar de que el campo geomagnético llevaba su papel correctamente. (Por cierto ya lo sabíamos, pero que gracioso comprobarlo, HI!) La siguiente foto enseña la maqueta.