Introduction
CINEMA Spacecraft는 CubeSat의 3-U 크기인 100 mm × 100 mm × 340.5 mm의 크기를 갖는다. 아래 그림은 spacecraft의 외관과 내부 디자인을 보여준다.
CINEMA의 외부 디자인
CINEMA의 내부 디자인
위성의 소비전력은 약 3 Watts, 무게는 약 3.15 kg이다. CINEMA는 위성을 제어하는 Avionics Bust(항공전자버스)와 두 개의 과학임무를 위한 과학탑재체가 탑재된다.
Avionics Bus
항공전자버스는 다음과 같은 총 7장의 전자보드로 이루어 진다. On Board Computer(OBC), Electrical Power Subsystem(EPS), 3-U Battery, Helium-100 Radio (UHF transceiver), Instrument Interface Board(IIB), MAGIC Board, High Voltage Power Supply(HVPS)로 구성된다. 항공전자버스는 이 7장의 보드가 각각 쌓여서 장착이 된다.
항공전자버스
Solar Panel
Solar Panel은 태양에너지를 전기에너지로 변환하는 장치이며, 우주에서 임무를 수행하는 인공위성의 전력 공급을 위해 쓰인다. TRIO-CINEMA 인공위성에는 미국 보잉 사의 TASC(Triangular Advanced Solar Cells)가 사용되었다. 하나의 Solar Panel 에는 TASC 두 개가 서로 Pair를 이루어 총 12 개 Pair 가 탑재되며 가장 이상적인 조건에서 약 5V의 전압과 350mA의 전류를 공급한다. Solar panel이 모든 면에 부착되어 있으므로 지구 그림자 밖에 있을 때 항상 전력공급을 할 수 있으며 그 전력은 배터리를 충전시켜 지구 그림자 안에 있을 때 에도 CINEMA에 전력공급을 할 수 있게 하였다.
A solar panel of the CINEMA
HVPS
HVPS는 High Voltage Power Supply의 약어로서, 저전압을 이용하여 고전압을 발생시키는 장치이다. 이러한 특징을 기반 하여, 특정 목적을 가지는 제품에 고전압이 필요할 시 이를 제공하는 역할을 한다. CINEMA mission에서 HVPS는 주 탑재체인 STEIN에 필요한 전압을 공급하는 역할을 한다. 주 탑제체인 STEIN의 구성 요소 중 두 개의 기판으로 구성된 Deflector에 100V의 고전압을 가해 강한 전기장을 발생하게 하여 우주공간에 있는 입자들을 분간하게 해주는 역할을 한다. BIAS의 경우 입자들을 분간하는 Detector에 고전압을 제공하게 한다.
HVPS EM model
Structural analysis and Vibration test
인공위성의 경우 로켓에 실려 발사될 때, 페어링과 공기마찰 사이의 소음 및 발사체에 의한 진동에 쉽게 노출이 되고 결국 탑재체에 영향을 미쳐 파손 및 변형의 위험이 있다. 이처럼 발사 시 위성에 가해지는 여러 진동환경에 대비하기 위해 위성 설계를 할 때 강도, 강성, 고유진동수 등 위성의 물성치를 미리 파악한 후, 여러 가지 하중조건 및 안전계수를 고려하여 설계를 해야 한다. 또한 위성의 안전을 위하여 유한요소법을 통해 구조해석을 수행해 위성의 특성을 파악하고, 결과의 검증 및 위성의 설계 인증을 위해 실제 위성을 발사 할 때와 비슷한 환경을 가지고 실험을 하여 발사 환경이 탑재체에 끼치는 영향에 대해 실험한다.
Thermal test
위성의 열해석 연구는 위성이 주어진 궤도에서 다양하게 받게 되는 열원에 따른 기계, 전자 부품과 같은 각 부분의 온도변화를 시뮬레이션을 통해 미리 예측할 수 있는 연구이다. 위성이 우주 공간에서 받게 되는 열원에는 태양에서 직접 받는 solar flux와 태양빛이 지구의 대기에 의해서 반사되는 albedo, 태양빛을 흡수한 지구자체에서의 발산되는 earth infrared가 있다. 그리고 위성 자체에서의 소비되는 에너지로 인한 열 발산 값도 고려해 주어야 한다. 일반적으로 위성은 태양에서 직접 받게 되는 solar flux값을 가장 많이 받게 되며 그 다음으로 albedo, earth infrared의 영향을 받게 된다. CINEMA위성이 태양을 직접 보지 않는 eclipse상태에 있을 때에도 earth infrared에 의한 열 전달을 고려해 주어야 한다.
전자 시스템 개요 (Electronics System Overview)
· 명령 및 자료 처리 시스템(Command & Data Handling System, C&DHS):
주컴퓨터(OBC)는 16bit 마이크로 컨트롤러인 dsPIC33FJ256GP710을 사용하는 Pumpkin 社의 PPM D2 제품과 PPM D2를 탑재할 수 있는 CubeSat Kit Motherboard를 채택하였다. 자체 제작하여 탑재되는 Instrument Interface Board(IIB)는 주컴퓨터의 처리를 돕는다. IIB는 FPGA를 포함하고 있어, 탑재체 시스템, 자세제어 시스템, 통신 시스템 등에 연결되어 주컴퓨터와 서브시스템 간의 정보 교환을 위한 중계기 역할을 한다. 하드웨어 기반인 FPGA를 중계기로 이용함으로써 고속의 데이터 처리를 주컴퓨터를 거치지 않고 수행할 수 있다.
· 전력시스템(Electrical Power System, EPS):
ClydeSpace 社의 3-Unit CubeSat 용 EPS와 배터리를 이용하며, 전력생산을 위해 Triangular Advanced Solar Cell을 이용한 태양전지판을 제작하여 사용한다. 3U-BATT는 총 3750 mAh의 충전량을 가지며, 각 층의 기판에는 3U-EPS와 마찬가지로 배터리의 온도와 전압, 전류를 측정할 수 있는 센서를 내장하고 있어, 주컴퓨터에서 모니터링이 가능하다.
ClydeSpace 社의 3U-EPS(좌)와 3U-BATT(중), 그리고 자체 제작 태양전지판(우)
· 통신 시스템(Telecommunication Subsystem):
통신 시스템은 송신기와 송수신기로 구성되며 두 가지 모두 COTS 제품을 사용한다. 송신기와 송수신기를 위한 Patch type과 Whip type 안테나가 각각 두 개씩 장착된다. 하향링크의 경우 FM 방식의 Emhiser 社의 S-Band Telemetry Transmitter 제품을 사용하여 1 W의 출력이 가능하며, 1Mbps의 전송속도로 구동된다. 상향링크에는 AstroDevelopment 社의 Helium Radio 100 제품을 사용하며, 통신대역은 UHF Band를 이용한다. 탑재되는 안테나는 모두 자체 제작하게 되며, 위성의 자세를 스핀-안정 제어를 하기 때문에 동일한 안테나가 반대 면에 각각 장착된다.
Emhiser 社의 송신기(좌)와 AstroDevelopment 社의 송수신기(우)
TRIO-CINEMA의 Patch 안테나(좌)와 Whip 안테나(우)
· 자세제어 시스템(Attitude Control Subsystem, ACS):
TRIO-CINEMA는 자세를 추정하기 위한 센서로 태양센서와 자력계를 이용한다. 태양센서는 포토-트랜지스터 2개를 사용하며, 서로 90°의 각도를 가지고 설치된다. 두 신호 출력 사이의 시간 차이를 이용하여 자세를 추정한다. 또한 자력계를 이용하여 현재 위치의 자기장의 세기를 측정하여 변화량을 구하고 이를 기준으로 구동기를 조작한다. 자력계는 위성 내에 들어있는 내장형과 위성으로부터 1 m 떨어진 곳에 위치한 외장형이 있으며, 자세제어를 위해 내장형 또는 외장형을 선택하여 사용할 수 있다. CINEMA 2기는 각각 Ecliptic normal 인 자세(황도 면에 수직인 자세)와 위성의 회전축이 황도 면과 평행한 자세를 가지고 있다. 자세 보정을 위한 구동기로 2개의 토크 코일(Torque coil)이 있다.
태양센서의 외부 위치(좌), 분해도(중), 내부 위치(우)
TRIO-CINEMA 위성 본체와 1 m 붐 끝에 달린 자기측정기
FSW (Flight Software: 비행소프트웨어)
FSW가 탑재되는 주컴퓨터(On Board Computer, OBC)는 Pumpkin 社의 완성품인 PPM D2 프로세서 보드와 FM430 마더 보드를 사용한다. FSW의 90%이상이 ANSI C를 이용하여 작성되었으며, 일부의 코드가 어셈블리어로 작성되었다. 전력 효율을 높이고 이상동작을 방지하기 위해, 5가지의 운용모드를 기준으로 작성되었다. 처리속도는 10MIPS이며, 2GB의 SD Card를 탑재 가능하여 임무 중 수집한 데이터를 저장한다.
Pumpkin 社의 PPM D2(좌)와 CubeSat Kit Motherboard(우)
FSW의 주요 업무는 다음과 같다.
· 지상국 명령어 처리
· 태스크 일정 관리
· 자세 제어 알고리즘 처리
· Instrument Interface Board(IIB)를 이용한 서브시스템 제어
· 서브시스템의 정보 수집 및 저장
안전모드 자세제어모드 관측모드 다운로드모드 디버깅모드
IIB OFF ON ON ON ON
송신기 OFF OFF OFF ON ON
자기 토크 코일 OFF ON ON OFF ON
사출 스위치 OFF OFF OFF OFF ON
MAGIC OFF ON ON OFF ON
STEIN OFF OFF ON OFF ON
운용모드에 따른 서브시스템 활성화
IIB(Instrument Interface Board)
IIB (Instrument Interface Board)는 FPGA를 이용하여 CINEMA 시스템에서 각 서브시스템 사이의 인터페이스를 제공함과 더불어 각 서브시스템의 동작에 필요한 전압을 공급하는 역할을 한다. IIB는 전원으로부터 전력을 공급 받아 입자 검출기, 자력계, 송․수신기, 토크 코일, Sun-Sensor, UHF Antenna Deployer, Stacer Actuator, S-band Transmitter 등 위성을 구성하는 서브 시스템과의 인터페이스를 통해 이들을 제어함과 더불어 동작에 필요한 전압을 공급한다. 따라서 IIB는 크게 외부 서브 시스템과의 연결을 위한 Interfcae Connection 관련 회로, FPGA의 동작을 위한 회로 및 각 서브 시스템에 전력을 공급하기 위한 회로로 구성된다. IIB 인쇄 회로 기판의 레이아웃 시에는 유전율 4.3, 두께 1.6 mm의 FR-4기판을 사용하였으며, 총 4개층의 layer, 약 100×100 ㎟의 크기로 제작 되었다. 또한 Avionics stack과 부품 상호간의 간섭, 외부 서브 시스템과의 연결, 각 서브 시스템의 정상 동작 확인을 위한 모니터링 등의 기능이 반영되어있다.
제작된 Instrument Interface Board의 앞(왼), 뒷(오)면의 모습
Instrument Interface FPGA
FPGA는 Field Programmable Gate Array 의 약어로서,. CINEMA mission에서 FPGA가 사용되는 부분은 Instrument Interface Board에서 사용되는 FPGA와, 주 탑재체인 STEIN에서 사용되는 FPGA, 총 2개의 FPGA가 사용된다. CINEMA 위성 내의 FPGA는 ACTEL社의 제품으로서, 적은 전력 소모량의 장점을 가진 IGLOO family 의 AGL250V2VQ100와 AGL125V2VQ100 디바이스를 사용한다. CINEMA내의 Instrument Interface FPGA는, On-Board-Computer와 STEIN 과 MAGIC 그리고 송신기(Transmitter) 사이에 위치하게 되어 이들을 연결하는 인터페이스를 형성한다.
.
탑재체, OBC와 Instrument Interface FPGA의 관계
STEIN
STEIN (SupraThermal Electron, Ion, Neutral) 은 초소형 탑재체로 태양활동, 자기 폭풍, 지자기권의 폭풍 등과 관련이 있는 지구 자기권에 존재하는 플라즈마 입자를 다중 관측하여 지구의 주변의 자기권, 이온층, 열권을 연구할 목적으로 개발되었다.
STEIN은 Collimator역할을 하는 Housing과 입자를 검출하는 검출기, 그리고 Attenuator로 이루어져있다. 초기 STEIN 검출기는 4개의 픽셀로 이루어져 있었으나 현재는 32개의 픽셀로 이루어져 있으며 2~300 keV의 전자, 4~300 keV의 이온과 중성입자 (Energetic Neutral Atom: ENA)를 분리 계측하기 위하여 플라즈마 입자가 정전장 편향기 (Electrostatic Deflector) 를 통과하여 검출기에 도달하도록 설계되어 있다.
STEIN test unit
STEIN의 구조 및 위성체 내부에서의 위치
32pixel STEIN detector의 구조 및 정전장 편향기를 지나면서 입자가 지나가는 궤적 (예상)
STEIN 검출기의 경우 Silicon을 기반으로 한 PIN다이오드 형식의 반도체 검출기로서, 방사능을 직접 받아들여 관측할 수 있도록 하고 있다. 검출기 시스템은 에너지 Pulse신호를 처리하는 아날로그 처리 칩인 ASIC과, 검출기와 정전편향에 BIAS 전압을 공급시켜주는 고전압 발생기, ASIC에서 나오는 신호를 처리하고, ASIC에 각종 명령어를 전송해주는 FPGA로 이루어져 있다
MAGIC
MAGIC(MAGnetometer Imperial College)은 Magneto Resistive Sensor (MR sensor) 타입의 자력계로서, Flux gate 방식의 자력계에 비해 크기가 작고(2cm × 2cm × 2cm) 무게가 가볍고(25 g) 소모전력이 낮다(Science mode에서 약 425 mW). 분해능은 약 0.25 nT이고, 측정 가능범위는 -57500 nT 부터 +57500 nT까지 이다. MAGIC은 지상국의 명령에 따라 자세제어, 관측 및 gradiometer 모드로 동작하며 지구 주변 자기장변화를 관측 할 예정이다. Magneto Resistive 방식의 자력계가 사용된 위성은 CINEMA가 최초이다. MAGIC은 inboard 와 outboard 로 구성되어 위성 내부에 inboard가, 위성의 전자장치에 의한 간섭을 피하기 위해 위성으로부터 1 m 길이의 boom에 outboard가 위치한다. Inboard는 자세제어를 목적으로 하는 ACS(Attitude Control System) mode 에서 25 nT의 분해능과 155 mW의 전력을 소모하며 운용되며, Outboard는 관측을 목적으로 하는 Science mode 일 때 2 nT의 분해능과 425 mW의 전력을 소모하며 운용된다. MAGIC의 데이터는 자기장의 x 축, y 축, z 축을 각각 샘플링 하여 하나의 자기장 벡터를 생성하는 방식으로 구성되며, 온도 및 housekeeping 등의 정보 또한 포함한다. MAGIC의 기능 시험 모델 (ETU, Engineering Test Unit)의 측정 결과, NOAA IGRF가 제공하는 지역의 자기장 값을 참조하여 신뢰성 있는 결과를 도출 할 수 있었다.
MAGIC outboard의 모습(왼)과 측정 방향(오)
MAGIC의 기능 시험 모델
Boom 사출 전 MAGIC
Ground Station (지상국)
지상국은 위성의 운용 및 원활한 임무 진행을 위해 지상에서 위성으로 명령이나 데이터를 주거나 위성에서 수집된 데이터를 받기 위한 일련의 하드웨어/소프트웨어 집합이다. CINEMA 임무에서는 CINEMA 위성과의 통신을 위해 지상국 개발을 추진하고 있으며, 구성 요소로써는 IGSS (Integrated Ground Support Software)와 RF chain이 있다.
IGSS는 지상국을 구성하는 소프트웨어로 이루어져 있으며, 실제 위성을 운용하기 위한 명령을 생성하고 전송함은 물론 위성에서 획득한 자료를 처리하여 위성이 맡은 바 임무를 수행할 수 있도록 지원한다. CINEMA 임무에서는 그림 1과 같이 소프트웨어를 구성하였고, 각 소프트웨어는 다양한 프로그래밍 언어로 작성되었다. 각 프로그램의 간단한 설명은 아래와 같다.
IGSS 구조도
– Mission Planning System: 위성 운용을 위한 위성 명령 생성 및 전송 시스템
– Ground Station Manager: IGSS 프로그램의 상태를 감시하고, 기록하는 시스템
– Satellite Tracker: 위성의 현재 위치를 파악하고, 위성과 교신할 수 있도록 안테나 제어를 수행하는 시스템
– ACS Simulator: 위성의 자세 제어를 위한 시뮬레이터
– GSEOS1 & 2: 위성에 실제 명령을 주고 위성에서 받은 데이터를 1차로 처리하는 시스템
– Reed-Solomon Decoder: 위성에서 내려온 데이터의 손실률을 낮추기 위한 데이터 복구 시스템
– Telemetry Receiver: 위성의 데이터를 실제로 받아 저장하고 IGSS에 전송하는 시스템. CINEMA 임무에서는 하향링크를 위한 안테나를 위해 또 다른 지상국과 원격으로 연결되기 때문에 이를 처리하기 위한 시스템.
RF chain은 상향링크와 하향링크 두 가지로 나누어 구성된다. 상향링크는 435 MHz 대역을 사용하여 위성과 통신하며, CCSDS 규약의 패킷(Packet)을 데이터로 위성에 보내준다. 지상국에서 보내주는 데이터는 주로 임무 수행을 위한 명령들로 구성되어 있으며, Mission Planning System에서 미리 구성한 명령들을 순차적으로 수행한다. 그림에서 보듯이 상향링크는 TNC와 Transceiver로 구성된다. TNC는 컴퓨터에서 전송된 위성 명령들을 아날로그 신호로 변환하고 변조하며, Transceiver는 이 아날로그 신호를 주파수에 실어 안테나를 통해 위성에 전송한다.
반면 하향링크는 위성에서 처리 및 수집된 데이터를 지상국에 전송하기 위해 사용되며, 상향링크와 같은 신호 변환 및 복조 과정을 거쳐 처리된 디지털 데이터를 지상국 소프트웨어에 전달해 준다. CINEMA 임무에서는 2.2 GHz 대역의 주파수를 사용하며, 1 Mbps의 고속 통신을 이용하기 때문에 빠른 자료 처리가 필수적이며, Reed-Solomon 복호기를 통한 위성에서 지상국으로 전달되며 손실된 데이터의 재생이 필요하다.
RF chain 구조도
CINEMA (CubeSat for Ions, Neutrals, Electrons, & MAgnetic fields)
CINEMA is an international nanosatellite science mission of cooperative university institutions with the objective to provide critical space weather measurements, including unique high sensitivity mapping of ENAs (Energetic Neutral Atoms), and high cadence movies of ring current ENAs in stereo from low Earth orbit. By the selection of its sensor complement, the mission will pave the way for “magnetospheric constellations” with many satellites making multipoint observations. The project emphasizes student involvement with guidance by experienced engineers and scientists. The implementation of the project is realized using a combination of flight heritage and innovation that balances risk and safety.
CINEMA is a triple CubeSat (3U) science mission of the following collaborating institutions (CINEMA consortium):1) 2) 3) 4) 5)
• UCB/SSL (University of California, Berkeley/Space Sciences Laboratory), Berkeley, CA, USA lead institution
• ICL (Imperial College London), London, UK
• KHU (Kyung Hee University), Seoul, Korea. 6)
• NASA/ARC (Ames Research Center), Mountain View, CA.
Figure 1: Schematic view of the deployed CINEMA nanosatellite (image credit: CINEMA consortium)
In August of 2009, UCB/SSL received funding from the NSF (National Science Foundation) for the three-year program.
Within the CINEMA program, KHU and UCB will develop and fly three identical CINEMA nanosatellites, the constellation is referred to as TRIO-CINEMA (Triplet Ionospheric Observatory-CINEMA) to provide stereo ENA imaging of the ring current. 7)
• The first nanosatellite is provided by UCB/SSL
• Two nanosatellites will be provided by KHU (KyungHeeUniversity) to be launched at a later date
• Three magnetometers are provided by ICL (Imperial College London).
Since ENA images represent line of sight (LOS) integrations of the parent ion distribution and the geocoronal H-atom density, multiple vantage points greatly enhance the information obtainable on the parent ring current ion distributions.
Spacecraft:
The CINEMA nanosatellite, a 3U CubeSat, consists of bus avionics providing power, communications, and C&DHS (Command and Data Handling System), plus two instruments: the MAGIC (MAGnetometer from Imperial College), and the STEIN (SupraThermal Electrons Ions & Neutrals) particle detector. The system is based on existing bus and instrument designs. 8) 9) 10) 11) 12)
All on-board instruments are integrated to the C&DHS via the IDE (Instrument Digital Electronics), an FPGA-based system that controls instrument operations and collects instrument telemetry under the control of the C&DHS. The IDE also provides the stream of science data to the C&DHS.
Figure 2: Illustration of the nanosatellite bus (image credit: CINEMA consortium)
Figure 3: Schematic view of the nanosatellite bus main elements (image credit: CINEMA consortium)
ACS (Attitude Control Subsystem): 13) 14) 15) 16)
The requirements call for a spin-stabilized nanosatellite with the spin axis oriented normal to the ecliptic plane. The goal is to obtain an alignment of < 5º to the ecliptic normal and to maintain a stable 4 rpm spin rate. The ACS is comprised of 2 sun sensors, 1 magnetometer, and 2 torque coils.
The attitude is observed with a dual-slit sensor to find the elevation of the sun and a magnetometer to measure the orientation of the local magnetic field. Absolute magnetic field information is not available on-board, so it must be supplied from the ground.
Actuation is provided by an orthogonal pair of coils that interact with the Earth’s magnetic field to produce a torque. The control modes include a detumble mode, spin up mode, and precession mode. During spin up mode, CINEMA will speed up its spin rate to 4 rpm and align itself along the local z axis. After that, during precession mode, the local z axis aligns with the ecliptic normal.
Figure 4: Illustration of the coordinate system in the ecliptic plane (image credit: USB/SSL)
Figure 5: Photo of ACS sensors (image credit: USB/SSL)
Figure 6: Schematic view of the avionics stack (image credit: UCB/SSL)
EPS (Electric Power Subsystem): The EPS is a COTS (Commercial-off-the-Shelf) product provided by Clyde Space (UK) consisting of:
– 10 custom-designed solar panels
– 24 TASC cells
– 3U battery (Clyde Space).
The EPS provides an average power of 3.5 W.
Figure 7: Photo of the EPS and the 3U battery (image credit: Clyde Space)
Thermal analysis: The spin-stabilzed satellite tends to be more stable for thermal environment in the space than 3-axis stabilized satellite. In addition, satellite is less affected by thermal variation which is caused by sunlight, albedo and Earth IR because of their small surface and small size (Ref. 12).
RF communications: The downlink is in S-band (using an Emhiser S-band transmitter, custom-designed patch antennas) with a data rate of 1 Mbit/s. The uplink employs the UHF band (using a Kantronics TNC, and a custom-designed UHF whip antenna), the data rate is 10 kbit/s. An on-board storage capacity is provided in solid state memory. 17) 18)
Figure 8: Illustration of the S-band assembly (left) and the UHF assembly (right), image credit: UCB/SSL
Berkeley ground stations:
• S-band ground station: optimized for 2200-2300 MHz; LHCP/RHCP
• UHF ground station: Helix antenna, LHCP, ~450 MHz, rated at 25 W.
Figure 9: Context diagram of a CINEMA ground station (image credit: CINEMA consortium)
Each nanosatellite complies to the 3U CubeSat form factor standard with a size of 10 cm x 10 cm x 34 cm and a mass of ~ 3 kg. The P-POD (Poly-Picosatellite Orbital Deployer) system of CalPoly is being used for deployment of the nanosatellite.
|
Spacecraft mass, size, power |
~3 kg, 100 mm x 100 mm x 340.5 mm, ~ 3 W |
|
Launch |
3Q – 4Q 2012 (of all three nanosatellites) |
|
Lifetime |
1 year |
|
Orbit |
LEO, polar inclination |
|
C&DHS (Command & Data Handling Subsystem) |
OBC (On Board Computer): dsPIC33F |
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EPS (Electric Propulsion Subsystem) |
3U-EPS (Clyde Space), 3U-battery (Clyde Space), solar arrays |
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ACS (Attitude Control Subsystem) |
Actuator: 2-axis magnetorquer |
|
RF communications |
S-band transmitter, UHF receiver |
Table 1: Overview of spacecraft parameters
Launch: The CINEMA-1 nanosatellite was launched on Sept. 13, 2012 as a secondary payload on an Atlas-5-411 vehicle of ULA (United Launch Alliance) from VAFB, CA. The primary payload on this flight, referred to as NROL-36, were two NRO/MSD (Mission Support Directorate) classified spacecraft (NRO-36, namely NOSS-36A and NOSS-36B). The CINEMA mission is part of NASA’s hosted ELaNa-6 (Education Launch of Nanosatellite) initiative of secondary payloads. 19) 20) 21)
Orbitof all secondary payloads: Elliptical orbit of 770 km x 480 km, inclination = 64º.
KHU completed two more flight models in December 2011 and test them in January 2012. The project expects those two CINEMAs to be launched in Q4 2012 by a Russian rocket, Dnepr from the Yasny Dombarovsky site in Russia; the launch provider is ISC Kosmotras.
The NASA/LSP (Launch Services Program) sponsored secondary spacecraft on this ELaNa-6 flight are:
• CINEMA (CubeSat for Ions, Neutrals, Electrons, & MAgnetic fields), a 3U CubeSat of UCB/SSL (USA), ICL (UK), KHU (Korea), and NASA/ARC.
• CSSWE (Colorado Student Space Weather Experiment), a 3U CubeSat (~ 4 kg) of the University of Colorado at Boulder.
• CP5 (Cal Poly CubeSat 5), a 1U CubeSat of Cal Poly, San Luis Obispo, CA.
• CXBN (Cosmic X-ray Background Nanosatellite), a 2U CubeSat (2.8 kg) of a consortium of US institutions: MSU (Morehead State University) of Morehead, KY; UCB (University of California at Berkeley), Berkeley, CA; Noqsi Aerospace, Ltd., Pine, CO; LLNL (Lawrence Livermore National Laboratories), Livermore, CA; and SSU (Sonoma State University), Rohnert Park, CA.
Next to the above list of NASA sponsored secondary payloads, there are additional secondary payloads sponsored by NRO/MSD as shown in Table 2 (containing all secondary payloads).
|
P-POD |
Launch Sponsor |
CubeSat Name |
Organization |
Size |
Mass (kg) |
Mission |
|
1 & 8 |
NRO/MSD |
SMDC-ONE 2.1 |
US Army SMDC/ |
3U, Qty 2 |
4.1 |
Communications |
|
2 |
NRO/MSD |
AeroCube-4.5 |
Aerospace Corp., El Segundo, CA |
1U, Qty 2 |
1.3 |
Technology Demo |
|
2 |
NRO/MSD |
AeroCube-4.0 |
Aerospace Corp |
1U |
1.1 |
Technology Demo |
|
3 |
NRO/MSD |
Aeneas |
USC, Marina Del Ray, CA |
3U |
3.7 |
Cargo Tracking |
|
7 |
NRO/MSD |
Re (STARE) |
LLNL, Livermore, CA |
3U |
4.0 |
Space Debris Mitigation |
|
4 |
NASA/LSP |
CSSWE |
Univ of Colo/NSF |
3U |
3.5 |
Space Weather |
|
5 |
NASA/LSP (Launch Services Program) |
CXBN |
Morehead State University and Kentucky Space |
2U |
2.6 |
Space Weather |
|
5 |
NASA/LSP |
CP5 |
CalPoly, San Luis Obispo, CA |
1U |
1.1 |
Debris Mitigation |
|
6 |
NASA/LSP |
CINEMA-1 |
NSF/UCB Berkeley |
3U |
2.8 |
Space Environment |
Table 2: NROL-36/OUTSat CubeSat manifest with 8 P-PODs 22) 23)
The launch of all CubeSats is being conducted in a new container structure, referred to as NPSCuL (Naval Postgraduate School CubeSat Launcher). This new dispenser platform was designed and developed by students of NPS (Naval Postgraduate School) in Monterey, CA, to integrate/package P-PODs as secondary payloads.
NRO refers to all 11 secondary (or auxiliary) CubeSat payloads on NROL-36 as the OUTSat (Operationally Unique Technologies Satellite) mission using for the first time the NPSCuL platform as a container structure for the 8 P-PODs (Ref. 23).
Figure 10: Photos of the integrated OUTSat P-PODs in the NPSCuL platform (left) along with the proud NPS students (left), image credit: NRO, NPS
Sensor complement: (STEIN, MAGIC)
STEIN (SupraThermal Electrons Ions & Neutrals) instrument:
STEIN is the principal science instrument on the CINEMA mission. The instrument will be used both to conduct significant space weather science and to test a vital technology for future space weather missions. The STEIN instrument represents a first step in developing miniaturized instrumentation that can measure electrons, ions, and neutrals for a wide variety of space and planetary physics missions. For CINEMA, STEIN will make measurements relevant to magnetic storms, substorms, and particle precipitation, all important space weather research goals. In particular, STEIN will demonstrate a powerful new capability for imaging ENAs (Energetic Neutral Atoms) from LEO (Low Earth Orbit) with high sensitivity and energy resolution in the ~4-100 keV range and separating ENAs from electrons from ions up to ~20 keV. 24)
STEIN is a second generation particle detection instrument with a new type of SSD (Silicon Semiconductor Detector) that was developed at UC Berkeley and Lawrence Berkeley National Laboratory. STEIN is of STE(SupraThermal Electrons) instrument heritage flown on both spacecraft of the STEREO (Solar TERrestrial RElations Observatory) mission of NASA (launch Oct. 26, 2006). The STE device was also developed at UCB.
The SSD consists of a row of four 0.09 cm2 pixels on a 3.5 cm2 ceramic PCB (Printed Circuit Board). The range of particles detected is ~2-100 keV for electrons, and ~4-100 keV for ions and neutrals. The energy resolution varies from ~1 keV (low range) to 0.2 keV (high range). In addition to energetic particles, the SSD is also sensitive to visible and UV light and X-rays.
Figure 11: Photo of the SSD with a 1 x 4 pixel array (image credit: UCB/SSL)
To reduce the amount of incident and scattered light striking the detector, the aperture of STEIN has a collimator with a set of five blackened optical baffles (Figure 12). The baffles will primarily be of use when the instrument FOV is near the Sun or the Earth. The entrance aperture is 60º along the spacecraft axis of rotation and ~40º in the plane of rotation.
The STEIN instrument design on CINEMA adds a simple parallel plate ED (Electrostatic Deflection) system in front of the STEREO STE sensor to separate electrons from ions from neutrals. The ED system, interior to the collimator, can be charged up to ±2000 V. Electrons and ions are swept to opposite sides, where they are measured by the two edge pixels on the detector, while neutrals (un-deflected) and higher energy (less deflected) ions and electrons strike the center pixels.
In the space between the ED plates and the detector is a mechanical attenuator that, when closed, reduces the number of particles striking the detector by a factor of one hundred. The attenuator mechanism is mounted on one side of the housing exterior. The SSD, and two larger PCBs, that mount at the rear of the instrument, are surrounded by a light-tight aluminum cover.
The ED system has been designed such that, for a given deflection voltage, charged particles of one sign are deflected one direction and measured in one edge pixel, while charged particles of the other sign are deflected to the other edge pixel. Higher energy charged particles are not deflected as significantly, and are measured in the two center pixels.
Figure 12: Cutaway view of STEIN showing electrostatic deflection (image credit: UCB/SSL)
Instrument electronics: STEIN is fed by two different power supplies. An LVPS (Low Voltage Power Supply) on the CINEMA bus uses COTS converters and switching regulators to convert the unregulated spacecraft bus voltage (~8V) into voltages used by the various instruments, as well as magnetic torque coils (±12 V, ±5 V, 3.3 V, 1.5 V).
The STEIN signal processing electronics (Figure 13) are based on those for STEREO STE but, to minimize mass and power, are simplified by the elimination of pulse-reset circuitry and the use of smaller, surface mount components. The signal from each SSD pixel goes to a conventional charge sensitive amplifier with dual gate input FETs, to achieve low noise performance. The output goes to a 5-pole unipolar shaping amplifier with a 2 µs shaping time – the same low power design as STE.
Figure 13: Block diagram of the STEIN signal processing chain for each of the 4 detector pixels (image credit: UCB/SSL)
Instrument housing: The STEIN ETU (Engineering Test Unit) housing is a single piece of machined aluminum. The housing can be divided into five functional and physical areas: the collimator, the ED, the attenuator mechanism, the detector and signal processing electronics, and structures for mounting the instrument to the CubeSat chassis.
Figure 14: Illustration of the STEIN housing (image credit: UCB/SSL)
Figure 15: Photo of the STEIN housing (left) and the attenuator mechanism (right), image credit: UCB/SSL
The small size of the SSD is what allows STEIN to be used in a 3U CubeSat. Unlike STE, STEIN is able to distinguish between ions, electrons, and neutrals due to the addition of an ED system. STEIN will have a mass of < 0.5 kg and use < 550 mW of power, compared to ~3 kg and ~3 W for a typical electrostatic analyzer used for the same purpose.
The two CINEMA satellites will be placed in a high inclination LEO, spinning at 2 rpm, with an ecliptic-normal attitude. In this orbit STEIN will map energetic neutral atoms (ENAs) from the ring current, measure precipitated charged particles in the auroral zones, and measure electron microbursts.
MAGIC (MAGnetometer from Imperial College)
MAGIC is a dual, 3-axis AMR (Anisotropic MagnetoResistive) sensor, designed and developed at the Space Physics Group at ICL (Imperial College London). MAGIC represents the first science application for AMR technology in space. In the AMR measurement technique, the electrical resistance of a material depends on the angle between the electric current and the orientation of the magnetic field.
The device is mounted onto the tip of an extended boom (1 m length). In addition, another magnetoresistive sensor is mounted inboard, allowing operation in a gradiometer mode to identify and remove changes in spacecraft-induced fields, improve final calibrated data, and add redundancy. 25) 26) 27)
The AMR sensor utilized in the single-axis magnetometer is a HMC-1001 microcircuit device from Honeywell Inc. The magnetoresistor is composed of a Ni–Fe permalloy patterned element deposited on Si wafer and the sensor is comprised of four such magnetoresistors implemented as a Wheatstone bridge. Each component resistor has been magnetized along its easy (long) axis during manufacture, and the hard (short) axis corresponds to the field sensitive direction. The barber pole patternings of each half bridge element are opposite to each other and this doubles the bridge output compared with that of the single sensor as well as providing for improved temperature stability. 28)
Figure 16: Schematic of AMR Wheatstone bridge in an applied external field, HY (image credit: ICL)
Legend to Figure 16: The local current and magnetization direction are indicated in each element by i and M, respectively, and ΔV is the bridge output voltage.
MAGIC parameters:
• Science grade dual sensor AMR magnetometer
• Closed loop measurement of B-field (0-20Hz)
• Standard CubeSat PC104 board (IB sensor triad mounted on card)
• Resources:
– Magnetometer total mass ~ 105 g (sensor, electronics & harness)
– Power (0.14 W in attitude mode; 0.42 W in science mode)
– Data (up to 50 vectors/s)
– Range: ±57,000 nT (single range)
– Digital resolution: 0.22 nT, 19 bit (filtered and decimated from 24 bit)
Figure 17: Photo of the MAGIC ETU (Engineering Test Unit) card (image credit: ICL)
Figure 18: Block diagram of MAGIC (image credit: ICL)
Two operating modes are defined:
– An attitude mode with 1 vector/s cadence and ~25 nT precision for power of < 0.15 W
– A science mode using nulling, with 2-10 nT precision and ~> 10 vectors/s for power of ~0.4 W. Instrument range ±65536 nT, resolution = 0.25 nT.
The boom mass is 120 g. The magnetometer orientation is not controlled; it will be determined by magneto-torquer pulse post deployment analysis. 29) 30)
Figure 19: Sensor head of MAGIC (image credit: ICL)
Figure 20: Magnetometer mount at boom tip (image credit: ICL)
Interface information:
• The MAGIC interface uses an 8 channel ADC (ADS1217)
– Delta Sigma ADC
– Selected for 8 channels and 24 bits
– SPI interface
– Configurable digital filter & decimation
– Includes PGA & IO
– Max sample rate ~80Hz
• TM & TC
– Implemented on ADS1217 IO
– Sampling under processor control.
Figure 21: Illustration of the ADS 1217 ADC (Analog Digital Converter), image credit: ICL
|
Mass |
20 g (sensor potted); 71 g (electronics); 13 g (1 m harness); Total 104 g (with potted sensor) |
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Power |
138 mW (attitude mode), 425 mW (science mode) |
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Volume |
Sensor head 10 cm3, Electronics 173 cm3 (9 cm x 9.6 cm x 2 cm) |
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Sensitivity |
10 nT (attitude mode), < 2nT (science mode) |
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Range |
± 57,000 nT |
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Resolution (digital) |
0.22 nT |
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Temperature drift |
< 2 nT/ºC |
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Cadence |
4 vector/s (attitude mode), 8 vectors/s (science mode) are typical |
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Calibrated accuracy |
2 nT science mode / 15 nT attitude mode |
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Telemetry |
< 100 bit/s |
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Mechanical |
A rigid boom of dimension at least 30 cm is desirable in order to limit spacecraft contamination of the magnetometer measurement |
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Pointing |
No active requirement but attitude knowledge required to recover magnetic vector direction |
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Noise density |
150 pT (Hz)1/2 at 1 Hz |
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Operating temperature |
-50ºC to +120ºC |
Table 3: Summary of the MAGIC device parameters
The goal of MAGIC is not to measure the absolute magnetic field precisely, rather MAGIC will accurately measure transients and structures.
Mag Boom
One magnetometer is mounted on a 1 m stacer boom. A stacer is a self-deploying spring element that stows into a 50 mm long canister, and deploys into a ~7 mm diameter rigid tube. The stacer boom release is controlled by a TiNi Aerospace pinpuller. The magnetometer harness is stowed in an annular space surrounding the stowed stacer boom. The harness consists of eighteen strands of insulated 36 AWG magnet wires twisted together and protected by a woven Aracon sheath.
Figure 22: Illustration of the magnetic boom in stowed and extended configuration (image credit: CINEMA consortium)
The MAGIC instrument on CINEMA will provide the complementary measurements of magnetic fields, waves, and currents required for interpreting the in situ STEIN electron and ion measurements. In addition, the CINEMA measurements of the magnetic fields in LEO (Low Earth Orbit), combined with ground-based magnetometer data and data from upstream spacecraft such as Cluster, THEMIS, Wind, and ACE, will allow the tracking of the phase fronts of ULF waves and FTEs (Flux Transfer Events), quasi-periodic reconnection events at the Earth’s magnetopause, into near-Earth space.
1) David Glaser, Karla Vega, “CINEMA – CubeSat for Ions, Neutrals, Electrons, MAgnetic fields,” Proceedings of the 2009 CubeSat Developers’ Workshop, San Luis Obispo, CA, USA, April 22-25, 2009, URL: http://mstl.atl.calpoly.edu/~bklofas/Presentations/DevelopersWorkshop2009/2_Science/4_Glaser-CINEMA.pdf
2) T. S. Horbury, P. Brown, J. P. Eastwood, M. Archer, R. P. Lin, T. Immel, D. Glaser, D.-H. Lee, J. Seon, H. Jin, “CINEMA/TRIO: A three-spacecraft space weather CubeSat mission,” Autumn MIST (Magnetosphere, Ionosphere and Solar Terrestrial science), London, UK, Nov. 25-26, 2010
3) Yongseok Lee, Ho Jin, Jongho Seon, Kyu-Sung Chae, Don-Hun Lee, David L. Glaser, Thomas J. Immel, Robert P. Lin, John G. Sample, Timothy S. Horbury, Patrick Brown, “Development of Cubesat for Space Science mission: CINEMA,” Proceedings of IAC 2011 (62nd International Astronautical Congress), Cape Town, South Africa, Oct. 3-7, 2011, paper: IAC-11-B4.2.5
4) George V. Khazanov, “The Scientific Motivation of Space CubeSat Platforms,” 2011, URL:http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20110015508_2011016229.pdf
5) Robert Lin, “CubeSat: CubeSat for Ions, Neutrals, Electron, and Magnetic Fields (CINEMA),” URL:http://www.researchcrossroads.org/index.php?view=article&id=50:grant-details&option=com_content&Itemid=64&grant_id=4817481
6) Dong-Hun Lee, Robert P. Lin, “Kyung Hee University’s WCU Project on “Space Exploration in Lunar Orbit” Research,” AAPPS Bulletin August 2009, Vol. 19, No. 4, URL:http://www.cospa.ntu.edu.tw/aappsbulletin/data/19-4/18wcu.pdf
7) T. S. Horbury, P. Brown, J. P. Eastwood, M. Archer, R. P. Lin, T. Immel, D. Glaser, D.-H. Lee, J. Seon, H. Jin, “CINEMA/TRIO A three-spacecraft space weather CubeSat mission,” CINEMA/TRIO NAM (National Astronomy Meeting), Manchester, UK, March 27-30, 2012, URL:http://www.jodrellbank.manchester.ac.uk/meetings/nam2012/archive/MST2/Horbury.pdf
8) Jerry Kim, David Glaser, Thomas Immel, “CINEMA (CubeSat for Ions, Neutrals, Electrons & MAgnetic fields),” 8th Annual CubeSat Developers’ Workshop, CalPoly, San Luis Obispo, CA, USA, April 20-22, 2011, URL: http://www.cubesat.org/images/2011_Spring_Workshop/poster_jerry_kim_cinema_general.pdf
9) JaegunYoo, TaeyeonKim, Ho Jin, JonghoSeon, David Glaser, Dong-Hun Lee, Robert P. Lin, “A Thermal and Mechanical Analysis of Trio CINEMA CubeSat Mission,” 8th Annual CubeSat Developers’ Workshop, CalPoly, San Luis Obispo, CA, USA, April 20-22, 2011, URL:http://www.cubesat.org/images/2011_Spring_Workshop/poster_jaegun_trio_cinema.pdf
10) David McGrogan, “Hardware and High Data Speeds on the CINEMA CubeSat,” Technical Report No. UCB/EECS-2010-83, May 19, 2010, URL: http://www.eecs.berkeley.edu/Pubs/TechRpts/2010/EECS-2010-83.pdf
11) Carol Ness, “Students building satellite that’s seen as future of space research,” Oct. 3, 2011, URL:http://newscenter.berkeley.edu/2011/10/03/students-building-satellite-thats-seen-as-future-of-space-research/
12) Jaegun Yoo, Ho Jin, Jongho Seon, Yun-Hwang Jeong, David Glaser, Dong-Hun Lee, Robert P. Lin, “Thermal Analysis of TRIO-CINEMA Mission,” JASS (Journal of Astronomy and Space Sciences, Vol. 29, No 1, 2012, pp. 23-31, URL: http://janss.kr/Upload/files/JASS/29-1-23.pdf
13) Karla Vega, David Auslander, David Pankow, “Design and Modeling of an Active Attitude Control System for CubeSat Class Satellites,” AIAA Modeling and Simulation Technologies Conference, 10-13 August 2009, Chicago, Illinois, USA, paper: AIAA 2009-5812, URL:http://pdf.aiaa.org/preview/CDReadyMMST09_1999/PV2009_5812.pdf
14) David McGrogan, “CINEMA CubeSat Flight Software, Handling High Data Rates,” Proceedings of the 7th Annual CubeSat Developers’ Workshop, Cal Poly, San Luis Obispo, CA, USA, April 21-23, 2010, URL:http://cubesat.calpoly.edu/images/Presentations/1000%20davidmcgrogan2010.pdf
15) Yao-Ting Mao, David Auslander, David Pankow, “CINEMA: Attitude Control System,” 8th Annual CubeSat Developers’ Workshop, CalPoly, San Luis Obispo, CA, USA, April 20-22, 2011 URL:http://www.cubesat.org/images/2011_Spring_Workshop/poster_yao-ting_mao_cinema_acs.pdf
16) Karla Patricia Vega, “Attitude Control System for CubeSat for Ions, Neutrals, Electrons and MAGnetic Field (CINEMA),” Thesis, UCB, Fall 2009, URL:http://sprg.ssl.berkeley.edu/cinema/science/documents/thesis_vega.pdf
17) Nayoung Yoon, Seyoung Yoon, Yongho Kim, Jiwon Yoon, Ho Jin, Jongho Seon, Kyu-Sung Chae, DongHun Lee, Robert P. Lin, “Development of CINEMA Mission Uplink Communication System,” JASS (Journal of Astronomy and Space Sciences, Vol. 29, No 1, 2012, pp. 33-40, URL:http://janss.kr/Upload/files/JASS/29-1-33.pdf
18) Pascal Saint-Hilaire, Manfred Bester, and the CINEMA Team, “CINEMA – CubeSat for Ions, Neutrals, Electrons, MAgnetic fields, Communication System Overview and NTIA lessons learned,” 9th Annual Spring CubeSat Developer’s Workshop, Cal Poly State University, San Luis Obispo, CA, USA, April 18-20, 2012, URL: http://mstl.atl.calpoly.edu/~bklofas/Presentations/DevelopersWorkshop2012/CHDC_Saint-Hilaire_CINEMA.pdf
19) “Atlas V launches on classified Flight to orbit NROL-36 Payload,” Spaceflight 101, Sept. 14, 2012, URL: http://www.spaceflight101.com/nrol-36-launch-updates.html
20) “2012 in Spaceflight,” Wikipedia, URL: http://en.wikipedia.org/wiki/2012_in_spaceflight
21) Robert Lin, Thomas Immel, Jerry Kim, David, Glaser, John Sample, Tim Horbury, “CINEMA Status,” Oct. 31, 2011, URL:ftp://apollo.ssl.berkeley.edu/pub/cinema/01.%20Management/2.%20Meetings/NSF%20PI%2010-31-11_v2.ppt
22) Guy Mathewson, “2012 CubeSat Workshop, OSL’s Vision & Mission,” 9th Annual Spring CubeSat Developer’s Workshop, Cal Poly State University, San Luis Obispo, CA, USA, April 18-20, 2012, URL:http://mstl.atl.calpoly.edu/~bklofas/Presentations/DevelopersWorkshop2012/Mathewson_Keynote.pdf
23) Travis Willcox, “Office of Space Launch Atlas V Aft Bulkhead Carrier & Operationally Unique Technologies Satellite,” 9th Annual Spring CubeSat Developer’s Workshop, Cal Poly State University, San Luis Obispo, CA, USA, April 18-20, 2012, URL:http://mstl.atl.calpoly.edu/~bklofas/Presentations/DevelopersWorkshop2012/Keynote_WillcoTSat.pdf
24) D. L. Glaser, J. S. Halekas, P. Turin, D. W. Curtis, D. E. Larson, S. E. McBride, R. P. Lin, “STEIN (SupraThermal Electrons, Ions and Neutrals), A New Particle Detection Instrument for Space Weather Research with CubeSats,” Proceedings of the 23nd Annual AIAA/USU Conference on Small Satellites,Logan, UT, USA, Aug. 10-13, 2009, SSC09-III-1, URL:ftp://apollo.ssl.berkeley.edu/pub/cinema/14.%20CubeSat%20Literature/STEIN%20SmallSat%SSC09-III-1.pdf
25) “CINEMA – CubeSat for Ions, Neutrals, Electrons and Magnetic fields,” Imperial College London, Feb. 2010, URL: https://www.jiscmail.ac.uk/cgi-bin/filearea.cgi?LMGT1=SPACE-WEATHER&a=get&f=/11feb2010/HorburyTRIOCINEMAFeb2010.pdf
26) Patrick Brown, Chris Carr, Tim Horbury, “MAGIC – MAGnetometer Imperial College,” Fourth European CubeSat Symposium, ERM (Ecole Royale Militaire), Brussels, Belgium, Jan.30-Feb. 1, 2012
27) “Watching space weather through the MAGIC of CubeSat CINEMA,” Space Daily, April 12, 2012, URL:http://www.spacedaily.com/reports/Watching_space_weather_through_the_MAGIC_of_…
28) P. Brown, T. Beek, C. Carr, H. O’Brien, E. Cupido, T. Oddy, T. S. Horbury, “Magnetoresistive magnetometer for space science applications,” Measurement Science and Technology, Vol. 23, 2012, doi:10.1088/0957-0233/23/2/025902, URL: http://iopscience.iop.org/0957-0233/23/2/025902/pdf/0957-0233_23_2_025902.pdf
29) “Instrumentation II, Magnetometers and Calibration,” URL:http://www.sp.ph.ic.ac.uk/~arnaud/PG2008/Instrumentation_Lecture_II.pdf
30)http://www3.imperial.ac.uk/spat/research/missions/space_missions/cinema
The information compiled and edited in this article was provided by Herbert J. Kramer from his documentation of: ”Observation of the Earth and Its Environment: Survey of Missions and Sensors” (Springer Verlag) as well as many other sources after the publication of the 4th edition in 2002. – Comments and corrections to this article are always welcome for further updates.
