| Minisat 01 | ||
|---|---|---|
 Parche de la misión Minisat 01 | ||
| Estado | Reentrado en la atmósfera | |
| Tipo de misión | Observatorio espacial / Experimental | |
| Operador | INTA | |
| ID COSPAR | 1997-018A | |
| no. SATCAT | 24779 | |
| ID NSSDCA | 1997-018A | |
| Duración de la misión | 10192 días y 23 horas | |
| Propiedades de la nave | ||
| Masa de lanzamiento | 209 kg | |
| Potencia eléctrica | 200 W[1] | |
| Comienzo de la misión | ||
| Lanzamiento | 21 de abril de 1997 | |
| Vehículo | Pegasus XL | |
| Lugar | Base Aérea de Gando,Gran Canaria | |
| Fin de la misión | ||
| Tipo | reingreso | |
| Fecha de decaída | 26 de febrero de 2002 | |
| Transpondedores | ||
| Ancho de banda | 1 Mbps[1] | |
Insignia de la misión Minisat 01 | ||
ElMinisat 01 fue un satélite desarrollado enEspaña dentro delPrograma de Pequeños Satélites (Minisat). El proyecto comenzó en 1990. Después de algunos estudios de viabilidad el satélite entró en fase de diseño en 1993. Los objetivos principales del programa eran desarrollar undemostrador de tecnología para probar y desarrollar las capacidadesespañolas para producir y operar satélites artificiales. Con este fin, 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.[2]
El Minisat 01 fue concebido para realizar observación de la Tierra en unaórbita baja además de cuatro experimentos científicos diferentes:[3][4]
Se ideó una carga útil alternativa, pero no se implementó, que consistía en cuatro experimentos adicionales: GOYA (Observador de explosión de rayos gamma anhelado siempre), SIXE (Experimento español italiano de rayos X), DOPA, XRASE. Estos experimentos se proyectarían más tarde para el Minisat 02 antes de que se descartara el proyecto.[5]
El satélite fue construido entreCASA, que estaba a cargo del desarrollo de la plataforma, eINTA, que diseñó principalmente las diferentes cargas útiles y la implementación del experimento. Se puso un gran énfasis en mantener los costos bajos para que la construcción fuera modular (capaz de acomodar hasta 300 kg de carga útil), pequeña (aproximadamente 1145 mm x 1005 mm x 1170 mm) y se proyectó que tuviera una vida útil de 4 a 5 años. El cuerpo terminó pesando 195 kg (estructura de 100 kg y 95 kg de carga útil) y tenía la forma de unprisma hexagonal con los experimentos situados en las caras superior e inferior, mientras que en los lados se montaron 4paneles solares desplegablesAsGa (550 mm x 800 mm en tamaño) capaces de proporcionar la potencia necesaria para hacer funcionar el satélite (aproximadamente 50W).[6]
El núcleo contenía unabatería de NiCd y la unidad central de procesamiento y computación a bordo (unmicroprocesador Intel 80386 modificado) con 32Mb deRAM, 512 kb deEEPROM, 2.4 MIPS de rendimiento, 32 MB dealmacenamiento de datos y múltiples núcleos redundantes. Una conexión de bus conectaba el microprocesador con los experimentos capaces de proporcionar interfacespunto a punto mientras se administraba el subsistema de control. Este se dividió en dos unidades básicas: la térmica y la cinética. La primera consistía en un recubrimiento aislante alrededor del cuerpo contermistores 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 aseguraba 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 colocadasortogonalmente entre sí y unarueda de reacción en el plano de giro. Los datos de la posición actual del cuerpo eran proporcionados por dossensores solares colocados perpendicularmente y dosmagnetómetros biaxiales que, trabajando cooperativamente, podían proporcionar información precisa sobre la posición del satélite hasta ±3º de error.[7]
La comunicación conTierra se mantenía utilizando transmisores deRF bidireccionales que operaban en labanda S con una velocidad debajada de 1Mbit/s y una velocidad de subida de 2 kbit/s.
El satélite fue lanzado desde unLockheed L-1011-385-1-15 TriStar con matrícula N140SC con uncohete Pegasus-XL desde laBase Aérea de Gando en lasIslas Canarias el 21 de abril de 1997.[8][9] Fue colocado en una órbita cercana a circular con 585 km deápside, 566 km deperiapsis con e inclinación de 151º (29ºretrógrado) y unperiodo orbital de 96 minutos.[1] En el mismo lanzamiento se incluía una urna funeraria con las cenizas de 24 personas, entre las que se incluyenGene Roddenberry (creador del universoStar Trek),Gerard K. O'Neill oTimothy Leary.[10]
Después de que 5 años de funcionamiento exitoso, el satélite reentró en la atmósfera el 14 de febrero de 2002.
Durante toda su vida operativa fue operado por el INTA, quién controló el satélite desde elCentro Espacial de Maspalomas.[11]
Siendo el resultado de los esfuerzos de conjuntos del INTA y laUniversidad de California en Berkeley, este dispositivo tenía como objetivo realizar observacionesespectrográficas deradiación UVE defusa en el medio interestelar para examinar la composición de laMesosfera. El foco de estas observaciones eran líneas de oxígeno y alta energía (por encima de 10eV), vida media alta (por encima de 1024 s)neutrinos cuya presencia puede ser indicativa demateria oscura.
Para alcanzarlo ese objetivo, el dispositivo empleaba dosespectrómetros independientes equipados conbanda espectral modulable (entre 350 y 1100Å). Esto permitió comparar y filtrar las lecturas obtenidas para minimizar loserrores sistemáticos causados por la naturaleza ionizante delUVE, asegurando así un mayor grado de precisión. Cada espectrómetro tenía un tamaño de aproximadamente 40x40x13 cm y 11 kg de peso con rejilla aguda (8 cm de diámetro, 18 cm dedistancia focal con 2460 líneas / mm con regla holográfica y de carburo deboro/silicio) para proteger los instrumentos de medición. Debajo de la rejilla, se asignan los detectores de placa multicanal (MCP) con codificación de cuña y tira, mirando hacia el exterior a través de unalente que les proporciona uncampo de visión de 26º x 8º y cuatro posiciones posibles. Estos fueron: abierto (transmitiendo toda la longitud de onda), blindado (bloquea todas las emisiones y permite lecturas de radiación interna), filtro defluoruro de magnesio (que permite medir laserie espectral Lyman-alpha) y filtro dealuminio (que bloquea la mayor parte de la radiación de Lyman mientras permite el paso deUVE).
El dispositivo se colocó en un extremo del satélite, mirando hacia la dirección contraria al sol y se utilizó continuamente durante la vida útil del satélite.[12]
Desarrollado por laUniversidad Politécnica de Madrid el CPLM era módulo de experimentación creó para estudiar elcomportamiento de los fluidos al ser colocados dentro de puentes axiales simétricos bajo condiciones demicrogravedad. Consista en una célula de prueba que contiene los puentes fluidos integrados entre varios detectores ópticos, los cuales eran capaces de medir cambios en posición y forma del fluido, y una unidad de orden. Esta unidad se era construido con unmotor, capaz de cambiar la dirección de los puentes y a reinicialización el experimento, y unacelerómetro qué medía las fuerzas que actúan en el fluido de prueba. El módulo estaba alojado dentro de un contenedor cilíndrico qué también contenía lafuente de alimentación, varias temperatura y sensores depresión y unatarjeta de memoria de salvaguarda.
Durante su funcionamiento, el puente líquido se orientaría perpendicularmente al eje z (dirección del Sol al satélite) y se activaría durante 5 minutos una vez por semana. Como resultado, el satélite giraría ±0.375rpm longitudinalmente como consecuencia directa de las aceleraciones aplicadas en el CPLM.[13]
El LEGRI estuvo desarrollado por un equipo internacional compuesto por INTA, el Laboratorio Rutherford Appleton (RAL), laUniversidad de Valencia y laUniversidad de Birmingham. El objetivo principal era construir unprototipo detelescopio de rayos gamma capaz de detectar radiación de energía baja (entre 10 y 200 keV) producida por ladispersión deradiación gamma emitida por cuerpos celestiales comoagujeros negros,estrellas de neutrones oestrellas binarias.
El dispositivo debía incorporar tecnología de punta para su tiempo, como los detectores emergentes HgI2 desarrollados por elCentro de Investigaciones Energéticas y Medioambientales (CIEMAT) capaces de proporcionar lecturas precisas sobre el rango de energía operativa y un alto grado deresistencia térmica y un muy buena relación eficiencia-peso. Originalmente, 100 detectores de este tipo formaban la subunidad de detección LEGRI, pero la naturaleza experimental de esta tecnología hizo que INTA eligiera mezclar una matriz de 80 detectores CdZnTe más convencionales y confiables. Esta decisión también permitió comparar directamente su rendimiento al trabajar en un entorno de0 g y compartir FEE y flujos deruido de fondo. Además de la subunidad de detección, LEGRI incorporó una unidad de filtrado hecha de uncolimador mecánico apoyado en una placa detungsteno en forma depanal que se asigna frente a los detectores, una fuente de alimentación de alto voltaje necesaria para alimentar el dispositivo y una unidad de procesamiento que administra los datos y proporciona lecturas deactitud continuas en el satélite para facilitar la reconstrucción de la imagen y evitar elruido de señal.[14]
Desarrollado por CASA, el ETRV era un mecanismo de control de la velocidad capaz de desplegar varios dispositivos como tableros solares, antenas y pruebas. Consista en un motor eléctrico conectado a unresorte de torsión montado sobre uncaja de cambios capaz de regular el movimiento y proporcionando cierto grado de estabilidad. Para simularcargas útiles, un pequeñovolante de inercia fue añadido al final dl brazo de despliegue directamente conectado a la caja de cambios. Para asegurar el posicionamiento correcto del brazo móvil uninterruptor de láminas electromagnético mediría elmomento, ángulo giroscópico y la velocidad del brazo que proporciona correcciones en tiempo real para el sistema y permite una velocidad máxima de despliegue de 180° en aproximadamente 3 minutos.
El control de tiempo durante las fases diferentes de despliegue estuvo asegurada por uniniciador pirotécnico, responsable de mantener la integridad del sistema hasta el disparo de una carga pirocinética que indicaría que se cumplían las condiciones para comenzar todo el proceso de colocación.[15]
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Datos:Q16521879
Multimedia:Minisat 01 /Q16521879