picosat mission introduction 莊哲男 / 林信嘉 date: 96/03/08

Picosat Mission IntroductionPicosat Mission Introduction

莊哲男 / 林信嘉Date: 96/03/08

大綱

• 衛星系統介紹• Picosat/Nanosat 的發展類型及用途• 衛星任務選擇考量因素 • 衛星系統發展• 課堂計畫及課堂計畫及作業說明

TT&C 地面站X-頻段遙測資料接收站

影像資料處理中心多重任務中心

影像產品使用者

地面系統

台南TT&C 地面站

中壢TT&C地面站

新竹遙測資料接收站

S/S 頻段通訊

X 頻段影像資料下鏈

遙測酬載科學酬載

衛星本體太陽同步軌道

發射載具

TT&C 地面站TT&C 地面站X-頻段遙測資料接收站X-頻段遙測資料接收站

影像資料處理中心多重任務中心

影像產品使用者

地面系統

台南TT&C 地面站

中壢TT&C地面站

新竹遙測資料接收站

S/S 頻段通訊

X 頻段影像資料下鏈

遙測酬載科學酬載

衛星本體太陽同步軌道

發射載具

Satellite System Architecture

福爾摩沙衛星二號

衛星大小等級衛星大小等級

• 衛星大小等級的分類 , 一般依重量分為 :– 大衛星 (large satellite, 1000 公斤以上 ), – 小衛星 (small satellite, 500~1000 公斤 ), – 迷你衛星 (mini-satellite, 100~500 公斤 ), – 微衛星 (micro-satellite, 10~100 公斤 )– 奈米級衛星 (nano-satellite, 1~10 公斤 ),– 皮米級衛星或微微衛星 (pico-satellite, 1公斤以內 )

Picosat Examples

CubeSat by radio amateurs

CubeSat by the University of Tokyo

P-POD Launcher

NSPO-YamSat

Picosat/NanosatPicosat/Nanosat 的發展類型及用途的發展類型及用途

Picosat/Nanosat 的發展類型及用途

1. 做為衛星系統課程的標的物：– Picosat/Nanosat 系統複雜度比大型衛星簡單，發展時程較短 ( 約二年 ) ，所需發展及發射經費皆遠低於大型衛星，學生的構想有實現的可能性。

–很多學校的發展經驗多有公布在網路上，大家可以彼此交換技術及心得。

Picosat/Nanosat 的發展類型及用途( 續 )

2. 元件的太空驗證：– Picosat/Nanosat 的發展成本低、要求的操作壽命較短，學生可以大膽使用商業用元件，例如一些微微衛星使用商用無線通訊手機模組，當作衛星通訊元件。如此可對商業元件做太空驗證，使以後衛星的元件成本大幅降低。

– 學生也可將自製的元件，放到太空去驗證效能，例如天線及太陽能板的展開機構等，以讓日後其他衛星採用。

3. 太空技術的驗證：– Picosat/Nanosat 衛星體積、質量及電力非常有限，某些用於大型衛星的元件及技術並不適用。元件需要微小化，例如使用微機電 (MEMS) 技術的感測器或推進系統。

– 許多有用的衛星任務 ( 例如遙測影像 ) 需要良好的三軸穩定控制，但三軸穩定需要複雜的設計及電能消耗，是待克服的技術。

– 例如 CalPoly 發展的 CP2 衛星，就是希望提供一個三軸穩定控制的衛星本體平台。


4. 太空科學實驗平台：– Picosat/Nanosat 衛星雖小，也可執行有用的特定太空科學實驗。

– TU Sat 1 衛星量測太空中電漿密度，及研究纜線 (Tether) 通過電離層所產生的電動力學。

– MEROPE 衛星以輻射計量測 Van Allen Belts 區域的輻射劑量等。

– QuakeSat 衛星以磁力計量測高空的超低頻磁場，研究其和地表地震的關聯性。


5. 通訊用途 :– 衛星和地面站的通訊能力，可以擴展到民生用途。

– TU Sat 1 衛星就以提供開發中國家的電子郵件通訊為其衛星任務之一。

– nCube 衛星就用來接收船隻廣播的 AIS 訊號，包括船隻的位置、速度及方向的資料，再將此資料轉送到地面，可用來監控船隻的安全狀況。


6. 光學照相 :–日本東京大學 XI-IV 衛星使用 CMOS 的商業用照相機，已可拍攝到地球及太陽的影像。由此可驗證 CMOS 感測器的太空應用，及太空用光學照相儀器成本降低的可能性。


7. 星群應用：– Picosat/Nanosat 衛星的發展成本低，並且一次可用火箭發射多顆，所以星群的使用，可以發揮「螞蟻雄兵」的加成效果。

– ICE 計畫擬同時發射二個微微衛星，使二者相距 100 公尺以上，可同時量測 GPS 衛星訊號的差異，研究 GPS訊號通過大氣層的訊號閃耀 (scintillation) 現象，這和中華衛星三號的操作原理相似。

– KUTESat 計畫擬同時發射三個微微衛星，彼此間的無線通訊是其實驗項目之一。

– 可以預期到，未來微微衛星的星群應用會愈來愈多。


國際 Picosat / Nanosat 發展狀況 (1)

衛星名稱發展機構衛星主要任務衛星主要規格參考網頁

QuakeSat 美國史丹福大學

量超低頻磁場以偵測地震總重三公斤，包含伸出的磁力計

http://ssdl.stanford.edu/L

M-CubeSat/Team4/

XI-IV 日本東京大學

照相, 通訊服務一公斤

CMOS照相機

http://dat15.t.u-tokyo.ac.j

p/cubesat/index-e.html

Cute-I 日本東京技術學院

衛星技術驗證, 例如天線及太陽能板展開測試

一公斤 http://lss.mes.titech.ac.jp/s

sp/cubesat/index_e.html

TFSA 美國史丹福大學

薄膜太陽能板測試一公斤 http://ssdl.stanford.edu/L

M-CubeSat/Team2/

NarcisSat 美國史丹福大學

照相一公斤，使用被動式磁力控制

http://ssdl.stanford.edu/na

rcissat/index.html


CP1,

CP2

美國加州理工大學

CP1:驗證衛星技術, 包括太陽感測器, 磁力棒等;

CP2:驗證衛星技術, 包括三軸穩定;

各一公斤 http://polysat.calpoly.edu/

ICE 美國康奈爾大學

使用二顆相距 100公尺以上的衛星量測 GPS訊號閃耀(scintillation)現象

每顆一公斤; 使用重力梯度桿; 含 GPS

接收器。

http://www.mae.cornell.e

du/cubesat/

Mea

Huaka’i

(探險者)

美國夏威夷大學

測試 5.8GHz主動天線及溫度感測器驗證

總重一公斤，使用被動式磁場穩定控制

http://www-ee.eng.hawaii

.edu/~cubesat/

KUTESat 美國堪薩斯大學

量測輻射量及照相;

使用噴射裝置做姿態控制;

衛星之間的通訊實驗

三個一公斤衛星組成

http://www.ae.engr.ku.edu

/kutesat.htm



MEROPE 美國蒙大拿大學

量測 Van Allen Belts的輻射量

一公斤，含蓋氏輻射計算器，使用被動式磁力姿態控制

http://www.ssel.montana.

edu/merope/

ION 美國伊利諾大學

電子噴射裝置實驗; CMOS

感測器當星光儀的可能性研究

二公斤 http://courses.ece.uiuc.ed

u/cubesat/

TU Sat 1 美國泰勒大學

電子郵件通訊; 量測電漿密度, 纜線電動力學及磁場變化

1.5公斤，

使用重力梯度纜線做姿態穩定

http://www.css.tayloru.ed

u/~physics/picosat/

SEEDS 日本 Nihon

大學

藉由衛星溫度量測來判斷衛星的姿態

一公斤 http://forth.aero.cst.nihon-

u.ac.jp/Cubesat/e-index.ht

ml

nCube 挪威科技大學等

船隻定位實驗總重一公斤;

使用展開的重力梯度桿

http://128.39.102.180/fra

meset.html

HAUSAT-1 韓國Hankuk 航空大學

主動式天線(Active

Antenna)通訊實驗

總重一公斤 http://www.hau.ac.kr/ssrl


衛星任務選擇考量因素衛星任務選擇考量因素

衛星任務選擇考量因素 (1)

計畫任務例子考量因素

使用衛星上 GPS接收器，驗證軌道定位能力。

要驗證什麼技術？

驗證的目的為何？

如何選用適合的 GPS接收器？

如何知道衛星現在的真實位置，並和 GPS接收器當時量到的位置比較？

利用星圖判斷衛星姿態之能力

要驗證什麼技術？

驗證的目的為何？

如何選用適合的星光追蹤儀？

如何知道驗證結果對不對？

•任務類別 :元件及太空技術驗證


計畫任務例子考量因素

業餘無線電之訊息傳輸服務；

服務對象為何？

通訊品質有何限制？

通訊範圍多廣？

使用衛星收集海面溫度量測器的資料服務對象為何？

通訊品質有何限制？

如何建立衛星和量測器的通訊？

通訊範圍多廣？

•任務類別 :通訊應用

計畫任務議題

使用 CMOS照相機觀測颱風

使用 CCD照相機拍攝台灣上空雲圖使用 CCD照相機拍攝地表地圖

使用子衛星拍照母衛星的外觀

將子衛星拍照結果回傳給母衛星

服務對象為何？

拍照物為何？有何特性？

照相品質有何限制？

如何選用適合的照相機？

如何知道拍到那裡？

如何將資料傳下來？


•任務類別 :光學照相

使用衛星量測地震產生的電磁波

待測物為何？有何特性？

如何選擇適合的量測儀器？

如何知道事件的發生，發生的時間及地點？

如何驗證量測的準確性？

將外太空量測資料回傳給母太空船

待測物為何？有何特性？

如何選擇適合的量測儀器？

如何將資料回傳？


•任務類別 :科學實驗

衛星系統發展衛星系統發展

衛星設計流程

衛星軌道酬載儀器

( , , 遙測通訊)科學

任務需求

發射載具結構規格

通訊規格

地面站

衛星姿態控制需求

電力需求

指向精度

通訊時間

Link Budget

, 高度傾角

發射動態環境

熱控制需求

指令及資料,處理

飛行軟體指令及資料

,黑暗區時間軌道面角度

資料量

軌道運動

通訊

溫度

電力

姿態

支撐

監控

Spacecraft Development Cycles

RequirementDevelopment

DesignValidation

Operation

Manufacturing

MissionNeed

DesignBaseline

SDR

PDR

CDR

ITR

PSR

Integration& Test

System Spec.

Subsystem Spec.

Component Spec.

• Spacecraft development is an iterative process.

• Major changes in the late stage may cause significant impact to the program.

• All changes should be evaluated from SYSTEM point of view.

Test Procedures

Systems Engineering

• A development system capable of meeting mission requirements within imposed constraints including mass, cost and schedule.

• Trade studies in the system engineering process on requirement definition, resource allocation, and design integration.

• Feasibility study• System Requirements• Specification Breakdown• Budget Control and Interface Control• Considering different phases in the spacecraft

design

Mission Requirements

• Mission Objectives:– Communication: Provide communication link

between any two locations on earth – Earth Observation: Provide image data of Taiwan

island– Science: Grow vegetable in space

• Mission Needs:– Communication: coverage area, data type, time

latency, etc.– Earth Observation: resolution, revisit time,

availability, etc.– Science: type of vegetable, observation time, etc.

Mission Analysis

• To meet Users’ needs• Payload Requirements• Operation Algorithm• Orbit & Launch Selection• Mission Requirements• A key aspect of mission analysis is to identify

critical features of the mission which have an impact upon system and subsystem design.

Payload Performance Requirements

• Communication Payload:

- frequency band

- link margin

- BER (Bit Error Rate)

- Others

• Earth Observation Payload:

- spectral characteristics

- ground sampling distance

- swath width

- Others

Payload Requirements

• Resource limit of a Picosat/Nanosat: Example:

– Weight: 3 Kg (0.75~1 Kg Payload Weight)– Size: 10cm x 10 cm x 30 cm– Power:

• Actual available power will depend on the solar array effective size and selected orbit.

• Typically half of the power will be needed for spacecraft bus operation.

– Payload Downlink Data Rate: <1Mbps (limit by power requirement)

– Pointing Accuracy: 0.3~0.5 degree (3 axis nadir pointing control)

Spacecraft System Interfaces

Spacecraft System

Space SegmentGround Segment Launch Segment

PayloadSpacecraft Bus

SMS TCS RCS ADCS C&DHTT&C FSW

• All interfaces need to be defined and controlled to assure integrity of the final design.

Spacecraft System Key Interfaces

Space SegmentGround Segment Launch Segment

• Orbit

• Weight

• Size

• Environmental Loads

• Mechanical Interface

• Electrical Interface

• Attitude Control

• TT&C Frequency

• TT&C Format

• Link Budget

• Mission Operation

• Launch Tracking

Requirements Definition

Mission Requirements

Payload Requirements

Mass/Size

Data Rate

Thermal

Operation Modes

Power

Pointing/Stability

Field of View

Performance

Spacecraft BusRequirements

Mission Needs

Mission Objectives

SMS

System

TCS

RCS

ADCS

EPS

TT&C

C&DH

FSW

Orbit Trade Studies

Selected Orbit- Altitude -

- Inclination -

Revisit Time- Taiwan -- Global -

AreMission Needs

Met?

Final Mission Orbit

Yes

No

LVSelection

Mission Orbit

ThermalEnvironment

CoverageAreaRadiation

• Weight

• Size

• Propulsion

• Thermal Control

• Power

• Parts Selection

• Shielding

• Antenna

• Operation Mode

Spacecraft Bus Requirements

• Design requirements for each of the spacecraft bus subsystem can be expressed by a set of design parameters, e.g. link budget, etc.

• Definition of key design parameters for each of the spacecraft subsystem and associated analysis for design verification will be discussed in detail in the subsequent lectures.

• Some of the requirements, however, have overall effects across all the subsystems, e.g. weight. These requirements are typically classified as the system requirements.

Spacecraft Bus Requirements (cont.)

• System level trade studies are needed to define these requirements with proper allocation to subsystems.

• Design verification of system requirements may be conducted in the subsystem level. Allocation to subsystems may need to be adjusted based on the subsystem design.

• Typical set of system requirements: - Orbit - Mission Life - Reliability - Mass

- Power - Link Budget - Pointing

- Memory size/throughput

Mass

MaximumLift-off Weight

CandidateLaunch Vehicle

RequiredPropellant

Mission Orbit

Dry Weight

Payload Weight

WeightAllocation

WeightEstimation

Withinallocation?

Baseline Design

SystemDesign

Subsystem Weight

Harness Weight

Ballast Weight

YES

NO

Margin

Power

• Design Drivers:

- Customer/User - Target planet, Solar distance

- Spacecraft configuration - Lifetime

- Attitude control - Orbit parameters

- Payload requirements - Mission constraints

• Power requirement could be market driven, payload driven, and for the case of picosat, size and configuration driven.

Power Allocation

Body MountedSolar Cell

AvailableMounting Area

OrbitParameters

AttitudeControl

CellTemperature

AvailablePower (BOL)

CellType

SpacecraftConfiguration

PowerAllocation

MissionConstraints

Design Integration

ADCS TradesSpin vs 3-axis vs passive

On-board vs ground navigationSensor selection

Actuator selectionControl law

MissionOrbit? Orbit change?Earth pointing? Accuracy/Stability?Slewing requirement? Autonomy?

StructureC.G. constraints?Initial constraints?Sensor location?Field of view?

PowerPower requirement?Solar array pointing?

CommunicationAntenna pointing?

ThermalSpecial maneuvering?

Design Verification

• All requirements need to be verified either by analysis, test, or inspection.

• Test Philosophy:

Acceptance Test: Maximum flight prediction and duration

Qualification Test: Qualification level and duration, i.e. acceptance plus margin

Proto-flight: Qualification level and acceptance duration

• Typical Spacecraft System Level Test:

Electromagnetic Compatibility/Interference Test (EMC/EMI), Comprehensive

Performance Test (CPT), Vibration, Shock, Acoustic, Thermal Vacuum/Thermal

Balance Test, Alignment, Mass Property, Leak Test, Spin Balance, Deployment,

etc.

ComponentLevel

SubsystemLevel

SpacecraftLevel

課堂計畫及作業說明課堂計畫及作業說明

研習方案 2:Preliminary Design of Picosat System

• Design a set of picosats which may contain more than one satellite for early warning of sand storm from Gobi desert in north-west mainland China.

• Each satellite shall have weight no more than 3kg and size no more than 10cm x 10cm x 30 cm, and the design shall include payload suitable for the mission, adequate system-subsystem structure and elements, and operating sequence to achieve mission objective.

• Need to study the characteristics of the sand storm in order to formulate a set of mission requirements.

Outline for Program Report

1. Program Introduction2. Mission objectives and requirements3. Payload specification and requirements4. Orbit specification5. Power specification6. Structure configuration and specification7. Thermal control specification8. TT&C specification9. Command and Data Handling specification10.Attitude specification11.Verification of system12.Power and mass distribute13.Flight operation modes and procedures

衛星命名

• 為何要命名 ?– 代表此衛星的特色– 凝聚向心力

• 衛星命名範例 :– ROCSAT-1, 中華衛星一號– YamSat, 蕃薯號衛星– LISA (Lost In Space Algorithm), 麗莎

• 命名來源 :– Mission– Payload– 象徵意義

衛星主要特性• 任務 :• 酬載 :• 衛星發射時間 :• 發射火箭 :• 軌道 : 高度 ?公里 , 傾角 ?度• 衛星質量 : 體積 : 形狀 : • 任務壽命 : 設計壽命 : • 電力 : 太陽能晶片類型 ? 太陽能板類型 ? 充電電池類型 ? 工作電壓 ?• 通訊 : 指令上傳頻率 ,速度 , 格式 ; 資料下傳頻率 ,速度 , 格式• 衛星電腦 : 微處理器 ? 記憶體容量 ? 作業系統 ? I/O型態及數量• 姿態判定方式及元件 ? 姿態控制方式及元件 ?• 溫度控制方式及元件 ?• 結構構造及材料 ?

衛星發展時程規劃階段名稱開始日期~結束日期時程

1.計畫開始日期 2.任務分析及系統設計 M個月 3.系統設計審查（SDR） 4.初步設計 M個月 5.初步設計審查（PDR） 6.細部設計 M個月 7.細部設計審查（CDR） 8.飛行體製造及組裝 2M個月 9.測試準備審查（TRR） 10.飛行體測試 2M個月 11.運送準備審查（PSR） 12.等待運送 ?個月 12.發射前測試 ?個月 13.衛星發射 14.飛行操作及資料分析 ?個月時程總計 ?個月

衛星分析及設計• 發展軟體工具• 衛星軌道模擬• 衛星結構繪製• 結構分析• 電路圖繪製及分析• 電力分析• 熱控分析• 姿控分析

Product Tree ExampleYamSat System

Structure

-Z Panel

+Z Panel

-Y Panel

+Y Panel

-X Panel

+X Panel

Thermal Control

Power TT&C ADCS Payload

Black Paint

Isolator

Battery

Distribution Regulation

unit

Harness

Solar Array

VHF/UHF Antenna

Receiver

Transceiver

Magnetometer

Magnetic Coil

Optical Parts

SpectrometerElectronics

CW Antenna

C&DH

OBMU

Flow Chart for Requirements design

MissionObjectives

SystemRequirement

PayloadSpecification

OrbitSpecification

TTCRequirement

Thermal controlRequirement

AttitudeRequirement

PowerRequirement

StructureRequirement

C&DHRequirement

作業

1. 將團隊人員做任務分配2. 定義衛星任務需求3. 依據任務需求 , 訂定衛星酬載儀器主要特性

4. 依據酬載特性 , 訂定衛星系統需求

作業參考例子 (1)1. 人員任務分配 : 組長 , 酬載 , 結構 , 姿控 , 電力 , 指令及資料處理 , 飛行軟體 , 通訊 , 熱控等。

2. 定義衛星任務需求 : 衛星的任務，是量測太陽光在大氣層的散射量，以做大氣成分分析的實

驗。

3. 依據任務需求 , 訂定衛星酬載儀器主要特性 :衛星酬載是微光譜儀 , 其主要特性為 :(1) 使用微機電技術所做的分光儀 , 將可見光譜分成 256波段(2) 有個光學鏡頭需朝外(3) 需在有陽光的時候才能做實驗(4) 微光譜儀鏡頭需緩慢轉動 , 掃過大氣層(5) 使用 +5V 電源 . 使用功率 0.5W. 操作時間長短不拘(6) 使用非同步序列介面傳輸科學資料 , 每 1.172 sec 產生 256bytes 科學資料(7) 操作溫度範圍為 -20~+40 degC

作業參考例子 (2)

4.依據酬載特性 , 訂定衛星系統需求 :(1)結構 : 結構需有開孔以讓光譜儀鏡頭朝外(2)姿態控制 : 使用 B-dot 磁力控制 , 使光譜儀緩慢轉

動 , 並掃過大氣層(3) 電力 : 提供足夠電力給衛星各次系統 . 提供 5V 電源給光譜儀 , 並能控制其電源 ON/OFF

(4)指令及資料處理 : 提供微光譜儀的指令及遙傳資料介面 , 及資料儲存空間

(5) 通訊 : 提供地面站和衛星的通訊連結(6)熱控 : 維持衛星各次系統及酬載在適當的溫度

picosat mission introduction 莊哲男 / 林信嘉 date: 96/03/08

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