Astazi 8 aprilie 2010 Cryosat a renascut din propria cenusa dupa ce o racheta Dnepr a reusit plasarea satelitului european pe o orbita polara joasa in jurul Pamantului, marcand un nou succes pentru agentia spatiala europeana ESA.
Astazi 8 aprilie 2010 Cryosat a renascut din propria cenusa dupa ce o racheta Dnepr a reusit plasarea satelitului european pe o orbita polara joasa in jurul Pamantului, marcand un nou succes pentru agentia spatiala europeana ESA.
Istoria misiunii Cryosat este una complicata, dupa ce prima versiune a satelitului (Cryosat 1) a fost pierdut intr-un zbor nereusit de pe 8 octombrie 2005, cand racheta purtatoare Rokot KM a subperformat distrugand satelitul incarcat la bord. Atunci, la momentul separarii treptelor doi si trei la o altitudine de 200km acestea au ramas cuplate in loc sa se detaseze si ca o consecinta intregul ansamblu a capatat o traiectorie balistica reintrand in atmosfera cu o viteza de aproximativ 5km/s si distrugand in totalitate satelitul (resturile acestuia cazand undeva la 100km de Polul Nord).
Ulterior lansatorul a fost schimbat in favoarea lui Dnepr- o racheta construita de compania ucraineana Yuzhnoye pe baza vechii versiuni balistice SS18, dar tensiunea din jurul lansarii nu a disparut, aceasta fiind amanata succesiv pana astazi 8 aprilie.
Din fericire astazi totul a decurs conform planului astfel ca dupa desprinderea din silozul de la Baikonur racheta Dnepr a reusit inscrierea satelitului pe orbita dorita. Prima achizitie a semnalului a avut loc deasupra statiei de sol din Malindi pe teritoriul african, dar din pacate problemele tehnice si timpul scurt de contact au limitat comunicatia doar la receptia telemetriei. Cateva minute mai tarziu, satelitul s-a mutat in directia sud deasupra teritoriului polar unde statia de sol Troll a permis in sfarsit trimiterea primelor comenzi catre satelit.
Momentan, conform telemetriei receptionate datele de orbita si cele receptionate de la echipamentele de bord confirma functionarea nominala si succesul misiunii. In urmatoarele zile echipa de la sol va lucra intens pentru pregatirea tuturor sistemelor inaintea intrarii in operare nominala si a activarii satelitului pentru colectarea datelor stiintifice.
Asa cum spuneam Cryosat 2 este o continuare a misiunii din 2005 platforma fiind identica cu cea a satelitului pierdut in accidentul de atunci. Instrumentele stiintifice au fost in schimb upgradate. Misiunea supranumita “ESA’s ice mission”al carei cost se ridica la 189 milioane de dolari va orbita in jurul Pamantului de la o altitudine de 717 km avand o orbita aproape polara cu o inclinatie de 92 de grade si care impreuna cu miscarea de rotatie naturala a Pamantului ii asigura o acoperire totala pentru colectarea datelor.
Construit sub un contract principal cu Astrium GmbH din Germania si avand subcontractori in toata Europa, Cryosat 2 isi propune sa masoare pentru un minim de 3 ani (avand o posibila extensie pana la 5 ani in cazul unui scenariu pozitiv) cu o acuratete de pana la 10% din variatia anuala grosimea stratului de gheata aflat pe sol sau in largul oceanelor. In termeni concreti aceasta inseamna o acuratete de 1.5 cm/an in cazul intinderilor mari de gheata din Oceanul Arctic si o acuratete de 3 cm/an pentru ghetarii de pe continente. In cazul Groenlandei se va ajunge spre exemplu la o precizie de pana la 0.7 cm/an.
Pentru atingerea acestor obiective satelitul are instalate la bord urmatoarele instrumente stiintifice: “SAR Interferometric Radar Altimeter” (SIRAL), “Doppler Orbit and Radio Positioning Integration by Satellite” (DORIS) si “Laser Retro-Reflector” (LRR).
Tehnologia LRR folosita pana acum de ESA si in alte misiuni (ERS, Envisat etc) are origini vechi (primul satelit folosind aceasta tehnologie a fost lansat de NASA in 1964 Beacon B, mai tarziu metoda fiind folosita in programul Apollo pentru masurarea evolutiei dinamicii sistemului Pamant-Luna) si consta din 7 capete de observatie montate in partea inferioara a satelitului spre Pamant , formand un camp vizual de 57.6 grade si lucrand impreuna cu dispozitivul special laser al statiei de sol SLR “satellite laser ranging” in gama 310-1450nm. Este practic un radar altimetru care foloseste pulsurile emise de statia de sol pentru a masura timpul necesar acestora pentru a strabate atmosfera. Aceste masuratori pot fi folosite deopotriva pentru a furniza date cu privire la altitudinea de zbor si orbita sau pot fi folosite in mod statistic pentru studiul gravitatiei terrestre, a distributiei de masa sau a variatiilor sezoniere din atmosfera.
SIRAL sau “SAR interferometric radar altimeter” este un radar altimetru ce foloseste o singura frecventa in banda Ku inspirat fiind de instrumentul Poseidon2 de pe mai vechea platforma Jason. Instrumentul este unul robust, ideea de baza fiind siguranta si dublarea tuturor componentelor electronice ce s-ar putea strica pe orbita. Exista asadar doua unitati (una principala si una secundara) fiecare formata din doua componente DPU sau “digital processing unit” si RFU “radio frequency unit” conectate la un al treilea sistem format din doua antene Cassegrain de forma eliptica si dimensiuni 1.15 x 1.4 m. La un anumit moment doar una dintre antene este folosita pentru receptie si transmisie, iar cealalta doar pentru receptie (configuratia poate fi insa schimbata invers).
SIRAL este capabil sa functioneze in 3 moduri sau scenarii diferite in functie de perioada pulsurilor emise:
• LRM sau “low resolution mode” este utilizat deasupra oceanelor si in general acolo unde suprafetele de gheata sunt plane si foloseste un singur canal de receptie. Pulsurile sunt emise cu o frecventa de 1970 Hz, la un interval de 508µs intre pulsuri. La altitudinea de zbor a satelitului timpul necesar unui puls pentru a fi reflectat inapoi de gheata de la sol este de aproximativ 4.8 ms astfel ca intotdeauna un ciclu complet de masurare va include 9 pulsuri
• SAR foloseste ca si in modul precedent un singur canal de receptie dar in plus face uz de efectul Doppler al ecoului venit de la sol. Pulsurile sunt emise in grupuri de cate 64 urmate de o perioada de asteptare pentru receptia ecourilor apoi emisia unui alt grup etc, in total un numar de 4 grupuri de pulsuri pentru fiecare ciclu de masurare la o frecventa de 85.7 Hz.
• SARIn sau “SAR interferometric mode” se foloseste la marginea suprafetelor glaciare unde exista denivelari semnificative si unde in principiu reflectia semnalului emis poate fi distorsionata ca directie. In acest mod se folosesc ambele canale de receptie cu un ciclu compus de o combinatie de 1 grup de pulsuri emis, receptia acestuia urmata apoi de emisia si receptia unor pulsuri individuale.
DORIS este un instrument mostenit de la misiunea SPOT4 si care foloseste reteaua IDS “International Doris service” formata din peste 50 de emisii de semnale specifice intre statiile distribuite pe glob si satelitii aflati pe orbita.
Statiile de sol din aceasta retea trimit un semnal radio stabil pe frecventele S si VHF (la 2036.25 MHz si 401.25 MHz), iar la fiecare 10 secunde receptorul aflat la bordul satelitului masoara efectul Doppler folosind pulsurile generate de un oscilator ultra stabil instalat in interiorul sau (pulsurile acestuia sunt folosite si pentru SIRAL acesta neavand un oscilator propriu).
Folosirea a doua frecvente diferite compenseaza efectele propagarii semnalelor in ionosfera si permite deasemenea estimarea nivelului de electroni.
Mai mult DORIS instalat pe Cryosat 2 poate gestiona simultan semnale venind de la doua statii de sol diferite. Se poate astfel estima pozitia orbitala si mentine sincronizarea timpului de bord fata de timpul atomic international.
Cu meste asadar construit satelitul Cryosat 2?
Structura este una rigida cu dimensiuni de 4.6 x 2.4 x 2.2 m si cantareste 720 kg la lansare din care 37 kg combustibil. Este echipata cu doua panouri solare pe tehnologie Ga-As cu eficienta de 27.5% si care livreaza fiecare minim 850W (valoare minima pe care se mizeaza la sfarsitul misiunii cand degradarea celulelor solare este maxima). Pe timpul eclipselor electronica de bord este alimentata de sistemul de baterii in tehnologie Li-ion a carui capacitate se ridica la 78Ah la inceputul misiunii si nu va scade sub 53Ah la sfarsitul ei dupa mai mult de 5 ani de activitate. In comparatie cu tehnologia Ni-Cd acestea sunt mai tolerante la cicluri de reincarnare successive in conditiile specifice din spatiu si mai usor de mentinut pe perioda testelor dinaintea lansarii.
Magistrala de putere este nestabilizata si permite pastrarea dimensiunilor panourilor solare in limite rezonabile, cu un voltaj nominal de 28 V dar care poate varia intre 22 V si 34 V fiind alimentat direct de panourile solare (eventual si cu aportul bateriilor daca exista un consum mai mare) in timpul expunerii solare si exclusiv de baterii pe timpul eclipselor.
Sistemul de control termic urmareste o arhitectura clasica facand uz de o combinatie de control pasiv (prin straturi speciale izolatoare si radiatoare) si control activ prin termistori. O atentie speciala s-a acordar asigurarii stabilitatii termice a instrumentelor stiintifice precum si unor aspecte specifice misiunii. Astfel panourile solare care sunt expuse un timp mai indelungat actiunii razelor solare au implicit o variatie mare a temperaturii in functie de aspectul solar. De fapt diferitele sectiunii ale lor pot fi cuplate sau decuplate automat de la sistemul de putere in functie de necesarul de energie electrica de la bord. In momentul in care o sectiune este cuplata ea genereaza firesc energie electrica in sistem dar cand este decuplata, energia solara este acumulata si temperatura celulelor solare creste substantial. Din aceasta cauza s-a preferat o solutie in care nu exista izolarea panourilor solare fata de compartimentale inferiore ale platformei, aceasta energie inmagazinata putand fii radiata mai departe spre interiorul satelitului.
In opozitie, partea orientata spre Pamant va fi cea mai rece astfel ca toate echipamentele ce prin functionare radiaza energie termica au fost montate pe aceasta fata, in conjunctie cu un sistem de radiatoare si termistori/termostate care controleaza evolutia temperaturii.
Platforma este stabilizata triaxial si zboara sub o inclinatie de 6 grade. Pozitionarea in zbor este masurata cu ajutorul camerelor stelare (inertial) si a magnetometrelor (referitor la directia campului magnetic local al Pamantului) si realizata activ cu ajutorul asa numitelor “magnetotorquers” si a unui sistem de motoare monopropelant in final rezultand o precizie de pozitionare sub 0.25 grade.
Sistemul AOCS (Attitude and orbit control system) responsabil cu pozitionarea corecta a satelitului, cu mentinerea pozitiei orbitale si cu efectuarea tuturor manevrelor de corectie nu are un procesor dedicat rutinelor SW specifice ci imparte resursele cu celalalt sistem vital de la bord CDMU cu care interactioneaza pe o magistrala de date de tip 1553. Exista in total 4 moduri distincte de operare in functie de scenariul in care se gaseste satelitul: RRM sau “rate reduction mode” (atunci cand se incearca reducerea excesului de viteza de rotatie), CPM sau “coarse pointing mode” (care este de fapt un “safe mode” in care satelitul isi mentine pozitionarea catre Pamant intre niste limite nu foarte stricte +/- 15 grade), FPM sau “fine pointing mode” (de fapt modul nominal de functionare atunci cand toate echipamentele functioneaza fara probleme si capacitatea satelitului este maxima) si in sfarsit OCM sau “orbit control mode” (atunci cand satelitul efectueaza manevre orbitale).
Cum aminteam mai devreme, la bord sunt instalate 3 camere stelare masurand pozitia satelitului in mod complet autonom fata de un sistem de referinta inertial cum este cel stelar. Ele functioneaza ca orice camera clasica prin compararea unui catalog de stele preinstalat la bord cu observatiile facute in timp real si identificarea stelelor din campul vizual pe baza acestor date. Ca in cazul tuturor camerelor stelare exista doua scenarii de operare: “attitude acquisition mode” atunci cand nu exista nici o referire la pozitia satelitului –acest algoritm de cautare fiind mai greoi si luand 2-3 secunde pentru stabilirea unei solutii si “attitude update mode” atunci cand se poate propaga o pozitie predeterminata si algoritmul de cautare este mai rapid (1.7Hz). Ele sunt echipate cu un CCD 1024x1024 pixeli si au un camp vizual de 22x22 grade. Conul de protectie le asigura un unghi de excludere de 30 de grade in cazul interferentei solare si de 25 de grade in cazul interferentei provenite de la Pamant si Luna.
Pozitionarea lor pe platforma satelitului este facuta de asa natura incat sa nu poata exista interferente luminoase simultane in mai mult de una din cele trei camere.
Informatiile inertiale de la camerele stelare sunt folosite impreuna cu cele de la instrumentul DORIS (ce masoara in timp real pozitia si viteza satelitului) si astfel pot fi convertite in sistem ECI (Earth centered inertial).
Suplimentar satelitul foloseste si un asa numit “coarse Earth-Sun sensor” CESS o idee simpla si robusta mostenita de la satelitul Champ, care masoara distributia de temperatura a unor suprafete optice si ruland un algoritm special poate determina directia pamantului si Soarelui raportat la satelit (un set de sase capete optice sunt montate in perechi in lungul celor 3 axe ale satelitului fiecare echipat cu doua suprafete cu proprietari optice cunoscute una de culoare alba si alta neagra cuplate la un set de 3 termometre de platina).
Magnetometrele sunt folosite pentru masurarea aliniamentului satelitului cu directia Pamantului si pentru masurarea vitezei de rotatie istantanee.
Cryosat2 va testa in zbor si un alt senzor experimental. Masuratorile acestuia nu vor fi folosite activ de algoritmii AOCS ci vor fi inregistrate in telemetria esentiala a satelitului si vor fi reconstruite la sol pentru a completa modelul dinamic al satelitului.
Senzorul se numeste MRS (MEMS “micro-electro-mechanical-system” rate sensor) si consta din 3 unitati montate perpendicular si masurand asemenea unui giroscop clasic viteza de rotatie a satelitului.
Pentru mentinerea pozitiei in zbor satelitul foloseste in general un sistem pe baza de 3 “magnetotorquers” al caror camp magnetic generat prin alimentarea infasurarii electrice interactioneaza cu campul magnetic local al Pamantului generand un moment de rotatie. In general acest moment este mic, dar suficient pentru mici corectii orbitale. Dezavantajul este ca intotdeauna va exista o pozitie in care satelitul va fi in imposibilitatea sa mai genereze moment de rotatie (acolo unde directiile celor doua campuri-cel generat si cel al Pamantului sunt aliniate).
Pentru aceste situatii si pentru cele in care se doreste o corectie orbitala mai mare (spre exemplu corectii de altitudine) se foloseste un sistem RCS “reaction control system” pe baza de nitrogen stocat intr-un rezervor cu capacitatea de 132 litri si la o presiune de 276 bar. Mai departe un regulator de presiune coboara valoarea la 1.5 bar in asa fel incat sa alimenteze constant sistemul compus din 16 motoare de control al pozitiei (generand 10mN) si 4 motoare de control al orbitei (generand 40mN).
Celalalt sistem vital de la bord CDMU sau “control and data management unit” monitorizeaza conditiile de functionare ale echipamentelor de la bord intervenind automat in cazul unor defectiuni cu ajutorul mecanismului standard FDIR “fault detection isolation and recovery”, decodeaza comenzile primite de la statia de sol si le trimite spre executie mai departe, interactioneaza cu electronica de bord trimitandu-le comenzi, controleaza sistemul termic al satelitului si in final executa algoritmii sistemului AOCS. CDMU este de fapt “creierul central” al satelitului si ruleaza un procesor ERC32 echipat cu 4Mb RAM si o memorie ROM pentru stocarea unei copii a software-ului de bord.
Datele generate de satelit sunt stocate la bord in doua zone de memorie (una principala si una de rezerva) cu capacitatea de 128Gbit. Pentru ca volumul de date ce se asteapta a fi generat de instrumentele de la bord este de 400Gbit/zi inseamna ca memoria instalata la bord este suficienta doar pentru a acoperi intervalul de non-vizibilitate a satelitului, iar in cazul in care datele nu sunt descarcate la timp (din varii motive) acestea urmeaza sa fie rescrise si deci pierdute. Memoria este conectata cu restul echipamentelor folosind interfete de tip IEEE1355 si MIL-Bus-1553.
Satelitul are o singura statie dedicata –cea din Kiruna/Suedia cu care va comunica de 11 ori pe zi (din cele 14 orbite efectuate zilnic) fie in banda X (la frecventa de 8.1 GHz si o rata de 100Mbs atunci cand sunt descarcate datele stiintifice) si in banda S (comunicatie bidirectionala cu 16kbs la o frecventa de 2201.0000 MHz pentru descarcarea datelor vitale ale satelitului si 2kbs la o frecventa de 2026.7542 MHz pentru uplinkul telecomenzilor).
Pentru operarea satelitului vor fi implicate mai multe parti: centrul de comanda se va afla in Darmstadt/Germania la European Space Operations Centre, planificarea observatiilor si coordonarea tuturor serviciilor catre utilizatorii datelor se vor face din ESRIN Frascati/Italia, procesarea datelor se va face la statia de sol din Kiruna, iar arhivarea la CNES in Toulouse/Franta.
Credit ESA