Estructura

Control de temperatura

Almacenamiento de potencia

Condiciones de potencia y distribución de la misma

UPS: Sistema de propulsión unificada

IPS: Subsistema de propulsión iónica

Sistema de datos y control integrado

Subsistema de monitorización de  vibraciones

Sistema SAMOS

 

 

 

 

 

 

 

 

 

ESTRUCTURA

 

La distribución de elementos en el Artemis está compuesta por un módulo central de propulsión de la plataforma que 
alberga los tres tanques de combustible (dos químicos y uno de xenón), el motor líquido de reacción de los propulsores, los tanques de presurización y la mayor parte de las tuberías que alimentan los propulsores de control.

El panel Este lleva la antena de banda L y su suministro, el panel oeste lleva la antena de enlace entre órbitas y los paneles norte y sur son las áreas principales de control térmico de las radiaciones que soportan el grueso del equipo electrónico.

Los paneles que miran hacia la Tierra llevan la carga óptica, SILEX, la antena TTC, la antena alimentadora del enlace y varios sensores de control de la estabilización y de las derivas en la órbita. También hay dos baterías montadas en placas radiadoras separadas, uno en la cara norte y el otro en la sur.

La estructura se ha diseñado utilizando como material aluminio de panal de abeja, sin embargo el cilindro central es de aluminio de panal de abeja recubierto con una fina capa de fibra de carbón. La estructura principal proporciona al interfaz de la lanzadera la trayectoria de carga y consta del cilindro central, la plataforma principal, la plataforma de propulsión y cuatro paneles compartidos. Los elementos principales de la estructura secundaria son los radiadores norte y sur, los paneles del este y oeste y el panel que mira hacia la Tierra.

 

                                                                                                           inicio     

 

CONTROL DE TEMPERATURA

 

El control térmico del satélite sigue una filosofía clásica y usa técnicas pasivas primarias, empleando reflectores ópticos solares sobre superficies radiantes y un envoltorio aislante de papel de aluminio en las partes restantes de la superficie del satélite. Además la eficiencia de los radiadores más importantes es mejorada por el uso de tuberías de calor, las cuales están montadas unidireccionalmente debajo de equipamiento altamente disipante y sensible.

 

Un hecho relevante del satélite Artemis es el empleo de técnicas térmicas para medir la cantidad de combustible químico que posee a bordo.

 

La potencia está generada por dos alas de arrays solares idénticas, cada ala con cuatro paneles de CFRM( Carbon Fibre Reinforced Plastic). Estas se sostiene mediante un acoplador, el cual está sujeto a la nave mediante mecanismos de movimiento localizados en las caras norte y sur.

 

El array es parcialmente desplegado en la órbita de transferencia cortando los cables Kevlar del mecanismo de sujeción. El despliegue completo se realiza cuando el satélite alcanza la órbita geoestacionaria. El array está diseñado para proporcionar menos de 3KW de potencia durante el equinoccio después de 10 años de su estancia en órbita.

 

                                                                                                     inicio     

 

ALMACENAMIENTO DE LA POTENCIA

 

El almacenamiento de potencia se consigue con dos baterías idénticas de 23 células de Níquel-hidrógeno, cada una con una capacidad de 60Ah. Están equipadas para repartir sobre 1800W durante eclipses de no más de 72 minutos de duración a una profundidad de descarga, sin fallos de células, cercana al 75%.

 

inicio    

 

CONDICIONES DE POTENCIA Y DISTRIBUCIÓN DE LA MISMA

 

La potencia del satélite está distribuida por un bus que soporta 42.5V. El exceso de potencia está controlado por el regulador del array solar, el cual también regula el proceso de carga de la batería después de un eclipse solar.

 

La unidad reguladora de la batería controla y regula el bus de potencia durante descargas de batería, regula la carga de la misma y monitoriza los principales parámetros de la batería como el voltaje, la temperatura, la presión y la corriente.

 

Cada línea de potencia está individualmente protegida de la fuente de potencia mediante fusibles. Esto es controlado por la unidad de protección de potencia y distribución.

 

La unidad de control térmico (TCU) creada por Crisa para el Artemis se encarga de proporcionar potencia a los

calentadores térmicos del satélite y de obtener datos de temperatura de los termistores. Estas acciones son dirigidas por la unidad remota como parte del sistema de control de datos.

Las operaciones en la TCU están centradas en el control total de la temperatura del satélite. El modo de operación de los calentadores, programados externa e individualmente, puede ser manual o automático.

 En el modo manual se controla cada calentador por telecomandos.Y en modo automático, los calentadores son encendidos o apagados por una decisión interna del FCU, manteniendo la temperatura de los termistores entre dos niveles predefinidos y preprogramados para cada calentador individualmente.

 

La PKDU (Pyro and thermal Knives Driver Unit), creada por CRISA, proporciona pulsos de energía a los iniciadores pirotécnicos y  potencia a los circuitos térmicos dedicados al despliegue de apéndices del satélite. 
La PKDU también tiene el control y la monitorización de los circuitos de encendido y de los circuitos de abastecimiento de los circuitos térmicos .

Esta unidad es alimentada por las líneas de batería para obtener la potencia necesaria para los iniciadores pirotécnicos y por un bus principal regulado para obtener potencia para los componentes electrónicos.

La PKDU es redundante, por ello posee dos secciones totalmente independientes.

El número total de iniciadores pirotécnicos es de 44 (22 activos y 22 redundantes) los cuales son mandados por 24(12 principales y 12 redundantes) comandos de alto nivel. La unidad incluye tres barreras eléctricas para evitar que algún mecanismo se queme. El número total de Termal Knives es de 20, 10activos y 10 redundantes.

 

inicio     

 

UPS: SISTEMA DE PROPULSIÓN UNIFICADA

 

El UPS es un sistema convencional bipropelente que consta de un Motor Líquido para el Apogeo (LAE) de 400N y un conjunto de Propulsores de Control de Reacción (RCT) de 10N.Estos últimos están configurados en dos ramas redundantes idénticas con ocho propulsores.

 

El UPS será utilizado en el empuje que el satélite debe realizar en el apogeo, en el control de la longitud, en cualquier maniobra de re-localización y en la corrección de órbita al final de su vida.

 

El combustible es almacenado en dos tanques con forma de Cassini, uno de ellos contiene hidrógeno monometílico y el otro con tetraóxido de nitrógeno.

 

El total del combustible cargado es de 1538Kg, los tanques son presurizados con helio el cual está almacenado en tres tanques pequeños y esféricos.

 

Una vez el Artemis está en la órbita requerida, el LAE será aislado y los RTCs serán operativos durante el resto de vida del satélite.

 

inicio   

 

IPS: SUBSISTEMA DE PROPULSIÓN DE IÓNICA

 

El satélite Artemis sigue la filosofía de estabilización en tres ejes y para mantener su inclinación norte-sur emplea este sistema de propulsión. Éste hace uso de potencia eléctrica para acelerar el combustible por medio de procesos electrostáticos. A diferencia de los sistemas químicos la propulsión eléctrica requiere muy poca masa para acelerar la nave. Por esta razón es muy beneficiosa ya que permite utilizar lanzaderas más pequeñas y económicas, porque hace que el satélite ahorre 60 Kg en combustible y pueda llevar más peso en carga útil y permitir una mayor duración de la vida del satélite.

 

Comparado con los sistemas de propulsión química, EP (propulsión eléctrica) no está limitada en energía, pero si está limitada por la potencia eléctrica. EP es adecuada para pequeños empujes de alrededor de 20 mili-newtons. Este sistema consume alrededor de 600 W de potencia, la mayor parte es proporcionada directamente por el array solar.

 

El IPS consta de dos montajes de propulsores, uno en la cara norte y otro en la sur. Cada montaje consta de

un mecanismo de alineación del propulsor iónico (Ion Thurster Alignment Mechanism- ITAM) encima del cual van montados dos propulsores redundantes de diferentes fuentes; un propulsor iónico de radio frecuencia (Radio-frequency Ion Thurster -RIT) fabricado por DASA y un propulsor iónico de bombeo eléctrico (Electro-bombardment Ion Thurster- EIT) de MATRA Marconi Space, cada propulsor tiene su propia fuente de potencia y equipamiento de control y también  unidades de monitorización de combustible.
El propelente utilizado es el xenón del cual 40Kg van cargados en el satélite.

 

Mecanismo de alineación de los propulsores iónicos:

El diseño del mecanismo contiene dos propulsores iónicos redundantes sobre una plataforma común. Mediante el adecuado control de la plataforma se asegura que el vector de propulsión está siempre dirigido a través del centro de masas del satélite. El mecanismo mantiene el propulsor iónico en su posición nominal durante el lanzamiento por medio de un mecanismo de sujeción y desprendimiento (HDRM). Antes de su desprendimiento la plataforma del mecanismo puede ser girado sobre dos ejes. Este mecanismo resulta innovador por su simplicidad y su pequeño peso (4.3Kg). Además proporciona una barrera térmica entre el propulsor activo y la nave. Este mecanismo está optimizado para el control de la estabilización, proporcionando 45º de inclinación en la plataforma de propulsión.

 

inicio    

 

SISTEMA DE DATOS Y CONTROL INTEGRADO (ICDS)

 

Este sistema es uno de los más novedosos del satélite. Se aparta de las arquitecturas tradicionales del OBDH(On-Board Data Handling) y del AOC(Attitude and Orbit Control subsystem). Este subsistema utilizada una arquitectura centralizada de procesamiento la cual no solo soporta las dos funciones anteriores, si no que también incluye el FDIR(Fault Detection, Isolation and Recovery Function). El ICDS distribuye datos de los diferentes equipos de la nave y comandos, a través del bus estándar OBDH bien por conexión directa o mediante intefaces dedicados.

 

Además de la unidad de computador de a bordo (OBCU) y del equipo de interfaz dedicado, mencionado anteriormente, el subsistema incluye también un inventario tradicional de los volantes de inercia, sensores solares, sensores infarrojos terrestres, y la electrónica de apoyo.

 

inicio    

 

SUBSISTEMA DE MONITORIZACIÓN DE VIBRACIONES

 

Este equipo desarrollado por Alcatel Space Switzerland, se usa para medir con precisión pequeños valores de aceleración bajo las restrictivas condiciones del espacio. La función principal consiste en el suministro de datos de microvibración y su posterior multiplexación con otros datos.

 

El subsistema de monitorización de microvibraciones a bordo del satélite Artemis proporciona medidas de datos de seis sensores de microvibración (uno de tres ejes y tres de un solo eje). El sensor de tres ejes por si solo será suficiente para determinar las microvibraciones de la carga óptica, los otros tres pueden ser usados para proporcionar datos sobre la rigidez del satélite y el efecto de las operaciones de maniobrabilidad. De esta forma se obtiene información para futuras estructuras de satélites.

 

El subsistema comprende los sensores, los cables de conexión de los sensores y el sistema electrónico que procesa los datos.

 

inicio     

 

SISTEMA SAMOS

 

Satellite Attitude Monitoring and Orbit Control System: La empresa GMV ha sido la encargada de desarrollar este sistema sobre Linux.

 

El SAMOS cubre todas las funciones tanto durante la fase inicial tras el lanzamiento, fase LEOP ( Launch and Early Orbit Phase) como durante la fase de rutina, fase GEO ( Geoestacionary Earth Orbit).

 

SAMOS está diseñado como un sistema altamente modular, de manera que se permita la actualización de partes del sistema y la integración de nuevos módulos de cálculo durante la vida del Artemis.

 

El sistema da soporte a toda la vida del satélite, en particular proporcionando funciones específicas para las siguientes fases:

               LEOP: fase de lanzamiento y órbita de transferencia, finaliza con la entrada del satélite en su órbita nominal geoestacionaria. En esta fase SAMOS proporciona algunas funciones críticas, como la Optimización de las maniobras de transferencia.

               GEO: Fase de rutina, en la que se controla al satélite dentro de su ventana (station keeping) en la órbita geoestacionaria, y éste da los servicios proporcionados por su carga. En esta fase el sistema da soporte a tareas como la planificación de las maniobras de control de la órbita, la calibración de los motores cohete o el apoyo a ciertas funciones a la carga.

 

Igualmente, SAMOS proporciona funciones genéricas de utilidad durante ambas fases:

La determinación de la órbita del Artemis a partir de la información de seguimiento recibida, que son las medidas proporcionadas por las estaciones de seguimiento de satélites.

La generación de información asociada a la órbita, eventos orbitales como eclipses, ángulos de apuntamiento de antenas terrestres, visibilidad de estaciones y otros

Cálculo de maniobras necesarias para el control de la órbita.

Monitorización de los parámetros de telemetría

Monitorización de la actitud del satélite en tiempo real y en play-back

Soporte a funciones del AOCS de a bordo (Attitude and Orbit Control Subsystem)

Soporte a algunos modos específicos de control de actitud

Determinación y propagación de la órbita del satélite

Archivo y recuperación de datos de órbita

Análisis del consumo de la masa de propulsante del satélite.

 

inicio