Messenger, al şaptelea satelit al programului Discovery ce a debutat în 1992 în ideea realizării unor misiuni ieftine pentru explorarea sistemului nostru solar, a costat NASA 446 milioane de dolari, incluzând proiectarea, construcţia, lansarea şi operarea satelitului.
Sonda Messenger - ţinta Mercur (2)
Messenger - date tehnice
Este un satelit de formă paralelipipedică cu dimensiunile 1.27 x 1.42 x 1.85 m şi cântăreşte 1093 kg din care 607 kg constituie rezerva de heliu şi combustibil. Structura este construită dintr-un material compozit – GrCE (graphite-cyanate-ester) - care scade substanţial masa şi aduce o mai bună rigiditate şi constantă termică. 4 panouri verticale constituie celula centrală pe care se fixează componentele interne.
Sistemul de control termic are o importanţă vitală pentru succesul misiunii din perspectiva specificului orbitei, satelitul apropiindu-se de Soare la o distanţă minimă de 46 milioane km (0.3 AU), de acolo de unde acesta se vede de 11 ori mai mare decât de pe Pământ.
În aceste condiţii radiaţia termică venită dinspre Soare ar induce temperaturi de până la 370 de grade Celsius, temperaturi care ar fi fatale pentru electronica de la bord. Pentru a evita un astfel de scenariu inginerii au venit cu soluţia montării la exterior a unui panou protector care are rolul de a împiedica lumina solară să afecteze satelitul propriu-zis. Acest panou are forma semicilindrică cu lungimea de 2.54 m şi diametrul de 1.82m, este construit din straturi succesive de Kapton (un material plastic) şi Nextel (un material ceramic), pe o ramă rigidă de titaniu. Întregul ansamblu cântăreşte în pofida dimensiunilor doar 20 kg.
Astfel, electronica, la umbra acestui panou, continuă să funcţioneze la temperatura ambientală de 20 grade Celsius. În principiu, sub protecţia panoului, satelitul se poate roti, dar numai între anumite limite admise - aşa-numita zonă SKI (Sun keep-in zone) - dictată de caracteristicile constructive, panoul protector fiind practic închis doar pe o singură parte.
Această optimizare nu este însă suficientă pentru că în fiecare orbită, pentru aproximativ 25 de minute, satelitul se apropie la altitudine mică de planetă (200 km), moment în care trece printr-o fază de încălzire accentuată, încălzire produsă de razele solare reflectate de suprafaţa lui Mercur. Această problemă necesită o altă soluţie suplimentară care să compenseze efectele în apropierea lui Mercur.
Echilibrul termic este menţinut mai departe în interiorul structurii propriu-zise a satelitului cu ajutorul a două sisteme - pe de o parte un sistem pasiv (constituit din straturi suprapuse de materiale izolatoare termic) şi pe de altă parte de un sistem activ ce înglobează radiatoare şi diode radiante de căldură. Acestea pot fi activate progresiv (în funcţie de cantitatea de căldură ce trebuie disipată pentru menţinerea constantă a temperaturii la bord).
Prin contrast, atunci când satelitul se află în eclipsă (pe partea neluminată a lui Mercur) temperatura poate scădea dramatic până la valori de -135 grade Celsius, condiţii în care sunt activaţi termistorii sistemului termic. Chiar şi aşa satelitul trebuie să îşi monitorizeze în continuare poziţia în zbor şi să evite orientarea periculoasă numită HPKO (planet “hot pole” keep-out zone), unde panoul inferior al satelitului - pe care este montată şi bateria - ar putea fi expus radiaţiei reflectate de pe Mercur.
Un rol secundar în păstrarea controlului termic îl au şi cele 2 panouri solare care asigură o umbrire suplimentară. Ele sunt partea cea mai importantă pentru sistemul electric al satelitului, fiind sursa de energie ce garantează funcţionarea corectă a tuturor subsistemelor.
Responsabilul de proiect a fost aici compania Northrop Grumman Space Technology, dar s-au folosit componente de la mai mulţi producători, aşa cum vom arăta mai departe. Inginerii au mers pe o soluţie particulară adaptată din nou specificului misiunii, montând 2 panouri mobile (ele pot fi rotite pe două direcţii cu ajutorul unor mecanisme numite SADA-solar array drive assemblies) - fiecare panou având dimensiunile 1.54 x 1.75 m.
Structura lor este realizată din aluminiu pe care s-au adaptat nişte panouri speciale din material compozit RS-3/K13C2U construite de compania AASC (Applied Aerospace Structures Corporation), material suficient de uşor dar în acelaşi timp având o mare rezistenţă la şocurile termice (o necesitate din punctul de vedere al lui Messenger, care va întâmpina variaţii foarte rapide şi semnificative de temperatură).
Construite în tehnologie GaAs cu eficienţă de minim 28% (şi mergând până la 30%), ele pot produce între 385 şi 485 W în faza de croazieră spre Mercur şi 640 W în condiţiile nominale ale orbitei în jurul planetei. În principiu, la dimensiunea lor, cele 2 panouri ar putea produce până la 2000 W, dar acesta ar fi un surplus inutil de energie electrică, cei 640 W nominali fiind arhisuficienţi pentru consumul de la bord.
Încă o dată proiectanţii au ales o soluţie ingenioasă montând pe 2/3 din suprafaţa panourilor oglinzi reflectorizante. Astfel, fiecare rând de celule solare este înconjurat de o parte şi de alta de câte 2 rânduri de celule reflectorizante, rezultând în final o suprafaţă activă (producătoare de energie electrică) de numai 28%.
Fiecare panou solar conţine în total 18 rânduri de celule solare (fiecare celulă având dimensiunea de 3 x 4 cm) iar rândurile sunt mai departe conectate electric cu ajutorul Solar-Array Junction Box (SAJB). Producătorul acestor celule este compania EMCORE Corporation.
Restul de 72% (suprafaţa reflectorizantă) nu este însă mai puţin importantă pentru că ea are rolul prevenirii unei supraîncălziri excesive. Datorită ei, faţa expusă acţiunii solare va reflecta aproximativ 60% din radiaţia incidentă iar temperatura nu va depăşi valoarea de 150 de grade Celsius.
Această suprafaţă reflectorizantă este construită, de asemenea, din mai multe celule - denumite OSR (optical solar reflectors) - produse de compania Pilkington. Ele sunt de fapt nişte mini-oglinzi reflectorizante ce au la bază un strat de sticlă specială ce poartă denumirea de CMX.
Surplusul de energie este înmagazinat (pentru perioadele în care satelitul se află în eclipsă) într-o baterie Ni-H cu capacitate de 23Ah construită din 11 elemente distincte. Acestea, în tehnologie CPV (common pressure vessel) sunt construite de EaglePicher Space Energy Products Division şi sunt montate într-o structură de aluminiu compusă din 3 camere separate.
Structura este poziţionată special pentru a evita supra-încălzirea (fiind în umbra satelitului propriu-zis) şi este conectată termic la un radiator cu aria de 0.13 m2 ce menţine bateria la o temperatură între -5 şi 0 grade Celsius. De asemenea, o altă cerinţă specială este de a păstra diferenţa de temperatură între celule la valori sub 3 grade Celsius pentru a evita apariţia unui stres termic suplimentar.
Tot parte a sistemului electric sunt şi PSE (Power System Electronics) şi Power Distribution Unit (PDU). Electronica din PSE este proiectată să opereze nominal la temperaturi între -34 şi +65 grade Celsius şi poate disipa între 15 şi 40 W. Acest exces de căldură este transportat cu ajutorul liniilor disipative (de fapt nişte cilindrii de aluminiu umpluţi cu soluţie de amoniac) spre radiatoare, de unde este înlăturată în spaţiu.
Credit: JHU-APL
Sistemul de comunicaţie trebuie să asigure legătura permanentă între satelit şi staţiile de sol de pe Pământ, aceasta indiferent de poziţia orbitală (implicit distanţa între satelit şi Pământ) sau de poziţia în zbor a satelitului (satelitul trebuie să fie accesibil din orice poziţie, indiferent de orientarea sa spre staţia de sol, viteza de rotaţie etc).
În mod normal, inginerii care coordonează operarea satelitului comunică cu acesta folosind reţeaua DSN (Deep Space Network) în 2 feluri – telemetrie (care se recepţionează la raţe de 9.9 bps -109 kbps) şi telecomenzi (care se transmit la raţe de 7.8 -500 bps), ambele la frecvenţe din banda X.
Pentru a facilita această comunicaţie, la bord au fost montate 2 antene de putere mare (aşa-numitele HGA- high gain antenna), 2 antene medii (MGA- medium gain antenna) şi 4 antene mici (LGA-low gain antenna). Cele două HGA de tipul ‘phased array’ asigură transmisia unui volum mare de date (cum ar fi descărcarea datelor ştiinţifice colectate de instrumente).
Cele două MGA de tipul ‘gain fanbeam’ sunt elementele de bază ale comunicaţiei, fiind fixe dar având în acelaşi timp un unghi de accesibilitate de 45 de grade, ceea ce asigură vizibilitatea directă către Pământ în condiţiile nominale.
Prin poziţionarea lor, restul de patru LGA asigură transmiterea comenzilor de la centrul de comandă, datele esenţiale ale satelitului (aşa-numitele ‘house-keeping data’), cât şi comunicaţia de urgenţă (pentru cazurile în care satelitul intră în ‘safe-mode’).
Calculatorul de bord al lui Messenger este numit IEM (Integrated Electronics Module) şi are o configuraţie dublă (modul principal şi modul secundar) pentru a asigura siguranţa în operare. Astfel, în cazul unei defecţiuni la modulul principal (spre exemplu coruperea software-ului sub acţiunea radiaţiei solare) modulul secundar ar trebui să preia automat, în cel mai scurt timp posibil, conducerea satelitului, izolând în acest fel defecţiunea.
Fiecare din cele două IEM încorporează câte 2 procesoare RAD6000, unul funcţionând la frecvenţa 25 MHz şi celălalt la frecvenţa 10 MHz. Primul rulează funcţiile de bază ale satelitului –‘command and data handling’ şi ‘attitude and orbit control’- rutine software ce împart resursele fizice ale procesorului, în timp ce al doilea rulează funcţiile FDIR - ‘failure detection isolation and recovery’.
Cele 2 IEM dispun şi de 2 hard-discuri de stocare a datelor de tip ‘solid state’ (la fel unul principal şi celălalt backup) cu o capacitate de 1 GB fiecare. Ele sunt folosite pentru înmagazinarea informaţiilor atunci când satelitul nu este în legătură directă cu Pământul, mai târziu aceste date putând fi transmise la centrul de comandă.
În plus IEM încorporează magistrala de date (aşa numitul ‘data bus’) care asigură comunicarea între procesor şi instrumentele ştiinţifice, cât şi convertoare specializate de putere care asigură alimentarea locală cu energie electrică.
În continuare se impun câteva explicaţii simple despre cele trei rutine rulate de procesoarele IEM. Mecanismul FDIR este unul esenţial pentru orice satelit – care este prin definiţie o maşinărie complexă ce trebuie să funcţioneze cea mai mare parte a timpului în mod autonom fără posibilitatea unei intervenţii umane. În aceste condiţii (şi cu atât mai mult pentru o misiune de tip ‘deep-space’, unde orice intervenţie este îngreunată de comunicaţia dificilă), dar şi luând în calcul condiţiile dificile de operare care pot afecta oricând buna funcţionare a satelitului, se impune construirea unui sistem suficient de robust. FDIR realizează exact acţiunea de monitorizare şi protecţie a sistemelor satelitului prin pornirea/oprirea unor componente sau respectiv schimbarea între ele a modulelor principale/secundare pentru fiecare subsistem (dacă este cazul constatării unei defecţiuni).
Mecanismul ‘data handling’ este responsabil pentru colectarea datelor, transferul şi stocarea lor, recepţia şi distribuţia comenzilor către unităţile destinatare la bord. Partea de comandă – un element vital pentru orice satelit - este executată fie în timp real, fie sub formă de comenzi ‘time-tagged’ ce sunt stocate pentru o execuţie viitoare (în acest fel putând fi asigurat controlul şi pentru perioadele fără vizibilitate din partea centrului de comandă). Din punctul de vedere al felului cum sunt executate, comenzile pot fi de asemenea comenzi obişnuite (care sunt executate exclusiv folosind software-ul), dar şi comenzi ‘high-priority’ care sunt executate direct (prin interfeţe electrice dedicate) - în fapt echivalentul comenzii ‘reset’ de pe PC-urile obişnuite.
Rutina ‘attitude and orbit control’ este componenta software a sistemului cu acelaşi nume (AOCS) şi înglobează toţi algoritmii matematici de control al poziţiei orbitale. Păstrarea corectă a poziţiei în zbor este pentru Messenger o chestiune absolut critică - orice abatere de la poziţia nominală (spre exemplu dacă scutul termic nu mai este orientat spre Soare pentru a asigura protecţia) putând aduce defecţiuni majore asupra echipamentelor electronice. Doar ca un exemplu, trebuie spus că aşa numita zona SKI (Sun keep-in), pe care o menţionăm mai devreme, adică zona în care satelitul se poate roti fără a se produce schimbări termice la interior este între ± 10 grade pentru axa z şi ± 12 grade pentru axă x.
Unul din factorii perturbatori de care algoritmii încorporaţi de software trebuie să ţină cont este radiaţia solară şi, aşa cum vom aminti mai târziu în secţiunea dedicată orbitei, Messenger foloseşte din plin o modelare a acestei radiaţii solare, nu numai pentru a compensa efectele ei, ci şi pentru a o folosi activ în timpul croazierei spre Mercur.
Sistemul AOCS ce asigură o precisă stabilizare triaxială este compus din partea de senzori şi partea de comandă efectivă - elementele de control. Messenger este echipat cu 2 camere stelare (popularul model A-STR construit de Galileo Avionica) - ce măsoară la o frecvenţă de 10 Hz, inerţial în raport cu stelele observate în câmpul vizual, orientarea în spaţiu a satelitului, 2 senzori solari - care măsoară direcţia Soarelui şi 1 SIRU (Space Inerţial Reference Unit) – care este de fapt un clasic IMU (inertial measurement unit). Acesta din urmă este construit de Northrop-Grumman - înglobează 4 giroscoape şi 4 accelerometre (tip Honeywell QA3000) şi reuşeşte să măsoare variaţiile de viteză şi acceleraţie extrem de precis, la o frecvenţă de 100 Hz.
Partea de control efectiv al poziţiei satelitului este realizată în două moduri : micile corecţii se fac cu ajutorul unui sistem de 4 roţi volante (reaction wheels) de tip Teldix RSI 7-75/601 ce furnizează 0.075 Nm şi pot înmagazina până la 7.5 Nms, iar corecţiile importante (şi descărcarea de moment a RWL) se fac cu ajutorul motoarelor de la bord.
Messenger dispune de un motor principal numit LVA (large velocity adjust) folosit pentru transferul orbital şi dezvoltând 667 N, 4 motoare de câte 22 N folosite pentru corecţie orbitală şi 12 motoare de 4.4 N pentru stabilizarea în zbor. Motorul principal este bipropelant folosind o combinaţie de hidrazină pe post de combustibil şi de ‘nitrogen tetroxide’ pe post de oxidant. Cele 2 sunt păstrate în rezervoare separate, iar un alt rezervor de heliu asigură alimentarea sistemului la presiune constantă şi funcţionarea la parametrii corecţi. Celelalte motoare sunt de tip monopropelant, funcţionând pe bază de hidrazină.
În total satelitul este echipat cu 3 rezervoare principale (2 cu N2H4 şi 1 cu N2O4), un rezervor secundar (N2H4) şi un rezervor auxiliar (He). Legătura între rezervoare şi motoarele propriu-zise se face cu ajutorul unui sistem complex de conducte de alimentare a căror închidere/deschidere poate fi controlată de 9 supape speciale. De asemenea, controlul termic al conductelor (un element esenţial pentru a prevenii îngheţarea hidrazinei ce are un punct de îngheţ scăzut) se face cu ajutorul unor termistori dedicaţi.
Revenind la partea de algoritmi care controlează poziţia satelitului trebuie spus că inginerii le-au grupat în trei mari categorii/scenarii de zbor, fiecare având propriile caracteristici şi capabilităţi cu intenţia de a asigura o cât mai bună protecţie a echipamentelor, dar în acelaşi timp şi funcţionarea automată cu minimul de intervenţie de pe Pământ.
Cele 3 mari categorii se numesc : OP (operaţional mode), SH (safe hold mode) şi EA (Earth aquisition mode). La rândul lor, cele 3 moduri au fiecare câte 2 sub-moduri distincte : normal şi autonom. Trecerea dintr-un mod în altul se face automat (decizia aparţine software-ului de bord) sau comandat (decizia aparţine inginerilor din centrul de comandă).
Sistemul AOCS combină aşadar măsurătorile venite de la partea de senzori şi predicţiile orbitale ale planetelor (încorporează un model matematic dedicat acestei activităţi) - şi foloseşte mai departe un filtru Kalman pentru estimări şi propagarea poziţiei satelitului.
Sonda Messenger - ţinta Mercur (4)
Articolul original: De la Pamant la Mercur- sonda spatiala Messenger scrie istorie - partea a 3-a.
