CUTE 1.7+APD II

Am 28.04.2008 startete pünktlich und reibungslos um 0353UTC eine PSLV-C9 Rakete ins All. Es war eine internationale Mission, 10 Satelliten mit einem Gesamtgewicht von 816 kg wurden vom indischen Satish Dhawan Space Centre in Sriharikota aus in ihren Orbit gebracht. Hauptnutzlast war CartoSat-2A (690kg) und ein Microsat TWSat (Third World, 76kg), beide dienen den Fernerkundung der Erde. Zudem weitere 8 Nanostaelliten mit einem Gesamtgeweicht von etwa 50kg. Das Cluster NLS-4 bestand aus CanX-2, AAUSat-II, COMPASS, DELFI-C3, SEEDS und CUTE1.7+APD II. Der siebte Satellit (NLS-5/CanX-6) kam aus Canada und zuletzt RUBIN-8 aus Deutschland, der allerdings auf der Trägerstruktur verblieb.

Das Besondere an diesem 200mm x 100mm x 100mm großen Satellit ist, dass er von einem PDA gesteuert wird. Hier kommen zwei PDA Hitachi NPD-20JWL mit Windows (CE.NET 4.1) zum Einsatz (ein PDA als Redundanz). Die Kommunikation mit peripheren Geräten erfolgt über USB.

Ziel dieses Projektes ist es vor allem, zukünftige Microsatelliteentwicklung durch das Demonstrieren neuen Designmethoden zu erleichtern. PDAs und seine Peripheriegeräte, die klein sind und verschiedene Funktionalität haben können das erreichen. Die Herausforderung besteht z.B. darin, komplexe Geräte wie PDAs vor Strahlungseffekten zu schützen. Das Experiment dient dazu, eine Art Baukastenprinzip, eine Basis für neue Picosats zu schaffen.

Ein solcher Satellit besteht dann aus zwei Teilen:
a) dem SatelliteCore, ein Würfel, der die Bussysteme enthält. Dieser Würfel entspricht den Spezifikationen der bisherigen Cubesats (10cm x 10cm x 10cm). Hier befindet sich auch die Stromversorgung. Daran "angedockt ist -
b) der Container, welcher die Missionsbestandteile enthält.
SatelliteCore und Container sind in der Lage physikalisch getrennt zu werden. Das hat den Vorteil, dass einfach nur der Container mit unterschiedlichen Missionen ausgetauscht werden kann.

Payload

Digipeater, CMOS Kamera (FlyCAM-CF mit Fischaugenlinse, 1.3 MPixel), APD Sensor (Avalanche Photo Diode)

Das ADCS (Attitude Determination and Control Subsystem) besteht aus einem 3-Achsen Gyrosensor, einem 3-Achsen Magnetometer (HMR2300 of Honeywell), einem Sonnen- und einem Erdsensor (CMOS-Kamera).

Satellite Disposal System

Am Endes einer Mission wird ein Deorbit-System eingesetzt. Es besteht aus einer Trennvorrichtung, die per Kommando ausgelöst wird. Ein Solarzellenfeld wird von der Unterseite des Satelliten abgetrennt, an dem ein etwa 100m langes Kabel befestigt ist. Überwacht wird dieser Vorgang durch die CMOS-Kamera.

NASA-Catalog: 32785

Call

Downlink

437.275MHz, FM CW Bake

437.475MHz, FM FSK 9k6 / AFSK 1k2 (AX.25)

Uplink

1267.6MHz, FM FSK 9k6 (AX.25)

Orbital Parameter

Name                    CUTE-1.7+APDII
NORAD                   # 32785
COSPAR Bezeichnung      2008-021-C  
Inklination (Grad)      97.994
RAAN                    188.603
Excentrizität           0.0013903
ARGP                    269.160
Umläufe pro Tag         14.81351938
Periode                 1h 37m 12s (97.20 Min)
Semi-major axis         7003 km
Perigäum x Apogäum      615 x 635 km
Bstar (drag Faktor)     0.000013478 1/ER
Mean Anomaly            90.802