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Progetto e sviluppo del computer di bordo del microsatellite universitario Smart

Informazioni tesi

  Autore: Giuseppe Guidotti
  Tipo: Tesi di Laurea
  Anno: 1998-99
  Università: Seconda Università degli Studi di Napoli
  Facoltà: Ingegneria
  Corso: Ingegneria Aerospaziale
  Relatore: Sergio Vetrella
  Lingua: Italiano
  Num. pagine: 125

Il satellite SMART, Scientific Microsatellite for Advanced Research and Technology, è un progetto che coinvolge dall’inizio del 1997 il Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale della Seconda Università di Napoli e il Dipartimento di Ingegneria e Scienza dello Spazio “Luigi G. Napolitano” dell’Università di Napoli Federico II. Si tratta di un microsatellite per applicazioni scientifiche multi-missione, con massa non superiore ai 50 kg, progettato per un’orbita elio-sincrona di tipo LEO (Low Earth Orbit) con una quota tra i 400/1000 chilometri. L’obiettivo del progetto da un punto di vista scientifico, è quello di realizzare una piattaforma spaziale in grado di supportare un payload con una massa non superiore ai 10 kg ed un consumo di potenza dell’ordine di 10 W, con finalità multiple relative all’osservazione della terra, allo studio del campo magnetico terrestre, allo studio dell’atmosfera.
I principali sottosistemi di bordo del microsatellite SMART sono:

1) L’On Board Data Handling system (OBDH), il computer di bordo per il controllo del satellite, per la gestione e l’implementazione delle comunicazioni con la (le) stazione (i) di terra, per la gestione delle risorse e del payload
2) Il Transceiver-S-Band, il sottosistema di rice-trasmissione per le fasi di uplink e downlink con la (le) stazione (i) di terra
3) Il PCS, Power Conditioning System, per la distribuzione di potenza alle varie utenze di bordo a seconda del loro fabbisogno
4) Il SACE, Spacecraft Attitude Control Electronics, per l’interfaccia tra il computer di bordo e l’elettronica di sensori ed attuatori d’assetto
5) I sensori d’assetto (2 digital sun sensor, 2 earth sensor, 1 magnetometro)
6) Gli attuatori d’assetto (3 reaction wheels, 3 magneto-torquers)
7) Il ricevitore GPS, per la determinazione di posizione e velocità del satellite nel riferimentro geocentrico
8) Il payload, che sarà allogiato in un cilindro in grado di ospitare un carico con diametro massimo di 136 mm e altezza 370 mm
9) Le batterie nichel-cadmio (NiCi)


2. Perché un computer di bordo

Nell’ambito di una missione spaziale, il numero e la complessità delle operazioni da eseguire nonchè la tempestività , la precisione e, soprattutto, l’accuratezza con cui esse devono essere svolte, hanno reso indispensabile l’impiego di macchine computazionali sia a bordo sia nelle ground station.
L’adozione di un computer system a bordo di un sistema aerospaziale va dunque considerata nell’ottica di una duplice motivazione, una concettuale e l’altra operativa:
3. Scopo della tesi
Il lavoro di tesi ha come fulcro i seguenti punti fondamentali:

- Individuazione e definizione delle fasi di progetto del computer system

- Analisi delle singole fasi
- Individuazione dei componenti logici e dell’architettura base del sistema
- Stima della risorsa hardware e software necessaria per soddisfare i requisiti della missione SMART:
- Definizione dei Processing Tasks
- Stima della memoria codice e memoria dati
- Stima della capacità di elaborazione (MIPS)
- Stima della robustezza alle radiazioni
- Scelta di clock rate e linguaggio di programmazione
- Definizione del range di temperatura di esercizio
- Budget di massa, volume e potenza
- Stima delle risorse di I/O interne ed esterne

- Acquisizione degli elementi di sviluppo hardware e software:
- Selezione dell’hardware di sviluppo: ricerca di mercato sui processori tradizionali e sui processori DSP (Digital Signal Processors); tradeoff tra DSP / non-DSP
- Studio e utilizzo dei software/hardware tools
- Definizione dell’architettura del sistema operativo:
- Definizione dell’architettura logica del sistema operativo
- Progettazione e sviluppo della struttura informale del sistema operativo
- Progettazione e sviluppo della struttura formale di alcuni moduli del sistema operativo

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Introduzione 1 INTRODUZIONE Il satellite SMART [1] Il satellite SMART, Scientific Microsatellite for Advanced Research and Technology, è un progetto che coinvolge dall’inizio del 1997 il Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale della Seconda Università di Napoli e il Dipartimento di Ingegneria e Scienza dello Spazio “Luigi G. Napolitano” dell’Università di Napoli Federico II. Si tratta di un microsatellite per applicazioni scientifiche multi-missione, con massa non superiore ai 50kg, progettato per un’orbita elio-sincrona di tipo LEO (Low Earth Orbit) con una quota tra i 400/1000 chilometri. Il profilo di missione prevede l’impiego del lanciatore indiano PSLV (Polar Satellite Launch Vehicle) o dell’Arianne ASAP per la messa in orbita, ed una durata minima della vita operativa di circa otto mesi. L’obiettivo del progetto da un punto di vista scientifico, è quello di realizzare una piattaforma spaziale in grado di supportare un payload con una massa non superiore ai 10kg ed un consumo di potenza dell’ordine di 10W, con finalità multiple relative all’osservazione della terra, allo studio del campo magnetico terrestre, allo studio dell’atmosfera. In particolare, si sta definendo la messa a punto e l’integrazione a bordo di una micro-camera per applicazioni cartografiche. Riportiamo nella tabella 1 le caratteristiche fondamentali di SMART. Tabella 1 Caratteristiche principali di SMART. Massa 50kg Dimensioni del Bus Budget di potenza Massa del payload Consumo del payload Orbita Nodo ascendente Vita operativa Lanciatore 450×450×370mm3 64W in media, 77W di picco fino a 10kg 10W circolare elio-sincrona 10 pm-12 pm minimo 8 mesi Arianne ASAP o PSLV

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Parole chiave

impianti aerospaziali
microsatellite
satellite smart
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