MightySat-2.1
| Typ misji | Technologia |
|---|---|
| Operator | AFRL |
| IDENTYFIKATOR COSPAR | 2000-042A |
| SATCAT nr. | 26414
|
| Czas trwania misji | 2 lata, 4 miesiące |
| Właściwości statków kosmicznych | |
| Producent | Widmo Astro |
| Uruchom masę | 130 kilogramów (290 funtów) |
| Moc | 330 watów |
| Początek misji | |
| Data uruchomienia | 19 lipca 2000 |
| Rakieta | Minotaur I |
| Uruchom witrynę | Vandenberg SLC-8 |
| Wykonawca | Nauki orbitalne |
| Koniec misji | |
| Data rozkładu | 12 listopada 2002 |
| Parametry orbity | |
| Układ odniesienia | Geocentryczny |
| Reżim | Niska Ziemia |
| Ekscentryczność | 0,00266 |
| Wysokość perygeum | 548,0 km (340,5 mil) |
| Wysokość apogeum | 585,0 km (363,5 mil) |
| Nachylenie | 97,8 stopni |
| Okres | 96,0 minut |
| Epoka | 19 września 2000, 16:09:00 UTC |
| Instrumenty | |
| Obraz hiperspektralny z transformacją Fouriera | |
MightySat-2.1 , znany również jako P99-1 lub Sindri , był małym statkiem kosmicznym opracowanym przez Laboratorium Badawcze Sił Powietrznych w celu testowania zaawansowanych technologii obrazowania, komunikacji i komponentów autobusów kosmicznych w kosmosie.
Projekt
MightySat II.1 został wyprodukowany przez Spectrum Astro w ramach podejścia modułowego, przy użyciu np. podsystemów opartych na VME oraz planarnego pokładu ładunku dla małych ładunków eksperymentalnych. Satelita miał wymiary 0,67 m x 0,83 m x 0,86 m (szer. x dł. x wys.) i miał masę startową 123,7 kg (masa autobusu: 87,1 kg). Zasilanie zapewniały 2-osiowe przegubowe panele słoneczne Si o projektowanej wyjściowej 330 W na koniec okresu eksploatacji. Podsystem określania i kontroli położenia obejmował 3-osiowy zespół koła reakcyjnego o zerowym pędzie i czujnik słońca, tropiciel gwiazd i inercyjne jednostki miary, zapewniające wahania położenia na poziomie 15,7 sekundy łuku/s oraz dokładność wskazywania i znajomość odpowiednio 648 i 540 sekund łuku. Komunikacja była kompatybilna z systemem łącza kosmos-ziemia Sił Powietrznych Stanów Zjednoczonych z szybkością transmisji danych 1 Mbit/s dla łącza pobierania danych ładunku/eksperymentów, 2,0 kbit/s dla łącza wysyłania poleceń i 20 kbit/s dla łącza telemetrycznego pobierania. Obliczenia i przetwarzanie danych zostały wykonane przez procesor RAD6000 @ 20 MIPS z płytą montażową IEEE VME, 128 MB pamięci RAM procesora i szybkością transferu 21,6 MB/s oraz 2-gigabitowym półprzewodnikowym rejestratorem danych naukowych. Wśród 10 eksperymentów znalazł się hiperspektralny imager z transformacją Fouriera .
Misja
MightSat II.1 został wystrzelony 19 lipca 2000 roku wraz z Minotaurem I . Został zdeorbitowany w listopadzie 2002 roku z powodu naturalnego rozpadu swojej orbity, przekraczając ponad dwukrotnie jego nominalny czas życia.
Ładunek i instrumenty eksperymentalne
Samodzielne eksperymenty/czujniki
- Kamer hiperspektralny Kestrel z transformacją Fouriera (widzialną).
- Cyfrowy procesor sygnałowy zmiennoprzecinkowy Quad TMS320C40 (QC40).
- Zespół wyrzutni PicoSat sponsorowany przez DARPA-Aerospace
- Eksperyment krawiectwa termoelastycznego ze stopu z pamięcią kształtu
- Odbłyśniki optyczne Starfire do użytku z gamą optyczną Starfire firmy Kirtland
Inżynieryjne/eksperymentalne komponenty magistrali
- Miniaturowy transponder SGLS NRL (znany jako NSX)
- Wielofunkcyjna złożona struktura magistrali
- Koncentrator paneli słonecznych
- Zaawansowany kompozytowy substrat do paneli słonecznych
- Elastyczny interkonekt z panelem słonecznym
