home *** CD-ROM | disk | FTP | other *** search
/ HAM Toolkit / HAM Toolkit.iso / text / freqlist / amsat1 < prev    next >
Text File  |  1994-11-01  |  38KB  |  822 lines

  1.  
  2.  
  3.  
  4.         Technical information on 3 amature satellites currently in orbit.
  5.  
  6.  
  7.  
  8.  
  9. A Guide to the Architecture of UoSAT-B
  10.  
  11. The following attempts to provide a guide to  the  sub-systems  on  the UoSAT-B
  12. spacecraft,  now in orbit as UoSat-2 or OSCAR 11.      Expanded specifications
  13. of individual modules will be made available  for  those experiments which
  14. supply  data  to  the  downlink  directly or via the telemetry system.
  15.  
  16. Mechanical Framework
  17.  
  18. The spacecraft is constructed in a similar way to Oscar-9, that is with a
  19. square-section central core supporting rigid top and  bottom  plates. Solar
  20. cells  are mounted on all four sides of these plates, enclosing a basic cuboid
  21. of dimension 35.5 * 35.5 * 58.5 cm.  Two stacks,  each  of two module  boxes of
  22. dimension 23.5 * 17.6 * 3.1 cm, are mounted on the outside of each face of the
  23. central core.  A 'wing' extends the base of the spacecraft symmetrically by 16
  24. cm on  each  side  in  one  axis  to permit the  mounting  of  two SHF helical
  25. antennas, one on each side of the launcher attach fitting which is itself
  26. mounted in  the  centre  of the   bottom  plate.   The  Navigation  Magnetometer
  27.  and  Space   Dust experiments are mounted above this wing, one on each side.
  28.  
  29.  
  30.  
  31. Solar Cells
  32.  
  33. Four solar arrays of dimension 49.5 * 29.5 cm are attached to the  four sides of
  34.  the  spacecraft.   These are capable of supplying up to about 0.9A at 28v when
  35. fully illuminated.  The  cells  were  manufactured  by Solarex.
  36.  
  37. Battery
  38.  
  39. A solid octagonal block of aluminium, 14.9 * 14.9 * 10.2 cm, is  fitted into the
  40.  centre  core  of  the spacecraft and is drilled to accept ten 'F'-sized
  41. Nickel-Cadmium cells, each 3.2 cm in diameter and 9 cm  long. These cells,  in
  42. series,  form a 12v battery of 6.4Ah nominal capacity and are charged when the
  43. spacecraft is in sunlight in order to  provide sufficient power  to  run  the
  44. craft  during peak load demands and its eclipse periods.
  45.  
  46. Battery Charge Regulator
  47.  
  48. Two redundant BCRs are responsible for accepting the 28v supplies  from the
  49. solar cells (and a similar supply from the umbilical connector) and charging the
  50.  battery  as  required depending on the current drain, the battery voltage and
  51. the battery temperature.
  52.  
  53. Power Conditioning Module
  54.  
  55. The PCM regulates the 12-14v battery bus supply to provide 10v, 5v  and -10v
  56. supplies for powering the spacecraft systems and experiments.
  57.  
  58. Power Distribution Module (PDM)
  59.  
  60. The PDM switches the various regulated and unregulated rails to all the s/c
  61. systems  and  experiments,  dependent  on  the  commands  which  it receives
  62. from  the  Telecommand  system.  Each switch has an individual current foldback
  63. facility so that a faulty module is allowed to draw up to a pre-determined
  64. current before it is latched off,  necessitating  a power-down under positive
  65. command before resetting.
  66.  
  67. Telecommand system
  68.  
  69. The telecommand system comprises three  uplink  receivers,  three  data
  70. demodulators, a command detector and sets of command latches which hold the
  71. status  of the command specified.  The receivers are located in the 144MHz,
  72. 438MHz and 1268MHz  amateur  bands  and  the  demodulators  are robust devices
  73. which  do  not  depend  on  `hase-locked loops or other potentially unstable
  74. techniques.  A command detector  scans  the  three receivers according  to  a
  75. priority  system and detects a valid set of command instructions,  passing  the
  76. data  contained  therein  to   the relevant latch.  Some latches drive a set of
  77. multiplexer address inputs directly so  that  uplink  and downlink path
  78. selection may be performed immediately on the command latch board.
  79.  
  80. The 112 command  latches  drive  the  Power  Distribution  System,  the
  81. remaining spacecraft  systems  and  experiment  functions.   There is a parallel
  82. i/o port  to  the  spacecraft  1802  computer  for  autonomous control of
  83. spacecraft operations in addition to serial data links with `(O 1802 #+uter
  84. and the DCE for backup operations.
  85.  
  86. 145.825 MHz Beacon
  87.  
  88. The 145 MHz beacon on UoSAT-B is nearly identical to the one flown most
  89. successfully on UoSAT-1.  The modulation index has  been  increased  in order to
  90. ensure more optimum reception on most radio amateur receivers. Modulation is by
  91. frequency-shift keying, as on UoSAT-1.
  92.  
  93. 435.025 MHz Beacon
  94.  
  95. This beacon is a completely new design which  generates  its  frequency standard
  96. from  a  phase-locked synthesiser system.  As a result, the DC to RF efficiency
  97. is much  improved.   In  addition  to  frequency-shift modulation, phase-shift
  98. modulation is a switchable option.
  99.  
  100. 2401.5 MHz Beacon
  101.  
  102. When the original supplier of the 2.4GHz beacon was unable to meet  his
  103. commitment, Colin  Smithers, G4CWH, at the University of Surrey stepped in and
  104. designed and built the transmitter and  power  supply  in  under four weeks.
  105. The DC to RF efficiency has been improved by some 5 times over the UoSAT-1
  106. implementation.  Both AFSK and PSK modulation  methods are possible.
  107.  
  108. Telemetry System
  109.  
  110. The basic output of the UoSAT-B telemetry system  is  very  similar  to that of
  111. UoSAT-1.  However, 60 analogue channels, digitised to 3 decimal digits, and  96
  112. status  points  encoded  into  hexadecimal  digits are available together with a
  113. real-time clock for frame identification  and the satellite  identifier,
  114. 'UOSAT-2'.   A  checksum  digit can also be added to each channel.  A dwell
  115. facility has been added so that  up  to 128 channels  can  be output in
  116. rotation, combined with clock times and line feeds or frame ends in any
  117. combination.
  118.  
  119. 1802 Computer & Digitalker
  120.  
  121. The 1802 computer has been designed to support all the modules  on  the
  122. spacecraft, as  well as to control the overall scheduling and be usable for
  123. specific   communications   experiments.    To    satisfy    these requirements,
  124. the  computer  has  access  to  many modules via parallel interfaces, and  to
  125. some  of  the  others  and   the   receivers   and transmitters via serial
  126. connections.  In addition, there is a real-time clock and  a  total  of  48kb
  127. of RAM for data storage.  The Digitalker speech synthesiser is housed with the
  128. 1802 and has ROMs containing over 550 words.  These will be used initially for
  129. 'speaking' telemetry.
  130.  
  131. Navigation Magnetometer
  132.  
  133. The Navigation Magnetometer is a  three-axis  flux  gate  device,  much upgraded
  134. from  the one flown on UoSAT-1.  Indeed, the 14-bit resolution is very similar
  135. to  that  obtained  from  the  much  more  complicated scientific magnetometer
  136. on the previous craft.  The Nav.  Mag.  will be used for  determining  the
  137. attitude  of  the spacecraft during initial manoeuvres, as well as for
  138. experimental measurement of  magnetic  field disturbances once the attitude is
  139. stable.
  140.  
  141. Magnetorquers & Boom Assembly
  142.  
  143. Magnetorquers - coils of wire energised to act as electromagnets -  are built
  144. into all 6 faces of the spacecraft, wound around the edges of the honeycomb
  145. panels  supporting  the  solar  cells  and the top and bottom plates.  The
  146. fields created interact with the earth's magnetic field to produce a torque
  147. which tends to rotate the spacecraft.
  148.  
  149. When the spacecraft has been positioned so that the CCD camera  end  is pointing
  150. towards the earth - a long and complex process - a boom can be extended from
  151. the top of the craft.  The boom looks similar to a steel tape measure, although
  152. nearly circular once it has been  unrolled,  and some 12  metres long.  The boom
  153. carries a 2.5kg mass on the far end and this, in conjunction with the spacecraft
  154. body at the other end, creates a 'dumb-bell' configuration which naturally lines
  155. up with  the  earth's gravitational field  so  that  one  end points downwards,
  156. rather like a pendulum - it is, however, bi-stable!  Any residual swinging
  157. motion can be damped with further controlled applications of the magnetorquers.
  158.  
  159. Sun Sensors
  160.  
  161. The sun  sensors  are  made  with  specially  fabricated   solar   cell
  162. substrates which  are  masked  by  grey-code stripes and illuminated by light
  163. passing through a slit in a metal foil in front.  The mask coding on the cells
  164. can be used to derive the  angle  at  which  the  incident light is  falling  on
  165.  the slit.  6 such sensors are mounted around the top plate to provide complete
  166. 360 degree coverage.
  167.  
  168. Horizon Sensors
  169.  
  170. Built by a first year student at the University of Surrey, the  Horizon Sensor
  171. is  able  to  detect  when  only  one  of  two photodetectors is illuminated.
  172. The detectors are housed  in  two  narrow  tubes  of  4mm diameter and  mounted
  173. at a small angle to each other so that the whole sensor thus detects the 'edge'
  174. of an illuminated object.  This will  be the earth,  the  moon  or  the  sun
  175. and  a fix can then be made on the object's position.
  176.  
  177. Digital Communication Experiment
  178.  
  179. The Digital Communications Experiment (DCE) was designed and  built  by AMSAT
  180. and  VITA  groups in the USA and Canada.  It has two serial ports which can
  181. receive and transmit to the RF system and the 1802,  as  well as an  NSC-800
  182. CPU and nearly 128kb of CMOS RAM.  The DCE will be used to investigate various
  183. packet radio protocols for  use  with  a  future digital 'store-and-forward'
  184. satellite  being  planned  by  AMSAT.   In addition, the DCE has interfaces with
  185. the navigation  magnetometer  and the telemetry system for long-term data
  186. storage.
  187.  
  188. Space Dust Experiment
  189.  
  190. The Space Dust experiment was built by  a  group  of  students  at  the
  191. University of Kent, England.  It has a dielectric diaphragm which, when
  192. punctured by  a  large  particle, discharges the capacitance associated with it,
  193. therby indicating the impact.  In  conjunction  with  a  piezo crystal
  194. microphone which detects particles of smaller size, correlation techniques can
  195. yield  a  measurement  of  the momentum of the incident particle.
  196.  
  197. CCD Camera
  198.  
  199. The CCD camera is a re-designed version of the device flown on UoSAT-1. Indeed,
  200. the CCD array at the centre of the camera is the same  type  as used before,
  201. although the later batches of this part are substantially improved over the
  202. early one used 2 years ago.  This time  the  analogue electronics surrounding
  203. the  array  are  also  greatly  improved.  The active area of 384 pixels by 256
  204. pixels is stored with  seven  bits  of grey-level, in  96kb  of  RAM  in  the
  205. DSR experiment.  The DSR is then responsible for  the  picture  downlink,      aadding  addresses  and  error correction and  detection information as required.
  206.  The DSR downlink is organised in packets of 128 bytes each, three across each
  207. imager  line, so that two may be selected for display (using an extra digital
  208. filter) on existing  UoSAT-1  CCD  displays.   The  variable video amp gain and
  209. integration period of the CCD imager have been set up  to  provide  the latitude
  210. required  to  photograph  both  land  images  and also auroral features, the
  211. latter being of interest in conjunction with the particle detector experiments.
  212.  
  213. DSR Experiment
  214.  
  215. The DSR stores data from the CCD imager, particle counter experiment or computer
  216. UART and outputs it in a checksummed format.  The unit  has  2 banks of 96k x 8
  217. CMOS memory which can be used as two seperate banks or as one  192kb  bank.
  218. The  output  frame consists of a three byte sync code, a two byte frame address,
  219. 128 bytes of data and 5 bytes of  error detection/correction code.   The data is
  220. sent in serial form with start bit, 8 data bits and selectable*Bor 3 stop
  221. bityB  The  data  can  be output at 1200, 2400, 4800 and 9600 BPS.
  222.  
  223. Particle Detectors and Wave Correlator Experiment
  224.  
  225. Three Geiger counters, each with different electron energy  thresholds, similar
  226. to  those  flown  on  UOSAT-1,  and  a  multi-channel  electron spectrometer are
  227. mounted on the spacecraft to  serve  as  a  near-earth reference for
  228. magnetospheric  studies  to  be carried out concurrently with the AMPTE & VIKING
  229. spacecraft missions due  for  launch  later  in 1984, and  for  ground-based
  230. studies  of  the  ionospheric  D, E and F regions being  pursued  with
  231. riometers  and  EISCAT.   Data  will   be available in  either  real-time  or,
  232. for  more detailed analysis, from stored measurements over both polar  auroral
  233. regions  to  professional scientists  and  radio  amateurs.   A  data-base  of
  234. the  measurements acquired over the life of the spacecraft will be established
  235. at  Surrey in conjunction  with  the  SERC  and  will  be  available  to
  236. approved experimenters.
  237.  
  238. The modulations imparted on particles, as  a  result  of  wave-particle
  239. interactions in  the  magnetophere  on  auroral  field  lines,  will be observed
  240. by a Particle Correlator Experiment designed around an NSC-800 microprocessor at
  241. the University of Sussex, England.  The  measurements will identify  wave-modes
  242. responsible  for accelerating electrons into the auroral beam and will also
  243. identify  wave-modes  which  limit  the further growth of the auroral beam.
  244.  
  245. Roger M. A. Peel, G8NEF, University of Surrey, England.
  246.  
  247.  
  248. JAS-1 Amateur Satellite
  249.  Technical Description
  250.  
  251. Introduction:
  252.  
  253. JAS-1 is an amateur radio satellite, promoted by JARL as a joint venture with
  254. NASDA.  NEC constructed "system" units (space frame, power supply etc.), while
  255. JAMSAT, with its selected volunteer JAS-1 project team, designed and built the
  256. "mission" units (transponders, telemetry/command and house keeping
  257. micro-computer) and ground support systems.
  258.  
  259. JAS-1 has been completed and has passed all the necessary tests. It is in a
  260. clean room waiting for the launch, currently scheduled for August 1986.
  261.  
  262. The outline of this unique satellite is explained in the following.
  263.  
  264. Many thanks to Harold Price, NK6K, for his assistance in the preparation of this
  265. article.
  266.  
  267. February 11, 1986
  268.  
  269.  N6MBM/JA2PKI
  270.  Tak Okamoto
  271.  191 Pinestone,
  272.  Irvine, CA 92714
  273.  
  274.  Hamnet : 72307,3224
  275.  Telemail : TOKAMOTO
  276.  
  277. JAS-1 Mission Objectives:
  278.  
  279. 1.  JAS-1 will provide reliable world-wide amateur radio communications.
  280.  
  281. 2.  JAS-1 will enable radio amateurs to study tracking and command techniques.
  282.  
  283. 3.  JAS-1 will offer an in-space "proving ground" for radio amateur developed
  284. and built transponders and sub- systems.
  285.  
  286. 4.  JAS-1 will provide NASDA an opportunity to carry out a "multi-payload"
  287. launch using their new "H-1" launcher.  (NASDA has never engaged in a
  288. multi-payload launch, thus the JAS-1 project will offer NASDA an excellent
  289. opportunity by providing them with an active payload having its own
  290. telemetry-beacon and transponder for ranging.)
  291.  
  292. 1. Form and general dimensions:
  293.  
  294. The spacecraft takes the form of a 26-facet polyhedron, which measures 400 mm X
  295. 400 mm X 470 mm and weighs 50 kilograms.
  296.  
  297. 2. Launch and Orbit:
  298.  
  299. JAS-1 will be launched into a circular low-earth orbit, which will be non-sun
  300. synchronous and non-polar.
  301.  
  302. Launch vehicle             : H-1   2 stage rocket
  303.  
  304. Launch nuber              : Test Flight # 1
  305.  
  306. Launch fite                : Tanegashima Is.  Japan
  307.  
  308. Launch date                : August 1986
  309.  
  310. Estimated inclination      : 50 degrees
  311.  
  312. Estimated altitude         : 1500 k.m.
  313.  
  314. Estimated period           : 120 minutes
  315.  
  316. Estimated window per pass  : 20 minutes/pass
  317.  
  318. Estimated passes per day   : 8 passes/day
  319.  
  320. 3. Designed life:
  321.  
  322. Estimated lifetime is 3 years
  323.  
  324. 4. Special Features of JAS-1:
  325.  
  326. JAS-1 carries two separate mode J transponders.  One is a linear transponder,
  327. and the other is a digital "store-and-forward" transponder mainly for
  328. non-real-time communication between stations located in different time zones.
  329.  
  330. The reasons for selecting mode J for this first Japanese amateur radio
  331. communications satellite are:
  332.  
  333. a) It is becoming increasingly difficult to use 145-MHz for a satellite downlink
  334. because of man-made electrical noise and other interference.
  335.  
  336. b) The planners of JAS-1 wanted to provide a successor to AMSAT OSCAR-8's mode
  337. J, which was originally developed by JAMSAT's engineering team back in 1976.
  338.  
  339. c) 435 MHz is much quieter than 145 MHz as a downlink band, it is comparatively
  340. free from man-made noise and sky-temperature effects.
  341.  
  342. The digital transponder will provide "error-free" information exchange.
  343.  
  344. 5. Transponders:
  345.  
  346. a) The linear transponder = mode JA :
  347.  
  348. The passband will be 100 kHz wide.  The transponder will have an output of 1
  349. watt p.e.p.  Ground stations will need an uplink power of 100 watts e.i.r.p.
  350. The sidebands will be reversed, i.e., the uplink is LSB, the downlink is USB.
  351. There will be a 100 mW c.w. beacon switchable to PSK when needed.
  352.  
  353.  Uplink   pass band : 145.90 MHz - 146.00 MHz
  354.  Downlink pass band : 435.80 MHz - 435.90 MHz
  355.  Beacon    freq.    : 435.795 MHz
  356.  Translate freq.    : 581.80 MHz
  357.  
  358. b) The digital transponder = mode JD :
  359.  
  360. There will be four 145 MHz band input channels using Manchester coded FM for the
  361. uplink.  Ground stations will need 100 watts e.i.r.p.  There will be one
  362. downlink channel in the 435 MHz band using PSK, the output will be 1 watt RMS.
  363.  
  364. Channels are :
  365.  
  366.  Uplink   channel 1 : 145.850 MHz
  367.    ,,     channel 2 : 145.870 MHz
  368.    ,,     channel 3 : 145.890 MHz
  369.    ,,     channel 4 : 145.910 MHz
  370.  Downlink channel   : 435.910 MHz
  371.  
  372. The data format is HDLC. The protocol is AX.25 Level 2 Version 2.  The data
  373. transfer rate is 1200 bps for both uplink and downlink.
  374.  
  375. The reasons for not using Bell-202 type FSK modulation are:
  376.  
  377. a) To reduce the parts count onboard JAS-1.  Using Manchester coded FM for
  378. uplink reduces JAS-1's onboard decoder chip count by 16.
  379.  
  380. b) To improve the downlink margins.  Due to JAS-1's tight power budget, only 1
  381. watt is generated by the downlink transmitter.  A more efficient modulation
  382. scheme like PSK is required.
  383.  
  384. JAS-1 will be a store and forward system but not a real time digipeater.
  385. Digipeating is not an effective use of a low orbit satellite such as JAS-1,
  386. which has a limited communication foot print and visibility time.
  387.  
  388. JAS-1 has 4 uplink channels for 1 downlink channel.  This is because the
  389. difference of channel efficiency between uplink and downlink.  An uplink channel
  390. is shared by several ground users. Since the ground users can't hear each other,
  391. and are listening to the downlink channel anyway, the uplinks are subject to
  392. packet collisions.  This scheme is called "Pure ALOHA", and is known to have a
  393. theoretical maximum channel throughput of 18.4%. The JAS-1 downlink is 100%
  394. efficient, since only JAS-1 transmits there.  To balance capacity, as well as
  395. add redundancy, four uplink channels are used.  The combined uplink efficiency
  396. is then 4 * 18.4% or 76%.  The remaining downlink time is used for general
  397. messages and telemetry data.
  398.  
  399. JAS-1 will accept a connect from only one station at a time with the software
  400. scheduled for initial use.  Multiple connections will be supported in subsequent
  401. software updates.  General packet operation is scheduled to begin in November
  402. 1986.
  403.  
  404. 6.  Digital Hardware:
  405.  
  406. The microprocessor is a MIL-STD-883B screened NSC-800 running with a 1.6MHz
  407. clock.  This is the only processor on board.  It controls the digital
  408. transponder and also acts as an IHU (Integrated Housekeeping Unit).
  409.  
  410. The on-board memory has a 1.5MB physical storage capacity.  48 chips of NMOS
  411. 256K DRAMs are used.  A hardware based error-detection/correction circuit is
  412. incorporated to protect the entire 1.5 MB and provide an 1 MB error free memory
  413. area. The system program occupies some 32KB, the rest is used for message
  414. storage.
  415.  
  416. The memory unit is physically divided into four identical 256KB memory cards,
  417. any one of which can be assigned as the system area.  Up to three cards can be
  418. turned off.  This design provides system redundancy and allows command stations
  419. to control power consumption without a total loss of service.
  420.  
  421. JAS-1 has five hardware HDLC controllers.  Four of them are for the uplink
  422. channels and one is for the downlink channel.  In total, these controllers
  423. consist of some 140 CMOS MSIs, yet their power consumption is less than that of
  424. a single NMOS LSI HDLC controller like WD-1933.
  425.  
  426. JAS-1 does not have any ROM but has simple hardware boot strap circuit instead.
  427. This design is to increase system flexibility and reliability.
  428.  
  429.  
  430. 7. Power system:
  431.  
  432. 25 of JAS-1's 26 faces are covered with a total of 979 pieces of solar cells.
  433. They will generate 8.5 watts of power at the beginning of life.
  434.  
  435. JAS-1 employs 11 Ni-Cd battery cells with a capacity of 6 AH. These supply 14
  436. volts average to JAS-1's main power buss.  The 14 volts is converted and
  437. regulated to +10V, +5V and -5V.
  438.  
  439. 8. Antenna system:
  440.  
  441. JAS-1 has three antennas.
  442.  
  443. 2 m reception antenna
  444.  
  445.  Slant 1/4 wave Mono-pole   Isotropic        -4 dBi gain
  446.  
  447. 70 cm transmission antenna
  448.  
  449.  Mode-JA : Slant Turnstile L.H.C.P.  +Z axis +3 dBi gain
  450.  Mode-JD : Slant Turnstile R.H.C.P.  -Z axis +3 dBi gain
  451.  
  452. 9. Attitude control:
  453.  
  454. Forced shaking using the earth's geomagnetic field.  JAS-1 has two 1 ATm sq.
  455. permanent magnets in its Z axis.
  456.  
  457. 10. Telemetry:
  458.  
  459. Analog system telemetry has 12 analog channels and 33 system status flags.  This
  460. telemetry can be sent without the help of the NSC800 microprocessor and will be
  461. turned on automatically by the separation from the H-1 launcher.  The telemetry
  462. is sent on the 100mW beacon on 435.795MHz in CW, switchable to PSK.
  463.  
  464. Digital system telemetry has 29 analog channels and 33 system status flags.
  465. This software driven telemetry can be sent in any format, and can include short
  466. text messages.  This telemetry can be sent on either the mode JD downlink
  467. channel (435.910MHz) or the mode JA CW beacon (435.795MHz).
  468.  
  469.  
  470. 11. Command:
  471.  
  472. A simple 3-channel tele-command system is used for global control functions,
  473. e.g.  JA transponder "ON"/"OFF", JD transponder "ON"/"OFF" and independent
  474. "ON"/"OFF" of the A-0 beacon.  An additional 37 channels are available mainly
  475. for controlling the digital transponder.
  476.  
  477. Onboard command from the NSC-800 is also available.
  478.  
  479. 12. Ground stations:
  480.  
  481. Mode-JA:
  482.  
  483. A ground station setup which was used for Amsat Oscar-8 mode-J can be used for
  484. JAS-1 mode-JA.  A station with a 10 watt 2 m SSB transmitter and a 10dBi beam
  485. for uplink; and a 70 cm receiver (with low NF) with a 15dBi beam for downlink;
  486. should be adequate for this job.
  487.  
  488. Mode-JD:
  489.  
  490. In addition to the mode-JA set up, FM mode is required for the 2 m transmitter.
  491.  
  492. Since JAS-1 uses the standard AX.25 protocol and 1200 bps data rate, ground
  493. stations will be able to use a TAPR-style TNC, a 2 m FM transmitter and a 70 cm
  494. receiver without modification.
  495.  
  496. The JAS-1 modem, a special interface board, will be made available containing
  497. the Manchester modulator and an audio PSK demodulator allowing connection to the
  498. "modem disconnect" connector of a TAPR-style TNC. The modem also connects to the
  499. audio input and PTT of the 2m FM transmitter and to the audio output and
  500. frequency control (option) of a 70 cm SSB receiver.
  501.  
  502. Although JAS-1 will be available to individual access, the general amateur
  503. community will benefit from "JAS-1 gateways". Messages relayed through gateways
  504. can be sent worldwide and is as easy as sending messages to distant stations via
  505. a W0RLI HF gateway.
  506.  
  507. 13. Outline of project history/schedule:
  508.  
  509.  November   1982 : Freezing of conceptual/preliminary design
  510.  
  511.  December   1982 : Preliminary Design
  512.  
  513.  April      1983 : Detail Design
  514.  - June     1984   Engineering Modules Integration & Test
  515.                    Ground Support System Integration
  516.  
  517.  July       1984 : Flight Model #1 Integration & EIC/MIC
  518.  - December 1984
  519.  
  520.  January    1985 : Flight Model #1 General Test
  521.  - March    1985
  522.  
  523.  January    1985 : Flight Model #2 Integration & EIC/MIC
  524.  - August   1985
  525.  
  526.  August     1985 : Flight Model #2 General Test
  527.  - November 1985
  528.  
  529.  November   1985 : Software development.
  530.  -  ?
  531.  
  532. References:
  533.  
  534. JARL News, JAS-1 User's Guide (Those are available only in Japanese.)
  535.  
  536.  
  537.  
  538.                       AO-10 ANALYSIS, PROPOSALS
  539.                             June 17, 1986
  540.  
  541. The purpose of this document is to:
  542.  
  543.      1.  Present the current status of AO-10.
  544.      2.  Forecast events between now and September 1986.
  545.      3.  Explore the limited alternatives available.
  546.      4.  Present proposals and define probable benefits.
  547.      5.  Solicit additional expertise, advice and comments.
  548.  
  549.                              = = = = = =
  550.  
  551. 1.0  CURRENT STATUS OF AO-10:
  552.  
  553. AMSAT-OSCAR 10 was 3 years of age yesterday.  Despite a beginning which seemed
  554. to be ruled solely by Murphy's 3rd postulate, the S/C has performed as well as
  555. could reasonably be expected, considering the bent antennas, less than optimal
  556. orbit, frozen 'O' rings, etc.
  557.  
  558. The satellite was designed with reliability as one of the foremost objectives..
  559. since previous birds had succumbed  due to eventual battery failure, TWO sets of
  560. batteries were placed on board; ten Main batteries and ten Auxiliary batteries.
  561. To date, the Main cells have performed so well that there has been no need to
  562. bring the Aux cells online.  Premature charging of the Aux cells would merely
  563. serve to start their 'lifetime countdown', therefore, they have never been
  564. charged in orbit.
  565.  
  566. As the spacecraft aged, the effects of 4UCigh perigee (4,000 km instead of the
  567. desired 1,500 km) began to be noticed;  at this altitude, the S/C spent
  568. significantly more time traversing the radiation-filled Van Allen belts
  569. surrounding the Earth.  Each trip through this area resulted in continuous doses
  570. of undesirable radiation being experienced by most onboard components.  The
  571. effects of such radiation are cumulative.. the overall level of radiation
  572. induced charge keeps adding to the previous exposures.
  573.  
  574. The IHU (Integrated Housekeeping Unit.. speak 'onboard computer') memory chips
  575. are the most susceptable to excess charge of all the onboard components, since
  576. they function by storing a definable charge to represent a one or zero in a
  577. particular memory location.  Over a period of time, random bits throughout the
  578. 16k memory began to fail. This did not present a disaster, since the S/C
  579. designers had included sophisticated error correction circuitry for just such an
  580. expected eventuality.  The correction circuitry could detect and 'repair' a
  581. single-bit error in any given byte of memory.  It would detect, but not repair,
  582. a double-bit error per byte.
  583.  
  584. On May 17, 1986, the error correction circuitry was apparently overwhelmed by
  585. the damaging effects of an influx of high energy particles from the Sun.  The
  586. software Operating System had lost control with the Mode B transponder locked on
  587. and strings of meaningless bits being transmitted on the beacon.
  588.  
  589. As a result of many hours of diagnosis and attempts to correct the situation by
  590. ZL1AOX and others, a limited function software system was reloaded.
  591. Subsequently, limited memory tests were performed in an attempt to assess the
  592. extent of the damage and suggest methods of bypassing the faulty areas of
  593. memory.
  594.  
  595. Before these tests could be completed, the S/C was apparently subjected to yet
  596. another bombardment of radiation which reduced even the minimal operating system
  597. to an essentially useless state.
  598.  
  599. Under certain conditions, UNDER-charging CAN be of actual
  600. benefit, as we shall see.
  601.  
  602. 2.0  FORECAST OF EVENTS THROUGH SEPTEMBER 1986:
  603.  
  604. Given the current attitude of the spacecrast, the position of the orbital plane
  605. and the orbital parameters, the sun angle will change from the current value of
  606. approximately -8 degrees to -49 degrees by 7/31 and to the NO POWER condition of
  607. -90 degrees on 9/11 as indicated by the following chart (courtesy G3RUH):
  608.  
  609.      DATE        SUN ANG (deg)  ALON (deg)  ALAT(deg)
  610.      ---------------------------------------------------
  611.      1986 May 22         18       157.5      21.7
  612.      1986 Jun  5          4       156.1      21.7
  613.      1986 Jun 19         -9       154.8      21.7
  614.      1986 Jul  3        -22       153.4      21.5
  615.      1986 Jul 17        -36       152.1      21.4
  616.      1986 Jul 31        -49       150.7      21.2
  617.      1986 Aug 14        -62       149.3      21.0  )  47% Illum.
  618.      1986 Aug 28        -75       147.9      20.7  )  26%
  619.      1986 Sep 11        -90       146.5      20.4  )  OOPS!
  620.      1986 Sep 25        -76       145.1      20.1  )
  621.  
  622.   "An attitude change is ESSENTIAL before the end of July" (G3RUH)
  623.  
  624. If no intervention occurs, the S/C will reach a power down condition sometime
  625. prior to September 11.  At first glance, this might seem to be a disastrous
  626. event; let's analyze this condition a little more thoroughly.
  627.  
  628. Of the many events which will occur at or near the -90 degree sun angle, the
  629. following are of most concern:
  630.  
  631.  
  632.      2.1  Thermal stresses.
  633.      2.2  Low/no power considerations.
  634.      2.3  Erratic IHU operation during transition period.
  635.  
  636. 2.1  THERMAL CONSIDERATIONS:
  637.  
  638. From a sun angle of -45 through -90 and back to -45, the sun will primarily be
  639. shining on the bottom of the S/C (rather than on the solar panels), resulting in
  640. a significant heating of that surface, while the opposite surface will suffer a
  641. deepfreeze effect.  The resultant temperature of important internal modules
  642. (IHU, batteries, BCRs, etc) will reach temperatures dependent on the thermal
  643. transfer characteristics of their housings, mounting brackets, etc.
  644.  
  645. We already possess telemetry data of a similar event which took place right
  646. after the initial launching of AO-10.  Analysis of that TLM data is being
  647. performed by Command Stations right now.  AO-10's thermal design expert (Dick
  648. Jansson, WD4FAB) will be contacted as soon as he gets back to the Continental
  649. U.S. on Saturday.  He should be able to shed valuable light on this important
  650. subject.
  651.  
  652. NICAD battery expert John Fox (W0LER) advises that this should make little if
  653. any difference whether the batteries are charged or discharged when they are
  654. subjected to the expected thermal stress.
  655.  
  656. 2.2  LOW/NO POWER CONSIDERATION:
  657.  
  658. From both a battery and an IHU long-term 'health' viewpoint, it appears that a
  659. complete power down condition could well provide major BENEFITS.
  660.  
  661.      2.2.1  BATTERIES:
  662.  
  663.      The Aux batteries have never been charged; their condition should
  664.      remain essentially unaltered through a
  665.      forced power down situation.
  666.  
  667.      By the time power totally fails, the Main batteries will likely
  668.      have developed the notorious NICAD 'memory' for partial charging.
  669.      Fortunately, if each cell discharges to a level of 0.2 volts or
  670.      lower, (2.0 volts for the total array of 10), all 'memory' will
  671.      be ERASED.  In addition, laboratory tests by W0LER have shown
  672.      that up to 85% of original (new) capacity can be expected from
  673.      the aged cells when they are recharged once again.
  674.  
  675.      W0LER further advises that he has NEVER witnessed polarity
  676.      reversal during such deep discharge/recharge cycles.  (John's
  677.      wisdom was gained from a 5 year period of DAILY measurement and
  678.      painstaking record-keeping on this very subject).
  679.  
  680.      Providing there are no disastrous temperature effects of which I
  681.      am unaware, it would appear that the Main batteries will actually
  682.      BENEFIT from the power-down situation.
  683.  
  684.      2.2.2  IHU:
  685.  
  686.      According to several knowledgable individuals in the computer
  687.      industry, there is a reasonable chance that the disabling excess
  688.      charge on the memory chips may actually BLEED OFF if power is
  689.      completely removed from the memory for at least a 24 hour period.
  690.      If this fortunate state is actually realized, we could
  691.      optimistically expect to end up with a rejuvinated memory when
  692.      the S/C powers up again (good for another 3 years?).
  693.  
  694. 2.3  ERRATIC IHU OPERATION DURING TRANSITION:
  695.  
  696. Once the IHU supply voltage begins to fall, there is a rather narrow 'window'
  697. that exists in the shadow region between the FUNCTIONAL and the STOPPED IHU
  698. states.  In tests on nearly identical (simulator) IHUs in a terrestrial
  699. environment, operation was essentially normal down to the 6.0 volt level,
  700. erratic and unpredictable from 6.0 to 5.2 volts and totally inoperative below
  701. that supply voltage level.
  702.  
  703. The erratic window region does generate a certain amount of concern; in this
  704. region, the CPU may do ANYTHING.  It may perform anomalous jumps to erroneous
  705. program steps, it may perform erratic I/O operations with potentially harmful
  706. results; Murphy's law is strictly enforced in this region... the most harmful
  707. thing which can be imagined will most likely be realized.
  708.  
  709. There are certain techniques which can reduce this hazard; they will be
  710. addressed later.  The major point to be made here is that the time spent in this
  711. 'transitional area' should be minimized by any means possible.
  712.  
  713. 3.0  CORRECTIVE ACTIONS AVAILABLE:
  714.  
  715.      3.1  Do NOTHING until after September 15, 1986.
  716.      3.2  Perform memory diagnostics and attempt to patch around
  717.           faulty areas with a reduced-function Operating System.
  718.      3.3  Power down as soo\ as practical.
  719.  
  720.  
  721. 3.1  DO NOTHING UNTIL AFTER 9/15/86:
  722.  
  723. If we merely wait until the inevitable occurs, we stand the very good chance of
  724. even further memory deterioration with the attendant prospect of not being able
  725. to do anything about S/C attitude or onboard conditions.  Erratic IHU operation
  726. WILL take place anyway; Main battery discharge WILL occur.  The AMSAT satellite
  727. user group will become increasingly frustrated and discouraged and begin to seek
  728. other interests after we fought so hard to get their attention in the first
  729. place.  Knowing this organization, I don't expect many votes for this option.
  730.  
  731. 3.2  PERFORM MEMORY DIAGNOSTICS & ATTEMPT A PATCHED OPERATING SYSTEM:
  732.  
  733. While there will probably be a significant amount of support for this
  734. alternative, there are good reasons to perform some tough objective analysis
  735. before embarking on this route.  The time and effort to perform this task is
  736. indeed formidable.  The chance of long-term success in this direction seems
  737. small, indeed.  By the time a thorough memory analysis is performed (if it can
  738. even be done at all), further radiation damage will probably have already
  739. occurred, thus rendering the analysis useless.  In addition, this activity would
  740. necessarily involve personnel who are already swamped with Phase-3C activities.
  741. Time stolen from Phase-3C could well lead to a situation of similar consequence
  742. a few years from now with the next satellite.
  743.  
  744. 3.3  POWER DOWN AS SOON AS PRACTICAL:
  745.  
  746. As long as the first 3 bytes of memory remain functional, we should be able to
  747. uplink simple assembler language routines to perform one to a few functions at a
  748. time.  It would be necessary to periodically run a memory diagnostic on at least
  749. a portion of memory as insurance.  SoZe of the functions which are considered
  750. most important are:
  751.  
  752.      3.3.1  Memory diagnostics.
  753.      3.3.2  Limited telemetry.
  754.      3.3.3  Transponder and beacon control.  (No transponder usage)
  755.      3.3.4  BCR service to control battery charge rates.
  756.      3.3.5  Minimal attitude & spinrate control.
  757.  
  758. These functions can probably be performed by the Ground Command Station (GCS)
  759. group with only minimal assistance from the spacecraft development team, thus
  760. freeing them to concentrate on 'hardening' the Phase-3C bird.
  761.  
  762. 4.0  PROPOSALS, RATIONALE & PROBABLE BENEFITS:
  763.  
  764. With the information currently available to me, I propose that alternative (3.3)
  765. be implemented under the following conditions:
  766.  
  767.      4.1  Bring the spin rate up to 45 or 50 RPM for maximum long-term
  768.      stability.
  769.  
  770.      4.2  Intentionally begin changing the S/C's attitude toward a -90
  771.      degree sun angle to shorten the total 'outage' period.
  772.  
  773.      4.3  When the IHU supply voltage begins to drop below it's normal
  774.      10 volt level, activate the transponder and beacon, then load all
  775.      of memory with a benign instruction code and 'hang' the CPU in a
  776.      tight loop to minimize the chance for erratic behavior.
  777.  
  778.      The purpose of activating the transponder and beacon is to hasten
  779.      the discharge process as much as possible, thus shortening the
  780.      amount of time the IHU will spend in the potentially dangerous
  781.      'erratic window' region of supply voltage.  Selected users would
  782.      be encouraged to assist in this rapid discharge process by
  783.      uplinking signals with a 100% duty cycle.
  784.  
  785. The benefits to be gained via this method are seen to be:
  786.  
  787. 4.4  We reduce the time span where the IHU might perform a highly undesirable,
  788. unpredictable and uncontrollable action such as reducing the spin rate to 0 by
  789. activating all magnet coils in a DC state, rotating the antennas away from the
  790. Earth, overcharging the batteries by erroneously setting the BCR control
  791. latches, etc.
  792.  
  793. 4.5  We at least have a chance of 'complete' recovery in a relatively short time
  794. frame which would serve to enhance AMSAT's stature in the eyes of the users,
  795. benefactors and the space agencies.
  796.  
  797. 4.6  We reduce the numbers of satellite enthusiasts who will tend to abandon all
  798. hopes of AO-10's recovery and switch over to RS satellites as a permanent
  799. alternative.
  800.  
  801. While (4.5) and (4.6) may seem superflous to the technical purist, in objective
  802. terms, it must be remembered that.. without the support of these groups, our
  803. satellite service would (will) not exist!
  804.  
  805. 5.0  SOLICITATIONS:
  806.  
  807. Needless to say, there are many problems to be worked out and Murphy will see to
  808. it that major hurdles will present themselves, no matter which alternative is
  809. pursued.  AMSAT consists of a diverse group of specialists covering a wide range
  810. of expertise.  Your comments and suggestions are solicited immediately.  If you
  811. feel your idea has merit, don't hesitate to send it along, no matter how 'wild'
  812. the scheme may sound.  I cannot promise to reply to each and every suggestion or
  813. comment, but I DO promise to study each and every one and present them to the
  814. appropriate parties.
  815.  
  816. 73, Ron Dunbar (W0PN), 6012 E. Superior St. Duluth, MN  55804
  817.                        218-525-6554
  818.  
  819.  
  820.  
  821.  
  822.