ออปโตส

ดาวเทียมในสภาพพร้อมปล่อยขึ้นสู่อวกาศ
ประเภทภารกิจ	การสาธิตเทคโนโลยี การทดลองทางวิทยาศาสตร์
ผู้ปฏิบัติงาน	อินต้า
รหัส COSPAR	2013-066E
หมายเลข SATCAT	39420
ระยะเวลาของภารกิจ	3 ปี
คุณสมบัติของยานอวกาศ
ผู้ผลิต	อินต้า
มวลแห้ง	3.8 กก.
มิติ	10 x 10 x 34.5 ซม.
พลัง	7.2 วัตต์
เริ่มภารกิจ
วันที่เปิดตัว	21 พฤศจิกายน 2556
จรวด	ดนีปร
จุดปล่อยจรวด	ดอมบารอฟสกี
สิ้นสุดภารกิจ
ติดต่อครั้งล่าสุด	17 ธันวาคม 2560
เพย์โหลด
APIS, FIBOS, GMR, ODM

OPTOSเป็นดาวเทียมขนาด เล็กของสเปน ที่ออกแบบและพัฒนาโดยINTAโดยได้รับการสนับสนุนจากEuropean Cooperation for Space Standardization (ECSS) เพื่อเป็น ตัวอย่างเทคโนโลยีต้นทุนต่ำมันถูกปล่อยขึ้นสู่อวกาศในปี 2013 และมีอายุการใช้งานสามปี^{[ 1 ]}

OPTOS ถูกคิดค้นขึ้นเพื่อเป็นแพลตฟอร์มทดสอบความสามารถของประเทศในการผลิตดาวเทียมปฏิบัติการโดยมีเวลาและงบประมาณในการพัฒนาที่จำกัด (ประมาณ 1.5 ล้านยูโร ) ข้อกำหนดเหล่านี้มีจุดประสงค์เพื่อให้ชุมชนวิทยาศาสตร์ของสเปนและธุรกิจเอกชนสามารถเข้าถึงอวกาศได้ง่าย^{[ 2 ]}มีการให้ความสำคัญเป็นพิเศษกับความปลอดภัยและการทดสอบภาคพื้นดินก่อนการปล่อย ดังนั้นดาวเทียมจึงได้รับการรับรองโดยทั้ง ECSS ซึ่งเป็นของESAและ INTA โดยใช้การทดสอบจำลองภารกิจที่สร้างขึ้นโดยเฉพาะ

นอกจากนี้ ดาวเทียมยังบรรทุกการทดลองทางวิทยาศาสตร์สี่อย่าง: ^{[ 3 ]}

• APIS (Athermalized Panchromatic Image Sensor) หรือเซ็นเซอร์ภาพแพนโครมาติกแบบไร้ความร้อน ในช่วงแรกของการพัฒนา เป็นที่รู้จักกันในชื่อ ออปโตคาเมรา (OPTOCAMERA)
• FIBOS (Fiber Bragg Gratings for Optical Sensing)
• ระบบ GMR (Giant Magneto-Resistance) หรือบางครั้งเรียกว่า GMR-S (Giant Magneto-Resistance Sensor/System)
• ระบบ ODM (OPTOS Dose Monitoring) ในช่วงแรกของการพัฒนาเป็นที่รู้จักกันในชื่อ OPTORAD

ดาวเทียมยังใช้เทคโนโลยีทดลองจำนวนมากเพื่อทดสอบความเป็นไปได้ในการใช้งานในอวกาศ^{[ 4 ]}ตัวอย่างบางส่วน ได้แก่ ระบบย่อย OBDH (On-Board Data Handling) แบบกระจายอุปกรณ์ลอจิกที่ตั้งโปรแกรมได้ที่ซับซ้อน (CPLD)และระบบย่อยการสื่อสารไร้สายแบบออปติคอล (OBCom) ที่มีเครือข่ายควบคุมพื้นที่ที่ลดลง แม้ว่า OPTOS จะมีอายุการใช้งานที่ตั้งใจไว้ 1 ปี แต่ระบบย่อยส่วนใหญ่ยังคงใช้งานได้นานกว่า 3 ปี^{[ 5 ]}

ตัวดาวเทียมประกอบขึ้นจากการวางซ้อนCubeSats สามดวงในรูปแบบ 3U ทำให้เกิด ปริซึมฐานสี่เหลี่ยมขนาด10 ซม. x 10 ซม. x 34.5 ซม. ^{[ 6 ]}เพื่อลดน้ำหนัก โครงสร้างจึงประกอบด้วย ปลอก อะลูมิเนียม ที่จัดหาโดย Pumkin Inc. และโครงสร้าง คาร์บอนไฟเบอร์ภายในที่พัฒนาโดย INTA ส่งผลให้น้ำหนักสุดท้ายของดาวเทียมอยู่ที่ 3.8 กก. ทำให้จัดอยู่ใน ประเภท ดาวเทียมขนาดเล็กพิเศษ ด้านข้างทั้งสี่ด้านถูกปกคลุมด้วยแผงโซลาร์เซลล์เพื่อผลิตพลังงานขณะอยู่ในวงโคจร นอกจากนี้ แผงโซลาร์เซลล์สองแผงยังสามารถกางปีกเพื่อเพิ่มพื้นที่ผิวเป็นสองเท่าได้^{[ 7 ]}

ภายในดาวเทียมมีระบบย่อยหลายระบบที่พัฒนาโดย INTA บางส่วนได้แก่: ^{[ 8 ]}

ระบบย่อยนี้มีหน้าที่ในการวัดและแก้ไขตำแหน่งของดาวเทียมอย่างแม่นยำขณะโคจรทิศทาง ของดาวเทียม ถูกกำหนดโดยเซ็นเซอร์วัดแสงอาทิตย์ TNO สองตัวที่ติดตั้งอยู่บนด้าน -Y และ -Z เซ็นเซอร์เหล่านี้แลกเปลี่ยนข้อมูลเกี่ยวกับทิศทางและความเข้มของแสงอาทิตย์ที่ได้รับ และสามารถกำหนดตำแหน่งของดวงอาทิตย์ได้ด้วย ความคลาดเคลื่อนสูงสุด 2 องศาตำแหน่งที่สัมพันธ์กับโลก ถูกวัดโดย แมกนีโตมิเตอร์แบบฟลักซ์เกต 3 แกนซึ่งทำหน้าที่เป็นเข็มทิศ ความแม่นยำสูง อุปกรณ์นี้ดัดแปลงมาจากHoneywell Aerospace HMC-1043 นอกจากนี้ยังมีเซ็นเซอร์วัดแสงอาทิตย์อีกตัวหนึ่งติดตั้งอยู่บนด้าน +Z เพื่อทำหน้าที่เป็นตัวจับเวลาเฝ้าระวังสำหรับทั้งหน่วยกำหนดทิศทางและอุปกรณ์ทดลอง APIS

ตัวกระตุ้นได้รับการจัดหาโดยAstro und Feinwerktechnik Adlershof GmbHและประกอบด้วยชุดล้อปฏิกิริยาแม่เหล็กแรงบิดเพิ่มเติมอีก 5 ตัวที่จัดหาโดยAAC Clyde Spaceถูกติดตั้งไว้ที่จุดยอดของดาวเทียมเกือบทั้งหมด ยกเว้นจุดยอดเดียว โดยฝังอยู่ในPCBของแผงโซลาร์เซลล์เพื่อลดน้ำหนัก หน่วยควบคุมทั้งหมดได้รับการตั้งโปรแกรมโดยSENERและจะให้การหมุนอย่างอิสระด้วยการควบคุมแรงบิดอย่างต่อเนื่องและความสามารถในการรักษาเสถียรภาพของเครื่องบินบนแกนทั้ง 3 แม่เหล็กแรงบิดยังใช้เพื่อเปลี่ยนระหว่างโหมดการทำงานและช่วยลดความอิ่มตัวของล้อปฏิกิริยาหากจำเป็น^{[ 9 ]}

แผงโซลาร์เซลล์ทั้งหมดเป็นGaAsที่ติดตั้งบนสายยาว 6 เซลล์และกว้าง 4 เซลล์ ในสภาวะการทำงานแผงโซลาร์ เซลล์จะให้ พลังงาน 7.2 วัตต์ เมื่อสิ้นสุดอายุการใช้งาน ซึ่งจะถูกจัดเก็บและนำไปใช้ในการจ่ายพลังงานให้กับดาวเทียม ก่อนการใช้งาน พลังงานไฟฟ้าจะถูกเก็บไว้ในแบตเตอรี่ลิเธียมไอออนซึ่งเชื่อมต่อกับแผงควบคุมการชาร์จที่ออกแบบโดย AAC Clyde Space ทำหน้าที่เป็นแหล่งจ่ายไฟที่สามารถให้แรงดันไฟฟ้าที่ควบคุมได้ 3-6 โวลต์ และสูงสุด 12 โวลต์เมื่อไม่ควบคุม แต่ละระบบย่อยยังเชื่อมต่อกับตัวแปลง DC/DCเพื่อให้แน่ใจว่ามีระดับพลังงานที่เพียงพอ^{[ 10 ]}

OBCom ส่วนใหญ่มีพื้นฐานมาจากระบบ OWLS (ซึ่งพัฒนาโดย INTA และใช้ในดาวเทียมรุ่นก่อนหน้า เช่นNanosat-01 ) ^{[ 11 ]}ดังนั้นจึงใช้ ลำแสง อินฟราเรด แบบกระจาย สำหรับการสื่อสารภายในและ บัสหลัก Controller Area Network (CAN) TM/TC แบบไร้สาย โดยค่าเริ่มต้น บัส CAN มีสายเอาต์พุตที่กำหนดค่าได้สิบหกสาย ซึ่งสามารถใช้เป็นเอาต์พุตแบบแยกหรือสัญญาณนาฬิกา ช่องสัญญาณอนาล็อกสามช่อง และหน่วยแปลงอนาล็อกเป็นดิจิทัล 10 บิต

การใช้การสื่อสารอินฟราเรดช่วยลดการเดินสายไฟ จึงช่วยประหยัดทั้งพื้นที่และน้ำหนัก ในขณะเดียวกันก็ให้ความเร็วในการส่งข้อมูลที่สูงขึ้น แต่ละระบบย่อยมีโมดูล OBCom อิสระของตนเอง ซึ่งใช้พื้นฐานจากอุปกรณ์ลอจิกที่ตั้งโปรแกรมได้ที่ซับซ้อน (CPLD)ที่ทำงานบนโปรโตคอลการสื่อสาร CAN สั้นๆ ที่เข้ากันได้กับยานอวกาศ ESA ทั้งหมด ตัวส่งสัญญาณแต่ละตัวประกอบด้วย SFH4205 สองตัว^{[ 12 ]} ที่ทำงานแบบขนาน ในขณะที่ตัวรับสัญญาณเป็น โฟโตไดโอดTEMD5110 สองตัวที่กรองด้วย IR ^{[ 13 ] [ 14 ]}

ระบบย่อย OBDH มีหน้าที่รวบรวมและประมวลผลข้อมูลทั้งหมดที่เก็บรวบรวมโดยโมดูลต่างๆ ของดาวเทียม ดังนั้นจึงทำงานเชื่อมโยงกับ OBCom อย่างใกล้ชิด โดยใช้ทั้งฮาร์ดแวร์และซอฟต์แวร์ร่วมกัน พร้อมทั้งรักษาระบบสำรองไว้ในกรณีที่ระบบล้มเหลว ทำให้สามารถออกแบบให้มีขนาดกะทัดรัดมาก (25 มม. x 15 มม. x 14 มม.) น้ำหนักเบา (น้ำหนักรวม 8 กรัม) และใช้พลังงานต่ำ (น้อยกว่า 50 มิลลิวัตต์)

หัวใจสำคัญของ OBDH คือCPUซึ่งใช้ สถาปัตยกรรม MicroBlazeและรองรับเครือข่าย CAN bus ด้วย โปรโตคอล CPLD / FPGAและอินเทอร์เฟซการทำงานระดับสูง ซึ่งสามารถจำแนกออกเป็นสองกลุ่มตามการทำงานได้ดังนี้:

• หน่วยประมวลผลเสริม (EPH): EPH ซึ่งใช้Xilinx Virtex-II Pro เป็นพื้นฐาน ให้ส่วนต่อประสานทั่วไปกับระบบย่อยต่างๆ ผ่านทางบัส CAN และตรวจสอบและบรรจุโค้ดจากทั้ง ACDS และ TTC โดยตรง ^{[ 15 ]}สามารถรับและดำเนินการกับข้อมูลสถานะได้โดยตรงจากโมดูล (ส่วนใหญ่เป็นเฟรม TM)
• เทอร์มินัล OBDH แบบกระจาย (DOT): มีลักษณะการทำงานคล้ายกับCPLD Cool Runner II โดย DOT ทำหน้าที่เป็นอินเทอร์เฟซทั่วไประหว่าง CPU และการทดลองต่างๆ นอกจากการรับและจัดเก็บข้อมูลแล้ว DOT ยังสามารถส่งคำสั่งและคำแนะนำจากศูนย์ควบคุมภาคพื้นดินผ่านโมดูลการสื่อสารได้อีกด้วย^{[ 16 ]}

ทั้งสองโหมดทำงานพร้อมกันเพื่อให้มั่นใจถึงการบูรณาการและการทำงานร่วมกันของระบบย่อยทั้งหมด รวมถึงความเร็วในการสื่อสารที่เพียงพอ (สูงสุด 125 กิโลบิต/วินาที)

ระบบ TCS ทำงาน ใน โหมดพาสซีฟ เท่านั้น และประกอบด้วยฉนวนหลายชั้นและสีฉนวนหุ้มรอบโมดูลและโครงสร้าง นอกจากนี้ แต่ละระบบย่อยยังมีเทอร์โมคัปเปิล ของตัวเอง ซึ่งวัดอุณหภูมิและส่งข้อมูลไปยังหน่วยประมวลผลกลาง

ใกล้กับหน้าสี่เหลี่ยมด้านบนมีเสาอากาศแบบโมโนโพลาร์รอบทิศทาง ที่สามารถปรับใช้ได้ 4 ตัว พร้อมการโพลาไรซ์แบบวงกลมนอกจากนี้ ระบบย่อยยังมีทรานสปอนเดอร์ แบบครึ่งดูเพล็กซ์ขั้นสูง และตัวควบคุมโหนดปลายทาง (TNC) ซึ่งทำงานบนย่านความถี่ UHF (435 MHz) ^{[ 17 ]}และอนุญาตให้มีความเร็วในการอัปโหลด 4 kbit/s โดยใช้ซับแคริเออร์ข้อมูล (PM/PBSK) และดาวน์โหลด 5 kbit/s โดยใช้พัลส์แมนเชสเตอร์ (SP-L) แบบโมดูลาร์ระหว่าง 3 ถึง 10 kbit/s ^{[ 18 ]}

ระบบย่อยทั้งหมดผลิตโดยThales Alenia Space España SA โดยใช้โปรโตคอล ESA เช่น ECSS-E-70-41A สำหรับการสื่อสารภาคพื้นดิน การควบคุม และการส่งข้อมูลทางไกล^{[ 19 ]}

ดาวเทียมถูกปล่อยเมื่อวันที่ 21 พฤศจิกายน 2013 โดยISC Kosmotras ^{[ 20 ]}จากฐานปล่อย Yasny ใน Dombarovskyประเทศรัสเซีย จรวดที่ใช้ในการปล่อยคือDneprซึ่งบรรทุกดาวเทียม 32 ดวง (น้ำหนักบรรทุกหลักประกอบด้วยDubaiSat-2และSTSat-3 ) ^{[ 21 ]} OPTOS ถูกส่งขึ้นสู่วงโคจร แบบซิงโครนัสกับดวงอาทิตย์ใกล้วงกลมที่ระดับความสูง 600 กม. มุมเอียง 97.8º และLTDN (เวลาท้องถิ่น ณ จุดลง)ที่ 10:30 น. ได้สำเร็จ^{[ 22 ] [ 23 ]}

ตลอดอายุการใช้งาน ดาวเทียมดวงนี้ได้รับการดูแลโดย INTA จากฐานปล่อยจรวดเอลอาเรโนซิโยจนกระทั่งมีการติดต่อครั้งสุดท้ายเมื่อวันที่ 17 ธันวาคม 2017

ก่อนที่ดาวเทียมจะเสร็จสมบูรณ์ INTA ได้เริ่มพัฒนาโครงการคู่ขนานที่เรียกว่า Mission Simulation Test (MST) โดยมีจุดประสงค์เพื่อใช้เป็นสนามทดสอบในการทดสอบและสังเกตยานอวกาศและระบบย่อยต่างๆ MST สามารถจำลองสภาวะวงโคจรต่างๆ เช่นสุริยุปราคาการรบกวนทางแม่เหล็กไฟฟ้าและการสูญเสียสัญญาณชั่วคราว นอกเหนือจากการทดสอบทางกายภาพ (สุญญากาศ การสั่นสะเทือน การควบคุมอุณหภูมิ...) หลังจากประสบความสำเร็จ MST ได้รับการพัฒนาเพิ่มเติมเป็น SIMSAR เพื่อทดสอบ ระบบ SARที่ใช้งานจากอวกาศ ซึ่งใช้ในระหว่างการพัฒนาทั้งPazและSEOSat- Ingenio ^{[ 24 ]}

เมื่อต้นแบบเสร็จสมบูรณ์ในช่วงต้นปี 2013 ได้มีการทดสอบการบรรทุกสัมภาระหลายครั้งโดยใช้ MST ในระหว่างการทดลองเหล่านั้น ดาวเทียมได้รับการควบคุมจากระยะไกลโดยศูนย์ควบคุมภาคพื้นดินผ่านคลื่นวิทยุภายใต้สภาวะภารกิจ การทดสอบเหล่านี้พิสูจน์แล้วว่ามีความสำคัญต่อความสำเร็จของยานอวกาศ เนื่องจากทำให้สามารถค้นพบข้อบกพร่องหลายประการในการออกแบบ โดยเฉพาะอย่างยิ่งประสิทธิภาพที่ไม่ดีของระดับการทำงานของแรงดันไฟฟ้าและการทำงานผิดปกติของตัวควบคุมแหล่งจ่ายไฟ การแก้ไขข้อบกพร่องเหล่านี้พิสูจน์แล้วว่าทำได้ยากและต้องมีการแก้ไขในการกำหนดค่าการบินและการติดตั้งแผงโซลาร์เซลล์ โดยเฉพาะอย่างยิ่งเมื่อพิจารณาถึงข้อจำกัดที่กำหนดโดยอุปกรณ์ปล่อย ISOPOD ^{[ 25 ] [ 26 ]}ระหว่างการทดสอบการบรรทุกสัมภาระ ความสมบูรณ์ของดาวเทียมได้รับการตรวจสอบเป็นประจำเพื่อให้แน่ใจว่าการทำงานเป็นไปอย่างถูกต้อง การทดสอบครั้งสุดท้ายดำเนินการที่ Yasny Cosmodrome ก่อนที่จะรวมเข้ากับจรวด^{[ 27 ]}

เซ็นเซอร์ภาพแพนโครมาติกแบบไร้ความร้อนเป็น กล้อง CMOSที่พัฒนาขึ้นเพื่อศึกษาการรวบรวมภาพและ การเสื่อมสภาพ ของเลนส์ในอวกาศ โดยจะทำได้โดยการถ่ายภาพหลายภาพของบริเวณเดียวกันภายใต้สภาพแสงที่คล้ายคลึงกัน และศึกษาความแตกต่างของคุณภาพและสีของภาพ เลนส์กล้องเป็นแบบหักเหแสงและได้รับการป้องกันจากแสงรบกวนด้วยแผ่นกั้นหลายแผ่น มีหน้าที่ในการเปลี่ยนทิศทางแสงไปยังระนาบโฟกัส ซึ่งจะใช้อาร์เรย์สองมิติของโฟโตเซลล์แบบ CMOS ในการสร้างภาพ โฟโตเซลล์มีความละเอียดสูงสุด 1.3 เมกะพิกเซล (6.7 ไมโครเมตรต่อพิกเซล) อย่างไรก็ตาม เมื่อใช้งาน ROIC (วงจรรวมอ่านค่า) ที่ความเร็วสูง จะได้เพียง 0.65 พิกเซลเท่านั้น ระนาบโฟกัสมีขนาด 4.3 x 3.2 มม. ^{[ 28 ]}

APIS ได้รับการออกแบบให้ทนต่ออุณหภูมิและในตอนแรกสามารถให้ภาพที่มีคุณภาพในช่วงอุณหภูมิ ±20 องศาเซลเซียส เพื่อรักษาโฟกัสที่อุณหภูมิแวดล้อมที่แตกต่างกัน เลนส์จึงถูกเว้นระยะห่างและเสริมความแข็งแรงด้วยวัสดุทนความร้อนสูง นอกจากนี้ กล้องยังมีโหมดต่างๆ และสามารถใช้สำหรับการถ่ายภาพนิ่งหรือตั้งโปรแกรมจากศูนย์ควบคุมภาคพื้นดินได้ น้ำหนักรวมของกล้องคือ 120 กรัม^{[ 29 ]}

Fiber Bragg Gratings สำหรับการตรวจจับด้วยแสงเป็นอุปกรณ์ที่พัฒนาขึ้นเพื่อศึกษาพฤติกรรมและ การเปลี่ยนแปลง ความยาวคลื่นของ ลำแสง เลเซอร์เมื่อผ่านFiber Bragg gratingsที่อุณหภูมิต่างๆ การเปลี่ยนแปลงเหล่านี้จะถูกประมวลผลในหน่วยประมวลผลเพื่อหาความสัมพันธ์ที่แม่นยำระหว่างการเปลี่ยนแปลงความยาวคลื่นและอุณหภูมิ ผลลัพธ์ที่ได้จะถูกนำไปเปรียบเทียบกับเทอร์โมคัปเปิลใน TCS เพื่อประเมินความถูกต้องของการวัด^{[ 30 ]} เพื่อลดการรบกวนให้น้อยที่สุด ได้มี การเชื่อม grating สองตัวเข้ากับโครงเหล็กที่ปลายตรงข้ามของดาวเทียม โดยทั้งสองตัวใช้หน่วยประมวลผลและแหล่งกำเนิดแสงร่วมกัน แหล่งกำเนิดแสงนั้นเป็นเลเซอร์แบบปรับได้ที่ต่อสายและควบคุมโดยการควบคุมอินพุตอิสระ (DOT) ตัวรับสัญญาณคือโฟโตไดโอด PIN InGaAs (EPM605 ที่พัฒนาโดยJDSU ) ^{[ 31 ]}

ชิ้นส่วนที่ประกอบเสร็จแล้วมีขนาด 79 มม. x 69 มม. x 15 มม. มีน้ำหนักรวมน้อยกว่า 120 กรัม และใช้พลังงานเฉลี่ย 1.5 วัตต์

เซ็นเซอร์ตัวต้านทานแม่เหล็กยักษ์ (Giant Magneto-Resistor Sensor หรือ GMR) เป็นเครื่องวัดสนามแม่เหล็กแบบทดลองที่ใช้ในการวัดฟลักซ์แม่เหล็กของโลกบริเวณชั้นบรรยากาศเบื้องบน ระบบนี้อาศัยหลักการของความต้านทานแม่เหล็ก: การเปลี่ยนแปลงความต้านทานไฟฟ้าของวัสดุบางชนิดเมื่อมีสนามแม่เหล็กที่มีทิศทางมากระทำ ดังนั้น อุปกรณ์จึงประกอบด้วยชั้นของวัสดุแม่เหล็กและวัสดุที่ไม่ใช่แม่เหล็กสลับกันไปมาเป็นโครงสร้างแบบแซนด์วิช นอกจากนี้ แต่ละชั้นของวัสดุแม่เหล็กจะถูกทำให้เป็นแม่เหล็กในทิศทางตรงกันข้ามกับชั้นถัดไป ดังนั้น ในกรณีที่ไม่มีสนามแม่เหล็กภายนอก ความต้านทานไฟฟ้าของ GMR จะสูงมาก (>1 กิโลโอห์ม) ในทางตรงกันข้าม เมื่อมีสนามแม่เหล็กภายนอกมากระทำในแนวตั้งฉาก ชั้นที่เป็นแม่เหล็กจะหมุนไปในทิศทางของสนามแม่เหล็กภายนอก ทำให้ความต้านทานไฟฟ้าลดลง

GMR ถูกติดตั้งไว้ใกล้ด้านข้างของดาวเทียม โดยใช้วงจรร่วมกับระบบย่อยอื่นๆ เพื่อลดน้ำหนัก นอกจากการทดลองแล้ว วัสดุที่ใช้ทำ GMR ยังได้รับการทดสอบเพื่อใช้ในอวกาศในอนาคตอีกด้วย

ระบบตรวจวัดปริมาณรังสี OPTOS เป็นเครื่องวัดปริมาณ รังสี ที่พัฒนาขึ้นเพื่อวัดการตกกระทบของรังสีคอสมิกในชั้นบรรยากาศตอนบน ระบบนี้มีชุดย่อยอิสระสองชุดที่ติดตั้งอยู่บนดาวเทียม โดยแต่ละชุดมี RadFET ของตัวเองที่สามารถดูดซับและวัดการตกกระทบของรังสีไอออนและอนุภาคกัมมันตรังสีพร้อมด้วยเทอร์มิสเตอร์ที่ทำหน้าที่วัดอุณหภูมิของสภาพแวดล้อม ระดับรังสีพร้อมกับอุณหภูมิจะถูกวัดเป็นระยะทุก 10 นาที ชุดย่อยทั้งสองจะถูกจัดวางไว้ที่ปลายด้านตรงข้ามของดาวเทียมเพื่อเปรียบเทียบอิทธิพลของรูปทรงเรขาคณิตและตำแหน่งต่อการไหลเข้าของรังสี^{[ 32 ]}

ข้อมูลที่รวบรวมได้จะถูกส่งกลับมายังโลกและนำไปเปรียบเทียบกับค่าทางทฤษฎีที่ได้จาก แบบจำลอง CAD ของ Geant4และ SHIELDOSE รวมถึงการจำลองการไหลของอนุภาคมาตรฐานอื่นๆ เช่น AP8 และ AE8 ^{[ 33 ]}จากการเปรียบเทียบ จะได้ค่าเบี่ยงเบน TID (Total Ionizing Dose)และนำไปใช้กับภารกิจในอนาคต นอกจากนี้ยังจะช่วยให้ INTA มีความเชี่ยวชาญในการจัดการเซ็นเซอร์รังสีอีกด้วย

• นาโนแซท 01
• นาโนแซท-1บี

• เว็บไซต์อย่างเป็นทางการของ INTA (ภาษาสเปน)