Sottosistema di comunicazione tollerante ai guasti per satellite modulare AraMiS

Il progetto AraMiS nasce al Politecnico di Torino nel dicembre 2006 con l’obiettivo
dello sviluppo di una Architettura Modulare per Satelliti. L’attivita di ricerca si
inserisce nel contesto dell’avionica per satelliti, in rapida crescita negli ultimi anni.
La disponibilita di vettori di lancio a basso costo ha infatti attirato l’attenzione
delle istituzioni piu diverse (universita, industrie ed enti locali) sullo spazio e sulle
possibilita, spesso uniche, oerte dall’ambiente spaziale.
L’accesso economico allo spazio non e pero ancora una realta, soprattutto per
l’assenza di una serie di componenti, di tecniche di sviluppo e di servizi di supporto
a terra che abbiano un costo compatibile con i budget degli istituti di ricerca o delle
piccole e medie imprese.
Questo ha portato allo sviluppo di nuovi concetti come quello dei CubeSat, satel-
liti di dimensioni estremamente ridotte costruiti con componenti di tipo commerciale
(COTS, Commercial O-The-Shelf) non specicamente qualicati per l’utilizzo spa-
ziale e che deniscono uno standard meccanico che consente di ridurre i costi di
lancio.
L’architettura AraMiS mira ad estendere questi concetti, con la creazione di un
insieme di sottosistemi elettronici avanzati, indipendenti e riutilizzabili in missioni
diverse, che introducano il concetto della standardizzazione meccanica dei CubeSat
nell’elettronica di bordo.
Ogni modulo e incaricato di compiti specici e, pur essendo completamente in-
dipendente dal resto del sistema, puo comunicare ed interagire con gli altri moduli,
siano essi dello stesso tipo o di tipo diverso grazie agli standard di interfaccia co-
muni. Questo garantisce la scalabilita dell’architettura, che puo cos adattarsi ai
requisiti di missioni molto diverse tra loro. Garantisce pero anche la riusabilita dei
singoli moduli, permettendo di ammortizzare su piu missioni i costi di sviluppo, di
testing e i costi non ricorrenti, che in una missione spaziale impegnano generalmente
piu del 90% del budget disponibile.
L’architettura AraMiS si applica allo sviluppo di micro e nano satelliti per orbite
tra i 500 e gli 800 km di quota (LEO, Low Earth Orbit). I moduli di cui e composta
sono di dimensione standard (16.5 cm  16.5 cm) e formano parte integrante della
struttura meccanica del satellite. Nella congurazione minima, il satellite e formato
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da sei moduli che costituiscono le facce esterne di un cubo. Lo spazio interno presenta
un volume utile di circa 1 dm3 e puo essere occupato da altri moduli o da un payload
specico della missione. Oltre al cubo minimo, con la realizzazione di un opportuno
telaio e possibile disporre i moduli anche in strutture piu complesse che meglio si
adattino alle dimensioni e alla forma del payload.
I moduli, o tile, attualmente in fase di sviluppo sono:
• Power Management Tile { Costruito su una lastra di alluminio (spesso
1.5 mm), presenta sulla faccia esterna, rivolti verso lo spazio, i pannelli solari
in GaAs a tripla giunzione che forniscono l’energia al satellite. Sulla faccia
interna sono presenti i circuiti di conversione dell’energia, due batterie agli
ioni di litio con i relativi circuiti di carica, il sistema di determinazione e di
controllo di assetto e un microcontrollore che gestisce il funzionamento dei va-
ri sottosistemi. Ogni modulo scambia energia con le altre Power Management
Tile e con l’intero sistema tramite il Power Distribution Bus (PDB): questo
consente di garantire una fornitura costante di energia a tutti i moduli indi-
pendentemente dall’illuminazione delle singole facce, ma consente anche, ad
esempio, di caricare batterie su pannelli in ombra ricavando energia da quelli
esposti al sole. Ogni modulo comunica anche con il computer centrale (On
Board Computer, OBC) per ricevere comandi sulla gestione dei sottosistemi o
per trasmettere i dati di telemetria misurati localmente.
• Telecommunication Tile { Costruito con una lastra di alluminio piu spessa
(5 mm), rappresenta il punto preferenziale di ancoraggio del satellite al vetto-
re. Sulla faccia esterna sono presenti le due antenne di comunicazione verso
terra (a 437 MHz e 2.4 GHz) e l’eventuale struttura di ancoraggio. Il lato in-
terno contiene i moduli a radiofrequenza nelle due bande e due OBC ridondati.
Questo modulo interagisce con le Power Management Tile attraverso l’invio
di comandi di controllo e la ricezione dei dati di telemetria; gestisce inoltre le
comunicazioni verso terra con la ricezione e l’attuazione dei telecomandi e la
trasmissione dei dati di telemetria e di un eventuale payload;
L’architettura e quindi altamente integrata, nonostante sia composta da moduli
separati, e tutti gli scambi di informazione tra i diversi elementi del satellite av-
vengono per mezzo dell’On-Board Data Bus, il sottosistema sviluppato in questa
tesi.
Il lavoro e iniziato con una fase di documentazione sugli standard di comunica-
zione esistenti. Sono stati analizzati principalmente bus di comunicazione che pre-
sentassero caratteristiche intrinseche di tolleranza ai guasti, come i principali bus
automotive e il bus standard de facto per applicazioni spaziali, lo SpaceWire. L’a-
nalisi si e soermata in particolare sul protocollo CAN (Controller Area Network),
che presenta interessanti caratteristiche di semplicita e adabilita.
IV
In seguito pero ad una valutazione piu accurata dei requisiti dell’architettura
AraMiS, e apparso evidente che i bus esistenti non soddisfano a volte ai requisiti
di semplicita ed economicita (come nel caso dello SpaceWire), a volte ai requisiti di

essibilita e di velocita (come nel caso del CAN).
E
iniziata quindi una fase di progetto volta ad individuare per il livello sico una
tecnica di interconnessione che garantisse l’isolamento galvanico tra i moduli (neces-
sario per l’adabilita e la
essibilita delle interconnessioni) con bitrate dell’ordine
del megabit al secondo.
Le soluzioni piu promettenti sono risultate l’accoppiamento magnetico tramite
trasformatori e l’accoppiamento ottico tramite LED e fotodiodi.
Ad una prima analisi, le due soluzioni presentano problemi comuni come l’impos-
sibilita di accoppiare la componente continua dei segnali (nel caso del trasformatore
per ovvie ragioni magnetiche, nel caso di LED e fotodiodi per la sovrapposizione al
segnale della luce ambientale). Diventa quindi necessario l’utilizzo di una codica dei
segnali da trasmettere e si e individuato nella codica RZI (Return-to-Zero Inverted)
ad impulsi un buon compromesso tra semplicita realizzativa (con la logica di codica
e decodica gia integrata in molti microcontrollori) e compatibilita con entrambi i
tipi di accoppiamento. La codica RZI e infatti utilizzata comunemente con LED e
fotodiodi nel protocollo IrDA ed e utilizzabile con accoppiamento magnetico tramite
appositi pulse transformer.
Entrambe le soluzioni presentano anche vantaggi e svantaggi contrapposti. L’ac-
coppiamento magnetico garantisce ad esempio la semplicita nei circuiti di interfaccia
e una buona ridondanza dei collegamenti a fronte di una richiesta non trascurabile
in termini di cavi e connettori. L’accoppiamento ottico puo invece garantire la co-
municazione tra tutti i moduli del sistema senza l’utilizzo di cavi e connettori con
la sola propagazione in spazio libero, ma ore minori garanzie sulla presenza di
un adeguato canale di collegamento (per inltrazioni luminose dall’esterno o per un
cammino ottico basato solo su ri
essioni).
Sono state quindi analizzate piu nel dettaglio entrambe le alternative, per arri-
vare alla conclusione che gli svantaggi della soluzione ottica sono abbondantemente
compensati dalla possibilita di evitare totalmente l’utilizzo di cavi e connettori per le
connessioni dell’On-Board Data Bus. Gli elementi meccanici sono infatti un punto
particolarmente critico all’interno di un satellite per le notevoli sollecitazioni a cui
sono sottoposti durante il lancio.
Nei casi in cui la visibilita ottica tra gli elementi sia invece piu critica, e comun-
que possibile l’utilizzo di strutture ottiche guidanti basate su bre ottiche plastiche o
su guide integrate con la struttura meccanica dei moduli.
Un’ultimo ostacolo all’adozione dell’accoppiamento ottico era pero rappresenta-
to dalle incerte prestazioni dei componenti ottici (LED e fotodiodi) in un ambiente
come quello spaziale, con la presenza di notevoli quantita di radiazioni. L’impatto
V
sui componenti di particelle e ioni ad alta energia, oltre a causare problemi ai semi-
conduttori per Single Event Eects (SEE) e Total Dose accumulata, tende infatti ad
opacizzare le materie plastiche trasparenti, degradando le prestazioni dei componenti
ottici.
Sono stati quindi sviluppati un circuito ed un software che permettessero di misu-
rare le caratteristiche di emissione e di sensibilita dei componenti ottici in condizioni
tipiche di funzionamento. Successivamente, una serie di componenti campione e sta-
ta sottoposta ad un’elevata dose di radiazioni (con raggi X e protoni) e ne e stata
valutata la variazione delle caratteristiche.
I primi risultati mostrano, sopratutto con irradiazione di particelle ad alta ener-
gia, un eettivo peggioramento delle caratteristiche di sensibilita e emissione. Sa-
ranno pero condotti in futuro ulteriori test con altri tipi di particelle caratterizzate
da una maggiore penetrazione nel materiale, in quanto questo parametro gioca un
ruolo fondamentale nel livello di degradazione provocato.
Contemporaneamente a questa analisi, sono state progettate le interfacce che con-
sentono la trasmissione e la ricezione luminosa da parte dei microcontrollori e sono
stati realizzati dei primi prototipi con caratteristiche di funzionamento soddisfacenti.
E
stato anche sviluppato il codice C che implementa sui microcontrollori il livello
Data Link del protocollo di comunicazione utilizzando una struttura single-master.
Con il livello sico utilizzato, rimane pero possibile anche un approccio multi-master
che potra essere sfruttato da successive evoluzioni del protocollo.