NEOSSat (kompendium)

[Scorus]

WPROWADZENIE
NEOSSat (Near-Earth Object Surveillance Satellite) jest kanadyjskim mikrosatelitą przygotowanym przez Kanadyjską Agencję Kosmiczną (Canadian Space Agency - CSA) i Departament Obrony Kanady (Department of National Defence/Defence Research and Development Canada - DND/DRDC) przeznaczonym do poszukiwań planetoid bliskich Ziemi (Near-Earth Objects - NEO) oraz testów technik wykrywania satelitów okołoziemskich. Do celów misji zaliczają się: odkrycie dużej ilości obiektów klasy NEO nie wykrywalnych z Ziemi lub w przeglądach satelity WISE (Wide Field Infrared Survey Explorer); zademonstrowanie przydatności mikrosatelity ()satelity o masie mniejszej od 100 kg) do wykonywania użytecznych pomiarów metrycznych (pozycji i czasu) sztucznych satelitów i ich fragmentów na wysokościach od 15 000 do 40 000 km (z możliwością śledzenia do wysokości 6 000 km); oraz przesterowanie nowego busa mikrosatelitarnego przeznaczonego do użycia w różnorodnych misjach (Multi-Mission Microsatellite Bus - MMMB). Jest to pierwsza misja kosmiczna dedykowana śledzeniu planetoid i satelitów.

Program poszukiwań planetoidy typu NEO jest finansowany przez CSA. Jest powadzony przez Uniwersytet w Calgary (University of Calgary - UCalgary) w prowincji Alberta we współpracy z Uniwersytetem Kolumbii Brytyjskiej (University of British Columbia - UBC), Instytutem Badań Kosmicznych (Planetary Science Institute - PSI) w Tucson w stanie Arizona w USA, Uniwersytetem Stanu Arizona (University of Arizona - UA) w Tucson, Uniwersytetem w Ontario Wschodnim (University of Western Ontario) w  London w prowincji Ontario, NASA, oraz firmą Science Applications International Corporation (SAIC) z Tysons Corner w stanie Virginia w USA. Nosi nazwę NESS (Near Earth Space Surveillance). Umożliwia odnalezienie niewielkich planetoid na orbitach znajdujących się wewnątrz orbity Ziemi (Interior-to-Earth-Orbit Asteroids - IEO), trudno osiągalnych dla obserwatoriów naziemnych lub innych satelitów. Dalsze śledzenie tych planetoid pozwala na precyzyjne wyznaczenie ich orbit. Dane na temat populacji planetoid typu NEO występujących stosunkowo blisko Słońca pozwolą na poprawienie modeli opisujących dynamikę małych ciał w wewnętrznym Układzie Słonecznym. Tym samym będą przydatne do badań warunków panującymi we wczesnym Układzie Słonecznym. Uwydatnią podobieństwa i różnice pomiędzy poszczególnymi grupami planetoid przyczyniając się do określenia relacji między nimi. Mogą mieć też znaczenie dla planowania misji do obiektów tego typu w przyszłości. Satelita może wykrywać obiekty o wielkości 500 metrów lub nawet mniejszej. Szacuje się, że w ciągu misji nominalnej satelita wykryje około 60% potencjalnie niebezpiecznych planetoid o wielkości większej od 1 km.  Szacowana częstość odkryć to 4 - 12 obiektów na miesiąc. Wykonalność wykrywania planetoid za pomocą mikrosatelity została zademonstrowana przez satelitę astronomicznego MOST (Microvariability and Oscillation of Stars) umieszczonego na robicie 30 lipca 2003 r. Wykonał on testowe obserwacje jednej z planetoid pasa głównego - 2693 Yan’an. Program NESS jest wykonywany przez 50% czasu operacyjnego satelity.

Program poszukiwań fragmentów satelitów jest oprowadzony przez DND. Nosi nazwę HEOSS (High Earth Orbit Space Surveillance). Jego podstawowym zadaniem jest zademonstrowanie możliwości śledzenia satelitów, fragmentów satelitów i górnych stopni rakiet (Resident Space Objects - RSO) na orbitach MEO (Medium Earth Orbit) i GEO (Geostationary Earth Orbit) za pomocą mikrosatelity, możliwości potencjalnie przydatnej wojskowo. Pozwala na przetestowanie nowych koncepcji możliwych do wykorzystania w przyszłych misjach tego typu. Dalszym celem jest dostarczenie użytecznych danych na temat pozycji RSO przydatnych do aktualizowania katalogu tych obiektów prowadzonego w USA. Jest on wykorzystywany do unikania kolizji pomiędzy satelitami a odłamkami orbitalnymi. Dane z NEOSSat uzupełnią informacje zbierane za pomocą sieci naziemnej (Space Surveillance Network - SSN) obejmującej teleskopy i radary rozmieszczone w różnych częściach świata. Kanada uczestniczy w tym programie od lat 80-tych. Na jej terytorium znajdują się dwie stacje SSN. Obserwacje naziemne są jednak ograniczone przez lokalizację geograficzną poszczególnych stacji, pogodę oraz cykle dnia i nocy. Natomiast z platformy satelitarnej umieszczonej na orbicie synchronicznej ze Słońcem można prowadzić monitoring RSO praktycznie przez całą dobę, obserwując obiekty znajdujące się na bardzo różnorodnych orbitach.  Początkowo istniał duży sceptycyzm co do wykonalności programu HEOSS za pomocą satelity tego typu. Dlatego też CSA przeznaczyła środki na wykonanie pilotowych obserwacji satelitów GEO za pomocą podobnego satelity MOST. Przeprowadzono je w październiku 2005 r, w okresie gdy satelita ten nie prowadził obserwacji astronomicznych z powodu aktualizacji oprogramowania. MOST z powodzeniem zarejestrował dwa satelity nawigacyjne serii GPS Block IIR. Pierwsza obserwacja (satelity GPS IIR-11) odbyła się 11.10.2005 r, a druga (satelity GPS IIR-04) - 12.10.2005 r. MOST dostarczył dobrych danych fotometrycznych i metrycznych. Zademonstrowało to wykonalność planowanego przedsięwzięcia. Program HEOSS jest wykonywany podczas pozostałego 50% czasu operacyjnego satelity.

Głównym celem inżynieryjnym misji jest przetestowanie busa MMMB, opracowanego na bazie bardzo udanej konstrukcji satelity MOST. Ma on umożliwić szybkie i tanie budowanie mikrosatelitów do różnorodnych zadań - naukowych i inżynieryjnych dla CSA oraz wojskowych dla DND. Program ten został rozpoczęty w 2003 r. Architektura MMMB obejmuje centralną strukturę mechaniczną, łatwo adaptowalną dla różnych rodzajów ładunków oraz zestaw różnych systemów opcjonalnych, które można zestawiać w różny sposób w zależności od charakteru misji. Koncepcja ta zakłada standaryzację architektury ale nie technologii, w celu łatwego wykorzystywania najnowszych komponentów. Ze względu na różne wymagania pod względem zasilania oraz specyficznej dla każdej misji elektroniki i interfejsów z komponentami systemów kontroli orientacji przestrzennej, architektura MMMB nie obejmuje paneli słonecznych, baterii i specjalistycznej elektroniki. Bus ten jest kompatybilny z rakietami Cosmos 3M, Delta 4 (z łącznikiem ESPA), Rockot, Dnepr, Falcon, Taurus i PSLV.

Koszty misji wynoszą 24 mln dolarów.

[Scorus]

KONSTRUKCJA
Satelita NEOSSat jest niewielkim statkiem kosmicznym. Ma masę 74 kg. Wymiary jego zasadniczej struktury o kształcie prostopoadłościennym wynoszą 0.9 x 0.65 x 0.35 m. Jego konstrukcja opiera się w dużej mierze na satelicie MOST. Jest to pierwsze wykorzystanie nowego busa mikrosatelitarnego przeznaczonego do użycia w różnorodnych misjach (Multi-Mission Microsatellite Bus - MMMB). Większość komponentów satelity została już wypróbowana w misjach cywilnych i wojskowych. Większość systemów jest też dostępnych komercyjnie. Głównym konstruktorem satelity jest firma MSCI (Microsat Systems Canada Inc) z Mississauga w prowincji Ontario. Jest ona odpowiedzialna za zaprojektowanie systemów satelity oraz za zbudowanie jego struktury, systemu kontroli orientacji przestrzennej, elektroniki systemu zasilania i instrumentu naukowego oraz za opracowanie oprogramowania satelity i oprogramowania naziemnego. Pozostałymi wykonawcami są firmy Spectral Applied Research z Richmond Hill w prowincji Ontario (zaprojektowanie instrumentu naukowego i jego zbudowanie) i Altech z Flemington w stanie New Jersey w USA (opracowanie i zbudowanie systemu zarządzania danymi) oraz COM DEV International Ltd. z Cambridge w Ontario(wcześniej Routes AstroEngineering, dostarczenie systemu komunikacyjnego).

[Scorus]

Konstrukcja mechaniczna satelity jest złożona z 6 paneli zewnętrznych oraz zestawu 7 tac z systemami połączonych ramami montażowymi we wspólny stos umieszczony wewnątrz konstrukcji. Ich złączenie umożliwia 8 bolców. Dolna część stosu jest połączona z instrumentem naukowym za pomocą klamer. Panel zewnętrzny +Z o wymiarach 0.9 x 0.35 m zawiera w środku okrągły otwór przez który wystaje łącznik z przejściówką na górnym stopniu rakiety (Paylad Attasch Fitting - PAF). Sam PAF jest połączony za pomocą konstrukcji ażurowej ze stosem centralnym. Na tym panelu umieszczono też cztery prostokątne panele słoneczne. Przeciwny duży panel, -Z po stronie wewnętrznej zawiera konstrukcję ażurową do której przymocowany jest stos centralny oraz magnetometr systemu kontroli orientacji przestrzennej. Na zewnątrz umieszczono 5 prostokątnych tablic komórek słonecznych - dwie małe na górze, dwie duże na dolne oraz jedną wydłużoną między nimi. Panel +Y o wymiarach 0.9 x 0.65 m zawiera dwa prostokątne panele słoneczne, antenę nadawczą B, antenę odbiorczą B oraz antenę GPS B. Przeciwny panel -Y zawiera antenę nadawczą A, antenę odbiorczą A, antenę GPS A, prostokątną tablicę kometek słonecznych oraz radiator instrumentu naukowego. Mały panel +Y, o wymiarach 0.9 x 0.35 m zawiera otwór przez który wystaje przegroda zewnętrza teleskopu. Nad otworem umieszczono prostokątny panel słoneczny. Na panelu przeciwnym, -Y znajdują się dwie prostokątne tablice komórek słonecznych.

[Scorus]

 System zasilania (Electrical Power Subsystem - EPS) zawiera 13 małych paneli słonecznych z arsenku galu, rozmieszczonych na wszystkich 6 ścianach konstrukcji satelity. Różnią się one wielkością. Najwięcej komórek słonecznych umieszczono w panelach znajdujących się na 3 ścianach które przez większą część czasu są zwrócone w kierunku Słońca. Maksymalizuje to produkcję energii. Wyprodukowana energia jest zużywana na bieżąco, a także ładuje baterię litowo - jonową. Bateria jest wykorzystywana w czasie wzmożonego zapotrzebowania na energię (np w czasie pracy nadajnika) oraz w czasie przejść przez cień Ziemi. Satelita znajduje się na orbicie LEO synchronicznej ze Słońcem, tak więc zaćmienia będą występować sezonowo. Przez krótki czas satelita może aktywnie pracować przy produkcji energii mniejszej od jej zużycia. Taka sytuacja może występować np podczas śledzenia obiektów wzdłuż kierunku przeciwnego do Słońca (elongacja 180º). Dostępne zasilanie umożliwia transmisję danych przez średnio 50 - 80 minut na dzień (ekwiwalent 6 sesji transmisji trwających 10 - 12 minut do stacji położonych w pobliżu szerokości geograficznej 45º. Napięcie w sieci elektrycznej satelity wynosi 28 V. Średni pobór mocy wynosi 45 W. Typowo 23 W przypadają na systemy satelity a 9 W na instrument naukowy.

System kontroli orientacji przestrzennej (Attitude Determination and Control Subsystem - ADCS) umożliwia precyzyjne pozycjonowanie pojazdu, z dokładnością lepszą od 5 sekund kątowych w osi pochylenia i przechylenia oraz 20 sekund kątowych w osi odchylenia. Satelita jest stabilizowany trójosiowo. W skład sensorów ADCS wchodzą: sensor Słońca, magnetometr trójosiowy, 3 sensory tempa obrotu, szperacz gwiazd oraz anteny GPS. Sygnały z sensorów są obrabiane przez elektronikę wykorzystującej rozszerzone filtrowanie Kalman (Extended Kalman Filter). Sensor Słońca ma postać komórki słonecznej dostarczającej ładunku elektrycznego po oświetleniu. Szperacz gwiazd nie jest osobnym urządzeniem. W jego charakterze wykorzystywana jest optyka i system odzyskiwania informacji instrumentu naukowego oraz detektor CCD wchodzący w jego skład (ale nie wykorzystywany w programach NESS i HEOSS). Sensory tempa obrotów są żyroskopami. Satelita posiada dwie anteny GPS - A i B, umieszczone odpowiednio na panelach +Y i -Y. Dysponują one osobnymi odbiornikami. Urządzeniami wykonawczymi ADCS są trzy koła kreacyjne oraz trzy zwoje magnetyczne. Te ostatnie są elektromagnesami oddziaływującymi z polem magnetycznym Ziemi. Umożliwiają okresowe usuwanie nadmiaru momentu pędu z kół reakcyjnych. Satelita nie posiada żadnego systemu napędowego. Wszystkie komponenty ADCS i algorytmy pochodzą z satelity MOST. Są bardzo precyzyjnie, podczas misji MOST działały lepiej niż zakładano. Kontrola orientacji przestrzennej w czasie misji może być wykonywana w dwóch trybach: krótkich obrotów (Short Slew Mode), oraz długich obrotów (Long Slew Mode). Tryb krótkich obrotów umożliwia pozycjonowanie satelity z dużą dokładnością w celu ustabilizowania optyki instrumentu naukowego względem poruszającego się obiektu. Umożliwia to szperacz gwiazd. Tryb długich obrotów służy do zmiany obserwowanego obiektu. Nie wymaga dużej dokładności. Jako sensory nawigacyjne wykorzystywane są żyroskopy i sensor Słońca.

System komputerowy satelity (Command and Data Handling Subsystem - C&DH) umożliwia wykonywanie komend w czasie rzeczywistym oraz komend zapisanych i przeznaczonych do wykonania w określonej chwili, generowanie telemetrii oraz przetwarzanie danych z instrumentu naukowego. Jest oparty na procesorze Altech S921. Satelita praktycznie nie może działać autonomicznie. Zmiany obserwowanego fragmentu nieba są wykonywane przez osobne komendy. Program obserwacyjny wymaga zmian orientacji przestrzennej w tym celu co około 5 minut. Tak więc w ciągu dnia satelita realizuje setki komend opracowywanych na Ziemi. Ponieważ koszty obsługi misji na minimalnym poziomie, segment naziemny był jednym z bardziej krytycznych elementów programu. Zdolność gromadzenia danych w wewnętrznym rejestratorze FLASH satelity nie jest duża. Ma on pojemność 2 gigabitów. Tak więc miejsce kończy się maksymalnie po 3 dniach obserwacji prowadzonych w tempie 300 obrazów na dzień. Jeśli dane nie zostaną w tym czasie przesłane na Ziemię system komputerowy rozpoczyna ich nadpisywanie, począwszy od najstarszych plików. Produkcja danych w ciągu dnia to około 1 Gb.

System komunikacyjny jest złożony z dwóch zestawów nadajników i odbiorników pasma S. Satelita posiada cztery anteny helikalne umieszczone w dwóch grupach po przeciwnych stronach satelity. Antena nadawcza A i antena odbiorcza A są umieszczone na panelu -Y, a antena nadawcza B i antena odbiorcza B znajdują się na panelu +Y. Pozwala to na osiągnięcie szerokiego pola widzenia. Włączanie i wyłączanie nadajnika jest wykonywane automatycznie przez komendy zapisane w liście zadań C&DH, lub ręcznie, poprzez komendy wysyłane z centrum kontroli misji w czasie przelotów satelity nad stacjami naziemnymi. Szybkość transmisji danych do stacji naziemnych wynosi 2 Mbps a szybkość obioru komend - 4 kbps.

System kontroli temperatury (Thermal Control Subsystem - TCS) jest w większości pasywny. Utrzymywanie odpowiedniej temperatury wewnętrznej umożliwia izolacja wielowarstwowa oraz odpowiednie pomalowanie niektórych powierzchni. Elektronika i detektor instrumentu są chłodzone za pomocą radiatora znajdującego się na panelu -Y. Umożliwia to osiągnięcie większego współczynnika sygnału do szumu. Jednym aktywnym składnikiem TCS jest grzejnik baterii. Satelita posiada również sensor temperatury wewnętrznej.

[Scorus]

WYPOSAŻENIE
Jednym instrumentem naukowym satelity jest teleskop NEOSSat (NEOSSat Telescope). Znajduje się on wewnątrz konstrukcji satelity. Jest połączony za pomocą klamer z jego stosem centralnym. Przegroda zewnętrzna teleskopu wystaje przez otwór w panelu zewnętrznym +X.

W skład urządzenia wchodzi zespól optyczny, system płaszczyzny detektora, oraz jednostka elektroniki. Urządzenie nie posiada filtrów. Pozwala na wyszukiwanie planetoid i obiektów RSO poprzez wykonywanie serii obrazów nieba w zakresie optycznym, 350 - 1050 nm.  Może rejestrować obiekty o jasności około 19.5  - 20 magnitudo. Typowy pobór mocy wynosi 9 W.

Optyka instrumentu jest teleskopem Maksutova-Cassegraina. Jest uproszczoną wersją teleskopu instrumentu satelity MOST zoptymalizowaną do obrazowania poprzez dodanie optyki spłaszczającej pole widzenia. Długość ogniskowej wynosi 893 mm (f/5.7). Efektywna powierzchnia apertury to 131 centymetrów kwadratowych. Pole widzenia ma wymiary 0.85 x 0.85 stopnia. Światło wchodzące do teleskopu przechodzi przez soczewkę a następnie pada na zwierciadło główne o średnicy 157 mm. Następnie jest odbijane na zwierciadło drugiego rzędu otoczone przez przegrodę wewnętrzną. Po przejściu przez kolejną przegrodę wewnętrzną przechodzi przez soczewkę korekcyjną i pada na zestaw detektorów CCD. Cały system optyczny jest otoczony dużą przegrodą zewnętrzną. Jej geometria jest zoptymalizowana pod kątem nietypowych wymogów misji. System przegród pozwala na skuteczne odrzucanie światła słonecznego i rozproszonego. W przypadku poszukiwań planetoid NEO podczas programu NESS głównym problemem jest światło słoneczne. Podczas problemu HEOSS obserwacje mogłoby zakłócić światło odbite od oświetlonego fragmentu Ziemi. Ponadto źródłem światła rozproszonego jest Księżyc.

Zespół płaszczyzny ogniskowej zawiera dwa detektory CCD E2V 47-20, przylegające do siebie bokami. Jeden z detektorów jest używany w programach NESS i HEOSS. Drugi, wraz z optyką instrumentu i jego systemem odzyskiwania informacji jest używany przez system kontroli orientacji przestrzennej jako szperacz gwiazd. Oba detektory mają wymiary 1024 x 1024 piksele. Połowa detektora jest zasłonięta. Jest ona przeznaczona do transferu klatki. Szerokość pojedynczego piksela wynosi 13 μm. Szczytowa efektywność kwantowa to 0.78 przy 600 nm. Funkcja rozmywania źródła punktowego (Point Spread Function - PSF) to 1.1 piksela. Detektor jest chroniony przed bezpośrednim oświetleniem przez Słońce za pomocą automatycznej migawki. Systemy umieszczone w płaszczyźnie ogniskowej są chłodzone za pomocą radiatora umieszczonego na panelu -Y do temperatury mniejszej od -40°C. Elektronika odczytu detektora (Read-Out Electronics - REO) po transferze klatki została opracowana na zamówienie. Po wzmocnieniu sygnału z CCD przez przedwzmacniacz jest on ucyfrawiany i przesyłany do elektroniki instrumentu.

Elektronika instrumentu umożliwia obróbkę danych i przesyłanie ich do systemu komputerowego satelity, monitorowanie stanu urządzenia, wykonywanie komend oraz konwersję zasilania. Jest oparta na dwóch procesorach sygnału (Digital Signal Processor - DPS) 80 MHz.

Instrument został opracowany przez firmę Spectral Applied Research Inc. z Richmond Hill w prowincji Ontario.

[Scorus]

HISTORIA MISJI

Satelita MOST umieszczony na orbicie w 2003 r udowodnił dużą przydatność mikrosatelitów do obserwacji optycznych, co wzbudziło zainteresowanie DRDC. Postała tam koncepcja misji wykrywającej obiekty typu RSO. W styczniu 2005 r DRDC podpisał kontrakt z firmą Dynacon Incorporated z Mississauga w Ontario na wykonanie prac konpepcyjnych nad busem mikrosatelitarnym zdolnym do wykonania trzech misji - misji wykrywającej RSO, misji z wysokościomierzem radarowym, oraz misji technologicznej do testów innowacyjnych ale nie zdefiniowanych jeszcze technologii. Również  w tym czasie zawarto umowę z Wydziałem Astronomii Uniwersytetu w Kolumbii Brytyjskiej na opracowanie konpecji instrumentu zdolnego do wykrywania RSO. Równolegle na Uniwersytecie w Calgary, dzięki finansowaniu z CSA opracowano koncepcję innej misji, opartej również na rozwiązaniach wypróbowanych na MOST, przeznaczoną do poszukiwań planetoid typu NEO. 24 lutego 2005 r CSA i DRDC podpisały umowę sprawie opracowania i obsługi wspólnej misji realizującej oba cele. Projekt był koordynowany przez powołane wtedy wspólne biuro (Joint Project Office - JPO). Uzyskał wtedy nazwę NEOSSat. W ciągu następnych dwóch lat projekt przeszedł przez fazy B, C i D. W lipcu 2007 r wybrano głównego wykonawcę satelity - firmę MSCI. Start był pierwotnie przewidziany na połowę 2009 r, ale seria opóźnień przesunęła go na początek 2013 r. Koszty szacowane początkowo na 12 mln dolarów wzrosły dwukrotnie. Przegląd krytyczny projektu (Critical Design Review - CDR) odbył się w kwietniu 2009 r. W ciągu następnych trzech lat satelita został zbudowany i przetestowany.

[Scorus]

PRZEBIEG MISJI
Satelita NEOSSat wystartował dnia 2 lutego 2013 r o godzinie 12:31 UTC. Rakietą nośną był indyjski PSLV-C20 (Polar Satellite Launch Vehicle). Start odbył się z kosmodromu Satish Dhawan Space Centre (SDSC) na wyspie Sriharikota przy wschodnim wybrzeżu Indii (południowa część stanu Andha Pradesh). NEOSSat był ładunkiem dodatkowym. Głównym ładunkiem był satelita SARAL (Satellite with ARGOS and ALTIKA). Miał on masę 406 kg. Został opracowany przez ISRO i CNES. Służył do pomiarów wysokości fal morskich oraz zmian poziomu morza. Posłuży to do badań prądów morskich i temperatur oceanu.  Dane te uzupełnią pomiary wykonywane przez satelitę Jason 2 (wystrzelonego 20.06.2008 r) na innej orbicie. Są niezbędne do uściślenia modeli cyrkulacji wód oceanicznych i badań jej roli w globalnym systemie klimatycznym. Pozostałymi wyniesionymi satelitami były: BRITE-Austria (CanX-3b), UniBRITE (CanX-3a) Sapphire, AAUSat-3 (Aalborg University CubeSat-3), oraz STRaND-1 (Surrey Training, Research and Nanosatellite Demonstrator 1). Oba satelity BRITE (Bright Star Target Explorer Constellation) miały masę 6.5 kg. Były częścią programu fotometrycznych obserwacji oscylacji 286 gwiazd o jasności do 3.5 magniudo. Należały do Austrii. Sapphire był kanadyjskim woskowym minisatelitą o masie 148 kg. Służył do monitorowania obiektów RSO na wysokościach 6 000 - 40 000 km. AAUSat-3 był satelitą studenckim złożonym z jednej jednostki typu CubeSat. Został opracowany na Uniwersytecie w  Aalborg (Aalborg University - AAU) w Aalborg w Danii przy wsparciu z Duńską Organizacją Bezpieczeństwa Ruchu Morskiego (Danish Maritime Safety Organization - DaMSA). Posiadał dwa odbiorniki radiowe pozwalające na śledzenie statków w okolicach Grenlandii, przyczyniając się do poprawy bezpieczeństwa ruchu morskiej. STRaND-1 był satelitą złożonym z trzech jednostek CubeSat opracowanym przez firmę SSTL (Surrey Satellite Technology Limited) w Surrey w Wielkiej Brytanii i Centrum Kosmiczne Uniwersytetu w Surrey (University of Surrey Space Centre - USSC) w Guildford w Wielkiej Brytanii. Miał masę około 4.3 kg. Był pierwszym satelitą opartym na smartfonie. NEOSSat znajdował się wewnątrz łącznika pomiędzy głównym ładunkiem a górnym stopniem rakiety (Dual Launch Adapter - DLA), razem z Sapphire. Po uwolnieniu głównego ładunku górna, stożkowa część łącznika została odrzucona. Następnie satelita został odłączony. Start przebiegał bez problemów. Było to 23 wykorzystanie rakiety typu PSLV i jej 19 udana misja.

[Scorus]

 Rakieta nośna umieściła satelitę na synchronicznej ze Słońcem, niskiej orbicie okołoziemskiej. Jej perygeum znajduje się w odległości 793.6 km, a perygeum 778.4 km. Półoś wielka wynosi 7 156 km a inklinacja - 98.63°. Okres obiegu to 100.4 minuty (satelita wykonuje 14.34 obiegu na dzień).

Po starcie rozpoczął się okres testów funkcjonowania systemów i instrumentów naukowych. Następnie z powodzeniem rozpoczęto zbieranie danych naukowych i inżynieryjnych. Czas trwania misji nominalnej jest przewidziany na 1 rok. Misja może być następnie przedłużona o kolejny rok. Podobnie jak MOST satelita może jednak działać znacznie dłużej.

[Scorus]

W ramach programu NESS poszukiwania planetoid są prowadzone w niewielkiej odległości kątowej od Słońca, tak blisko jak pozwala na to przegroda teleskopu, opracowana specjalnie na potrzeby misji. Obszar ten obejmuje dwa fragmenty nieba o szerokości 10º, rozdzielone kątem 55º wzdłuż płaszczyzny ekliptyki i obszar +/- 40º w szerokości ekliptycznej. Jednorazowo satelita wykonuje obserwacje fragmentu nieba o wielkości 0.86 x 0.86º. Czas ekspozycji w trakcie tych obserwacji wynosi około 100 sekund. Czułość jest na tyle wysoka, że do wykrycia planetoidy wystarczy tylko około 50 fotonów. Strategia obserwacji została zoptymalizowana w oparciu o aktualne modele populacji obiektów NEO. Obserwowany zakres elongacji jest trudny do monitorowania za pomocą teleskopów naziemnych, ponieważ zdolność obserwacyjna spada wraz ze zwiększającą się objętością powietrza wzdłuż linii widzenia na niskich wysokościach nad horyzontem. Ponadto obserwacje takie są możliwe tylko podczas krótkich okien obserwacyjnych. Teleskopy naziemne będą jednak okresowo wykorzystywane do obserwacji astrometrycznych nowo odkrytych obiektów w celu precyzyjnego obliczenia ich orbit. Dzięki temu większość czasu zarezerwowanego dla programu NESS zostanie przeznaczona na poszukiwania nowych obiektów, a nie na śledzenie już wykrytych. Wykonywanie obserwacji blisko Słońca jest efektywnym sposobem wykrywania planetoid należących do grupy Ateny (o orbitach charakteryzujących się półosią wielką mniejszą od 1 AU i peryhelium w odległości większej od 0.983 AU od Słońca) oraz Apolla (półoś wielka orbity większa od 1 AU, peryhelium położone w odległości mniejszej od 1.017 AU) o długich okresach synodycznych. Ta strategia obserwacji pozwala też na wykrywanie obiektów należących do grupy Atira, o orbitach przebiegających w pobliżu orbity Ziemi (półoś wielka mniejsza od 1 AU, aphelium w odległości mniejszej od 0.983 AU).

[Scorus]

W ramach programu HEOSS teleskop satelity jest wykorzystywany do pomiarów pozycji i czasu detekcji obiektów typu RSO. Dane te są następnie porównywane z informacjami z amerykańskiego katalogu satelitów. Obecnie skatalogowanych jest około 2500 obiektów RSO, w tym satelitów GNSS (Global Navigation Satellite System) i satelitów geostacjonarnych. W trakcie pierwszego roku prowadzenia programu HEOSS satelita wykona eksperymentalne pomiary pozycji tych obiektów. Podczas drugiego roku pracy będzie regularnie wykorzystywany do ich śledzenia na potrzeby armii kanadyjskiej. Obserwacje są wykonywane w kierunku przeciwnym do Słońca (w kierunku cienia Ziemi), na dużych elongacjach. NEOSSat może wykrywać obiekty o jasności do 13.5 magnitudo, co w przypadku RSO obserwowanych z odległości 40 000 km odpowiada obiektom o wielkości około 2  metrów. Satelita może śledzić obiekty poruszające się w tempie 60 sekund kątowych na sekundę. Tak duża szybkość ruchu satelitów na orbicie okołoziemskiej wymusiła zastosowanie różnych czułości w przypadku programów NESS i HEOSS. W przypadku obserwacji planetoid czas integracji dla jednej klatki jest większy o dwa rzędy wielkości niż w przypadku obiektów RSO. W czasie programu HEOSS pojedynczy obraz jest wykonywany z ekspozycją trwającą typowo 3 sekundy (maksymalnie około 10 sekund). Dla większych szybkości może być wykorzystany mały fragment detektora. Dokładność pomiarów pozycji RSO wynosi około 3 sekund kątowych. Odpowiada to dokładności przestrzennej rzędu około 600 metrów na płaszczyźnie sfery niebieskiej na wysokościach satelitów GEO. Czasy obserwacji satelitów są znane z dokładnością około 1 ms.

[Scorus]

 Do odbioru danych z satelity służą dwie stacje naziemne CSA dysponujące antenami o średnicy 10 metrów. Główna stacja mieści się w St. Hubert w prowincji Quebeck. Stacja dodatkowa mieści się w Saskatoon w prowincji Saskatchewan. Ponadto możliwe jest okresowe używanie stacji DRDC w Ottawie w prowincji Ontario. Jednak stacja ta znakuje się blisko ośrodka w St. Hubert przez co jej dodanie nie wydłuża czasu odbioru transmisji. Osiągalny okres odbioru danych w ciągu dnia to około 50 minut.

Centrum Operacji Naukowych (Science/Payload Operations Center - SOC/POC) dla programu NESS mieści się na Uniwersytecie w Calgary. SOC/POC dla programu HEOSS znajduje się w Ottawie w Ontario. Centrum Operacji Misji (Mission Operations Center - MOC) znajduje się w ośrodku obsługującym wszystkie misje satelitarne CSA, w St. Hubert. Jest ono odpowiedzialne za opracowywanie komend, kontrolę pracy satelity, konfigurowanie stacji naziemnych, monitorowanie telemetrii w czasie rzeczywistym podczas sesji łączności, oraz obróbkę danych po ich pozyskaniu z telemetrii. Ponadto koordynuje czasy odbioru danych przez stacje najemne, opracowuje harmonogram odbioru danych podczas przelotów nad stacjami. System Planowania Misji (Mission Planning System - MPS) mieści się w Ottawie. Integruje SOC/POC i MOC. W celu obniżenia kosztów obsługi misji wiele funkcji opracowywania komend jest wykonywanych automatycznie przez odpowiednie oprogramowanie. Składniki MPS oceniają różne wymogi pracy instrumentu naukowego, wytwarzają harmonogram pracy teleskopu i na tej podstawie generują instrukcje wysyłane następnie do satelity. Ponadto MPS jest odpowiedzialny za archiwizację zebranych danych i ich udostępnianie użytkownika.