SmallSat 2016 Technical Program    Session I: Science and Future Directions Monday, August 8, 2016 Session Chair – Pat Patterson  2:30 PM Achieving Science with CubeSats: Thinking Inside the Box Dr. Thomas Zurbuchen – University of Michigan; Bhavya Lal – IDA Science and Technology Policy Institute  2:50 PM Small and Micro/Nano‐Satellite Possibilities in Space Science and Exploration – Examples from Japan Dr. Shinichi Nakazuka, Ryu Funase ‐The University of Tokyo  3:10 PM AFRL Small Satellite Activities  Dr. David Voss – AFRL Small Satellite Portfolio   Session II: Launch Monday, August 8, 2016 Session Chair – Garrett Skrobot  4:15 PM 

SpaceWorks’ 2016 Nano/Microsatellite Market Forecast Bill Doncaster, Jordan Shulman, John Bradford, John Olds ‐ SpaceWorks Enterprises, Inc.  ABSTRACT  Since 2008, SpaceWorks has actively monitored global nano/microsatellite activities, and annually publishes a summary update as a free service to the small satellite development and launch communities. SpaceWorks’ 2016 projection of the 1‐50 kg satellite market forecasts over 35% growth in 2016 compared to our 2014 projection due to the combination of a growing backlog due to limited launch opportunities in 2015 and continued interest from the commercial sector. This paper presents detailed observations and projections for the nano/microsatellite market based on over 780 satellites with masses between 1 and 50 kilograms in development over the next three years (2016 to 2018). The data source for this assessment is a subset of the SpaceWorks Satellite Launch Demand Database (LDDB), an extensive collection of all known historical missions, announced future satellite projects, and estimated future commercial missions. Analysis of development trends by sector and purpose show continued development by the civil sector for science or technology demonstration and strong growth from commercial operators primarily for earth observation. Launches to date have utilized existing large launch providers and taken secondary payload slots minimizing launch vehicle costs. Growing numbers of companies are attempting to develop dedicated small satellite launch vehicles and are projecting to charge a premium for the added benefits they will offer small satellites. Due to the increasing 

complexity in the launch market the capability to model addressability in a comprehensive manner has been developed.  4:30 PM LauncherOne: Virgin Galactic's Dedicated Launch Vehicle for Small Satellites A.C. Charania, Steve Isakowitz, Barry Matsumori, Will Pomerantz, Mandy Vaughn, Hanna Kubiak, David Caponio ‐ Virgin Galactic   ABSTRACT  Virgin Galactic, the world's first commercial spaceline, is developing a space transportation service to provide an affordable, reliable, and responsive dedicated ride to orbit for smaller payloads. No longer will small satellite users be forced to make a choice between accepting the limitations of flight as a secondary payload, paying dramatically more for a dedicated launch vehicle, or dealing with the added complexity associated with export control requirements and international travel to distant launch sites. Virgin Galactic's satellite launch vehicle, “LauncherOne,” is a two‐stage, air‐launched liquid propulsion (LOX/RP) rocket. This system is designed to conduct operations from a variety of locations, allowing customers to select various launch azimuths and increasing available orbital launch windows. In response to strong commercial demand, Virgin Galactic has increased the capability of LauncherOne so that it will now be capable of launching of approximately 300 kg into the standard Sun‐Synchronous Orbit most commonly desired by small satellite missions, or more than 400 kg into lower inclination orbits.  4:45 PM Lessons Learned from the ORS‐4 Mission and First Flight of the Super Strypi Launch System Samuel J. McCraw, – Operationally Responsive Space Office; Jeffry S. Welsh ‐ Applied Minds, LLC; Jillian K. Marsh – Operationally Responsive Space Office  ABSTRACT TBD  5:00 PM Solidifying Small Satellite Access to Orbit via the International Space Station (ISS): Cyclops' Deployment of the Lonestar SmallSat from the ISS Matthew P. Hershey, Daniel R. Newswander, Brent A. Evernden ‐ NASA Johnson Space Center    ABSTRACT  On January 29, 2016, the Space Station Integrated Kinetic Launcher for Orbital Payload Systems (SSIKLOPS), known as "Cyclops" to the International Space Station (ISS) community, deployed Lonestar from the ISS. The deployment of Lonestar, a collaboration between Texas A&M University and the University of Texas at Austin, continued to showcase the simplicity and reliability of the Cyclops deployment system. Cyclops, a NASA‐developed, dedicated 10‐100 kg class ISS SmallSat deployment system, utilizes the Japanese airlock and robotic systems to seamlessly insert SmallSats into orbit. This paper will illustrate Cyclops' successful deployment of Lonestar from the ISS as well as outline its concept of operations, interfaces, requirements, and processes.  5:15 PM Spaceflight’s FORMOSAT‐5/SHERPA Mission  

How to Set a World Record for the Number of Satellites Deployed in a Single Launch Adam Hadaller, Chin Seah, Jason Andrews, Curt Blake, Peter Wegner ‐ Spaceflight Industries, Inc  ABSTRACT  In November 2016, Spaceflight, in partnership with SpaceX, is scheduled to set a new world record for the most number of free‐flying spacecraft deployed from a single launch with eighty‐nine spacecraft deployed during the FORMOSAT‐5/SHERPA mission. This paper describes how this record was accomplished and key lessons learned.  Spaceflight is a world leader in the development of commercial rideshare opportunities for the small satellite industry. Success on this mission required both technical and business innovations to include design and development of SHERPA, a custom ESPA Grande ring with custom payload adapters and dispenser systems, designed for manifesting multiple secondary payloads and hosting secondary payloads. Adapter plates designed for SHERPA enable either one or two microsats, or up to seven Innovative Solutions in Space (ISIS) QuadPack dispensers to be deployed from a single port. SHERPA carries a deployment sequencer to send separation commands to separation systems, and a data recorder and UHF transmitter to capture and send deployment state information to a ground receiver at Wallops Island, VA. In addition to technical development, procedures developed ensure a “do no harm to others” philosophy is enforced on all payloads, regardless of size and complexity.  5:30 PM Navigating the Policy Compliance Roadmap for Small Satellites Barbara Braun, Sam Myers Sims ‐ The Aerospace Corporation; Kenneth Reese, David Butzin ‐ USAF SMC/ADSS; David Voss ‐ USAF AFRL/RVEP 

ABSTRACT  The Department of Defense (DoD) Space Test Program (STP) is charged with providing access to space for experiments on the DoD Space Experiments Review Board (SERB) list. Additionally, STP is the “front door” for all non‐DoD Auxiliary Payloads seeking launch opportunities on DoD missions. In this capacity STP manages the launch integration of a wide variety of missions, including not only DoD satellites, but also satellites built, owned, and operated by the National Aeronautics and Space Administration (NASA), civilian universities, commercial entities, and foreign governments. Often a single launch mission has multiple satellites from multiple organizations, and may also contain payloads from one organization hosted on satellites owned by another.  As the launch integration manager for all of these satellites and hosted payloads, STP is faced with the challenging task of understanding the space policy requirements for a diverse set of agencies, and guiding its mission partners through the approval process. As small satellites and rideshares lower the barriers to space access, we see increasing numbers of mission managers who are unsure of what policies are applicable to their missions, and the steps they must take to demonstrate compliance. In addition, many of STP’s missions fall into policy “grey areas,” where policy and approval processes are not yet well‐defined. In particular, the policy implications of imaging capability, frequency coordination, cybersecurity, proximity operations, and space debris mitigation are complex, poorly understood, and constantly evolving. Furthermore, the policy compliance and approval process is always one of the biggest “long‐lead items” on any satellite’s schedule, and is particularly challenging for small satellites with short build cycles and limited staff.  This paper explores United States space policies and how they apply to satellite missions that may not fit the typical satellite mission mold. The paper presents a “roadmap” for policy compliance for satellites from diverse agencies, and identifies areas where further work is underway to address the challenges posed by the evolution of the space industry. The paper and presentation lay out a coherent way 

forward for all small satellites navigating the approval quagmire, and for mission managers of multi‐payload rideshares who wish to smooth the path to launch approval.  5:45 PM The Norwegian Initiative for a Satellite Nano‐Launcher Bastien Haemmerli, Adrien J. Boiron, Onno Verberne ‐ Nammo Raufoss AS   ABSTRACT  Activities at Nammo directed towards nano‐launcher development have been growing for many years now. The main focus is on hybrid rocket motorization development, launcher architecture and system studies, all with various level of support from the Norwegian Space Center, the European Space Agency (ESA) and the European Commission. The future concept of operation of the launcher has been identified, which makes extensive use of existing Norwegian space infrastructure. The targeted launch capacity is 20‐35 kg to LEO initially, 50 kg potentially, from a launch site ideal for polar and Sun‐Synchronous Orbits (SSO). The use of hybrid propulsion is the key to enable launcher mission flexibility and a low‐cost approach. Recent motor test campaigns have demonstrated consistent high performance, essential for an efficient launcher propulsion system. To demonstrate the performance of Nammo’s hybrid technology, Nammo and the Andøya Space Center (ASC) are getting ready to launch a sounding rocket in the spring 2017, the Nucleus, which will be the first Norwegian‐designed and ‐built rocket to reach space. Selecting the right nano‐launcher architecture, performing detailed system and optimization studies while carefully balancing cost and performance are among the upcoming activities.  Alternates:  The "Cost" and Challenge of Launch in a Changing Paradigm Jason Mello U.S. Air Force; Tom Maultsby – SPRSA  ABSTRACT Over the past decade, we have seen the space launch market change in many ways. There has been a dramatic increase in the development of small satellites, which has directly led to the inevitable building of launch vehicles and systems to handle this growing requirement. Both the Government and industry are now faced with several challenges on how to manage this new paradigm. How should the government evaluate small satellites and find launch solutions that meet the dynamic needs of many providers at an affordable cost? How does the Government develop opportunities to launch a mix of government, educational and commercial payloads, while continuing to maintain an assured access posture for space? These are a few of the questions that must be addressed to ensure a viable launch market matures and does not become a "bubble" that could once again takes us back to the beginning of the Evolved Expendable Launch Vehicle era.  NanoRacks' Expanding Deployment Capabilities in Low Earth Orbit Henry Martin – NanoRacks  ABSTRACT NanoRacks is the leading provider of commercial access to Low Earth Orbit, specifically the International Space Station (ISS). Since 2009, payload developers have been using NanoRacks' service to secure manifest on a wide range of CRS missions, maneuver their payload through the NASA ISS safety approval process, and operate their payload on‐orbit with help from the crew members on station. In 2014, NanoRacks deployed its first satellite from the ISS using its commercially owned 6x1U NanoRacks 

CubeSat Deployer (NRCSD). Since then, NanoRacks has deployed 94 CubeSats into Low Earth Orbit (LEO), servicing customers from the commercial sector, government agencies, educational institutions, and international partners around the world. In response to industry demand, NanoRacks has expanded its service beyond the ISS while still utilizing existing infrastructure.   On Orbital‐ATK's CRS‐6 mission launching in March, 2016, NanoRacks will introduce its first externally mounted CubeSat mission on the Cygnus spacecraft. Rather than have the NRCSDs transported to the ISS in the pressurized cargo modules of the CRS vehicles and deployed from the Japanese robotic arm outside of the JEM airlock, NanoRacks has developed an externally rated CubeSat deployer designed specifically to interface with the Cygnus cargo resupply spacecraft. This External‐NRSCD is mounted to an external panel on the Cygnus Service Module (SM) and is capable of housing up to 36U of CubeSats per mission. Upon completion of its resupply mission to the ISS, the Cygnus will unberth from the station and travel to an orbit where the External NRCSD will be commanded from the ground to release the CubeSats into LEO.   While the first couple of external Cygnus missions are manifested with CubeSats of the traditional form factor, NanoRacks is working towards satisfying industry demand to accommodate other styles such as the 6U in a 2x3U configuration. Additional demand has also been observed for larger satellites that wish to launch to the ISS using the NanoRacks Kaber Microsatellite Deployment service (up to approximately 100 kg). Ultimately there are a series of pros and cons to launching externally mounted to the cargo resupply vehicles as opposed to inside the pressurized modules. NanoRacks looks to pursue both of these capabilities for a wide range of small satellite form factors moving forward.   This presentation will outline NanoRacks' recent addition of the external Cygnus deployment capability, along with an overview of the efforts working with NASA to deploy at altitudes above the ISS. It will highlight commercial industry demand that is driving the necessity for small satellite deployments in different form factors and varying altitude bands. The presentation will provide insight into the technical aspects of the NanoRacks hardware, the logistics of deploying from the Orbital‐ATK Cygnus resupply spacecraft, and some of the other capabilities NanoRacks is pursuing to maintain pace with the ever‐changing small satellite marketplace.  

Firefly Alpha ‐ A Mass Produced Small Launch Vehicle for the New Space Era 

PJ King, Dr. Alex Weldon, Andy Bradford ‐ Firefly Space Systems    ABSTRACT  The space industry is experiencing a revolution in the growth of small satellites, and yet adequate solutions to launch these new generations of small satellites are not yet available. With a focus on low cost and launching when the customer needs to launch, Firefly Space Systems have developed a new type of small satellite launch vehicle which has been designed with low cost and mass production as primary drivers. From materials selection, through technology selection to production processes and approaches, everything about the Firefly Alpha (the first Firefly Vehicle) has been designed for high cadence, efficient, low cost production.   Session III: Year in Review 

Tuesday, August 9, 2016 Session Chair: Iain Cartwright  8:00 AM Pioneering Innovation in Space ‐ 30 Years of International Leadership  Brian Horais ‐ Independent Consultant  ABSTRACT In its early years, during the 1960s and 1970s, the emerging space industry was founded on a strong undercurrent of risk taking that stimulated innovation and the rapid development of new technologies in space. No prior art existed, so innovation was essential. As the space industry matured and focused on larger and larger satellites and systems, the ability to take risks was overshadowed by the need to succeed. Space industries rapidly expanded and the world was introduced to new technologies in space previously envisioned by only the science fiction authors such as Arthur C. Clarke. Risk taking, and its accompanying innovative energy, dwindled because the growing space industry could not afford to fail. Additional barriers to innovation in space emerged, include the lack of easy and low‐cost access to space for experimental payloads and the growing list of regulations that limited international development of new technologies and ready access to communications. Despite these limitations, small groups of innovative space technologists emerged, such as AMSAT (The Radio Amateur Satellite Organization) and found ways to launch and prove new technologies in space. The space industry took little notice of these innovators and continued to proceed on its low risk, high payoff path of space commercialization. Recognizing the need to harness and motivate these scattered small groups of space innovators, the Small Satellite Conference was founded in 1987 and has grown dramatically over the past 30 years. The strength of this truly International Conference is rooted in its ability to gather, share and inspire the space innovators of today and the future. As a frequent participant, contributor and conference chair in the small satellite community, the author will chronicle and explore the significant role that the Utah State Small Satellite Conference has performed in the development and expansion of space technology for the past three decades. As a result of its innovative leadership, space industries worldwide are now beginning to embrace and integrate many of the innovative developments that have their origins within the small satellite community and the Utah State Small Satellite Conference.     8:15 AM The NASA Optical Communications and Sensor Demonstration Program: Initial Flight Results Siegfried Janson, Richard Welle, Todd Rose, Darren Rowen, Brian Hardy, Richard Dolphus, Patrick Doyle, Addison Faler ‐ The Aerospace Corporation   ABSTRACT  The NASA Optical Communications and Sensors Demonstration program was initiated in 2012 to demonstrate optical communications from orbit at a 5 Mbps rate and demonstrate proximity operations using CubeSats. The original two spacecraft effort became a three spacecraft effort in 2015 with the first “Pathfinder” spacecraft (AeroCube OCSD‐A) launched in October, 2015, to be followed by a fully‐operational pair of Demonstration CubeSats (AeroCubes OCSD‐B and –C) in October, 2016. The Pathfinder was flown without a propulsion system and was meant to test 

attitude control accuracy and a 6W, two‐stage, downlink laser. Initial on‐orbit checkout proceeded as planned until a software upload to the attitude control system (ACS) corrupted the boot sequence and rendered the processor inoperable. On‐orbit software updates had been routine for AeroCubes for many years. This particular upload was different, and resulted in an ACS software failure. Unfortunately, the laser communications subsystem was controlled by the ACS processor and could not be turned on even to check power levels. OCSD‐A is still a functional satellite, but without pointing capability. There are many new subsystems on this pathfinder that are being evaluated. This paper will provide an update on those new subsystems, specifically the OCSD‐A star tracker, high‐resolution camera, and the software‐defined radio. It will also discuss the software error that occurred on OCSD‐A, the modifications applied to the OCSD‐B and –C to correct this problem, and design and testing of the steam thrusters currently planned for OCSD‐B and –C.  8:30 AM GOMX‐3: Mission Results from the Inaugural ESA In‐Orbit Demonstration CubeSat David Gerhardt, Morten Bisgaard, Lars Alminde ‐ GomSpace ApS; Roger Walker – ESA/ESTEC; Miguel Angel Fernandez, Anis Latiri ‐ Syrlinks; Jean‐Luc Issler – CNES/DCT   ABSTRACT The first European Space Agency In‐Orbit Demonstration CubeSat was designed, integrated and launched in less than 1 year by GomSpace. The satellite was designed according to a CubeSat‐specific tailoring of the ESA ECSS Engineering standards. This tailored standard, in parallel with next‐generation COTS subsystems, allowed GomSpace to achieve this compressed schedule without compromising the technical scope of the mission.  The GOMX‐3 3U CubeSat deployed from the International Space Station on October 5, 2015 and immediately started a compressed commissioning schedule for its bus and advanced payloads. After 24 hours on‐orbit, the downlink was increased to 19.2 kbps to take advantage of the excellent communication capability. Its helical ADS‐B antenna was deployed on day 2 of on‐orbit operations and began collecting thousands of aircraft positions each day. After 96 hours on orbit, the satellite entered 3‐axis control. In the weeks that followed, GOMX‐3 used its 1 degree pointing capability to track nadir, ram, ground stations, and geostationary satellites. In addition, it successfully demonstrated its high‐speed X‐band downlink capability (based on a transmitter & antenna from Syrlinks and funded by CNES) using a CNES ground station located in Kourou, FG. Finally, GOMX‐3 successfully demonstrated its powerful software‐defined radio via a spectrum analysis of L‐band signals in its ISS‐like orbit.  The satellite continues to operate with no loss of functionality. It is a success because of the vast reconfigurability of its subsystems, which use a variety of tools (parameter system, on‐orbit image upload, watchdogs, distributed network topology) to ensure mission success given tight schedule constraints. The satellite has remained active enough to necessitate the development of an optimization tool to best determine payload scheduling given geometric and target constraints, which are realized via rapid attitude maneuvering (up to 7 target changes per orbit). This paper presents a detailed review of the GOMX‐3 mission, on‐orbit experiences, and lessons learnt with the SmallSat community.   8:45 AM One‐Year Deep Space Flight Results of the World's First Full‐scale 50‐kg‐class Deep Space Probe PROCYON and its Future Prospects 

 Ryu Funase, Takaya Inamori, Satoshi Ikari, Naoya Ozaki, Shintaro Nakajima, Kaito Ariu, Hiroyuki Koizumi ‐ University of Tokyo; Shingo Kameda ‐ Rikkyo University  

ABSTRACT  This paper presents the development and initial operation results of 50kg‐class deep space exploration micro‐spacecraft PROCYON (Proximate Object Close flYby with Optical Navigation), which was jointly developed by the University of Tokyo and Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA). The primary mission of PROCYON is the demonstration of 50kg‐class deep space exploration bus system including the demonstration of high‐efficiency GaN‐based SSPA (Solid State Power Amplifier) for communication and high‐precision navigation by a novel DDOR (Delta Differential One‐way Range) observation method. PROCYON also has some secondary advanced missions, which are deep space flight to a Near‐earth asteroid and high resolution observation of the asteroid during close and fast flyby, and the wide view scientific observation of geocorona by a Lyman alpha imager from a vantage point outside of the geocoronal distribution. PROCYON was developed with very low cost (a few million dollars) and within very short period (about 1 year), taking advantage of the heritage from Japanese Earth‐orbiting micro satellite missions. PROCYON was launched into an Earth departure trajectory together with Japanese second asteroid sample return spacecraft Hayabusa‐2 on December 3, 2014, and it has achieved its primary mission and some of the secondary missions.  9:00 AM U.S. Army Small Space Update Billy Johnson, Jon Dodson, Mason Nixon, Wheeler Hardy, Mark Ray, Melanie Klinner, John R. London III - U.S. Army Space and Missile Defense Command; Martin Lindsey – US Pacific Command and SPAWAR Systems Center Pacific  ABSTRACT  In December 2010, the U.S. Army flew its first satellite in 50 years, the SMDC‐ONE CubeSat. Placed in a very low orbit, the first SMDC‐ONE mission lasted only 35 days but enjoyed great success in demonstrating the viability of CubeSats to perform exfiltration of unattended ground sensors data and serve as a communications relay between ground stations over 1000 land miles apart. The success of SMDC‐ONE helped shape the U.S. Army’s Space and Missile Defense Command’s (SMDC) programmatic goals for finding new and innovative ways to implement space applications and technologies that aid the warfighter. Since 2010, SMDC has flown ten additional CubeSats including the three SMDC Nanosatellite Program‐3 (SNaP) CubeSats currently on orbit (launched October 2015). This paper addresses several SMDC satellite‐related development efforts including SNaP, Army Resilient Global On‐the‐move SATCOM (ARGOS) Ka‐band communications microsatellites, Kestrel Eye (an imaging microsatellite), Kestrel Eye Ground Station (KEGS), Common Ground Station (CGS) for all future Army small satellites, supporting technologies including Small Business Innovative Research (SBIR) efforts, the Concepts Analysis Laboratory, SMDC Space Laboratory, the ACES RED effort and earlier responsive launch vehicle activities. Several of the lessons learned from previous as well as ongoing satellite activities are also covered.   9:15 AM Three Stellar Years (and Counting) of Precision Photometry by the BRITE Astronomy Constellation 

Karan Sarda, Cordell Grant, Robert Zee ‐ Space Flight Laboratory, University of Toronto Institute for Aerospace Studies  ABSTRACT  The mission of the Bright Target Explorer (BRITE) Constellation, comprised of five nearly identical seven‐kilogram nanosatellites, is to study the most luminous stars in the Earth’s sky. Typically massive and short lived, through their turbulent lives and via their especially violent deaths as supernovae, these stars dominate the ecology of the Universe and are responsible for seeding the interstellar medium with elements critical for the formation of planetary systems and organic life. Using 3cm aperture telescopes for photometry, BRITE‐Constellation measures stellar brightness variations in two colours, with high cadence over baselines of up to six‐months. The milli‐magnitude precision it has achieved is at least ten times better than what is currently possible using ground based observatories. These precise measurements of stellar variability are used to probe the internal and surface (sun spot) structures, ages, and potentially even planetary systems (via transit detection) of these massive luminous stars.  BRITE‐Constellation, which was launched into orbit in 2013 and 2014, was developed by the Space Flight Laboratory (SFL) in collaboration with astronomers and engineers from Canada, Austria and Poland. The constellation is believed to be the first satellite constellation dedicated to astronomy and boasts not just the smallest astronomy satellites ever flown, but also the first spacecraft at this scale to achieve arc‐second level pointing.  The BRITE‐Constellation spacecraft are commissioned, fully‐operational, and meeting or exceeding all mission requirements including the instrument’s limiting visual magnitude, attitude pointing & stability, observation time per orbit, and up‐time. This paper describes the goals, design, on‐orbit performance, and highlights the rich scientific returns of this cutting‐edge mission.  9:30 AM Microscope : A Scientific Microsatellite Development 

Valerio Cipolla, Yves André, Pierre‐Yves Guidotti, Alain Robert, Pascal Prieur, Benjamin Pouilloux, Laurent Perraud – CNES  ABSTRACT  MICROSCOPE is a CNES‐ESA‐ONERA‐CNRS‐OCA‐DLT‐ZARM scientific mission developed in the frame of Myriade Microsatellite family. The scientific objective consists to test the Equivalence Principle between gravitational mass and inertial mass with a relative accuracy of 10‐15; i.e. one hundred times better than the one obtained today on Earth.  Satellite has been launched the 25th of April 2016 for a 2 years in orbit lifetime.  This paper begins with a introduction of the scientific goals, a presentation of the mission and the payload definition, explaining how the S/C has evolved in time in order to fulfil the stringent mission requirement always keeping in line with microsatellite development approach. The main part of the paper is focused on the description of actual spacecraft design with a presentation of all the functional chains, their performances and the ground validation process. Most innovative elements are the AACS (Attitude and Acceleration Control System) running simultaneously 38 control loops in order to keep the payload in drag‐free condition during scientific sessions and (CGPS) Cold Gas Propulsion System generating and modulating a continuous thrust in the range from 1 to 300 μN with an accuracy of 0.1 μN. A special attention is given to micro perturbation control plan and satellite validation logic due to high sensitivity of PL and the impossibility to perform full representative test on ground.  

It is shown how the design of the satellite is optimized, melting new advanced technology and low cost, well proven methods coming from Myriade family. The paper will end with a presentation of first in‐flight results especially the commissioning phase.  9:45 AM Small Sat at 30: Trends, Patterns, and Discoveries Michael Hicks ‐ Lockheed Martin; Carlos Niederstrasser Orbital ATK, Inc.  ABSTRACT  Thirty years of the SmallSat Conference have produced a wealth of papers spanning technical, business, and market topics relevant to small satellites. Thanks to the online availability of every paper going back to the first SmallSat Conference in 1987, it is possible to analyze the proceedings of the conference to ascertain industry trends, development patterns, and technical discoveries. How has the focus of technology and mission paper topics changed over three decades? How has the participation of organizations, and the ratio of education, commercial, military, civil, and domestic/international involvement evolved? In this paper we provide the results of our analysis, ranging from the expected (Sir Martin Sweeting holds the record for most papers authored) to the surprising (Utah State University is the only organization to have published a paper in all 29 previous conferences). Through the data we can discern the era of “Faster, Cheaper, Better”, the introduction of “Operationally Responsive Space”, the advent of CubeSats, and the ongoing search for the holy grail of modularity. We see great successes like Orbital's Pegasus and Surrey's DMC, and the heartbreaking demise of industry pioneers like AeroAstro.  Reviewing this storied history, it is clear that some topics continue to be of interest three decades later even as technology has evolved and the world has changed. Through this historical analysis, we hope the reader will be able to draw from the lessons learned, avoid the failures of the past, and enable new and exciting successes in the next thirty years of small satellite development.  Alternates:  The STU‐2 CubeSat Mission and In‐Orbit Test Results Shufan Wu, Wen Chen, Caixia Chao ‐ Shanghai Engineering Centre for Microsatellite  ABSTRACT STU‐2, also known as TW‐1, is a technology experiment mission, consisting of 3 Cube satellites, with three main payloads being distributed among the three satellites. It was launched into orbit on Sept 25, 2015. An optimal camera is carried on the STU‐2A, a 3U CubeSat, for polar region observation of icing situation, to serve for science exploration and North Polar marine route navigation. An AIS receiver is carried on the STU‐2B, a 2U CubeSat, for marine traffic services. An ADS‐B receiver is carried on the STU‐2C, a 2U CubeSat, for monitoring air traffic information. Meanwhile, a few new technology IOD payloads are carried on‐board, including a cold‐gas micropropulsion thrust module, a SoC dual band GPS/BD receiver, a test board for SDR based ad‐hoc networking communication, as well as a multi‐axes inertial sensor module. This paper presents the satellite system design, the in‐orbit experiment results, and some lessons learned.  DMC3 and Carbonite‐1: Two Sides of Small Satellites Nimal Navarathinam, Andrew Cawthorne, Luis Gomes, Martin Sweeting, John Paffet  ‐ Surrey Satellite Technology Limited  

ABSTRACT  Launched in July 2015, the DMC3 constellation was designed with a “smallsat mentality” and represents the coming of age of small satellites for Earth Observation, offering performance that until a few years ago could only be found in satellites costing ten or twenty times more. The low cost of the individual satellites made it possible to deploy a constellation of 3 spacecraft, for daily global access, without any compromises in performance, at a fraction of the price of equivalent single EO satellites. The constellation started generating data 10 days after launch and has been in regular operation since the last quarter of 2015 and some results are presented in this paper. On the same launch as DMC3, SSTL deployed a prototype “video from space” satellite. Designed and built in under 8 months, Carbonite‐1 demonstrated the use of very fast, low cost techniques to design and build satellites for “super‐constellations”. In this paper, results from Carbonite‐1 are presented and we undertake a discussion on the merits of DMC3 versus Carbonite‐1 and what they offer to the EO community. We also discuss the future evolution of the DMC3 spacecraft design (the SSTL‐300 S1) as well as the future plans for Carbonite.  Global Monitoring of Greenhouse Gas Emissions 

Stephane Germain, Berke Durak, Jason McKeever ‐ GHGSat Inc.; Vincent Latendresse ‐ MPB Communications Inc.; Cordell Grant ‐ University of Toronto Institute for Aerospace Studies, Space Flight Laboratory; James Sloan ‐ S&A Research  ABSTRACT  Earlier this year, GHGSat launched the world’s first satellite capable of measuring greenhouse gas emissions from targeted industrial facilities around the world. We will offer a single solution to measure emission rates of carbon dioxide and methane from selected targets with greater precision and lower cost than ground‐based alternatives, across a wide range of industries. GHGSat will derive the emission rates of these sources from 12 x 12 km2 maps of the atmospheric column densities of carbon dioxide and methane produced using its patented sensor at a spatial resolution better than 50 m. Satellite mass is less than 15 kg. Our solution will provide industrial site operators and government regulators with the information they need to understand and manage their greenhouse gas emissions better and ultimately to reduce them more economically. We will describe the system, including the sensor and satellite specifications. We will also describe our products and services and provide an early look at imagery from our first satellite.   GN&C Lessons Learned from Multiple Missions Chuck Weyandt ‐ Maryland Aerospace, Inc.  ABSTRACT  Guidance, navigation and control (GN&C) or attitude determination and control (ADACS) can vary from very simplistic systems that simply minimize tumble rates of a vehicle, to complex 3‐axis pointing systems that can provide a variety of pointing modes to ground and space objects. Recent experience with a variety of missions provides some view into just how sensitive the sensors and actuators can be in a real space environment. Flight experience coupled with high fidelity dynamic simulations and detailed analysis show how seemingly simple devices such as sun sensors, magnetometers and infrared Earth horizon sensors IREHS) have provided challenges to meeting desired pointing.  The challenges of a CubeSat or nanosat command and telemetry capability in evaluating performance and resolving minor on‐orbit issues is also reviewed. The closed loop nature of 

satellite control can provide extreme challenges in determining actual performance and pin‐pointing minor sources of error. Multiple experiences of using limited on‐orbit data, lack of real‐time control, and challenges of providing on‐orbit software or scripting changes for a time limited mission are reviewed and can provide valuable lessons learned for future missions.   Session IV: Advanced Technologies I Tuesday, August 9, 2016 Session Chair: Daniel Faber  1:30 PM The Core Flight System (cFS) Community: Providing Low Cost Solutions for Small Spacecraft  David McComas, Jonathan Wilmot, Alan Cudmore ‐ NASA Goddard Space Flight Center   ABSTRACT In February 2015 the NASA Goddard Space Flight Center (GSFC) completed the open source release of the entire Core Flight Software (cFS) suite. After the open source release a multi‐NASA center Configuration Control Board (CCB) was established that has managed multiple cFS product releases. The cFS was developed and is being maintained in compliance with the NASA Class B software development process requirements and the open source release includes all Class B artifacts. The cFS is currently running on three operational science spacecraft and is being used on multiple spacecraft and instrument development efforts. While the cFS itself is a viable flight software (FSW) solution, we have discovered that the cFS community is a continuous source of innovation and growth that provides products and tools that serve the entire FSW lifecycle and future mission needs. This paper summarizes the current state of the cFS community, the key FSW technologies being pursued, the development/verification tools and opportunities for the small satellite community to become engaged. The cFS is a proven high quality and cost‐effective solution for small satellites with constrained budgets.  1:45 PM Multidirectional Cosmic Ray Ion Detector for Deep Space CubeSats John Wrbanek, Susan Wrbanek ‐ NASA Glenn Research Center      ABSTRACT  Understanding the nature of anisotropy of solar energetic protons (SEPs) and galactic cosmic ray (GCR) fluxes in the interplanetary medium is crucial in characterizing time‐dependent radiation exposure in interplanetary space for future exploration missions. NASA Glenn Research Center has proposed a CubeSat‐based instrument to study solar and cosmic ray ions in lunar orbit or deep space. The objective of Solar Proton Anisotropy and Galactic cosmic ray High Energy Transport Instrument (SPAGHETI) is to provide multi‐directional ion data to further understand anisotropies in SEP and GCR flux. The instrument is to be developed using large area detectors fabricated from high density, high purity silicon carbide (SiC) to measure linear energy transfer (LET) of ions. Stacks of these LET detectors are arranged in a CubeSat at orthogonal directions to provide multidirectional measurements. The low‐noise, thermally‐stable nature of silicon carbide 

and its radiation tolerance allows the multidirectional array of detector stacks to be packed in a 6U CubeSat without active cooling. A concept involving additional coincidence/anticoincidence detectors and a high energy Cherenkov detector is possible to further expand ion energy range and sensitivity.  2:00 PM System‐On‐A‐Chip Based Nano Star Tracker and its Real‐Time Image Processing Approach Minsong Wei, Jingyu Bao, Fei Xing, Zengyi Liu, Ting Sun, Zheng You ‐ Tsinghua University  ABSTRACT The star tracker is one of the most accurate components for satellite attitude determination. With the development of the nano star tracker, it is compatible for application on small satellites. However, the drawback in dynamic property of nano star tracker has limited its extensive applications. The principal objective of this study is to introduce a system‐on‐a‐chip (SOC) based nano star tracker with enhanced dynamic property. A morphology based image processing approach was realized based on single FPGA to achieve real‐time star extraction, even from a blurred image. Such nano star tracker has been developed and tested, and field experiment results indicated that its dynamic range was up to 4°/s with a data update rate of 30Hz. Moreover, the orientation of the satellite with developed nano star tracker on board has been analyzed based on the telemetry data. Thus, such nano star tracker could promote its applications on small or agile satellites.  2:15 PM Digital Assurance:  Empowering Decision Makers in the Digital Age Jeffry Welsh, Kelsi Blauvelt, Sam Leventer ‐ Applied Minds, LLC; George Moretti ‐ Millennium Engineering and Integration  ABSTRACT With support from DARPA and the Operationally Responsive Space (ORS) Office a new approach to conventional spacecraft mission assurance has been developed that has the potential to revolutionize current practices. The goal of this new approach, coined Digital Assurance (DA), is to provide decision makers with real‐time, quantified information at any level of the program, including continuous, live custody of its comprising components. Digital Assurance will enable reduction in program costs and time associated with conventional mission assurance approaches. DA represents the intelligent integration of the digital design environment with the digital manufacturing environment to achieve unprecedented levels of knowledge about the physical configuration of a satellite. The foundation for the successful implementation of DA is the concept of Continuous Custody and a Graph Database. Continuous Custody takes advantage of the physical reality that the majority of spacecraft Assembly, Integration, and Test (AI&T) takes place in a very well‐defined and well‐controlled physical environment, allowing capture of a broad scope of environmental factors.  2:30 PM The Lightweight Integrated Solar Array and Transceiver (LISA‐T): Second Generation Advancements and the Future of SmallSat Power Generation John Carr, Darren Boyd, Armando Martinez, Michael SanSoucie, Les Johnson ‐ NASA Marshall Space Flight Center; Greg Laue, Brandon Farmer, Barrett Robertson ‐ NeXolve Corporation   ABSTRACT  

This paper describes the second generation advancements of the Lightweight Integrated Solar Array and Transceiver (LISA‐T) currently being developed at NASA’s Marshall Space Flight Center. LISA‐T is a launch stowed, orbit deployed array on which thin‐film photovoltaic and antenna elements are embedded. Inherently, small satellites are limited in surface area, volume, and mass allocation; driving competition between power, communications, and GN&C (guidance navigation and control) subsystems. This restricts payload capability and limits the value of these low‐cost satellites. LISA‐T is addressing this issue, deploying large‐area arrays from a reduced volume and mass envelope – greatly enhancing power generation and communications capabilities of small spacecraft. A matrix of options are in development, including planar (pointed) and omnidirectional (non‐pointed) arrays. The former is seeking the highest performance possible while the latter is seeking GN&C simplicity. In both cases, power generation ranges from tens of watts to several hundred with an expected specific power >250W/kg and a stowed power density >200kW/m3. Options for leveraging both high performance, ‘typical cost’ triple junction thin‐film solar cells as well as moderate performance, low cost cells are being developed. Alongside, both UHF (ultra high frequency) and S‐band antennas are being integrated into the array to move their space claim away from the spacecraft and open the door for omnidirectional communications and electronically steered phase arrays.  2:45 PM Towards Effective Cybersecurity for Modular, Open Architecture Satellite Systems Daniel Cunningham, Geancarlo Palavicini Jr., Jose Romero‐Mariona ‐ SPAWAR Systems Center Pacific  ABSTRACT  In a fresh twist on early incorporation of cybersecurity engineering, SSC Pacific is embarking on a 5‐year small satellite capability development effort for the U.S. Navy. One of the key objectives is to infuse cybersecurity methodologies, technologies, and tools into each phase of the small‐satellite life‐cycle, from concept design to operations. In this first year, we report out progress to develop a new nanosatellite integration and test laboratory environment that incorporates cybersecurity into every step. The effort leverages technologies and lessons learned from ongoing U.S. Navy‐funded research and development of tools and systems for securing commercial Supervisory Control and Data Acquisition (SCADA) systems and Industrial Control Systems (ICS). The paper describes the nanosatellite integration environment being developed at SSC Pacific, along with our approach to overlaying cyber security design and testing into the small satellite acquisition lifecycle. Lessons learned from SCADA/ICS cybersecurity research are then described, along with description of cybersecurity tools and methods applicable to small satellites. Finally, ongoing cybersecurity testing of a Beagle Bone Black processor is described, along with initial findings and comments about how to harden the processor against cyberattack.  Alternates: 

 CELLULARIZED SATELLITES ‐ A Small Satellite Instantiation that Provides Mission and Space Access Adaptability Talbot Jaeger, Walter Mirczak, Bill Crandall – NovaWurks  ABSTRACT  Small satellites are an exciting technology in the space industry today. For example, over half a dozen private companies have announced plans to build large networks of smallsats to provide 

remote‐sensing imagery data to customers. While smallsats can provide advantages over traditional large satellites, satellites assembled from “building block” cells called satlets could add to those advantages. Through funding from the Phoenix program at the Defense Advanced Research Projects Agency (DARPA), NovaWurks is developing the cellularization of satellite technology as a way to dramatically decrease the cost of new space assets, while also enabling these assets to be incrementally upgradeable and easily repairable. Basically, a small number of nanosat‐scale satlets would serve as building‐blocks for assembling a fully functional satellite, analogous to how living organisms are made up of basic cell types. NovaWurks has developed satlet technologies in HISatsTM, designed to be configured and aggregated as reliable, flexible spacecraft for a variety of space purposes. An initial set of HISat‐based experimental missions are underway, and others are planned for the near future. These experimental missions seek to provide on‐orbit verification of the satlet concept, the HISatTM instantiation of that concept, and key payload accommodation features. Of special note is the spectrum of space access utilized to execute the experimental missions which serves to demonstrate the flexibility of the cellularized architecture concept. One mission launches in cellular configuration, is assembled in space aboard the International Space Station (ISS) and then deployed. A second, the eXperiment for Cellular Integration Technology (eXCITe), is launched as a pre‐assembled spacecraft on an expendable launch vehicle (ELV) and is deployed from a SHERPATM. The third experimental mission launches HISats that are hosted on a geostationary communications satellite. The HISatsTM are deployed with a Payload Orbital Delivery (POD) system in geosynchronous transfer orbit (GTO). After deployment the HISats “fly” the POD and accommodate mission payloads. A common HISat design accommodates all three diverse means of space access and their environments.   This research was developed with funding from the Defense Advanced Research Projects Agency (DARPA). The views, opinions, and/or findings expressed are those of the authors and do not reflect the official policies or positions of the Department of Defense or the U.S. Government.   Session V: Propulsion Tuesday, August 9, 2016 Session Chair: Karl Hoose  3:00 PM µCAT Micro‐Propulsion Solution for Autonomous Mobile On‐Orbit Diagnostic System 

Jonathan Kolbeck, Joseph Lukas, George Teel, Michael Keidar ‐ The George Washington University;  Edward Hanlon, Jacob Pittman, Morgan Lange, Jin Kang – United States Naval Academy  ABSTRACT CubeSat technology and mission envelope has been steadily increasing in the recent years as the CubeSat platform became increasingly popular throughout space community. One of the key technologies that will advance the satellite capability to a higher level is propulsion. Commercially available propulsion system for CubeSats, including electric propulsion units, currently exist. However, the size and power consumption of the current electric propulsion units make them difficult to be integrated to smaller form factor CubeSats with lower power and volume availability. The Micro‐Cathode Arc Thruster, a micro‐propulsion system developed by The George Washington University, seeks to provide a solution for the power and volume limitations of smaller CubeSats. Four Micro‐Cathode thrusters have been successfully integrated 

and tested in space onboard the U.S. Naval Academy (USNA)’s 1.5 U CubeSat, BRICSat‐P. This system will enable satellite developers to plan and build more ambitious and complex CubeSat missions. The thruster gives CubeSats (and other small satellites) the ability to perform orbital maneuvers, orbital corrections, and active attitude control capabilities. The thruster utilizes a metallic propellant (e.g. nickel) to produce thrust. The propellant is ionized to a high degree (usually above 99 %) during the discharge, producing ions with velocities in the magnitude of 104 m/s. The AMODS mission by USNA will take advantage of these thrusters in order to perform rendezvous and docking maneuvers between two different 3 U CubeSats, RSat, and BRICSat. This paper will describe the Micro‐Cathode Arc Thruster system, as well as the past, current, and future implementation of the system on USNA’s CubeSat missions.  3:15 PM Design and Characterization of a 3D‐Printed Attitude Control Thruster for an Interplanetary 6U CubeSat  Terry Stevenson, Glenn Lightsey ‐ Georgia Institute of Technology  ABSTRACT  This paper describes the design and testing of a miniature, 3D‐printed cold gas attitude control thruster for the NASA Ames Research Center BioSentinel mission, an interplanetary small spacecraft that will be launched on the EM‐1 flight of SLS. Earth‐orbiting small satellites typically use magnetic torque rods for momentum unloading, but these cannot be employed in interplanetary space due to the lack of a strong external magnetic field. ACS thrusters can be used to unload reaction wheels or used directly for attitude control, regardless of the external environment. By 3D printing the propellant tanks, pipes, and nozzles into a single component, the complexity and cost of the thruster are reduced. The use of 3D printing also allows the thruster to better utilize its allocated volume to store more propellant. This is especially important for strictly volume‐constrained spacecraft, such as CubeSats. The thruster has seven nozzles that are printed directly into the surface of the structure. The BioSentinel thruster has been tested at the Georgia Institute of Technology by the Space Systems Design Lab. The thrust of each nozzle has been measured to be approximately 50 milliNewtons, with a specific impulse of approximately 31 seconds.  3:30 PM Ultracompact Microthruster for Pico/Nanosat Attitude and Thermal Control Based on Film‐Evaporation Effect Anthony Cofer, William O’Neill, Stephen Heister, Alina Alexeenko ‐ Purdue University   ABSTRACT There are no mature technologies currently available for tunable propulsion and precise attitude control for picosats without sacrificing a substantial mass fraction of the spacecraft. Although MEMS‐based liquid and solid chemical as well as electric thrusters have been developed previously, the miniaturization of the valve and power processing components remains a significant challenge. Here we present development and demonstration of the microscale tunable thermal valve for micropropulsion and thermal control aimed at achieving extremely small system size down to less than 1/100 U.  This paper reports a miniaturized thruster for nano, pico, and femto class space vehicle propulsion and thermal control which can be contained within as small as 2 cm3 volume including 1 gram of propellant. 

Electrical requirements can be 5 Volts or less with power draw in the tens to hundreds of milliwatts. The film‐evaporation concept exploits the microscale effects of fluid surface tension and hydrophobicity and heat transfer enabled by advanced microfabrication techniques to improve the system size as well as the thrust‐to‐power performance.  3:45 PM High DeltaV Solid Propulsion System for Small Satellites  Bryce Tappan, Nicholas Dallmann, Alan Novak, Joseph Lichthardt, Narendra De, Eva Baca, David Oschwald, Daniel Seitz ‐ Los Alamos National Laboratory    Session VI: Next on the Pad Tuesday, August 9, 2016 Session Chair: Carlos Niederstrasser  4:45 PM Cygnss Mission Overview and Preflight Update Randall Rose, John Scherrer, Debra Rose ‐ Southwest Research Institute; Christopher Ruf ‐ University of Michigan; James Wells ‐ NASA Langley Research Center; Christine Bonniksen – NASA  ABSTRACT The Cyclone Global Navigation Satellite System (CYGNSS) project, NASA's first Earth Venture Mission, is on schedule to launch in late‐2016. CYGNSS will implement a spaceborne earth observation system designed to collect measurements of ocean surface winds through measurements of variations in the direct vs. reflected Global Positioning System (GPS) signals. The mission will provide data to enable the study of the relationship between ocean surface properties, moist atmospheric thermodynamics and convective dynamics; factors thought to be fundamental to the genesis and intensification of tropical storms. Key information about the ocean surface under and around a tropical storm is hidden from existing space borne observatories due to signal attenuation in the frequency bands in which they operate by the intense tropical cyclone precipitation, thus obscuring the ocean’s surface. This plus poor temporal sampling are driving factors behind the fact that while tropical storm track forecasts have improved in accuracy by ~50% since 1990, there has been essentially no improvement in the accuracy of the storm’s intensity prediction [1]. Because L‐band signal attenuation is only a minor factor by even the strongest of tropical cyclones, GNSS‐based bi‐static scatterometry performed by a constellation of micro‐satellites offers remote sensing of ocean waves and wind with unprecedented temporal resolution and spatial coverage across the full dynamic range of ocean wind speeds in all precipitating conditions. A better understanding of these relationships and their effects should advance our ability to forecast tropical storm intensity and its closely related storm surge.  Achieving the required temporal and spatial resolution for tropical cyclone remote sensing has not been possible previously due to technology and cost limitations. Modeling techniques developed over the past 20 years combined with recent developments in nano‐satellite technology and the increased risk tolerance allowed by NASA's Earth Venture Program enable CYGNSS to provide science measurements never before available to the tropical cyclone research community. CYGNSS consists of 8 GPS bi‐static radar receivers deployed on 8 micro‐satellites to be launched in late 2016 aboard an Orbital ATK Pegasus XL launch vehicle. The CYGNSS Observatories are enabled by modern electronic technology; it is an example of how "off the shelf" nanosatellite technology can be applied to replace traditional “old 

school” solutions at significantly reduced cost while providing an increase in performance. The CYGNSS SmallSat 2016 paper will provide an overview of the mission system and pre‐launch status.  5:00 PM Prospector‐1: The First Commercial Small Spacecraft Mission to an Asteroid Grant Bonin, Craig Foulds, Scott Armitage, and Daniel Faber ‐ Deep Space Industries, Inc.  ABSTRACT Deep Space Industries (DSI) is developing a microspacecraft asteroid exploration mission named Prospector‐1. The goal of this mission is prospecting for resources, particularly water, extractable from the surface of a volatiles‐rich target asteroid. This mission objective implies not just surveying the water content of the surface, but penetrating to subsurface depths as well. In addition to water reconnaissance, Prospector‐1 will also investigate the mineralogy and geotechnical characteristics of the asteroid using a proprietary instrument suite that is intended to be used on the asteroid surface.  In addition to representing what will potentially be the first private interplanetary mission yet undertaken, it is also expected that Prospector‐1 will be the smallest and least expensive asteroid mission to date. The mission involves dispatching a small microspacecraft using all‐chemical propulsion to an asteroid, followed by the use of water electrothermal propulsion for cruise, rendezvous, and proximity operations. A multi‐week remote sensing campaign will map the surface and subsurface in visible and mid‐wave infrared bands, in parallel with the generation of a water map of the asteroid at near‐subsurface levels. Finally, the spacecraft will attempt to land on the asteroid surface to assess geotechnical characteristics of potential resource extraction sites, as well as to assert a presence and establish the first commercial base on a space object. This mission is being developed with an aggressive cost‐cap in the tens of millions of USD and a schedule in single‐digit years.  5:15 PM Scintillation Observations and Response of the Ionosphere to Electrodynamics (SORTIE) Geoff Crowley, Chad Fish, Erik Stromberg, Marcin Pilinski ‐ ASTRA; Cheryl Huang, Patrick Roddy, Louise Gentile ‐ Air Force Research Laboratory; Rod Heelis University of Texas at Dallas   ABSTRACT  At low and middle latitudes, wavelike plasma perturbations are thought to provide the seeds for larger perturbations that may evolve non‐linearly to produce irregularities which in turn have deleterious effects on HF communications and global positioning systems. However, there is currently no comprehensive atlas of measurements describing the global spatial or temporal distribution of wave‐like perturbations in the ionosphere. The SORTIE mission is a 6U CubeSat mission with team members from ASTRA, AFRL, UTD, COSMIAC, and Boston College. The SORTIE spacecraft is designed to approach the complex challenges in discovering the wave‐like plasma perturbations in the ionosphere. SORTIE will provide the initial spectrum of wave perturbations which are the starting point for the RF calculation, provide measured electric fields which determine the magnitude of the instability growth rate near where plasma bubbles are generated, and will provide initial observations of the irregularities in plasma density which result from instability growth. The SORTIE mission is slated to launch in late 2017, and will provide a timely overlap with NASA's ICON mission scheduled to launch in the 2017 timeframe. The baseline operational plan will be a year of on‐orbit lifetime orbiting at a low to middle inclination orbit near 350‐400 km altitude. 

 5:30 PM Geolocation of RF Emitters with a Formation‐Flying Cluster of Three Microsatellites Daniel CaJacob, Nicholas McCarthy, Timothy O'Shea, Robert McGwier ‐ HawkEye 360, Inc.  ABSTRACT In 2017, the HawkEye 360 Pathfinder mission will demonstrate the capability to perform high‐precision RF geolocation using a formation‐flying cluster of microsatellites. HE360 has developed an innovative combination of classical and novel geolocation algorithms that will enable precise geolocation of RF emitters related to a broad array of business enterprises. These algorithms are robust to errors in self‐reported geolocation data such as those commonly seen in maritime radio service systems like the Automatic Identification System (AIS). Each spacecraft in the Pathfinder cluster will host a primary payload consisting of a Software Defined Radio (SDR) capable of covering various RF segments spanning VHF through Ku‐Band. The spacecraft will leverage formation‐flying techniques and propulsion technology demonstrated on earlier cubesat missions to maintain a loose, long‐term, geometrically diverse formation where all three spacecraft have co‐visibility of the signal of interest. This paper describes the challenges associated with the demanding requirements of this Pathfinder mission, the technology and architectural approach that enable it, and the value of independent geolocation services to commercial, governmental and humanitarian concerns. Furthermore, a future mission consisting of an expanded constellation of similar clusters will be explored.  5:45 PM 3u Cubesat "Eaglet‐1": Towards a Functional Nano‐Sat Leo Constellation A. Vallerani, A. Simonetti, S. Fabrizi, R. Freddi ‐ CGS Spa Compagnia Generale per lo Spazio  ABSTRACT This paper presents the project named “EAGLET‐1”, a 3U+ CubeSat equipped with a 12 MP panchromatic optical payload and AIS bent‐pipe capabilities. An X‐Band hi‐rate link allows the download of the acquired images while the platform communicates to ground with a VHF band uplink for telecommands (TC) and a UHF band downlink for telemetry (TM). The system, that will be launched in 2017, is designed to operate as a stand‐alone spacecraft, although it is planned to operate in conjunction with other similar platforms, in a LEO constellation that will be able to provide complementary services to the ones provided now by much larger geostationary systems or low‐orbit radar missions (e.g. Copernicus). The second step, which is scheduled to be concluded by the end of 2017, consists in the development and launch of an upgraded version of the satellite. This second version will feature active AIS elaborating system and a propulsion system. As an upgrade of the previous version, more commercial components will be replaced with self‐developed specific parts. Finally, starting in 2018, the EAGLET Constellation will be realized: a system of 20 EAGLET‐NG (New Generation) satellites for Earth Observation and maritime surveillance.  Alternates:   New Mission, New Orbit, No Problem‐Applying the Responsive Space Capability to Meet the ORS‐6 Mission Kasandra O'Malia ‐  Millennium Engineering and Integration; Shannon Brown ‐ Jet Propulsion Laboratory; William Schum, Edward Kern, George Moretti ‐ Millennium Engineering and Integration; Charles Finley, Benjamin Cook – USAF Operationally Responsive Space Office 

 ABSTRACT  From a re‐purposed Air Force bus, to a new reconfigurable NASA sensor, to the commercial ride‐share launch service, the ORS‐6 mission is a model of how flexible architecture, agile management, and creative engineering adjustments to heritage instruments can deliver first rate weather data with significant cost and schedule savings. The Compact Ocean Wind Vector Radiometer (COWVR) payload will measure ocean surface wind vectors at a comparable resolution and measurement accuracy to the WindSat radiometer on Coriolis, while using an order of magnitude lower power and mass. By adding polarimetric electronics and rotating capabilities to the Advanced Microwave Radiometer (AMR) flown on the Jason 1, 2, and 3 satellites, the COWVR instrument leverages years of heritage design, keeping non‐recurring engineering costs down and reducing risk. Operationally Responsive Space will fly COWVR on a bus originally built for a mid‐inclination, LEO, synthetic aperture radar mission. Because the bus was made with the Modular Space Vehicle architecture, a meld of both Space Plug‐n‐Play Avionics and Integrated System Engineering Team bus standards, it requires only a few moderate modifications to accommodate the new COWVR Payload in a higher altitude, high inclination, sun‐synchronous orbit. Launching in the fall of 2017, ORS‐6 will provide operational‐like capabilities to the US Air Force weather program while space demonstrating the new bus and payload technology. This paper highlights how the modular construction of the bus allows for timely reconfiguration, assembly, and integration with the payload. Additionally, we present an overview of the COWVR instrument capabilities and how it will serve as a partial gap filler to the Air Force’s Weather System Follow‐On program. We emphasize how ORS‐6 represents exciting possibilities for future space missions in terms of adaptability, cost savings management, and technological innovation.  The Launch Vehicle Landscape: New and Existing Entrants Serving the SmallSat Market 

Kirk Pysher, Tom Carroll, Jim Kramer, John Palmé - International Launch Services  ABSTRACT  With the influx of small satellites in recent years, a host of launchers are vying to address demand‐‐from new entrants to mainstay launch services providers‐‐and operators are looking for cost effective access to space. Ride sharing or launching multiple satellites on one launcher is one of the ways this can be achieved. There are complications to this option however, including manifest availability, schedule assurance and deployment to the necessary orbital location. In some instances, a dedicated launch makes more sense; performance isn’t sacrificed and costly adjustments to the satellite propulsion systems are not necessary.   Competition among the many launchers in the small satellite market is fierce and a key question remains: does the supply of launchers exceed the actual demand and number of small satellites being manufactured? At this time there are dozens of potential competitors lining up to serve this market when only a few short years ago, these vehicles were in very short supply.   Khrunichev State Research Production Space Center (Khrunichev), of Moscow, which reached its 100 year anniversary in the space industry this past April, has addressed the need for cost effective access to space with a new vehicle—the Angara 1.2 This new vehicle will address the full range of mass classes to all types of orbits with lift capability of up to 3 MT to Low Earth Orbit (LEO).   

The Angara 1.2 vehicle will be available to support a commercial launch from the Plesetsk Cosmodrome, located in Northern Russia, in 2019. Following that initial launch opportunity, there are plans for up to two commercial Angara 1.2 missions per year starting in 2020 under the auspices of International Launch Services (ILS), a U.S. company located in Reston, Virginia, a subsidiary of Khrunichev. ILS is a launch services provider with the exclusive rights to market the Angara and Proton vehicles, built by Khrunichev, to the commercial marketplace.   Session VII: Communications  Wednesday, August 10, 2016 Session Chair: David Korsmeyer  8:00 AM  Deep Space Laser Communication Transmitter and High Precision Timing System for Small Satellites Paul Serra, Nathan Barnwell, Tyler Ritz, John Conklin ‐ University of Florida   ABSTRACT  The Miniature Optical Communication Transmitter is a NASA‐sponsored compact, pulsed optical communication system for distant, power‐constrained small satellites. A pulse‐based scheme is driven by an FPGA‐based Software‐Defined Pulse Modulator. In addition to optical communication, the MOCT also has potential capabilities in precision clock synchronization and navigation beyond Earth orbit. This work is a continuation of results presented at the 2015 SmallSat conference.1 A novel combinatorial delay generation technic allow a 10‐fold increase in timing resolution and a similar improvement for delay uncertainties compared to previously reported results. The Laser system prototype is now complete and can operate with some amplification.   8:15 AM Frontier Radio Lite: A Single‐Board Software‐Defined Radio for Demanding Small Satellite Missions 

Michael O'Neill, Wesley Millard, Brian Bubnash, Ryan Mitch, Jeffrey Boye – The Johns Hopkins University Applied Physics Laboratory   ABSTRACT  Recent development by JHU/APL’s Space Exploration Sector RF Engineering Group has led to a next generation, high‐reliability, extremely low size, weight, and power (SWaP) software‐defined radio (SDR) product for near and deep space applications called Frontier Radio Lite (FR Lite). A derivative from the TRL‐9 Frontier Radio product implemented for the NASA Van Allen Probes (current), Solar Probe Plus, and Europa Clipper (future) missions, this evolution is a single card comprising the entire radio electronics system as opposed to four or more packaged slices. In addition to volume and DC power savings, this hardware was created with reconfigurability in mind. This paper discusses the research, development, challenges, and technology that enabled the jump to the FR Lite product as well as its capabilities and versatility to adapt to a multitude of different applications.  8:30 AM Innovative NewSpace Ground Segment ‐ Global Coverage Available Through the Cloud 

Stig‐Are Thrana – Kongsberg Satellite Services AS  ABSTRACT  KSAT has built the world’s largest NewSpace ground station network through a lean innovation process, with the input from the users. KSAT`s customers, satellite owners, can access their satellites from any world continent and KSAT global ground station network. KSAT’s ground network is designed so that customer can schedule the needed satellite contact over the Internet, via machine‐to‐machine or human‐to‐machine via web‐portal. KSAT will thereafter downlink and bring the data to storage on site, to any cloud service such as Amazon Cloud, Google Cloud, Microsoft Cloud or the users own service installation anywhere in the world. KSAT can even integrate different levels of processing – cloud based, KSAT provided or customer provided equipment on site. KSAT has continued the innovation on the ground station, giving a truly global satellite coverage accessible through the cloud, and data delivered at any desired processed level to the user over the cloud.  8:45 AM Satellite Tracking System Using Amateur Telescope and Star Camera for Portable Optical Ground Station Hyosang Yoon, Kathleen Riesing, Kerri Cahoy ‐ Massachesetts Institute of Technology  ABSTRACT As CubeSat capabilities continue to improve, many missions need high‐speed communication to downlink data. Data rates using radio frequency (RF) communications are constrained by antenna size and power. Laser communications (lasercom) systems can use a much narrower beam width for a given aperture size due to having shorter wavelengths. Higher data rates can be achieved with optical communication than with RF assuming the same power level and similar efficiencies, but the primary challenge of lasercom systems is the precise pointing required for link closure.  Optical communication requires higher pointing accuracy, not only for the transmitter but also for the receiver, because of the directionality of the laser beam. This means that an optical ground station must be able to track a satellite with high accuracy. For an optical ground station such as the Optical Communications Telescope Laboratory (OCTL) from the Jet Propulsion Laboratory (JPL) or the Optical Ground Station (OGS) of the European Space Agency (ESA), the telescope is part of a fixed facility, and its pointing can be precisely calibrated using stars over a long period of time. However, these meter‐class optical ground stations have costs and logistical complexities similar to those of the large aperture RF ground stations currently used for CubeSats requiring high data rates.  To address this challenge, the MIT STAR Lab is developing a portable ground station with an amateur telescope for the Nanosatellite Optical Downlink Experiment (NODE) project. State of the art amateur telescopes provide good control capability with gimbals, but the user must align the gimbals with respect to an inertial, Earth‐fixed frame. Even for an experienced amateur astronomer, this is a non‐trivial problem, and it can take hours to get the fine alignment within a few arcminutes accuracy.  We propose a novel approach to track a satellite with an amateur telescope. To resolve the alignment problem, we use a wide field of view star camera to determine its orientation with respect to an inertial frame. Star sensors are accurate to the arcsecond level, and they have the advantage of providing orientation with a single measurement.  Using multiple star sensor measurements at different gimbal angles, it is possible to calculate the alignment of the gimbals in the Earth‐fixed frame and the alignment 

of the star sensor in the gimbal frame. Once the alignment is obtained, satellite tracking can be achieved easily with a known orbit and precise Earth rotation model such as the International Earth Rotation and Reference System Service (IERS). We present the alignment calibration method and the preliminary tracking results using a Celestron CPC 1100 XLT to validate our approach.   9:00 AM High Bit‐Rate Communication in X Band for Small Earth Observation Satellites ‐ Result of 505 Mbps Demonstration and Plan for 2 Gbps Link Hirobumi Saito, Atsushi Tomiki, Takahide Mizuno ‐ Japan Aerospace Exploration Agency; Hideki Kayaba ‐ Meisei Electric Corporation; Tomoya Fukami, Hiromi Watanabe, Shinichi Nakasuka ‐ The University of Tokyo; Naohiko Iwakiri ‐ National Institute of Information and Communications Technology  ABSTRACT  A compact 64APSK X band transmitter for small satellites with maximum 538 Mbps, mass of 1.3 kg, and power consumption of 22 W has been developed. This transmitter was onboard on Hodoyoshi 4 satellite with 66 kg mass and 505 Mbps downlink was demonstrated. The main characteristics of this downlink system are as follows: i) GaN HEMT X band power amplifier with a high power efficiency and a small nonlinear distortion, ii) application of an error correction code (SCCC, CCSDS 131.2‐B‐1) with high coding gain. We present a plan of 2‐3 Gbps downlink system in X band.  9:15 AM X‐Band Transmission Evolution Towards DVB‐S2 for Small Satellites Miguel Angel Fernandez, Anis Latiri, Thomas Dehaene, Gabrielle Michaud, Philippe Bataille ‐ SYRLINKS; Clement Dudal, Philippe Lafabrie, Alain Gaboriaud ‐ CNES   ABSTRACT  DVB‐S2 is a CCSDS adaptation standard fully reusing the ETSI DVB‐S2 mass‐market telecommunication standard, thus providing the advantage of a wide diversity of very robust commercial mass market receivers, cheaper than the receivers dedicated to space telemetry links. CNES is currently upgrading with Syrlinks an existing X Band Transmitter for cube & nanosatellites (TRL 9) to use DVB‐S2 CCSDS telemetry standard. The Variable Coding and Modulation (VCM) mode will provide 60% increase of the downloaded data compared to Constant Coding and Modulation (CCM), a link budget improvement of about 2 dB in QPSK for the same transmitted power and a better spectral efficiency.  9:30 AM A Scalable Deployable High Gain Antenna ‐ DaHGR Keith Kelly ‐ MMA Design  ABSTRACT MMA Design (MMA) has invented and is developing a revolutionary deployable antenna solution providing extremely high areal compaction for future microsatellite missions. Our solution combines the positive attributes of currently fielded antenna systems and will enable performance for microsatellites consistent with today’s large space craft payloads. The MMA patented and patent pending Deployable High Gain Reflectarray (DaHGR) antenna has both a wideband and a narrower band configuration. The antenna architecture is realized using very lightweight flexible membrane substrates incorporating a 

hoop structure to deploy the membranes and maintain tension. The proposed solution builds on innovations by MMA in extremely lightweight deployable systems specific to large antennas and aerobraking systems.  Current state‐of‐the‐art (SOA) Mesh Antennas use ribbed umbrella and hoop structures for deployment. While these are potentially scalable to some extent, they inherently have high parts count and require significant touch labor at a high number of attach points to form the desired mesh surface. These systems have constraints on their stowed volume which present challenges with small launch vehicle fairings and dispensers. The DaHGR sets a new standard for deployable antennas with 1/3rd the parts count, less than 1/5th the volume (with a more favorable/flexible aspect ratio), and ½ the cost of current SOA deployable antennas.  The DaHGR antenna solution combines the best attributes of successfully flown solutions. It offers advantages in performance, compaction, and simplicity and significantly reduces the development and implementation risk by leveraging proven technologies. A large space‐fed reflectarray provides equivalent performance as a conventional reflector for all missions not requiring extremely large bandwidth. Bandwidths achievable by reflectarrays easily support a multitude of mission requirements.  Alternates:   Integrated Solar‐Panel Antenna Array for CubeSats (ISAAC)   Taha Yekan, Reyhan Baktur, Charles Swenson ‐ Utah State University; Harry Shaw, Obadiah Kegege ‐ NASA Goddard Space Flight Center  ABSTRACT Integrated Solar‐Panel Antenna Array for CubeSats (ISAAC) is a high gain, efficient, lightweight, conformal Xband antenna array that is integrated with solar panels of a CubeSat. The antenna design is modular and independent from the solar cells, and therefore allows off‐the‐shelf components. In addition, the antenna elements are of low profile and do not require significant surface real estate. ISAAC will suit a multi‐unit (≥ 3U) CubeSat that has sufficient area for solar cells (hence the antennas), or a CubeSat with deployed panels. The paper examines three best antenna candidates: loop, cross dipole, and meshed patch. It is found that while all three can provide sufficient phase range for the reflectarray, loop geometry has the best tradeoff between optical transparency and the antenna gain. The paper also presents the element performance for different array periodicity lengths (lattice distance) such as half wavelength and sub‐wavelength. The optimal ISAAC design promises more than 94% optical transparency and higher than 22 dB gain. The targeted application of ISAAC is for Near Earth Network (NEN), however, the design can be conveniently scaled to Space Network (SN) and Deep Space Network (DSN) radios.   Session VIII: Frank J. Redd Student Competition Wednesday, August 10, 2016  10:45 AM Fiber Optic Gyro‐Based Attitude Determination for High Performance Target Tracking Elias Solorzano‐UTIAS Space Flight Laboratory  ABSTRACT  

Small satellite‐enabled terrestrial target tracking applications from low‐Earth orbit are demanding stringent pointing performance, prompting the need for developing high‐precision attitude estimation and control systems that adhere to cost and mass constraints. The attitude determination and control system onboard the Space Flight Laboratory’s NEMO‐class satellite platforms uses an extended Kalman filter and low‐cadence (1Hz) star‐tracker measurements to constrain the attitude and rate estimation errors to within 0.05° and 0.04°/s (2‐σ), respectively. In addition, the pointing error of this satellite platform is constrained to below 0.3° (2‐σ) for ground target tracking applications. However, in order to meet the stability requirements of future missions that require precise target‐tracking capabilities, a combination of star tracker and high frequency gyro‐measurements is preferred. Leveraging high‐grade miniaturized and commercially‐accessible fiber optic gyroscopes (FOGs) with sampling frequencies of ≥ 2Hz, a high‐performance attitude determination and control system suitable for target tracking micro‐ and nano‐satellites is under development at the Space Flight Laboratory of Toronto, Canada. This paper discusses the design of an attitude estimation filter tailored to constrain the ground target pointing error of NEMO‐class satellites to well below 0.3° (3‐σ). To evaluate the performance of this filter, precision target tracking simulations were conducted, and the results demonstrated significant improvement in some state estimates when a combination of three‐orthogonally mounted FOGs operating at high cadence (5Hz) and a single star tracker operating at 1Hz were implemented.  11:00 AM Streamlining CubeSat Solar Panel Fabrication Processes Ariel Sandberg‐University of Michigan  ABSTRACT A critical facet of CubeSat fabrication is solar panel characterization and assembly. Though capable of producing flight quality solar subsystems, traditional methods of solar panel fabrication contain intrinsic inefficiencies and inconsistencies that compromise the subsystem’s overall reliability. Taking Michigan Exploration Laboratory’s (MXL) heritage solar panel procedures as a case study, this investigation sought to streamline the solar panel fabrication process to increase its yield, cost effectiveness and consistent production. Four main aspects of solar panel fabrication were targeted for improvement, specifically: solar cell tabbing, solar cell stringing, solar cell adhesion to the substrate and cell coverglass integration. Through synthesizing best practices and procedures, a robust process was developed that greatly increases panel manufacturability and performance. This procedure was verified via various methods including vibration testing and thermal‐vacuum testing and will be implemented on MXL’s upcoming TBEx CubeSat mission.  11:15 AM Verification and Validation Methods for the Prox‐1 Mission Christine Gebara‐Georgia Institute of Technology  ABSTRACT  As the capabilities of small satellites increases and more academic institutions undertake the task of building such systems, student led missions are becoming more and more prevalent. This is aided, in no small part, by the University Nano‐Satellite Program (UNP) sponsored by the Air Force Office of Scientific Research and the Air Force Research Laboratory. As these missions exit the design phase, and enter the fabrication, integration, and testing phases of the mission, student‐led missions face unique challenges stemming from the academic environment and lack of experience. This is especially seen during the validation and verification (V&V) of the system architecture. This paper will serve as an overview of 

validation and verification methods used for the Prox‐1 mission from the Georgia Institute of Technology and detail how they can be applied to other missions. Prox‐1 brings together significant contributions from 10+ entities, further complicating the V&V process.   The Prox‐1 mission will demonstrate automated safe trajectory control during proximity operations for on orbit inspection. Passive, image‐based observations will be used for the navigation and closed‐loop attitude control of Prox‐1 relative to LightSail, a 3U CubeSat developed by the Planetary Society and deployed by Prox‐1.  11:30 AM Simultaneous Orbital and Attitude Propagation of CubeSats in Low‐Earth Orbit Kareem Omar‐University of Alabama in Huntsville  ABSTRACT  The proliferation of CubeSats has brought satellite engineering and mission design into the hands of students and engineering teams across the country and the world. The low mass and low altitude of CubeSats in LEO means that aerodynamic forces will cause orbital decay and deorbit, while aerodynamic torques can cause reaction wheels to saturate, necessitating magnetorque to decouple angular momentum. Conversely, aerotorque can be leveraged for passive aerodynamic stabilization. In either case, understanding and predicting aerodynamic effects is critical to mission design. However, these effects are coupled to the instantaneous position, attitude, and velocity of satellites, making them difficult to model accurately. Furthermore, extant software typically focuses only on orbits, or only on generalized dynamics, not coupled orbit and attitude. The author thus presents a flexible, free and open source software infrastructure for simultaneous orbital and attitude propagation, catering to the unique requirements of CubeSats. Extreme performance allows simulation of an entire mission, from deploy to deorbit, in less than three minutes. Live 3‐D visualizations provide instant feedback, encouraging experimentation with and learning about satellite design and orbital/attitude dynamics. Comprehensive documentation serves as a reference for those interested in the rich field of aerospace simulation.  11:45 AM Nonlinear Optics for Frequency‐Doubling in Nanosatellite Laser Communication Jim Clark‐Massachusetts Institute of Technology  ABSTRACT  Free‐space optical communication attracts interest due to its promise of higher data rates for similar size, weight, and power costs compared with radio systems. However, while satellite‐to‐ground optical communication has been tested from low Earth orbit and the Moon, intersatellite optical links are still an area of active research and development. Second‐harmonic generation (SHG, or “frequency doubling”) with nonlinear optics may improve the link margins of laser systems that serve as crosslinks as well as downlinks. For example, the output of a 1550 nm laser could be doubled to 775 nm on command, allowing the satellite to use whichever wavelength is advantageous (e.g. improved detector and propagation properties), without spending the mass budget for an entire second laser system. Link‐budget analysis suggests that a nanosatellite crosslink can gain 3‐4 dB of link margin with a frequency‐doubler. This improvement is largely driven by the reduction in beamwidth that comes with the higher frequency. It is not substantially greater than the improvement that comes with using the same narrower beamwidth at 1550 nm. However, SHG would allow a diffraction‐limited system to use different beamwidths for beacon acquisition and communication without any moving parts.  

12:00 PM A Low‐Cost Method for Reaction Wheel Torque Characterization in Small Satellites Seamus Lombardo‐University at Buffalo  ABSTRACT  Characterization testing of reaction wheels is necessary for requirement verification and to verify manufacturer specifications. Torque accuracy verification techniques include wheel speed based methods that assume perfectly made wheels or the use of torque transducers, which are expensive and difficult to set up. A low‐cost optical torque characterization method is being developed to solve these issues. In the setup the reaction wheels are placed on a frictionless spin table, commanded an output torque, and then a Pixy‐Cam optically tracks the angular position of the table. The data is curve‐fitted to obtain angular acceleration and, in turn, the torque outputted by the wheels. In all complete trials the acceleration curves has R2 values of >.97 indicating accurate characterization of the torques. This setup benefits from the Pixy‐Cam’s built in GUI and ability to interface with Arduino microcontrollers. While these results are promising, further development is required. Improving the nature of the test setup so that the center of mass of the reaction wheels can be easily located, and characterizing the error in the Pixy‐Cam, are areas for future improvement. Despite these issues, this method of torque characterization still presents a promising, low‐cost method for use in small satellite programs.   Session IX: Ground Systems  Wednesday, August 10, 2016 Session Chair: Mike Rice  1:45 PM UHF Phased Array Ground Stations for Cubesat Applications Colin Sheldon, Justin Bradfield, Erika Sanchez, Jeffrey Boye, David Copeland, Norman Adams ‐ Johns Hopkins University, Applied Physics Laboratory     ABSTRACT We propose and demonstrate a commercial off‐the‐shelf (COTs) component based cubesat phased array ground station that offers multiple simultaneous beams for communicating with and localizing multiple visible cubesats. The ground station uses a receiver digital beamformer based on low cost software defined radios at each antenna element.  Phased array antennas provide spectrum reuse through spatial multiplexing, localization and tracking capabilities and interference rejection through steerable nulls to mitigate the effects of in‐band terrestrial interferers. Growing interest in cubesats will lead to an increasingly crowded sky. Cubesat constellations may become increasingly common as the user community expands. Uncertainty in cubesat release conditions and limited sensor capability on the cubesat leads to uncertainty in post deployment cubesat position. Traditional ground stations are not designed to work in this environment.  Proposed phased array ground station services include publishing beams from the digital beamformer, allowing users to subscribe to the beams of interest at the times of interest. This represents a fundamental change in the traditional ground station user interface which typically relies on scheduling 

ground station time for each user in advance. A global network of phased array ground stations would enable the user community to take full advantage of their cubesats.  2:00 PM Cyber Security Awareness for SmallSat Ground Networks Ted Vera ‐ RT Logic  ABSTRACT  Satellite ground networks are exposed to an increasing number of targeted cyber threats. Successful cyber‐attacks have resulted in substantial data leaks and billions of dollars in material damages. SmallSat ground networks have distinct cyber security challenges associated with mission‐unique equipment; specialized protocols; untimely patching due to configuration freezes and high regression test costs; and tight budgetary constraints.   Recognizing that SmallSat ground network operators may lack the resources and budgets of traditional satellite ground operators, it is beneficial to leverage lessons learned, frameworks and tools from Government and Industry to help better defend their networks.   This paper is intended to be a security primer for SmallSat ground network operators, discussing security best practices such as Information Assurance (IA) hardening and continuous monitoring; leveraging frameworks such as Defense Information Systems Agency (DISA) Security Technical Information Guides (STIGs); and tools such as Security Information & Event Managers (SIEM) and Security Content Automation Protocol (SCAP) compliant applications.   Beyond the technical controls that are often the initial thought for network designers, a solid security program must include policies and procedures to help manage the security and organizational needs of the ground network. The National Institute of Standards and Technology (NIST) publishes guides and frameworks that should be used to help establish and drive policy.  2:15 PM Ball Aerospace COSMOS Open Source Command and Control System Ryan Melton ‐ Ball Aerospace & Technologies Corp.  ABSTRACT Ball Aerospace COSMOS is a free and readily available open source command and control system for operations and test. It brings a set of functionality to the small sat community that has previously only been available in proprietary and expensive COTS solutions. A set of 15 applications provide automated procedures, realtime and offline telemetry display and graphing, logged data analysis and CSV extraction, limits monitoring, command and telemetry handbook creation, and binary file editing. COSMOS scripting offers the full power of the Ruby programming language allowing operators to send commands, verify telemetry, read and write files, access the network, and even send an email on completion. Advanced debugging functionality allows for single‐stepping through procedures, setting breakpoints, and complete logging of all script and user interaction with the system.  Detailed data visualization allows for custom screen creation, line and x‐y plotting of data, and easy creation of custom 3d visualizations. Offline data analysis and data extraction capabilities make narrowing down anomalies easy. This presentation will discuss all the ways COSMOS can provide a superior, free, and open source command and control system to the small sat community.  2:30 PM 

An Optimum Space‐to‐Ground Communication Concept for CubeSat Platform Utilizing NASA Space Network and Near Earth Network Yen F. Wong, Obadiah Kegege, Scott Schaire, George Bussey, Serhat Altunc ‐ NASA Goddard Space Flight Center; Yuwen Zhang, Chitra Pital ‐ Harris Corporation   ABSTRACT  National Aeronautics and Space Administration (NASA) CubeSat missions are expected to grow rapidly in the next decade. Higher data rate CubeSats are transitioning away from Amateur Radio bands to higher frequency bands. A high‐level communication architecture for future space‐to‐ground CubeSat communication was proposed within NASA Goddard Space Flight Center. This architecture addresses CubeSat direct‐to‐ground communication, CubeSat to Tracking Data Relay Satellite System (TDRSS) communication, CubeSat constellation with Mothership direct‐to‐ground communication, and CubeSat Constellation with Mothership communication through K‐Band Single Access (KSA).   A study has been performed to explore this communication architecture, through simulations, analyses, and identifying technologies, to develop the optimum communication concepts for CubeSat communications. This paper presents details of the simulation and analysis that include CubeSat swarm, daughter ship/mother ship constellation, Near Earth Network (NEN) S and X‐band direct to ground link, TDRSS Multiple Access (MA) array vs Single Access mode, notional transceiver/antenna configurations, ground asset configurations and Code Division Multiple Access (CDMA) signal trades for daughter ship/mother ship CubeSat constellation inter‐satellite cross link. Results of space science X‐band 10 MHz maximum achievable data rate study are summarized. CubeSat NEN Ka‐Band end‐to‐end communication analysis is provided. Current CubeSat communication technologies capabilities are presented. Compatibility test of the CubeSat transceiver through NEN and SN is discussed. Based on the analyses, signal trade studies and technology assessments, the desired CubeSat transceiver features and operation concepts for future CubeSat end‐to‐end communications are derived.  2:45 PM Supporting the Flock: Building a Ground Station Network for Autonomy and Reliability Kyle Colton, Bryan Klofas ‐ Planet Labs  ABSTRACT Planet Labs is on a mission to image the whole earth every day. This requires a large orbital constellation and a distributed, autonomous ground station network. The network currently includes 11 geographically diverse sites, many with multiple antenna systems. Antennas systems are deployed with uniform equipment to simplify interfaces and ease operations. Additionally, tools have been developed for automated monitoring and remote troubleshooting of RF chains. Predictive modeling tools help to plan for future need as the orbital constellation grows. Lessons learned and ideas for automation and monitoring are also discussed.  Alternates:  Reducing the Cost of Small Satellite Ground System Development Using XTCE Dana Irvin, Kirill Lokshin, Amit Puri ‐ Ingenicomm, Inc.  ABSTRACT  

Small satellite ground systems development has traditionally been an area in which limiting cost is a paramount concern. Within the limited funding available for a typical small satellite mission, priority must naturally be given to the development of the spacecraft and instruments, with ground system development and operation being secondary. At the same time, individual small satellite operators are often forced to develop new ground systems from scratch; while the operators of large satellites are able to make use of an extensive portfolio of commercial off‐the‐shelf (COTS) or government off‐the‐shelf (GOTS) ground system components to reduce development costs, such components are too complex and too costly for most small satellite missions.   This paper proposes an approach to reducing the cost of small satellite ground systems through the use of the XML Telemetric and Command Exchange (XTCE). XTCE is a set of recommendations and standards developed by the Object Management Group (OMG) and the Consultative Committee on Space Data Systems (CCSDS) which define an XML information model for describing the format, encoding, and data types of telemetry and command data for a system, subsystem or instrument on a satellite.   The paper describes a generic implementation of a small satellite ground network and mission operations center using XTCE; it also offers an analysis of the tradeoffs involved in such an implementation. The analysis encompasses both technical and financial factors, with particular attention to the compatibility of the resulting ground system with technologies, components, and networks already used by or available to the satellite operator; the cost of initial ground system implementation, modification during spacecraft development, and operational and sustainment costs over the lifetime of the mission; and ground system reusability and interoperability for mission cross support.  A Novel Pedestal Geometry ‐ Optimized for Large Diameter Ka‐Band Antennas Hubert Frohlich, Tomaž Rodič , SPACE‐SI; Jeff Hertig, Paul Ward – Dynamic Antenna Systems Corporation  ABSTRACT A very unique and efficient pedestal design, that has been optimized for tracking LEO satellites on frequencies up to and including Ka‐band, is presented.  It has a novel three axis geometry that not only provides for full hemispherical coverage but also assures that during tracking, the system never comes closer than 45 degrees to a keyhole.  This results in the lowest possible axis speeds and accelerations while enabling the system to track the satellite very accurately.  With the trending of the space industry towards big constellations of LEO satellites that produce huge amounts of data, Ka‐band is gaining momentum.  To serve large constellations of satellites we need significant contact time which translates into a large network of antennas distributed globally.  Add to this requirement the low power capabilities of small satellites and we end up with the demand for large dish diameters to provide an adequate link budget.  With traditional pedestal geometries, the cost of a system to meet the demands for LEO Ka‐band tracking with large dish diameters becomes prohibitively expensive.  So one of the main goals, while designing the antenna system around our novel pedestal, was a minimum lifecycle cost.   Session X: Advanced Technologies II Wednesday, August 10, 2016 Session Chair: Dave Williamson  

4:15 PM Microvascular Composite Radiators for Small Spacecraft Thermal Management Systems Devin Bunce, Kevin Bassett, Alexander Ghosh, Philip Barnett, Dawn Haken, Victoria Coverstone ‐ University of Illinois; Bruce Yost, Jeffery Feller, Elwood Agasid ‐ NASA Ames Research Center   ABSTRACT  Small spacecraft have typically relied on thermal control systems in which waste heat is simply conducted though structural elements to the surface where it is radiated away. This simplistic approach is adequate for low‐complexity missions to LEO, but increasingly complex mission profiles are being proposed including missions to deep space locations which present a harsher thermal environment as well as incorporating advanced capabilities which have challenging thermal control requirements such as cryogenically cooled sensors or propulsion systems. The University of Illinois at Urbana‐Champaign, in partnership with NASA Ames Research Center, is developing a thermal control system for small spacecraft utilizing a deployable radiator made of a micro‐vascular composite material, through which a coolant can be circulated. These microvascular composite radiators contain tiny channels, as small as 100 micrometer diameter, which can only be manufactured using a novel fabrication technique developed at the University of Illinois, the Vaporization of Sacrificial Components (VaSC). Early mission concepts were evaluated to determine the design guidelines for the cooling system definition. Moving forward, thermal vacuum testing of the prototype will raise the TRL to 6 by the end of the two year development program.  4:30 PM Reliability of CubeSats ‐ Statistical Data, Developers' Beliefs and the Way Forward Martin Langer ‐ Institute of Astronautics/Technical University of Munich; Jasper Bouwmeester ‐ Delft University of Technology  ABSTRACT  In this paper we investigate the data on 178 launched CubeSats and conduct a nonparametric and parametric analysis, where the dead‐on‐arrival (DOA) cases as well as the subsystem contribution to failure are specifically addressed. Using Maximum Likelihood Estimation, a Single Weibull and a 2‐Weibull mixture parametric model are fitted to the non‐parametric data. Furthermore, by combining developers’ beliefs on several reliability aspects from a survey conducted in late 2014 with data from past missions, we make a first attempt to correlate space engineering “best guesses” and intuition to actual data. Finally, the probabilistic CubeSat reliability estimation tool is introduced as a method to reduce the infant mortality of CubeSats: CubeSat developers should be able to estimate their required functional testing time on subsystem and system level at an early project stage, while targeting a desired reliability goal on their CubeSat.  4:45 PM Micropropulsion Systems Enabling Full Active Debris Removal by a Small Satellite ADRAS‐1 Hiroyuki Koizumi, Jun Asakawa, Yuichi Nakagawa, Hiroki Kawahara, Shun'ichi Kojima ‐ The University of Tokyo; Masakatsu Nakano ‐ Tokyo Metropolitan College of Industrial Technology; Hironori Sahara ‐ Tokyo Metropolitan University; Toshiaki Iizuka ‐ National Institute of Technology   ABSTRACT  

In this paper, three types of micropropulsion systems are presented all of which are to be installed on a small satellite ADRAS‐1 planned for launch in 2018. The mission target is demonstration of full active debris removal, and a 50 kg target debris will be captured and de‐orbited. The satellite consists of a 90 kg carrier satellite, MOTHER, and a 30 kg catcher satellite, BOY. Keys of the mission are three propulsion systems using an ion thruster, monopropellant thrusters, and solid‐propellant thrusters. MOTHER is equipped with a miniature and low power, xenon ion thruster for orbit transfer, which has thrust of 350 μN and specific impulse of 1000 s. Additionally, MOTHER is equipped with H2O2 monopropellant thrusters for non‐cooperative approach to target debris, which have 200 mN and 60 s. BOY, which is finally released from the MOTHER, is equipped with a cluster of 36 laser‐ignited solid‐thrusters for deorbiting the debris by 7.14 kNs impulse in total.  5:00 PM µCSP: A Diminutive, Hybrid, Space Processor for Smart Modules and CubeSats Christopher Wilson, James MacKinnon, Patrick Gauvin, Sebastian Sabogal ‐ NSF CHREC; Gary Crum, Tom Flatley ‐NASA Goddard Space Flight Center; Alan George ‐ NSF CHREC  ABSTRACT  The nature of on‐board, satellite computing systems is evolving, from centralized to distributed systems, so as to reap benefits in performance, scalability, configurability, and dependability. These distributed systems will feature space computers and smart modules (e.g., smart instruments, smart actuators), each with capability for networking and processing. To address processing and networking needs of future smart modules, as well as improve computing capability for lower‐end CubeSats, we developed a new system known as μCSP. Like its more powerful counterpart, the CSPv1, μCSP is designed with a hybrid mix of commercial and radiation‐hardened components supplemented with mechanisms from fault‐tolerant computing. μCSP also features a hybrid processor architecture, with a mix of fixed and reconfigurable logic, but all in a smaller form factor with lower SWaP‐C. μCSP is smaller than a credit card and designed to integrate into (but not be limited to) 1U SmallSat form factors. Research showcased in this paper also includes an overview of our concepts for smart modules in distributed computing systems for space, both within a single spacecraft and across multiple spacecraft, in terms of a framework for the construction of a variety of reusable, modular 1U boards with varying functionality for enhanced satellite capability and configuration.   5:15 PM Experimental Evaluation of a Green Bi‐Propellant Thruster for Small Satellite Applications Stefan Powell, Tobias Knop, Steven Engelen ‐ Hyperion Technologies  ABSTRACT  A bi‐propellant thruster system based on the green propellants, nitrous oxide and propane, combines good storage density with specific impulse performance comparable to conventional space storable propellants. The non‐toxic and self‐pressurizing properties of nitrous oxide and propane yield a simple, safe, yet high performance system, suitable for CubeSats requiring moderate to large Delta‐V maneuvers. The HT‐PM400.10 propulsion system utilizes these propellants in a 2U subsystem, intended for 6U or larger satellites. Experimental results show that the system is capable of providing a total Delta‐V of 231 m/s from a 1 N thruster. The 

thruster has demonstrated a combustion efficiency in excess of 94 % and peak‐to‐peak combustion stability of 1.3 % of the mean combustion pressure.  5:30 PM Quaternion‐Based Tracking Control Law Design for Tracking Mode  A.M. Elbeltagy, Y.Z. Elhalwagy, A.M. Bayoumy, A.M. Youssef – Military Technical College  ABSTRACT Various control design techniques are model dependent. They typically require knowledge of the inertia matrix. There are major challenges for each proposed controller to cope with spacecraft mission objective in terms of pointing and jitter requirements. These challenges include sensitivity to noise effects and/or modeling errors, while others are sensitive to external torque disturbances, such as torques induced by solar radiation pressure. Robust controllers have been developed to mitigate these sensitivities. In this paper, a robust nonlinear tracking control algorithm introduced previously in the open literature is modified and tolerated to be utilized with exchange momentum actuators, e.g. reaction wheels. The control law is using the commanded attitude rate, commanded attitude acceleration, attitude error quaternion and gyroscopic terms. Tracking error dynamics equivalent to satellite closed‐loop time‐varying nonlinear dynamic system is used alternatively to confirm that a globally stable tracking controller always exists. The proposed controller is applied to meet requirements of a tracking complex mode. Generation of the needed target attitude and attitude rate are derived in details. The motion and kinematics of the ground target relative to the in‐orbit satellite is analyzed and described in orbit‐referenced coordinates. The satellite dynamics are derived from first principles and reformulated also in orbit referenced coordinates.  A tracking scheme for the pointing axis along the body z‐axis of satellite is highlighted. Considering attitude and orbit control system (AOCS) with ideal attitude and orbit determination sensors with symmetric satellite inertia, the validity of proposed controller and target data generator is demonstrated under MATLAB/SIMULINK environment. MATLAB optimization tool is used for optimal gains selection. Robustness of the globally stable modified control law to spacecraft inertia matrix uncertainty is also discussed. Simulation results show that the proposed control law can be used successfully onboard for fast tracking and is robust enough to keep the pointing accuracy within acceptable limits with considerable inertia uncertainty.     5:45 PM FlexCore ‐ Low‐Cost Attitude Determination and Control Enabling High‐Performance Small Spacecraft Daniel Hegel ‐ Blue Canyon Technologies   ABSTRACT  One of the most important, yet complex, and expensive subsystems for virtually any spacecraft mission is the attitude determination and control subsystem (ADCS). Many payloads require precision ADCS to achieve the desired performance; however, such precision is typically cost‐prohibitive for small spacecraft. To address this problem, Blue Canyon Technologies (BCT) has developed FlexCore, which is a highly‐configurable ADCS that uses a core electronics box (based on the XACT cubesat ADCS), combined with any of the various reaction wheel sizes in the BCT 

product line. The FlexCore electronics and software stays the same, regardless of the spacecraft. The wide range of reaction wheel and torque rod sizes supports spacecraft sizes from large CubeSats to 100s of kilograms. The stellar‐based attitude determination and control provides accuracy of 0.002‐deg, RMS. Features of FlexCore include: multiple nano star trackers with integrated stray‐light baffles; 3 or 4 low‐jitter reaction wheels; 3 torque rods; GPS receiver; MEMS IMU; MEMS magnetometer; sun sensors; integrated processor and electronics; auto‐generated flight software, including star identification, Kalman filter, momentum control, thruster control, and orbit propagation. The table‐driven, auto‐coded software is easily configured to support any mission, and is delivered to the user fully programmed.   Session XI: Science/Mission Payloads I Thursday, August 11, 2016 Session Chair: Anita Bernie  8:00 AM An Overview of the NASA/Science Mission Directorate Cubesat Activites Daniel Moses, David Pierce, Michael Seablom ‐ NASA Science Mission Directorate  ABSTRACT  These are amazing times of space and Earth science discovery related to the Earth system, our Sun, the planets, and the universe. The National Aeronautics and Space Administration (NASA) Science Mission Directorate (SMD) provides CubeSats as a component part of the NASA’s science and technology programs to conduct important scientific and technology investigations, while also providing crucial hands‐on training opportunities for students to participate in research. SMD, working with NASA’s Space Technology Mission Directorate (STMD), the Human Exploration Operations Mission Directorate (HEOMD), and its Centers in a coordinated and comprehensive fashion is actively advancing the vision for CubeSats as cost effective and capable tools for research. Recently proposed and selected SMD CubeSat flight projects are showing that CubeSats are working to address essential science goals, and will open up opportunities for researchers in developing and validating cutting‐edge space technologies. The use of these small, cost effective and capable research platforms are part of a growing trend in SMD for pursuing space and Earth science. The paper will present the status of current CubeSat activities that SMD is sponsoring and expects to fly in the near future, as well as results studies of CubeSats as platforms for obtaining high priority science data, and platform capabilities that will have a high impact on science and technology return.  8:15 AM Asteroids to Agriculture: Carving a Niche in Earth Observation Using Asteroid Prospecting Instruments on an Earth‐Orbiting Cubesat Constellation Hannah Goldberg, Matthew Beasley, Chris Voorhees ‐ Planetary Resources  ABSTRACT Recent years have seen increased the development of concepts for constellations of SmallSats or Cubesats for Earth Observation remote sensing. These constellations focus on visible RGB imagery or multi‐band imagery from a handful of wide‐bands in the visible or near infrared wavelengths. Mid‐wave infrared (MWIR) data provides a unique measurement, able to image both during the day and night. 

Recent developments in infrared detectors and the miniaturization of cryocooler technology enable this instrument to be packaged in a Cubesat form‐factor.  Planetary Resources is developing a MWIR instrument (3‐5 μm) for the purpose of prospecting near‐Earth asteroids, particularly in the detection of the presence of water. In turning the gaze of the sensors to nadir from low‐Earth orbit, a unique dataset is created that is currently lacking from existing commercial Earth observation platforms.  Data products derived from the MWIR measurement are beneficial in agricultural decision‐making process, especially in irrigation and water use.  Planetary Resources is launching two 6U spacecraft, the “Arkyd‐6”, which house a demonstration of our MWIR instrument. The 6U form‐factor spacecraft accommodates an instrument sized just over 1.5U in volume. This demonstration is the first commercial use of MWIR imagery from low‐Earth orbit. Ground resolutions of 15m per pixel are possible by increasing the size of the spacecraft to a 12U form‐factor. At that resolution, actionable data is available at a scale that is relevant to agribusiness, as an indication to inform crop health and development.  This paper presents the MWIR instrument and its evolution. This includes spacecraft accommodation, measurements from low‐Earth orbit and its potential for near‐Earth asteroid exploration.  8:30 AM High Frequency Radio Astronomy from a Small Satellite Frank Robey, Mary Knapp, Alan Fenn, Mark Silver, Kerry Johnson, Frank Lind, Ryan Volz, Sara Seager, Farshid Neylon‐Azad ‐ Massachusetts Institute of Technology  ABSTRACT The low frequency portion of the electromagnetic spectrum (below 15 MHz) is poorly explored due to the opacity of the Earth’s ionosphere and the need for large interferometric baselines to achieve useful angular resolution and sensitivity. A wide range of science topics would greatly benefit from measurements in this band, including magnetospheric planetary physiology, the study of solar radio bursts and coronal mass ejections, heliospheric and interstellar medium mapping, and studies of the early universe. Accessing this frequency range requires instrumentation above the Earth’s ionosphere and thus collections of data must be accomplished in space.  In this paper, we propose a CubeSat science payload consisting of a deployable vector sensor antenna optimized for the 1 to 30 MHz frequency range. The six elements of the antenna enable complete measurement of the E‐ and Bfield of incoming radiation at a single point in space. The complexity of a vector sensor is justified by an increase in sensitivity and the ability to mitigate terrestrial noise, which provides the potential to operate in lower‐cost low earth orbits. A key aspect of the antenna is to provide the needed sensitivity in a small stowed volume. This is achieved with a vector sensor that measures 4m tip‐to‐tip and only occupies a stowed volume of 1U.  8:45 AM PowerCell Payload on EuCROPIS ‐ Measuring Synthetic Biology in Space Griffin McCutcheon, Ryan Kent, Ivan Paulino‐Lima ‐ NASA Ames Research Center; Evlyn Phess – Yale University; Antonio Ricco, Edward Mazmanian – NASA Ames Research Center; Steven Hu – Millennium Engineering and Integration; Bruce White – NASA Ames Research Center  ABSTRACT  

NASA’s PowerCell payload, as part of the German Space Agency’s (DLR’s) Eu:CROPIS (Euglena Combined Regenerative Organic‐food Production In Space) mission, will compare the effect of multiple simulated gravity regimes on basic processes required for synthetic biology in space including growth, protein production, and genetic transformation of the bacterium Bacillus subtilis. In addition, it will pioneer the use of a cyanobacterially‐produced feedstock for microbial growth in space, a concept we call “PowerCell.” The PowerCell experiment system will be integrated on the DLR's compact satellite as a secondary payload to be launched during the summer of 2017. In order to simulate the gravitational range of different celestial bodies, the satellite will establish an artificial gravity level in the 1.4% – 52% of terrestrial gravity range prior to conducting each set of biological experiments, with experimental results compared to ground controls. Experiments will be carried out in microfluidics cards with experimental progress measured through absorbance as detected by the LED‐based optical system. Here we describe the ground studies that led to these experiments, along with a description of the experiment system hardware and its performance. The mission results will provide foundational data for the use and production of genetically engineered organisms for extraterrestrial missions.  9:00 AM Light to Sound:  The Remote Acoustic Sensing Satellite (RASSat) Dan Slater ‐ Independent Consultant; Rex Ridenoure ‐ Ecliptic Enterprises Corporation; Dave Klumpar – Montana State University; John Carrico – Independent Consultant; Moriba Jah – University of Arizona  ABSTRACT “In space, no one can hear you scream,” as the tagline from the sci‐fi film Aliens goes. But what if there were a way of “hearing” in space, moving in‐space video from the Silent Era to a more contemporary cinematic experience? How could this capability be applied to shape future spacecraft and mission designs? Such a capability can be effectively incorporated into a 3U CubeSat using a measurement technique called Remote Acoustic Sensing (RAS). “RASSat” uses advanced optical sensors to view and recover audio from distant objects that have weak optical modulations produced by local sound and vibration sources; the modulated light sources and the RAS sensor are passively coupled at the speed of light, yielding a variety of interesting sounds across the entire human auditory range. RAS field demonstrations and analyses have identified and characterized terrestrial sound sources observable from LEO, along with associated acousto‐optic modulation mechanisms. RASSat sensitivity is such that both day and night strong, easily detectable terrestrial acousto‐optic emitters abound, and applications to Space Situational Awareness and planetary exploration are also evident. This paper provides an overview of the RAS measurement technique and recent terrestrial demonstrations, and highlights key RASSat design features, performance capabilities and applications. Alternates:  SYLPH ‐ A Small Probe that Answers Europa's Big Question Travis Imken, Brent Sherwood Jet Propulsion Laboratory, California Institute of Technology; Jonathan Lunine ‐  Cornell University; Sascha Kempf ‐ University of Colorado at Boulder; Hunter Waite ‐ Southwest Research Institute; Ben Southworth ‐ University of Colorado at Boulder; Peter Kahn, Arbi Karapetian ‐ Jet Propulsion Laboratory, California Institute of Technology  ABSTRACT  Europa, the Galilean satellite second from Jupiter, contains a vast, subsurface ocean of liquid water. Recent observations indicate possible plume activity. If such a plume expels ocean water 

into space as at Enceladus, a spacecraft could directly sample the ocean by analyzing the plume’s water vapor, ice, and grains. Due to Europa’s strong gravity, such sampling would have to be done within 5 km of the surface to sample ice grains larger than 5 μm, expected to be frozen ocean spray and thus to contain non‐volatile species critical to a biosignature‐detection mission. By contrast, the planned Europa Multiple Flyby Mission’s closest planned flyby altitude is 25 km. Sylph is a concept for a SmallSat free‐flyer probe that, deployed from the planned Europa Mission, would directly sample the large grains by executing a single ~2‐km altitude plume pass. The 40‐kg probe would be deployed by the Europa mission just before it executes a plume fly‐through. Within the probe’s 16‐hour lifespan, it would autonomously navigate to perform a parallel, simultaneous pass at the lower altitude. The Sylph flight system design concept combines SmallSat technologies with robust traditional components and advanced manufacturing technologies. Its payload would be composed of the Mini‐SUDA (SUrface Dust Mass Analyzer) instrument, a dual‐channel, miniature impact ionization mass spectrometer. Sylph represents a novel type of SmallSat concept: purpose‐built configuration, optimized for the harsh environment at Europa and for planetary‐protection requirements, and hybridized from both mainstream and SmallSat components.  An Asteroid Lander/Rover for Asteroid Surface Gravity Surveying Kieran Carroll ‐ Gedex Systems Inc.; Henry Spencer ‐ SP Systems; Robert Zee ‐ Space Flight Laboratory, University of Toronto   

ABSTRACT Microsat and nanosat developers have mastered the challenges involved in developing low‐cost, high‐performance satellite missions in low Earth orbit. Here we describe a proposed small‐microsat‐scale (~20 kg) planetary exploration mission based on the same design approach used in those LEO missions. The “GRavimetric Asteroid Surface Probe” (GRASP) spacecraft is being designed by Gedex and SFL, to carry out fundamental science and exploration activities on the surface of a small asteroid. It will carry a novel, extremely‐high‐accuracy space gravimeter instrument (VEGA, the VEctor Gravimeter for Asteroids) being developed by Gedex. Emplaced on an asteroid’s surface, VEGA will make measurements of the local gravity field strength (with nano‐G accuracy) and direction (with arc‐minute accuracy). A single such measurement will enable an asteroid’s mass to be determined, even for a very small asteroid. Measurements at multiple locations will enable inferences to be made about the asteroid’s internal density distribution, and hence its internal structure and composition. While much of the equipment used in LEO nanosats and microsats is suitable for use in GRASP, the mission’s asteroid landing and roving objectives, and the asteroid orbit and surface environment, lead to several design features not generally seen in LEO missions. Here we review GRASP’s mission objectives, highlighting the challenges which drive the design. We discuss the main mission and system level requirements which GRASP will meet, and describe the overall GRASP design.   Session XII: Science/Mission Payloads II Thursday, August 11, 2016 Session Chair: Paul Kervin  9:30 AM Compact X‐Band Synthetic Aperture Radar with Deployable Plane Antenna and RF Feeding System through Non‐Contact Waveguides ‐Project Of A100kg‐Class SAR Satellite  

Hirobumi Saito, Prilando Rizki Akbar ‐ Japan Aerospace Exploration Agency; Vinay Ravindra ‐ The University of Tokyo; Hiromi Watanabe, Atsushi Tomiki Japan Aerospace Exploration Agency; Jiro Hirokawa, Miao Zhang ‐ Tokyo Institute Of Technology; Seiko Shirasaka ‐ Keio University  ABSTRACT  We are developing a small synthetic aperture radar (SAR) that is compatible with 100kg class satellite. A constellation of such small SAR satellites is promising for shot revisit time of earth observations. The SAR antenna is a deployable honeycomb panel antenna with slot array, that can be stowed compactly. RF instruments are on a satellite structure and RF signal is fed to a deployable antenna through a non‐contact choke flange at a hinge. This small SAR project for a responsive observation mission is funded for 2015 ‐ 2018 by Japanese government.  9:45 AM Hyperspectral Cubesat Constellation for Natural Hazard Response (Follow‐on) Daniel Mandl, Gary Crum, Karl Huemmerich, Vuong Ly, Matthew Handy, Lawrence Ong, NASA Goddard Space Flight Center  ABSTRACT  The authors on this paper are team members of the Earth Observing 1 (E0‐1) mission which has flown an imaging spectrometer (hyperspectral) instrument called Hyperion for the past 15+ years. The satellite is able to image any spot on Earth in the nadir looking direction every 16 days and with slewing, of the satellite for up to a 23 degree view angle, any spot on the Earth can be imaged approximately every 2 to 3 days. EO‐1 has been used to track many natural hazards such as wildfires, volcanoes and floods. An enhanced capability that has been sought is the ability to image natural hazards in a daily time series for space‐based imaging spectrometers. The Hyperion cannot provide this capability on EO‐1 with the present polar orbit. However, a constellation of cubesats, each with the same imaging spectrometer, positioned strategically can be used to provide daily coverage or even diurnal coverage, cost‐effectively. This paper sought to design a cubesat constellation mission that would accomplish this goal and then to articulate the key tradeoffs.  10:00 AM The Radiometer Assessment Using Vertically Aligned Nanotubes (RAVAN) CubeSat Mission: A Pathfinder for a New Measurement of Earth's Radiation Budget William Swartz ‐ The Johns Hopkins University Applied Physics Laboratory; Steven Lorentz L‐1 Standards and Technology, Inc; Phil Huang ‐ The Johns Hopkins University Applied Physics Laboratory; Allan Smith L‐1 Standards and Technology, Inc.; David Deglau, Shawn Liang, Kathryn Marcotte, Edward Reynolds ‐ The Johns Hopkins University Applied Physics Laboratory  ABSTRACT The Radiometer Assessment using Vertically Aligned Nanotubes (RAVAN) mission is a 3U CubeSat pathfinder for a constellation to measure the Earth’s radiation imbalance (ERI), which is the single most important quantity for predicting the course of climate change over the next century. RAVAN will demonstrate a small, accurate radiometer that measures top‐of‐the‐atmosphere Earth‐leaving fluxes of total and solar‐reflected radiation. RAVAN demonstrates two key enabling technologies. The first is the use of vertically aligned carbon nanotubes (VACNTs) as a radiometer absorber. VACNT forests are some of the blackest materials known and have an extremely flat spectral response over a wide wavelength range. The second key technology is a gallium fixed‐point black body calibration source, which serves as 

a stable and repeatable reference to track the long‐term degradation of the sensor.  Absolute calibration is maintained by regular solar and deep space views. The RAVAN payload will fly on a 3U CubeSat that combines stellar attitude determination, sub‐degree pointing, and both UHF and Globalstar communication. RAVAN will help enable the development of an Earth radiation budget constellation mission that can provide the measurements needed for superior predictions of future climate change.  10:15 AM Nanosatellite Architecture for Tethered De‐Spin of Massive Asteroids Karsten James, Robert Hoyt ‐ Tethers Unlimited  ABSTRACT  Asteroid capture and retrieval is a problem of significant scientific and commercial interest. However, de‐spinning and de‐tumbling massive asteroids with chemical thrusters will require hundreds of kilograms of propellant. In order to address this challenge, Tethers Unlimited, Inc. has developed a small satellite mission architecture called “Weightless Rendezvous And Net Grapple to Limit Excess Rotation” (WRANGLER), which enables significant size, complexity, and order‐of‐magnitude mass savings for asteroid capture, retrieval, or redirect missions. WRANGLER uses a tethered nanosatellite to de‐spin a targeted asteroid by converting the asteroid’s rotational momentum into rotation momentum of the nanosatellite as it revolves around the asteroid. The leverage offered by using a tether to extract angular momentum from a rotating asteroid enables very small nanosatellite systems to de‐spin massive asteroids. This paper details the analysis of the tether deployment from a spinning and tumbling asteroid, demonstrates that a tethered system can effectively de‐spin and de‐tumble large space objects while avoiding tether wrapping and other dynamic problems, and compares tethered de‐spin mission concepts to baseline approaches. Additionally, the capture and de‐spin of an upper stage rocket body is proposed as a validation demonstration of both the WRANGLER architecture and its alignment to active debris removal missions.  10:30 AM Cubesat Application for Planetary Entry (CAPE) Missions: Micro‐Return Capsule (MIRCA) Jaime Esper ‐ NASA Goddard Space Flight Center  ABSTRACT  The Cubesat Application for Planetary Entry Missions (CAPE) concept describes a high‐performing Cubesat system which includes a propulsion module and miniaturized technologies capable of surviving atmospheric entry heating, while reliably transmitting scientific and engineering data. The Micro Return Capsule (MIRCA) is CAPE’s first planetary entry probe flight prototype. Within this context, this paper briefly describes CAPE’s configuration and typical operational scenario, and summarizes ongoing work on the design and basic aerodynamic characteristics of the prototype MIRCA vehicle. CAPE not only opens the door to new planetary mission capabilities, it also offers relatively low‐cost opportunities especially suitable to university participation. In broad terms, CAPE consists of two main functional components: the “service module” (SM), and “CAPE’s entry probe” (CEP). The SM contains the subsystems necessary to support vehicle targeting (propulsion, ACS, computer, power) and the communications capability to relay data from the CEP probe to an orbiting “mother‐ship”. The CEP itself carries the scientific instrumentation capable of measuring atmospheric properties (such as density, temperature, composition), and embedded engineering sensors for Entry, Descent, and Landing (EDL). The first 

flight of MIRCA was successfully completed on 10 October 2015 as a “piggy‐back” payload onboard a NASA stratospheric balloon launched from Ft. Sumner, NM.  Alternates:  Developments in GNSS‐Reflectometry from the SGR‐ReSI in Orbit on TechDemoSat‐1 Martin Unwin, Philip Jales, Jason Tye ‐ Surrey Satellite Technology Limited; Christine Gommenginger, Giuseppe Foti – NOC  ABSTRACT  The SGR‐ReSI (Space GNSS Receiver – Remote Sensing Instrument) is remote sensing payload compatible with small satellites. GNSS Reflectometry makes use of reflected GNSS signals as if radar transmissions, and as a result, only the GNSS receiver is required onboard the satellite to implement a bi‐static radar system. The SGR‐ReSI can log unprocessed data from the RF downconverter for later processing, but most significantly can process the reflections on‐board into Delay Doppler Maps (DDMs). The first flight of the ReSI is on the UK TechDemoSat‐1 (TDS‐1) satellite, launched in July 2014. The DDMs are downloaded, extracted and processed to synchronise with the satellite’s GPS position and other metadata. Surrey’s partner, the National Oceanographic Centre provided algorithms that recover the ocean roughness and wind speed (Level 2 data) from the DDMs.   Session XIII: Education Thursday August 11, 2016 Session Chair: Bob Twiggs  11:15 AM University‐Class Spacecraft by the Numbers: Success, Failure, Debris. (But Mostly Success.) Michael Swartwout, Clay Jayne ‐ Saint Louis University  ABSTRACT University‐class satellites ‐‐ that is, spacecraft built by university students for the express purpose of student training‐‐ have been flown since the early '70s. In the last 10 years, however, the trickle of university‐class missions became a flood, enabled by (and enabling) the CubeSat class of secondary payloads. Whereas it took 40 years to launch the first 40 university‐class spacecraft, now it is not unusual for 40 university‐class missions to fly every year.  So what? Other than that clever bit of numerology, why does this matter? We believe that there are three important questions to address:  1) Do these missions matter? Given the 40% failure rate of university missions, do student‐built spacecraft succeed often enough to warrant the launch slots they are given?  2) From a greater perspective, are university‐class missions worth the investment? Are such programs more effective at meeting certain types of missions than their professional counterparts? Are their educational outcomes consistent with the investment?  

3) What are the risks/costs of university‐class missions? Specifically, are we accelerating an orbital‐debris catastrophe by cluttering Earth orbit with student satellites?  The participants of this conference can provide essential insight to all of those questions. What we bring to the conversation is data: the number of missions, their classifications, rates of mission success and relative risk of fragmentation and collision. This data has been compiled over many years through a combination of launch logs, publications, presentations, press releases and personal communication.  In this paper, we will review the recent history of university‐class missions, place them in the context of previous years, and address the questions raised above. In particular, we will show that the seemingly‐high failure rate is consistent with the types of missions attempted and the experience of the participants. We will show that there are several types of missions that universities are best‐suited to attempt, and that the orbital‐debris risk posed by university‐class missions (and CubeSats) is overblown.  11:30 AM A New Paradigm for US Academia and the National Security Space Community B. T. Cesul ‐ Integrity Applications Incorporated  ABSTRACT  In the past three years, multiple efforts are underway to improve the United States National Security Space (NSS) posture. New moneys are being added in at the Federal level to develop new protection and resiliency technologies, improve operational constructs, accelerate military and civilian expertise in space systems, and evaluate new policy changes, all with the ultimate goal of maintaining the US's dominant role as guarantor of freedom in space. However, even with the new resources being made available, it isn't enough to completely remake the NSS. Instead, the US Government is going to need to tap into the proven intellectual, developmental, and operational expertise maturing in the small satellite community, most notably within US Academia. Institutions with a commitment and proven success record as developers of space systems and space experts are already being included in prototype efforts. This talk will highlight multiple, parallel efforts the USG is investigating with respect to accelerating outreach to US "space universities" using innovative student‐government training programs, establishing a cadre of cleared subject matter experts that reside within US Academia, and providing a streamlined way to introduce new technologies and capabilities into the NSS through the US intelligence community. This talk will also highlight and promote the next series of Space Intelligentsia workshops to be held at Wright‐Patterson AFB in 2016.   11:45 AM How to Set Up a CubeSat Project – Preliminary Survey Results Lucinda Berthoud, Mark Schenk ‐ University of Bristol  ABSTRACT  CubeSats have been developed by many different institutions since they were introduced by California Polytechnic State University and Stanford University in 1999. A number of papers give lessons learned for individual satellites, some from a technical perspective and other from an educational point of view. However, there is no existing overview of how to set up a CubeSat project. The aim of this paper is to fill this gap, in order to offer those wishing to start a CubeSat programme some ideas of where to start, what equipment is needed and some lessons learned in terms of management.  

 This information was gathered via a survey which was publicised via conferences, mailing lists and LinkedIn groups. At time of writing, 40 groups have completed the survey, including universities, agencies and companies. The respondents came from the US, Europe, Canada, Taiwan, Korea, China, Africa, Australia and South America. The majority of the groups were building 1U or 3U CubeSats with Technology Demonstrator or Science Experiment payloads. The groups were asked a series of questions relating to the characteristics of their projects, including the duration of the project, costs and on what they spent their money. They were also asked what first steps they took in setting up their programme, what equipment and facilities were necessary and how they managed and scheduled the project across multiple cohorts of students. This was identified as challenging by many groups and a variety of ideas and solutions were proposed. Lessons learned covered many aspects of the project with some common themes emerging: planning, learning from other groups, student continuity, documentation, integrating the project within the curriculum, mentoring, software development, simplicity and testing. The groups were asked for their advice to future programme leaders and this is summarised in the paper.  12:00 PM Noon Design, AIT, Launch & Early‐Operations of Galassia Nano‐satellite Eugene Ee, Ajie Nayaka Nikicio, Fend Dan, Harsh Kamdar, Hassan Askari, Zhang Runqi, Luo Sha, Cher Hiang Goh ‐ National University of Singapore  ABSTRACT  Galassia is the first cubesat built by undergraduate students at the National University of Singapore (NUS) within the education curriculum of the Design Centric Program (DCP). The 2U cubesat carries two primary mission payloads and one secondary mission payload. The primary payloads are the TEC (Total Electron Content) payload and the SPEQS (Small Photon Entangling Quantum System) payload. The secondary payload is an active ADCS (Attitude Determination and Control) module built by students. This cubesat project was developed in an accelerated 2 model philosophy while care has been taken and formulated for its development. In particular, a neat and systematic assembly process was formulated for the CubeSat and this had led to its integration into a Flight Model in July 2015.   This flight model of Galassia was then subject to environment tests at a clean room facilities in Singapore to ensure it has passed the environment test requirements (random vibration, sinusoidal vibration and thermal cycling) prior to its acceptance for flight and launch in with the PSLV (Polar‐Satellite Launch Vehicle) C29 from ISRO (Indian Space Research Organization). The launch took place on 16 Dec 2015 (2030 Hours Singapore Time) and Galassia was inserted into a near‐equatorial orbit (NeqO) at 550km altitude with 15 degrees inclination angle. The ground communication with Galassia was established in the following orbit (16 Dec 2015, 2218 Hours Singapore Time).   This project has given the students (total about 35) hands‐on experience in designing various aspects of the CubeSat and see to it that it got integrated successfully for test, launch and eventual operations. This paper will provide a description of some of the unique experiences the team has made, especially in the systems engineering approach in ensuring a robust design is engineered for the successful launch and operations of Galassia.  12:15 PM Ardusat Space Program: Training the Next Generation of Satellite Scientists and Engineers 

Ben Peters – Ardusat  ABSTRACT  Huge reductions in the cost of access to space has provided the opportunities for new groups from university labs to commercial startups to produce small satellites and participate in the new space revolution. Ardusat expands this democratization trend to almost 200 participating K‐12 schools by running programs building cubesat models with consumer engineering hardware in the classroom, then using these skills to design and implement real space experiments run on Spire Global's constellation of 3U cubesats on a shared sensor payload platform.  The hands‐on classroom component combined with the experiment on a real orbiting satellite enables a huge number of new students from diverse and non traditional backgrounds with an authentic space experience that leaves them excited about working in science and technology and starts them down the path of becoming the next generation of satellite scientists and engineers.  Alternates:   Space Systems Engineering Education by Providing Hands‐on Practices Using Pico‐Satellite Training Kit Masahiko Yamazaki ‐ Nihon University  ABSTRACT We developed new hands‐on type course and tool for space systems engineering. This is one of the courses at Aerospace Engineering, College of Science Technology, Nihon University. The goal of the course is to provide the students with space systems engineering experience by assembly, integration & test (AI & T) of “classroom picosatellite kit HEPTA‐Sat”. We report the effects of the course and details of pico‐satellite kit HEPTA‐Sat in this paper. There are two major contributions. The first is that we provide learning opportunity to students with varied background from departments of art, government officials and general public as student from aerospace engineering.  The second is that the course focuses on verification and validation (V&V) through software and hardware AI & T of pico‐satellite kit HEPTA‐Sat. We analyzed the effects of the course on the students and found out that the course helped them understand space systems engineering in a short amount of time (ex. 1 day to 1 trimester) and very lowcost rather than conventional space engineering educational kit. These have not been realized in any of the previous engineering courses worldwide.    Building Engineers: A 15‐Year Case Study in CubeSat Education Erik Kroeker, Alexander Ghosh, Victoria Coverstone ‐ University of Illinois at Urbana‐Champaign  ABSTRACT  The University of Illinois’ NanoSatellite Design Course is in its 30th semester of instruction. Since 2001, this pioneering course has strived to use CubeSats as a vehicle for education. During its run, it has provided hundreds of students with hands‐on satellite design experience. During the 15 years of operation, the course has undergone a constant metamorphosis. Between incorporating new instructional elements, adapting to new curriculum requirements, and striving towards new mission goals, the course evolved through several incarnations all the while keeping a constant focus on using CubeSats as an educational tool for young engineers.  

 The NanoSatellite Design Course at the University of Illinois is a one‐ or two‐semester, multi‐disciplinary course in the College of Engineering. The course consists of two one‐hour sessions per week: one special topic lecture discussing technologies or processes vital to CubeSat design and testing, and one systems meeting for students to discuss their weekly project progress. Outside of the classroom, the students engage in team‐based projects to advance the University of Illinois’ CubeSat missions which currently include the Illinois CubeSail and the LAICE spacecraft – both missions are manifested for 2017 launches. The students are periodically assessed on their project work through preliminary design reviews, technology demonstrations, and final design reviews. The largest graded component of the course consists of the thorough documentation of their projects in engineering documents (life cycle documents, operator’s manuals, testing protocols, etc.). From an instructional perspective, the course straddles the lines between a systems design course and a senior design level project lab, allowing it to serve a variety of functions within the University curriculum.   In this paper, we will present the evolution of this course highlighting the multitude of lessons learned throughout the 15 years of its operation. We identify the variety of tools needed for managing student projects over multiple semesters and even over decades; weighing the value of lecture based and lab based content in student instruction; and examining the how to meld course projects into mission timelines. We will also introduce the two new courses we are currently developing which serve to further educate students through engagement via small satellite research. Our ultimate goal is to present a roadmap to be applied at other universities for the creation and continued execution of curricula that use CubeSats as an instructional tool.  International Network Operations of Five CubeSats Constellation Mengu Cho – Kyushu Institute of Technology; Naomi Kurahara – Infostellar, Inc.; JGMNB project members ‐ Kyushu Institute of Technology  ABSTRACT Kyushu Institute of Technology initiated Joint Global Multi‐National Birds (aka, BIRDS) project in 2015. It is a constellation of five 1U CubeSats built by a group of students from Japan, Ghana, Mongolia, Nigeria, Bangladesh and Thailand. The constellation will be operated via a network of seven ground stations distributed worldwide including the one in Taiwan. Its prime mission is to “By successfully building and operating the first satellite of the country, make the first step toward indigenous space program”. The mission success criteria is that after the students graduate, they succeed in developing and operating the second satellite in their home country. Because of this, the educational aspect of the BIRDS project was carefully designed so that the students gain enough in‐depth training to initiate their own space program with the minimum cost utilizing lean satellite approach. The ground station network serves as an important asset to promote the cross‐border inter‐university space research and education collaboration that the students utilize after they return their home country. The BIRDS project will demonstrate the network operation of a CubeSat constellation via UHF/VHF ground station, which is easily expanded to other frequency ranges in future.