Neutron-1任务计划于2019年秋季通过ELaNa 25发射。这颗3U CubeSat将在近地轨道测量低能中子通量。该CubeSat由夏威夷大学马诺阿分校的夏威夷太空飞行实验室开发。科学载荷是一个小型中子探测器，由亚利桑那州立大学为LunaH-Map任务开发，将重点测量低能次级中子，这是近地轨道中子环境的一个组成部分。此外，这项任务为建立飞行履历和展示NASA EPSCoR资助的综合开放式任务运营系统解决方案的技术能力提供了绝佳机会。COSMOS是一套开源工具，由夏威夷太空飞行实验室开发，作为小型卫星任务的集成运营解决方案，包括飞行软件、地面站运营和任务运营中心。它旨在帮助预算有限、时间紧张的高校开展小型卫星任务运营。

　　Neutron-1任务是由夏威夷大学马诺阿分校夏威夷太空飞行实验室开发的3U CubeSat。图1展示了Neutron-1 CubeSat的渲染图。该卫星将研究近地轨道低能中子通量随时间和位置的变化。航天器平台在夏威夷太空飞行实验室完成集成和测试。科学载荷由亚利桑那州立大学开发，采用为月球极地氢测绘仪任务开发的新型钙钛矿传感器。Neutron-1预计于2019年秋季发射，而月球极地氢测绘仪预计于2020年发射。这将使月球极地氢测绘仪团队能够在将仪器发射至月球轨道之前，在近地轨道测试仪器运行。该卫星将于2019年8月交付给NanoRacks，并于2019年10月通过NASA资助的ELaNa 25任务发射，该任务还将携带其他18个CubeSat任务前往国际空间站。CubeSat将通过从弗吉尼亚州瓦勒普斯飞行设施发射的Antares II运载火箭送往国际空间站。进入国际空间站后，卫星预计将于2020年初从NanoRacks CubeSat部署器部署。由于Neutron-1从国际空间站部署，轨道将约为400公里高度的圆形轨道，倾角51.6度。

　　该项目在开发各阶段共涉及30多名不同层次的学生，主要来自本科和高中。通过让学生广泛参与Neutron-1的开发，夏威夷太空飞行实验室为下一代航天工程师提供了宝贵的培训机会。

　　星云先进技术有限公司（NAT）是 CubeSpace Satellite Systems中国代理商，我们为客户提供卫星姿态确定与控制设备（ADCS）、反作用轮、精细太阳传感器、星空追踪器等设备与解决方案。

　　近地轨道中的中子有三个主要来源：通过银河宇宙射线和地球辐射带在大气层中产生、由相同电离辐射与航天器材料相互作用在航天器中产生、以及大型太阳粒子事件期间太阳的直接发射。这些中子被大气层成分减速。一部分被核反应吸收，一部分衰变，其余大部分离开大气层形成地球反照中子通量。这些中子的通量和能谱在时间和空间上是变化的，因为其产生取决于可变的高能带电粒子通量和高层大气的特性。

　　Neutron-1任务的总体科学目标是测量低能地球反照中子的时间动态，作为太阳活动水平、时间和CubeSat空间坐标的函数。为实现这一目标，我们使用亚利桑那州立大学为即将开展的月球极地氢测绘仪任务开发的小型中子探测器。测量将重点针对低能次级中子，这是近地轨道中子环境的一个组成部分。将根据纬度、经度和时间从数据中导出次级低能中子丰度图。

　　中子探测器收集的数据将有助于通过绘制近地轨道中子丰度图，理解地球与太阳之间的复杂关系。我们还将评估中子数据在空间天气特征描述和辐射安全方面的潜在应用。

　　月球极地氢测绘仪任务旨在对月球周围进行中子观测，以评估月球表面水冰的丰度。Neutron-1将为月球极地氢测绘仪仪器提供在轨飞行经验。该实验将评估探测器灵敏度、粒子计数精度、数据处理能力、单粒子翻转效应以及与月球轨道类似环境中的空间可操作性；此外，Neutron-1将使亚利桑那州立大学能够评估仪器空间飞行性能并获得飞行履历。收集的性能信息将使亚利桑那州立大学能够在月球极地氢测绘仪月球任务之前对仪器进行必要的改进。

　　飞行履历对于月球极地氢测绘仪任务很重要，以确保仪器在飞行前经过测试并可靠。Neutron-1发射日期符合亚利桑那州立大学的要求，并为在月球极地氢测绘仪发射前对仪器进行调整和修改提供了充足时间小火箭代理地址在哪儿。

　　任务的主要载荷设计使用闪烁体材料Cs2LiYCl6或CLYC来测量超热中子计数率。该仪器由亚利桑那州立大学作为月球极地氢测绘仪任务的一部分提供给Neutron-1项目。载荷由月球极地氢测绘仪微型中子谱仪的单个飞行备用中子探测器模块组成。月球极地氢测绘仪将进入月球轨道，测量南极永久阴影区上方的超热中子计数率，以约束可能被困在这些区域的水冰丰度和分布。微型中子谱仪是一个八模块探测器阵列，每个模块如图2左侧所示，阵列中的每个模块由图2右侧所示的电子板组件控制。

　　图2：中子模块（左）由单个CLYC闪烁体组成，密封在铝制外壳中，并配有光电倍增管用于光读出。电子板组件（右）由高压电源以及模拟和数字板组成。

　　对于Neutron-1，模块和电子板组件的功能和性能将在空间环境中进行评估，为计划于2020年或之后通过太空发射系统探索任务1发射的月球极地氢测绘仪任务做准备。仪器遥测、健康和安全信息、中子数据产品以及脉冲形状鉴别参数数据将从载荷下传，用于评估探测器性能。在探测器运行于正负航天器速度方向以及指向天底和天顶方向时收集数据，将能够对探测器在整个工作温度范围内的性能进行定性评估。

　　探测器在天底面覆盖有钆屏蔽层，如图3所示，钆具有高热中子截面，使仪器对0.4 eV至10 keV能量范围内的超热中子敏感（该中子能量区域主要对氢丰度敏感）。这将使探测器能够通过重新定向航天器来测量近地轨道的向上和向下超热中子通量。对这些定向收集的数据进行评估，可能有助于对探测器性能施加有用的约束，并展示未来中子载荷的可行性，这些载荷可能用于测量近地轨道低能中子环境的方向性，或用于考虑测量中子寿命的实验。

　　Neutron-1按照3U CubeSat标准、NASA CubeSat发射倡议发射服务计划要求以及NanoRacks CubeSat部署器要求设计。除项目级、发射和部署要求外，主要任务要求如下：

　　1. CubeSat应实现三轴稳定，并能够将仪器孔径定向于四个不同方向：飞行方向、飞行反方向、天底和天顶。科学任务要求在每个方向采集10个轨道的数据。

　　4. 仪器每个轨道需要约1MB数据，包括科学数据量和健康状态数据。每个科学数据采集轨道期间，仪器开启7.5分钟。

　　为支持科学仪器，Neutron-1平台系统包括主星载计算机，用于控制仪器数据采集并将数据存储转发至地面。电子电源系统为平台各系统提供可开关电源，由四个体装式太阳能电池板充电。姿态确定与控制系统提供三轴系统稳定以执行科学实验。最后，射频通信系统使用三个不同的无线电传输信息。科学数据通过S波段通道传输，而航天器的指令与控制通过Globalstar无线展示了总体系统框图。

　　Neutron-1航天器平台提供完整系统，包括3U CubeSat结构、带有4个体装式太阳能电池板和电池的电子电源系统、星载计算机系统（有时称为指令与数据处理）、热管理、三轴稳定姿态确定与控制系统以及射频通信系统。

　　射频系统有两组无线）用于UHF/VHF/S波段通信的软件定义无线）GlobalStar单工和双工无线电。GlobalStar无线电系统可在无线电与GlobalStar网络接触时与卫星进行近实时通信。图5详细展示了航天器主要功能部件的分解图。

　　评估了多个现成结构用于Neutron-1的主结构。从Clyde Space AAC选择结构的主要评估标准是该结构与预定飞行硬件（如CubeADCS）的兼容性。随着各平台和载荷部件的成熟，对结构进行了多项修改以适应这些部件。剪切板也进行了定制。

　　大多数子系统采用CubeSat Kit外形尺寸，但仪器载荷和GlobalStar通信组件包除外。为容纳这些部件，设计并制造了定制支架和安装座。在这些情况下进行了有限元分析，分析水平符合NanoRacks CubeSat部署器接口定义文件要求。可接受的安全系数为拉伸屈服强度大于1.25，极限拉伸强度大于1.4。

　　航天器位于近地轨道，主要热源为太阳、地球和根据工作模式而定的有源部件。唯一的热排散沉是深空。Neutron-1航天器平台是一个非常小且紧凑封装的平台。这种CubeSat配置可能在电路板上产生热点，因为电路板通过角部连杆安装。导轨安装电路板不能有效地将热量从电路板传导出去，因此产热部件可能超过要求温度。航空电子部件的热工作范围要求为-5°C至+55°C。评估的内部热源包括计算机（2-2.5W）、无线W）。使用红外相机识别发热最多的芯片作为热控管理候选对象，图6展示了一个示例。

　　Neutron-1航天器主要采用被动热控方法。主要方法包括通过铜带将热量从热部件传导至框架导轨，以及利用与框架导轨相连的外部航天器表面作为热辐射器向深空排热。辅助热控方法包括在可能的情况下关闭不需要的子系统硬件。航空电子板上装有温度传感器，包括载荷。电池具有自身的主动内部热调节系统，配有传感器、加热器和控制器。探测器性能与温度相关，且易受显著温度梯度损坏。探测器模块具有自身的温度传感器，地面测试期间温度变化速率限制为0.5°C/min。建立了Thermal Desktop模型以评估航天器在轨瞬态温度特性，如图7所示。

　　Neutron-1平台电子电源系统从HSFL太阳能电池板接收功率输入。四个太阳能电池板分别安装在+Z面（标称面向天底）、-Z面（标称面向天顶）、+Y面（标称面向轨道法向，如图8所示）和-Y面（标称面向轨道负法向）。

　　每个太阳能电池板有6个电池，如果直接暴露在阳光下，总太阳能输出约为6W。四个电池的配置如图9所示，安装到航天器上的情况如图10和图11所示。

　　从部署器释放后的预期翻滚速率为每秒1至2度。功率模拟采用每秒1.5度。标称模式下的平均发电功率约为5W。90分钟轨道周期内的平均功耗为4.5W。以每秒1.5度翻滚时的平均发电功率略低，约为4.8W。这产生正净功率，使电池能够随时间略微充电。图12展示了航天器采集科学数据并传输至地面的两天期间电池总容量的增长情况。双工无线：电池容量功率模拟，在标称模式和科学数据采集模式下，两天运行期间电池容量增加。

　　太阳能存储在40瓦时锂聚合物电池组中，并通过ClydeSpace制造的电子电源单元分配。40瓦时电池由两个锂聚合物软包电池以2串4并方式组成，标称7.6伏时典型容量为5200毫安时。为符合载人飞行发射要求，电池具有多个高侧和低侧固态抑制器以及电压、电流和温度遥测以监测电池运行。

　　本任务使用的姿态确定与控制系统是CubeSpace的CubeADCS三轴集成组件，如图13所示。姿态确定通过十个粗太阳传感器二极管、两个CMOS相机作为精太阳和地球传感器、三个MEMS陀螺速率传感器、三轴磁力计和低功耗星跟踪器的传感器测量进行。这些传感器测量使用扩展卡尔曼滤波器组合，并与控制算法一起用于三轴指向（包括地球目标跟踪、太阳跟踪、惯性指向等）。CubeADCS利用三个反作用轮和三个磁力矩器对轮子中积累的动量进行卸载，实现卫星的全三轴控制。当满足以下要求时进入精指向模式：星跟踪器获得有效姿态并由惯性测量单元传播，全球定位系统获得有效时间并由星载振荡器传播，且全球定位系统已获得有效星历。

　　以下模拟结果如图14所示，使用国际空间站代表性轨道（401×408公里）获得，倾角51.64度，轨道周期92分钟。

　　姿态确定与控制系统采用三轴反作用轮配置，最大动量为1.77毫牛·米·秒，最大扭矩为0.23毫牛·米。磁力线圈和磁棒使用的最大磁矩为M(X) = 0.13安·米²，M(Y) = 0.2安·米²，M(Z) = 0.2安·米²。初始横滚角为10度，俯仰角为0度，偏航角为5度，初始角速度为⍵xi = 4.0度/秒，⍵yi = 2.0度/秒，⍵zi = 0.0度/秒。这可以视为最坏情况，因为NanoRacks部署器的预期翻滚速率在1至2度/秒之间。模拟以磁B点和Y轴自旋控制器开始，使卫星达到Y轴汤普森自旋1度/秒，自旋轴与轨道平面正交对齐。随后控制将俯仰姿态转向天底方向。在7000秒时指令俯仰参考角为+30度，250秒后改为-30度俯仰参考角，然后回到0度。卫星约需100分钟稳定，即略多于一圈轨道。三轴反作用轮控制精度取决于CubeStar星跟踪器的可用性以提供优于0.2度的姿态性能，否则姿态预计约为2度。

　　Gamalink软件定义无线电由Tekever开发，旨在实现未来卫星网络（星座、编队飞行任务等）。Gamalink提供甚高频上行指令、超高频遥测/信标下行、S波段科学数据下行、S波段软件更新上行。该软件定义无线电还接收全球定位系统信号，并在锁定后提供全球定位系统时间和位置状态向量。该全球定位系统用作冗余全球定位系统。Gamalink软件定义无线：Gamalink软件定义无线电（中）、折叠状态的UHF/VHF天线（左）、S波段和全球定位系统天线（右）

　　Neutron-1上的另一通信系统是GlobalStar无线，这是一个双工无线电系统，在GlobalStar覆盖范围内工作时可实现近连续数据流，如图17所示。此外还有一个GlobalStar无线用于单工消息中继，向地面传输非常小的信息包（每10分钟144字节），使地面操作员能够快速检查航天器的总体状态。

　　图17：GSP-1720无线电的GlobalStar网络覆盖范围（双工）。Neutron-1在GlobalStar覆盖范围内工作时将实现近实时控制。

　　夏威夷太空飞行实验室基于商用现货ARM处理器板为Neutron-1任务开发了主飞行计算机，如图18所示。该商用现货板型号为Gumstix Overo IronSTORM-Y，此前已成功应用于NASA火星立方体一号CubeSat。该计算机基于扩展温度级德州仪器DaVinci DM3730应用处理器，基础时钟最高可运行至1吉赫兹。它包括512兆字节NAND闪存，可选择双启动。星载计算机能够通过CSK连接器总线使用标准接口连接到CubeSat。夏威夷太空飞行实验室星载计算机板的主要特点是4端口UART器件，使更多设备能够通过串口连接。该器件支持最高921600波特率的通信。另一主要特点是ETH器件，用于实现地面支持设备连接和/或节点到节点连接，以支持冗余星载计算机架构。

　　飞行、地面和任务运营的所有软件方面均使用夏威夷太空飞行实验室COSMOS软件框架实现。该框架与Neutron-1任务相关的关键运营概念包括：

　　依赖标准：用户界面通过Web框架实现。所有信息以JavaScript对象表示法表示，无论是在磁盘还是网络上。所有指令与控制均作为原生操作系统程序（客户端和服务器）实现。所有内容以文件或网络数据包形式传输。所有网络通信通过IPv4 UDP数据包执行。

　　复杂设备通用化：所有设备简化为其最通用的基本形式，然后隐藏在作为原生操作系统服务器运行的COSMOS代理之后。

　　无线电代理控制卫星过境期间无线电的调谐和多普勒频移。根据无线电型号，该代理依赖终端节点控制器代理，或直接连接到网络隧道代理以模拟IP连接。

　　终端节点控制器代理在音频信号和AX.25数据包之间进行转换。这与网络隧道代理绑定以模拟IP连接。

　　任务运营代理：Mongo数据库代理从飞行和地面站代理收集遥测数据，并将数据存储在Mongo数据库中。该过程还为其他程序的查询提供服务，并以相应的数据库数据响应。

　　图形界面：COSMOSWeb是一个基于NodeJS的Web框架，开发用于飞行和地面站代理的任务运营工具。Web界面利用COSMOS代理的通用功能显示实时遥测数据并启动代理请求。COSMOSWeb能够进行实时代理遥测可视化，如图20所示，以及从Mongo数据库进行历史数据查询。用户界面采用模块化开发，与任何COSMOS代理兼容。它由可定制的小部件构建，每个小部件具有单一功能。界面的模块化和可定制性使COSMOSWeb能够针对特定任务进行定制，无需重新设计软件。

　　COSMOS任务运营支持工具，如图21所示，最初是使用Qt开发环境开发的航天器控制界面。我们目前正将该功能移植到COSMOSWeb以用于Neutron-1任务。

　　夏威夷太空飞行实验室在其位于夏威夷大学马诺阿分校的实验室和洁净室设施中进行了功能测试和飞行集成活动。夏威夷太空飞行实验室设施包括机械加工车间、各种开发实验室、冲击/振动台，以及一个包含先进姿态确定与控制系统测试台和热真空室的万级洁净室。

　　随机振动测试使用夏威夷太空飞行实验室的振动和冲击台进行，如图23所示。Neutron-1的随机振动测试要求详见NanoRacks CubeSat部署器接口定义文件。最低要求是进行一次验收振动测试，但Neutron-1接受了两次振动测试。第一次测试在系统级硬安装配置和剖面下进行。该初步测试作为验证航天器设计和功能的机会。第二次测试由NanoRacks人员作为正式交付流程的一部分在软固定配置下进行。

　　图23：振动和冲击台。测试对象1.2米×1.2米。5-2200赫兹至7000千克力；14000千克力冲击。

　　NanoRacks发射不要求系统级热真空测试，但该环境测试列于CSLI LSP要求文件中。该环境测试用于验证设计鲁棒性，并验证硬件在变化轨道温度下的功能。NASA LSP要求文件建议不同程度的热真空测试严格性，如CubeSat环境测试表中所述（验收要求至少2个循环，范围-9°C至+66°C，极端温度保持1小时，温度变化速率5°C/min）。我们进行了更严格的测试组，更接近原型飞行和鉴定建议，进行了8个循环，范围-15°C至+66°C，极端温度保持2小时。根据热分析和载荷施加的约束，温度变化速率不超过0.5°C/min。探测器材料因快速温度变化而易开裂。在这些测试期间，热线⁻⁴托，航天器在不同热环境下运行，包括载荷测试和冷热开机活动。最后，在热稳定后于70°C进行热线小时。热电偶测量航空电子板上的热部件和用于散热的铜带。这些测试使用位于夏威夷太空飞行实验室洁净室内的热线：Intlvac热线米，线.国际空间站电池组飞行验收测试

　　NanoRacks要求对电池组进行额外的飞行验收测试，以便通过NRCSD从国际空间站发射和部署。最初，Neutron-1未计划从国际空间站部署，因此未购买载人飞行预鉴定电池组。一旦确定国际空间站发射和部署，夏威夷太空飞行实验室根据NanoRacks飞行验收测试要求（基于NASA JSC-20793）进行了安全审查所需的所有额外测试。测试包括物理和电化学特性、充电循环、振动测试和真空测试。测试结果示例如图25、26和27所示。

　　姿态确定与控制系统测试使用夏威夷太空飞行实验室的先进姿态确定与控制系统测试台进行，如图28所示。姿态确定与控制系统测试旨在验证姿态确定与控制系统传感器和执行器的功能，以及在模拟轨道上的组合功能。图29展示了完整轨道天底指向测试的示例曲线。这表明姿态确定与控制系统能够将航天器保持在5度范围内（无星跟踪器），满足原始指向要求。

　　图28：夏威夷太空飞行实验室姿态确定与控制系统测试台，配置用于CubeSat测试和最高100公斤卫星。包括磁场模拟器、太阳模拟器、全球定位系统模拟器。

　　姿态确定与控制系统组件集成在测试组件上，并在半球形气浮轴承上平衡，以在最小外部力矩下紧密复制太空的无摩擦环境。轴承位于亥姆霍兹笼内，该笼复制模拟轨道处的预期磁场，以从磁力计获得姿态矢量。太阳模拟器刺激太阳传感器以获得第二姿态矢量。姿态确定与控制系统通过无线指令控制，包括设置全球定位系统两行根数数据，并测试了不同机动以验证系统的预期功能。

　　夏威夷太空飞行实验室在考艾岛社区学院运营和维护用于卫星操作的超高频、甚高频和L/S波段业余地面站。该地面站与我们内部开发（且开源）的COSMOS软件集成，以协调设备和跟踪卫星。使用COSMOS，该系统能够实现卫星联系的完全自动化。地面站也可手动控制，并由Orbitron辅助。夏威夷太空飞行实验室还与海军研究生院合作运营位于夏威夷大学马诺阿校区的MC3地面站。考艾岛社区学院地面站将用作Neutron-1任务的主要操作站。图30展示了夏威夷大学的完整地面能力。

　　考艾岛社区学院地面站使用ICOM IC-9100作为Gamalink甚高频上行信道的主无线电。该无线电连接到由Yaesu G-5500转台控制的M2天线也是Gamalink下行信道的主无线电。该无线电连接到由Yaesu G-5500转台控制的M2天线（这是与甚高频类似的设置但为独立系统）。无线电和天线通过Linux中运行的COSMOS操作。

　　Gamalink地面站无线电用于S波段上行/下行信道。该无线天线。无线电和天线通过Gamalink地面软件和Linux中运行的COSMOS操作。

　　从NanoRacks部署器弹出时，分离开关释放。这些开关将使航天器能够上电和启动。该过程约需60秒。姿态确定与控制系统进程初始化，如果有足够功率，则开始消旋机动，随后是天底指向机动。如果电池处于低功率模式，姿态确定与控制系统将航天器指向太阳以最大化太阳照射。航天器保持低功率模式直到电池充满。电池充满后，姿态确定与控制系统重新激活，磁力计吊杆展开，双工无线电上电以启用航天器检查程序。软件随后运行一系列系统检查以验证航空电子系统的健康状态。健康和内务数据通过双工无线分钟后，航天器远离国际空间站以避免干扰，单工无线分钟传输基本健康数据和状态。基本数据包括：模式、电池状态、计算机状态、载荷状态和温度。

　　航天器健康和自动功能检查满意后，超高频/甚高频天线展开，我们可以进行地面站遥测检查。遥测通过超高频无线电下行传输至地面站，指令通过甚高频无线电上行传输至航天器。数据包验证后，航天器可开始使用S波段无线电进行科学模式操作。

　　标称模式下，S波段天线指向天底，而两个全球定位系统天线、星跟踪器和太阳跟踪器朝向天顶。科学模式下，航天器从四个不同方向收集中子：速度方向、尾流方向、天底方向和天顶方向。载荷在轨道高纬度部分每轨道开启7.5分钟。

　　1. CSLI发射变更。项目期间，运载火箭从极地轨道变更为Antares运载火箭用于国际空间站补给任务。这给航天器系统和传感器配置带来一些问题，但更关键的是所选电池的要求。夏威夷太空飞行实验室团队必须根据NanoRacks标准对电池进行国际空间站发射鉴定。这需要额外的测试和准备工作，而这些并未在计划中安排。

　　2. 测试、测试、测试——尽早。CubeSat以开发周期短著称，需要为集成和测试分配足够时间。理想情况下，团队应在交付前至少6个月将所有硬件到位。众所周知，硬件在交付前需要测试、测试、测试。问题应充分记录以便供应商，以促进更高效的响应。电子邮件可能不够充分，因此共享电子表格问题跟踪器有助于记录关于设备的所有活动和问题。3. 商用现货修改。CubeSat中使用的许多组件是商用现货，不一定为太空就绪。这些部件需要修改以适应体积（例如移除连接器），进行保形涂层以防止放气或允许部件电弧放电。团队中需要关键技能来修改商用现货硬件以用于飞行而不损坏部件。例如：移除连接器并将线束直接焊接到电路板可能耗时，应尽可能在等效硬件上测试后再修改飞行硬件。

　　4. 尽早开始联邦通信委员会/国家海洋和大气管理局许可。这也是众所周知的概念，但尽早开始政府申请有利于团队和所有相关方。尽快与CSLI或小卫星行业其他权威机构协调确定频率。了解法规现状，与发射提供商（例如NanoRacks）沟通，并尽早申请许可。尽早开始专业人员合同。不要错过表格提交截止日期。

　　Neutron-1任务是一项技术验证任务，使用夏威夷太空飞行实验室开发的3U CubeSat测量近地轨道低能中子通量。中子探测器收集的数据将有助于通过绘制近地轨道中子丰度图，理解地球与太阳之间的复杂关系。这将评估用于空间天气特征描述和辐射安全应用。CubeSat携带正在验证的新技术，如COSMOS飞行软件和夏威夷太空飞行实验室星载计算机。CubeSat将于2019年秋季通过ELaNa 25作为国际空间站补给任务NG-12的一部分发射，预计于2020年初部署入轨。

　　这项夏威夷太空飞行实验室任务包括各级学生（包括高中生）、资深科学家和工程师，延续了为下一代航天工程师和科学家提供培训的传统，并将继续在所有运营阶段直至退役期间这样做。