RazakSat

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
(перенаправлено с «RazakSAT»)
Перейти к: навигация, поиск
RazakSat
RazakSat (MACSat)
RazakSat.gif
ЗаказчикМалайзия Национальное космическое агентство Малайзии (ANGKASA)
ПроизводительРеспублика Корея Satrec Initiative, МалайзияATSB
ОператорМалайзия
ЗадачиДистанционное зондирование Земли
СпутникЗемля
Запуск14 июля 2009 18:46 UTC
Ракета-носительFalcon 1
Стартовая площадкаСоединённые Штаты Америки Маршалловы Острова Испытательный полигон Рейгана, атолл Кваджелейн
Длительность полёта8 лет, 10 месяцев, 8 дней
NSSDC ID2009-037A
SCN35578
Технические характеристики
ПлатформаSI-200
Масса180 кг
Мощность330 Вт
Источники питания3 СБ + NiCd
Срок активного существования3 лет
Элементы орбиты
Тип орбитыэкваториальная
Наклонение8,987°
Высота орбиты661,6 км (перигей); 687,0 км (апогей)

RazakSAT (MACSat) — малайзийский малый космический аппарат (КА) дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ). Разработан совместно южнокорейской компанией Satrec Initiative Со. Ltd. и малайзийской корпорацией Astronautic Technology Sdn Bhd (ATSB) по заказу Национального космического агентства Малайзии ANGKASA (Agensi Angkasa Negara).

Запущен 14 июля 2009 с испытательного полигона Рейгана (остров Омелек), расположенного на атолле Кваджелейн (Маршалловы острова) с помощью ракета-носителя Фалькон-1. Это был пятый запуск данной РН, первый и единственный спутник, успешно выведенный Фалькон-1.

Конструкция и характеристики[править | править код]

КА по форме представляет собой шестигранную призму с диаметром основания и высотой равным 1,20 м. Корпус негерметичный, построен из сотопанелей.

Характеристики:

  • Масса — 180 кг
  • Диаметр основания — 1,2 м
  • Высота — 1,2 м
  • Стоимость запуска — 8 млн долл.
  • Стоимость программы — 41 млн долл.

Оборудование[править | править код]

Целевая нагрузка имеет массу 42 кг. Её пиковая потребляемая мощность не более 55 Вт.

В качестве полезной нагрузки выступает оптико-электронная система, основу которой составляет камера средней апертуры MAC (Medium-sized Aperture Camera) с объ-ективом диаметром 300 мм. Два асферических зеркала и две корректирующие сферические линзы расположены на одной оси. В центральной плоскости имеется пять ПЗС-линеек: одна для получения монохромного изображения (510—730 нм) и четыре для мультиспектральной съемки в видимом и ближнем ИК-диапазоне (450—520, 520—600, 630—690 и 760—890 нм). Оптическая система обеспечивает пространственное разрешение до 2,5 м в монохромном режиме и 5,0 м в мультиспектральном при ширине полосы 20 км и точности пространственной привязки снимков до 10 м.

Бортовой комплекс управления[править | править код]

Система управления построена на двух компьютерах ERC-32, двух модулях запоминающего устройства емкостью 32 Гбит и одном модуле питания. Кроме того, в состав оборудования входят 90-канальная аналоговая и 120-канальная и цифровая телеметрические системы, магнитометр и GPS-приемник для синхронизации, временной и пространственной привязки данных

Система электропитания[править | править код]

Система состоит из трех панелей солнечных батарей с фотоэлементами на арсениде галлия и трех никель-кадмиевых аккумуляторных батарей суммарной емкостью 18 А·ч. Ими обеспечивается мощность 330 Вт при среднем потреблении энергии всеми системами МКА менее 150 Вт.

Система ориентации и стабилизации[править | править код]

Система ориентации и стабилизации — трехосная, электромеханическая, с четырьмя силовыми маховиками — обеспечивает точность наведения не хуже 0,21° (при отклонении от надира на угол до 45° вдоль и поперек трассы полета), стабильность не хуже 0,016°/с и точность определения текущей ориентации до 10". Имеется два звездных датчика и один солнечный.

Радиостредства[править | править код]

Аппарат имеет антенны Х- и S-диапазонов. Командно-телеметрическая информация передается по радиоканалу S-диапазона. Передача информации от целевой нагрузки со скоростью 30 Мбит/с выполняется по каналу Х-диапазона, обеспечивая за типовой 500-секундный сеанс передачу 11,5 Гбит данных с полосы 20 км × 200 км.

См. также[править | править код]

Источники[править | править код]

  • «СМИ о космосе» № 101, 2009 г.
  • «РКТ» № 34, 2009 г.
  • «Новости космонавтики» № 9, 2009 г.