AlmaSAT-1

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к: навигация, поиск
ALMASat-1
Alma-mater Satellite
Заказчик

Италия Болонский университет

Задачи

Технологический спутник[1]

Спутник

Земли

Запуск

13 февраля 2012[2]

Ракета-носитель

Вега

Стартовая площадка

Европа Куру

Длительность полёта

25 лет

NSSDC ID

2012-006B

SCN

38078

Технические характеристики
Масса

12,5 кг

Размеры

CubeSat, 30*30*30 см

Диаметр

52 см (диагональ)

Источники питания

солнечная батарея, литий-ионный аккумулятор

Срок активного существования

25 лет

Элементы орбиты
Тип орбиты

низкая околоземная орбита

Наклонение

71o

Период обращения

103 минуты

Апоцентр

1450 км

Перицентр

354 км

Витков за день

14

AlmaSAT-1 (сокр. англ. Alma-Mater Satellite — Альма-Матер спутник) — итальянский ИСЗ для исследования некоторых технологий, разработанных Болонским университетом, в частности, 3-осное точечное наведение и модульная структура спутника. Спутник представляет собой 12,5 кг куб с ребром 30 см и диагональю 52 см. Спутник сконструирован по модульной технологии, которая в дальнейшем может использоваться для демонстрации различных технологий и миссий, связанных с исследованием Земли. Спутник был выведен ракетой-носителем Вега на полярную орбиту с перицентром 350 км, с которой будет снижаться, работая, в течение 25 лет[3].

История создания[править | править вики-текст]

В последние годы деятельность космических исследований характеризуется большим количеством университетов малых спутников, которые были созданы и выведены. С одной стороны, это позволяет непосредственное участие студентов в реальных космических проектах, с другой стороны, так как эти проекты характеризуются коротким временем развития, предоставляет учёным возможность часто совершать новые эксперименты по очень низкой цене. Разработка спутника началась в 2003 году на 2-м инженерном факультете Болонского университета. Спутник финансируется Итальянским министерством научных исследований (MIUR). А наземные станции, которые будут принимать сигнал со спутника, были смонтированы в лабораториях университета ещё в начале разработки проекта — в сентябре 2003 года. Запуск спутника должен был состояться в ноябре 2005 года с помощью РН Днепр, однако впоследствии был перенес для программы «Вега»[4].

Конструкция[править | править вики-текст]

Спутник представляет собой 12,5 кг куб с ребром 30 см и диагональю 52 см. Внутри куб разбит на шесть модульных секций, изготовленных из высококачественного аэрокосмического алюминия, усиленного 8 пластинами из нержавеющей стали. В основе корпуса лежат 4 солнечные батареи, закрепленные на алюминиевом основании. Такая конструкция была выбрана для того, чтобы обеспечить разделенные по модулям компоненты спутника энергией, потребляющие разные объёмы энергии и занимающие разный объём, с помощью укороченной многофункциональной шины[5]. На этапе проектирования спутника верхняя крышка была перепроектирована на другой материал углеводородное волокно. Это позволило снизить массу спутника.

Бортовое оборудование[править | править вики-текст]

ADCS[править | править вики-текст]

ADCS ( (англ.) Attitude Determination and Control Subsystem) — Подсистема контроля и определения ориентации. ADCS представляет собой указывающий на надир трёхосный стабилизатор, необходимый для удовлетворения потребностей системы дистанционного зондирования земли, которая будет устанавливаться в будущем. Кроме того, установлены два трёхосных цифровых магнитометра, один из которых изготовлен компанией Honeywell, а другой организацией прикладной физики. Четыре экспериментальных датчика солнца, на основе PSD (позиционно-чувствительный детектор)-технологии, завершают набор аппаратного обеспечение системы ориентации. Сама система изготовлена на базе микроконтроллеров ATMEL ATMega162. Каждый датчик использует пару контактных подушек типа Hamamatsu 2D (улучшенного пятистороннего типа) PSD. Он имеет 4 электрода, расположенных по углам квадрата поверхности и характеризуется небольшим напряжением для улучшения энергоэффективности, быстрой реакцией и низким уровнем искажений. Для получения и обработки сигналов PSD была разработана электронная архитектура, основанная на 8-битном микроконтроллере, который получает данные по всей PSD-матрице. Кондиционирование устройств, по одному для каждой матрицы, располагается как можно ближе к детектору, чтобы избежать электромагнитных помех в слабом PSD сигнале, в то время как обычно 12-битный аналогово-цифровой преобразователь устанавливается на плате датчика. Микроконтроллер имеет также внутренний контроллер, который используется для подключения каждого солнечного датчика на общую шину ALMASat-1. Оптическая часть состоит из широкоугольной (130 ° FOV) CCTV (Closed Circuit Television) линзы, изготовленной из 6 стекол, установленнойв закрытом металлическом фрейме. Вся система солнечного датчика содержится в небольшой сфере из алюминиевого сплава и крепится к верхней части спутника. Точность наведения <0,15 º была проверена рядом калибровочных испытаний. Кроме того, солнечный датчик также успешно завершил первый летные испытания квалификации ЕКА. Для точного наведения используется привод, осуществляемый от 3 ортогональных магнитных катушек, кроме которых присутствует микродвигатель с загруженным рабочим телом, обеспечивающий функции управления и малые орбитальные маневры.

EPS[править | править вики-текст]

EPS ( (англ.) Electric Power Subsystem) — Подсистема электропитания. ALMASat-1 имеет аккумулятор, состоящий из 12 литий-ионных аккумуляторов (каждый ёмкостью 2 Ач), связанный в три параллельных ряда из четырёх клеток. Питание подаётся на спутник через две независимых регулируемых шины, 12 В и 5 В, соответственно.

Микродвигатель[править | править вики-текст]

Представляет собой двигатель на основе холодного газа, целью эксплуатации которого станет — стабилизация и направление ориентации спутника, а также коррекция его орбиты с целью увеличения продолжительности функционирования. Ориентировочная продолжительность работы — 25 лет до выработки рабочего тела. Состоит из баллона с азотом под высоким давлением, оборудованном центральным клапаном во избежание утечки газа, регулятора давления, четырнадцать микроклапанов для выхода газа, двенадцати микродвигателей соединённых в 4 группы попарно 3-двигателя и 3-микроклапана и двух датчиков контроля давления. Микродвигатели оснащены соплом Лаваля, ускоряющими истекающий из баллона газ, со следующими параметрами — входное отверстие — 36 мкм, выходное отверстие — 136 мкм, сверхзвуковой угол расширения — 20°, расход рабочего тела — 1,2 мг/с, высота сопла — 31 мкм, скорость истечения — 2,6 М, соотношение диаметров — 4,7. Разработан Болонским университетом в сотрудничестве с Болонским институтом микроэлектроники. Двигатель обеспечивает тягу 0,75 мН при давлении 0,6 МПа, удельный импульс составляет 65 с. Сопло было создано с использованием программной модели трения сжимаемого потока газа с оптимизированным удельным импульсом. Двенадцать микродвигателей обеспечивают перемещение спутника по всем трём осям вокруг центра масс. Контролируются реле с использованием нелинейной обратной связи с ADCS. PCB ( (англ.) Printed Circuit Board) используется для управления MPS. Три функции^

  • Контроль открытия-закрытия клапанов;
  • Осуществление контроля алгоритмов, оптимизированных для миссии и для учёта данных, полученных от других подсистем космического аппарата;
  • Чтобы убедиться в правильной работе всех частей двигателя с помощью системы обнаружения и устранения (по возможности) от возможных сбоев, которые могут возникнуть в ходе миссии.

Бак содержит 20 грамм молекулярного азота при объёме 360 см3. Общий вес двигателя не превышает 1,5 кг. Потребляемая мощность одного цикла открытия-закрытия клапанов составляет 1,5 Вт.

Радиооборудование[править | править вики-текст]

Радиооборудование спутника использует стандарт передачи данных AMSAT в УКВ-диапазоне со скоростью приёма/передачи данных 1 200 байт/с. Кроме того, передача данных осуществляется в S-диапазоне со скоростью 38,4 кбит/с с помощью технологии DDM ( (англ.) Direct Digital Modulation). Бортовая антенна состоит из:

  • 4 модулей передачи данных УКВ диапазона;
  • 1 модуля приёма данных УКВ диапазона;
  • Четырёхгранной спиральной антенны S-диапазона для передачи данных.

Наземная станция связи со спутником установлена в Форли в сентябре 2003 года.

Запуск[править | править вики-текст]

Запуск был осуществлен носителем «Вега» с космодрома Куру 13 февраля 2012 года в качестве вторичной нагрузки. Данные орбиты: Полярная орбита высотой 354 км х 1450 км, наклонение = 71 °, период обращения = 103 минут (14 оборотов / сутки). Около 75 % орбиты в солнечном свете. «ALMASat-1» требовалось предоставить свою собственную систему вывода и отделения для ракеты-носителя Vega. Система в своей окончательной конфигурации она основана на типичном 2-зажимном метод разделения, часто используется для микроспутников и наноспутников. Адаптер состоит из двух мобильных колодок, сдерживающих два противоположных угла спутниковой тарелки снизу и большой цилиндр поддержки спутника и выступает в качестве интерфейса с ракетой-носителем. Производство и проверка системы питания и разделения были успешно завершены в начале мая 2009 года. Общая масса космического аппарата с системой питания и разделения составила 20,5 кг[6].

Примечания[править | править вики-текст]

  1. Страница миссии на сайте ЕКА. ЕКА. Архивировано 11 сентября 2012 года. (англ.)
  2. РН ВЕГА. ЕКА. Архивировано 1 мая 2012 года. (Проверено 9 февраля 2012)
  3. Страница миссии на сайте ЕКА. ЕКА. Архивировано 11 сентября 2012 года. (англ.) (Проверено 9 февраля 2012)
  4. Страница спутника на сайте Skyrocket.de. Gunter Dirk Krebs. (англ.)
  5. Информация с официального сайта. Болонский университет. Архивировано 11 сентября 2012 года. (англ.) (Проверено 9 февраля 2012)
  6. Информация с портала земных исследований  (недоступная ссылка — история). eoPortal. (англ.) (Проверено 9 февраля 2012)