Эта статья входит в число добротных статей

Gurwin-II TechSat

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к навигации Перейти к поиску
Gurwin-II TechSat
TechSat-1b
Gurwin TechSat 2.jpg
Заказчик Израиль Asher Space Research Institute (англ.), Технион
Производитель Израиль Israel Aerospace Industries
Оператор Технион
Спутник Земли
Количество витков более 47 000
Запуск 10 июля 1998
Ракета-носитель Союз Советских Социалистических Республик/УкраинаЗенит-2
Стартовая площадка Казахстан Байконур 45/1
Длительность полёта 12 лет
NSSDC ID 1998-043D
SCN 25397
Стоимость млн долл.
Технические характеристики
Масса 48 кг
Размеры 50×50×50 см
Мощность 17 Вт
Элементы орбиты
Тип орбиты солнечно-синхронная низкая опорная орбита
Наклонение 98,75°
Период обращения 101,3 мин
Апоцентр 817 км
Перицентр 845 км
Пересечение экватора 10:00
Целевая аппаратура
ERIP Панхроматическая CCD камера дистанционного зондирования
OM-2 Измеритель состояния озонового слоя
SOREQ Детектор протонов и тяжёлых частиц
SLRRE Экспериментальный лазерный отражатель
SUPEX Эксперимент по измерению параметров ВТСП
X-ray detector Эксперимент по детектированию рентгеновского излучения
Транспондеры

3 × VHF

3 × L

1 × UHF
Пространственное разрешение ERIP: 52×60 м
Полоса захвата ERIP: 25×31 км
Скорость передачи 1200 и 9600 бод
Сайт проекта

Гурвин-II ТекСат (ивр.גורווין טכסאט 2‏‎, англ. Gurwin-II TechSat, TechSat-1b или Gurwin TechSat 2) — израильский микроспутник, созданный в Израильском технологическом институте, один из первых спутников, созданный силами студентов[1]. Название по серии орбитальных спутников радиолюбительской связи (англ.)Gurwin-OSCAR 32 или GO 32.

Запущен 11 июля 1998 года ракетой Зенит-2 с космодрома Байконур. Стабильная радиосвязь со спутником наладилась на следующем витке полёта после старта и была устойчивой в течение 12 лет.

Описание[править | править код]

Гурвин-II ТекСат относится к классу микроспутников, имея массу в 48 кг. Стоимость разработки, производства, тестирования, наземных средств управления, предзапускового/запускового обслуживания и 7 лет полётного сервиса составляла 5 млн долл. С 1993 года[2] спутник создавали студенты факультета Аэронавтики при Израильском технологическом институте. Производство и наземные испытания заняли 30 месяцев, когда как общее время от идеи до воплощения заняло 7 лет. Начало разработок совпало с распадом СССР, вследствие чего много опытных инженеров и учёных, иммигрировавших из стран СНГ в Израиль, было вовлечено в команду разработчиков наряду со студентами Техниона. Микроспутник сочетал в себе компактность с высокой производительностью и гибкостью, характерными для крупногабаритных спутников. На примере миссии данного аппарата было продемонстрировано, что значительное уменьшение массы, габаритов и потребляемой энергии может быть достигнуто без какого-либо ухудшения базовых характеристик спутников, таких как время работы аппарата на орбите, эффективность энергопотребления, точность измерений и т.п.[3]

Вследствие неудачного запуска было дано новое имя аппарату: Gurwin-II TechSat (TechSat 1b, OSCAR 32, GO 32, COSPAR 1998-043D) в честь спонсора Д. Гурвина (англ.) вместо TechSat 1 (OSCAR 29, GO 29, COSPAR 1995-F02)[4].

Запуск[править | править код]

Первая попытка запуска микроспутника была осуществлена в 9:00:00 UTC 28 марта 1995 года ракетой-носителем Старт со стартового комплекса Плесецк 158, но запуск оказался неудачным и все спутники в качестве полезной нагрузки были уничтожены[5][6][7]. Совместный запуск совершали мексиканский Unamsat-1[8] и российский ЕКА[пояснение 1][9][10] микроспутники.

Вторая попытка запуска заново произведённого спутника[11] произошла в 06:30 UTC 10 июля 1998 года ракетой-носителем Зенит-2 со стартовой площадки Байконур 45/1 совместно с пятью микроспутниками: российским Ресурс-О1 № 4[12], таиландо-британским TMSat 1 (нем.)[13][14][15], чилийско-британским FASat-Bravo (исп.)[16][17][18], немецко-бельгийским Safir 2[19][20] и австралийским WESTPAC 1[21][22]. Запуск прошёл успешно[23].

Задачи[править | править код]

Целью запуска микроспутника были долгопериодические эксперименты и сравнение параметров оборудования с контрольными приборами на Земле[3].

На орбите[править | править код]

Сразу после запуска системы питания, ориентации, связи, терморегулирования и бортовой компьютер работали стабильно во всех возможных режимах работы. Не было отмечено существенных сбоев и неполадок как системы в целом, так и отдельных модулей[24].

Связь со спутником устанавливалась ежедневно утром и вечером — моменты наилучших условий для осуществления радиоканала.

В течение полёта была отмечена деградация орбиты по высоте: -0,5 км/год из-за влияния атмосферы и по наклонению: -0,04 °/год в результате влияния гравитации Солнца и Луны. В конечном итоге, деградация высоты орбиты составила ≈4 км и наклонения в ≈0,3°[24].

Трёхосная система ориентации была основана на гироскопах, позволяющих стабилизировать аппарат с точностью 2—2,5° относительно надирной оси[25].

Система питания состояла из солнечных батарей, изготовленных в России[26] и были предметом исследования деградации материала на орбите в долгом периоде. Такая же технология изготовления солнечных панелей была использования при постройке систем питания Международной космической станции. Наблюдение за состоянием солнечных панелей дало возможность оценить степень деградации выработки электроэнергии, которая составила не более 2 % в год (примерно Ватт энергии) и к концу 6-го года полёта солнечные батареи вырабатывали 87 % от начального количества вырабатываемой энергии сразу после запуска. Напряжение бортового питания составляло 14,0 ± 0,6 Вольт[27].

Система терморегулирования поддерживала внутреннюю температуру аппарата в диапазоне -20...+10 °C, а температуру солнечных панелей в диапазоне -35...+30 °C. Отклонения температуры полностью совпадали с сезонным изменением потока солнечной энергии. Результаты наблюдения показали минимальную термическую деградацию в течение всего времени наблюдений[28].

Система связи аппарата была основана на четырёх радиоканалах диапазона дециметровых волн: VHF (145 МГц, длина волны 2 м) и UHF (435 МГц, длина волны 70 см) мощностью передатчика 1 или 3 Ватта и эффективностью передачи 40 % и 50 % соответственно, а также тремя каналами L-диапазона (1270 МГц, длина волны 23 см). Передача данных осуществлялась на скоростях 1200 бод при помощи BPSK модуляции на передачу и частотной модуляции на приём и 9600 бод при помощи только частотной модуляции на приём и передачу. Канал приёма L-диапазона обеспечивал чувствительность -116 ДБм на скорости 1200 бод и -112 ДБм на скорости 9600 бод, канал на дециметровых волнах-117 ДБм и -115 ДБм на скоростях 1200 бод и 9600 бод соответственно[29].

Стабильная радиосвязь со спутником наладилась на следующем витке полёта после старта и была устойчивой в течение 12 лет[30].

Оборудование[править | править код]

Модель спутника Gurwin-II TechSat

Микроспутник был задуман как многозадачный аппарат для космических исследований, который нёс на борту шесть различных исследовательских приборов:

  • SLRRE (англ. Satellite Laser Ranging Retroreflector) — экспериментальный лазерный отражатель, предназначенный для точного определения месторасположения спутника на орбите. После запуска было произведено множество замеров положения аппарата с разных станция слежения, расположенных по всем миру. Обработка данных прибора была возложена на российский ЦУП, точность измерения составила 10—20 м. С помощью лазерного отражателя было измерена относительная скорость после отсоединения от последней ступени ракеты-носителя, которая составила 0,319 м/с. Использовался только в начальной стадии работы спутника[32].
  • SUPEX — эксперимент по измерению параметров высокотемпературных суперпроводников в условиях охлаждения в космическом пространстве. Под наблюдением были критическая температура, сопротивление и сила тока в материале как функции времени. Измерения показали, что нет фундаментальных проблем по деградации тонких проб высокотемпературного суперпроводника из YBa2Cu3O7[31] (T = 70 K) в космическом пространстве. После двух лет успешной работы прибора, постепенно деградирующая система охлаждения (0,5 K/год) стала неспособна сохранять температуру сверхпроводящего состояния образца материала и эксперимент был остановлен[33][32].

См. также[править | править код]

Примечания[править | править код]

Комментарии
  1. Вторая версия спутника ЕКА, который был успешно запущен 25 марта 1993 года ракетой-носителем «Старт-1/ДС» с космодрома Плесецк.
Источники
  1. Acta Astronautica, Vol. 65, 2009, p. 163, Table 3.
  2. 1 2 TechSat/Gurwin-II (англ.). eoPortal Directory. Проверено 3 марта 2015.
  3. 1 2 TechSat-Gurwin Microsatellite (англ.). Asher Space Research Institute (англ.), Технион. Проверено 1 марта 2015. Архивировано 4 ноября 2014 года.
  4. ASRI Partners. Special Thanks to ASRI Friends (недоступная ссылка — история). Asher Space Research Institute (англ.), Технион. Проверено 2 марта 2015. Архивировано 2 апреля 2015 года.
  5. Хроника освоения космоса. 1995 год. Энциклопедия «Космонавтика» (13 декабря 2009). Проверено 16 февраля 2015.
  6. Ракета-носитель «Старт-1.2». История Российской Советской космонавтики (17 января 1998). Проверено 2 марта 2015.
  7. И. Сафронов, В. Кириллов. Золотая жила космонавтики. Телеспутник (5 мая 1999). Проверено 2 марта 2015.
  8. Unamsat 1. WEEBAU (28 июня 2012 года). Проверено 11 марта 2015.
  9. Хроника освоения космоса. 1993 год. Энциклопедия «Космонавтика» (13 декабря 2009). Проверено 11 марта 2015.
  10. NSSDC ID: 1993-014A (англ.). NSSDC Master Catalog. Проверено 11 марта 2015.
  11. Ортенберг, 2009, с. 60.
  12. Resurs-O1 N4 (11F697) (англ.). Gunter's Space Page. Проверено 21 февраля 2015.
  13. NSSDC ID: 1998-043E (англ.). NSSDC Master Catalog. Проверено 1 марта 2015.
  14. Thai-Microsatellite-OSCAR 31 (TMSAT-1) (англ.). AMSAT. Проверено 16 февраля 2015. Архивировано 22 октября 2011 года.
  15. TMSat 1 (Thai-Paht 1, TMSat-OSCAR 31, TO 31) (англ.). Gunter's Space Page. Проверено 21 февраля 2015.
  16. NSSDC ID: 1998-043B (англ.). NSSDC Master Catalog. Проверено 1 марта 2015.
  17. Segundo Ciclo. El FASat-Bravo: Una misión exitosa (исп.). ICARITO (23 августа 2010). Проверено 11 марта 2015.
  18. FASat Alfa, Bravo (англ.). Gunter's Space Page. Проверено 21 февраля 2015.
  19. NSSDC ID: 1998-043F (англ.). NSSDC Master Catalog. Проверено 16 февраля 2015.
  20. Safir 2 (англ.). Gunter's Space Page. Проверено 21 февраля 2015.
  21. NSSDC ID: 1998-043E (англ.). NSSDC Master Catalog. Проверено 16 февраля 2015.
  22. WESTPAC 1 (англ.). Gunter's Space Page. Проверено 21 февраля 2015.
  23. Хроника освоения космоса. 1998 год. Энциклопедия «Космонавтика» (13 декабря 2009). Проверено 16 февраля 2015.
  24. 1 2 TechSat-Gurwin In Orbit Test (англ.) (недоступная ссылка — история). Asher Space Research Institute (англ.), Технион. Проверено 16 февраля 2015. Архивировано 5 ноября 2014 года.
  25. Acta Astronautica, Vol. 65, 2009, p. 158.
  26. Ортенберг, 2009, с. 61.
  27. Acta Astronautica, Vol. 65, 2009, p. 159.
  28. Flight Tests Summary (англ.) (недоступная ссылка — история). Asher Space Research Institute (англ.), Технион. Проверено 1 марта 2015. Архивировано 2 апреля 2015 года.
  29. Amateur Radio Communication System (англ.) (недоступная ссылка — история). Asher Space Research Institute (англ.), Технион. Проверено 16 февраля 2015. Архивировано 5 ноября 2014 года.
  30. סיכום עדין // מגזין הטכניון. — 2010. — Октябрь. — P. 32-34. — ISSN 0793-8543.
  31. 1 2 3 4 Acta Astronautica, Vol. 65, 2009, p. 162.
  32. 1 2 3 4 5 6 TechSat Flight Experiments (англ.) (недоступная ссылка — история). Asher Space Research Institute (англ.), Технион. Проверено 25 февраля 2015. Архивировано 5 ноября 2014 года.
  33. 1 2 Acta Astronautica, Vol. 65, 2009, p. 160, Table 2.

Литература[править | править код]

Ссылки[править | править код]