RazakSat

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к: навигация, поиск
RazakSat
RazakSat (MACSat)
RazakSat.gif
Заказчик

Малайзия Национальное космическое агентство Малайзии (ANGKASA)

Производитель

Республика Корея Satrec Initiative, МалайзияATSB

Оператор

Малайзия

Задачи

Дистанционное зондирование Земли

Спутник

Земля

Запуск

14 июля 2009 18:46 UTC

Ракета-носитель

Falcon 1

Стартовая площадка

Соединённые Штаты Америки Маршалловы Острова Испытательный полигон Рейгана, атолл Кваджелейн

Длительность полёта

5 лет, 10 месяцев, 14 дней

NSSDC ID

2009-037A

SCN

35578

Технические характеристики
Платформа

SI-200

Масса

180 кг

Мощность

330 Вт

Источники питания

3 СБ + NiCd

Срок активного существования

3 лет

Элементы орбиты
Тип орбиты

экваториальная

Наклонение

8,987°

Высота орбиты

661,6 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 вики-текст]

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 вики-текст]

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 вики-текст]

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 вики-текст]

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 вики-текст]

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 вики-текст]

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 вики-текст]

Источники[править | править вики-текст]

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