RazakSat
| RazakSat | |
|---|---|
 | |
| Основні параметри | |
| Повна назва | RazakSat (MACSat) |
| Організація |
 Національне космічне агентство Малайзії (ANGKASA) |
| Виготівник |
 Satrec Initiative, ATSB |
| Оператор |
|
| Дата запуску | 14 липня 2009 18:46 UTC |
| Ракета-носій | Falcon 1 |
| Космодром |
 США  Випробувальний полігон імені Рейгана, атолл Кваджалейн |
| Тривалість польоту | 14 років, 8 місяців, 28 днів |
| Технічні параметри | |
| Маса | 180 кг |
| Потужність | 330 Вт |
| Джерела живлення | 3 СБ + NiCd |
| Платформа | SI-200 |
| Час активного існування | 3 роки |
| Орбітальні дані | |
| Тип орбіти | екваторіальна |
| Нахил орбіти | 8,987° |
| Висота орбіти | 661,6 км (перигей); 687,0 км (апогей) |
RazakSAT (MACSat) — малайзійський малий космічний апарат (КА) дистанційного зондування Землі (ДЗЗ). Розроблено спільно південнокорейською компанією Satrec Initiative Со. Ltd. і малайзійською корпорацією Astronautic Technology Sdn Bhd (ATSB) на замовлення Національного космічного агентства Малайзії ANGKASA (Agensi Angkasa Negara).
Запущений 14 липня 2009 року з випробувального полігону Рейгана (острів Омелек), розташованого на атолі Кваджелейн (Маршаллові острови) за допомогою ракети-носія Фелкон-1. Це був п'ятий запуск даної РН, перший і єдиний супутник, успішно виведений Фелкон-1.
Конструкція та технічні характеристики[ред. | ред. код]
Апарат за формою нагадує шестигранну призму з діаметром основи і висотою 1,20 м. Корпус негерметичний, побудований зі сотопанелей.
Характеристики:
- Маса — 180 кг
- Діаметр основи — 1,2 м
- Висота — 1,2 м
- Вартість запуску — 8 млн дол.
- Вартість програми — 41 млн дол.
Устаткування[ред. | ред. код]
Цільове навантаження має масу 42 кг. Її пікова споживана потужність не більше 55 Вт.
Як корисне навантаження виступає оптико-електронна система, основу якої становить камера середньої апертури MAC (Medium-sized Aperture Camera) з об'єктивом діаметром 300 мм. Два асферичних дзеркала і дві коригувальні сферичні лінзи розташовані на одній осі. У центральній площині є п'ять ПЗС-лінійок: одна для отримання монохромного зображення (510—730 нм) і чотири для мультиспектральної зйомки у видимому і ближньому ІЧ-діапазоні (450—520, 520—600, 630—690 і 760—890 нм). Оптична система забезпечує просторову роздільну здатність до 2,5 м в монохромному режимі і 5,0 м в мультиспектральному при ширині смуги 20 км і точності просторової прив'язки знімків до 10 м.
Бортовий комплекс управління[ред. | ред. код]
Система управління побудована на двох комп'ютерах ERC-32, двох модулях запам'ятовуючого пристрою ємністю 32 Гб і одному модулі живлення. Крім того, до складу обладнання входять 90-канальна аналогова і 120-канальна цифрова телеметричні системи, магнітометр і GPS-приймач для синхронізації часової і просторової прив'язки даних.
Система електроживлення[ред. | ред. код]
Система[ru] складається з трьох сонячних батарей з фотоелементами на арсеніді галію і трьох нікель-кадмієвих акумуляторних батарей сумарною місткістю 18 А/год. Ними забезпечується потужність 330 Вт при середньому споживанні енергії всіма системами МКА менше 150 Вт.
Система орієнтації і стабілізації[ред. | ред. код]
Система орієнтації і стабілізації — тривісна, електромеханічна, з чотирма силовими маховиками — забезпечує точність наведення не гірше 0,21 ° (при відхиленні від надира на кут до 45 ° уздовж і поперек траси польоту), стабільність не гірше 0,016 ° / с і точність визначення поточної орієнтації до 10 ". Є два зіркових датчика[ru] і один сонячний.
Радіоустаткування[ред. | ред. код]
Прилад має антени Х- і S-діапазонів. Командно-телеметричні відомості передаються радіоканалом S-діапазону. Передача відомостей від цільового навантаження зі швидкістю 30 Мбіт/с виконується каналом Х-діапазону, забезпечуючи за типовий 500-секундний сеанс передачу 11,5 Гбіт даних зі смуги 20 км × 200 км.
Див. також[ред. | ред. код]
Джерела[ред. | ред. код]
- «СМИ о космосе» № 101, 2009 г.(рос.)
- «РКТ» № 34, 2009 г.(рос.)
- «Новости космонавтики» № 9, 2009 г.(рос.)