SloshSat-FLEVO

Наименование	Описание
1. Страна-разработчик МКА	Заказчики - NLR и ЕКА. В создании аппарата приняли участие нидерландские фирмы NLR (головной подрядчик) и Dutch Space (конструкция и система питания), бельгийские Verhaert (система отделения, наземное оборудование) и Newtec (радиосистема, наземное приемное оборудование), израильская Rafael (ДУ) и российское ГНПП «Квант» (солнечные батареи)
2. Назначение МКА	Изучение поведения жидкости в условиях невесомости в баках
4. Год запуска МКА	12.02.2005 г.
5. Срок активного существования МКА	14 суток
6. Баллистические характеристики МКА	Наклонение – 6,98º. Высота перигея – 249,9 км. Высота апогея – 35821 км
7. Средство выведения МКА	РН Ariane 5ECA (попутный запуск с КА связи XTAR-EUR)
8. Космодром запуска	Гвианский космодром
9. Масса МКА	129 кг
10. Габаритные размеры МКА	Выполнен в форме параллелепипеда размерами 0,9 м × 0,7 м × 1,0 м
11. Состав и особенности конструкции МКА	Основной элемент МКА – цилиндрический бак из стекловолокна со сферическими днищами объемом 87 л. В бак залито 33,5 л деионизированной воды, а оставшийся объем заполнен газообразным азотом. В баке имеется 270 датчиков положения жидкости, а в 17 точках измеряются скорости перемещения жидкости, давление и температура
12.2. Система электропитания	На пяти внешних гранях МКА смонтированы кремниевые СБ мощностью 35-55 Вт. В состав системы электропитания также входит одна никель-кадмиевая буферная батарея емкостью 4,4 А ч
12.4. Система обеспечения тепловых режимов	Система терморегулирования – полупассивная, включает многослойные термоизолирующие покрытия и несколько электрических термонагревателей
12.6. Радиосредства, антенно-фидерные устройства	Передатчик работает в S-диапазоне, средняя скорость передачи данных – 16,1 кбит/с
12.7. Двигательная установка	Двигательная установка МКА не предназначена для обеспечения точной ориентации, стабилизации МКА или изменения параметров его орбиты, а будет использоваться для имитации возмущающих воздействий на МКА – линейных и угловых ускорений – с целью привести в движение жидкость в экспериментальном баке. ДУ включает 12 газовых сопел тягой по 0,8 Н. Рабочее тело – 1,6 кг холодного газообразного азота – хранится в четырех стальных баллонах под давлением 470 атм. при 20°С
18. Источник информации	«Новости космонавтики» № 8, 2000 г. «Новости космонавтики» № 4, 2005 г.

1.141. SMART-1 (Small Mission for Advanced Research
and Technology)

Наименование	Описание
1. Страна-разработчик МКА	ESA. Разработчик и изготовитель – шведская космическая корпорация SSC (Swedish Space Corporation). В проекте принимают участие 11 компаний США и ESA
2. Назначение МКА	Демонстрационный технологический для отработки новейших технологий передовых систем на лунной полярной эллиптической орбите (облет Луны, испытание новой спутниковой платформы и электроракетного ионного двигателя, изучение минералогического состава Луны). В перечень отрабатываемых перспективных технологий SMART-1 также вошли: · литий-ионная модульная бортовая аккумуляторная батарея; · экспериментальная аппаратура КаТЕ (X/Ka-band Telemetry and Telecommand Experiment) высокоскоростной связи и управления в диапазонах X (7/8 ГГц) и Ка (32/34 ГГц); · бортовое программное обеспечение автономной навигации AN (On-Board Autonomous Navigation) для определения положения КА в космосе; · лазерная связь (Laser-Link Experiment)
4. Год запуска МКА	27.09.2003 г.
5. Срок активного существования МКА	6–30 месяцев
6. Баллистические характеристики МКА	Высокоэллиптическая лунная полярная орбита с параметрами 300 км х 10000 км
7. Средство выведения МКА	РН «Ариан-5» (попутный запуск совместно с коммерческим индийским КА связи Insat-3Е и КА связи e-Bird компании Eutelsat)
8. Космодром запуска	Куру (Французская Гвиана)
9. Масса МКА	350 кг
10. Габаритные размеры МКА	1,57 м × 1,15 м × 1,04 м
11. Состав и особенности конструкции МКА	МКА оборудуется автономной навигационной системой, передатчиком, работающим в диапазонах Х и Ка, лазерной системой передачи данных, основным солнечным электродвигателем
12. Служебный модуль МКА:	Силовой набор (42 кг) изготовлен из алюминиевых элементов и имеет в своем составе центральный опорный конус, четыре боковые панели и два днища, верхнее и нижнее
12.1. Бортовой комплекс управления	В системный модуль МКА входят бортовой компьютер (одночипный ERC-32 с тактовой частотой 20 МГц, восемью картами периферийных устройств и запоминающим устройством на 4 Гбит), модуль телеметрии и управления, две шины данных типа CAN-bus (системная и полезной нагрузки), блок пиросредств и четыре «удаленных терминала» для бортовых устройств, не имеющих интерфейса CAN-bus
12.2. Система электропитания	Электропитание осуществляется от ориентируемых солнечных батарей с фотоэлементами на арсениде галлия и фосфиде индия, а в тени - от аккумуляторной батареи (5 × 44 А ч). Бортовая шина питания использует напряжение 50±0,5 В. Мощность системы – 1900 Вт, в т. ч. для питания ЭРДУ – 1350 Вт. Размах СБ – 14 м
12.3. Система ориентации и стабилизации	Система стабилизации и ориентации трехосная, использует три солнечных и два звездных датчика, пять датчиков угловой скорости, четыре маховика и восемь микро-ЖРД на гидразине тягой по 1 Н. Она обеспечивает заданную ориентацию на лунной орбите осью Z в надир с погрешностью не более 0,5'
12.6. Радиосредства, антенно-фидерные устройства	В подсистеме связи используются два приемопередатчика диапазона S. Канал «Земля-борт» использует частоту 2058,15 МГц при пропускной способности 2 кбит/с. Канал «борт-Земля» имеет передатчик мощностью 5 Вт с частотой 2235,1 МГц и работает в одном из двух режимов: 2,06 или 66 кбит/с. Аппарат имеет два типа антенн: ненаправленные LGA и малонаправленные MGA
12.7. Двигательная установка	Основной солнечный (плазменный или ионный) электродвигатель РРS 1350-G. Максимальная тяга ЭРДУ – 73 мН. Удельный импульс ЭРДУ – 16400 м/с. Суммарное расчетное приращение скорости – 3000 м/с
13. Научная аппаратура МКА	Масса научной аппаратуры – 19–20 кг. Миниатюрная камера с высоким разрешением AMIE, работающая в 4 различных диапазонах спектра (разрешение 14 м с высоты 1000 км или 0,4 м с высоты 25 км). Спектрометр D-CIXS. Спектрометр SIR. Рентгеновский телескоп массой 5 кг. Аппаратура EPDP (Electric Propulsion Diagnostic Package – Блок диагностики электрореактивной ДУ). Аппаратура SPEDE (Spacecraft Potential, Electron & Dust Experiment – Эксперимент по изучению потенциала КА, электронов и пыли). Аппаратурой КаТЕ. Аппаратура эксперимента - RSIS (Radio Science Investigation with SMART-1)
14. Заправляемые компоненты топлива и сжатые газы	Ксенон (70–82 кг)
17. Стоимость реализации программы	70–110 млн. евро
18. Источник информации	«РКТ» № 30, 1998 г. «РКТ» № 24–25, 1999 г. «РКТ» № 51–52, 1999 г. «РКТ» № 17, 2000 г. «РКТ» № 52, 2000 г. «РКТ» № 21–22, 2001 г. «РКТ» № 40, 2001 г. «РКТ» № 34–35, 2002 г. «РКТ» № 8, 2003 г. «PKT»№ 41, 2003 г. «РКT» № 46, 2003 г. «PKT», № 48, 2003 г. «Аэронавтика и космос», № 32, 2003 г. «Новости космонавтики», № 11, 2003 г.

<53 54 555657 58 59 >

Дата добавления: 2015-06-10; просмотров: 541;