RazakSat (RazakSat)

RazakSat
RazakSat
	RazakSat (MACSat)
Заказчик	Национальное космическое агентство Малайзии (ANGKASA)
Производитель	Satrec Initiative, ATSB
Оператор
Задачи	Дистанционное зондирование Земли
Спутник	Земля
Стартовая площадка	Испытательный полигон Рейгана, атолл Кваджелейн
Ракета-носитель	Falcon 1
Запуск	14 июля 2009 18:46 UTC
Длительность полёта	15 лет 5 месяцев 2 дня
COSPAR 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

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

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

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

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

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.

Радиосредства

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

Источники

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