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, 9 місяців, 27 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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

Джерела ред.

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