Gurwin II TechSat | |
---|---|
TechSat-1b | |
Client | Institutul de Cercetare Spațială Asher, Technion |
Producător | Industriile Aerospațiale din Israel |
Operator | Technion |
Satelit | Pământ |
platforma de lansare | Baikonur 45/1 |
vehicul de lansare | / Zenith-2 |
lansa | 10 iulie 1998 |
Durata zborului | 12 ani |
Numărul de ture | peste 47.000 |
ID COSPAR | 1998-043D |
SCN | 25397 |
Preț | 5 milioane de dolari |
Specificații | |
Greutate | 48 kg |
Dimensiuni | 50×50×50 cm |
Putere | 17 W |
Elemente orbitale | |
Tipul orbitei | orbita de referință joasă sincronă cu soarele |
Starea de spirit | 98,75° |
Perioada de circulatie | 101,3 min |
apocentrul | 817 km |
pericentru | 845 km |
Trecerea ecuatorului | 10:00 |
echipamentul țintă | |
ERIP | Cameră pancromatică cu teledetecție CCD |
OM-2 | Contor de sănătate a stratului de ozon |
SOREQ | Detector de protoni și particule grele |
SLRRE | Reflector laser experimental |
SUPEX | Experiment pentru a măsura parametrii HTSC |
detector de raze X | Experiment de detectare cu raze X |
Transpondere |
3x VHF _ 3× L 1 x UHF |
Rezolutie spatiala | ERIP : 52×60 m |
banda de captare | ERIP : 25×31 km |
Viteza de transmisie | 1200 și 9600 baud |
asri.technion.ac.il/tech… |
Gurwin- II TechSat ( ebraică גורווין טכסאט 2 , Eng. Gurwin-II TechSat, TechSat-1b sau Gurwin TechSat 2 ) este un microsatelit israelian creat la Institutul de Tehnologie din Israel , unul dintre primii sateliți creați de studenți [1] . Numele după o serie de sateliți de radio amatori în orbită- Gurwin-OSCAR 32 sau GO 32 .
Lansată la 11 iulie 1998 de o rachetă Zenit-2 de la Cosmodromul Baikonur . Comunicarea radio stabilă cu satelitul a fost stabilită la următorul zbor după lansare și a fost stabilă timp de 12 ani .
Gurvin-II TekSat aparține clasei microsateliților , având o masă de 48 kg . Costul dezvoltării, producției, testării, controalelor la sol, întreținerii pre-lansare/lansare și 7 ani de serviciu de zbor a fost de 5 milioane USD Din 1993 [2] , satelitul a fost creat de studenții Facultății de Aeronautică de la Institutul Israel. de Tehnologie . Producția și testarea la sol a durat 30 de luni, în timp ce timpul total de la idee până la implementare a durat 7 ani. Începutul dezvoltării a coincis cu prăbușirea URSS , în urma căreia mulți ingineri și oameni de știință experimentați care au imigrat din țările CSI în Israel au fost implicați în echipa de dezvoltare împreună cu studenții Technion . Microsatelitul a combinat compactitatea cu performanța ridicată și flexibilitatea sateliților mari . Folosind misiunea acestui vehicul ca exemplu, s-a demonstrat că o reducere semnificativă a masei, dimensiunilor și consumului de energie poate fi realizată fără nicio deteriorare a caracteristicilor de bază ale sateliților, cum ar fi timpul de funcționare al vehiculului pe orbită, energia eficienta consumului, precizia masurarii etc. [3]
Din cauza unei lansări nereușite, dispozitivului a fost dat un nou nume: Gurwin-II TechSat (TechSat 1b, OSCAR 32, GO 32, COSPAR 1998-043D) în onoarea sponsorului D. Gurwinîn loc de TechSat 1 (OSCAR 29, GO 29, COSPAR 1995-F02) [4] .
Prima încercare de a lansa un microsatelit a fost făcută la 9:00:00 UTC pe 28 martie 1995 de către vehiculul de lansare Start din complexul de lansare Plesetsk 158 , dar lansarea a eșuat și toți sateliții au fost distruși ca încărcături utile [5] [6 ] [7] . O lansare comună a fost făcută de microsateliții mexicani Unamsat-1 [8] și rusi ESA [explicația 1] [9] [10] .
A doua încercare de lansare a unui satelit nou fabricat [11] a avut loc la 06:30 UTC pe 10 iulie 1998 de către un vehicul de lansare Zenit-2 de pe rampa de lansare Baikonur 45/1 , împreună cu cinci microsateliți: Russian Resurs-O1 No. 4 [12] , TMSat thailandez-britanic 1[13] [14] [15] de către FASat-Bravo chiliano- britanic[16] [17] [18] , germano-belgian Safir 2 [19] [20] și australian WESTPAC 1 [21] [22] . Lansarea a avut succes [23] .
Scopul lansării microsatelitului a fost experimentele pe termen lung și compararea parametrilor echipamentelor cu dispozitivele de control de pe Pământ [3] .
Imediat după lansarea sistemului de alimentare cu energie , orientarea , comunicarea , controlul termic și computerul de bord au funcționat stabil în toate modurile de funcționare posibile. Nu au existat defecțiuni semnificative și defecțiuni atât ale sistemului ca întreg, cât și ale modulelor individuale [24] .
Comunicarea cu satelitul a fost stabilită zilnic dimineața și seara - momentele cele mai bune condiții pentru implementarea canalului radio .
În timpul zborului, s-a observat degradarea orbitei în altitudine: -0,5 km/an datorită influenței atmosferei și în înclinație : -0,04 °/an ca urmare a influenței gravitației Soarelui și Lunii . În cele din urmă, degradarea înălțimii orbitei a fost ≈ 4 km , iar înclinația a fost ≈0,3° [24] .
Sistemul de orientare triaxială a fost bazat pe giroscoape, ceea ce a făcut posibilă stabilizarea vehiculului cu o precizie de 2–2,5° față de axa nadir [25] .
Sistemul de alimentare a constat din rețele solare fabricate în Rusia [26] și au făcut obiectul unui studiu al degradării materialelor pe orbită pe o perioadă lungă de timp. Aceeași tehnologie pentru fabricarea panourilor solare a fost folosită și în construcția sistemelor de alimentare pentru Stația Spațială Internațională . Observarea stării panourilor solare a făcut posibilă evaluarea gradului de degradare a producției de energie electrică, care nu a depășit 2% pe an (aproximativ 1 Watt de energie) și până la sfârșitul celui de-al 6-lea an de zbor, bateriile solare a produs 87% din cantitatea inițială de energie generată imediat după lansare. Tensiunea de alimentare de la bord a fost de 14,0 ± 0,6 Volți [27] .
Sistemul de control termic a menținut temperatura internă a aparatului în intervalul -20...+10 °C, iar temperatura panourilor solare în intervalul -35...+30 °C. Fluctuațiile de temperatură au coincis pe deplin cu schimbarea sezonieră a fluxului de energie solară . Rezultatele observației au arătat o degradare termică minimă pe parcursul întregului timp de observare [28] .
Sistemul de comunicaţie al aparatului se baza pe patru canale radio din banda de unde decimetrice : 3 VHF ( 145 MHz , lungime de undă 2 m ) şi UHF ( 435 MHz , lungime de undă 70 cm ) cu o putere de emiţător de 1 sau 3 waţi şi o transmisie . eficiență de 40%, respectiv 50%, precum și trei canale în bandă L ( 1270 MHz , lungime de undă 23 cm ). Transmisia de date a fost efectuată la viteze de 1200 baud folosind modulația BPSK pentru transmisie și modulația de frecvență pentru recepție și 9600 baud folosind doar modulația de frecvență pentru recepție și transmisie. Canalul de recepție în banda L a furnizat o sensibilitate de -116 dBm la 1200 baud și -112 dBm la 9600 baud , canalul pe unde decimetrice - -117 dBm și -115 dBm la 1200 baud și respectiv 9600 baud [29] .
Comunicarea radio stabilă cu satelitul a fost stabilită la următorul zbor după lansare și a fost stabilă timp de 12 ani [30] .
Microsatelitul a fost conceput ca o navă spațială multitasking care transporta șase instrumente de cercetare diferite la bord:
Programul spațial israelian | |
---|---|
sateliți de recunoaștere | |
Sateliți cu teledetecție | |
Sateliți de comunicații | |
Sateliți de cercetare |
|
Sateliți în curs de dezvoltare |
|
Lansați vehicule |
|
Explorarea lunii | |
Observatoare astronomice |
|
porturi spațiale | |
astronautii | Ilan Ramon |
Agenția Spațială Israeliană |