Гурвин-II ТекСат ( ивр. גורווין טכסאט 2 ‎, англ. Gurwin-II TechSat, TechSat-1b или Gurwin TechSat 2 ) — израильский микроспутник , созданный в Израильском технологическом институте , один из первых спутников , созданный силами студентов . Название по серии (англ.) ( — Gurwin-OSCAR 32 или GO 32 .

Запущен 11 июля 1998 года ракетой Зенит-2 с космодрома Байконур . Стабильная радиосвязь со спутником наладилась на следующем витке полёта после старта и была устойчивой в течение 12 лет .

Описание

Гурвин-II ТекСат относится к классу микроспутников , имея массу в 48 кг . Стоимость разработки, производства, тестирования, наземных средств управления, предзапускового/запускового обслуживания и 7 лет полётного сервиса составляла 5 млн долл. С 1993 года спутник создавали студенты факультета Аэронавтики при Израильском технологическом институте . Производство и наземные испытания заняли 30 месяцев, когда как общее время от идеи до воплощения заняло 7 лет. Начало разработок совпало с распадом СССР , вследствие чего много опытных инженеров и учёных, иммигрировавших из стран СНГ в Израиль , было вовлечено в команду разработчиков наряду со студентами Техниона . Микроспутник сочетал в себе компактность с высокой производительностью и гибкостью, характерными для крупногабаритных спутников . На примере миссии данного аппарата было продемонстрировано, что значительное уменьшение массы, габаритов и потребляемой энергии может быть достигнуто без какого-либо ухудшения базовых характеристик спутников, таких как время работы аппарата на орбите, эффективность энергопотребления, точность измерений и т.п.

Вследствие неудачного запуска было дано новое имя аппарату: Gurwin-II TechSat (TechSat 1b, OSCAR 32, GO 32, COSPAR 1998-043D) в честь спонсора (англ.) ( вместо TechSat 1 (OSCAR 29, GO 29, COSPAR 1995-F02) .

Запуск

Первая попытка запуска микроспутника была осуществлена в 9:00:00 UTC 28 марта 1995 года ракетой-носителем Старт со стартового комплекса Плесецк 158 , но запуск оказался неудачным и все спутники в качестве полезной нагрузки были уничтожены . Совместный запуск совершали мексиканский и российский микроспутники.

Вторая попытка запуска заново произведённого спутника произошла в 06:30 UTC 10 июля 1998 года ракетой-носителем Зенит-2 со стартовой площадки Байконур 45/1 совместно с пятью микроспутниками: российским Ресурс-О1 № 4 , таиландо-британским (нем.) ( , чилийско-британским (исп.) ( , немецко-бельгийским и австралийским . Запуск прошёл успешно .

Задачи

Целью запуска микроспутника были долгопериодические эксперименты и сравнение параметров оборудования с контрольными приборами на Земле .

На орбите

Сразу после запуска системы питания , ориентации , связи , терморегулирования и бортовой компьютер работали стабильно во всех возможных режимах работы. Не было отмечено существенных сбоев и неполадок как системы в целом, так и отдельных модулей .

Связь со спутником устанавливалась ежедневно утром и вечером — моменты наилучших условий для осуществления радиоканала .

В течение полёта была отмечена деградация орбиты по высоте: −0,5 км/год из-за влияния атмосферы и по наклонению : −0,04 °/год в результате влияния гравитации Солнца и Луны . В конечном итоге, деградация высоты орбиты составила ≈4 км и наклонения в ≈0,3° .

Трёхосная система ориентации была основана на гироскопах, позволяющих стабилизировать аппарат с точностью 2—2,5° относительно надирной оси .

Система питания состояла из солнечных батарей , изготовленных в России и были предметом исследования деградации материала на орбите в долгом периоде. Такая же технология изготовления солнечных панелей была использования при постройке систем питания Международной космической станции . Наблюдение за состоянием солнечных панелей дало возможность оценить степень деградации выработки электроэнергии, которая составила не более 2 % в год (примерно 1 Ватт энергии) и к концу 6-го года полёта солнечные батареи вырабатывали 87 % от начального количества вырабатываемой энергии сразу после запуска. Напряжение бортового питания составляло 14,0 ± 0,6 Вольт .

Система терморегулирования поддерживала внутреннюю температуру аппарата в диапазоне -20...+10 °C, а температуру солнечных панелей в диапазоне -35...+30 °C. Отклонения температуры полностью совпадали с сезонным изменением потока солнечной энергии . Результаты наблюдения показали минимальную термическую деградацию в течение всего времени наблюдений .

Система связи аппарата была основана на четырёх радиоканалах диапазона дециметровых волн : 3 VHF (145 МГц , длина волны 2 м ) и UHF (435 МГц , длина волны 70 см ) мощностью передатчика 1 или 3 Ватта и эффективностью передачи 40 % и 50 % соответственно, а также тремя каналами L-диапазона (1270 МГц , длина волны 23 см ). Передача данных осуществлялась на скоростях 1200 бод при помощи BPSK модуляции на передачу и частотной модуляции на приём и 9600 бод при помощи только частотной модуляции на приём и передачу. Канал приёма L-диапазона обеспечивал чувствительность −116 ДБм на скорости 1200 бод и −112 ДБм на скорости 9600 бод , канал на дециметровых волнах — −117 ДБм и −115 ДБм на скоростях 1200 бод и 9600 бод соответственно .

Стабильная радиосвязь со спутником наладилась на следующем витке полёта после старта и была устойчивой в течение 12 лет .

Оборудование

Микроспутник был задуман как многозадачный аппарат для космических исследований, который нёс на борту шесть различных исследовательских приборов:

• ERIP ( англ. E arth R emote Sensing I maging P ackage ) — панхроматическая CCD камера дистанционного зондирования Земли с полосой захвата 25 км на 31 км и разрешением 52 м/пикс на 60 м/пикс соответственно . Использовалась также для оценки точности стабилизации спутника. Камера перестала работать стабильно после переэкспонирования , но камеру периодически продолжали использовать для кратковременных замеров .

• OM-2 ( англ. O zone M eter 2 ) — измеритель состояния озонового слоя Земли , основанный на измерении отражённого от атмосферы ультрафиолетового излучения , испускаемого Солнцем , на основе чего можно было судить о концентрации озона . Проработал 10 месяцев до поломки . Сравнение результатов с приборами других космических аппаратов показало, что ошибка в определении концентрации озона составляла 11 % .

• SLRRE ( англ. S atellite L aser R anging R etror e flector ) — экспериментальный лазерный отражатель, предназначенный для точного определения месторасположения спутника на орбите. После запуска было произведено множество замеров положения аппарата с разных станция слежения, расположенных по всем миру. Обработка данных прибора была возложена на российский ЦУП , точность измерения составила 10—20 м . С помощью лазерного отражателя было измерена относительная скорость после отсоединения от последней ступени ракеты-носителя , которая составила 0,319 м/с . Использовался только в начальной стадии работы спутника .

• SOREQ (от ивр. סורק ‎ — сканер) — детектор протонов и тяжёлых частиц , прибор, который был постоянно задействован для регистрации частиц, исходящих с поверхности Земли. Было выявлено значительное количество частиц в регионе Южно-атлантической аномалии .

• SUPEX — эксперимент по измерению параметров высокотемпературных суперпроводников в условиях охлаждения в космическом пространстве. Под наблюдением были критическая температура , сопротивление и сила тока в материале как функции времени. Измерения показали, что нет фундаментальных проблем по деградации тонких проб высокотемпературного суперпроводника из YBa ₂ Cu ₃ O ₇ ( T = 70 K ) в космическом пространстве . После двух лет успешной работы прибора, постепенно деградирующая система охлаждения (0,5 K /год ) стала неспособна сохранять температуру сверхпроводящего состояния образца материала и эксперимент был остановлен .

• X-ray detector — эксперимент по детектированию рентгеновского излучения . Заключался в тестировании детектора на основе CdZnTe (кадмий цинк теллур) , предназначенного для будущего рентгеновского телескопа , но неправильно выполненная предполётная калибровка не позволила использовать детектор для экспериментов и он был прекращён в 1999 году .

См. также

• Искра (космический аппарат)

Примечания

Комментарии

Источники

Литература

• Ф. Ортенберг. . — Хайфа, Израиль: Asher Space Research Institute (ASRI), Technion, 2009. — С. 57—63. — ISBN 987-965-555-457-1. от 5 ноября 2014 на Wayback Machine
• M. Guelman, F. Ortenberg, A. Shiryaev, R. Waler. : [ англ. ] // 1-2. — 2009. — Vol. 65 (July). — P. 157-164. — ISSN .
• Herbert J. Kramer. . — 4th ed.. — Berlin, Heidelberg, N. Y. : Springer-Verlag, 2002. — P. 1181-1184. — ISBN 3-540-42388-5 . <

Ссылки

• (англ.) . (англ.) ( , Технион . 4 ноября 2014 года.
• (англ.) . . Дата обращения: 16 февраля 2015. Архивировано из 14 марта 2015 года.
• (англ.) . . 11 января 2018 года.
• (ивр.) . (иврит) ( .
• (англ.) . .
• (англ.) . APRS .
• ( PDF ) (иврит) , מגזין הטכניון , Осень 2004, стр. 17
• ( PDF ) (иврит) , מגזין הטכניון , Осень 2010, стр. 32-34