/* Горизонт */

//-->

Блинов В.Н., Иванов Н.Н., Сеченов Ю.Н.

Малые космические аппараты. 2010.

В проекте принимают участие 11 компаний США и ESA2. 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 месяцев6. Баллистические характеристики МКА Высокоэллиптическая лунная полярная орбита с параметрами 300 км х 10000 км7. 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 кг10. Габаритные размеры МКА 1,57 м ? 1,15 м ? 1,04 м11. Состав и особенности конструкции МКА МКА оборудуется автономной навигационной системой, передатчиком, работающим в диапазонах Х и Ка, лазерной системой передачи данных, основным солнечным электродвигателем12. 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 нижнее12.1. 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-bus12.2. 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 м12.3. 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 далее