1.141. Smart-1 (Small Mission for Advanced Research and Technology)

1. Страна-разработчик МКА

ESA.

Разработчик и изготовитель – шведская космическая корпорация SSC (Swedish Space Corporation).

В проекте принимают участие 11 компаний США и ESA

2. 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 месяцев

6. Баллистические характеристики МКА

Высокоэллиптическая лунная полярная орбита с параметрами 300 км х 10000 км

7. 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 кг

10. Габаритные размеры МКА

1,57 м × 1,15 м × 1,04 м

11. Состав и особенности конструкции МКА

МКА оборудуется автономной навигационной системой, передатчиком, работающим в диапазонах Х и Ка, лазерной системой передачи данных, основным солнечным электродвигателем

12. 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 нижнее

12.1. 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-bus

12.2. 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 м

12.3. 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 2235,1 МГц и работает в одном из двух режимов: 2,06 или 66 кбит/с. Аппарат имеет два типа антенн: ненаправленные LGA и малонаправленные MGA

12.7. Двигательная установка

Основной солнечный (плазменный или ионный) электродвигатель РРS 1350-G.

Максимальная тяга ЭРДУ – 73 мН.

Удельный импульс ЭРДУ – 16400 м/с.

Суммарное расчетное приращение скорости – 3000 м/с

13. Научная аппаратура МКА

Масса научной аппаратуры – 19–20 кг.

Миниатюрная камера с высоким разрешением AMIE, работающая в 4 различных диапазонах спектра (разрешение 14 м с высоты 1000 км или 0,4 м с высоты 25 км).

Спектрометр D-CIXS.

Спектрометр SIR.

Рентгеновский телескоп массой 5 кг.

Аппаратура EPDP (Electric Propulsion Diagnostic Package – Блок диагностики электрореактивной ДУ).

Аппаратура SPEDE (Spacecraft Potential, Electron & Dust Experiment – Эксперимент по изучению потенциала КА, электронов и пыли).

Аппаратурой КаТЕ.

Аппаратура эксперимента - RSIS (Radio Science Investigation with SMART-1)

14. Заправляемые компоненты топлива и сжатые газы

Ксенон (70–82 кг)

17. Стоимость реализации программы

70–110 млн. евро

18. Источник информации

«РКТ» № 30, 1998 г.

«РКТ» № 24–25, 1999 г.

«РКТ» № 51–52, 1999 г.

«РКТ» № 17, 2000 г.

«РКТ» № 52, 2000 г.

«РКТ» № 21–22, 2001 г.

«РКТ» № 40, 2001 г.

«РКТ» № 34–35, 2002 г.

«РКТ» № 8, 2003 г.

«PKT»№ 41, 2003 г.

«РКT» № 46, 2003 г.

«PKT», № 48, 2003 г.

«Аэронавтика и космос», № 32, 2003 г.

«Новости космонавтики», № 11, 2003 г.