1.12. Bw1 (Baden Wurttemberg 1)

1. Страна-разработчик МКА

Германия.

Разработчик – Университет Штутгарта

2. Назначение МКА

Лунная миссия

4. Год запуска МКА

2008 г.

6. Баллистические характеристики МКА

Полет к Луне

7. Средство выведения МКА

РН «Днепр»

8. Космодром запуска

Байконур

9.Масса МКА

185 кг

10. Габаритные размеры МКА

1 м × 1 м × 1м

12.7. Двигательная установка

Электроприводы для изменения траектории

13. Научная аппаратура МКА

Система камер наблюдения

18. Источник информации

«Flieger Revue», № 7, 2004 г.

1. Страна-разработчик МКА

США.

МКА создан в рамках совместного проекта директората космических аппаратов Исследовательской лаборатории ВВС США AFRL (Air Force Research Laboratory) и Программы космических испытаний STP (Space Test Program)

2. Назначение МКА

Военно-исследовательский (создание системы оперативного прогноза нарушений в работе космических связных и навигационных систем вследствие возмущений в ионосфере)

4. Год запуска МКА

16.04.2008 г.

5. Срок активного существования МКА

13 месяцев

6. Баллистические характеристики МКА

Орбита с параметрами:

• наклонение – 13,00°;

• минимальная высота – 401,1 км;

• максимальная высота – 851,0 км

7. Средство выведения МКА

РН Pegasus XL (запущена с борта самолета-носителя L-1011)

9. Масса МКА

395 кг (в том числе, масса служебного борта – 314 кг)

10. Габаритные размеры МКА

Выполнен в виде восьмигранной призмы диаметром 1,2 м и длиной 2,0 м

12.1. Бортовой комплекс управления

Система управления и обработки данных построена на процессоре RAD6000. Научная аппаратура подключена через дублированную шину данных стандарта 1553В. Для хранения информации вне зон связи используется твердотельное запоминающее устройство емкостью 4 Гбит

12.2. Система электропитания

Система электропитания включает смонтированные на корпусе МКА солнечные батареи с высокоэффективными фотоэлементами на арсениде галлия мощностью в начале полета 329 Вт, никель-водородную аккумуляторную батарею емкостью 16 А ч, блок управления питанием и кабельную сеть. Потребляемая мощность – 197 Вт на служебные системы и 70 Вт на полезную нагрузку

12.3. Система ориентации и стабилизации

Трехосная система ориентации и стабилизации.

Датчики системы ориентации и стабилизации – трехкомпонентный магнитометр, два инерциальных измерительных блока и два звездных датчика для предотвращения засветки аппаратуры Солнцем. Исполнительные органы – два маховика и магнитные устройства разгрузки. Точность построения ориентации МКА – 1,3°, измерения текущей ориентации – 2,4'

12.4. Система обеспечения тепловых режимов

Терморегулирование обеспечивается шестью тепловыми трубами, ведущими к радиатору на надирной части МКА, и нагревателями

12.5. Механические системы

Шесть десятиметровых штанг несут датчики научной аппаратуры

12.6. Радиосредства, антенно-фидерные устройства

Система связи использует радиоканалы телеметрии (пропускная способность – 32 кбит/с) и телеуправления (2 кбит/с) с наземными станциями ВВС США, канал оперативной передачи научной информации через КА TDRS (20 кбит/с) и канал для сброса записанной научной информации (1,024 Мбит/с)

12.7. Двигательная установка

Двигательной установки и запаса топлива на МКА нет

13. Научная аппаратура (полезный груз) МКА

Комплекс научной аппаратуры состоит из шести приборов для измерений плазмы и полей, нейтральных составляющих атмосферы, суммарной электронной концентрации и собственно сцинтилляций сигналов в ионосфере и включает:

• пленарный зонд Лэнгмюра PLP (Planar Langmuir Probe) для определения плотности плазмы и ее флуктуации, созданный в Директорате космических аппаратов AFRL;

• измеритель вектора электрического поля VEFI (Vector Electric Field Instrument) для определения постоянных и переменных компонентов электрического поля и вектора магнитного поля, поставленный Центром космических полетов имени Годдарда NASA;

• измеритель скорости ионов IVM (Ion Velocity Meter) в пределах до 1000 м/с, постоянных электрических полей и ионной температуры;

• измеритель скорости нейтральных частиц NWM (Neutral Wind Meter) в пределах до 500 м/с в зональном, меридиональном и вертикальном направлениях и их состава;

• приемник CORISS (C/NOFS Occupation Receiver for Ionospheric Sensing and Specification) для измерения навигационных сигналов системы GPS в режиме просвечивания атмосферы и определения вертикального профиля электронной плотности, подготовленный специалистами компании Aerospace Corp.;

• радиомаяк CERTO (Coherent Electromagnetic Radio Tomography) для томографии ионосферы и определения параметров сцинтилляций на нескольких частотах по показаниям наземных станций, разработанный учеными Военно-морской исследовательской лаборатории США (NRL)

17. Стоимость реализации программы

135 млн. долл.

18. Источник информации

«Новости космонавтики», № 6, 2008 г.