Таблица 1 – Диапазон применения малобюджетных спутников в Украине

Для развертывания программы создания малобюджетных спутников следует создать Программу, подготовить Инженерное обоснование и Бизнес-план.
В части технического направления работ следует отметить ближайшие и отдаленные перспективы.
Ближайшие осуществимые технические решения, интересные для мирового рынка:
- снижение стоимости спутника с уменьшением его максимальной надежности, но с повышением надежности группировки при создании орбитальных группировок;
- уменьшение габаритов спутника;
- возможность съема с орбиты спутника для его повторного использования и снижения замусоривания орбиты;
- универсальность спутника для размещения различных приборов (полезной нагрузки);
- внедрение оптической связи между спутниками в группировке на орбите;
- внедрение однопунктной системы связи и управления с Земли с возможной ретрансляцией через спутники связи, а также использование международной станции управления на о. Шпицберген (для полярной орбиты) с передачей данных через оптиковолоконные кабели наземной системы связи;
- применение для связи и управления орбитальных систем спутниковой связи и мобильных (спутниковых) телефонов у операторов;
- применение в спутнике бытовых приборов серийного производства;
- использование одной системы связи для всех функций и одной антенны на спутнике;
- использование прямой трансляции со спутника в Интернет для всеобщего доступа (коммерческий доступ – через пароли);
- разработка спутниковых модулей (приборов), которые можно устанавливать на последних ступенях ракет носителей и разгонных блоках, отстреливать от спутников, создавая на орбите их приборные субспутники.
Достижимые в ближайшей перспективе направления:
- в части дистанционного зондирования Земли обеспечение разрешения на местности на уровне меньше 0,25 м;
- применение малогабаритных безопасных изотопных элементов питания для спутников вместо солнечных панелей и аккумуляторов со сроком службы не менее 100 лет с возможностью увеличения срока эксплуатации до уровня времени полураспада радиоактивного элемента (спутник системы ГЛОНАСС, Россия, при сроке эксплуатации не более 7 лет будет находиться на орбите не менее 120 тысяч лет).
Отдаленная перспектива:
- перенос на борт спутника всех функции автоматического управления и выполнения задания; для спутников дистанционного зондирования, например, внедрение автоматического планирования съемки поверхности Земли с тематической обработкой на борту (ландшафтная классификация, определение вегетационного индекса растительности и пр.) с прямой трансляцией в Интернет полученного обработанного изображения и задержкой времени трансляции на время электронной обработки данных бортовыми компьютерами в пределах менее 1 секунды.
Ниже приводятся данные по многоразовому возвращаемому с орбиты микроспутнику-трансформеру.
Спутник для многоразовго воздушно-космического самолета "Сура" и других средств съема сптуника с орбиты создается на основе ранее выполненных в Украине разработок, но имеет ряд существенных отличий и может быть унифицированным (типовым), с комплектацией различными приборами (дистанционное зондирование, позиционирование в пространстве, функции связи и ретрансляции и пр.) – создается унифицированная спутниковая платформа для орбитальных группировок. Проходит оформление заявки на патент.
Корпус спутника-трансформера (рис. 1) в статическом положении I состоит из двух полусфер и поверхности стабилизационного груза системы тросовой ориентации и стабилизации. В отсеке полезного груза ВКС (ОС) спутник фиксируется в исходном (транспортировочном) положении по отверстиям “А” и “Б” с креплением спутника по сферической поверхности шарнирно соединенными с отсеком носителя четырьмя двухплечевыми рычагами (крепление аналогично креплению спутника “Тайфун”).
Стабилизационный груз представляет собой ракетный двигатель увода с соплами, которые направлены к центру спутника. По команде ракетный двигатель стабилизационного груза включается, и стабилизационный груз отделяется от спутника (положение II), вытягивая за собой трос. Стабилизационный груз, благодаря ракетному двигателю, отдаляется от спутника на расстояние до 1,2-5 км, или другое заданное расстояние, в направлении от центра масс спутника по местной вертикали. Носитель (ОС) в этом случае предварительно ориентируется в пространстве для обеспечения ориентации оси спутника по отверстиям "А" и "Б" в отсеке полезного груза по местной вертикали. В процессе отдаления стабилизационного груза трос разматывается в спутнике и тормозится силами трения, в результате чего свободно расположенный на опоре по отверстию “Б” спутник выводится из отсека полезного груза носителя, отдаляется от носителя на нужное расстояние.
Осуществляется способ самостоятельного отделения и отдаление спутника от носителя без изменения устойчивого положения спутника в носителе.
После достижения нужного отдаления стабилизационного груза от спутника гибкий трос частично сматывается в обратном направлении, компенсируя инерционное перемещение спутника. Таким же образом на протяжении эксплуатации спутника трос поддерживается в напряженном состоянии, уменьшая постепенно расстояние между спутником и стабилизационным грумом – в пределах времени эксплуатации спутника на орбите.
Место крепления гибкого троса к спутнику выполняется в виде сферического шарниру, который поворачивается, а также перемещается по вертикали, отслеживая центр масс спутника при эксплуатации, что исключает возникновение дополнительных моментов сил при отклонении оси гибкого троса от центра масс спутника.
После этого осуществляется трансформация спутника в положение эксплуатации: полусферы спутника отодвигаются механическими средствами на определенное расстояние из исходного положения от центра спутника (положение III) и разворачиваются, устанавливаясь в положении эксплуатации (положение IV). Таким способом внутреннему контейнеру с аппаратурой обеспечивается доступ к космическому пространству. Подобная трансформация может выполняться без изменения устойчивого положения спутника в пространстве.
Таким образом обеспечивается ориентация спутника по местной вертикали и стабилизация его углового положения на орбите с исключением необходимости гашения начального кинетического момента и начальных угловых скоростей при отделении спутника от носителя с обеспечением ориентации и стабилизации без дополнительного предварительного выведения спутника в рабочее положение.
Благодаря использованию системы гравитационной ориентации по местной вертикали и стабилизации углового положения на орбите спутника на основе применения гибкой связи спутника со стабилизационным грузом, отнесенным от спутника, регулятором натяжения троса в конструкции спутника и традиционными средствами демпфирования углового перемещения обеспечивается высокоточная усиленно-гравитационная стабилизация (ориентация в пространстве) спутника для его дальнейшей эксплуатации (подобные аналоги рассмотрены в публикациях: [2-5], интернет-публикация «Гравитационная стабилизация» - dyna15.narod.ru/gs.htm).
Конструкция подобного спутника позволяет осуществить способ обратного процесса, который превращает спутник снова в сферу: полусферы поворачиваются и втягиваются, гибкий трос втягивается в спутник и устанавливает в исходное положение стабилизационный груз. В таком виде сферический спутник может быть снова загруженный в носитель без точной ориентации в осях координат (по отверстиям "А" и "Б"), закреплен при транспортировании шарнирно соединенными с отсеком носителя четырьмя двухплечевыми рычагами или другими средствами.
Таким способом закрепленный спутник может быть возвращен с орбиты на Землю.
Разработанный способ может быть примененный для микро-, нано-, пико-, фемтоспутников (т.е. спутников весом 10-100 кг; 1-10 кг; 0, 1-1 кг; меньше 0,1 кг) в качестве спутника многоразового использования для выполнения орбитальных задач в составе воздушно-космического комплекса. Для вывода спутника на орбиту и возвращения его на Землю в качестве носителя может быть использован воздушно-космический самолет.
Производство спутников для обеспечения предложенного способа применения может осуществляться на предприятиях Национального космического агентства Украины.
Предложенный способ позволяет создавать спутники многоразового использования с обеспечением их вывода из носителя и эффективной ориентации и стабилизации на орбите для эксплуатации использованием самых элементов системы тросовой гравитационной ориентации и стабилизации.
Вероятные характеристики спутника :
* масса – 20-50 кг;
* диаметр в исходном положении – не более 0,5 м;
* срок эксплуатации на орбите 300 км – не менее 1 года;
* многоразовое использование спутниковой платформы с заменой или без замены полезной нагрузки – не менее 10 раз;
* разрешение приборов ДЗЗ на местности с высоты 300 км – не более 2 м;
* коэффициент надежности – 0,8.
Спутник формирует собственный электронный архив данных с кодированием информации для возврата на поверхность Земли.
На спутнике может устанавливаться оборудование для радиосвязи и ретрансляции радиосигналов.
На спутнике должно устанавливаться лазерное оборудование для обеспечения оптической связи в группировке с исключением радиосвязи между спутниками в группировке.
Допускается применение элементов зарубежного производства без ограничения.
Возможно использование спутника без ориентации на орбите для варианта создания системы пространственного позиционирования типа jps на основе фиксирования спутником рентгеновского излучения космических объектов и др.
В зависимости от назначения спутник может трансформироваться и приводиться в состояние эксплуатации либо оставаться сферой. На рис. 2, 3 приведена схема вывода-съема микросптуника-трансформера ОС ВКС "Сура".

ДАЛЕЕ
ВЫХОД