| RazakSat | |
|---|---|
| Razaksat (MACSat) | |
| Kund | Malaysian National Space Agency (ANGKASA) |
| Tillverkare | Satrec Initiative , ATSB |
| Operatör | |
| Uppgifter | Jordfjärranalys |
| Satellit | Jorden |
| startplatta | Reagan Test Site , Kwajelein Atoll |
| bärraket | Falcon 1 |
| lansera | 14 juli 2009 18:46 UTC |
| Flygtid | 13 år 3 månader 1 dag |
| COSPAR ID | 2009-037A |
| SCN | 35578 |
| Specifikationer | |
| Plattform | SI-200 |
| Vikt | 180 kg |
| Kraft | 330 W |
| Nätaggregat | 3 Sat + NiCd |
| Livstid av aktivt liv | 3 år |
| Orbitala element | |
| Bantyp | ekvatorial |
| Humör | 8,987° |
| Banhöjd | 661,6 km (perigeum); 687,0 km (apogee) |
RazakSAT ( MACSat ) är en malaysisk liten rymdfarkost (SC) för jordfjärranalys (ERS). Utvecklat gemensamt av det sydkoreanska företaget Satrec Initiative Co. Ltd. och det malaysiska företaget Astronautic Technology Sdn Bhd (ATSB) på uppdrag av Malaysian National Space Agency ANGKASA (Agensi Angkasa Negara).
Lanserades den 14 juli 2009 från Reagan-testplatsen ( Omelek Island ), belägen på Kwajelein-atollen ( Marshallöarna ), med hjälp av en Falcon -1 bärraket . Detta var den femte uppskjutningen av denna bärraket, den första och enda satellit som framgångsrikt lanserades av Falcon-1.
Rymdfarkosten är formad som ett sexkantigt prisma med en basdiameter och en höjd av 1,20 m.
Egenskaper:
Målbelastningen har en massa på 42 kg. Dess maximala strömförbrukning är inte mer än 55 watt.
Nyttolasten är ett optoelektroniskt system baserat på en medelstor MAC (Medium-sized Aperture Camera) med en 300 mm lins. Två asfäriska speglar och två korrigerande sfäriska linser är placerade på samma axel. Det finns fem CCD-linjer i mittplanet: en för att erhålla en monokrom bild (510-730 nm) och fyra för multispektral avbildning i det synliga och nära IR-området (450-520, 520-600, 630-690 och 760- 890 nm). Det optiska systemet ger en rumslig upplösning på upp till 2,5 m i monokromt läge och 5,0 m i multispektralt läge med en bandbredd på 20 km och en noggrannhet för rumslig referens av bilder upp till 10 m.
Styrsystemet är baserat på två ERC-32-datorer, två 32 Gbit minnesmoduler och en strömmodul. Dessutom inkluderar utrustningen ett 90-kanaligt analogt och 120-kanaligt och digitalt telemetrisystem, en magnetometer och en GPS-mottagare för synkronisering, tids- och rumsdatareferensering
Systemet består av tre solpaneler med galliumarsenidfotoceller och tre nickel-kadmiumbatterier med en total kapacitet på 18 Ah. De ger en effekt på 330 W med en genomsnittlig strömförbrukning för alla SSC-system på mindre än 150 W.
Orienterings- och stabiliseringssystem - treaxligt, elektromekaniskt, med fyra kraftsvänghjul - ger en peknoggrannhet på inte sämre än 0,21 ° (med en avvikelse från nadir i en vinkel på upp till 45 ° längs och över flygbanan), stabilitet på inte sämre än 0,016 °/s och en noggrannhet för bestämningsströmorientering till 10". Det finns två stjärnspårare och en solspårare.
Enheten har X- och S- bandsantenner . Kommando- och telemetriinformation sänds över S-bandsradiokanalen. Överföringen av information från målbelastningen med en hastighet av 30 Mbps utförs över en X-bandskanal, vilket ger en typisk 500-sekunders session överföring av 11,5 Gb data från ett band på 20 km × 200 km.