Göktürk-1
Göktürk-1
Все началось с того, что в ходе серфинга по различным сетевым ресурсам, я нашел статью [2] про оптико-электронную полезную нагрузку космического аппарата Pleiades. В статье был детально изложен процесс создания и достигнутые характеристики аппаратуры, что автоматически вызывает у меня желание вдумчиво прочитать, перевести, использовать в работе при дискуссиях с коллегами. Взять к примеру факт, что аппаратура была создана в соответствии с "протолетным" подходом - камера, которая прошла наземную отработку, потом полетела в космос, и вот уже почти десять лет успешно работает.
Вторая любимая тема - это создание на экспорт космических аппаратов дистанционного зондирования Земли высокого разрешения. Ранее был изучен опыт Airbus DS по созданию аппарата PeruSat-1 в интересах Перу.
Не так давно в фокус внимания попал спутник Göktürk-1, созданный Thales Alenia Space в интересах Министерства национальной обороны Турции на базе полезной нагрузки HiRI (идентичной используемой на "Плеядах") и платформы Proteus собственной разработки. Головным исполнителем по контракту выступила итальянская фирма Telespazio.
Программа Göktürk-1
Непростой судьбы аппарат.
С форума "НК"
В декабре 2008 года фирма Telespazio (Италия) выиграла конкурс и была выбрана в качестве подрядчика по поставке космического комплекса со спутником дистанционного зондирования Земли субметрового разрешения иностранному заказчику, то есть Министерству национальной обороны Турции. По данным журнала "Новости космонавтики" [1] Израиль принимал участие в конкурсе, но проиграл.
13.07.2009 г. в Анкаре был подписан контракт, а с 07.09.2010 г. были развернуты работы по созданию космического комплекса.
Согласно контракту подрядчик должен был создать:
- космический аппарат субметрового разрешения, причем часть оборудования для спутника поставляли турецкие предприятия;
- стационарную объединенную земную станцию управления и приема данных дистанционного зондирования в Анкаре (район Ahlatlibel);
- мобильный комплекс управления и приема данных (его создала американская фирма ViaSat Inc);
- Центр сборки, интеграции и испытаний космических аппаратов в Анкаре.
Отметим, что головной исполнитель - Telespazio наряду с фирмой Thales Alenia Space входит в Space Alliance, созданный в 2005 году группами Thales (Франция) и Leonardo (Италия). Telespazio (67% компании принадлежит Leonardo, 33% - Thales) специализируется на космических услугах (от проектирования космической системы, до управления спутником в полете), а Thales Alenia Space - на создании космических аппаратов и систем. Доли учредителей в Thales Alenia Space распределились инверсно: 67% у Thales, 33% - у Leonardo.
Проект продвигался непросто, в частности конфликт с Израилем принес год задержки запуска. Израиль - поставщик некоторых компонентов полезной нагрузки спутника - требовал исключить возможность съемки своей территории. Заказчик, разумеется, был против. Подрядчик сначала согласился с Израилем, но потом - после приостановки платежей - был вынужден согласиться с заказчиком.
18.06.2013 - заключен контракт с Arianespace на запуск на легкой ракете-носителе Vega. Заказчик буддировал выбор носителя с большей летной историей, но подрядчик выбрал более дешевую ракету, и тут уступить пришлось заказчику.
В конце 2014 года возникли проблемы с готовностью Центра сборки, интеграции и испытаний космических аппаратов (Анкара) к приему Göktürk-1. Готовность была достигнута к 7 мая 2015 года и уже через неделю 13.05.2015 спутник был поставлен в Турцию для проведения испытаний (вибрационных, акустических, термовакуумных).
Испытания длились полтора года и 24.10.2016 космический аппарат был доставлен в Гвианский космический центр, откуда был запущен на орбиту 6 декабря того же года.
В отличие от Pleiades спутник работает на восходящем витке орбиты (местное время прохождения восходящего узла равно 10:30), это связано с расположением районов интереса к югу от Турции и возможностью при пролете с юга на север произвести съемку и незамедлительно передать информацию на станцию в Анкаре.
К участию в проекте привлекались следующие турецкие предприятия:
TAI - поставка трех панелей (-Z, +Y, -Y) конструкции космического аппарата;
Aselsan - поставка наземных антенных систем S/X-диапазона, устройств для приема и обработки данных со спутника для наземного комплекса приема информации;
Tubitak UEKAE - поставка аппаратуры закрытия командно-телеметрической радиолинии;
TR Teknoloji - строительство Центра сборки, интеграции и испытаний космических аппаратов в Анкаре.
Космический аппарат Göktürk-1
Тактико-технические характеристики
Разрешение при съемке в надир: 0,7 м в панхроматическом диапазоне и 2,8 м в спектральных каналах.
Заказчик: Министерство национальной обороны Турции.
Головной исполнитель по космической системе: Telespazio, Италия, г. Рим.
Исполнитель по космическому аппарату: Thales Alenia Space, Франция, г. Канны.
Запуск: 06.12.2016 г. в 13:51:44 UTC.
Орбита: солнечно-синхронная, высотой 683 км, и наклонением 98,12°. Местное время пересечения восходящего узла (LTАN) - 10:30.
Выведение: при помощи РН « Vega» из Гвианского космического центра (стартовый комплекс Ko ELV).
Масса: 1060 кг.
Габариты: 4,2х2,5х1,6 м.
Срок активного существования: 7,25 лет.
Стоимость программы: более 261,5 млн. Евро [1].
Страница проекта на сайте eoportal.org
Страница проекта на сайте Spaceflight-101
Полезная нагрузка HiRI (High-Resolution Imager)
Полезная нагрузка Göktürk-1
Описание полезной нагрузки по большей части взято из поста про Pleiades, но как водится, дополнено по данным [2].
Итак, съемочная аппаратура создана Thales Alenia Space (TAS-F, г. Канны) и предназначена для получения изображений в панхроматическом диапазоне спектра (480-820 нм, разрешение 0,7 м при съемке в надир), а также в четырех спектральных каналах с разрешением 2,8 м: B (450-530 нм), G (510-590 нм), R (620-700 нм) и NIR (775-915 нм). Ширина полосы захвата - 20 км.
Съемка может производиться с отклонением оптической оси телескопа от надира по крену и тангажу на угол до 60°.
Масса полезной нагрузки составляет 215 кг, длина - 1900 мм, диаметр описанной окружности - 1200 мм. Потребление электрической энергии - 400 Вт.
Для обеспечения теплового режима продолжительность работы съёмочной аппаратуры ограничена 1200 с на семи витках полета в сутки, 800 с - еще на четырех витках и 600 с - на оставшихся четырех витках.
Изометрическая схема расположения зеркал и хода лучей света в телескопе
Оптическая схема телескопа
Оптическая схема блока фокальной плоскости
Первичное зеркало М1 и приспособление для его переноски
Третье зеркало М3 (слева) и плоское зеркало MR (справа)
Проекционный корректор и апертура выходного зрачка, применяемая при первичной юстировке телескопа
Телескоп выполнен по оптической схеме Корша, он имеет диаметр апертуры 650 мм и фокусное расстояние 12,905 м (относительное отверстие f/20, поле зрения 1,6°). Зеркала телескопа изготовлены из материала Zerodur, конструкция самого оптического прибора - из углепластика. Зеркала и оправы изготовлены фирмой SESO (г. Aix-en-Provence).
Первичное зеркало (М1) имеет форму, близкую к параболе. Вторичное зеркало (М2) асферическое, обладает увеличением, равным 67. После вторичного зеркала лучи света попадают на плоское зеркало (MR) и далее на асферическое третье зеркало (М3). Увеличение зеркала М3 равно 3,4. Чтобы плоское зеркало не блокировало световой поток от М3 на фокальную плоскость, поле зрения несколько сдвинуто, а зеркало М3 выполнено внеосевым. Выходной зрачок телескопа расположен между М3 и фокальной плоскостью, у зеркала MR. Наибольшие сложности вызывало изготовление внеосевого третьего зеркала.
Ввиду большого увеличения второго зеркала необходимо поддерживать расстояние между зеркалами М1 и М2 (1300 мм) с точностью порядка нескольких микрон. Поэтому в составе телескопа был применен термопривод фокусировки, перемещающий вторичное зеркало вдоль оптической оси.
Конструкция проекционного корректора является компромиссом между требованиями к размерам камеры и дисторсией, которая увеличивается по мере приближения третьего зеркала к фокальной плоскости. В итоге дисторсия в панхроматическом канале составила 1,82%, в спектральных каналах - 1,97%.
Ошибка волнового фронта телескопа (по всему полю зрения) составляет 32 нм, т.е. λ/8 при длине волны 633 нм.
Телескоп оборудован затвором, обеспечивающим защиту фокальной плоскости от случайной засветки Солнцем. Затвор установлен в районе отверстия в первичном зеркале. Кроме того, на спутнике Göktürk-1 установлена защитная крышка телескопа.
Спектральные фильтры панхроматического и спектральных каналов изготовлены фирмой Safran Reosc (ранее SAGEM) на стеклянных подложках.
Схема фокальной плоскости прибора
Сборка матриц
Сборка фокальной плоскости
Спектральные характеристики съемочной аппаратуры
Оптико-электронное преобразование осуществляется десятью сборками ПЗС-матриц фирмы e2v: пять матриц CCD98-50 (по 6000 элементов) в панхроматическом и пять матриц AT71554 (по 1500 элементов) в спектральных каналах. В панхроматическом канале используются элементы размером 13 мкм, работающие в режиме временной задержки и накопления (от 7, 10, 13, 16 и 20 шагов). Размер пикселя в спектральных каналах составляет 52 мкм.
Радиометрическое разрешение прибора - 12 бит.
Конструкция модуля фокальной плоскости выполнена из карбида кремния. Также из карбида кремния изготовлена призма, разделяющая световой поток в фокальной плоскости, а плоские зеркала (splitting mirrors на схеме) - из привычного церодура.
Блок фокальной плоскости соединен с модулями обработки видеоданных при помощи гибких печатных проводников.
Схема обработки информации полезной нагрузки
Видеоданные от сборки фокальной плоскости поступают в модули MVP (модуль обработки видеоданных), пять в панхроматическом и три в спектральных каналах, модули MSP используются для управления и телеизмерений. Суммарная скорость потока видеоданных достигает 4,3 Гбит/с. Модули обработки изображения скомпонованы в один блок массой 17 кг, потребление которого при работе составляет 218 Вт.
Сжатие изображения на борту производится при помощи вейвлет-преобразования (к которому, в том числе, относится алгоритм JPEG2000) с коэффициентом сжатия до 7 (стандартно 4,8).
Характеристики Функция передачи модуляции (MTF) у полезной нагрузки на частоте Найквиста составляет 0,13 в панхроматическом канале (требование - не менее 0,073) и 0,25 (требование - не менее 0,2) в спектральных каналах при худшем случае освещенности (уровень L1).
Отношение сигнала к шуму (SNR) равно 147 в панхроматическом (по ТЗ - не менее 90) и не менее 130 (по ТЗ - не менее 90) в спектральных каналах при уровне освещенности L2.
Основной параметр, характеризующий качество прибора, произведение MTF на SNR при уровне освещенности L2 и частоте Найквиста равен 20 (при требовании по ТЗ - не менее 7,3) для 13 шагов ВЗН.
Точность геопривязки изображений составляет 10 м без использования контрольных точек, и возрастает на порядок в случае применения последних.
Запоминающее устройство имеет емкость 600 Гбит.
Радиолиния передачи целевой информации также создана Thales Alenia Space [3]. Она работает в Х-диапазоне со скоростью до 465 Мбит/с (три канала по 155 Мбит/с). Используется фазовая манипуляция 8PSK-TCM и сверточный код 3,4 в составе решетчатого кодирования совместно с RS-кодом (255, 239, 17). Антенна радиолинии ненаправленная (ширина диаграммы направленности составляет 64°). Антенна оборудована двухосным приводом, который позволяет наводить ее на земную станцию.
Производительность космического аппарата не менее 165 кадров размером 20х20 км в сутки. Повторная съемка объекта на территории Турции возможна через двое суток (при угле крена 30°), а в любой части мира - через трое суток.
Установка первичного зеркала
Узел вторичного зеркала
Два инструмента на сборке. На корпусе вертикально стоящего телескопа хорошо видны нагреватели
Измерение функции передачи модуляции (MTF) в лабораторных условиях
Наземная радиометрическая калибровка
Полезная нагрузка, готовая к проведению испытаний
Космическая платформа Proteus
Внешний вид платформы Proteus
Платформа, также как и полезная нагрузка создана Thales Alenia Space (при участи французского космического агентства, CNES) и применялась при создании научных спутников: Jason 1 (2001), Calipso (2006), CoRoT (2006), Jason 2 (2008), SMOS (2009) и Jason 3 (2016).
Как видно, платформа была создана примерно 20 лет назад, причем при ее создании CNES ставила целью снижение стоимости доступа в космос. Спутник на базе платформы Proteus может быть запущен на самых разных ракетах-носителях: Delta 2, "Союз-2", "Рокот", Vega, Falcon 9.
Вторая особенность платформы - это модульное построение космического аппарата. Платформа представляет собой куб с ребром около одного метра, с одной стороны которого крепится целевая аппаратура, с другой - система отделения от ракеты-носителя. Это позволяет проводить отработку платформы и целевой аппаратуры автономно, независимо друг от друга. Замечу, что ровно таким же образом построены наши космические аппараты типа "Канопус-В" - такой же куб из сотопанелей, к которому крепится моноблок целевой аппаратуры. Только компоновка не вертикальная, как у турецкого аппарата, а горизонтальная (как у Jason-3).
CNES настолько готово к сотрудничеству в создании спутников на базе платформы Proteus, что разместило на официальном сайте руководство пользователя космической платформы. В объемном, более 500 листов, документе досконально описаны возможности и интерфейсы космической платформы.
Да, вероятность безотказной работы платформы Proteus в течение пяти лет срока активного существования равна 0,759; что не мешает аппаратам не ее базе кратно перекрывать гарантийный срок.
Типичный срок создания космического аппарата на платформе Proteus составляет 32 месяца.
Схема расположения элементов платформы на конструкции
Функциональная схема платформы
Панели, поставленные TAI
К схемам нужно сделать важное примечание - они соответствуют платформе Proteus, адаптированной для спутника Jason 2. У космического аппарата Göktürk-1 отсутствует система ориентации солнечных батарей (SADM1, SADM2).
Командно-телеметрическая радиолиния
Командно-телеметрическая радиолиния работает в традиционном S-диапазоне. Скорость передачи информации по линии "Земля-Борт" - 4 Кбит/с, по линии "Борт-Земля" - 722,116 Кбит/с (без учета кодирования кодом Рида-Соломона). Манипуляция - QPSK, радиолиния соответствует стандартам CCSDS.
В состав космической платформы входит запоминающее устройство объемом 2 Гбит, предназначенное для хранения информации от полезной нагрузки. Можно уверенно сказать, что для аппаратуры HiRI такого объема недостаточно (не хватит и на секунду записи), и на спутнике Göktürk-1 запоминающее устройство платформы для хранения изображений не применяется.
Особенность платформы Proteus - навигационные измерения орбиты космического аппарата производятся только при помощи аппаратуры спутниковой навигации (GPS-приемник), измерения параметров орбиты при помощи командно-телеметрической радиолинии не проводятся.
Бортовая вычислительная система
Функциональная схема вычислительной системы
Бортовая вычислительная система построена базе процессора МА31750 [5]. Она выполнена в виде моноблока DHU, в состав которого входят бортовые вычислители, устройства сопряжения с бортовой аппаратурой и модули распределения питания. Вычислители работают в "холодном" (ненагруженном) резерве. Переход на резерв осуществляет модуль реконфигурации по сигналу сторожевого таймера. Масса моноблока составляет 25 кг, габаритные размеры - 660х240х240 мм, среднее энергопотребление - 35 Вт.
Обмен информацией производится шине стандарта MIL-STD-1553B со скоростью до 100 Кбит/с.
Космический аппарат рассчитан на однопунктную схему управления, причем наземный комплекс может даже работать не круглосуточно, а по обычной рабочей неделе.
Cхема блока DHU
Система электропитания
Cхема системы электропитания спутника Jason 1 - первого аппарата на платформе Proteus. Göktürk-1 отличается применением GaAs солнечных и Li-ion аккумуляторных батарей, а также отсутствием приводов ориентации солнечных батарей. Но идеология осталась прежней
Солнечные батареи выполнены на базе арсенид-галлиевых фотоэлектрических преобразователей. Два «крыла» солнечных батарей на каркасах из сотовых панелей жестко закреплены на корпусе спутника, они раскрываются после выведения аппарата. Для обеспечения жесткости конструкции панелей в раскрытом состоянии (и минимизации времени успокоения аппарата после наведения на цель), каждая из них опирается на специальную штангу.
Аккумуляторная батарея - вероятнее всего литий-ионная, от французской компании SAFT, общей емкостью 78 А·ч. Батарея построена из аккумуляторов VES100 по параллельно-последовательной схеме 3P9S: сначала три аккумулятора параллельно соединяются в пакет, затем девять пакетов последовательно соединяются в батарею. Замечу, что мне встречались сведения о том, что такой батареей укомплектованы другие спутники на платформе Proteus, конкретно про Göktürk-1 упоминаний нет.
Аппаратура регулирования и контроля называется PCE (Power and Conditioning Equipment), она формирует нерегулируемую бортовую шину с рабочим напряжением 23...36 В. Прибор, как и аппаратура для Pleiades, создан TAS-ETCA - бельгийским подразделением Thales Alenia Space.
Согласно статье про моделирование системы электропитания платформы Proteus система электропитания спутника построена с прямой передачей энергии: солнечные батареи электрически разделены на 12 генераторов (мощность каждого - около 100 Вт), которые ключи в PCЕ коммутируют на шину аккумуляторной батареи в зависимости от тока, напряжения и глубины разряда последней. Причем в блоке PCE расположены только ключи и датчики, управление ключами осуществляет блок DHU (бортовая вычислительная система).
На схеме платформы рядом с аккумуляторной батареей виден блок BEU. Полагаю, что это блок электроники аккумуляторной батареи, который обязательно занимается выравниванием заряда между пакетами аккумуляторов и возможно содержит байпасы, предназначенные для исключения отказавшего пакета из цепи батареи. Судя по всему, управление его работой тоже возложено на DHU.
Распределением бортового питания по потребителям занимается DHU, он формирует 16 линий питания полезной нагрузки, 14 линий питания потребителей спутниковой платформы и две неотключаемых линии (я бы через них запитал приемопередатчики). К слову, он же, DHU обеспечивает питание пиросредств и электромагнитных клапанов двигательной установки.
Блок PCE
Система ориентации
Установка звездных датчиков и гироскопов на основание целевой аппаратуры спутника Pleiades
Штатная система ориентации платформы Proteus обеспечивает точность ориентации (наведения) спутника не хуже 0,05 ° и точность стабилизации при съемке не хуже 0,001°/с. Скорость перенацеливания сильно зависит от массово-инерционных характеристик установленной полезной нагрузки и для платформы отдельно не приводится.
Звездный датчик SED16 в разрезе
Функциональная схема звездного датчика
Звездные датчики, как и на Pleiades устанавливаются на целевой аппаратуре. Для первой итерации платформы (точнее, для второй - по результатам летных испытаний первого спутника [3]) были применены звездные датчики SED16 [4] французской фирмы Sodern. На Pleiades были установлены более совершенные датчики SED36 той же фирмы. Характеристики последних описаны в посте про "Плеяды", сегодня обратимся к SED16. Частота работы (выдачи результатов измерений) прибора достигает 10 Гц, что позволяет его эксплуатировать при угловых скоростях до 10 °/с. Точность измерения углов звездным датчиком составляет 6''. Прибор потребляет 7,6 Вт электроэнергии при температуре посадочной поверхности 20°С, при большей температуре включается элемент Пельтье, охлаждающий матрицу и потребление возрастает до 10,7 Вт. Масса одного прибора составляет 2,9 кг (из них 300 г приходятся на бленду).
Для грубой ориентации и аварийных режимов в состав системы ориентации входит восемь грубых датчиков Солнца. Угловые скорости движения спутника измеряют три двухосных датчика угловой скорости.
Исполнительные органы системы ориентации - четыре двигателя-маховика постоянного тока, установленные по канонической схеме "пирамида".
Для разгрузки системы двигателей-маховиков применены три электромагнита, взаимодействующие с магнитным полем Земли, измерение которого производит пара магнитометров. Обмотки электромагнитов, конечно же, задублированы.
Режимы работы системы ориентации и переходы между ними
Режимы работы системы ориентации приведены в руководстве по эксплуатации платформы.
Режимы OFF и TEST используются только на земле, при хранении и испытаниях соответственно.
Режим START-UP относится к наземной подготовке и участку выведения КА. При этом на спутнике включены приемники (без резервирования) и модуль опроса отрывного соединителя.
После отделения аппарата от средств выведения и разрыва цепей в отрывном соединителе спутник автоматически переходит в режим SHM (Safe Hold Mode). Режим SHM состоит из трех фаз:
- гашение угловых скоростей, RDP;
- поиск Солнца, SPP;
- закрутка, BBQ.
В фазе BBQ (Barbecue) ось -Х спутника (она совпадает с осью камеры, направлена в зенит при орбитальной ориентации) направлена на Солнце, аппарат вращается вокруг оси Х со скоростью 0,25°/с. Режим является безопасным, в него (транзитом через START-UP) автоматически переходит спутник в случае аварий на борту.
По команде (ТС) с наземного комплекса управления аппарат можно перевести в промежуточный режим поиска звезд STAM (Star Acquisition Mode), при этом в контур системы ориентации подключаются звездные датчики и данные аппаратуры спутниковой навигации.
Затем (снова по команде) спутник можно перевести в основной режим работы NOM (Normal Mode), в котором возможна работа полезной нагрузки и высокоскоростной радиолинии.
Режимы OCM2 и OCM4 используются для коррекции орбиты, в первом задействованы два двигателя, во втором - все четыре.
Двигательная установка
Расположение двигателей на макете КА SPOT-6. На Göktürk-1 двигатели установлены аналогично
Традиционно для европейских спутникостроителей двигательная установка космического аппарата создана на базе четырех термокаталитических двигателей на гидразине тягой 1 Н и одного соответствующего им бака.
Двигатель на гидразине
Двигатель тягой в 1 Н (точнее 0,32...1,1 Н - тяга зависит от давления рабочего тела на входе в двигатель) часто встречается на европейских аппаратах: Pleiades, TanDEM-X, COSMO-Skymed. Он же установлен на всех предыдущих спутниках на платформе Proteus, а вот прямого указания про использование двигателя на спутнике G#246;ktürk-1 я не нашел, также как и с аккумуляторными батареями SAFT. Двигатель обладает номинальным удельным импульсом 220 с и ресурсом по топливу 67 кг, он рассчитан на 59 тыс. включений и допускает холодный (без разгорева катализатора) запуск.
Бак для гидразина
Бак для гидразина PTD-96 был найден в каталоге фирмы MT Aerospace, где говорится, что он эксплуатируется на спутнике Gokturk. Поскольку аппаратов с таким названием было запущено два, отдельно проверил, что на Gokturk-2 применяется бак производства израильской фирмы Rafael.
Бак PTD-96 изготовлен из титана, в качестве вытеснительного газа используется азот или гелий, разделитель - диафрагма из полимерного материала (EPDM). Бак эксплуатировался на спутнике SeaStar. Диаметр бака 545 мм, длина - 685 мм, масса - 8,2 кг. Максимальный хранимый запас рабочего тела - 71 кг (напомню, на Pleiades запас гидразина равен 75 кг). Думаю, что бак был заправлен полностью, как это чаще всего и бывает для баков с мембранным разделителем.
Максимальное рабочее давление бака равно 24,0 бар. По мере выработки рабочего тела давление падает в 4,5 раза (рабочий диапазон давления на входе в двигатель составляет 5,5...22 бар).
Центр сборки, интеграции и испытаний космических аппаратов
Схема центра. 1 - безэховая камера для испытаний антенн, 2 - безэховая камера для испытаний спутников, 3 - термовакуумная камера диаметром 6 м, 4 - акустическая камера, 5 - вибростенд, 6 - система измерения массы и положения центра масс, 7 - стенд раскрытия солнечных батарей, 8 - шлюз, 9 - чистое помещение
В рамках проекта фирма Telespazio отвечала не только за космический комплекс, но и за создание Центра сборки, интеграции и испытаний космических аппаратов (Space Systems Assembly Integration and Test Centre) в г. Анкара. В настоящее время турецкие владельцы центра готовы к сотрудничеству по испытаниям космических аппаратов в интересах внешних заказчиков, поэтому была опубликована информация о его возможностях.
Безэховая камера размерами 12х10х12 м. предназначена для испытаний спутника на электромагнитную совместимость. Камера обеспечивает ослабление сигнала на 88-128 дБ. Также в центре возможно проведение испытаний на воздействие электростатических разрядов с напряжением до 25 кВ.
Безэховая камера размерами 27х19х14 м. предназначена для испытаний антенн спутника, в частности для измерения эквивалентной изотропно излучаемой мощности. Уровень ослабления камеры равен 95-137 дБ, рабочий диапазон частот - от 1 до 200 ГГц. Возможно включение излучения с мощностью до 1,5 Вт/см2.
Акустическая камера размерами 9,5х7,9х12,5 м. предназначена для испытаний спутника (в первую очередь габаритных элементов, например, панелей солнечных батарей) на прочность при воздействии акустического давления. Источником акустических колебаний в полете является двигательная установка первой ступени ракеты-носителя. Максимальный уровень звукового давления, развиваемый камерой, составляет 156 Дб. Диапазон частот - от 25 до 10000 Гц. Для измерений при испытаниях на конструкцию аппарата могут быть установлены до 512 акселерометров.
Вибростенд позволяет испытывать на прочность спутники массой до 8 тонн в частотном диапазоне от 5 до 2000 Гц. Амплитуда силы при испытаниях на воздействие синусоидальной вибрации составляет 289 кН, при испытаниях на воздействие широкополосной случайной вибрации - 266 кН, при испытаниях на удар - 801 кН.
Оборудование для испытаний на ударные нагрузки от срабатывания пиросредств (при отделении спутника от средств выведения и при расчековке раскрываемых элементов). Насколько я понял, при испытаниях используются пиросредства.
Термовакуумная камера диаметром 6 м обеспечивает уровень вакуума 10-6 мбар, имеет диаметр 6,2 и длину 7,0 м. На стенках камеры установлены экраны, охлаждаемые жидким азотом, имитирующие холодный космос. Температурный диапазон при испытаниях: от минус 180° С до нормальной температуры. Система измерений температуры в камере имеет 1200 каналов.
Термовакуумная камера диаметром 4 м обеспечивает тот же уровень вакуума, но имеет диаметр 4,2 и длину 4,1 м. На стенках камеры помимо охлаждаемых экранов установлены ИК-лампы, имитирующие солнечный свет. Температурный диапазон при испытаниях существенно расширен: от минус 180 до плюс 110° С. Система измерений температуры в камере имеет 256 каналов.
Оборудование обезвешивания для испытаний раскрытия панелей солнечных батарей и антенн спутников. В том числе три гелиевых шара общей грузоподъемностью 60 кг.
Отметим, что всë испытательное оборудование находится в одном здании, поэтому не требуется упаковка и транспортирование космического аппарата между зданиями. Более того, Центр примыкает к аэродрому Akinci (расположен к северо-западу от Анкары, южнее деревни Fethiye), недалеко от центра проходит рулежная дорожка аэродрома. Таким образом, испытанный и готовый к отправке на космодром спутник не нуждается в транспортировании автомобильным транспортом в аэропорт, контейнер с аппаратом грузят сразу в самолет, который потом летит на космодром.
Расположение испытательного центра на аэродроме
Безэховая камера. Здесь и далее испытания проходит Gokturk-2 (не герой этой статьи)
Камера для акустических испытаний
Термобарокамера диаметром 6 метров
Термобарокамера диаметром 4 метра. Видны включенные ИК-нагреватели
Оборудование для измерения положения центра масс
Фотографии спутника
На заводе-изготовителе
В транспортировочном контейнере
Распаковка
Заправка спутника гидразином
Установка на адаптер ракеты-носителя
Замечания, исправления и дополнения всячески приветствуются.
Литература
1. И. Афанасьев «Турецкий разведчик на орбите» / «Новости космонавтики». - 2017. - №02. - С. 17-20;
2. C. Gaudin-Delrieu, J.-L. Lamard, P. Cheroutre, B. Bailly, P. Dhuicq, O. Puig "the High Resolution Optical Instruments for the Pleiades HR Earth Observation Satellites" / International Conference on Space Optics (ICSO 2008), Toulouse, France, October 14-17, 2008 pdf
3. P.Landiech, F. Douillet "Proteus Platform and Application Satellites" / html
4. J. Krebs, P. Pissavin, D. Vilaire "SED 16 Autonomous Star Tracker" / Spacecraft Guidance, Navigation and Control Systems, Proceedings of the 4th ESA International Conference, 18-21 October, 1999 in ESTEC, Noordwijk, the Netherlands. html.
5. A. Jendeby, J. David "Proteus Data Handling Unit" / Data Systems in Aerospace - DASIA 97, Proceedings of the meeting held 26-29 May, 1997 in Sevilla, Spain. html
Все иллюстрации взяты из публикаций.