Рассматриваются особенности разработки технологических наноспутников, создаваемых АО РКС для отработки технологий решения различных целевых задач. Показаны проблемы разработки перспективных технологий космического приборостроения, рассматривается возможность проведения научно-исследовательских технологических работ, компенсирующих разницу в уровнях технологической готовности элементов служебных подсистем и целевой аппаратуры. Предлагается проанализировать отечественные технологии служебных и бортовых радиотехнических систем малоразмерных космических аппаратов с целью выхода на качественно новый уровень выполнения проектноконструкторских работ. Для этого необходимо восстановить понятие научно-исследовательских технологических работ и обеспечить их включение как в федеральную космическую, так и в другие федеральные целевые программы. Представлены результаты работы по созданию различных полезных нагрузок, предназначенных для размещения на наноспутниках формата CubeSat.

Представлены типы кластерных группировок малых космических аппаратов (МКА) и способы их построения. Рассматриваются два основных класса: с равномерным распределением целевой функции между множеством однотипных космических аппаратов в кластере (распределенный космический аппарат) и с пространственным распределением (разнесением) функциональных модулей одного космического аппарата (фрагментированный космический аппарат). В обоих случаях элементы кластера связаны друг с другом по радиоканалу и функционируют согласованно. Показано, что развертывание кластеров МКА простимулирует рынок легких и сверхлегких средств выведения, даст импульс развитию и совершенствованию принципиально новых технологий, в том числе молекулярных и атомных нанотехнологий.

Рассмотрены особенности развития микро- и наноспутников, предназначенных для изучения солнечно-земных связей. Приведены рекомендации, выработанные на специальной научной сессии Секции солнечно-земных связей Совета по космосу РАН „Научные задачи экспериментов по исследованию солнечноземных связей на микро-, нано- и пикоспутниках“, проведенной с целью определения актуальных научных задач и возможности их решения с помощью малых КА, а также развития взаимосвязей между разработчиками спутников и их производителей. Разработка малых КА должна дополнить „большую“ космическую программу России. Рассмотрены зарубежные наноспутники стандарта CubeSat, работа над которыми активно ведется ведущими учебными заведениями мира, а основными спонсорами являются NASA и NSF. Предложены подходы к формированию приоритетных научных задач для развития наноспутников. Обсуждены перспективы разработки CubeSat в России.

Описан комплекс работ, выполняемых ИКИ РАН в области фундаментальных космических исследований. Предложены решения, обеспечившие создание комплекса научной аппаратуры, включающего бортовую систему сбора и передатчик информации, а также экспериментальных микроспутниковых платформ, выводимых на орбиту в инфраструктуре Российского сегмента Международной космической станции (МКС). Реализована баллистическая схема увеличения высоты орбиты транспортно-грузового корабля „Прогресс“ после выполнения им основной задачи — доставки грузов на МКС. Для реализации, обработки информации и обеспечения дальнейшего доступа к ней создана наземная инфраструктура, использующая обычные интернет-каналы и позволяющая обслуживать иные подобные проекты.

Рассмотрена возможность использования группировки наноспутников стандарта CubeSat. Такой подход обеспечивает получение одновременных измерений в разнесенных точках. Это позволит лучше понять сложные нелинейные процессы в ионосфере, что является важным аспектом для фундаментальных и практических задач. Предложено для описания состояния плазмы в авроральной области использовать методы нелинейной динамики (фрактальный подход, теория перколяции) с целью обработки спутниковых данных, полученных с помощью наноспутников CubeSat. Разработан датчик плотности плазмы, обеспечивающий измерение фонового значения концентрации плазмы и ее нестационарных флуктуаций.

Задача обеспечения аэродинамической стабилизации наноспутника рассматривается в вероятностной постановке применительно к угловому движению наноспутника после отделения от носителя (в отличие от известных работ, в которых эта задача решается в детерминированной постановке). Получены формулы для выбора проектных параметров (запаса статической устойчивости, длины, продольного момента инерции) аэродинамически стабилизированного наноспутника, обеспечивающих при движении на низких орбитах отклонение продольной оси наноспутника от вектора скорости центра масс меньше допустимого с заданной вероятностью на требуемой высоте при заданных погрешностях угловой скорости от системы отделения. На основании расчетов построены номограммы, обеспечивающие простой и наглядный выбор основных проектных параметров наноспутника стандарта CubeSat.

Разработана система электропитания наноспутников семейства SamSat, приведены основные количественные и качественные критерии выбора комплектующих и тактико-технических характеристик системы. Приведена статистика энергопотребления типовых бортовых систем наноспутников семейства SamSat, включающих в себя компьютер с различными режимами функционирования, приемопередатчик, навигационный приемник с системой управления движением и фотокамеру. Представлены результаты типового расчета энергопотребления наноспутника с учетом работы всех обеспечивающих и служебных бортовых систем. Приводится краткая характеристика имеющихся на рынке готовых элементов системы электропитания, таких как аккумуляторные батареи, панели солнечных батарей и контроллер системы электропитания. Указаны особенности системы электропитания. Рассмотрены внутренняя схема взаимодействия элементов контроллера системы электропитания друг с другом и взаимодействие элементов системы электропитания в целом.

Рассмотрено устройство для построения местной вертикали для космического аппарата нанокласса, основанное на визировании горизонта Земли в видимом диапазоне длин волн. Применение такой системы на наноспутнике позволит определять направление на местную вертикаль с точностью, сравнимой с точностью инфракрасных построителей местной вертикали, при этом со значительным выигрышем в массе и энергопотреблении. К недостаткам системы относятся невозможность определить ориентацию на теневом участке орбиты, а также засветка изображения при попадании солнечного света в кадр. Результаты численного эксперимента показали, что предложенная система работает в широком диапазоне углов ориентации. Рассмотрен полунатурный эксперимент по определению угла тангажа с помощью обработки видеоизображений, поступающих с камеры. Эксперимент показал, что точность системы построения местной вертикали космического аппарата на основе обработки видеоизображений сопоставима с точностью инфракрасных построителей местной вертикали.

Разнообразие схем построения наноспутников затрудняет их сравнение на основе отдельных параметров. Описан типовой наноспутник как аппарат, обладающий минимально необходимым набором аппаратных средств. Рассмотрены общая концепция построения, структура и состав бортовой системы наноспутника, решающего ряд типовых задач. Предложен подход к анализу возможных отказов с помощью дерева отказов, построенного на основе подзадач целевой функции борта.

Представлена перспективная схема реализации „протолетного“ подхода при наземной отработке наноспутников, предполагающая проведение квалификационных испытаний на единственном изготовленном летном образце. Рассматриваются преимущества и недостатки предлагаемого подхода. Для снижения влияния выявленных недостатков предлагается использовать имеющийся в ряде организаций ракетно-космической отрасли научно-технический задел по расчетным моделям надежности. Целесообразно увеличивать этот задел в рамках перспективной программы „Создание научно-образовательной космической системы Союзного государства“, в том числе в направлении создания специализированных наземных функциональных модулей для прогнозирования остаточного ресурса и надежности бортовых систем наноспутников по результатам комплексных испытаний.

Приведена классификация малых космических аппаратов (МКА) по критерию массы. Рассматриваются отечественные и зарубежные прототипы и аналоги систем выведения МКА и анализируются их характеристики. Предложена система запуска МКА на базе исследовательского ракетного комплекса (РК) МР-30, в состав которого входит новая разработанная исследовательская метеорологическая ракета МН-300 с высотой полета около 300 км. Приводятся научно-техническое и технико-экономическое обоснования, представлены предложения по модернизации исследовательского РК для его использования под задачи вывода МКА на низкие орбиты. Обосновываются требования к универсальной платформе целевой нагрузки исследовательской ракеты с учетом минимизации технических средств бортовой аппаратуры МКА для обеспечения возможности решения научно-исследовательских и локальных задач из космоса. Предложена схема модификации штатного блока аппаратуры ракеты МН-300 для использования его в качестве универсальной платформы при запуске МКА с минимальными затратами. Представлены массогабаритные характеристики ракеты и платформы для размещения МКА. Приведена схема вывода МКА на низкую орбиту системой запуска на базе исследовательского РК МР-30.

Представлена малогабаритная микропроцессорная система запуска наноспутников с определенными параметрами отделения (начальной скоростью, зенитным и азимутальным углами) на заданные траектории. Система содержит магнитоиндукционный эжектор, механизмы ориентации отделяемого аппарата в зенитном и азимутальном направлениях, микропроцессорный модуль управления. Система отделения может быть размещена на любом средстве доставки или на Российском сегменте МКС.

Орбитальные ступени ракет-носителей могут использоваться в качестве платформы для попутного запуска как одного наноспутника, так и целого кластера. Формирование программы отделения наноспутников с орбитальной ступени позволит обосновать возможность безопасного движения наноспутников при их кластерном запуске, в силу того что после отделения основной полезной нагрузки орбитальная ступень приобретает угловую скорость, величина и направление которой заранее неизвестны. Проведено статистическое исследование, которое позволило разработать методику выбора параметров отделения наноспутников (скорость и время отделения), исключающих возможность соударения при последующем движении, а также разлета наноспутников друг от друга на заданное расстояние. Результаты статистического моделирования приводятся для случая запуска наноспутников с орбитальной ступени ракеты-носителя „Союз“.

Рассматриваются особенности неуправляемого движения относительно центра масс аэродинамически стабилизированного наноспутника на низкой круговой орбите. Получено выражение для усредненного на периоде колебаний по углу атаки баллистического коэффициента. Путем численного моделирования получены функции распределения, плотности вероятностей и числовые характеристики статистического распределения, усредненного баллистического коэффициента наноспутника стандарта CubeSat. Задача решена для момента отделения наноспутника от транспортно-пускового контейнера и для процесса его снижения с орбиты.