Представлены результаты исследований по изучению возможностей лидарного зондирования верхних слоев атмосферы и F-слоя ионосферы с помощью разработанных малогабаритных лидаров оптического диапазона, устанавливаемых на наноспутники. Исследования проводились с помощью методов математического моделирования процессов ослабления (поглощения) импульсов лидарного излучения. Показано, что задачу реконструкции пространственного распределения коэффициента поглощения на атмосферных неоднородностях можно свести к обратной задаче радоновского типа и использовать быстродействующие алгоритмы реконструкции сверточного типа.

Представлено краткое изложение актуальности проблемы, методов диагностики и мониторинга космической погоды в магнитосфере Земли, приведено описание применяемых в настоящее время диагностических инструментов. Показано, что с учетом очень большого объема магнитосферы, наличия нескольких взаимно связанных областей и процессов, переменчивости структурных изменений необходимо одновременно или с небольшим запаздыванием производить диагностику этих магнитосферных областей; при этом можно ориентировочно оценить необходимое количество диагностических постов (спутников) — 100. Очевидно, что создание и запуск такого количества спутников современного исследовательского и служебного класса — очень дорогое и для комплексного мониторинга магнитосферы не обязательное предприятие. Поэтому рациональным решением может быть создание системы магнитосферных наноспутников, оснащенных минимальным количеством диагностических приборов. Обсуждается подход к решению этой задачи. 

Представлены результаты разработки бортового комплекса управления для наноспутников. В качестве основной элементной базы определены две программируемые логические интегральные схемы класса FPGA, вмещающие две „системы на кристалле“, связанные между собой сетевым интерфейсом SpaceWire. В первой FPGA размещен бортовой компьютер на базе процессора LEON3, во второй — контроллер системы электропитания и подсистема сбора информации с аналоговых датчиков. На базе технологии SpaceWire формируется бортовая сеть наноспутника, маршрутизирующие коммутаторы которой встроены в „системы на кристалле“ бортового комплекса управления. Для обеспечения сбоеустойчивости комплекса внешняя и внутренняя память (кэш и регистровый файл процессора LEON3) бортового компьютера защищены устройством обнаружения и коррекции однократных ошибок. Технические характеристики экспериментального образца бортового комплекса управления не уступают характеристикам таких комплексов для космических аппаратов малого, среднего и тяжелого классов. Однако потребляемая мощность разработанного бортового комплекса управления превосходит возможности солнечных батарей наноспутника формата 1U, поэтому его можно рекомендовать для сверхмалых космических аппаратов стандарта CubeSat формата 3U и выше.  

Представлен модифицированный алгоритм оценивания ориентации оси наноспутника по анализу геометрической видимости навигационных космических аппаратов глобальных спутниковых систем ГЛОНАСС и GPS. Модификация алгоритма заключается в изменении ширины диаграммы направленности навигационной антенны. Предложенный алгоритм позволит повысить точность определения одноосной ориентации.

Рассматривается задача повышения целевой эффективности малоразмерных космических аппаратов информационного обеспечения. В качестве путей повышения целевой эффективности рассмотрены увеличение пространственного разрешения оптической аппаратуры, повышение энергетических возможностей бортовых систем, повышение помехоустойчивости каналов связи „борт—Земля“ и „борт—борт“, компенсация неустойчивости баллистического построения кластера наноспутников типа „распределенный космический аппарат“, а также обеспечение устойчивости наноспутников к отказам. Реализация предложенных путей повышения целевой эффективности наноспутников позволит в определенной степени компенсировать недостатки малоразмерных космиче-ских аппаратов, обусловленные малыми массой и габаритами, располагаемой электрической мощностью и низкой надежностью.

Предложена новая архитектура наноспутника формата CubeSat, позволяющая повысить технологичность изготовления и испытаний наноспутника, а также упростить процесс его разработки и сборки. Полностью или практически полностью исключается бортовая кабельная сеть в наноспутнике, что уже на этапе проектирования гарантирует правильность сборки. Рассмотрены результаты экспериментальной отработки наноспутников, выполненных в предлагаемой архитектуре. Приведен пример универсальной оснастки для проведения широкого спектра функциональных испытаний отдельных бортовых систем, сборок узлов и подготовки наноспутника на стартовом комплексе. Рассмотрены возможности по улучшению процесса предпусковой подготовки наноспутников, в том числе посредством автоматизированного контроля всех соединений. 

Предложен микроспутник с оптико-электронным телескопическим комплексом линзового типа, предназначенный для создания отечественной группировки спутников дистанционного зондирования Земли с малым временем получения снимка по запросу. Для поддержания оптимального теплового режима телескопического объектива выбрана система обеспечения на основе электронагревателей. С использованием трехмерной модели проведен расчет теплового режима объектива с учетом реальных условий эксплуатации микроспутника при его орбитальном движении. В результате расчета методом конечных элементов опредлена динамика температурных полей объектива при различных условиях эксплуатации микроспутника: выход на установившийся тепловой режим, съемка поверхности Земли в штатном и расширенном режимах. Показано, что в различных режимах эксплуатации система обеспечения теплового режима поддерживает заданный диапазон температур оптических элементов при умеренном энергопотреблении. 

Исследуются возможности использования наноспутника с бортовым приемником сигналов глобальных навигационных спутниковых систем для определения параметров гравитационного поля Земли. Рассматриваются конфигурации космических измерителей на базе наноспутников — спутникового гравиметра, космического градиентометра по линии „спутник — спутник“ и бистатического радиовысотометра. 

Представлена концепция создания универсальной платформы полезной нагрузки для проведения научных экспериментов студентами вузов. К классу задач, решаемых предлагаемой универсальной платформой, относятся исследования новых приборов микро- и наноэлектроники, испытание прототипов полупроводниковых приборов, возможность проведения дистанционного зондирования Земли. Использование универсальной платформы при проведении в образовательных целях научных экспериментов на малых спутниках стандарта CubeSat позволит формировать новые компетенции у студентов разных направлений подготовки.  

Предложена методика выбора программы отделения группы наноспутников от неориентированной космической платформы на этапе формирования полетного задания. Методика основана на статистических методах и обеспечивает заданный характер относительного движения. Выбор параметров отделения наноспутников базируется на применении критерия, который описывает максимальное расстояние между каждой парой наноспутников при исключении возможности их опасного сближения как друг с другом, так и с платформой, от которой они отделяются. В результате выбираются параметры отделения, для которых максимальное значение расстояния между наноспутниками является минимальным и при этом обеспечивается безопасность полета. Методика рассмотрена на примере отделения группы наноспутников от орбитальной ступени ракеты-носителя „Союз“. 

Исследуются резонансные режимы движения относительно центра масс аэродинамически стабилизированного наноспутника стандарта CubeSat на низких круговых орбитах. Для наноспутника CubeSat, имеющего форму прямоугольного параллелепипеда, аэродинамический момент зависит от пространственного угла атаки и угла собственного вращения, что создает предпосылки возникновения резонанса. Резонанс проявляется в резком изменении амплитуды колебаний по пространственному углу атаки, когда линейная целочисленная комбинация частоты колебаний пространственного угла атаки и средней частоты собственного вращения оказывается близкой к нулю. Получены формулы для определения критического значения продольной угловой скорости наноспутника, при котором выполняются условия возникновения резонансного движения.