Radarsat 1
| Radarsat 1 | |
|---|---|
 Representación artística de Radarsat 1 | |
| Tipo | Científico |
| Fabricante | Spar Aerospace, Ball Aerospace |
| Organización | Axencia Espacial do Canadá |
| Bus | BCP-4000 |
| Destino actual | En órbita terrestre, fóra de servizo.[1] |
| Data de lanzamento | 4 de novembro de 1995, 14:22 GMT[1][2][3][4] |
| Foguete portador | Delta 7920[3][5] |
| Sitio de lanzamento | Base Vandenberg da Forza Aérea, rampla SLC-2W[3][6] |
| Obxectivo da misión | Estudo da superficie terrestre mediante radar.[3][6] |
| NSSDC ID | 1995-059A |
| Masa | 2713,0 kg[3] |
| Potencia | 2500 vatios[3] |
| Baterías | 3 baterías de níquel-cadmio de 50 Ah de capacidade.[3] |
| Datos orbitais | |
| Semieixo maior | 7167 km[1] |
| Inclinación | 98,6 graos[1] |
| Apoapse | 797,6 km[1] |
| Periapse | 796,0 km[1] |
Radarsat 1 foi un satélite artificial conxunto da NASA e da Axencia Espacial do Canadá lanzado o 4 de novembro de 1995 mediante un foguete Delta 7920 desde a Base Vandenberg da Forza Aérea para estudar a superficie terrestre mediante radar.[2][3][5][6]
Características[editar | editar a fonte]
O obxectivo de Radarsat 1, baseado no bus BCP-4000, foi estudar, entre outras cousas, o xeo mariño e terrestre no contexto de investigacións climáticas, obter imaxes de radar con aplicacións xeográficas en oceanografía, agricultura, silvicultura, hidroloxía e xeoloxía, e participar na vixilancia da rexión ártica en busca de xeo que poida ser de risco para navegación.[3][5][6]
[editar | editar a fonte]
A nave estaba formada por dous módulos: o bus e o módulo de carga. O bus, fabricado por Ball Aerospace, estaba formado polos sistemas de enerxía, incluídos os paneis solares, o sistema de propulsión e control de actitude e os sistemas de comunicacións e comando. Radarsat 1 estabilizábase nos tres eixos cunha precisión de 0,01 graos mediante volantes de inercia, magnetómetros, torques magnéticos e sensores solares e terrestres. O sistema de propulsión utilizaba pequenos foguetes alimentados por hidracina. O sistema eléctrico era alimentado por dous paneis solares e tres baterías de níquel-cadmio cunha capacidade de 50 Ah. En canto ao módulo de carga, levaba un radar de apertura sintética (SAR polas súas siglas en inglés) avanzado que funcionaba en banda C (5,3 GHz), así como dúas grabadoras de datos, un ordenador para os instrumentos e un transmisor de datos. A antena SAR lanzouse pregada en catro seccións que, unha vez despregadas, lle daban un tamaño total de 1,5 x 15 metros. As grabadoras tiñan capacidade para almacenar 15 minutos de datos a 85 Mbps.[3][5][6]
Radarsat 1 foi posto nunha órbita heliosincrónica, cruzando o ecuador en sentido ascendente sempre ás 18:00 hora local. Aínda que foi deseñada para durar 5 anos, Radarsat 1 mantívose activo 17 anos, ata que un problema a bordo a desactivou o 29 de marzo de 2013[3][5][6]
Notas[editar | editar a fonte]
- ↑ 1,0 1,1 1,2 1,3 1,4 1,5 N2YO (2011). Real Time Satellite Tracking, ed. "RADARSAT" (en inglés). Consultado o 30 de outubro de 2016.
- ↑ 2,0 2,1 "Note verbale dated 28 May 1996 from the Department of Foreign Affairs, Canada addressed to the Secretary-General" (PDF) (96-84584T). 28 de xuño de 1996: 2. Consultado o 30 de outubro de 2016.
- ↑ 3,00 3,01 3,02 3,03 3,04 3,05 3,06 3,07 3,08 3,09 3,10 NASA (23 de agosto de 2016). "Radarsat 1" (en inglés). Consultado o 30 de outubro de 2016.
- ↑ Claude Lafleur (2010). "Radarsat 1" (en inglés). Consultado o 30 de outubro de 2016.
- ↑ 5,0 5,1 5,2 5,3 5,4 Gunter Dirk Krebs (2016). Gunter's Space Page, ed. "Radarsat 1" (en inglés). Consultado o 30 de outubro de 2016.
- ↑ 6,0 6,1 6,2 6,3 6,4 6,5 Mark Wade (2011). "Radarsat" (en inglés). Consultado o 30 de outubro de 2016.
Véxase tamén[editar | editar a fonte]
 |
Wikimedia Commons ten máis contidos multimedia na categoría: Radarsat 1 |
