Платформа аппарата. GEOStar-2 Bus. [Редактировать]

Дизайн платформы является уникальным для индустрии. GEOStar-2 Bus предоставляет идеальные возможности для создания средне и низко энергетических спутников. Ранее чем начинается падение эффективности для больших и тяжелых аппаратов. GEOStar-2 Bus оптимизированн специально для  аппаратов диапазона от 1000 до 5550 ватт потребляемой мощности полезной нагрузки. Дизайн платформы GEOStar-2 является модульным, разработанным с целью снижения времени сборки космического аппарата. Структура поддерживается композитным корпусом к которому крепится полезная нагрузка и батареи. Энергия от двух мультипанелей  и литиево-ионной батареи с электронным управлением представлчет 36 вольт регулируемой энергии для полезной нагрузки спутников. Все активные элементы аппарата соединенны посредством 1553 шины данных. Комманды и телеметрия проходят через программное обеспечения процессора, который предоставляет отказоустойчивое управление аппаратом. Модульная структура и стандарт 1553 интерфейса позволяет распаралелить процесс сборки и тестирования аппарата, уменьшая риск затягивания сроков . Полезная нагрузка может предоставлять услуги как фиксированной связи так и телевещания, платформа также может быть адаптированна для научных миссий.

В соответствии с размерами и массой платформы GEOStar-2 совместима с большинством коммерчески доступных средств выведения максимизируя возможности по запуска аппаратов. Поскольку платформа позволяет осуществлять спаренные запуски, то это позволяет снизить стоимость пуска полезной нагрузки. 

Покупатели могут купить платформу целиком или как часть услуг, включающих сборку, управление и запуск аппарата.

 

Дополнительные наименования

#НаименованияПоиск в новостяхПоиск в документах
1GEOStar-2НайтиНайти

Дополнительная классификация

#Наименования
1Тип орбиты - ГСО

Технические характеристики

#ХарактеристикаЗначение
1Масса (сухая, средняя, аппарата на платформе), кг1072
2Масса (средняя, аппарата на платформе), кг2366
3Масса (сухая), кг800-1500
4Масса (максимальная, аппарата), кг3325
5Масса (полезная нагрузки), кг500
6Солнечные батареяGaAS
7Габариты, метра1.75 x 1.7 x 1.8
8Мощность (средняя, аппарата на платформе), Вт4908
9Мощность (полезная нагрузки), Вт5500
10Тип (материалов)композиты и алюминий
11Коэффициент совершенства0.45300264773816
12Напряжение, вольт24-36
13БатареяLi-Ion
14Режим стабилизации3-х осевой
15Процессор, MIL-STD-1750A1

Характеристики орбиты

#ХарактеристикаЗначение
1САС, год15

Пусковые характеристики

#ХарактеристикаЗначение
1Ракетаноситель 1xСерия РН Ариан 5
2Ракетаноситель 1xСерия РН Зенит
3Ракетаноситель 1xСерия РН Союз
4Ракетаноситель 1xСерия РН Протон
5Ракетаноситель 1xСерия РН H2A
6Ракетаноситель 1xСерия РН Фалькон

Экономические характеристики

#ХарактеристикаДата измеренияЗначение
1Срок (поставки), месяц24

Аппараты на платформе

#Наименование Масса, кг ×Сухая масса, кг ×Дата пуска ×Ракета-носитель ×Космодром ×Стоимость, млн. долл. ×Страна операторСтрана производительТип
1AMC 2124732008-08-14Ариан 5 ECAКосмодром КуруСШАСШАКА связи
2Amazonas 4A30002014-03-22Ариан 5 ECAКосмодром КуруИспанияФранцияКА связи
3Galaxy 1218002003-04-09Ариан 5GКосмодром КуруСШАСШАКА связи
4Galaxy 1421002005-08-13Союз-ФГ с РБ «Фрегат»Байконур100.125СШАСШАКА связи
5Galaxy 1520332005-10-13Ариан 5GSКосмодром КуруСШАСШАКА связи
6Horizons 223042007-12-21Ариан 5GSКосмодром КуруСШАЯпонияСШАКА связи
7Intelsat 1124502007-10-05Ариан 5GSКосмодром КуруСШАСШАКА связи
8Intelsat 1625252010-02-12Протон-М с РБ «Бриз-М»БайконурСШАСШАКА связи
9Koreasat 628502010-12-29Ариан 5 ECAКосмодром КуруЮжная КореяФранцияКА связи
10MEASAT 3a23652009-06-21Зенит 3SLBБайконур77ЛюксембургСШАКА связи
11N-Star 316252002-07-05Ариан 5GКосмодром КуруЯпонияСШАКА связи
12NSS 922302009-02-11Ариан 5 ECAКосмодром КуруНидерландыСШАКА связи
13Optus D123002006-10-13Ариан 5 ECAКосмодром КуруАвстралияСШАКА связи
14Optus D223502007-10-05Ариан 5GSКосмодром КуруАвстралияСШАКА связи
15Optus D325002009-08-21Ариан 5 ECAКосмодром КуруАвстралияСШАКА связи
16SES 1261513782010-04-24Протон-М с РБ «Бриз-М»Байконур125СШАСШАКА связи
17Sky Mexico 130002015-05-27Ариан 5 ECAКосмодром КуруСШАСШАКА связи
18Telcom 219002005-11-16Ариан 5 ECAКосмодром КуруИндонезияСШАКА связи
19Thaicom 630162014-01-06Фалькон 9 (вер 1.0)Мыс Канаверал160ТайландСШАКА связи
20Thaicom 8300014502016-05-28Фалькон 9 (вер 1.2)Мыс КанавералТайландСШАКА связи
21Thor 2R19002008-02-11Протон-М с РБ «Бриз-М»БайконурНорвегияСШАКА связи

Эконометрика каталога

#Наименование Значение
1Количество элементов в выборке, шт.4
2Среднее значение массы изделий в каталоге, кг2524
3Среднее значение стоимости в каталоге, млн. долл.115.53125
Линейная регрессионная зависимость между стоимостью и массой: cтоимость=a+b*Масса=-80.662609491175+0.07773132309476*Масса
1Дисперсия оценки b0.0011391315941943
2Дисперсия оценки a7386.615096381
3СКО оценки b0.033751023602172
4СКО оценки a85.945419286784
5Критерий стьюдента для оценки b2.3030804638991
6Критерий стьюдента для оценки a-0.93853296848805
7Коэффициент детерминации модели. Поскольку значение меньше чем 0.8, то данная модель непригодна к использованию до дополнительного обоснования.0.72618417082062

Степенная регрессионная зависимость между стоимостью и массой: cтоимость=a*Масса^b=0.00045065592475581*Масса^1.5870496400981
Линеаризированная регрессионная зависимость между стоимостью и массой: ln(cтоимость)=ln(a)+b*ln(Масса)=-7.704811608577+1.5870496400981*ln(Масса)
1Дисперсия оценки b0.80631562596075
2Дисперсия оценки ln(a)49.382094396833
3СКО оценки b0.89795079261658
4СКО оценки ln(a)7.0272394577695
5Критерий стьюдента для оценки b1.7674127058494
6Критерий стьюдента для оценки ln(a)-1.0964208143012
7Коэффициент детерминации модели. Поскольку значение меньше чем 0.8, то данная модель непригодна к использованию до дополнительного обоснования.0.60966071560915

Показательная регрессионная зависимость между стоимостью и массой: cтоимость=a*b^Масса=22.018218642842*1.000642660734^Масса
Линеаризированная регрессионная зависимость между стоимостью и массой: ln(cтоимость)=ln(a)+Масса*ln(b)=3.0918723105415+0.00064245474817871*Масса
1Дисперсия оценки ln(b)1.1436505028546E-7
2Дисперсия оценки ln(a)0.74159176274489
3СКО оценки ln(b)0.00033817902106054
4СКО оценки ln(a)0.86115722301151
5Критерий стьюдента для оценки ln(b)1.8997474951697
6Критерий стьюдента для оценки ln(a)3.59036913112
7Коэффициент детерминации модели. Поскольку значение меньше чем 0.8, то данная модель непригодна к использованию до дополнительного обоснования.0.6434327789556


Найдено 85 документов по запросу «GEOStar-2 Bus». [Перейти к поиску]


Дата загрузки: 2017-12-26
Скачать документ
Скачать текст
0.03/5
... Heavy Representative Satellite Bus Models Lockheed Martin A-2100, Orbital GEOStar, Boeing BSS..., IAI Amos, MELCO DS-2000, GEOStar, SSL-1300, Thales SB-4000..., IAI Amos, A-2100, DS-2000, GEOStar, SSL-1300, SB-4000 ES... manufactured. As an example, Orbital’s GEOStar bus, which dominated the lower end... is based on the TSX-1 bus developed for Infoterra’s TerraSAR-X and... to test technologies related to bus structure, battery performance, and onboard...



Дата загрузки: 2017-06-15
Скачать документ
Скачать текст
0.02/5
... manufactured. As an example, Orbital’s GEOStar bus, which dominated the lower end... Class Separated Mass Representative Satellite Bus Models Medium Intermediate Heavy Extra... lbm) Lockheed Martin A-2100, Orbital GEOStar, Boeing BSS-702, Space Systems..., IAI Amos, MELCO DS-2000, GEOStar, LS-1300, Thales SB-4000..., IAI Amos, A-2100, DS-2000, GEOStar, LS-1300, SB-4000 ES... target size for the company’s GEOStar satellite bus. The debut launch of... stacked spacecraft based on the GEOStar bus and ISS Reshetnev’s Exspress-1000... is based on the TSX-1 bus developed for Infoterra’s TerraSAR-X and... to test technologies related to bus structure, battery performance, and onboard...



Дата загрузки: 2017-05-21
Скачать документ
Скачать текст
0.03/5
... based on Obital’s LEOStar and GEOStar and a pressurized cargo module based... lbm) Representative Satellite Bus Models Lockheed Martin A-2100, Orbital GEOStar, Boeing BSS..., IAI Amos, MELCO DS-2000, GEOStar, SSL1300, Thales SB-4000 Astrium...-702, IAI Amos, A-2100, DS2000, GEOStar, SSL-1300, SB-4000 ES... manufactured. As an example, Orbital’s GEOStar bus, which dominated the lower end... the UK to supply the bus and integrate the satellites whereas... is based on the TSX-1 bus developed for Infoterra’s TerraSAR-X and...



Дата загрузки: 2017-10-09
Скачать документ
Скачать текст
0.03/5
... Heavy Representative Satellite Bus Models Lockheed Martin A-2100, Orbital GEOStar, Boeing BSS..., IAI Amos, MELCO DS-2000, GEOStar, SSL-1300, Thales SB-4000..., IAI Amos, A-2100, DS-2000, GEOStar, SSL-1300, SB-4000 ES... manufactured. As an example, Orbital’s GEOStar bus, which dominated the lower end... is based on the TSX-1 bus developed for Infoterra’s TerraSAR-X and... to test technologies related to bus structure, battery performance, and onboard...



Дата загрузки: 2017-04-24
Скачать документ
Скачать текст
0.07/5
... lbm) Representative Satellite Bus Models Lockheed Martin A-2100, Orbital GEOStar, Boeing BSS..., IAI Amos, MELCO DS-2000, GEOStar, SSL1300, Thales SB-4000 Astrium...-702, IAI Amos, A-2100, DS2000, GEOStar, SSL-1300, SB-4000 ES... manufactured. As an example, Orbital’s GEOStar bus, which dominated the lower end... the UK to supply the bus and integrate the satellites whereas... is based on the TSX-1 bus developed for Infoterra’s TerraSAR-X and...



Дата загрузки: 2017-02-23
Скачать документ
Скачать текст
Скачать перевод
Посмотреть билингву
0.04/5
GEOStar Hosted Payloads ™ Hosted Secondary Payload ... be mounted onto Orbital ATK’s GEOStar-2 bus GEO communications platform. This hosted.... Payload hosting on Orbital ATK’s GEOStar Bus is available on an almost... successfully launched in September 2011. GEOStar Hosted Payloads ™ Specifications Hosted Payload... Power: 500 W-1,000 W BOL (negotiable) Bus Voltage: +36 VDC (nominal) Attitude... on the nadir deck of a GEOStar-2 bus Command and Data Handling Subsystem... as Remote Terminal on 1553 bus (dependent upon data rate) Radiation...



Дата загрузки: 2017-02-23
Скачать документ
Скачать текст
Скачать перевод
Посмотреть билингву
0.05/5
... Heavy Representative Satellite Bus Models Lockheed Martin A-2100, Orbital GEOStar, Boeing BSS..., IAI Amos, MELCO DS-2000, GEOStar, SSL-1300, Thales SB-4000..., IAI Amos, A-2100, DS-2000, GEOStar, SSL-1300, SB-4000 ES... manufactured. As an example, Orbital’s GEOStar bus, which dominated the lower end... is based on the TSX-1 bus developed for Infoterra’s TerraSAR-X and... to test technologies related to bus structure, battery performance, and onboard...



Дата загрузки: 2017-11-08
Скачать документ
Скачать текст
0.07/5
CRS ISS Commercial Resupply Services FACT SHEET Overview Under the joint NASA/Orbital ATK Commercial Orbital Transportation Services (COTS) program, Orbital ATK developed the Cygnus™ advanced maneuvering space vehicle, which is designed to deliver cargo to the International Space Station (ISS). Under a separate but related effort, Orbital ATK privately developed the Antares™ launch vehicle, to provide low cost access to space for medium-class payloads. These elements were used for a successful flight demonstration of Orbital ATK's commercial resupply capability to the ISS in September 2013. FAC T S AT A G L A N C E Mission Partners Orbital ATK Prime contractor and operator of the CRS program, including the Cygnus spacecraft, the Antares launch vehicle, mission and cargo operations, and the Stage 2 motor With the successful completion of the COTS program, Orbital ATK commenced ISS resupply flights under the Commercial Resupply Service (CRS) contract. This NASA contract authorizes 10 missions to carry approximately 28,700 kilograms of cargo to the ISS as well as disposal of ISS waste. The first of these missions was successfully conducted in early 2014. Thales Alenia Space Pressurized cargo module Cygnus Advanced Maneuvering Spacecraft Odyssey Space Research Visiting vehicle requirements support The Cygnus spacecraft consists of a common service module and a modular pressurized cargo module. The service module incorporates avionics systems from Orbital ATK’s flight-proven LEOStar™ and GEOStar™ product lines plus propulsion and power systems from our GEOStar communications satellites. The pressurized cargo module is based on the Multi-Purpose Logistics Module (MPLM), developed by Thales Alenia Space for the ISS. Performing a similar function as the MPLM, the Cygnus pressurized cargo module carries crew supplies, spares and scientific experiments. After being launched into low-Earth orbit, the Cygnus spacecraft has substantial maneuvering capability as it transports the cargo from a low parking orbit to the ISS where it is grappled by the ISS robotic arm and berthed to the station. After the cargo is removed and any ISS disposal items are added, Cygnus is steered to a safe destructive reentry over the Pacific Ocean. Mitsubishi Electric Corporation (MELCO) Proximity link system Draper Laboratory Guidance, navigation and fault tolerant computer support KB Yuzhnoye/Yuzhmash Antares Stage 1 core tank design, production and verification NPO Energomash Antares Stage 1 engines JAMSS America, Inc. Operations support Vivace Systems engineering support United Launch Alliance Launch Vehicle provider for the OA-4 and OA-6 missions CRS Antares Medium-Class Space Launch Vehicle Orbital ATK privately developed Antares, a new launch vehicle designed to provide low cost access to space for medium-class payloads. Antares is used to conduct ISS commercial resupply services as well as future NASA science and exploration, commercial and national security space missions. The Antares launch system utilizes Orbital ATK's proven MACH avionics system and many management approaches, engineering standards, production and test processes common to Orbital ATK’s family of successful small-class Pegasus ® and Minotaur launch vehicles. Antares Launch Vehicle • Diameter: 3.9 m • Height: 40.0 m • Mass: 290,000 - 310,000 kg Stage 2 • Orbital ATK CASTOR ® 30XL solid motor (CASTOR 120 Heritage) with thrust vectoring Cygnus Advanced Maneuvering Spacecraft • Service Module incorporating avionics from Orbital ATK's GEOStar bus and other product lines • Pressurized Cargo Module based on Multi-Purpose Logistics Module • 3.5 kW power output • 3,200 kg total cargo Cygnus is boosted into orbit by Orbital ATK's Antares medium-class space launch vehicle. Stage 1 Atlas V Space Launch Vehicle For the OA-4 and OA-6 missions, Cygnus will be boosted into orbit by an Atlas V rocket. Atlas V will fly in the 401 configuration with a standard common core booster™ powered by a single RD-180 engine, no strap-on solid rocket boosters, a single engine Centaur upper stage and a 4 meter payload fairing. • Two Energomash RD-181 engines each with independent thrust vectoring • Liquid oxygen/kerosene fueled • Orbital ATK responsible for system development and integration • Core tank design and design verification by KB Yuzhnoye (Zenit-derived heritage) • Core tank production by Yuzhmash Mission Operations Key Contacts Frank DeMauro, VP Human Spaceflight Systems Programs, Civil & Defense Division (703) 948-8766 frank.demauro@orbitalatk.com Cygnus mission operations are managed from Orbital ATK's state-of-the-art Mission Control Complex in Dulles, Virginia, in concert with NASA Johnson Space Center in Houston, Texas. Mission Control Complex – Dulles (MCC-D) Bob Richards VP Business Development, Human Spaceflight Systems (703) 406-5221 bob.richards@orbitalatk.com OrbitalATK.com ©2015 Orbital ATK. All Rights Reserved. FS003_08_OA_5033



Дата загрузки: 2017-11-08
Скачать документ
Скачать текст
0.06/5
... GEOStar™ product lines plus propulsion and power systems from our GEOStar communications... Module incorporating avionics from Orbital's GEOStarbus and other product lines • Pressurized...



Дата загрузки: 2017-11-08
Скачать документ
Скачать текст
0.05/5
FACT SHEET QUICK FACTS: Antares TM Medium-class space launch vehicle utilizes proven systems from other Orbital product lines and Zenit heritage Medium-Class Space Launch Vehicle Over 5,000 kg to low-Earth orbit Designed to achieve a 95% or greater launch reliability Key Partners: Orbital Sciences Corporation • Prime integrator, systems engineering, avionics, primary structure, testing and software • Overall Stage 1 development and integration KB Yuzhnoye/Yuzhmash • Stage 1 core design, production and verification Antares will launch from the newly built Pad-0A at Wallops Flight Facility, Virginia Overview Designed to provide responsive, low-cost, and reliable access to space, Antares is a twostage vehicle (with optional third stage) that provides low-Earth orbit (LEO) launch capability for payloads weighing over 5,000 kg. Internally funded by Orbital, Antares is currently under development with a total of 10 missions planned between 2012 and 2015: a risk reduction mission, a demonstration of commercial re-supply services for the International Space Station (ISS) under a NASA Commercial Orbital Transportation Services (COTS) agreement, and eight Commercial Resupply Missions (CRS) to deliver cargo to the ISS. The Antares launch system utilizes Orbital's proven MACH avionics system and many management approaches, engineering standards, production and test processes common to Orbital’s family of highly successful small-class Pegasus®, Taurus®, and Minotaur launch vehicles. These proven launch technologies, along with hardware from one of the world’s leading launch vehicle integrators, combine to provide cost-effective access to a variety of orbits for civil, commercial and military medium-class payloads. Aerojet • Stage 1 engines ATK • Stage 2 motor Antares is designed to achieve a 95% or greater launch reliability. Design, manufacturing and testing of Antares is taking place in Dulles, Virginia and Chandler, Arizona. Key Features • Incorporates both solid and liquid stages and flight-proven technologies to meet mediumclass mission requirements • Provides substantial payload performance into a variety of low inclination low-Earth and sun-synchronous orbits and interplanetary trajectories • Streamlined vehicle/payload integration and testing via simplified interfaces reduce time from encapsulation to lift-off • 3.9 meter fairing accommodates large payloads • Capable of launching single and multiple payloads • Initial launch capability in 2012 from Wallops Flight Facility (WFF), Virginia • Also compatible with the Western Range at Vandenberg Air Force Base (VAFB), Eastern Range at Cape Canaveral Air Force Station (CCAFS) and the Kodiak Launch Complex (KLC) Artist's rendering of Orbital's Antares mediumclass space launch vehicle GALEX Specs & Features Antares Expanded View Performance Circular Low-Earth Orbit Performance Payload Fairing • Diameter: 3.9 meters 8,000 7,000 • Structure: Honeycomb core, composite face 6,000 • Separation: Non-contaminating frangible ring Optional STAR™ 48-Based Third Stage • ATK STAR 48BV high energy upper stage solid rocket motor Stage 2 • ATK CASTOR ® 30B solid motor (CASTOR 120 heritage) with thrust vectoring • Thrust vector guidance and control • MACH avionics Payload Capability (kg) • Height: 9.9 meters Antares 130 Antares 121 28.7˚ 51.6˚ Sun Sync 28.7˚ 51.6˚ Sun-Sync 28.7˚ 51.6˚ Sun-Sync Antares 131 28.7˚ 51.6˚ Sun Sync 5,000 4,000 3,000 2,000 1,000 200 300 400 500 600 700 Circular Orbit Altitude (km) 800 900 1000 High Energy Performance • 3-axis stabilized satellite orbit insertion Optional Stage 2 • ATK CASTOR 30XL solid motor with thrust vectoring Legend Antares 120 2,000 Legend Antares 122 1,800 Antares 132 1,600 Payload Capability (kg) 1,400 Optional Bi-Propellant Third Stage (BTS) Helium pressure regulated bi-propellant propulsion system using nitrogen tetroxide and hydrazine (Orbital GEOStarbus heritage) 1,200 1,000 800 600 400 200 0 -10 -5 0 5 10 15 Earth Escape Energy (km2/s2) 20 25 Antares Configuration Numbering Stage 1 • Two Aerojet AJ26-62 engines with independent thrust vectoring First Stage Second Stage 1–Two AJ26-62 LOX/Kerosene Fueled Engines 2–CASTOR 30B 0–None Solid Motor 1–Bi-Propellant 3–CASTOR 30XL Third Stage (BTS) Solid Motor 2–STAR 48 Solid Motor • Liquid oxygen/kerosene fueled • Orbital responsible for system development and integration • Core tank design and design verification by KB Yuzhnoye (Zenit-derived) • Core tank production by Yuzhmash • Avionics stage controller uses flight-proven Orbital MACH components Third Stage Key Contacts Mark Pieczynski, VP Southern California Engineering Center and Space Launch Business Development 714/677-2444, pieczynski.mark@orbital.com Warren Frick, Program Manager Advanced Projects 703/948-8192, frick.warren@orbital.com Orbital Sciences Corporation | 45101 Warp Drive | Dulles, Virginia 20166 | www.orbital.com ©2012 Orbital Sciences Corporation. FS007_06L