В последние два десятилетия наблюдается существенный рост интереса к малым спутникам (далее под малыми спутниками будем понимать спутники массой до нескольких десятков килограмм — наноспутники и микроспутники). Благодаря существующему уровню развития электроники и вычислительной техники были разработаны и выведены на орбиту десятки малых спутников. Напомним, что аппараты массой до 10 килограмм принято относить к наноспутникам, а аппараты массой до 100 килограмм — к микроспутникам. Далее речь пойдет в основном о наноспутниках. Интерес к малым спутникам и бурное развитие этого направления объясняется короткими сроками разработки и изготовления, относительно низкой стоимостью самого аппарата и его вывода на орбиту. Немаловажным фактором, обусловленным развитием техники, является способность малых спутников выполнять некоторые задачи, которые ранее были подвластны только большим и дорогостоящим аппаратам. Кроме того, на базе нескольких миниатюрных спутников возможно создание формаций и группировок спутников, предоставляющих возможность проведения одновременных экспериментов в различных, но близких точках пространства. Последнее направление, в англоязычной литературе носящее название «formation flying», в течение нескольких последних лет приобрело особенный интерес для исследователей и разработчиков.
Рассматриваемые в диссертации алгоритмы управления ориентацией спутника были предложены для реализации на борту малого аппарата «Чибис-М» (разработка Института космических исследований РАН), семейства малых спутников ТНС (технологический наноспутник, разработка ОАО «Российские космические системы»), малых спутников TabletSat, разрабатываемых ООО «Спутнике» и аппарата UniSat-5, разрабатываемого в GAUSS Sri. В диссертации детально исследуются алгоритмы управления этими аппаратами, так как необходимость (заметим, что для малых аппаратов магнитная система применяется с необходимостью) применения их на борту приводит к необходимости заранее понять, как будут влиять на их работу отдельные 3 параметры — как аппарата (моменты инерции), так и его орбиты (наклонение). Общность проблем ориентации малых аппаратов при помощи магнитной системы управления и задачи, стоящие в рамках трех указанных спутников или их серий, подтверждают актуальность диссертационной работы. Возникающие в каждой миссии требования по точности и быстродействию (время переходных процессов) системы ориентации привели к необходимости получения простых, наглядных формул, позволяющих оценить, насколько система ориентации удовлетворяет требованиям, предъявляемым к ней научной аппаратурой. Таким образом, цель диссертации — получение простых и эффективных методов анализа работоспособности системы ориентации и выбора параметров управления для каждой конкретной миссии. Основные решаемые при этом задачи — показать возможность реализации требуемой ориентации спутника при помощи известных алгоритмов с учетом ограничений, накладываемых малыми аппаратами, при необходимости разработать новые, исследовать эти алгоритмы, доведя результат до уровня конечных формул или первых интегралов, что позволит оперативно выбирать параметры системы ориентации, которые затем уточняются при помощи численного и полунатурного моделирования. При этом, несмотря на популярность магнитных систем ориентации, аналитическое исследование, позволяющее удовлетворить обозначенным выше целям, встречается редко. В частности, для рассмотренных в диссертационной работе алгоритмов удовлетворительных общих результатов найти не удалось, что указывает на новизну работы. Опишем сначала проекты, в рамках работы над которыми возникла необходимость представленной диссертации.
Микроспутник «Чибис-М» (запущен с борта космического аппарата Прогресс в ночь с 24 на 25 января 2012 года) предназначен для исследования атмосферных грозовых разрядов. Научная аппаратура спутника требует его трехосной ориентации относительно орбитальной системы координат. Для этого используется магнитно-маховичная система ориентации, состоящая из трех пар маховиков и трех магнитных катушек. Демпфирование начальной 4 угловой скорости спутника после отделения от носителя производится с помощью электромагнитных катушек, взаимодействующих с геомагнитным полем. После этого осуществляется стабилизация аппарата в требуемом положении с помощью маховиков. В качестве датчиков определения ориентации используются магнитометр, набор датчиков Солнца и три одноосных датчика угловой скорости. Несмотря на то, что основными исполнительными элементами системы являются маховики, обеспечивающие точную (минимальное требование научной аппаратуры по точности — 5 градусов, маховики же обеспечивают точность лучше 1 градуса) ориентацию в орбитальной системе координат, магнитные катушки являются необходимым элементом системы управления. Они позволяют демпфировать начальную скорость и осуществлять разгрузку маховиков, необходимые для работы маховичной системы. Система ориентации аппарата была реализована в ИТЦ «СканЭкс», облик системы ориентации был проработан в ИПМ им. М. В. Келдыша РАН. Отметим, что, несмотря на традиционный облик системы ориентации, возникла необходимость провести анализ ее работы. Возникший в последнее время разрыв преемственности опыта запуска малых спутников и разработки их систем ориентации, связанный с проблемами в ракетно-космической отрасли, побудил провести разносторонний анализ работы алгоритмов ориентации там, где в литературе традиционно приводятся лишь результаты летных и численных испытаний постоянно используемых алгоритмов (например, в отношении алгоритма демпфирования [1]). Только ч после проведения такой работы, включая верификацию на лабораторных стендах, было решено использовать алгоритмы на борту микроспутника «Чибис-М».
Рассматриваемый в первой главе диссертации алгоритм гашения угловой скорости планируется также использовать на аппаратах серии ТНС. С 2003 года в ОАО «Российские космические системы» (бывшее РНИИ космического приборостроения) проводится разработка серии технологических наноспутников ТНС-0, ТНС-1 и ТНС-2, предназначенных для ускоренной 5 летной отработки новых технологий и бортовых подсистем малых аппаратов. Как показали результаты летных испытаний ТНС-0 № 1, запущенного вручную космонавтом С. Шариповым в марте 2005 г., такая технология экспериментальной отработки обеспечивает надежность, простоту, регулярность запусков, малые стоимости и сроки работ. Пассивная магнитная система ориентации наноспутника ТНС-0 № 1 была разработана в Институте прикладной математики им. М. В. Келдыша РАН. В настоящее время Институт разрабатывает магнитные системы ориентации, пассивные и активные, для новых спутников этой серии.
Следующий аппарат, ТНС-0 № 2, будет также оснащен пассивной магнитной системой ориентации, однако третий аппарат планируется оснастить активной системой с использованием токовых катушек [2]. ТНС-0 №ЗЛЖЕ8АТ (совместная разработка ОАО «РКС» и Центра космических технологий и микрогравитации 2АЯМ Бременского университета) представляет собой наноспутник с двумя системами управления ориентацией, двумя бортовыми компьютерами и двумя бортовыми средствами связи с наземным Центром управления полетом [3]. Основная цель проекта — получить новые знания, накопить практический опыт в разработке и создании малогабаритных спутников с использованием современных средств миниатюризации, включая СОТБ-компоненты, верифицировать новые технологии и инженерные решения, в том числе относящиеся к системе ориентации.
К системе ориентации спутника ОЯЕ8АТ не предъявляются жестких требований по обеспечению его углового движения [4]. Будут апробированы различные как по режимам, так и по способам реализации алгоритмы ориентации. Планируется использовать трехосный магнитометр, солнечные датчики, три взаимно перпендикулярные токовые катушки, систему определения положения центра масс спутника на орбите. Оснащенный таким образом спутник предполагается стабилизировать в инерциальном пространстве собственным вращением. Отдельно стоит проблема выбора заданного направления в инерциальном пространстве для оси вращения 6 спутника. Самым привлекательным является режим ориентации оси вращения по нормали к плоскости орбиты. Этот режим не требует затрат энергии для поддержания заданного направления оси вращения. Удержание положения этой оси будет осуществляться за счет комбинации гравитационного момента и момента центробежных сил инерции [5]. Алгоритмы управления магнитными катушками, которые будут использованы на наноспутнике GRESAT, рассматриваются во второй главе. Они же могут быть использованы на спутнике ТНС-1, следующем в серии и предназначенном для дистанционного зондирования Земли. Спутник будет стабилизирован собственным вращением, «катясь» по орбите так, что его камеры постоянно была направлена на Землю.
ООО «Спутнике» является инициатором создания Российского специализированного инновационного Центра в Сколково по разработке, изготовлению и наземным испытаниям перспективных элементов и служебных систем для малых спутников массой 10−50 кг. Основное новшество Центра для российской космонавтики — модульная структура аппаратов, заложенная в проекте «Tabletsat». За рубежом такая схема уже получила признание и активно используется на аппаратах типа CubeSat. Для них создан Открытый стандарт на архитектуру космических систем, обеспечивающий быстрое определение и конфигурирование подключаемых устройств. Стандарт разработан Американским институтом аэронавтики и астронавтики. При этом даже каждый полностью собранный аппарат может стать модулем для большей конструкции, а больший аппарат с требуемыми характеристиками собирается из базовых функционально обособленных блоков, каждый из которых должен весить не более 1 кг и иметь определенный форм-фактор (lU-блок). В частности, ключевые служебные системы спутника должны уместиться в одном из таких базовых блоков. При необходимости к блоку служебных систем стыкуются другие функционально обособленные блоки — всего до 4 штук. Базовый блок типа 1U имеет название ТаблетСат (TabletSat). Для запуска и последовательного отделения от ракеты-носителя от 1 до 4 ТаблетСатов, созданных как 1U, 2U, 3U или 4и-блоки, предлагается использовать 7 универсальный транспортно-пусковой контейнер. Его габариты (диаметр, длина) и определяют форм-фактор базового Ш-блока. Использование Р11Щ-апс1-Р1ау-архитектуры бортовых систем, а также стандартного контейнера потребует от разработчиков соблюдать единые требования к информационным, физическим интерфейсам спутника, что в итоге должно сократить стоимость, время разработки и подготовки к запуску малых спутников. Однако, чтобы требования по стоимости и массе такого аппарата были выполнены, необходимо особенно тщательно относится к любой служебной системе, в частности, к системе ориентации.
Система ориентации имеет решающее значение для успеха всей миссии. Большинство первых спутников либо не имело систему ориентации, либо имело пассивную систему. Развитие активных систем ориентации началось в основном благодаря запускам телекоммуникационных спутников, имеющих ограничение на направление антенны. Магнитные системы ориентации (МСО) широко применяются в контуре управления угловым движением искусственных спутников Земли в тех случаях, когда предпочтительно использовать недорогую элементную базу и простые, реализуемые на бортовых компьютерах с ограниченными ресурсами алгоритмы. В качестве основной МСО используется, как правило, на небольших спутниках. С одной стороны, к их системе ориентации обычно не предъявляют высоких требований по точности и быстродействию, с другой — МСО могут явиться единственно возможным вариантом для установки на борту спутника в силу имеющихся ограничений по его массе и энерговооруженности. МСО могут использоваться как самостоятельно, так и совместно с системами ориентации другого типа. Это, прежде всего, пассивные системы: например, гравитационные и аэродинамические, а также системы с использованием маховиков [6].
МСО, как правило, в качестве исполнительных элементов используют три взаимно перпендикулярные магнитные катушки. Магнитная катушка представляет собой ряд компланарных витков проводника (обычно меди или алюминия) вокруг сердечника. При приложении напряжения возникает ток, 8 создающий магнитный дипольный момент. Модуль и направление дипольного момента зависят от силы тока, его направления, числа витков и площади витка. Взаимодействие дипольного момента катушки ш с геомагнитным полем с вектором индукции В создает механический момент М, задаваемый соотношением М = тхВ.
Возвращаясь к основным параметрам катушки, момент можно записать в виде [7] М = М5'т0 х В, где N — число витков, / - сила тока, 5 — площадь витка, т0 — единичный вектор в направлении дипольного момента. Таким образом, создаваемый механический момент линейно зависит от числа витков и их размера. Поэтому использование более крупных катушек позволяет добиться большего механического момента. Но при этом возрастает масса катушки. На самом деле, бортовая система питания создает не заданный ток, а заданное напряжение на концах катушки. Поэтому в рассуждения необходимо также ввести сопротивление провода, а значит, его удельное сопротивление и площадь поперечного сечения. Переходя далее к потребляемой мощности от напряжения, получаем следующее выражения для дипольного момента где с1 — диаметр витка, Р — потребляемая мощность, М — масса, gплотность, р — сопротивление. Последнее выражение содержит два основных параметра, на которые накладываются ограничения при разработке любой системы ориентации, в особенности, системы ориентации малого аппарата, -массу и потребляемую мощность. Соотношением параметров рможно добиться изменения Р, М. При фиксированных размере и дипольном моменте катушки потребляемая мощность для алюминиевого провода в два раза ниже, чем для медного. Перейдем теперь к изложению основных рассматриваемых в диссертации вопросов.
В первой главе диссертации приводятся системы координат и уравнения движения спутникарассматриваются модели геомагнитного поля и анализируется осредненная модель, выбранная в данной работе для приближенного исследования динамикиобсуждаются методы асимптотического анализа.
Во второй главе рассматривается движение спутника на начальном этапе, после его отделения от ракеты-носителя. Рассматривается работа МСО, реализующей алгоритм демпфирования угловой скорости (принятое и ставшее уже традиционным в англоязычной литературе обозначение алгоритма отражает зависимость дипольного момента исполнительных магнитных элементов от производной вектора В геомагнитной индукции). Алгоритм был впервые опубликован в 1976 году К. Т. Алфрендом (АИпепё) [8]. Автором алгоритма, однако, является Сеймор Кант, инженер Центра космических полетов имени Годдарда. Первое упоминание алгоритма относится к 1972 году в отчете [1]. Ни эта работа, ни статья [8], однако, не содержит аналитического исследования динамики спутника под действием алгоритма «-Вс1о{ Для него и ряда других алгоритмов приводится логика формирования и результаты численного исследования. В статье [9] автор алгоритма Алфренд исследует алгоритм, представленный в [8] при помощи методов асимптотического анализа. Исследуемый алгоритм реализуется одной магнитной катушкой, при этом демпфирующая часть дополняется позиционной компонентой. Важным результатом, полученным в статье, является зависимость скорости демпфирования и переориентации алгоритма от величины проекции вектора геомагнитной индукции на орбитальную плоскость. Показано, что алгоритм быстрее работает на приполярных орбитах, тогда как на околоэкваториальных орбитах его эффективность резко падает. Начиная с этих двух пионерских исследований, в большинстве работ, где рассматривается движение спутника с МСО, которая реализует алгоритм и-Вс1оГ, основное внимание уделяется либо.
10 проблеме использования алгоритма для спутников с заданными параметрами [10], либо численному моделированию динамики [7]. Отдельно выделим следующие три работы. В [12] приведены результаты численного моделирования гашения начальных колебаний спутника массой несколько килограмм, оснащенного слабыми магнитными катушками. Время гашения начальных колебаний составляет порядка 1000с. Интерес данной работы заключается исключительно в том, что рассматривался малый спутник, на борту которого установлены небольшие катушки. Численно показано, что время демпфирования начальной угловой скорости приемлемо для подавляющего широкого спектра миссий, для которых проводилось моделирование. В работе [13] показано демпфирование угловой скорости в случае быстро вращающегося спутника, а также приведены результаты численного моделирования для наклонений орбиты 30° и 85°, во втором случае демпфирование происходит несколько быстрее. Таким образом, повторен результат [9], но теперь уже для алгоритма «-ВйоГ без дополнительных компонент управляющего дипольного момента. Авторы, однако, не делают выводов из полученного результата, и он не может рассматриваться как обоснованная закономерность. В [14] рассматривается модельная задача. Спутник закручен вокруг оси симметрии, вектор геомагнитной индукции лежит в плоскости, ей перпендикулярной. В этом случае уменьшение угловой скорости происходит в зависимости от времени экспоненциально. В случае произвольного трехосного спутника показано уменьшение модуля вектора кинетического момента. Хотя рассматриваемая модельная задача во многом искусственна, это одно из немногих аналитических исследований, в котором был получен важный результат — экспоненциальный закон затухания кинетического момента.
Схожая по сути задача, но с иной физической интерпретацией, исследовалась ранее В. В. Белецким в [11], [12], где рассматривалось воздействие вихревых токов на спутник. Воздействие аппроксимировалось моментом, по форме, как позже оказалось, совпадающим с создаваемым МСО.
11 при использовании алгоритма «-ВйоГ и упрощенного для случая быстрых вращений. Анализируя динамику спутника, автор пришел к выводу об уменьшении модуля вектора кинетического момента и стремлении его к определенному фиксированному в инерциальном пространстве направлению. Для движения по экваториальной орбите это направление было найдено. Выводы, однако, были получены на основе анализа уравнений, которые в в рамках принятой им модели геомагнитного поля не удалось проинтегрировать. В работах [17], [18] проведено исследование зависимости кинетического момента от времени для спутника под воздействием вихревых токов. Опираясь на уравнения движения, полученные в [11], авторы нашли выражения, ограничивающие значения модуля кинетического момента в течение всего времени движения.
Третья глава посвящена анализу динамики спутника, стабилизированного собственным вращением и оснащенного МСО. Стабилизация собственным вращением является одним из часто используемых способов поддержания ориентации спутника [19]. Спутник, быстро закрученный вокруг оси симметрии, приобретает свойства гироскопа и в течение длительного времени сохраняет ориентацию этой оси в инерциальном пространстве. В [20] показано, что если на спутник не действуют внешние моменты, но имеется механизм диссипации энергии, устойчивым является только вращение вокруг оси наибольшего момента инерции. Механизм диссипации энергии необходим для правильного функционирования любой системы ориентации спутника, в том числе, стабилизируемого собственным вращением. Обычно работу системы ориентации разбивают на три этапа: гашение нутационных колебаний, закрутка спутника вокруг оси симметрии, переориентация оси симметрии в заданное направление в инерциальном пространстве. Этапы могут совмещаться. Такая схема предложена, в частности, в [21]. Алгоритмы, предложенные в работе [21], исследуются в настоящей диссертации. В диссертации рассматриваются также дополнительные алгоритмы или их режимы работы, позволяющие начать процесс переориентации без предварительного успокоения и закрутки, за счет.
12 чего значительно увеличивается быстродействие системы. Для этого используется либо один из алгоритмов, предложенных в [21], либо алгоритм, предложенный в [22]. Основные принципы активного магнитного управления спутника, стабилизированного вращением, изложены в [23] и [24]. Эти работы легли в основу методики и алгоритмов, рассматриваемых в [21]. Также как и в случае алгоритма «-Вйог», основной фокус работ лежит в области летных испытаний и численного моделирования динамики спутника. В работе [25] представлены алгоритмы для первого бразильского спутника 8СО-1, стабилизированного вращением и оснащенного МСО, реализующей алгоритмы, построенные на основе [23]. Аналогичные принципы использовались при разработке спутника 1лоп8а1 [26], где показано, что использование МСО на аппарате, оборудованном магнитометром и солнечными панелями для определения ориентации, можно достичь точности ориентации 5°. В работе [27] предложен оптимальный по быстродействию алгоритм переориентации аппарата для случая большого угла поворота, результаты подтверждаются численным моделированием. Несмотря на привлекательность предложенного подхода, его реализация сопряжена с вычислительными трудностями, включающими решение оптимизационной задачи на каждом шаге управления. В этом свете простые и надежные алгоритмы, рассматриваемые в [21], представляются предпочтительными для использования на малом спутнике, стабилизированном вращением. Общие вопросы динамики стабилизированных вращением аппаратов, а также проблемы, связанные с технической реализацией систем ориентации стабилизированных собственным вращением аппаратов можно найти в [28]. Там же приведено описание их систем ориентации. Работа [29] содержит детальный обзор литературы по вопросам ориентации спутников, в том числе, стабилизированных собственным вращением.
В четвертой главе рассматривается алгоритм, обеспечивающий трехосную ориентацию в инерциальном пространстве, реализуемую при помощи только токовых катушек. Специфика этих исполнительных элементов такова, что возникает проблема неуправляемости — невозможно в каждый момент времени.
13 реализовать произвольный механический момент. Попытки преодоления этого ограничения предпринимались неоднократно. Среди работ, имеющих большой интерес с точки зрения теории, можно выделить только [30], в которой показана возможность обеспечения трехосной ориентации аппарата при помощи токовых катушек. Однако, в работе рассматривается малая окрестность требуемой ориентации спутника, сам спутник — сферически симметричный, а полученные в рамках теории дифференциальных игр фундаментальные результаты с трудом переносятся на реальные аппараты. Отметим также работу [31], в которой бегло рассматривается задача стабилизации аппарата при помощи токовых катушек, но основное внимание уделено задаче определения ориентации, а решение задачи управления не обосновано должным образом и содержит лишь несколько результатов численного моделирования. Интересный подход представлен в [32], где на основе функций Ляпунова и теоремы Барбашина-Красовского доказывается асимптотическая устойчивость трехосной ориентации. Однако в работе сделано важное допущение о сферической симметричности аппарата, что позволяет авторам в функции Ляпунова отбросить один из членов. В случае же произвольного тензора инерции это условие не выполняется, в результате работа не удовлетворяет критерию применимости разработанного подхода. Работ, посвященных численному моделированию динамики спутника с трехосной магнитной системой ориентации, заметно больше. Например, в [33] рассматриваются линеаризованные уравнения движения, а работа предложенного закона управления исследуется численно. Аналогично в [34] рассматривается удержание аппарата в окрестности требуемой ориентации при помощи только токовых катушек. Особняком стоит статья [35], в которой показана работа токовых катушек, установленных на борту аппарата Оипут-ТесИза!:. В работе приведены данные летных испытаний с использованием только магнитных катушек, но для специфического случая — после отключения основных исполнительных элементов — маховиков. Таким образом, была решена лишь задача поддержания требуемой ориентации после ее достижения, а также в.
14 статье не приводится никаких аналитических результатов, которые позволили бы обобщить этот успех. В настоящей диссертации предлагается алгоритм управления, который, как и в рассмотренных выше работах, конструируется «по мотивам» ПД-регулятора [31]. Однако вместо того, чтобы просто отбросить нереализуемую часть требуемого механического момента (параллельную локальному вектору геомагнитной индукции), здесь предлагается другой путь, который вначале обосновывается при решении плоской модельной задачи, а затем обобщается на трехмерное движение аппарата. При помощи методов осреднения исследуется работа предложенного алгоритма, доказывается асимптотическая устойчивость требуемой ориентации при некоторых (особенно важных с практической точки зрения) параметрах управления.
В пятой главе приводятся результаты численного моделирования динамики спутника при использовании различных моделей геомагнитного поля. Для алгоритма «-ВйоГ приводятся результаты стендовых и летных испытаний на борту микроспутника «Чибис-М».
Заключение
.
В диссертации предложен способ анализа динамики осесимметричного спутника, оснащенного магнитными катушками в качестве исполнительных элементов. За счет использования асимптотических методов и простой, но вместе с тем достаточно достоверной модели магнитного поля удалось довести решение задачи демпфирования начальных колебаний, одноосной ориентации спутника, стабилизируемого собственным вращением, и трехосной ориентации спутника до конечных формул. Полученные результаты могут найти применение при разработке систем управления миниатюрными аппаратами. Основными претендентами на использование рассмотренных алгоритмов являются микрои наноспутники технологического назначения, требующие упрощенной конструкции исполнительных органов. Внедрение результатов возможно при создании систем ориентации спутников, начиная с этапа проработки облика системы и заканчивая реализацией алгоритмов управления на бортовом компьютере, при этом результаты работы позволяют упростить процесс разработки аппарата на этапе проработки и ускорить процесс реализации за счет замены сложных в изготовлении исполнительных элементов (маховики, двигательная установка) простыми и дешевыми магнитными катушками.
Выносимые на защиту результаты и положения:
В рамках исследования быстрых вращений спутника проведен анализ быстродействия алгоритма гашения угловой скорости аппарата. Получен полный набор независимых автономных первых интегралов осредненных уравнений движения. Уточнена зависимость быстродействия системы от наклонения орбиты и найдено направление в инерциальном пространстве, к которому стремится вектор кинетического момента, что позволяет быстро оценить время, которое потребуется для успокоения спутника после отделения от ракеты-носителя.
Для спутника, стабилизируемого собственным вращением, предложена схема обеспечения одноосной ориентации, не требующая предварительного успокоения и раскрутки вокруг оси симметрии и обеспечивающая выигрыш в быстродействии, выработаны рекомендации по применению алгоритмов ориентации. Для всех используемых алгоритмов получены полные наборы независимых автономных первых интегралов осредненных уравнений движения, найдена зависимость быстродействия алгоритмов от наклонения орбиты и начальных условий, что позволяет быстро подбирать параметры системы ориентации на этапе разработки облика системы и спутника.
Исследован алгоритм трехосной магнитной системы ориентации, обеспечивающий любое наперед заданное положение в инерциальном пространстве. Получены конечные соотношения между параметрами системы ориентации, спутника и орбиты, обеспечивающие устойчивость требуемой ориентации и максимальную величину степени устойчивости.
Для алгоритма демпфирования начальных колебаний проведено полунатурное моделирование в составе испытательного стенда и летные испытания на борту микроспутника «Чибис-М».
