RadioAstron (kompendium)

[Scorus]

WPROWADZENIE
RadioAstron jest przygotowywanym rosyjskim (z międzynarodową współpracą) satelitą astronomicznym wyposażonym w 10-metrowy radioteleskop. Zostanie on umieszczony na wysoce eliptycznej orbicie wokół Ziemi i będzie wykonywał obserwacje radiowe obiektów astronomicznych wraz z naziemnymi sieciami radioteleskopów. Dzięki zastosowaniu interferometrii umożliwi to uzyskanie obrazów, współrzędnych oraz informacji o ruchach i rozwoju obiektów emitujących fale radiowe z bezprecedensową rozdzielczością kontową. Do podstawowych celów naukowych misji zaliczają się: badania centralnego "silnika" AGN i procesów przyspieszania cząstek promieniowania kosmicznego w okolicach supermasysnych czarnych dziur - wielkości, kształtu, rozkładu szybkości regionu emitującego promieniowanie radiowe, spektrum, polaryzacji i zmienności źródeł radiowych; dostarczenie danych dla modeli kosmologicznych z uwzględnieniem ciemniej materii i ciemniej energii poprzez badania zależności wspominanych parametrów AGN i przesunięcia ku czerwieni oraz obserwacje soczewkowania grawitacyjnego; badania struktury i dynamiki galaktyk oraz gwiazd w naszej galaktyce i AGN poprzez rejestrowanie emisji maserów i megamaserów; badania gwiazd neutronowych i hipotetycznych gwiazd kwarkowych oraz czarnych dziur w naszej galaktyce - ich struktury i dynamiki poprzez obserwacje VLBI i rejestrację ruchów własnych oraz paralaksy; określenie struktury i rozkładu plazmy w ośrodku międzygwiezdnym i międzyplanetarnych - poprzez rejestrowanie zmian w promieniowaniu pulsarów; polepszenie systemu współrzędnych astronomicznych; oraz zbudowanie modelu pola grawitacyjnego Ziemi o bardzo dużej dokładności. Misja umożliwi obserwacje VLBI wraz z siecią radioteleskopów w Australii, Chile, Chinach, Europie, Indiach, Japonii, Korei Płd, meksyku, Rosji, południowej Afryce, Ukrainie i USA. Tym samym pozwoli na utworzenie radioteleskopu większego od Ziemi. Jest unikalnym przedsięwzięciem otwierającym nowe perspektywy badań.

[Scorus]

KONSTRUKCJA
Satelita RadioAstron jest dużym statkiem kosmicznym. Jego całkowita masa wynosi 3660 kilogramów, z czego na sprzęt naukowy przypada 2500 kg. Ma w przybliżeniu kształt graniastosłupa ośmiokątnego. Początkowo konstrukcja pojazdu miała być oparta na module astrofizycznym (Astrpophysics Modle - AM) opracowanym przez NPO Lavochkin. Platforma ta została zaplanowana do użycia w misjach astrofizycznych radzieckiego programu Spectrum, który w założeniach miał obejmować 3 misje - Spectrum-R, Spectrum-X-Gamma, oraz Spectrum-UV. Została zaprojektowana na bazie satelitów wojskowych serii Oko, służących do wykrywania startów pocisków balistycznych za pomocą detektorów podczerwieni. Po licznych opóźnieniach i załamaniu się programu Spectrum konstrukcja satelity została oparta o bus Navigator, również opracowany przez NPO Lavochkin. Jest to pierwsza całkowicie nowa rosyjska platforma satelitarna, opracowana już w okresie poradzieckim. Po raz pierwszy została zastosowana w satelicie meteorologicznym nowej generacji - Elektro-L. Planuje się też jej zastosowanie w nowej wersji satelity Spectrum X-Gamma (po względem wyposażenia, konstrukcji, orbity i celów naukowych nie mającego nic wspólnego z dawną wersją radziecką).

Moduł serwisowy satelity RadioAstron (bus Navigator) zawiera wszystkie komponenty inżynieryjne pojazdu, a także formater jego instrumentu naukowego. Jego konstrukcja składa się z 8 paneli bocznych. Na ich wewnętrznej stronie umieszczono jednostki awioniki, koła kreacyjne i inne systemy, takie jak mechanizmy obracające panele słoneczne. Na zewnątrz znajdują się 4 zbiorniki paliwa oraz 4 zespoły silników. Ogólnie w module tym można wyróżnić następujące systemy: główny kompleks radiowy (Main Radio Complex - MRC); system transmisji z wysokimi szybkościami (High Data Rate Communication Radio Link - HDRC); system transmisji częstotliwości satelita - Ziemia (Up-down Phase Transfer Radio Link - UDPTR); system kontroli orientacji przestrzennej (Attitude Control System - ACS); silniki do korekt orbity (Orbit Correction Engines - OCE); system zasilania (Power Supply System - PSS); system kontroli orientacji przestrzennej paneli słonecznych (Solar Panel Attitude Control System - SPAS); system kontroli temperatury (Thermal Control System - TCS); oraz autonomiczny moduł elektroniki (Autonomous Electronics Module - AE). W górnej części modułu znajduje się kratownica przejściowa (Transition Truss) łącząca się z kratownicą podpierającą elementy radioteleskopu (Pitched Truss).

[Scorus]

Główny kompleks radiowy MRC odbiera komendy z Ziemi, a także umożliwia automatyczne wykonywanie obserwacji astronomicznych. Łączność z Ziemią umożliwia wchodzący w jego skłąd system telemetryczny niskiego zysku (Low Gain Telemetry System - TM) z antenami i systemem transmisyjnym (Telemetry Antenna and Feed System - TMAFS). Satelita poiska 3 omnikierunkowe anteny niskiego zysku - dwie na centralnym cylindrze instrumentu SRT oraz jedną w dolnej części modułu serwisowego. Obserwacje naukowe w trakcie braku łączności z Ziemią są kontrolowane przez system programowania obserwacji (Time-Program System - TPS), służący również do kontroli transmisji danych na Ziemię. Jest to pakiet sprzętu i oprogramowania umożliwiający odbieranie, obróbkę i przechowywanie komend. Odbiór i transmisja danych przez system niskich szybkości odbywa się w paśmie C. W skład tego systemu wchodzą dwa odbiorniki komend oraz dwa odbiorniki/transpondery do odbierania i transmisji sygnałów służących do nawigacji (określania parametrów orbity). System ten może pracować w 3 trybach: odbioru komend z Ziemi; pomiarów parametrów orbity; oraz transmisji danych inżynieryjnych w czasie rzeczywistym lub danych zapisanych w pamięci pokładowej z szybkością 32 Kbps.

Dane naukowe są wysyłane na Ziemię przez system transmisji wysokiej szybkości (High-Data-Rate Communication Radio Link - HDRC). Centralna częstotliwość tego systemu to 15 GHz. Maksymalna szybkość transmisji to 2 x 72 Mbps a moc transmisji - 40W. System ten posiada też tryb transmisji z małą mocą (4W). Dane mogą być transmitowane z dwoma szybkościami - 32 Mbps i 144 Mbps. System ten jest wyposażony w paraboliczną antenę wysokich szybkości (High-Gain Communication Antenna - HGCA). Ma średnicę 1.5 m. Jest wykonana z włókna węglowego. Antena ta jest obracana wzdłuż dwóch osi (Ya i Za) celem nakierowania na stację naziemną. Oś Ya jest równoległa do osi Y w układzie współrzędnych satelity. Antena może zostać zwrócona w dowolnym kierunku w obrębie sfery otaczającej oś odniesienia Xa (położoną w płaszczyźnie XOZ satelity, pod kątem 30 stopni w stosunku do osi X) za wyjątkiem obszaru w pobliżu osi Z, od 12.5 do 4.5 stopnia. HGCA znajduje się w dolnej części modułu serwisowego. System UDPTR pozwala na odbiór i transmisję częstotliwości wzorcowych w trakcie obserwacji radioastronomicznych i synchronizację częstotliwości. Używa on anteny HGCA.

System kontroli orientacji ACS pozwala na utrzymywanie pojazdu w standardowej orientacji przestrzennej, orientowanie osi satelity w zadanym kierunku i utrzymywanie stabilności pojazdu w takiej pozycji; kontrolowanie korekt orbity za pomocą silników OCE, oraz wspieranie pozycjonowania anteny HGCA na stacje naziemne. Dla misji tej konieczne będzie niwelowanie wpływu ciśnienia wiatru słonecznego na dużą powierzchnię anteny radioteleskopu. Danych nawigacyjnych dostarczają 3 sensory gwiazd umieszczone na pojedynczej platformie przyłączonej do kratownicy podpierającej antenę instrumentu SRT. Są to kamery elektroniczne wyposażone w soczewki o średnicy 25 mm. Odległość ogniskowej wynosi 52 mm a pole widzenia ma szerokość 12 stopni. Do nawigacji używane są gwiazdy o jasności do 6 magnitudo. Komputer systemu ACS posiada katalog gwiazd pozwalający na ustalanie pozycji satelity względem gwiazd rejestrowanych przez szperacze gwiazd. W celu precyzyjnego pozycjonowania satelity jednocześnie używane są 2 szperacze. Dokładność pozycjonowania wynosi 18 sekund kątowych. Do zmian orientacji przestrzennej służą koła kreacyjne. W trybie pozycjonowania precyzyjnego w trakcie obserwacji i podczas zmian pozycji satelity używanych jest łącznie 8 kół. Pozycjonowanie jest precyzyjniejsze niż we wszystkich wcześniejszych satelitach rosyjskich. Działanie kół reakcyjnych uzupełniają silniki systemu OCE. Pozwalają one na wstępne pozycjonowanie satelity oraz na rozładowywanie pędu kół reakcyjnych. Ponadto służą do korekt orbity. 4 zbiorniki paliwa dla tego systemu (UDHM) znajdują się na zewnątrz struktury modułu serwisowego, w dwóch rogach. W 4 rogach umieszczono też 4 zestawy silników. Satelita posiada łącznie 12 silników. 4 służą do wstępnego pozycjonowania satelity, a 8 do pozycjonowania precyzyjnego. System ACS pozwala na wykonanie do 14 operacji ponownego pozycjonowania w trakcie każdej sesji obserwacyjnej. Czas potrzebny do wznowienia obserwacji po każdym repozycjonowaniu to około 5 minut. Szybkość obrotu statku to 0.1 stopnia na sekundę. W celu zapewnienia prawidłowych obserwacji kąt pomiędzy osią +X satelity a kierunkiem do Księżyca (jego środka) musi być większy od 5 stopni. Kąt miedzy tą osią a kierunkiem do krawędzi tarczy Ziemi również musi być większy od 5 stopni.

System zasilania PSS obejmuje panele słoneczne, baterie oraz system konwersji i przesyłu energii elektrycznej. Energii elektrycznej dostarczają 2 skrzydła paneli fotowoltaicznych. Każde z nich składa się z 4 prostokątnych paneli komórek słonecznych. System ten ma zdolność obracania się za Słońcem w jednej osi (Y) za pomocą układu SPAS. Kąt pomiędzy płaszczyzną paneli słonecznych i kierunkiem do Słońca nie może przekroczyć +/- 10 stopni. Panele słoneczne dostarczają energii 3.0 kW, z czego sprzęt naukowy wykorzystuje 900 W. Wyprodukowana energia jest zużywana na bieżąco, a także ładuje baterie chemiczne, które są używane w czasie, gdy pojazd znajduje się w cieniu Ziemi, i nie otrzymuje światła słonecznego. W czasie startu panele będą złożone po bokach modułu serwisowego. Zostaną rozłożone po wejściu na orbitę, w płaszczyźnie XY satelity.

Kontrolę temperatury wewnętrznej zapewniają elementy systemu TCS - radiatory, grzejniki, oraz wielowarstwowa izolacja. Pojazd posiada jeden główny radiator umieszczony na boku modułu serwisowego. Odbiorniki instrumentu naukowego są chłodzone przez własne radiatory, ulokowane na bokach centralnego cylindra w płaszczyźnie ogniskowej anteny radioteleskopu. W celu zapewnienia odpowiednich warunków cieplnych w trakcie misji kąt pomiędzy osią +X satelity musi znajdować się w granicach 90 - 165 stopni. Kąt pomiędzy osią X satelity i kierunkiem do Słońca musi być większy od 90 stopni. Słońce nie może oświetlać radiatorów odbiorników na działanie światła słoneczne nie może być też wystawiona powierzchnia czaszy radioteleskopu, co zapewnia odpowiednio duży kąt pomiędzy kierunkiem do Słońca a osią +X.

[Scorus]

WYPOSAŻENIE
W skład wyposażenia naukowego satelity RadioAstron wchodzi pojedynczy bardzo duży instrument astronomiczny - kosmiczny teleskop radiowy (Space Radio Telescope - SRT). Ponadto na satelicie umieszczono dodatkowy pakiet do badań plazmy w magnetosferze i wietrze słonecznym (Plasma-F).

[Scorus]

SRT
Kosmiczny teleskop radiowy jest jedynym instrumentem astronomicznym satelity RadioAstron. Jego cele naukowe pokrywają się z celami całej misji.

Instrument SRT został umieszczony w górnej części modułu serwisowego (Navigator) satelity RadioAstron. Całkowita masa ładunku naukowego wynosi 2 500 kilogramów. Na szczycie modułu serwisowego ustawiona jest czasza radioteleskopu średnicy 10 metrów i masie 1 500 kg. Pozostały pakiet sprzętu naukowego - odbiorniki, zasilacze, syntezatory, jednostki kontrolne, standardy częstotliwości i system transmisji danych naukowych ma masę około 900 kilogramów. Pobór mocy sprzętu naukowego wynosi 900W.

Paraboliczna antena radioteleskopu w układzie reflektora jest wykonana z 27 płatków przymocowanych do dysku (zwierciadła centralnego) o średnicy 3 metrów. Jej średnica to 10 m, a długość ogniskowej - 4.22 m. Poszczególne płatki mają wymiary 34 x 115 x 372 cm. W czasie startu system ten będzie złożony w cylinder o wymiarach 3.6 x 7.6 m. Zostanie rozpostarty po wejściu na orbitę roboczą. Służy do tego pojedynczy silnik obracający każdy płatek synchronicznie wzdłuż nachylonej osi. Proces ten będzie trwał około 2 godzin. Finalnie płatki zostaną szczepione na stałe za pomocą szpil na ich końcach. Każdy płatek będzie tez zamocowany za pomocą przebiegającej w poprzek uprzęży. Płatki są wykonane z włókna węglowego. Ich szkielet jest złożony z rurek. Warstwa powierzchniowa ma postać trójwarstwowego kompozytu złożonego z arkuszy włókna węglowego połączonych ze strukturą aluminiową w postaci plastra miodu. Powierzchnie płatków przed starem zostały zamocowane z dokładnością do 7 mm względem siebie za pomocą 45 sferycznych śrub. Stosunek skupienia do średnicy anteny wynosi F/D=0.43. Wymagana wysoka odbijalność powierzchni płatków została osiągnięta poprzez zastosowanie warstwy aluminium o grubości 100 um. W celu zapewnienia stabilności termicznej czaszy w obrębie szkieletu płatków złożonego z rurek zainstalowano sferyczne jednostki grzewcze. Dzięki temu wahania temperatury płatków nie przekraczają 50 stopni. Tylna część płatków jest ponadto pokryta izolacją wielowarstwową. W czasie misji Słońce nie będzie bezpośrednio oświetlać wewnętrznej powierzchni anteny.

Dysk centralny anteny został przyłączony do ażurowej struktury nośnej (Pitched Truss) za pomocą 9 bolców. Mocowanie minimalizuje wpływ odkształceń termicznych kratownicy. Sama kratownica ma kształt cylindryczny. Jest wykonana ze stopu aluminium. Struktura ta utrzymuje wszystkie elementy anteny - dysk centralny, płatki oraz 6 belek podpierających centralny cylinder z odbiornikami. Na strukturze tej umieszczono też szperacz gwiazd systemu nawigacyjnego satelity. Niweluje to wpływ odkształceń termicznych modułu serwisowego na ten sensor. Kratownica ta łączy się w dolnej części z osobną kratownicą przejściową (Transition Truss), połączoną natomiast z powierzchnią modułu serwisowego.

[Scorus]

Większość elementów odbiorczych znajduje się w centralnym cylindrze ustawionym nad czaszą (w ogniskowej radioteleskopu) na 6 belkach. System ten odbiera 4 pasma częstotliwości: 327 MHz (P), 1665 MHz (L), 4830 MHz (C) i 18392 - 25112 MHz (K). Szerokość pasma dla każdego kanału przy wszystkich polaryzacjach wynosi odpowiednio: 4, 32, 32 i 32 MHz.  W trybie spektralnym centralna częstotliwość odbiornika pasma K może zostać podzielona na 2 okna - 21160 - 21288 i 22136 - 22232 MHz w obu polaryzacjach w celu wykonania obserwacji maserów H2O z przesunięciem ku czerwieni w zakresie od  -300 do +1300 km/s i od +12700 do +14500 km/s. Współczynniki efektywność anteny wynosi odpowiednio 0.3, 0.5, 0.5 i 0.3. Czułość SRT wynosi odpowiednio 8200 Jy, 3500 Jy, 3500 Jy i 7000 Jy.

[Scorus]

Fale radiowe są wychwytywane przez układy umieszczone w głównym ognisku paraboloidy utworzonej przez płatki, w dolnej części cylindra. Fale radiowe o długościach 92, 18 i 6.2 cm są wychwytywane przez rezonatory kołowe, a o długościach 1.19 - 1.63 cm - przez stożkowy rożek. Zastosowana konfiguracja pozwala na prowadzenie obserwacji w dwóch różnych częstotliwościach labo alternatywnie w dwóch polaryzacjach kołowych.

[Scorus]

Odbiorniki dla każdej częstotliwości posiadają dwa kanały, co pozwala na odbieranie sygnałów w polaryzacjach kołowych lewej i prawej (Right-hand Circular Polarization - RCP i Left-hand Circular Polarization - LCP) Wzmacniacze niskoszumowe (Low Noise Amplifiers - LNA) odbiorników są oparte na tranzystorach HEMT (High Electron Mobility Transistors). W odbiornikach L, C i K są schłodzone do temperatury 130K +/- 20K przez radiacyjny system chłodzący. Znajdują się na schłodzonej płycie. Ciepło jest wypromieniowywane w przestrzeń kosmiczną przez radiatory ustawione po bokach centralnego cylindra. LNA dla pasma P jest utrzymywany w temperaturze pokojowej (303K +/- 3K). Pierwszy poziom każdego odbiornika jest utrzymywany w stabilnej temperaturze 43 +/- 1.5C, a wnętrze cylindra - w temperaturze 5 - 35C. LNA są połączone z odbiornikami za pomocą półsztywnych kabli. Odbiorniki pasm L, P i C dokonują pojedynczej konwersji sygnału do 512 MHz (pasma L i C) oraz 524 MHz (P). Dla pasma K zastosowano bardziej złożoną syntezę wielokrotnych częstotliwości. Sygnał wyjściowy z każdego odbiornika jest atenuowany w zakresie 0 - 31 dB z krokiem 1 dB w celu dostosowania do poziomu wejściowego formatera. Selektor mikrofalowy przesyła sygnały z odbiorników (w dwóch częstotliwościach albo w dwóch polaryzacjach jednocześnie) przez kable biegnące wzdłuż podpór cylindra do formatera znajdującego się w przedziale oprzyrządowania we wnętrzu modułu serwisowego. Ponadto każdy odbiornik wykonuje pomiary mocy sygnału w czasie 1 s. Dane te są ucyfrawiane 12-bitowo i gromadzone w pamięci. Służą do kalibracji.

[Scorus]

Formater odbiera dwa sygnały z odbiorników, przekształca je w strumień wideo a następnie ucyfrawia 10-bitowo z częstotliwością próbkowania 64 MHz. Jednocześnie stosowane jest filtrowanie cyfrowe pozwalające na ukształtowanie dolnej i górnej granicy rejestrowanych pasm, o szerokości 4 - 16 MHz. Formater obsługuje próbkowanie 1-bitowe przy częstotliwości Nyquista. Ostatecznie tworzy dwa strumienie danych binarnych odpowiadające dwóm kanałom częstotliwości albo dwóm polaryzacjom. Są one wysyłane na Ziemię z użyciem modulacji QPSK, z szybkościami 18 x 2 albo 72 x 2 Mbps. Każdy strumień składa się z zestawu danych złożonych z 20 000 bitów - 30 bitów danych nagłówkowych i 19 970 danych naukowych. Nagłówek każdego pakietu składa się z kodu synchronizującego (7 bitów) oraz licznika pakietów (2 bity). Licznik pozwala na opisywanie pakietów w zakresie 1 - 400 w czasie 1 albo 4 sekund pomiarów (w zależności od używanej szybkości transmisji danych). Ponadto nagłówek zawiera informacji o aktualnej konfiguracji instrumentu. Jego pierwszych 10 bitów jest też używanych przez system telemetryczny satelity do wysyłania standardowych pakietów danych.

System syntezy częstotliwości (System of Frequency Synthesis - SFS) obejmuje standardy częstotliwości oraz syntezatory częstotliwości. W trybie syntezy zewnętrznej częstotliwość odniesienia 15 MHz jest formatowana z jednorodnego sygnału tonowego odbieranego ze stacji naziemnej przy 7.2 GHz. W trybie syntezy wewnętrznej używany jest pokładowy maser wodorowy. Dostarcza on częstotliwości odniesienia 5 MHz dla instrumentu. Ponadto dostarcza też sygnału odniesienia 15 MHz dla systemu transmisji z wysoką szybkością HGCA. System ten jednak może też używać zewnętrznego sygnału 15 MHz. Możliwe są operacje bez łącza satelita - Ziemia oraz operacje kombinowane z sygnałami zewnętrznymi i wewnętrznymi. Sygnały zewnętrzne są wytwarzane w stacjach naziemnych za pomocą oscylatorów w postaci maserów wodorowych. Satelita posiada też oscylator, rubidowy standard częstotliwości (Rubidium Frequency Standard - RFS) służący do testów komponentów SRT. Wszystkie pokładowe częstotliwości standardowe są formatowane przez syntezator wysokich częstotliwości (High-Frequency Synthesizer - HFS) zainstalowany w centralnym cylindrze. Dodatkowe częstotliwości używane przez formater instrumentu są generowane przez syntezator niskich częstotliwości (Low-Frequency Synthesizer - LFS) umieszczony we wnętrzu modułu serwisowego. LFS dostarcza też częstotliwości próbkowania. Wszystkie jednostki SFS, w tym maser wodorowy są podwojone dla zapewnienia redundancji. Maser pokładowy VCH-1010 ma masę 60 kg, szerokość 460 mm i wysokość 729 mm. Znajduje się na kratownicy podpierającej czaszę radioteleskopu. Relatywne niedokładności w jego sygnale wynoszą  3 x 10^-13 przy 1 s, 3 x 10^-14 przy 10 s, 7 x 10^-15 przy 100 s i 3 x 10^-15 przy 1000 s. Do syntezy wielu częstotliwości (dla pasma 18.392 - 25.112 GHz) używany jest osobny syntezator, wchodzący w skład odbiornika tego pasma.

System kontrolny instrumentu (Control System - CS) przesyła komendy z systemu telemetrycznego statku do różnych komponentów instrumentu. Składa się z dwóch jednostek - jednostki kontrolnej w cylindrze centralnym (Control Unit in Focal Container - CUFC), oraz jednostki kontrolnej w module serwisowym (Control Unit in Instrumentation Module - CUIM). Odpowiadają one za komponenty instrumentu umieszczone w tych dwóch przedziałach.

[Scorus]

Obserwacje naukowe są ograniczone przez orientację statku kosmicznego, jego widzialność ze stacji naziemnych, oraz ograniczenia autonomicznego funkcjonowania statku na orbicie. Słońce musi znajdować się w ograniczonym obszarze kątowym w stosunku do teleskopu. Obserwowane źródło optymalnie musi znajdować się na przeciwnej półkuli sfery niebieskiej niż Słońce, Księżyc i Ziemia. Ponadto w trakcie każdej orbity statek musi wykonać kilka operacji: seans łącznościowy (2 - 4 godzin), repozycjonowanie (0.4 godz), pomiary orbity (0.2 godz 2 razy), transfer do innej stacji śledzącej (1 godz), oraz rozładowywanie żyroskopów (0.3 godz). Wszystkie komendy do statku będą wysyłane raz w trakcie każdego obiegu. Instrument może obserwować 1 - 3 źródeł na orbitę, a obserwacje mogą zostać przerwane przez wspomniane operacje pomocnicze.

Do kalibracji stosowane są: pomiary temperatury systemu przez okresowe wprowadzanie szumu w określonym paśmie do wejścia SRT poprzez pokładowy odbiornik astronomiczny (dostępne są 2 poziomy szumów - wysoki i niski); określenie pozycjonowania anteny SRT poprzez całkowity pomiar mocy podczas poruszania anteny wokół bardzo silnych źródeł fal radiowych (wyniki są stosowane do korekcji orientacji); kalibrację fazową poprzez wstrzykiwanie w określonej kolejności krótkich pulsów RF lub IF dla 22 GHz (spektrum pulsu zawiera linie w przedziale 1 MHz); oraz poprzez obserwacje interferometryczne wybranego intensywnego źródła punktowego.

Jeśli chodzi o obróbkę danych w trybie interferometrycznym z radioteleskopami naziemnymi, nagrania S2 lub VLBI będą wysyłane wysłane do centrum integracji. Nagrania te (dyski) będą zawierać dane naukowe oraz pliki z danymi kalibracyjnymi. Dane z instrumentu będą mogły przetwarzać 4 korelatory: 2 korelatory DRAO S2 w Kanadzie, korelator NRAO VLBA w USA i korelator Mitaka w Japonii. Skorelowane dane będą zapisywane w standardowym formacie FITS. Główna baza danych (Master Data Base - MDB) będzie zajmować się gromadzenie i dystrybucją wszystkich danych, w tym planów obserwacji naukowych, wykonanymi wydarzeniami, parametrami orbity itp. Archiwizacją zebranych materiałów będzie zajmować się ACS w Moskwie.

[Scorus]

PLASMA-F
Pakiet Plasma-F jest zestawem sensorów służącym do badań parametrów środowiska plazmowego - rejestracji pól magnetycznych, elektronów i jonów w magnetosferze Ziemi i w wietrze słonecznym w przestrzeni międzyplanetarnej. Jest dodatkowym wyposażeniem satelity RadioAstron. Wykorzystuje on silnie eliptyczną orbitę tego pojazdu do przeprowadzenia pomiarów w przestrzeni międzyplanetarnej poza magnetosferą Ziemi. Satelita ponad 90% czasu na każdej 9-dniowej orbicie będzie spędzał poza magnetosferą, co czyni go dogodną platformą do tego typu pomiarów. Do głównych celów naukowych pakietu zaliczają się: prowadzenie monitoringu zmian właściwości wiatru słonecznego na potrzeby badań i przewidywania pogody kosmicznej; badania drobnych struktur w obrębie pól magnetycznych i związanych z nimi plazmy wiatru słonecznego przy wysokiej rozdzielczości czasowej (do 32 Hz) i śledzenie zmian parametrów wiatru słonecznego; oraz badania procesów przyspieszania cząstek w obrębie magnetosfery Ziemi. W przypadku pomiarów parametrów wiatru słonecznego pakiet ten pozwoli na badania małych struktur, o wielkości 10 - 100 km. Umożliwi też śledzenie transformacji energii w małych skalach przestrzennych. Dane te będą istotne dla poznania roli procesów zachodzących w małej sali w kształtowaniu nieciągłości i granic w obrębie wiatru słonecznego. Pomiary pól i cząstek w obrębie magnetosfery uzupełnią natomiast badania wykonywane przez instrumenty na satelitach w innych częściach magnetosfery.

W skład pakietu Plasma-F wchodzą 4 komponenty: magnetometr MMFF; szybki monitor wiatru słonecznego BMSW; detektor jonów i elektronów MEP-2; oraz jednostka kontrolna SSNI-2.

Magnetometr MMFF służy do pomiarów pola magnetycznego, stałego i zmiennego w otoczeniu. Składa się z dwóch wektorowych magnetometrów transduktorowych oraz z dwóch magnetometrów zwojowych. Magnetometry transduktorowe pracują w zakresie częstotliwości 0 - 32 Hz. Ich zakres dynamiczny to +/-1000 nT. Magnetometry zwojowe pracują przy częstotliwościach 0.01 - 100 kHz. Sensory zostały umieszczone na małym wysięgniku. Masa tego systemu wynosi 2 kg, a pobór mocy - 3W. Za prace nad urządzeniem odpowiada IKI. Sensory transduktorowe powstały w rosyjskim Instytucie Metrologii (VNIIM) a sensory transduktorowe - w Centrum Kosmicznym im Lviva na Ukrainie.

Monitor wiatru słonecznego BMSW jest zestawem 6 ciemni Faradaya. Pozwala na pomiary kierunku ruchu wiatru słonecznego, jego szybkości oraz temperatury jonów i ich gęstości w ośrodku. Poszczególne ciemnie różnią się kierunkiem patrzenia oraz przyłożonym potencjałem. Pomiary mogą być wykonywane z częstotliwością 32 próbek na sekundę. Masa tego urządzenia wynosi 3 kg, a pobór mocy - 3W. Sensor ten został opracowany przez IKI we współpracy z OKB Aalam w Kirgistanie (sensory), Charles University w Czechach (elektronika analogowa), oraz CSSAR w Chinach.

Detektor jonów i elektronów MEP-2 jest zestawem dwóch teleskopów cząstek. Są one skierowane wzdłuż dwóch różnych kierunków. System ten pozwala na rejestrowanie jonów o energiach 15 - 3 200 keV oraz elektronów w zakresie energii 15 - 320 keV. Charakteryzuje się dużym czynnikiem geometrycznym (około 1) pozwalającym na osiągnięcie wysokiej rozdzielczości czasowej, rzędu 1 - 32 próbek na sekundę. Jego masa wynosi 2.4 kg, a pobór mocy - 2W. Prace nad urządzeniem prowadził Instytut Fizyki Eksperymentalnej na Słowacji (Institute of Experimental Physics). Detektory cząstek dostarczyło Laboratorium Badań Kosmicznych (Space Research Laboratory) Uniwersytetu Thrace (Democritus University of Thrace) w Grecji.

Jednostka kontrolna SSNI-2 kontroluje działanie sensorów oraz przyjmuje i formatuje dostarczane przez nie dane. Jest wyposażona w rejestrator danych o pojemności 200 gigabitów. Pozwala na wybór danych do transmisji oraz na ich kompresję. Urządzenie to umożliwia też przeprowadzenie testów nowych metod inteligentnego zarządzania pamięcią pokładową sprzętu naukowego. Jego masa wynosi 12 kg, a pobór mocy - 10W. System ten został opracowany przez IKI.

Produkcja danych pakietu Plasma-F wyniesie około 1 gigabita na tydzień.

[Scorus]

HISTORIA MISJI
Misja RadioAstron powstała w latach 80-tych jako część radzieckiego programu Spectrum, odpowiadającego amerykańskiemu programowi Wielkich Obserwatoriów. Miał on obejmować 3 obserwatoria - Spectrum-R, Spectrum-X-Gamma, oraz Spectrum-UV. W 1982r planowano oprzeć konstrukcję satelity na platformie 1F, busie opracowanym przez NPO Lavochkin dla misji planetarnych (wykorzystanym później w misjach Phobos 1 i Phobos 2). Nie posiadał on jednak kół reakcyjnych i obracanych paneli słonecznych, przez co niespecjalnie nadawał się dla misji astrofizycznej wymagającej precyzyjnego pozycjonowania. Pod koniec lat 80-tych bus ten został więc zastąpiony modułem astrofizycznym (Astrophysic Module - AM) opracowanym na bazie satelitów Oko. Główne modyfikacje miały obejmować użycie precyzyjniejszego systemu pozycjonowania opracowanego przez biuro Khartron w Kharkovie na Ukrainie oraz zastąpienie systemu komunikacyjnego opracowanego przez NPO Kometa nowym, opracowanym przez RNIIKP dla platformy 1F. Masa modułu miała wynosić 2 800 kg, dokładność pozycjonowania - 4' (po kalibracji instrumentów 1.5 - 2'), a stabilność pozycjonowania - 2.5''. W roku 1988 na takiej platformie planowano oprzeć konstrukcję również satelitów Spectrum X-Gamma i Spectrum-UV. Satelity tej serii miały być wynoszone za pomocą rakiet Proton.

W trakcie kryzysu finansowanego lat 90-tych większość środków przeznaczonych na badania naukowe poświecono na projekt Mars-94 (potem Mars-96). Po utracie tej misji finansowanie przeznaczono na program Spectrum. Pierwszą misją miał być Spectrum X-Gamma. Wszystkie 3 misje były przygotowywane przy międzynarodowej współpracy. Wykonano prace nad instrumentami naukowymi dla Spectrum i Spectrum X-Gamma, budując też wersje lotne części wyposażenia. Koszt tych prac w 1997r wyniósł około 200 mln dolarów. W 1996r do przygotowań misji włączyła się również NASA zapewniając urządzenia rejestracyjne dla rosyjskich radioteleskopów i udostępniając radioteleskopy amerykańskie. Start misji był wtedy planowany na 1999 lub 2000r. Pomimo priorytetu w programie Spectrum, satelita Spcetrum X-Gamma nigdy nie osiągnął gotowości do startu z powodu niskiego finansowania. Większość elementów jego programu naukowego wykonały satelity Chandta, XMM-Newton i INTEGRAL. Około 2002 zainteresowania projektem nie przejawiali nawet astrofizycy rosyjscy. Dlatego też Rosyjska Akademia Nauk w 2002r zdecydowała o przekazaniu finansowania na potrzeby Spectrum-R, kończąc tym samym prace nad Spcetrum X-Gamma. Start był wtedy planowany na lata 2004 - 2006. Finansowanie na poziomie 10 - 23 mln rubli w 2001r było jednak zbyt niskie do osiągnięcia wyraźnego zaawansowania w projekcie. Do zakończenia projektu potrzebnych było około 1 miliarda rubli, a na zakup rakiety Proton - 700 mln rubli.

W 2001r zaniechano wykorzystania zapasowej awioniki Mars-96, ponieważ po 10-letnim opóźnieniu urządzenia te straciły przydatność. NPO Lavochkin zleciło przygotowanie nowego systemu komunikacyjnego satelity OKB MEI. Nowy system miał zostać opracowany na bazie systemów satelity Kupon (satelita komunikacyjny) i Arkon-1 (satelita rozpoznawczy). W połowie 2003r, po reorganizacji NPO Lavochkin projekt modułu astrofizycznego został zarzucony. Rozpoczęto wtedy prace nad zupełnie nową platformą Navigator. Pierwszymi misjami z jej użyciem miały być Elektro-L (nowoczesny satelita meteorologiczny) i Spectrum-R. Nowa platforma zmniejszała masę satelity, co pozwalało na jego wyniesienie za pomocą tańszej rakiety Zenit.

W 2004r start misji był planowany na 2006r. W 2005r został opóźniony do 2007r, a w 2007r - na koniec 2008r albo początek 2009r. W okresie tym zbudowano i przetestowano większość komponentów wersji lotnej satelity. Start został też przełożony na początek 2010r. W listopadzie 2009r rozpoczęto testy kompletnego satelity z instrumentem. Jednak wystąpiła wtedy seria problemów, które musiały zostać rozwiązane. W przypadku Elektro-L zdecydowano się na wprowadzenie modyfikacji wyposażenia. Były one związane z nieprawidłowym działaniem instrumentów satelity Meteor-M-1, podobnych do tych na Elektro-L. Opóźniło to rozpoczęcie tej misji. RadioAstron był oparty na tym samym, zupełnie nowym budzie, jednak był znacznie bardziej kosztowny. Dlatego przeprowadzenie mniej kosztowej misji Elektro-L przed jego starem pozwalało na wykonanie niezbędnych testów nowej platformy. W pierwszej połowie 2010r start był planowany na koniec 2010r. W połowie radioteleskop stacji Kalyazin, przeznaczonej do odbioru danych z satelity został uszkodzony przez pożar. Wtedy też start misji został przeniesiony na połowę 2011r.

W styczniu 2011r prace nad satelitą zostały zakończone. Rozpoczęły się wtedy testy systemów elektrycznych. Zakończyły się one w marcu. Następnie statek przeszedł testy w komorze próżniowej w miejscowości Peresvet. Start został zaplanowany na lipiec 2011r. W maju poinformowano jednak, że jedyna dostępna na ten czas rakieta Zenit może zostać wykorzystana do wyniesienia komercyjnego satelity Intelsat-18. Później zostało to jednak zaniechane. 25 maja rozpoczęły się przygotowania stopnia Fregat-SB. Rakieta nośna została dostarczona na kosmodrom Bajkonur 18 czerwca. 24 czerwca satelita został dostarczony z Moskwy na kosmodrom za pomocą samolotu  An-124-100.

[Scorus]

PRZEBIEG MISJI
Satelita RadioAstron wystartował 18 lipca 2011 r o godzinie 02:31:14.358 UTC. Miejscem startu był kosmodrom Bajkonur, stanowisko startowe 45/PU-1. Rakietą nośną był Zenit-3F/Fregat-SB. Sinik stopnia 2 został wyłączony 430 sekund pod stracie. Silniki sterujące tego stopnia wyłączyły się w czasie 520 sekund od startu. Następnie o godzinie 02:39:56 UTC stopień ten został odrzucony. Tym samym zespół Fregat-SB/RadioAstron wszedł na parkingową orbitę okołoziemską. Charakteryzowała się ona perygeum na wysokości 177 km, apogeum 447 km i inklinacją 51.4 stopnia. Następnie o godzinie 03:29:48 stopień górny, Fregat-SB został uruchomiony po raz pierwszy. Manewr ten trwał 488 sekund. Po jego zakończeniu zewnętrzny zbiornik paliwa tego stopnia został odrzucony. Nastąpiło to o godzinie 03:38:33 UTC. Ponowne uruchomienie stopnia Fregat nastąpiło o godzinie 05:35:17 UTC. Trwało 894 sekundy. Satelita oddzielił się od stopnia Fregat o godzinie 06:06:59 UTC. Tym samym znalazł się na odległej orbicie roboczej. Bez problemów rozłożył panele słoneczne, zorientował się na Słońce i nawiązał łączność ze stacjami Medvezhi Ozera i Ussuriisk. Start przebiegał bez komplikacji. 3 dni później pojazd uzyskał stabilizację trójosiową.

Satelita został umieszczony na orbicie o apogeum w odległości 332 728 km i perygeum 1 045.3 km. Nachylenie orbity do płaszczyzny równika wyniosło 51.6 stopnia. Okres obiegu wynosił 11 527.2 minut. Satelita nigdy nie znajdował się w cieniu Ziemi przez okres dłuższy od 2 godzin. Trwałość takiej orbity została oszacowana na co najmniej 9 lat.

Po wejściu zaplanowaną na orbitę rozpoczął się okres działań inżynieryjnych. Był on zaplanowany około 45 dni. 22 lipca rozłożona została czasza SRT. Proces ten był wolny, trwał kilka godzin. Płatki tworzące antenę rozpostarły się bez problemu, jednak nie zaskoczyły blokujące je zatrzaski. Dlatego też proces mocowania poszczególnych elementów musiał zostać powtórzony. Płatki były wolno przemieszczane w pozycję złożoną, a następnie ponownie w rozłożoną. Kilka takich prób zakończyło się bez powodzenia. Ostatecznie antena została pozostawiona w konfiguracji rozłożonej, ale bez zamkniętych zatrzasków. Mogło to spowodować niewielki spadek jakości danych, ale cele naukowe nadal mogły zostać osiągnięte. 23 lipca wykonano kolejną próbę zablokowania płatków anteny. Tym razem z powodzeniem udało się zamknąć wszystkie zatrzaski i uzyskać potwierdzenia tego faktu z sensorów. Wcześniej zmieniono orientację przestrzenną satelity tak, że antena została oświetlona przez Słońce. Nagrzanie jej rozładowało naprężenia wywołane przez przebywanie w bardzo niskiej temperaturze. Ponadto mechanizm rozkładający przyłożył do płatków maksymalną siłę, rzędu 1 200 kg (zamiast normalnych 600 kg). Jednak podczas wcześniejszych prób nie pomagało i takie podejście.

W okresie przygotowań do obserwacji wykonano też testy funkcjonowania  systemów satelity. 25 lipca zwolniono blokady anteny HGA. Uruchomienie kanału do transmisji danych naukowych było zaplanowane na 4 sierpnia. Następnie planowana była kalibracja radioteleskopu i rozpoczęcie wstępnych obserwacji pod koniec września lub na początku października.

Również 25 lipca uruchomiony został system SSNI 2 zestawu Plasma-F. Pozostałe komponenty tego zestawu zostały uruchomione w następnych dniach. MMFF i MEP zostały włączone jako ostatnie, 30 lipca.

Pierwsza próba rozpoczęcia transmisji danych naukowych, do 22-metrowego radioteleskopu w Pushino została podjęta 4 sierpnia. Tamtejszy radioteleskop został uruchomiony, jednak próba została anulowana. Było to spowodowane wystąpieniem niskich temperatur we wnętrzu przedziału wyposażenia SRT. Temperatura spadła w nim do -15 stC. Normalnie przedział operacyjny wynosił  0 - 20 stC. Podjęto działania w celu podniesienia temperatury, ale proces ten przebiegał zbyt wolno i rozpoczęcie transmisji zostało przełożone na następne okno, do 13 sierpnia. Ponadto aktywacja masera wodorowego również opóźniła się z powodu zbyt niskich temperatur. Rozpoczęcie transmisji opóźniło się następnie do 18 sierpnia a potem do 21 sierpnia. W tym czasie monitorowano temperatury poszczególnych komponentów satelity, wykonano testy kół reakcyjnych oraz dokładniej oszacowano parametry orbity. W nocy z 21 na 22 sierpnia dokonano pierwszej transmisji do stacji w Pushino. Następnie uruchomiono wszystkie 4 odbiorniki SRT.

Pierwsza obserwacja astronomiczna została wykonana 27 września. Objęła pozostałość po supernowej Cassiopeia A, będącą najjaśniejszym źródłem radiowym na niebie. Teleskop wykonał jej skanowanie w dwóch prostopadłych do siebie kierunkach. Obserwację wykonano w dwóch pasmach (92 i 18 cm) i w dwóch polaryzacjach na pasm.

W październiku 2011 r wykonano testowe obserwacje w pasma 6 cm i 1.35 cm. Objęły one pozostałość Cassiopea A, mgławicę Krab, Księżyc i Jowisza. Wszystkie te obiekty zostały z powodzeniem wykryte. 29 i 30 października wykonano pierwsze obserwacje  ze wsparciem tylko jednego radioteleskopu naziemnego. Obserwowany był maser W3(OH) w liniach OH (1665 MHz) i H20 (22232 MHz).

7 listopada w ramach dalszych testów obserwowano pulsar PSR0329+54 w paśmie 316 MHz. 8 listopada wykonano obserwacje masera wodorowego w regionie Orion KL. Użyto pasma 22 GHz. Dane odebrane w Pushino wykazały, że system pracuje prawidłowo. 15 listopada wykonano pierwszy pomiar orbity satelity za pomocą wiązki laserowej. Przeprowadzono go w Observatoire de la Cote d'Azur w Grasse we Francji. Łącznie wykonano 875 odczytów w czasie 35 minut. Błąd pomiarowy wynosił tylko 10 cm.

W grudniu uzyskano pierwszą pozytywną korelację interferencyjną sygnału pomiędzy radioteleskopami naziemnymi a satelitą. Obserwacje zostały wykonane 15 listopada w paśmie 18 cm. Użyto następujących radioteleskopów: 32 metrowych anten systemu Quasar w Svetloe, Zelenchukskaya i Badary obsługiwanych przez Instytut Astronomii Stosowanej Rosyjskiej Akademii Nauk, 64-metrowej anteny na Ukrainie w Evpatoria obsługiwanej przez Ukraińską Agencję Kosmiczną, oraz 100 metrowej anteny w Effelsbergu w Niemczech należącej do Max-Planck-Institute for Radio Astronomy. Obserwacje z 23 listopada pozwoliły na uzyskanie korelacji w paśmie 18 cm. Użyto tutaj 100-metrowego radioteleskopu GBT należącego do NRAO (USA), 64-metrowej anteny w Usuda (Japonia) należącej do JAXA, oraz stacji VLBI w Rosji i na Ukrainie. 1 grudnia wykonano też pierwszą obserwację przeznaczoną do uzyskania korelacji na paśmie 6 cm. Celem była galaktyka BL Lacertae. Zastosowano radioteleskopy naziemne w Eupatoria (Ukraina), Effelsbergu (Niemcy), Medicina (Włochy) i Yebes (Hiszpania).

22 stycznia 2012 wykonano pierwszy test synchronizacji w trybie pętli zamkniętej. W trybie tym wykorzystywany jest naziemny maser w Pushchino do synchronizacji obserwacji wykonywanych przez satelitę za pomocą specjalnego łącza satelita - Ziemia 7.2 i 8.4 GHz. Uzyskano korelację dla kwazara 0212+735 na paśmie 18 cm z linią bazową 16 000 km.

W marcu 2012 r uzyskano pierwszą korelację na paśmie 92 cm w linii bazowej 220 000 km. Obserwacja została wykonana 25 stycznia. Celem był pulsar B0950+08. W czasie obserwacji satelita znajdował się w największej odległości od Ziemi - 300 000 km. Tym samym uzyskano największą w historii rozdzielczość kątową na tej długości fali - 1/1000 sekundy kątowej. Użytymi radioteleskopami były: Arecibo (USA), Westerbork (Holania) i Effelsberg (Niemcy).

22 lutego i 1 marca wykonano dwie korekty orbity. Łącznie spowodowały one zmianę szybkości na poziomie 3 m/s. Perygeum orbity zostało podniesione do 55 000 km, co przedłożyło okres trwałości orbity do 10 lat. Również w lutym rozpoczęła się faza wstępnych obserwacji naukowych (Early Science Program - ESP). W jej ramach wykonano obserwacje maserów hydroksylowanych i wodorowych w Drodze Mlecznej (W3OH, Orion KL i in.), pulsara w mgławicy Krab oraz jądra Galaktyki. Zastosowano stacje VLBI w Europie i Rosji, radioteleskop w Eupatoria na Ukrainie oraz antenę w Usudzie w Japonii. Kontynuowane były próby uzyskania korelacji na paśmie 1.3 cm. Pierwsze obserwacje zakończyły się niepowodzeniem z powodu złej pogody w Effelsbergu w Niemczech. 11 marca wykonano pierwsze testowe obserwacje z siecią LBA w Australii.

W czerwcu udało się uzyskać korelację na paśmie 1.3 cm. Obserwację wykonano wraz z radioteleskopem w Effelsbergu. Celem był kwazar 2013+370. Użyto trybu podwójnego pasma. Jednoczesne obserwacje na paśmie 6 cm zostały wykonane wraz z radioteleskopem Westerbork w Holandii.

Po zakończeniu fazy wstępnych obserwacji nastąpi nim nastąpiła faza regularnych badań naukowych.

Orbita robocza satelity ulegała zmianą z powodu słabych perturbacji grawitacyjnych Słońca i Księżyca. Zmiany miały charakter cykliczny. Liniowe parametry orbity zmieniały się z okresem około 1.5 roku, a parametry kątowe - z okresem około 3 lat. Odległość perygeum zmieniała się w zakresie 400 - 65 000  kilometrów, a odległość apogeum - w zakresie 265 000 - 360 000  kilometrów. Głównymi zmianami orbity była powolna rotacja jej płaszczyzny wokół linii apsyd. Nominalnie płaszczyzna orbity zakreślała owal na sferze niebieskiej o osi wielkiej około 150 stopni i osi małej około 40 stopni po 3 latach.  Dzięki takim naturalnym zmianą orbity około 80% źródeł fal radiowych na niebie znajdowało się w żucie orbity na sferę niebieską przez pewien okres trwania misji, co pozwalało na ich zobrazowanie w wysokiej i średniej rozdzielczości. Pozostałe 20% źródeł mogło zostać zobrazowanych tylko w wysokiej rozdzielczości. Obserwacje interferometryczne z bardzo długą linią bazową (Very Long Baseline Interferometer - VLBI) pozwalały na uzyskanie obrazów i współrzędnych galaktycznych i pozagalaktycznych źródeł fal radiowych z rozdzielczością kątową do 8 mikrosekund kątowych w najkrótszej długości fali (1.35 cm). Obserwacje prowadzone w okolicach perygeum pozwalały na obrazowanie w średniej rozdzielczości, a w okolicach apogeum - w wysokiej rozdzielczości.

Misja nominalna została zaplanowana na 5 lat. Satelita i sprzęt naukowy mogą jednak funkcjonować nawet 10 lat. Po zakończeniu misji nominalnej możliwe będzie przeniesienie pojazdu na wyższa orbitę z promieniem apogeum około 3.2 miliona kilometrów. W tym manewrze zostanie wykorzystane pole grawitacyjne Księżyca. Na takiej orbicie dane z satelity będą odbierane przez anteny o średnicy 64 - 70 metrów.

Główną stacją śledzącą w trakcie misji jest 22-metrowy radioteleskop w Pushchino w Rosji. Głównymi stacjami odbiorczymi są Medvezhi Ozera blisko Moskwy oraz Ussuriysk na Dalekim Wschodzie. W obserwacjach VLBI uczestnicza głównie radioteleskopy Arecibo, Badary, Effelsberg, GBT, Medicina, Noto, Svetloe i Zelenchukskaya.

[Scorus]

Program RadioAstron został zainicjowany przez Astro Space Center (ASC) Instytutu Fizyki im  Lebedeva (Lebedev Physical Institute) Rosyjskiej Akademii Nauk (Russian Academy of Sciences - RAS) we współpracy z innymi instytutami RAS i Federalną Agencją Kosmiczną. Ponadto w budowę instrumentu, planowaniu misji i zapewnienie radioteleskopów naziemnych zaangażowanych jest 20 krajów. Rosja zbudowała statek kosmiczny i większość sprzętu oraz wykonała konieczne testy. Głównym projektantem satelity i instrumentu SRT jest NPO Lavochkin. Odbiornik fal 19-cm został zbudowany przez Indyjskie Narodowe Centrum Astrofizyki Radiowej (National Center for Radio Astrophysics - NCRA) i Rosję (Nizhny Novgorod, OAO KB "Gorizont"). Odbiornik fal 18 centymetrów został zbudowany w Australii przez Organizację Badań Naukowych i Przemysłowych  (Commonwealth Scientific and Industrial Research Organization - CSIRO ). Odbiornik fal 6-cm powstał w Rosji. odbiornik fal 1.35-cm został zbudowany w Finlandii  (Politechnika Helsińska - Helsinki University of Technology - HUT) i zmodyfikowany w USA (Narodowe Obserwatorium Radioastronomiczne - National Radio Astronomy Observatory - NRAO) we współpracy z Rosją (Moskiewski Instytut Radioinżynierii i elektroniki - Moscow Institute of Radioengineering and Electronics - IRE). Rubidowy pokładowy standard częstotliwości został zbudowany przez ESA (główny wykonawca - obserwatorium Neuchatel w Szwajcarii). ESA uczestniczyła też w testach mechanicznych anteny SRT. Maser wodorowy został opracowany w Rosji (Nizhny Novgorod, ZAO "Vremya-CH"). NASA udostępni stację naziemną w Tidbinbilla w Australii. NRAO udostępni stację w  Green Bank i udostępni czas na korelatorze VLBI.