ИСКУССТВЕННЫЕ СПУТНИКИ ЗЕМЛИ


Заказан спутник Superbird 4

6 апреля.

М.Тарасенко по сообщению газеты The Straits Times

Японская фирма Space Communications Corp. (SCC) подписала с американской Hughes Space and Communications International Inc. контракт на поставку очередного спутника связи. Три дня спустя, 9 апреля, SCC подписала контракт с компанией Arianespace на запуск этого спутника на РН Ariane.

Спутник, получивший название Superbird 4, является вторым КА, заказанным SCC у Hughes, и пятым КА Superbird, запускаемым на РН Ariane.

Superbird 4 предназначен для расширения услуг спутниковой связи, предоставляемых SCC в Японии и странах азиатско-тихоокеанского региона. Спутник будет изготовлен на основе базового блока HS 601HP и оснащен 23 активными ретрансляторами Ku-диапазона с усилителями на лампах бегущей волны мощностью свыше 80 Вт, а также 6 ретрансляторами более высокочастотного диапазона Ka для широкополосной связи и высокоскоростной передачи данных. Спутник будет оснащен двумя основными антеннами, для Ku— и Ka— диапазонов соответственно. Кроме того, на нем будет перенацеливаемая остронаправленная антенна Ku-диапазона для увеличения пропускной способности в районах повышенного спроса.

Superbird 4 будет иметь мощность системы энергопитания 5 кВт, расчетный ресурс 11 лет. Для коррекции орбиты на нем будет установлена высокоэффективная двигательная система XIPS с ионными двигателями, работающими на ксеноне.

Superbird 4 планируется вывести на геостационарную орбиту в начале 2000 г. и установить в точке над 162° в.д., где он заменит спутник Superbird B. (Предыдущий КА фирмы SCC, Superbird C, был запущен в июле 1997 г.)

Для Huges Superbird 4 стал уже восьмым спутником, заказанным в этом году и 13-м спутником модели HS 601HP. Arianespace же опять увеличил количество заказов на запуски в своем портфеле до 41 КА.

Индийский разведывательный спутник может появиться уже в следующем году

18 апреля.

М.Тарасенко по сообщению The Hindustan Times.

В прошлом номере НК писали о планах индийских военных по созданию в ближайшие годы целевой системы космической разведки с возможностями, существенно превосходящими имеющиеся у индийской системы дистанционного зондирования IRS.

Однако сроки создания такой системы могут быть существенно сокращены. Руководство Индийской организации космических исследований (ISRO), которую ВВС Индии планировали привлечь к разработке системы, рассматривает возможность переделки спутника Cartosat для удовлетворения потребностей военных в оперативном наблюдении за полуостровом Индостан. По мнению ISRO, переделка спутника, планируемого к запуску в следующем году, включая замену целевой аппаратуры и оптимизацию орбиты, позволила бы сэкономить много времени по сравнению с созданием новой системы с нуля.

MOST – канадский космический телескоп

21 апреля.

И.Лисов. НК.

На 2000–2001 г. запланирован запуск малого канадского КА с космическим телескопом. Этот эксперимент должен дать информацию для ответа на очень важный вопрос: каков возраст Вселенной?

Когда речь заходит о столь фундаментальных материях, воображение сразу подсказывает столь же «фундаментальную» стоимость проекта. В действительности расчетная стоимость чрезвычайно низка – всего 11 млн канадских долларов, или 7.7 млн долларов США.

Научным руководителем проекта MOST (Microvariability and Oscillations of Stars – Микровариабельность и осцилляции звезд) является ассистент профессора кафедры физики и астрономии Университета Британской Колумбии (UBC) Джейми Мэттьюз (Jaymie Matthews). Идея, положенная в основу проекта, такова. Осцилляция звезд представляет собой колебания малой амплитуды, вызванные «блуждающими» в газовом теле звезды звуковыми волнами. Траектории волн, а следовательно, и периоды осцилляций, зависят от температуры и состава газа, в котором они движутся. Измерение осцилляций с наземных телескопов затруднено атмосферными «шумами». Однако наблюдения осцилляций можно провести на относительно скромном инструменте, установленном на малом КА. Действительно, телескоп MOST имеет зеркало диаметром всего 15 см, а масса всего спутника составит 50 кг. Телескоп будет наблюдать каждую звезду 6–7 недель, а затем переходить к другой.

На основании полученных данных о температуре и составе исследователи смогут достаточно точно рассчитать возраст звезды. Так как исследованию будут подвергнуты наиболее старые звезды во Вселенной, полученные для них числа станут вполне достоверной предельной оценкой возраста Вселенной в целом.

При астрономических наблюдениях с малых КА всегда было трудно обеспечить высокоточное наведение телескопа на цель и поддержание заданной ориентации. На КА MOST эта задача будет решаться по командам с Земли с помощью четырех маховиков, которые, кстати, являются единственными движущимися элементами конструкции аппарата.

Программа Ofeq приостановлена

Л.Розенблюм. По материалам Jerusalem Post.

Программа запусков разведывательных спутников Ofeq подвергается существенному пересмотру и отсрочке. В настоящее время министр обороны Израиля Ицхак Мордехай (Itzhak Mordehai) тщательно изучает отчет о неудачном запуске спутника Ofeq 4, произведенном 22 января с.г.

Как сообщалось ранее, согласно данным предварительного расследования, на соответствующем этапе запуска возникли неполадки в третьей ступени РН Shavit, в результате чего ИСЗ не вышел на орбиту. Расследованием причин аварии занялась комиссия экспортеров из представителей ВВС и исследовательского отдела Министерства обороны.

По словам источников в Министерстве обороны, Ицхак Мордехай и генеральный директор Министерства обороны Илан Биран (Ilan Biran) приняли решение временно заморозить программу Ofeq и программу испытаний противоракеты Hetz (известна также как Arrow), до тех пор, пока ошибки, приведшие к неудачам, будут окончательно выяснены и исправлены.

Помимо UBC, в работе над проектом участвуют компания Dynacon Enterprises Ltd. и Институт аэрокосмических исследований Университета Торонто. Предполагается, что финансирование проекта будет осуществляться Отделением космической науки Канадского космического агентства (CSA) в рамках Программы малых ПН. CSA еще не утвердило проект, так как не все источники финансирования подтверждены.

Статья подготовлена на основании сообщений Университета Британской Колумбии и UPI.

«Портрет» секретного спутника заказывали?

А.Владимиров. НК.

В НК № 8, 1998, стр.20 сообщалось о том, что российские ученые провели ряд наблюдений одного из секретных американских спутников и реконструировали его изображение по полученным фотометрическим измерениям. Заинтригованные читатели (равно как и вся редколлегия НК), конечно же, были слегка разочарованы отсутствием каких-либо подробностей. Однако, история с секретным спутником на этом не закончилась…

В апреле вышел очередной, третий по счету, сборник научных трудов «Околоземная астрономия» под общей серией «Космический мусор». Первые два сборника – «Проблема загрязнения космоса» и «Столкновения в околоземном пространстве», увидели свет в 1993 и 1995 гг. соответственно. Большинство помещенных во всех трех книгах статей посвящено проблеме контроля околоземного космического пространства. В них впервые достаточно подробно освещаются всевозможные аспекты работы отечественной Системы контроля космического пространства (СККП), результаты некоторых работ, проводимых СККП совместно с аналогичной американской службой и др. Разумеется, наибольший интерес эти издания вызвали, в первую очередь, у специалистов соответствующих областей. Однако я не смог удержаться, чтобы не познакомить более широкий круг читателей с материалами одной из статей последнего сборника.

Уже из названия – «Определение формы и ориентации низкоорбитального спутника Ferret D по данным фотометрических наблюдений» – становится ясно, что речь идет именно о той работе, о которой в интервью агентству «Интерфакс» рассказал один из ее авторов А.В. Багров, сотрудник Института астрономии Российской Академии Наук (ИНАСАН). Два других автора – В.Г. Выгон, сотрудник НИИ Прецизионного приборостроения, и В.Я. Грошев, сотрудник Межгосударственной акционерной корпорации (МАК) «Вымпел».

В 1996–1997 гг. на специальной станции для наблюдений ИСЗ «Космотэн» в Зеленчуке был получен обширный массив результатов фотометрических наблюдений американского ИСЗ, известного как Ferret D. Официальное наименование этого КА – USA-81. Он имеет международное обозначение 1992-023A (92023001 в каталоге СККП) и номер 21949 в каталоге Космического Командования США. Аппарат был запущен РН Titan 2 с базы Ванденберг 25 апреля 1992 года. По данным оптических наблюдений, проводимых независимыми специалистами, спутник находится на околополярной орбите высотой 787x805 км (над сферой радиусом 6378.13 км), наклонением 85.01° и периодом обращения 100.80 мин. Считается, что этот КА выполняет определенные разведывательные функции, однако точное его назначение неизвестно, равно как неизвестны ни его форма, ни размеры. Предполагают (и как видно будет далее – не без оснований), что КА USA-81 полностью аналогичен другому аппарату – USA-32 – также запущенному с Ванденберга РН Titan 2. Запуск состоялся 5 сентября 1988 года. КА получил международное обозначение 1988-078A (88078001 в каталоге СККП) и номер 19460 в каталоге Космического Командования США. По данным независимых наблюдений, спутник находится на орбите высотой 783x797 км, наклонением 84.99° и периодом обращения 100.68 мин.

Специалистам была поставлена задача по имеющимся массивам фотометрической информации провести реконструкцию внешнего вида и определить параметры ориентации КА USA-81 в пространстве. Для этого анализировались 11 кривых блеска, полученных при различных относительных положениях «наблюдатель – КА» и видимом движении КА с юга на север (S-N), а также с севера на юг (N-S).

Сравнение кривых позволило сразу же сделать вывод о четко выраженной асимметрии ракурса объекта по отношению к наблюдателю при прохождениях S-N и N-S. Из ранее проведенных по этому объекту оптических (в том числе и независимыми группами наблюдателей) и радиолокационных измерений известно, что он стабилизирован вращением с периодом 1.2 с ±0.01 с. Однако, как оказалось, на интервале основного периода вращения существует повторяющаяся структура изменений яркости, состоящая из шести ясно выраженных и равноотстоящих друг от друга отдельных пиков. Из этого следует наличие в форме спутника симметрий вращения вплоть до шестого порядка. Наконец, отдельные пики на кривой блеска, соответствующие различным участкам вращающейся отражающей поверхности, имеют, в общем случае, различные форму и амплитуду, изменяющиеся с ракурсом движения, причем один из них сохраняет высокую амплитуду в широком диапазоне углов наблюдения. По мнению авторов, последнее обстоятельство говорит о различной геометрии этих отражающих участков, что, по-видимому, связано в свою очередь с особенностями функционального назначения наблюдаемого спутника.


Общий вид спутника Ferret D, полученный из анализа кривых блеска, с учетом вычисленных характеристик усеченного конуса на переднем торце корпуса. [1]

Не буду подробно останавливаться и утомлять читателей описанием анализа различных особенностей полученных кривых блеска. Все, кто желает ознакомиться с полным текстом статьи, могут обратиться в редакцию НК. Для остальных самым интересным, наверное, будет ответ на вопрос – что же в итоге получилось? А получился «портрет» аппарата, представленный на рисунке.

Показанный на одном торце корпуса конус неподвижен либо имеет очень медленное вращение по сравнению с быстровращающимся корпусом спутника. Этот вывод следует из несовпадения оси конуса с осью вращения спутника и сохранением ориентации конуса в пространстве. Кроме того, анализ кривых блеска показывает, что длина образующей конуса непостоянна. Измеренная по данным наблюдений нижняя граница отношения максимальной и минимальной длины составляет 2.3. Усеченный конус направлен срезом примерно на центр Земли во время пролета S-N. Ориентированность усеченного конуса позволяет авторам статьи предположить, что он является антенным устройством (например, его кожухом), предназначенным для разведывательных целей.

Для определения параметров пространственной ориентации КА была предложена модель, описываемая системой из 36 уравнений, решив которую авторы получили значения параметров, определяющие направления осей ориентации объекта (кинетического момента, осей симметрии конусов и призмы, углов конусов). Приведенный рисунок примерно отражает полученную расчетным путем геометрию.

В статье делается еще один вывод – стабильность пространственной ориентации усеченного конуса на стабилизированном вращением спутнике говорит о противовращении конуса по отношению к основному корпусу. А поскольку предположение об ориентации оси противовращения, не совпадающей с осью вращения самого спутника, точно на полюс мира выглядит неестественным, то противовращение конуса относительно оси вращения приводит к «покачиванию» конуса на угол ±23.8° относительно трассы полета, что может играть роль механизма сканирования узконаправленной антенны по поверхности Земли.

Вроде бы все ясно. Но в мае-июне 1997 года были проведены повторные фотометрические наблюдения КА USA-81, однако теперь уже одновременно с наблюдением спутника USA-32. Оказалось, что кривые блеска второго аппарата почти до мелочей повторяют кривые блеска объекта USA-81. Но между ними есть принципиальная разница: если для USA-81 мощный пик интенсивности (соответствующий усеченному конусу) наблюдается только при прохождениях типа S-N, а для прохождений N-S отсутствует, то для USA-32 такой же пик интенсивности наблюдается именно при прохождении N-S, а в прохождении S-N его нет. Кроме того, оба объекта расположены на орбитах таким образом, что никогда не наблюдаются «одновременно», то есть на интервале одного полупериода обращения вокруг Земли (для справки – угол между плоскостями орбит КА USA-32 и USA-81 составляет ~83.5°). Эти особенности позволили авторам статьи сделать следующие предположения:

а) оба аппарата не независимы с точки зрения их функционального назначения и представляют собой некоторый комплекс (либо часть еще более сложного комплекса аппаратов и систем) с общими функциями;

б) направления главных кинетических моментов аппаратов развернуты друг относительно друга на угол 2g, где g – угол между осью кинетического момента и вектором скорости в момент прохождения объекта над станцией наблюдения;

в) скорее всего, аппараты попеременно выполняют одни и те же функции: сбор и передачу данных. При подключении к системе других спутников поток однотипной информации от двух рассмотренных может вообще не прерываться при любом их орбитальном положении».

Что ж, остается только гордиться нашими учеными, которые в столь кризисное для страны время продолжают проводить регулярные работы для обеспечения национальных интересов и поддержания соответствующего качества и полноты исследований. Тем более, что подобные исследования размывают ореол тайны, окутывающий современные разведывательные спутники США. Кроме того, работы такого рода еще раз наглядно доказывают бессмысленность сокрытия орбитальной информации – опоры исследований – по каким бы то ни было космическим объектам. При наличии общедоступных регулярно обновляемых параметров орбиты, позволяющих определить местоположение КА, подобные исследования (возможно, под другими углами зрения) могут быть проведены большим количеством независимых наблюдателей, обладающих отнюдь не только простейшими биноклями и подзорными трубами. К сожалению, Космическое командование США (КК США) не выдает подобной информации об американских военных КА (но это их полное право), а вот отечественная СККП в этом ей всемерно помогает, также не выдавая никаких общедоступных данных по этим КА. В то же время, с конца 1993 г. между СККП и КК США осуществляется регулярный обмен каталогами сопровождаемых объектов. При этом наша служба выдает американской стороне полный каталог, включая и секретные американские КА, а КК США исключает такие КА из выдаваемой информации. Не следует ли изменить столь неравноправное положение и выдавать получаемые СККП орбитальные параметры американских военных КА всем желающим, как это делает КК США в отношении российских КА военного назначения?

Источники:

1. Околоземная астрономия (Космический мусор). — М.: Издательство «Космосинформ», 1998. ISBN 5-900242-25-0.

2. Проблема загрязнения космоса (Космический мусор). — М.: Издательство «Космосинформ», 1993. ISBN 5-900242-04-8.

Телевидение будет «стягивать» канадцев

24 апреля.

М.Тарасенко. НК.

Конкурсная комиссия компании Telesat Canada подвела итоги национального конкурса на название для будущего канадского спутника непосредственного телевещания.

НОВОСТИ

20 апреля в международном испытательном центре Intespace (Тулуза, Франция) успешно проведены термобалансные испытания модуля полезной нагрузки, созданного фирмой Alcatel Espace для спутника Sesat, совместно с жидкостной системой терморегулирования, созданной в НПО прикладной механики им. академика М.Ф.Решетнева. Об этом сообщила Пресс-служба НПО ПМ. По оценке ведущего менеджера НПО ПМ по проекту Sesat Евгения Корчагина, французская полезная нагрузка и российская система терморегулирования взаимодействовали отлично. Это позволяет рассчитывать на то, что работы по проекту будут завершены по графику, предусматривающему запуск спутника в конце 1998 г. и сдачу его в эксплуатацию организации Eutelsat в начале 1999 г.

* * *

21 апреля американская корпорация WorldSpace и «Столичное радио Анкары» (Capital Radio of Ankara) объявили о подписании соглашения об осуществлении «Радио Анкары» круглосуточного музыкального аудиовещания через первый спутник системы AfriStar, запланированный к запуску в конце этого года.

Из 36 тысяч предложенных вариантов комиссия, состоящая из заслуженных деятелей науки и искусства, выбрала слово «Нимик». Это понятие на инуитском языке означает объект или силу, стягивающие предметы и удерживающие их вместе. (Наилучший русский аналог, который мы можем предложить – «стяжка», хотя в качестве названия спутника это слово совершенно не звучит.) По мнению предложившей название врача Шейлы Роджерс, «стяжка или что-то, что соединяет вещи вместе, соответствует тому, как Telesat объединяет нашу страну посредством спутниковой связи». Новый спутник непосредственного телевещания, до сих пор именовавшийся просто Telesat-DBS, в настоящее время изготовляется и испытывается фирмой Lockheed Martin Telecommunications. Его запуск должен состояться осенью этого года.

Японцы хотят делать дешевые спутники

М.Тарасенко. НК.

Японский Институт беспилотных космических экспериментов на автономных платформах (Unmanned Space Experiment Free Flyer Institute – USEF) «пробивает» программу, которая должна позволить японским фирмам к 2005 году создавать низкоорбитальные спутники связи по ценам, близким к американским. Для этого предлагается, отталкиваясь от ныне разрабатываемой беспилотной возвращаемой системы Unmanned Space Experiment Recovery System (USERS), разработать три спутника под кодовыми названиями CFB 1, 2 и 3 (от английского Cheaper-Faster-Better – «дешевле, быстрее, лучше»). Целью этой программы будет снижение цены единичного коммерческого спутника, подобного КА типа Iridium, до 1.5 млрд иен (около 12 млн $). Система USERS представляет собой 800-килограммовый спутник, который должен быть запущен в 2000 или 2001 г. Подрядчиком по ней является корпорация Mitsubishi Electric. Для снижения стоимости последующих аппаратов USEF намеревается снять и заменить около 200 устаревших и дорогостоящих компонентов (в основном процессоров и специальных электронных изделий), на долю которых приходится 75–80% стоимости КА USERS. Для определения новых путей снижения стоимости USEF формирует комитет из 15 человек, которые в основном набираются среди занятых в производстве автомобилей и домашней «утвари».

Если инициативу USEF удастся воплотить в жизнь (для чего главным образом надо убедить Министерство иностранной торговли и промышленности выделить соответствующие ассигнования), корпорация Mitsubishi смогла бы занять позицию на рынке низкоорбитальных коммерческих аппаратов. До сих пор у нее не было опыта в создании таких спутников, хотя она и производит геостационарные спутники связи стартовой массой от 1.5 до 3 тонн.

Asiasat 3 летит к Луне или Еще раз о пользе гравитационных маневров

В. Агапов. НК.

Начало этой истории было положено, как ни странно это звучит, неудачным запуском КА Asiasat 3 на РН «Протон-К» с разгонным блоком (РБ) ДМЗ 25 декабря прошлого года. В тот день ДУ РБ при втором включении проработала около 1 секунды вместо положенных 130, и аппарат оказался на орбите, весьма далекой от расчетной — 203x36008 км, 51.37°, 636 мин (подробный отчет о запуске см. в НК №26, 1997, стр. 45-48). В случае успеха номинальная орбита должна была иметь высоту 9650x36000 км, наклонение 13.15° и период обращения 13 ч 47 мин 45 сек. Последнее обстоятельство следует подчеркнуть, так как в связи с дальнейшим развитием событий все стали утверждать, что РБ не вывел КА на геостационарную орбиту. Но он этого и не мог сделать!!! Стартовая масса Asiasat 3 составляла 3465 кг, что примерно на 1000 кг больше максимального веса, который с помощью такого РБ и РН «Протон-К» можно доставить на ГСО. На ГСО аппарат должен был перейти с помощью собственной ДУ, но с более высокой орбиты, имеющей относительно небольшое наклонение.

После запуска казалось очевидным, что «вытягивание» КА Asiasat 3 с нерасчетной орбиты на геостационарную является делом совершенно безнадежным. Страховые компании также согласились с этим мнением, объявив КА полностью непригодным для использования в первоначальных целях, и выплатили компании Asia Satellite Telecommunications Co. Ltd. причитающуюся страховую сумму. Перигей орбиты КА был поднят до 350 км путем включения бортовой ДУ во избежание неконтролируемого схода с орбиты и падения в населенных районах. Сам аппарат перестал быть собственностью компании Asiasat. Специалисты компании Hughes, а точнее, подразделения Hughes Global Services Inc., не смирились с возможной потерей столь современного и мощного спутника связи и, видимо, стали искать выход, предварительно договорившись со страховыми компаниями.

Подмога пришла, конечно же, со стороны баллистиков. Единственно возможным вариантом, который мог бы позволить осуществить перевод КА на ГСО и который серьезно рассматривался, стал вариант подъема апогея орбиты КА, облет Луны, разворот плоскости орбиты с помощью гравитационного поля Луны, возвращение к Земле и перевод на околостационарную орбиту. Известно, что при любых начальных условиях движения космический аппарат, совершающий перелет от Земли к Луне, всегда входит в сферу гравитационного действия Луны с гиперболической по отношению к Луне скоростью. Это означает, что без дополнительных мер, а именно, тормозных импульсов, такой аппарат не сможет стать спутником Луны. Это обстоятельство играет на руку в решении поставленной задачи. Кроме того, изменяя параметры облетной траектории, можно перевести космический аппарат на совершенно различные траектории возвращения к Земле. Для получения максимального эффекта необходимо правильно выбрать момент начала перелета, или, в других терминах, плоскость перелета. Следует сразу сказать, что решение этой задачи в условиях жестких ограничений на бортовой запас топлива весьма нетривиально. Теория подобных перелетов с целью использования гравитационного поля Луны для выведения КА на ГСО разработана давно, но на практике ни разу не применялась. И дело тут не в баллистике. Существует ряд проблем чисто технического характера, которые затрудняют проведение подобных маневров. И в первую очередь, это относится к существенно разным температурным режимам, в которых находится космический аппарат на ГСО и на траектории облета Луны. Последние более суровы и предъявляют дополнительные требования к системам терморегулирования и электропитания КА. Но, так или иначе, специалисты HGS решили испытать судьбу.

В решении сложной баллистической задачи облета Луны с разворотом плоскости орбиты на 51° и последующим выходом на ГСО специалистам компании Hughes Space and Communications Co., разработавшим аппарат и спроектировавшим «миссию спасения», неоценимую помощь оказал программный пакет Satellite ToolKit (STK)/Navigator, разработанный компанией Analytical Graphics Inc. Этот пакет представляет собой мощный инструмент для проведения моделирования, всевозможных расчетов и визуализации их результатов на различных этапах проектирования, создания и эксплуатации космических аппаратов. Среди решаемых задач — моделирование пространственных маневров космических аппаратов с целью перевода на требуемую орбиту. С помощью этого пакета и была рассчитана серия маневров, позволяющая аппарату, временно названному HGS-1, облететь Луну и, вернувшись к Земле, перейти на околостационарную орбиту. Очевидно, что проводимая впервые подобная операция (не планировавшаяся изначально!), сопряжена с определенным риском и владельцу спутника -компании HGS — пришлось особо оговорить этот вопрос со страховыми компаниями.

И вот все формальности решены, план полета составлен, наземные службы готовы. Осталась самая малость — осуществить все задуманное. Неудивительно, что в течение первых двух недель никакой информации о том, что происходит с бывшим спутником Asiasat, не было — все очень переживали и было не до прессы. Однако сам факт того, что «что-то происходит», стал известен уже в середине апреля благодаря регулярно обновляемым двухстрочным элементам орбиты КА, формируемым Космическим командованием США и распространяемым Группой орбитальной информации Центра им.Годдарда NASA. Анализ этих элементов показывает, что до 12 апреля аппарат благополучно находился на орбите высотой 392x35980 км (здесь и далее — над сферой радиусом 6378.13 км), наклонением 51.25° и периодом обращения 638.6 мин. 12.04 около 04:16 UTC было проведено первое включение ДУ КА, после которого апогей орбиты был поднят до ~63460 км. 14.04 второе включение ДУ около 18:15 UTC обеспечило подъем апогея до ~74120 км. Период обращения при этом увеличился до 1512 мин. 16.04 около 20:40 UTC третьим включением ДУ аппарат был переведен на орбиту с периодом обращения 1882 мин и апогеем ~87800 км (все это время перигей оставался практически постоянным — около 400 км). 18 апреля очередное включение около 03:50 UTC увеличило период до ~2490 мин и высоту апогея до ~108500 км. Далее, судя по двухстрочным элементам, было проведено еще три включения ДУ — 23, 26 и 30 апреля (все — в первой половине суток по Гринвичу). Последнее обеспечило переход КА на орбиту с периодом ~7.8 суток и высотой в апогее ~320000 км. Однако никаких привязок этих маневров по времени по двухстрочным элементам сделать нельзя, по крайней мере, работая с ними в стандартной модели движения SDP4 (те, кто реально работал с двухстрочными элементами, знакомы с ней). Эта модель просто не применима для орбит с эксцентриситетом больше 0.9. В принципе, элементы можно использовать, но для этого нужно знать, в какой модели движения они получены. Поскольку аргумент перигея остался практически неизменным с начала апреля, а высоты постоянной, единственное, что можно утверждать, так это то, что все включения ДУ (в том числе и три последних) были проведены вблизи перигея орбиты. Включение ДУ в других точках орбиты неизменно привело бы к развороту орбиты в плоскости и увеличению высоты перигея.

Итак, HGS-1 близок к решающему рывку. 7 мая, после возвращения аппарата к Земле, должен быть проведен последний маневр, который обеспечит выход КА на траекторию облета Луны. И если все пройдет нормально, то 16 мая HGS-1 вернется к Земле и с помощью еще одного маневра будет переведен на околостационарную орбиту. Конкретная точка стояния КА еще не определена. Это обусловлено, в первую очередь, неопределенностью величины остатков топлива на борту после проведения всех маневров. «Поскольку мы прежде ничего подобного не делали, то мы не знаем точно, сколько топлива мы истратим. Конечно, мы исходим из наилучших оценок, базирующихся на 35-летнем опыте производства и эксплуатации КА, а также на компьютерном моделировании, однако нет никаких гарантий», — сказал президент HGS Роберт Свенсон (Robert V. Swanson). Кстати, для того чтобы обеспечить надежную ориентацию и устойчивость КА при проведении маневров, были развернуты две основные параболические антенны и произведена закрутка аппарата вокруг продольной оси.

Hughes полностью самостоятельно профинансировал проведение всей операции. Если КА удастся ввести в эксплуатацию, то он может быть использован для обеспечения связи определенного круга пользователей, в частности, правительственных. Кроме того, была достигнута договоренность со страховщиками о том, что в случае ввода КА в эксплуатацию и получения прибыли, последняя будет разделена со страховыми компаниями.

Справедливости ради следует отметить, что в нашей стране также существовали проекты выведения КА на ГСО с промежуточным облетом Луны. Последний из них — выведение КА «Ямал» разработки НПО «Энергия» на РН «Молния-М». Такая схема выведения позволяет доставить на ГСО КА массой 1050-1150 кг в зависимости от места старта, а после доработки разгонного блока Л и добавления нового апогейного блока масса может быть увеличена до 1200-1300 кг. Однако это пока только проект на бумаге — первые два КА «Ямал» будут запущены все той же неутомимой лошадкой «Протон-К» во второй половине этого года безо всякой лунной помощи.

При подготовке материала использовались сообщения компаний Analytical Graphics Inc. и Hughes Space and Communications Co., а также книга «Ракетно-космическая корпорация Энергия имени С.П.Королева», стр.482-484.

14 марта 1998 г. в возрасте 41 года умерла шимпанзе Минни (Minnie), дублер двух первых слетавших в космос обезьян – Хэма и Эноса. Минни была единственной самкой, проходящей тренировки по проекту Mercury в начале 60-х годов. Правда, сама она так и не слетала. Первым шимпанзе, побывавшим в космосе, стал Хэм. 31 января 1961 года он совершил 15-минутный суборбитальный полет на КК «Меркурий». Энос 29 ноября 1961 года совершил уже орбитальный полет. Похоронена Минни была недалеко от могилы Хэма в Космическом центре в Аламогордо. С 1993 года астронавты-шимпанзе наблюдаются в частной медицинской исследовательской лаборатории на базе ВВС Холломан. Шимпанзе используются для проведения медицинских исследований, направленных на поиск вакцин против тита-В и вируса иммунодефицита.



РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ. РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ


Таблица запусков РН «Протон» и «Протон-К»



По состоянию на 01.05.1998

А.Владимиров

№
п/п		Дата запускаВремя запускаПЛТип РНТип РБСер.№ РНСер.№ РБОфициальное наимен. КАИндекс КАСер. №Hmin, кмHmax, кмНаклонение,°ПериодПриме-
чания
123467891011121314151617
116.07.6514:1681 Л8К82 207 Протон-1Н-4119062763.592.45 
202.11.6515:2881 Л8К82 209 Протон-2Н-4219163763°30'92.6 
324.03.66 81 Л8К82 211 [Протон]Н-43    [1]
406.07.6615:5781 Л8К82 212 Протон-3Н-4419063063.592.5 
510.03.6714:30:3381 Л8К82К+РБ11С824227-01 Космос-14611Ф912П19031051.589.2 
608.04.6712:00:3381 Л8К82К+РБ11С824228-01 Космос-15411Ф913П18623251.688.5[2]
728.09.6701:11:5481 Л8К82К11С824229-0112л[Зонд]11Ф914л    [3]
822.11.6722:07:5981 П8К82К11С824230-0113л[Зонд]11Ф915л    [4]
902.03.6821:29:2381 Л8К82К+РБ11С824231-01 Зонд-411Ф916л     
1023.04.6802:01:2781 П8К82К+РБ11С824232-0115л[Зонд]11Ф917л    [5]
1115.09.6800:42:1181 Л8К82К+РБ11С824234-0117Зонд-511Ф919л     
1210.11.6822:11:3181 Л8К82К+РБ11С824235-0119Зонд-611Ф9112л     
1316.11.6814:4081 П8К82К 236-01 Протон-4Н-6125549551°30'91.75 
1420.01.6907:14:3681 Л8К82К+РБ11С824237-01 [Зонд]11Ф9113л    [6]
1519.02.6909:48:1581 П8К82К+РБ11С824239-01 [Луна]Е-8201    [7]
1627.03.6913:40:4581 Л8К82К+РБ11С824240-01 [Марс]М-69521    [8]
1702.04.6913:33:0081 П8К82К+РБ11С824233-01 [Марс]М-69522    [9]
1814.06.6907:00:4781 П8К82К+РБ11С824238-01 [Луна]Е-8-5402    [10]
1913.07.6905:54:4281 П8К82К+РБ11С824242-01 Луна-15Е-8-54012408701262ч40м 
2008.08.6902:48:0681 Л8К82К+РБ11С824243-01 Зонд-711Ф9111     
2123.09.6917:07:3681 П8К82К+РБ11С824244-01 Космос-300Е-8-540319020851°30'88.24[11]
2222.10.6917:09:5981 П8К82К+РБ11С824241-01 Космос-305Е-8-540419320551.588.2[12]
2328.11.6912:00:0081 Л8К82К+РБ11С824245-0125л[Космос]Л1-Э1    [13]
2406.02.7007:16:06818К82К+РБ11С824247-01 [Луна]Е-8-5405    [14]
2518.08.7006:45:0081 Л8К82К 246-01 [ГВМ]82ЭВ     [15]
2612.09.7016:25:5381 Л8К82К+РБ11С824248-01 Луна-16Е-8-5406110110701ч59м 
2720.10.7022:55:3981 Л8К82К+РБ11С824250-01 Зонд-811Ф9114     
2810.11.7017:44:0181 Л8К82К+РБ11С824251-01 Луна-17Е-820385851411ч56м 
2902.12.7020:00:0081 Л8К82К+РБ11С824252-0126Космос-382Л1-Э2К320504051°35'2ч23м 
3019.04.7104:40:0081 П8К82К 254-01 Салют17К12120022251.688.5 
3110.05.7119:58:4281 Л8К82К+РБ11С824253-01 Космос-419М-71170158.517451.487.7[16]
3219.05.7119:22:4481 П8К82К+РБ11С824255-01 Марс-2М-7117113802500048°54'18ч00м 
3328.05.7118:26:3081 Л8К82К+РБ11С824249-01 Марс-3М-7117215282145006012с16ч03м 
3402.09.7116:40:4081 П8К82К+РБ11С824256-01 Луна-18Е-8-5407100100351ч59м 
3528.09.7113:00:2281 П8К82К+РБ11С824257-01 Луна-19Е-8ЛС20214014040°35'2ч01м45с 
3614.02.7206:27:5981 П8К82К+РБ11С824258-01 Луна-20Е-8-5408100100651ч58м 
3729.07.7206:20:5781 Л8К82К 260-01 [Салют]17К122    [17]
3808.01.7309:55:3881 Л8К82К+РБ11С824259-01 Луна-21Е-820490110601ч58м 
3903.04.7312:00:0081 Л8К82К 283-01 Салют-211Ф71101-121526051.689 
4011.05.7303:20:0081 Л8К82К 284-01 Космос-55717К12321826651.689.1 
4121.07.7322:30:5981 Л8К82К+РБ11С824261-01 Марс-4М-7352С1.02 а.е.1.63 а.е.2.2556сут 
4225.07.7321:55:4881 П8К82К+РБ11С824262-01 Марс-5М-7353С1760325003524ч53м 
4305.08.7320:45:4881 Л8К82К+РБ11С824281-01 Марс-6М-7350П1.01 а.е.1.67 а.е.2.2567сут 
4409.08.7320:00:1781 П8К82К+РБ11С824281-02 Марс-7М-7351П1.01 а.е.1.69 а.е.2.2574сут 
4526.03.7416:35:0081 Л8К82К+РБ11С86282-01 Космос-63711Ф638ГВМ21Д35600356000.2523ч46м 
4629.05.7411:56:5181 П8К82К+РБ11С824282-02 Луна-22Е-8ЛС22022022019.6130 
4725.06.7401:38:0081 Л8К82К 283-02 Салют-311Ф71101-221927051.689.1 
4829.07.7415:00:0081 П8К82К+РБ11С86287-01 Молния-1С11Ф6583835742358500.11436.1 
4928.10.7417:30:3281 П8К82К+РБ11С824285-01 Луна-23Е-8-5М41017105   
5026.12.7407:1581 П8К82К 284-02 Салют-417К12421927051.689.1 
5108.06.7505:38:0081 П8К82К+РБ11С824286-01 Венера-94В-1660151011220034.152898 
5214.06.7506:00:3181 П8К82К+РБ11С824285-02 Венера-104В-1661162011390029.52963 
5308.10.7503:30:0081 Л8К82К+РБ11С86286-02 Космос-775  35752359650.11442 
5416.10.7507:04:5681 Л8К82К+РБ11С824287-02 [Луна]Е-8-5М412    [18]
5522.12.7516:0081 П8К82К+РБ11С86288-013лРадуга11Ф63811л35774358150.31436.1 
5622.06.7621:04:0081 Л8К82К 290-02 Салют-511Ф7110321926051.689 
5709.08.7618:04:1281 Л8К82К+РБ11С824М288-02 Луна-24Е-8-5М4131151151201ч59м 
5811.09.7621:24:0081 П8К82К+РБ11С86289-015лРадуга11Ф63812л35817359490.31440.0 
5926.10.7617:50:0081 П8К82К+РБ11С86290-01 Экран11Ф64711л35459356060.31422.6 
6015.12.7604:3081 П8К82К 289-02 Космос-881
Космос-882		11Ф74
11Ф74		009
009		202
199		248
232		51.6
51.6		88.8
88.6		 
6117.07.7712:0081 П8К82К 293-02 Космос-92911Ф721610122129851.689.4 
6224.07.7700:15200 П8К82К+РБ11С86291-017лРадуга11Ф63813л36485367080.41477.6 
6305.08.7701:0081 П8К82К 293-01 [Космос]
[Космос]		11Ф74
11Ф74		009П/П
009Л/П		    [19]
6420.09.7720:28200 П8К82К+РБ11С86291-02 Экран11Ф64712л35484356340.41424.5 
6529.09.7709:50:0081 П8К82К 295-01 Салют-617К521927551.689.1 
6630.03.7803:00818К82К 292-01 Космос-997
Космос-998		11Ф74
11Ф74		 205
204		232
225		51.6
51.6		88.7
88.6		 
6727.05.7804:25200 П8К82К+РБ11С86294-0211л[Экран]11Ф64713л    [20]
6819.07.7800:59200 П8К82К+РБ11С86292-0210лРадуга11Ф63814л35842362150.41448.5 
6917.08.7823:02200 П8К82К+РБ11С86297-0214л[Экран]11Ф64715л    [21]
7009.09.7806:25:3981 Л8К82К+РБ11С824М296-013лВенера-114В-1360     
7114.09.7805:25:1381 П8К82К+РБ11С824М296-024лВенера-124В-1361     
7217.10.7819:04200 П8К82К+РБ11С86298-0112л[Экран]11Ф64714л    [22]
7319.12.7815:15200 П8К82К+РБ11С86295-0217лГоризонт11Ф66211л225814836511.323ч40м[23]
7421.02.7910:49200 П8К82К+РБ11С86294-0113лЭкран11Ф64716л35780357800.3523ч56м 
7525.04.7906:44200 П8К82К+РБ11С86298-0215лРадуга11Ф63815л35833360930.41444.1 
7623.05.7902:0081 П8К82К 300-02 Космос-1100
Космос-1101		11Ф74
11Ф74		102
102		204
200		224
235		51.6
51.6		88.6
88.7		 
7706.07.7902:19200 П8К82К+РБ11С86299-0121лГоризонт11Ф66212л36545366200.81476.9 
7803.10.7920:12200 П8К82К+РБ11С86302-0223лЭкран11Ф64717л35516355850.41424 
7928.12.7914:51:00200 П8К82К+РБ11С86303-0124лГоризонт11Ф66213л36291363210.71462.7 
8020.02.8011:05:00200 Л8К82К+РБ11С86297-0116лРадуга11Ф63816л35775357890.31435.9 
8114.06.8003:49:50200 Л8К82К+РБ11С86303-0227лГоризонт11Ф66215л36515365150.824ч33м 
8215.07.8001:35200 П8К82К+РБ11С86301-0125лЭкран11Ф64719л35431355170.31420.1 
8305.10.8020:10200 Л8К82К+РБ11С86300-0119лРадуга11Ф63817л35884360090.41444.2 
8426.12.8014:49200 П8К82К+РБ11С86304-0132лЭкран11Ф64720л35398357100.41424.2 
8518.03.8107:40200 П8К82К+РБ11С86306-0118лРадуга11Ф63818л36551366310.41477.4 
8625.04.8105:01200 Л8К82К 299-02 Космос-126711Ф721630120027851.689 
8726.06.8102:55200 П8К82К+РБ11С86305-0120лЭкран11Ф64721л35585356910.41428.4 
8831.07.8100:38200 Л8К82К+РБ11С86301-0222лРадуга11Ф63819л36421366310.51473.9 
8909.10.8119:59200 Л8К82К+РБ11С86310-0136лРадуга11Ф63820л35847359420.41441.8 
9030.10.8109:04200 П8К82К+РБ11С824М311-015лВенера-134В-1М760     
9104.11.8108:31200 Л8К82К+РБ11С824М311-026лВенера-144В-1М761     
9205.02.8212:12200 П8К82К+РБ11С86308-01 Экран11Ф64722л35487358180.41329.2 
9315.03.8207:39:00200 Л8К82К+РБ11С86305-0235лГоризонт11Ф66214л36276363640.71463.4 
9419.04.8222:45:00200 П8К82К 306-02 Салют-717К125-221927851.689.2 
9518.05.8202:50200 Л8К82К+РБ11С86310-0228лКосмос-1366Гейзер11л35781358531.51437.6 
9623.07.8201:11200 П8К82К+РБ11С86307-0230л[Экран]11Ф64723л    [24]
9716.09.8221:31200 П8К82К+РБ11С86309-0131лЭкран11Ф64724л35487358180.31429.2 
9812.10.8217:57200 Л8К82К+РБ11С861315-011лКосмос-1413
Космос-1414
Космос-1415		11Ф654
11Ф654ГВМ
11Ф654ГВМ		11л19060
19065
19069		19098
19080
19079		64.8
64.82
64.81		673.5
673.44
673.50		 
9920.10.8219:26:00200 П8К82К+РБ11С86312-0137лГоризонт11Ф66216л36380366140.81472.9 
10026.11.8217:13:00200 Л8К82К+РБ11С86313-0129лРадуга11Ф63821л36650367401.31480.2 
10124.12.8215:00200 Л8К82К+РБ11С86314-0133л[Радуга]11Ф63822л    [25]
10202.03.8312:37:08200 Л8К82К 309-02 Космос-144311Ф721640119926951.688.9 
10312.03.8317:00200 П8К82К+РБ11С86304-0234лЭкран11Ф64718л35619356190.123ч48м 
10423.03.8315:45:06200 Л8К82К+РБ11С824М307-017лАстрон1А602200020000051.598ч 
10508.04.8307:45200 П8К82К+РБ11С86315-0238лРадуга11Ф63823л35870358891.31440 
10602.06.8305:38:39200 Л8К82К+РБ11С824М321-018лВенера-154В-2860~10006500087.524ч 
10707.06.8305:32200 П8К82К+РБ11С824М321-029лВенера-164В-2861     
10801.07.8302:56:00200 Л8К82К+РБ11С86314-0239лГоризонт11Ф66217л36590366121.31479 
10910.08.8321:24:26200 Л8К82К+РБ11С861317-012лКосмос-1490
Космос-1491
Космос-1492		11Ф654
11Ф654
11Ф654ГВМ		12л
13л		19153
19160
19152		19160
19171
19164		64.7
64.7
64.82		674.0
675.0
676.83		 
11025.08.8323:02200 П8К82К+РБ11С86316-0240лРадуга11Ф63824л36601366231.31478 
11129.09.8320:37200 П8К82К+РБ11С86318-0150лЭкран11Ф64725л36590366400.41428 
11230.11.8316:51:00200 Л8К82К+РБ11С86308-0241лГоризонт11Ф66218л35790359701.41439 
11329.12.8303:52:24200 П8К82К+РБ11С861320-024лКосмос-1519
Космос-1520
Космос-1521		11Ф654
11Ф654
11Ф654ГВМ		14л
15л		19020
19030
19010		19130
19140
19134		64.8
64.8
64.76		674.0
674.1
673.42		 
11415.02.8411:46200 Л8К82К+РБ11С86318-0242лРадуга11Ф63825л35941359621.31440 
11502.03.8406:54200 П8К82К+РБ11С86316-0143лКосмос-1540Гейзер12л35972360401.41445 
11616.03.8417:00200 Л8К82К+РБ11С86322-0144лЭкран11Ф64726л35540355800.11437 
11729.03.8408:53200 П8К82К+РБ11С86319-0245лКосмос-1546  36001360321.31448 
11822.04.8407:21200 Л8К82К+РБ11С86312-0246лГоризонт11Ф66219л361203634411.41463 
11919.05.8418:11200 П8К82К+РБ11С861323-023лКосмос-1554
Космос-1555
Космос-1556		11Ф654
11Ф654
11Ф654ГВМ		16л
17л		19010
19040
19129		19105
19130
19162		64.8
64.8
64.79		675.3
676.1
676.33		 
12022.06.8403:20:00200 Л8К82К+РБ11С86319-0147лРадуга11Ф63827л35030351201.31397 
12102.08.8400:37:00200 П8К82К+РБ11С86324-0148лГоризонт11Ф66220л35765357951.51435 
12224.08.8422:50200 Л8К82К+РБ11С86324-0251лЭкран11Ф64727л35562355890.41425 
12304.09.8418:49:53200 П8К82К+РБ11С861320-015лКосмос-1593
Космос-1594
Космос-1595		11Ф654
11Ф654
11Ф654ГВМ		18л
19л		19101
19107
19173		19132
19146
19276		64.7
64.7
64.68		676.0
676.1
679.49		 
12428.09.8417:00200 Л8К82К+РБ11С861327-026лКосмос-1603Целина-2 85287771.2102.2 
12515.12.8412:16:24200 Л8К82К+РБ11С824М329-0111лВега-15ВК901     
12621.12.8412:13:52200 П8К82К+РБ11С824М325-0212лВега-25ВК902     
12718.01.8513:25:00200 Л8К82К+РБ11С86326-0252лГоризонт11Ф66221л35002351001.51403 
12821.02.8510:57200 Л8К82К+РБ11С86327-0149лКосмос-1629  36010361591.31453 
12922.03.8508:00200 П8К82К+РБ11С86328-0153лЭкран11Ф64728л35560356700.41426 
13018.05.8501:28200 Л8К82К+РБ11С861330-027лКосмос-1650
Космос-1651
Космос-1652		11Ф654
11Ф654
11Ф654ГВМ		20л
21л		19118
19121
19124		19130
19133
19137		64.8
64.8
64.8		675.8
675.9
676.0		 
13130.05.8517:59200 П8К82К+РБ11С861313-028лКосмос-1656Целина-2 81186471.1101.6 
13209.08.8500:01:00200 Л8К82К+РБ11С86317-0255лРадуга11Ф63826л35740358310.11436 
13327.09.8511:41:42200 Л8К82К 331-01 Космос-168611Ф721650117832051.689.2 
13425.10.8518:45200 П8К82К+РБ11С861332-029лКосмос-170011Ф66911л35671358281.31434 
13515.11.8517:29:00200 Л8К82К+РБ11С86326-0156лРадуга11Ф63828л35791357931.31436 
13625.12.8500:43:28200 Л8К82К+РБ11С861334-0211лКосмос-1710
Космос-1711
Космос-1712		11Ф654
11Ф654
11Ф654ГВМ		22л
23л		19157
19110
19137		19159
19162
19180		64.5
64.5
65.0		675
675
677		 
13717.01.8613:20:00200 П8К82К+РБ11С86331-0257лРадуга11Ф63829л36482366591.21476 
13820.02.8600:28:23200 Л8К82К 337-01 Мир17КС1270117831951.689.2 
13904.04.8606:45:00200 П8К82К+РБ11С86302-0159лКосмос-1738Гейзер13л36494366721.251477 
14024.05.8604:42200 Л8К82К+РБ11С86333-0164лЭкран11Ф64730л35476356190.31424 
14110.06.8603:49:00200 П8К82К+РБ11С86322-0260лГоризонт11Ф66224л36571366141.41477 
14216.09.8614:38:09200 П8К82К+РБ11С861336-0110лКосмос-1778
Космос-1779
Космос-1780		11Ф654
11Ф654
11Ф654		24л
25л
26л		19109
19114
19143		19154
19148
19149		64.8
64.8
64.8		676
676
676		 
14325.10.8618:43:00200 П8К82К+РБ11С86335-0262лРадуга11Ф63830л36548367161.31479 
14418.11.8617:08:03200 Л8К82К+РБ11С86334-0158лГоризонт11Ф66222л35686358131.41434 
14529.11.8611:00200 П8К82К 338-01 [Космос]11Ф668Э303    [26]
14630.01.8712:19200 П8К82К+РБ11С861341-0117лКосмос-181711Ф647М11л19222451.688.4[27]
14719.03.8706:54:00200 П8К82К+РБ11С86323-0163лРадуга11Ф63831л35853360871.31445 
14831.03.8703:06:16200 Л8К82К 336-02 Квант
Служебный блок		37КЭ
77КЭ		010
16601		277
383		320
406		51.6
51.63		89.2
92.38		 
14924.04.8715:42:54200 П8К82К+РБ11С861335-0118лКосмос-1838
Космос-1839
Космос-1840		11Ф654
11Ф654
11Ф654		30л
31л
32л		211
211
211		17548
17545
17550		64.9
64.9
64.9		312.2
312.1
312.2		[28]
15011.05.8717:45200 Л8К82К+РБ11С86338-0261лГоризонт11Ф66223л35024351740.521401 
15125.07.8712:00:00200 П8К82К 347-01 Космос-187011Ф66830416828271.988.7 
15203.09.8722:26:00200 Л8К82К+РБ11С86337-0265лЭкран11Ф64729л35374355650.41420 
15316.09.8705:53:31200 П8К82К+РБ11С861339-0226лКосмос-1883
Космос-1884
Космос-1885		11Ф654
11Ф654
11Ф654		33л
34л
35л		18802
18919
19127		19144
19139
19197		64.9
64.9
64.9		669
671
677		 
15401.10.8720:09:00200 Л8К82К+РБ11С861328-0214лКосмос-1888Гейзер15л35861359891.41443 
15528.10.8718:15:00200 П8К82К+РБ11С861325-0128лКосмос-1894  35729359181.31438 
15626.11.8716:28:00200 Л8К82К+РБ11С861330-0129лКосмос-189711Ф66912л35633357791.31432 
15710.12.8714:30:00200 П8К82К+РБ11С861343-0130лРадуга11Ф63832л34948350491.41396 
15827.12.8714:25:00200 Л8К82К+РБ11С861345-0131лЭкран11Ф647М13л35458359451.51432 
15918.01.8812:58200 П8К82К+РБ11С861341-0221л[Горизонт]11Ф66225л    [29]
16017.02.8803:23:22200 Л8К82К+РБ11С861346-0232лКосмос-1917
Космос-1918
Космос-1919		11Ф654
11Ф654
11Ф654		38л
37л
36л		16619464.887.9[30]
16131.03.8807:18:00200 П8К82К+РБ11С86343-0254лГоризонт11Ф66226л36491366341.41476 
16226.04.8806:15:10200 Л8К82К+РБ11С861332-0112лКосмос-1940  35849358491.224ч01м 
16306.05.8805:47:00200 Л8К82К+РБ11С86349-0166лЭкран11Ф64731л35589356530.41427 
16421.05.8820:57:00200 Л8К82К+РБ11С861348-0113лКосмос-1946
Космос-1947
Космос-1948		11Ф654
11Ф654
11Ф654		39л
40л
41л		19121
19112
19122		19146
19151
19142		64.9
64.9
64.9		676
676
676		 
16507.07.8820:38:04200 Л8К82К+РБ11С824Ф356-022лФобос-11Ф101     
16612.07.8820:01:43200 П8К82К+РБ11С824Ф356-011лФобос-21Ф10285079750176.5ч 
16702.08.8800:04:00200 Л8К82К+РБ11С861351-0133лКосмос-1961Гейзер16л36220364201.41442 
16818.08.8822:52:00200 П8К82К+РБ11С861333-0215лГоризонт11Ф66228л35733358211.31436 
16916.09.8805:00:47200 Л8К82К+РБ11С861349-0243лКосмос-1970
Космос-1971
Космос-1972		11Ф654
11Ф654
11Ф654		42л
43л
44л		19118
19119
19127		19154
19145
19142		64.9
64.9
64.9		676
676
676		 
17020.10.8818:43:00200 Л8К82К+РБ11С861339-0140лРадуга11Ф63834л36364365251.51463 
17110.12.8814:54:00200 П8К82К+РБ11С861329-0219лЭкран11Ф647М12л35475355401.41422 
17210.01.8905:05:25200 Л8К82К+РБ11С861350-0242лКосмос-1987
Космос-1988
Космос-1989		11Ф654
11Ф654
ПКА		27л
45л
1л		19127
19127
19118		19142
19143
19127		64.9
64.9
64.9		676
676
676		 
17326.01.8912:16:00200 П8К82К+РБ11С861351-0220лГоризонт11Ф66229л36433365821.41473 
17414.04.8907:08:00200 Л8К82К+РБ11С861359-0222лРадуга11Ф63833л36488365571.41474 
17531.05.8911:31:59200 П8К82К+РБ11С861352-0239лКосмос-2022
Космос-2023
Космос-2024		11Ф654
11Ф654
ПКА		28л
29л
2л		19095
19124
19122		19170
19148
19154		65.0
65.0
65.0		676
676
675		 
17622.06.8902:35:00200 Л8К82К+РБ11С861355-0216лРадуга-1  36486365921.524ч32м 
17706.07.8901:45:00200 П8К82К+РБ11С861340-0225лГоризонт11Ф66227л34970352301.523ч21м 
17828.09.8920:05:00200 П8К82К+РБ11С861346-0127лГоризонт11Ф66231л35641358661.31434 
17926.11.8916:01:41200 Л8К82К 354-01 Квант-277КСД1710122133951.689.3 
18001.12.8923:20:57200 П8К82К+РБ11С824М352-0110лГранат1АС 199820142451.598ч14м 
18115.12.8914:30:0081 Л8К82К+РБ11С861344-0123лРадуга11Ф63836л36510.635591.21.51475 
18227.12.8914:10:00200 Л8К82К+РБ11С861347-0234лКосмос-205411Ф66914л36372365001.524ч29м 
18315.02.9010:52:0081 Л8К82К+РБ11С861363-0241лРадуга11Ф63835л35792360761.31444 
18419.05.9011:32:33200 П8К82К+РБ11С861350-0137лКосмос-2079
Космос-2080
Космос-2081		11Ф654
11Ф654
11Ф654		46л
51л
52л		19119
19121
19120		19155
19152
19153		64.5
64.5
64.5		676
676
676		 
18531.05.9013:33:20200 Л8К82К 360-01 Кристалл77КСТ1720122034651.689.9 
18621.06.9002:36:00200 П8К82К+РБ11С86342-0267лГоризонт11Ф66230л35680358111.51436 
18719.07.9000:46:00200 Л8К82К+РБ11С861340-0124лКосмос-2085Гейзер17л36233364181.41441 
18809.08.9023:18:59200 Л8К82К+РБ11С861345-0244л[Экран]11Ф647М14л    [31]
18903.11.9017:40:0081 Л8К82К+РБ11С861370-0135лГоризонт11Ф66232л35616357601.51431 
19023.11.9016:22:00200 Л8К82К+РБ11С861348-0245лГоризонт11Ф66233л36488.936602.21.51477 
19108.12.9005:43:01200 П8К82К+РБ11С861366-0247лКосмос-2109
Космос-2110
Космос-2111		11Ф654
11Ф654
11Ф654		47л
48л
49л		19027.8
18971.3
19119.8		19233.6
19289.3
19137.1		64.53
64.51
64.51		675
675
675		 
19220.12.9014:35:0081 Л8К82К+РБ11С861361-0148лРадуга11Ф63837л35924.635953.21.31443 
19327.12.9014:08:00200 Л8К82К+РБ11С861342-0146лРадуга-1  36418.836649.51.31473 
19414.02.9111:31:56200 Л8К82К+РБ11С861344-0238лКосмос-2133  35941359412.324ч04м 
19528.02.9108:30:0081 Л8К82К+РБ11С861360-0249лРадуга11Ф63838л34958.635030.11.41396 
19631.03.9118:12:00200 П8К82К 365-01 Алмаз-111Ф668305170.2279.672.788.7 
19704.04.9113:47:12200 Л8К82К+РБ11С861354-0253лКосмос-2139
Космос-2140
Космос-2141		11Ф654
11Ф654
11Ф654		50л
53л
54л		19137
19138
19140		19152
19156
19160		64.8
64.8
64.8		676
676
676		 
19802.07.9101:53:00200 Л8К82К+РБ11С861373-0150лГоризонт11Ф66234л35683358801.41436 
19913.09.9120:51:0281 Л8К82К+РБ11С861353-0154лКосмос-2155  35850358501.323ч56м 
20023.10.9118:25:00200 Л8К82К+РБ11С861362-0255лГоризонт11Ф66235л35998.336005.21.231447 
20122.11.9116:27:0081 Л8К82К+РБ11С861353-0251лКосмос-2172Гейзер18л36296.736339.81.31463 
20219.12.9114:41:0081 Л8К82К+РБ11С861355-0152лРадуга11Ф63839л36430.936566.51.41473 
20330.01.9201:19:1281 Л8К82К+РБ11С861372-0259лКосмос-2177
Космос-2178
Космос-2179		11Ф654
11Ф654
11Ф654		68л
69л
71л		19130.7
19128.6
19124.3		19169.8
19167.9
19168.1		64.8
64.8
64.8		676
676
676		 
20402.04.9204:50:0081 Л8К82К+РБ11С861369-0157лГоризонт11Ф66236л35569.735684.71.51428 
20515.07.9201:02:0081 Л8К82К+РБ11С861371-0260лГоризонт11Ф66237л36483.736650.11.41476 
20630.07.9204:59:0181 Л8К82К+РБ11С861376-0163лКосмос-2204
Космос-2205
Космос-2206		11Ф654
11Ф654
11Ф654		56л
72л
74л		19131.1
19130.5
19152.0		19148.5
19144.7
19152.2		64.8
64.8
64.8		676
676
676		 
20710.09.9221:01:1881 Л8К82К+РБ11С861363-0161лКосмос-2209  35935359351.324ч03м 
20830.10.9217:59:0081 Л8К82К+РБ11С861372-0158лЭкран11Ф647М15л35576.035660.81°26'23ч47м30с  
20927.11.9216:10:0081 Л8К82К+РБ11С861364-0165лГоризонт11Ф66238л36462.936518.21.31472 
21017.12.9215:45:00200 Л8К82К+РБ11С861357-0264лКосмос-2224  35905359202°12'24ч02м32с 
21117.02.9323:09:4781 Л8К82К+РБ11С861362-0166лКосмос-2234
Космос-2235
Космос-2236		11Ф654
11Ф654
11Ф654		73л
59л
57л		19122.5
19119.8
19115.1		19144.4
19141.5
19142.6		64.8
64.8
64.8		676
676
676		 
21225.03.9305:28:0081 Л8К82К+РБ11С861358-0167лРадуга11Ф63842л36460.236559.91.41473 
21327.05.9304:21:5981 Л8К82К+РБ11С861364-0269л[Горизонт]11Ф66239л    [32]
21430.09.9320:05:5981 Л8К82К+РБ11С861359-0136лРадуга11Ф63841л35852.935917.11.231441 
21528.10.9318:17:0081 Л8К82К+РБ11С861368-0172лГоризонт11Ф66240л3575435784.51.221435 
21618.11.9316:54:5981 Л8К82К+РБ11С861367-0185лГоризонт11Ф66241л35036.635087.91°23'23ч19м 
21720.01.9412:49:0081 Л8К82К+РБ11С861-01358-0213лГалс17Ф7111л36091361510°03'24ч13м08с 
21805.02.9411:46:0081 Л8К82К+РБ11С861375-0283лРадуга-1  36448.436577.21°26'12"24ч33м 
21918.02.9410:56:0081 Л8К82К+РБ11С861376-0273лРадуга11Ф63840л36453.036513.31°28'1472 
22011.04.9410:49:2281 Л8К82К+РБ11С861377-0170лКосмос-2275
Космос-2276
Космос-2277		11Ф654
11Ф654
11Ф654		58л
60л
61л		19108.319140.164°49'01"11ч15м00с 
22120.05.9405:01:0081 Л8К82К+РБ11С861357-0171лГоризонт11Ф66242л34732.335022.61°22'12"23ч09м53с 
22207.07.9402:58:5181 Л8К82К+РБ11С861365-0268лКосмос-2282  36125361252.41449 
22311.08.9418:27:4681 Л8К82К+РБ11С861367-0274лКосмос-2287
Космос-2288
Космос-2289		11Ф654
11Ф654
11Ф654		67л
70л
75л		19124.019152.964.7411ч15м48с 
22421.09.9420:53200 Л8К82К+РБ11С861381-0286лКосмос-2291Гейзер19л35815.035900.51°27'16"23ч59м 
22513.10.9419:19:00200 Л8К82К+РБ11С861-01377-0211лЭкспресс11Ф63911л35766.835856.00°13'02"23ч57м11с 
22631.10.9417:30:5681 Л8К82К+РБ11С861361-0256лЭлектро11Ф6521л35856359321°18'31"24ч01м35с 
22720.11.9403:39:37200 Л8К82К+РБ11С861371-0197лКосмос-2294
Космос-2295
Космос-2296		11Ф654
11Ф654
11Ф654		62л
63л
64л		190571914664.811ч13м30с 
22816.12.9415:00:0081 Л8К82К+РБ11С861373-0275лЛуч11Ф66913л35685.335730.82°29'33"23ч52м05с 
22928.12.9414:31:0081 Л8К82К+РБ11С861366-0162лРадуга11Ф63843л35909.535934.81°22'40"24ч03м02с 
23007.03.9512:23:45200 Л8К82К+РБ11С861370-0276лКосмос-2307
Космос-2308
Космос-2309		11Ф654
11Ф654
11Ф654		65л
66л
77л		191131915064.811ч15м 
23120.05.9506:33:2281 Л8К82К 378-02 Спектр77КСО17301221.1335.451.6889.78 
23224.07.9518:52:10200 Л8К82К+РБ11С861374-0177лКосмос-2316
Космос-2317
Космос-2318		11Ф654
11Ф654
11Ф654		80л
81л
85л		19104.819136.764.4411ч15м19с 
23330.08.9522:33:00200 Л8К82К+РБ11С861369-0278лКосмос-2319Гейзер20л35817.836000.21°38'34"24ч02м23с 
23411.10.9519:26:0081 Л8К82К+РБ11С861386-0179лЛуч-1  35860.435917.42°56'12"24ч01м17с 
23517.11.9517:25:00200 Л8К82К+РБ11С861384-0194лГалс17Ф7112л36055.636317.40°07'32"24ч01м42с 
23614.12.9509:10:31200 Л8К82К+РБ11С861378-0180лКосмос-2325
Космос-2324
Космос-2323		11Ф654
11Ф654
11Ф654		82л
78л
76л		19141.119145.864°48'16"11ч14м59с 
23725.01.9612:56:00200 Л8К82К+РБ11С861374-0281лГоризонт11Ф66243л36539.436659.41°22'43"24ч37м48с 
23819.02.9611:19:00200 Л8К82К+РБ11С861383-0282лРадуга11Ф63844л236.736510.248°34'49"10ч45м53с[33]
23909.04.9602:09:0181 Л8К82К+РБДМ3390-011лAstra-1F  12077.336003.57°31'17"14ч40м05с 
24023.04.9614:48:5081 Л8К82К 385-01 Природа77КСИ17401220.2347.051.6789.89 
24125.05.9605:05200 Л8К82К+РБ11С861379-01100лГоризонт11Ф66244л36496364961°27'24ч32м 
24206.09.9620:37:3981 Л8К82К+РБДМ1375-011лInmarsat-3 F2  36325.736330.82°30'40"24ч21м16с 
24326.09.9620:50:53200 Л8К82К+РБ11С861-01379-02 Экспресс11Ф63912л35762.635838.70°14'42"23ч56м44с 
24416.11.9623:48:53200 Л8К82К+РБ11С824Ф392-02 Марс-8М1520110?340?51.6 [34]
24524.05.9720:00:0081 Л8К82К+РБДМ4380-021лTelstar-5  67163579917.512ч42м 
24606.06.9719:56:54200 Л8К82К+РБ17С40380-01 Космос-234411Ф664 1516274963.3130 
24718.06.9717:02:4581 Л8К82К+РБДМ2390-021лIridium 14
Iridium 12
Iridium 10
Iridium 9
Iridium 13
Iridium 16
Iridium 11		  51453686.495 
24814.08.9723:49:14200 Л8К82К+РБ11С861381-01 Космос-2345  34941377471°18'24ч02м44с[35]
24928.08.9703:33:3081 Л8К82К+РБДМ3387-023лPAS-5  84443595514.213ч21м 
25014.09.9704:36:5481 Л8К82К+РБДМ2391-012лIridium 29
Iridium 32
Iridium 33
Iridium 27
Iridium 28
Iridium 30
Iridium 31		  513539.586.695 
25112.11.9720:00200 Л8К82К+РБ11С861-01384-02 КупонК95К 35850.236027.50°05'38"24ч03м49с 
25203.12.9702:10:3081 Л8К82К+РБДМ3382-022лAstra-1G  102883602012.3314ч02м 
25325.12.9702:1981 Л8К82К+РБДМ3394-015лAsiasat-3  2033600851.37636[36]
25407.04.9805:13:0381 Л8К82К+РБДМ2391-024лIridium 62
Iridium 63
Iridium 64
Iridium 65
Iridium 66
Iridium 67
Iridium 68		       
25529.04.9807:36:54200 Л8К82К+РБ11С861  Космоc-2350       

ПРИМЕЧАНИЯ: Красным цветом выделены аварийные пуски, в результате которых головной блок не вышел на низкую околоземную орбиту. Синим цветом выделены аварийные пуски, в результате которых космические аппараты были выведены на нерасчетные орбиты и их использование по целевому назначению невозможно или существенно ограничено. Зеленым цветом выделен успешный суборбитальный пуск.

1. Даты и времена даны по декретному московскому времени (ДМВ).

2. Для межпланетных КА, не вышедших на орбиту планеты, даны параметры гелиоцентрической орбиты, для КА на орбитах Земли, Луны, Марса и Венеры – соответствующей планетоцентрической орбиты. Параметры КА на орбитах, отличных от геоцентрических выделены цветом.

3. Высоты даны в км, если не помечено особо (а.е. – астрономическая единица).

4. Наклонение дано в градусах, если не помечено особо.

5. Период обращения дан в минутах, если не помечено особо.

6. В графе «Индекс КА» приведены конструкторские обозначения КА. Ниже приведена таблица соответствия обозначений и наименований КА.

7. В графе «Примечания» даны следующие сноски:

[1] 24.03.1966 Отказ ДУ второй ступени.

[2] 08.04.1967 Преждевременное отделение СОЗ блока Д, вследствие чего второе включение блока Д не производилось.

[3] 28.09.1967 Незапуск двигателя 11Д43 №У233011 блока Г-1 первой ступени. Разрушение РН на 97.4 сек полета.

[4] 22.11.1967 Невыход на режим двигателя №4 ДУ 8Д412К второй ступени из-за разрушения сопла двигателя на 125.5 сек полета. Разрушение РН на 129.9 сек полета по команде.

[5] 23.04.1968 Аварийное выключение ДУ второй ступени на 194.64 сек полета. На 194.64 сек ГО был сброшен и произведено отделение и спасение корабля на парашютах. СА приземлился в 500 км от старта по трассе полета.

[6] 20.01.1969 1. Самопроизвольное выключение двигателя №4 ДУ 8Д411К второй ступени на 313.66 сек. 2. На 500.03 сек произошло самопроизвольное выключение двигателя 8Д48 основного блока 8Д49 третьей ступени из-за разрушения магистрали питания горючим газогенератора.

[7] 19.02.1969 Аварийное выключение двигателей первой ступени на 51.418 сек полета. Разрушение ГО из-за ошибки в расчетах на прочность.

[8] 27.03.1969 На 438.66 сек произошло самопроизвольное выключение двигателя 8Д48 основного блока 8Д49 третьей ступени.

[9] РН с серийным номером 233-01 должна была использоваться при запуске КА 11Ф91 №8 14.07.1968, однако во время предстартовой подготовки произошел перенаддув с последующим разрушением бака окислителя РБ 11С824. РН была снята со старта и использована в запуске 02.04.1969.

02.04.1969 Отказ двигателя 11Д43 №Я233021 блока 2 первой ступени на 0.02 сек. РН упала вблизи ПУ.

[10] 14.06.1969 Незапуск ДУ блока Д из-за ошибки в схеме системы управления. При сбросе среднего переходника блока Д произошло размыкание цепи, вследствие чего не прошла команда на запуск двигателя 11Д58.

Таблица соответствия обозначений и наименований КА

1ААстрон 82ЭВспециальный эквивалент полезной нагрузки
1АСГранат 37КЭмодуль «Квант»
1ФФобос 4В-1Венера
11Ф71ОПС «Алмаз» 4В-1МВенера
11Ф72ТКС 5ВКВега
11Ф74ВА ОПС «Алмаз» 77КСДмодуль «Квант-2»
11Ф91КК 7К-Л1 77КСИмодуль «Природа»
11Ф638Грань 77КСОмодуль «Спектр»
11Ф638ГВМГабаритно-весовой 77КСТмодуль «Кристалл»
 макет КА «Грань» 77КЭФСБ (функциональный служебный блок)
11Ф647Экран Е-8Луна («Луноход»)
11Ф647МЭкран-М Е-8ЛСЛуна (спутник Луны)
11Ф654Ураган Е-8-5Луна (посадочный аппарат
11Ф654ГВМГабаритно-весовой  с возвращением на Землю)
 макет КА «Ураган» Е-8-5МЛуна (посадочный аппарат
11Ф658Молния-1  с возвращением на Землю)
11Ф662Горизонт К95ККупон
11Ф668Меч-К, Меч-КУ Л1-Ээкспериментальный комплекс для
11Ф668ЭМеч-К  отработки ДУ блока Д при семикратном
11Ф669Альтаир  включении в условиях космического
17КДОС «Заря» («Салют»)  полета по орбите ИСЗ по программе,
17КСДОС «Мир»  максимально приближенной к программе
17Ф71Галс  полета комплекса Н1-Л3
М1Марс-96 Н-4Протон-1
М-69 (2М)Марс Н-6Протон-2
М-71 (3М)Марс ПКАпассивный КА «Эталон»
М-73 (3М)Марс   

[11] 23.09.1969 Незапуск двигателя 11Д58 блока Д при втором включении из-за отсутствия окислителя, вытекшего вследствие незакрытия разделительного клапана окислителя после первого включения.

[12] 22.10.1969 Незапуск двигателя 11Д58 блока Д при втором включении.

[13] 28.11.1969 Отказ ДУ 8Д48 третьей ступени на 556.5 сек. На 556.6 сек взрыв в районе нижнего днища бака горючего третьей ступени. Остатки третьей ступени и головного блока Л1Э разрушились в плотных слоях атмосферы и упали в 200 км севернее г. Харбин на территории КНР.

[14] 06.02.1970 Аварийное выключение на 127 сек нормально работавшей ДУ второй ступени вследствие прохождения ложной команды от СБН.

[15] 18.08.1970 Пуск по суборбитальной траектории.

[16] 10.05.1971 Не произошло второго запуска двигателя блока Д из-за невыдачи в расчетное время команды от БЦВМ.

[17] 29.07.1972 Разрушение РН на 180 сек.

[18] 16.10.1975 Незапуск ДУ блока Д.

[19] 05.08.1977 Отказ ДУ первой ступени на 53.68 сек.

[20] 27.05.1978 Полет был прекращен на 119.51 сек по команде СБН вследствие потери изделием устойчивости по каналам вращения и тангажа, вызванной несанкционированным отклонением двигателя 11Д43 блока 2Г первой ступени.

[21] 17.08.1978 Отказ ДУ второй ступени.

[22] 17.10.1978 Разрушение ДУ 8Д411К второй ступени.

[23] 19.12.1978 КА выведен на нерасчетную орбиту из-за нештатной работы блока ДМ.

[24] 23.07.1982 Авария ДУ первой ступени на 8 сек полета.

[25] 24.12.1982 Отказ ДУ второй ступени на 230 сек.

[26] 29.11.1986 Авария ДУ второй ступени из-за возникновения ВЧ-колебаний.

[27] 30.01.1987 Не произошло первое включение блока ДМ-2

[28] 24.04.1987 Не произошло второе включение блока ДМ-2. КА отделились от РБ на нерасчетной орбите.

[29] 18.01.1988 Авария ДУ третьей ступени на 540 сек.

[30] 17.02.1988 Не произошло первое включение блока ДМ-2. КА от РБ не отделились.

[31] 09.08.1990 Авария РН.

[32] 27.05.1993 Вследствие нарушения режима длительного хранения компонентов топлива повысилась концентрация меди, что вызвало изменение характеристик теплового расширения топлива. Это, в свою очередь, привело к ошибке при расчете объема топлива второй ступени РН (заправлено меньшее количество топлива) и, как следствие, невозможности выведения головного блока в составе РБ+КА на низкую околоземную орбиту.

[33] 19.02.1996 Не произошло второе включение блока ДМ-2. КА отделился от РБ на нерасчетной орбите.

[34] 16.11.1996 Не произошло второе включение блока Д-2. КА отделился от РБ на нерасчетной орбите.

[35] 14.08.1997 Нерасчетная орбита выведения в результате некорректного ввода углов в полетное задание РН. Довыведение на расчетную орбиту после отделения от РБ осуществлено за счет бортового запаса топлива космического аппарата.

[36] 25.12.1997 Не произошло второе включение блока ДМ3. КА отделился от РБ на нерасчетной орбите.

Статистическая сводка по результатам эксплуатации РН 8К82К «Протон-К» и разгонных блоков

В приводимых ниже таблицах представлены итоговые статистические данные по результатам пусков РН «Протон-К» как в трехступенчатом варианте, так и в варианте с разгонным блоком, выступающим в качестве четвертой ступени. Все пуски разделены на успешные и аварийные, а последние, в свою очередь, на аврийные с выходом на орбиту и аварийные без выхода на орбиту.

При расчете надежности РН «Протон-К» рассматривались два варианта – надежность базового варианта РН (в составе только трех ступеней, независимо от наличия РБ) и надежность комплекса в составе РН 8К82К и РБ. При расчете надежности РБ учитывались только те запуски, в которых головной блок отделился от третьей ступени и была запущена циклограмма работы РБ. Вариант расчета надежности комплекса представляет отдельный интерес, поскольку именно комплекс РН+РБ (а не отдельные его компоненты) определяют в целом успех конкретного запуска, в частности, с коммерческой полезной нагрузкой.

Следует обратить внимание на то, что из числа аварийных пусков без выхода на орбиту в двух случаях причиной является невключение ДУ РБ, которое должно было обеспечить переход с суборбитальной траектории полета на низкую околоземную орбиту. В этих двух случаях три ступени РН отработали без замечаний. В одном же случае три ступени РН вывели КГЧ на нерасчетную опорную орбиту, а РБ отработал штатно.

1. Общая надежность трех ступеней РН «Протон-К» за период ЛКИ, опытной и штатной эксплуатации составляет 91.63% – 230 (217+11+2) раз из 251 проведенного пуска три ступени отработали успешно.

2. Общая надежность трех ступеней РН «Протон-К» за период штатной эксплуатации (с 01.01.1978) составляет 94.74% – 180 (173+7) раз из 190 проведенных пусков три ступени отработали успешно.

3. Общая надежность комплекса РН+РБ (всех модификаций) за период ЛКИ, опытной и штатной эксплуатации составляет 86.10% –192 полностью успешных из 223 пусков.

4. Общая надежность комплекса РН+РБ (всех модификаций) за период штатной эксплуатации (с 01.01.1978) составляет 91.91% –159 полностью успешных из 173 пусков.

5. Общая надежность комплекса РН+РБ (исключая модификации 11С824, 11С824М, 11С824Ф и 11С86) составляет 91.35% – 95 полностью успешных из 104 пусков.

6. Надежность РБ 11С824 и 11С824М за весь период эксплуатации составляет 85.36% – 35 раз из 41 РБ отработали полностью успешно.

7. Надежность РБ 11С86, 11С861, 11С861-01 и их коммерческих модификаций (ДМ1, ДМ3 и ДМ4) за весь период эксплуатации составляет 96.20% – 152 раза из 158 РБ отработали полностью успешно.

8. Надежность находящихся в настоящее время в эксплуатации РБ 11С861, 11С861-01 и их коммерческих модификаций (ДМ1, ДМ3 и ДМ4) составляет 94.85% – 92 раза из 97 РБ отработали полностью успешно.

9. Надежность находящихся в настоящее время в эксплуатации РБ 17С40 (ДМ-5) и его коммерческой модификации (ДМ2) составляет 100% – все 4 раза РБ отработали полностью успешно.

Поскольку наибольший интерес представляет именно показатель общей надежности комплекса РН+РБ, используемого при коммерческих запусках, то имеет смысл особо выделить такой показатель.

По состоянию на 01.05.1998 в качестве показателя надежности ракетно-космического комплекса в составе трехступенчатой РН 8К82К и РБ 11С861, 11С861-01, 17С40 и их модификаций (ДМ1, ДМ2, ДМ3, ДМ4) следует считать величину 91.35%. При этом надежность собственно РН (первые три ступени в составе комплекса) составляет 96.15% (100 из 104), а надежность РБ (по всем перечисленным модификациям) – 95.05% (96 из 101).
УспешныеАварийныеВсего запущено
3х ст.4х ст.ВсегоС выходом
на орбиту
(4х ст.)		Без выхода на орбитуВсего3х ст.4х ст.Всего
3х ст.4х ст. из-за
аварии РН		4х ст. из-за
аварии РБ		Всего
4х ст.
25 25(824)
10(824М)
2(824Ф)
60(86)
82(861)
4(861-01)
1(17С40)
1(ДМ1)
3(ДМ2)
3(ДМ3)
1(ДМ4)
192		 217 4(824)
1(86)
4(861)
1(824Ф)
1(ДМ3)
1(РН)





12		 3 9(824)
5(86)
3(861)








17		 2(824)










2










19










34










28










223










251


Маркетинг российских ЖРД на международном рынке

И.Черный

НПО «Энергомаш»

В соответствии с соглашениями, достигнутыми НПО «Энергомаш» и компанией Pratt & Whitney, двигатель РД-180 (двухкамерная модификация мощного четырехкамерного РД-170, созданного для первой ступени РН «Энергия» и «Зенит») будет установлен на американских носителях. Для производства РД-180 компания Lockheed Martin Astronautics в 1996 г. учредила СП «РД АМРОСС» (RD AMROSS) в составе НПО «Энергомаш» и фирмы Pratt & Whitney (отделения корпорации United Technologies).

Около 400 ракет Atlas III, которые предполагается запустить в ближайшие 25 лет, будут оснащены двигателями РД-180 производства как американского, так и российского производства. Об этом заявил Виктор Сигаев, заместитель генерального директора НПО «Энергомаш» по внешнеэкономической деятельности. Представители правительства Соединенных Штатов подчеркивали, что для ракет, запускаемых в рамках государственных программ (примерно 130 пусков), ЖРД должны изготавливаться в США по лицензии. Двигатели для коммерческих пусков будут изготавливаться в Химках под Москвой. Кроме семейства Atlas III, этот ЖРД будет установлен на носителях EELV, которые разрабатываются корпорацией по заказу ВВС.

В.Сигаев сообщил, что корпорация United Technology, в которую входит Pratt & Whitney, не заинтересована в полном переносе производства в США, так как это подразумевает овладение типично российской технологией, закупку необходимого оборудования и обучение персонала, что невыгодно делать в Штатах. Стоимость производства РД-180 в России оценивается приблизительно в 8-10 млн $.

Договор о лицензированном производстве строго ограничит число двигателей и период их производства в США, что не позволит использовать российские ноу-хау в других проектах.

С марта 1997 г. двигатель проходит интенсивные стендовые испытания в России. Девять из десяти запланированных к испытаниям ЖРД уже наработали в общей сложности 9000 с, что аналогично более чем 48 полетам Atlas IIIA, где РД-180 должен отработать 186 с. Общий объем стендовой наработки к концу испытаний в июне 1998 г. планируется довести до 13000-14000 с.

«На результатах стендовых испытаний мы смогли убедиться, что имеем дело с очень надежной и прочной двигательной установкой, – заявил Джон Карась (John Karas), вице-президент Lockheed Martin Astronautics и заместитель руководителя программы носителя EELV. – Мы испытывали один из двигателей восемь раз в течение 1600 с в общей сложности без переборки. Когда двигатель был осмотрен, мы практически не зарегистрировали износа.»

В мае 1998 г. прототип первой ступени РН Atlas IIIA будет испытан на огневом стенде космического центра NASA им.Маршалла в Хантсвилле, шт.Алабама. Впервые российский ЖРД будет работать на американском государственном испытательном стенде. (Огневые испытания двигателей РД-120 и НК-33 в США проводились на стендах, принадлежащих фирмам Pratt & Whitney и Aerojet соответственно – Ред.) Первый полет ракеты с РД-180 состоится в декабре 1998 г., с тем, чтобы начать коммерческую эксплуатацию Atlas в 1999 г.

ФПГ «Двигатели НК»

16 апреля 1998 г. в Самаре прошли переговоры между российскими разработчиками и производителями авиационных и ракетных двигателей из состава финансово-промышленной группы (ФПГ) «Двигатели НК» и компании Aerojet о поставках российских ЖРД НК-33 в США. Вследствие того, что результаты переговоров не были доведены до широкой общественности, российские СМИ поспешили распространить информацию о том, что переговоры закончились провалом.

Как сообщил по телефону специально для НК ведущий конструктор «Двигателей НК» Александр Иванов: «Отношения Aerojet – «Двигатели НК» развиваются очень стабильно, ровно и планово. Предметом переговоров были отнюдь не поставки двигателей и не их цена, как писали наши газеты. О цене разговоров вообще не было – она уже давно определена. Делегация во главе с Томасом Джорджем Фанчулло (Thomas George Fanchullo), руководителем проекта Aerojet «Передовые космические двигательные системы» приезжала для того, чтобы наметить планы дальнейшего сотрудничества с самарскими предприятиями, входящими в ФПГ».

Двигатели НК-33 и НК-43 были разработаны в начале 1970-х годов в самарском КБ Н.Д.Кузнецова для советской ракеты Н-1 и более 20 лет хранились на испытательной базе предприятия (объект под условным названием «Химзавод»). После заключения договора с корпорацией Aerojet эти ЖРД проходят доработку для последующей установки на многоразовом носителе К-1 компании Kistler Aerospace. К маю 1998 г. переделке подвергся один экземпляр, заготовлено также несколько комплектов агрегатов для модификации последующих. По договору, для оснащения флота своих носителей Kistler Aerospace закупит у Aerojet от 9 до 15 НК-33 для первой ступени и от трех до пяти НК-43 для второй (эти цифры несколько отличаются от приведенных в НК №8 и 9), причем из партии имеющихся двигателей уже выбран экземпляр для установки на первый летный К-1. Корпорация Aerojet имеет также лицензию на производство самарских двигателей в США. В настоящее время за океаном по специальной программе для носителя К-1 успешно проходят огневые стендовые испытания уже модифицированные образцы НК-33. В частности, 24 марта двигатель проработал 165 с с имитацией отбора керосина на рулевые приводы. В общей сложности проведено 10 испытаний, из них пять – до переделки двигателей, и пять – после. В Америке планируется провести еще пять «прожигов», а осенью начать испытания высотного НК-43.

С российской стороны работой над НК-33 руководит главный конструктор «Двигателей НК» Валентин Анисимов. Занимаются двигателями те же отделы, которые работали по проекту Н-1.

А.Иванов опроверг распространенную ранее информацию о «демпинговой цене» НК-33, говоря, что удельная стоимость 1 тонны тяги для двигателей НК-33 и РД-180 примерно одинакова. «Можно сказать также, что нет никаких противоречий в постановке НК-33 на американский носитель К-1 и российскую ракету «Ямал» разработки ГНКЦ «Прогресс». Напрашивается аналогия с современными авиадвигателями, которые одинаково хорошо работают как на перспективных отечественных, так и на зарубежных самолетах», – заметил он.

Работы по «Ямалу» продолжаются. По мнению с представителей ФПГ, в нынешней обстановке РКА будет поддерживать НК-33. Сейчас, когда трудности с использованием носителя «Зенит-2» для нужд государственной космической программы России очевидны, становится актуальным проект носителя «Ямал» грузоподъемностью около 12 т, логически вытекающий из программы «Русь». Реальность осуществления этого проекта косвенно подтверждает участие в его финансировании такой организации, как РАО «Газпром». Как известно, в качестве промежуточного варианта до недавнего времени рассматривалась установка на центральный блок последней модификации «Руси» двигателя РД-120К (маловысотный вариант РД-120 разработки НПО «Энергомаш» со второй ступени РН «Зенит-2»). Однако производство двигателя РД-120К еще предстоит освоить. В настоящее время в НПО «Энергомаш» идут работы по перекомпоновке РД-120, связанные с установкой карданного подвеса и т.п. Предприятие же загружено темой РД-180. Напряженность работ характеризует следующий факт: в тот момент, когда представители Kistler Aerospace вели переговоры о приобретении российского двигателя для К-1, они посетили НПО «Энергомаш» и убедились в том, что сейчас это предприятие, по всей видимости, не сможет параллельно заниматься двумя ЖРД. Можно даже сказать, что сейчас РД-120К существует только в макете, в то время как имеющегося запаса НК-33 хватит на обеспечение более чем 30 пусков «Ямала» или создание 10 К-1.

Американские фирмы имеют планы относительно использования двигателей НК-39 и НК-31, созданных в свое время для верхних ступеней той же Н-1. Эти ЖРД могут найти применение в авиационно-космических системах типа Х-34. Так, в частности, на втором экземпляре этого аппарата-демонстратора будет установлен двигатель НК-31.

КБ химавтоматики

Вдохновленное успехами разработки трехкомпонентного ЖРД на базе кислородно-водородного РД-0120 и возможностью серийного производства американского RL-10 в Воронеже, КБ химавтоматики в кооперации с Rocketdyne включилось в новый проект по созданию кислородно-керосинового двигателя RS-76 замкнутой схемы. Этот ЖРД может быть использован для оснащения возвращаемых жидкостных стартовых ускорителей новой модификации системы Space Shuttle, которые проектирует

Характеристики RS-76

Тяга на уровне моря 373 тс

Тяга в вакууме

Iуд., на уровне моря

Iуд., в вакууме

Давление в камере

Масса ЖРД

373 тс

413 тс

307 с

340 с

180 атм

4.1 т

Boeing Aerospace. В случае успешного развития проекта новый однокамерный двигатель, близкий по тяге к двухкамерному РД-180, будет развивать большую тягу на сегодняшний день в расчете на одну камеру. Самым мощным однокамерным ЖРД в мире являлся американский F-1А (тяга на земле 816.5 тс) открытой схемы, разработанный фирмой Rocketdyne в качестве усовершенствованного варианта двигателя F-1 первой ступени «лунного» носителя Saturn-5 и прошедший в начале 1970-х годов полный цикл стендовых испытаний. Самым мощным отечественным однокамерным ЖРД был РД-270 (тяга на земле 640 тс) замкнутой схемы, разрабатывавшийся в 1962-1974 гг в НПО «Энергомаш» для установки на «лунные» носители Р-56 и УР-700, которые проектировались в середине-конце 1960-х годов соответственно ОКБ М.К.Янгеля и В.Н.Челомея. Этот двигатель так и не довелось довести до стадии окончания стендовых испытаний.

В статье использовались материалы International Launch Services, Kistler Aerospace, Rockwell International, Air et Cosmos.

Бум многоразовых

И.Афанасьев. НК.

Звезды в линиях чертежей,

Уходящие в бесконечность…

(из песни)


Несколько десятилетий назад пионеры авиации совершили революцию, вырвав первенство в грузопассажирских перевозках у морского, железнодорожного и автомобильного транспорта. В наше время ряд коммерческих компаний стремятся совершить подобный прорыв, сделав космические полеты столь же рентабельными, как и авиаперелеты. Если их усилия увенчаются успехом, экономика космоса в корне изменится.

Несмотря на многочисленные заверения в том, что «коммерциализация космоса дает реальные деньги», на сегодня прибыльными можно назвать только относительно узкие сектора космонавтики. Это, прежде всего, запуски спутников связи, навигации и дистанционного зондирования Земли.

С постепенным насыщением геостационара, взоры разработчиков коммуникационных систем обратились к низкой околоземной орбите. Для создания полноценной системы связи с глобальным охватом на низкие орбиты с разным наклонением необходимо доставить целые «созвездия» спутников, насчитывающие десятки и сотни аппаратов. Это число столь огромно, что превышает возможности существующего рынка пусковых услуг.

Запуск каждого космического аппарата с помощью сегодняшних одноразовых ракет-носителей исключительно дорог – его стоимость колеблется от 10 до 140 млн $, или около 25 тысяч $ за кг полезного груза. Для сравнения можно привести известный пример с пассажирским лайнером Boeing 777, который после каждого перелета через океан выбрасывался бы на свалку. Нынешние одноразовые носители – это нечто иное, как модифицированные МБР, в основе разработки которых лежали не требования по доставке максимально большой массы, а совсем другие принципы. «Сейчас мы должны строить транспортные аппараты, а не артиллерийские снаряды», – заявил Гэри Хадсон (Gary Hudson), главный исполнительный директор компании Rotary Rocket – относительно небольшой фирмы, разрабатывающей многоразовый носитель нового поколения.

Взоры разработчиков, как и тридцать лет назад, снова обратились к многоразовым системам. По мнению многих специалистов, только заставив ракету служить повторно, можно снизить стоимость доставки груза на орбиту в десять раз. Однако сейчас «многоразовые» уже не те, что двадцать лет назад, когда разрабатывался шаттл и подобные ему системы. За редким исключением, наблюдается эдакий залихватский подход к проблеме, попытка решить ее несколько экстравагантными способами и, практически повсеместно, отказ от финансового участия государства в работах.


Ракетоплан Eclipse Astroliner компании Kelly Space & Technology

Rotary Rocket – не единственная фирма, создающая многоразовый носитель. Существует еще, по крайней мере, четыре американские компании, разрабатывающие аналогичные проекты. Однако, в отличие от самых известных и дорогих аппаратов, таких как VentureStar компании Lockheed Martin, проекты небольших компаний не столь амбициозны, но гораздо более интересны и необычны.

Фирмы-разработчики «новых многоразовых» вкладывают в свои детища разные идеи. О деятельности корпорации Kistler Aerospace можно прочитать в НК №9 1998 г. В отличие от носителя К-1 с вертикальным стартом, две другие фирмы Kelly и Pioneer строят космические самолеты с горизонтальным взлетом и посадкой.

Ракетоплан Eclipse Astroliner (буквально – «Звездный лайнер «Затмение») компании Kelly Space & Technology (г. Сан-Бернардино, шт.Калифорния), по концепции напоминающий демонстратор новых технологий Х-34. Экспериментальные аппараты Sprint и Express, изготовленные на базе самолета-мишени QF-106 и используемые как демонстраторы концепции, стартуют на борту самолета С-141 Starlifter с взлетной полосы НИЦ им.Лэнгли NASA или испытательного центра ВВС в пустыне Мохаве. После сброса на большой высоте начнется самостоятельный полет по суборбитальной траектории. Масштабно увеличенный эксплуатационный аппарат размером с шаттл будет подниматься на высоту 7.5 км и разгоняться с помощью бортового ЖРД, тип которого пока не выбран. На ракетоплане могут быть установлены американские Aerospike или RS-27 разработки Rocketdyne, либо российские НК-33 разработки «Двигателей НК» или РД-180 НПО «Энергомаш». После отключения двигателя открывается грузовой отсек и полезный груз довыводится на орбиту автономным РДТТ Star 48B или Star 63F фирмы Thiokol. Сам же Eclipse Astroliner возвращается в атмосферу и совершает планирующую посадку на аэродром.

Еще в октябре 1996 г. Kelly получила от отделения спутниковой связи фирмы Motorola (г.Чандлер, шт.Аризона) контракт стоимостью 89 млн $ на запуск десяти спутников системы Iridium в 2001 г. В будущем возможно заключение гораздо более дорогого контракта на запуск примерно 500 спутников в течение 10 лет. Однако до тех пор, пока Motorola не дала положительного ответа, Kelly активно ищет спонсоров на покрытие суммы в 140 млн $, необходимой для постройки экспериментальных аппаратов и начала разработки полномасштабного изделия. Для создания и использования флота из двух эксплуатационных аппаратов необходимо 450 млн $.

Ракетоплан Pathfinder («Первопроходец») фирмы Pioneer Rocketplane (г.Лэйквуд, шт.Колорадо) взлетает с аэродрома с пустым (для облегчения) баком окислителя, используя для взлета и разгона два турбореактивных двигателя F-100 фирмы Pratt & Whitney, а уже в полете самолет-заправщик передает на Pathfinder жидкий кислород. После этого начинается фаза выведения ракетоплана на баллистическую траекторию с помощью РД-120 разработки НПО «Энергомаш», в апогее груз выходит на орбиту с помощью собственного твердотопливного двигателя.

По замыслу разработчиков, оба ракетоплана (и Pathfinder, и Eclipse Astroliner) могут использоваться для срочной доставки посылок, «которые нужны вам сегодня после обеда», как выразился основатель компании Pioneer – Роберт Зубрин (Robert Zubrin), пытаясь привлечь инвесторов. Pioneer пока смог добыть только 3 млн $.

Наиболее экзотичным, но и самым интересным проектом можно назвать Roton компании Rotary Rocket. Следуя философии «сначала делай, а потом предлагай», фирма пока не заключила ни одного контракта на запуск. Носитель Roton стартует вертикально с помощью специально разрабатываемого ЖРД с кольцевым соплом (аэроспайк), а в космосе от него отделяется спутник. Затем аппарат возвращается в атмосферу и приземляется с помощью раскрывающегося авторотирующего винта, как вертолет. Пилот Марти Саригал-Клийн (Marti Sarigul-Klijn), бывший летчик-испытатель ВМФ, а ныне инженер аэрокосмической промышленности, предложил установить миниатюрные ракетные двигатели на концах лопастей ротора. Они будут удерживать аппарат при зависании, что необходимо для точной посадки. Более того, существует вариант, согласно которому ротор, раскручивающийся с помощью таких ракет, поможет носителю и при взлете. Еще более поразительно то, что Roton будет пилотируемым!

По замыслу разработчиков, Roton будет одним из самых дешевых «новых многоразовых», поскольку это будет одноступенчатый аппарат, также как и VentureStar.

Конкуренты скептически относятся к возможности исполнения проекта Roton. Тут есть, в чем засомневаться! Однако в случае успеха, по мнению сторонников программы, этот «космический вертолет» позволит разумно распорядиться затраченными деньгами. Ричард Смитис (Richard Smithies), представитель инвестиционного банка Barclays, который привлек около 1 млрд $ для проекта Iridium, помог достать около 25 млн $ от частных вкладчиков и частично оплатить разработку компании Rotary. Первый запуск экспериментального аппарата намечен на 2000 г. Для эксплуатационного варианта аппарата необходимо примерно 100 млн $.


Ракетоплан Pathfinder фирмы Pioneer Rocketplane

Одним из крупнейших держателей акций фирмы Rotary Rocket является известнейший писатель Том Клэнси (Tom Clancy), автор бестселлеров, написанных в стиле техно-триллер: «Охота за «Красным Октябрем», «Игры патриотов», «Все страхи мира», «Кремлевский кардинал» и т.п. Клэнси сказал, что он дал деньги из чисто альтруистических побуждений. «Я хочу видеть космос открытым для бизнеса, для реальной работы, – сказал он. – Конечно, я застрелюсь, если эта штуковина полетит… (смех в зале)».

Однако, несмотря на оптимистичный тон заявлений большинства разработчиков, практика показывает, что даже гораздо более консервативные и близкие к осуществлению разработки аппаратов неожиданно прекращались на самом последнем этапе работ, натыкаясь на технические, экономические, политические и прочие трудности. Что уж говорить об экзотике «новых многоразовых».

Не вдаваясь в технические подробности, отметим, например, что по американским законам эксплуатанты многоразовых аппаратов, которые будут не только СТАРТОВАТЬ в космос, но и ВОЗВРАЩАТЬСЯ, должны получить разрешение Федеральной авиационной администрации FAA. Оставив в стороне имеющий правительственную поддержку проект VentureStar, ни одна из вышеупомянутых фирм не имеет такого разрешения. Для выхода из тупика Kistler планирует использовать свою систему для запусков с космодрома в Австралии. Джордж Хьюз (George Hughes), президент Rotary Rocket, заявил по этому поводу: «Мы не ищем космодромы за границей. Мы хотим эксплуатировать свою систему по обычным правилам с территории Соединенных Штатов». «Мы хотим предоставить американским изготовителям спутников возможность летать на многоразовых носителях. Что может быть лучше, чем взлетать и садиться на обычные аэродромы в США?» – добавил Майкл Галло (Michael Gallo), исполнительный вице-президент компании Kelly.

В статье использованы материалы Fortune Space News.

Проектные характеристики новых многоразовых носителей

Организация-разработчикLockheed MartinKistler AerospaceKelly Space & TechnologyPioneer RocketplaneRotary Rocket
Название носителяVentureStarK-1Eclipse AstrolinerPathfinderRoton
Субподрядчики-Aerojet General,
Lockheed Martin
Manned Space
Systems,
Northrop Grumman,
Raven Engineering
Draper Laboratories,
Irvin Aerospace,
AlliedSignal
Aerospace
Electronics Systems		TRW,
Oceaneering Space
Systems,
Certified Aviation,
Santa Barbara Aerospace,		Thiokol Corp.Scalled Composites,
Advanced Rotorcraft
Technologies,
Aerotherm Corp.,
LunaCorp.
Начало летных испытанийПервый полет прототипа (X-33) – III квартал 1999 г.Вторая половина 1998 г.1998 г.Начало 2000 г.1999 г.
Начало коммерческой эксплуатации2005 г.I квартал 1999 г.Середина 2001 г.Конец 2000 г.2000 г.
Масса ПГ и параметры орбиты11500 кг на орбиту МКС4500 кг на 180 км,
2600 кг на 800 км*)		4500 кг на 180 км,
1575 кг на 470 км**)		2920 кг на 810 км****),
2200 кг**)		3150 кг***)
Удельная стоимость запуска, $/кг2222От 2222 до 37774444От 2322 до 34242222
Стоимость разработкиОт 5 до 8 млрд $500 млн $ для первых трех носителей140 млн $ для первого аппарата100 млн $ для первого аппарата-
Контракты на запуск-100 млн $ от Space Systems/Loral89 млн $ от Motorola--

*) – наклонение орбиты 52°,

**) – полярная орбита,

***) – низкая околоземная орбита (параметры не уточняются),

****) – экваториальная орбита.

Блок ДМ реабилитирован

30 апреля.

В.Воронин специально для НК.

29 апреля состоялся второй в 1998 году старт РН 8К82К «Протон-К» (серия 38402) с разгонным блоком серии ДМ-2 (11С861 №96), изготавливаемым в РКК «Энергия» им. С.П.Королева. Этот пуск, как и запуск семи спутников системы Iridium 7 апреля (РН 8К82К серии 39102, разгонный блок ДМ2 №4Л), тоже прошел успешно. Тем самым разгонный блок серии ДМ был реабилитирован после неудачного запуска 25 декабря 1997 года спутника Asiasat 3, принадлежащего компании Asia Satellite Telecommunications Co. Ltd. (Гонконг, КНР). Тогда спутник не был выведен на расчетную орбиту в связи с отказом разгонного блока ДМ3 №5Л при втором включении.

Чтобы разобраться в причинах аварии и выработать необходимые рекомендации, уже 27 декабря совместным распоряжением Генерального директора РКА Ю.Н.Коптева и Главнокомандующего РВСН В.Н.Яковлева была создана Межведомственная комиссия, председателем которой был назначен первый заместитель директора ЦНИИ машиностроения Н.А.Анфимов.

Комиссия приступила к работе 30 декабря 1997 года. Председателю комиссии было предоставлено право привлекать к работе на правах ее членов необходимых представителей предприятий промышленности, научно-исследовательских институтов, войсковых частей и военных представительств. В то же время руководителям предприятий и командирам войсковых частей предписывалось обеспечить создание необходимых условий для работы комиссии и предоставление необходимых для ее работы материалов и документации. Комиссия должна была представить свое заключение на утверждение в РКА и РВСН до 30 января 1998 года.

Работа комиссии была облегчена тем, что у нее в руках была вся телеметрическая информация на момент отказа разгонного блока. Тем самым у членов комиссии было достаточно информации, чтобы выяснить причину отказа.

Анализ причин неудачного выведения КА Asiasat 3 сразу обрисовал четыре версии отказа двигательной установки блока ДМЗ №5Л при втором включении:

несрабатывание двигательной установки СОЗ;

недостаточная мощность бустерного насоса турбо-насосного агрегата двигателя;

отказ клапана газогенератора двигателя;

попадание на вход рабочего колеса насоса окислителя повышенного количества газообразного кислорода из полости охлаждения упорного подшипника через увеличенные зазоры в плавающих кольцах из-за выработки антифрикционного покрытия, что повлекло за собой срыв напора в ТНА окислителя и рост давления в насосе горючего.

В результате анализа телеметрии было определено, что возмущения орбитального блока при отделении его от РН «Протон» оказались близки к среднеопытным, бортовые системы РБ на протяжении всего полета, до второго включения его двигательной установки, работали без замечаний. Система обеспечения запуска РБ в невесомости перед вторым включением сработала нормально, обеспечив поджатие топлива к заборным устройствам основного двигателя. Команды на запуск ДУ были выданы в соответствии со штатной циклограммой.

После команды на второй запуск основного двигателя все параметры двигателя изменялись практически штатно в течение 0.2 сек, кроме параметра Т-74 (температура стенки газовода после турбины). Градиент нарастания температуры Т-74 значительно превышал среднеопытный и через 0.2 сек эта температура достигла ~700°C при опытных значениях 400-430°С.

Показания датчика температуры после газогенератора Т-75 незначительно превышали среднеопытные значения (интервалы опроса температурных датчиков 7 сек).

После 0.2-0.25 сек все параметры ДУ резко «упали», подтверждая невыход двигателя РБ на расчетный режим. В это же время были зарегистрированы возмущения орбитального блока по каналам тангажа, рыскания и вращения, свидетельствующие о появлении значительной боковой силы. Одновременно этой же посторонней силой была отклонена камера основного двигателя, чему противодействовали управляющие токи рулевых машин.

После возникновения боковой силы было зарегистрировано постепенное снижение давления в баке горючего, вероятно, в результате его повреждения.

То есть, если говорить проще, то по телеметрической информации на основании данных от датчика Т-74 стало понятно, что произошел прогар газовода после турбины турбонасосного агрегата маршевого двигателя РБ. Из места прогара стала бить реактивная струя раскаленных газов, которая и создала непредусмотренный возмущающий момент. Эта же струя прожгла тороидальный бак разгонного блока с керосином.

Как выяснилось в ходе работы комиссии, за 4 месяца до этого пуска точно по той же причине произошла авария РБ при наземных контрольных испытаниях, проводимых РКК «Энергия». Однако эта информация не была доведена до заинтересованных сторон.

Межведомственная комиссия не занималась анализом причин других аварий. Однако, учитывая время от запуска основного двигателя до аварии 25 декабря 1998 года и предполагаемое время работы разгонного блока до аварии при втором включении во время запуска межпланетной станции «Марс-96» (см. НК №22, 1996), можно предположить, что обе причины отказа были аналогичны.

Чтобы более точно разобраться в отказе разгонного блока, в РКК «Энергия» был проведен необходимый объем испытаний. Была однозначно установлена причина, после чего Межведомственная комиссия подписала заключительный акт с рекомендацией по устранению подобных ситуаций. После разбора всех версий отказа ДУ комиссия приняла в качестве основной версию о проникновении газообразного кислорода через увеличенные зазоры в насос окислителя. В отчете комиссии было сказано, что «причиной невыхода двигателя РБ на режим при втором включении явился срыв напора насоса окислителя через ~ 0.2 секунды от команды на второй запуск. Срыв напора насоса окислителя произошел вследствие попадания на вход рабочего колеса насоса окислителя повышенного количества газообразного кислорода из полости охлаждения упорного подшипника через увеличенные зазоры в плавающих кольцах из-за выработки антифрикционного покрытия». Указанная причина была подтверждена проведенными огневыми испытаниями на стенде PKK «Энергия».

Комиссия рассмотрела мероприятия по выявлению блоков серии ДМ с дефектными кольцами и операций по их замене на готовых изделиях. Особенно вопрос об уже изготовленных блоках с возможными дефектами волновал партнеров «Энергии» по совместному предприятию ILS, проводящему коммерческие запуски спутников связи с помощью РН «Протон-К» и блоков серии ДМ. 26 января и 25-26 февраля состоялись специальные заседания аварийной комиссии ILS, рассмотревшей вопросы о годности блоков ДМ для коммерческих запусков.

На этой комиссии представитель РКК «Энергия» Вячеслав Филин заявил, что все готовые разгонные блоки серии ДМ для выявления возможного наличия на них колец с дефектным напылением были разбиты на группы по срокам изготовления и датам установки на них колец и выяснилось, что два блока ДМ для коммерческих пусков находятся на Байконуре и шесть блоков ДМ для коммерческих пусков находятся на заводе-изготовителе.

Были представлены мероприятия по замене ТНА на готовых изделиях, для чего сформированы две бригады по демонтажу и установке ТНА из специалистов РКК «Энергия» и Воронежского механического завода. Рассматривались также операции по их предустановочному тестированию и выявлению температурных отклонений, свидетельствующих о наличии зазора, превышающего установленные допуски.

Вячеслав Филин отметил, что в РКК «Энергия» была проведена испытательная «горячая» проверка ДУ с новыми кольцами, которая дала устойчивый положительный результат. Представителей ILS, естественно, волновал вопрос о сроках замены колец на этих восьми блоках. Филин их заверил, что на первых двух из названных блоков ДМ данная операция будет занимать от двух до трех недель, и такой график ни в коем случае не повлечет срыв коммерческих запусков.

Для пуска 7 апреля 1998 года ракеты-носителя «Протон-К» с КА Iridium был использован резервный разгонный блок ДМ2 №4Л, который имел в составе маршевого двигателя плавающие антифрикционные кольца с качественным покрытием. Это было подтверждено результатами дефектации двух двигателей блоков ДМ2 №3Л и ДМ2 №4Л и дополнительным металлографическим анализом плавающих колец с аналогичным покрытием. При испытаниях планировавшегося первоначально для этого пуска разгонного блока ДМ2 №3Л температура стенки газовода после турбины (Т-74) составила 553°C при норме 400-430°С. Та же температура у запасного блока ДМ2 №4Л при испытаниях была 414°С.

По той же причине пришлось провести замену разгонного блока при пуске 29 апреля носителя 8К82К серии 38402 с КА серии «Космос». При пуске был использован блок 11С861 №96. Планировавшийся ранее для этого пуска разгонный блок 11С861 №92 отправлен на ремонт из-за выявленной при испытаниях повышенной температуры стенки газовода после турбины.

Для пуска Echostar 4 будет использован блок ДМ3 №7Л. Он тоже прошел испытания, температурный параметр Т-74 у блока был в норме.

На середину июня намечен запуск с помощью РН «Протон-К» серии 38301 спутника Astra-2A. Для пуска предполагается использовать блок ДМ3 №6Л. Однако при его испытаниях температура стенки газовода после турбины составила 511°С. В связи с этим на блоке сейчас проводится доработка. Однако владелец спутника SES (Люксембург) пока отказывается запускать свой аппарат на таком доработанном разгонном блоке. Замена блока может привести к значительной задержке старта. Поэтому РКК «Энергия» и представители ILS предлагают провести повторные испытания блока, чтобы убедить заказчика в его полной надежности.

Atlas III – новое поколение носителей

И.Афанасьев. НК.

Корпорация Lockheed Martin объявила о присвоении обозначения Atlas III последнему семейству ракет-носителей, включающему Atlas IIAR, запуск которого намечен на декабрь 1998 г., и Atlas IIARC, который предполагается запустить в середине 2000 г. Первая ракета будет теперь обозначаться Atlas IIIA, а вторая – Atlas IIIB.

«Раз уж мы предлагаем услуги по запуску третьего поколения коммерческих носителей Atlas, необходимо присвоить ракетам этого семейства новое обозначение, с одной стороны, дающие представление об его происхождении и, с другой стороны, указывающее на дополнительные возможности, которые они предоставляют многочисленным американским и иностранным заказчикам», – заявил доктор Рэймонд Колладэй (Raymond S.Colladay), президент Lockheed Martin Astronautics.

Высокие характеристики нового семейства определяются установленным на первой ступени российским кислородно-керосиновым двигателем РД-180, что позволило увеличить грузоподъемность Atlas IIIB на геопереходную орбиту до 4500 кг, что на 771 кг больше, чем у Atlas IIAS – самого мощного носителя предыдущего поколения. На второй ступени Atlas IIIА (модернизированный Centaur) установлен один кислородно-водородный RL-10. Вторая ступень Atlas IIIB удлинена и на ней стоят два RL-10. Значительное увеличение грузоподъемности этого носителя достигнуто с минимальными модификациями базового Atlas IIIA. «Ответом Lockheed Martin на требования рынка к увеличению массы спутников явился Atlas IIIB, – сказал Чарльз Ллойд (Charles H.Lloyd), президент компании International Launch Services (ILS). – Мы предлагаем нашим заказчикам эволюционный вариант хорошо зарекомендовавшего себя носителя Atlas». Ранее предполагалось, что на этой ракете будет стоять только один RL-10, а грузоподъемность будет увеличена за счет установки навесных твердотопливных ускорителей.

В январе – марте 1998 г. шли работы по модификации стартового комплекса SLC 36B на мысе Канаверал для запуска ракет Atlas III, а в середине марта 1998 г. началась окончательная сборка Atlas IIIA на заводе корпорации вблизи Денвера, шт.Колорадо.

С момента выхода ракеты Atlas на рынок коммерческих запусков в 1980-х годах, с ее помощью были запущены 47 спутников, а до 2001 г. включительно будет произведено еще 23 запуска.

Компания ILS, осуществляющая маркетинг РН Atlas, была образована в 1995 г. для продвижения на международный рынок запусков российских носителей «Протон» и американских Atlas. Пакет акций ILS делят Отделение коммерческих пусковых услуг корпорации Lockheed Martin и СП LKEI, образованное этой корпорацией совместно с ГКНПЦ им.Хруничева (изготовитель «Протона») и РКК «Энергия» (поставщик разгонного блока Д). Общая стоимость заказов, реализованных от продажи пусковых услуг РН Atlas и «Протон», составляет более 3.5 млрд $.

Отделение Astronautics Сектора космических и стратегических ракет корпорации Lockheed Martin со штаб-квартирой в Бетесда (Bethesda), шт.Мэриленд, разрабатывает, испытывает и производит различные перспективные оборонные и космические системы. Основная продукция – КА, РН и наземное оборудование.

далее

назад