А.Владимиров. «Новости космонавтики»

30 декабря в 21:35:46.23 ДМВ (18:35:46 UTC) с 39-й (левой) пусковой установки 200-й площадки космодрома Байконур боевыми расчетами РВСН МО РФ произведен запуск ракеты-носителя 8К82К «Протон-К» серии 385-02 с космической головной частью в составе разгонного блока 11С861 №92л и трех искусственных спутников Земли типа «Ураган» (серийные номера 79л, 84л и 86л). Аппараты получили официальные наименования «Космос-2362, -2363 и -2364».

Спутники запущены в интересах Министерства обороны Российской Федерации в целях восполнения Глобальной навигационной спутниковой системы (ГЛОНАСС). Аппараты выведены на орбиты с параметрами:

	Космос-2362	Космос-2363	Космос-2362
Наклонение орбиты, ° период обращения, мин минимальная высота, км максимальная высота	64,82 675,5 19117 19134	64,82 675,5 19119 19130	64,80 675,6 19120 19133

Согласно сообщению Мирового центра данных по ракетам и спутникам, космическим аппаратам «Космос-2362, -2363, -2364» присвоены международные регистрационные обозначения 1998-077A, 1998-077B и 1998-077C соответственно. В каталоге Космического командования США они получили номера 25593, 25594 и 25595.

В связи с тем, что предыдущий запуск тройки КА «Ураган» состоялся три года назад, многие читатели наверняка с интересом «освежат» свои знания об этих аппаратах и системе ГЛОНАСС в целом. Кроме того, за прошедшие годы в открытых публикациях появилось достаточно много информации об истории создания системы, ее развитии и перспективах.

Экскурс в историю

В декабре 1976 г. было принято Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР «О развертывании Единой космической навигационной системы ГЛОНАСС (ГЛОбальная НАвигационная Спутниковая Система)». Это постановление по сути лишь узаконило уже начавшиеся работы по созданию новой системы и определило порядок ее разработки и испытаний.

Технические предложения по системе ГЛОНАСС в составе КА 11Ф654 «Ураган» были разработаны в красноярском НПО прикладной механики (НПО ПМ) в начале 1976 г. и рассмотрены межведомственной комиссией в августе того же года.

Система ГЛОНАСС представляет второе поколение отечественных спутниковых навигационных систем. Создание этой навигационной системы было предопределено потребностями новых потенциальных потребителей, нуждавшихся в высокоточной привязке своего положения во времени и пространстве. В качестве таких потребителей выступали авиация, морской флот, наземные транспортные средства, космические аппараты, а также специальные боевые комплексы (в частности, мобильные МБР средней и большой дальности).

Широкое внимание к спутниковой навигации привлекла успешная эксплуатация низкоорбитальных навигационных спутниковых систем морскими потребителями. В 1976 г. на вооружение Советской Армии была принята навигационно-связная система «Циклон-Б» в составе шести космических аппаратов «Парус», обращающихся на околополярных орбитах высотой 1000 км. Через три года была сдана в эксплуатацию спутниковая радионавигационная система (СРНС) «Цикада» в составе четырех КА на орбитах того же класса, что и у КА «Парус». И если первая система использовалась исключительно в интересах МО СССР, то вторая предназначалась, главным образом, для навигации гражданских морских судов. Оснащение спутниковой навигационной аппаратурой судов торгового флота оказалось очень выгодным, поскольку благодаря повышению точности судовождения удавалось настолько сэкономить время плавания и топливо, что бортовая аппаратура потребителя окупала себя после первого же года эксплуатации.

В ходе испытаний этих и предшествовавшей им системы «Циклон» было установлено, что погрешность местоопределния движущегося судна по навигационным сигналам этих спутников составляет 250… 300 м. Выяснилось также, что основной вклад в погрешность навигационных определений вносят погрешности передаваемых спутникам собственных эфемерид, которые рассчитываются и закладываются на борт КА средствами наземного комплекса управления (НКУ). С целью повышения точности определения и прогнозирования параметров орбит навигационных спутников была отработана специальная схема проведения измерений параметров орбит средствами НКУ, разработаны более точные методики прогнозирования. Для выявления локальных особенностей гравитационного поля Земли, оказывающих воздействие на выбранные орбиты навигационных КА (НКА), на такие же орбиты были запущены специальные геодезические спутники «Космос-842» и «Космос-911». Комплекс принятых мер позволил уточнить координаты измерительных средств и вычислить параметры согласующей модели гравитационного поля, предназначенной специально для определения и прогнозирования параметров движения НКА. В результате точность передаваемых в составе навигационного сигнала собственных эфемерид была повышена практически на порядок, так что их погрешность на интервале суточного прогноза не превышала 70…80 м. Как следствие, погрешность определения морскими судами своего местоположения уменьшилась до 80…100 м.

Однако выполнить требования всех потенциальных классов новых потребителей низкоорбитальные системы не могли в силу принципов, заложенных в основу их построения. Так, если для неподвижных потребителей, имеющих двухканальную приемную аппаратуру, погрешность определения местоположения удалось снизить до 32 м (данные для американской СРНС «Транзит»), то при движении погрешности сразу же начинают возрастать из-за неточности счисления пути — низкоорбитальные СРНС не позволяли определять скорость движения. Более того, по получаемым измерениям можно определить только две пространственные координаты. Вторым недостатком низкоорбитальных систем было отсутствие глобальности покрытия, поскольку, например, на экваторе спутники проходили через зону видимости потребителя в среднем через 1.5 часа, что допускает проведение только дискретных навигационных сеансов. Наконец, ввиду использования в сеансе лишь одного НКА продолжительность измерений может доходить до 10…16 мин. Большая длительность сеансов и значительные интервалы между ними делают неизбежным применение специальных мероприятий для счисления пути. При этом ошибки счисления и ограничивают точность местоопределения. Тем не менее была испытана самолетная аппаратура применительно к сигналам как системы «Транзит», так и «Цикада». При этом подтвердилось, что погрешность определения местоположения слабо зависит от маневров самолета и действительно определяется преимущественно погрешностями знания путевой скорости, не выходя за пределы 1.8 км.

СРНС второго поколения изначально проектировались как системы, которым все перечисленные недостатки не свойственны. Главным требованием при проектировании было обеспечение потребителю в любой момент времени возможности определения трех пространственных координат, вектора скорости и точного времени, что достигается путем одновременного приема сигналов от как минимум четырех НКА. В конечном итоге, это привело к реализации важной технической идеи — координации пространственного положения НКА на орбитах и координации по времени излучаемых спутниками сигналов. Координация движения всех НКА придает системе сетевые свойства, которых она лишается при отсутствии коррекции положения НКА.

В качестве орбит для новой системы первоначально были выбраны средневысокие (20000 км) полусуточные орбиты, которые обеспечивали оптимальное соотношение между количеством КА в системе и величиной зоны радиообзора. Однако впоследствии высота рабочей орбиты была уменьшена до 19100 км. Это было сделано исходя из того, что для КА, имеющих период обращения, равный половине суток, проявляется резонансный эффект влияния определенных гармоник геопотенциала, приводящий к достаточно быстрому «разрушению» заданного относительного положения НКА и конфигурации системы в целом. Очевидно, что в этом случае для поддержания системы пришлось бы чаще проводить коррекции орбиты каждого КА. При выбранной высоте орбиты для гарантированной видимости потребителем не менее четырех спутников их количество в системе должно составлять 18, однако оно было увеличено до 24-х с целью повышения точности определения собственных координат и скорости потребителя путем предоставления ему возможности выбора из числа видимых спутников четверки, обеспечивающей наивысшую точность. Следует отметить, что в настоящее время это требование потеряло актуальность, поскольку современная стандартная навигационная аппаратура потребителя (НАП) имеет возможность принимать сигналы от 8 до 12 НКА в зоне радиовидимости одновременно, что позволяет не заботиться о выборе оптимальной четверки, а просто обрабатывать все принимаемые измерения.

Одной из главных проблем создания СРНС, обеспечивающей беззапросные навигационные определения одновременно по нескольким спутникам, является проблема взаимной синхронизации спутниковых шкал времени с точностью до миллиардных долей секунды (наносекунд, нс), поскольку рассинхронизация излучаемых спутниками навигационных сигналов всего в 10 нс вызывает дополнительную погрешность в определении местоположения потребителя до 10…15 м. Для решения задачи высокоточной синхронизации бортовых шкал времени потребовалась установка на спутниках высокостабильных цезиевых стандартов частоты и наземного водородного стандарта (на порядок более стабильного), а также создания наземных средств сличения шкал с погрешностью 3…5 нс.

В 1977-78 гг. в НПО ПМ проводилось эскизное проектирование системы, материалы которого были одобрены в сентябре 1978 г. межведомственной комиссией под председательством генерал-майора И. В. Мещерякова. Тактико-техническое задание (ТТЗ) на систему ГЛОНАСС было согласовано с главнокомандующими всех видов Вооруженных Сил и министерствами: Минобщемашем, Минрадиопромом, Минавиапромом, Миноборонпромом, Минморфлотом, Минрыбхозом, Минсудпромом и Министерством гражданской авиации. В ноябре 1978 г. ТТЗ было утверждено Министром обороны СССР.

Однако к тому времени из-за слишком долгого периода согласования задания были сорваны первоначальные сроки по развертыванию системы. Поэтому 29 августа 1979 г. по ГЛОНАСС вышло новое Постановление ЦК и СМ. В нем были установлены следующие сроки выполнения работ по системе:

— начало летных испытаний и создание системы из 4-6 КА «Ураган» для проверки основных принципов и технических характеристик — 1981 год;

— создание системы из 10-12 КА «Ураган» (в двух орбитальных рабочих плоскостях) и сдача ее на вооружение в составе и с тактико-техническими характеристиками по согласованию между Минобороны, Минобщемашем и Минрадиопромом — 1984 год; — дооснащение системы до 24 КА — 1987 год.

Основными разработчиками системы в Постановлении были определены:

— НПО ПМ Минобщемаша — по системе в целом;

— ПО «Радиоприбор» (ныне РНИИ КП) Минобщемаша — по наземному комплексу управления, бортовому радиотехническому комплексу, аппаратуре потребителей;

— ЛНРТИ (ныне РИРВ) Минрадиопрома — по навигационно-временному комплексу.

Однако и эти порядок и сроки пришлось еще раз уточнить в июле 1981 г. В новом Постановлении ЦК и СМ сроком начала развертывания системы был назван 1982 г.

Летные испытания системы ГЛОНАСС были начаты 12 октября 1982 г. запуском первого КА 11Ф654 «Ураган» №11л и двух габаритно-весовых макетов 11Ф654ГВМ. Затем в последующих шести запусках на орбиту выводились по два штатных КА и одному ГВМ. Это было связано с неготовностью электронной аппаратуры спутников. Лишь с восьмого запуска в рамках развертывания системы ГЛОНАСС (16 сентября 1986 г.) на орбиту были выведены сразу три штатных КА. Дважды (10 января и 31 мая 1989 г.) вместе с двумя КА «Ураган» на орбиту выводились пассивные геодезические КА ПКА «Эталон», используемые для уточнения параметров гравитационного поля и его влияния на орбиты КА «Ураган».

Рис. 1 Общий вид КА «Ураган» 1 — прибор ориентации по курсу; 2 — жалюзи СТР; 3 — передающая слабонаправленная антенна КИС; 4 — приемная слабонаправленная антенна КИС; 5 — магнитометры разгрузки маховиков; 6 — панель солнечной батареи; 7 — модули навигационных передатчиков; 8 — передающая направленная антенна КИС; 9 — передающая слабонаправленная антенна КИС; 10 — приемная слабонаправленная антенна КИС; 11 — 12-элементная антенна навигационной аппаратуры; 12 — прибор ориентации на Землю; 13 — панель уголковых оптических отражателей; 14 — датчик ориентации на Солнце

Для отработки навигационной аппаратуры были изготовлены базовые комплекты по шесть штук каждого наименования для ВВС, ВМФ, СВ, МГА, ММФ и РВСН. Всего для летных испытаний было выделено 22 космических аппарата (9-10 запусков). Это число КА было израсходовано к 16 сентября 1987 г. Однако к этому моменту система не была развернута даже для ограниченного использования (12 КА в двух плоскостях). Лишь после запуска 4 апреля 1991 г. в составе ГЛОНАСС оказалось одновременно 12 работоспособных КА.

24 сентября 1993 г. первая очередь системы ГЛОНАСС была принята на вооружение. С этого момента стали проводиться запуски КА в третью орбитальную плоскость. 14 декабря 1995 г. после 27-го запуска «Протона-К» с «Ураганами» развертывание штатной конфигурации системы ГЛОНАСС было завершено.

Запуск 30 декабря 1998 г. стал 28-м запуском спутников системы ГЛОНАСС. Всего с октября 1982 г. на орбиту были выведены 74 КА «Ураган» и восемь его габаритно-весовых макетов (ГВМ). За время развертывания системы шесть «Ураганов» оказались на нерасчетных орбитах из-за отказов разгонного блока 11С861. Данные о всех запусках приведены в таблице в конце статьи.

По оценкам, проведенным в 1997 г., на развертывание системы было потрачено почти 2.5 млрд $.

Космические аппараты

Основой системы ГЛОНАСС являются спутники 11Ф654 «Ураган». Масса первых КА составляла 1415 кг, нынешние аппараты имеют массу около 1450 кг, при этом масса конструкции составляет всего 237 кг. Диаметр гермоконтейнера равен 2350 мм, длина КА с раскрытой штангой магнитометра — 7840 мм, а размах панелей солнечных батарей (СБ) — 7230 мм. Основой КА служит цилиндрический герметичный контейнер, в котором размещаются служебные системы и специальная аппаратура. С двух сторон контейнер закрыт эллиптическими днищами. На «нижнем» (в положении штатной ориентации) днище КА смонтирована платформа с антенно-фидерными устройствами и панелью уголковых отражателей (установлена не на всех спутниках), на «верхнем» — топливные баки и штанга магнитометра. На боковой поверхности гермоотсека закреплены два привода системы одноосной ориентации панелей СБ, два раскрывающихся на орбите радиатора системы терморегулирования, два блока двигателей ориентации и датчики ориентации. В число систем, установленных на борту спутника, входят:

— бортовой навигационный передатчик (БНП);

— бортовой хронизатор (БХ);

— бортовой управляющий комплекс (БУК);

— система ориентации и стабилизации (СО);

— система коррекции;

— система электропитания (СЭП);

— система терморегулирования (СТР);

— бортовые средства заправки и обеспечения параметров среды в гермоконтейнере;

— элементы конструкции и кабельная сеть.

Гарантийный срок активного функционирования КА составляет 3 года. Общий вид КА представлен на рис. 1.

Аппаратура КА «Ураган» предназначена для выполнения следующих функций, обеспечивающих высокое качество координатно-временных измерений:

КА «Ураган» в арсенале ВКС Съемки ТО «Видеокосмос», сентябрь 1994

— излучения высокостабильных навигационных радиосигналов двух типов — стандартной точности (СТ или CSA) без преднамеренного ухудшения характеристик и высокой точности (ВТ) в дециметровом диапазоне волн;

— приема, хранения, формирования и передачи навигационной информации (данных);

— формирования, оцифровки, хранения и передачи сигналов времени;

— ретрансляции или излучения сигналов для радиоконтроля орбиты спутника и определения поправок к бортовой шкале времени;

— приема, квитирования, дешифровки и отработки разовых команд;

— приема, запоминания и отработки программ управления режимами функционирования спутника на орбите;

— формирования телеметрических данных о состоянии бортовой аппаратуры и передачи их в подсистему контроля и управления (ПКУ);

— приема и обработки кодов коррекции и фазирования бортовой шкалы времени;

— выработки и передачи сигналов «Вызов НКУ» при сбое или выходе важных контролируемых параметров за пределы нормы;

— анализа состояния бортовой аппаратуры (совместно с ПКУ) и выработки управляющих команд. Для каждого КА предусмотрено два режима применения: номинальный (штатный) и профилактический. В номинальном режиме НКА находится в составе орбитальной группировки и излучает навигационные сигналы. В профилактическом режиме НКА выводится из группировки для проведения профилактических работ по обслуживанию бортовых систем.

Бортовой навигационный передатчик предназначен для формирования и излучения высокостабильных фазоманипулированных радиосигналов в полосе частот L2 (1246.4375…1256.5 МГц) и L1 (1602.5625 …1615.5 МГц). Для каждого КА отношение частот в диапазонах L1 и L2 составляет 9:7. Первоначально прорабатывался вариант размещения двух передатчиков навигационного сигнала, излучающих в надир (для наземных пользователей и КА на низких орбитах) и в зенит (для КА на геостационарных орбитах). Однако в итоге остался лишь один «нижний» навигационно-временной комплекс. Это позволило снизить затраты на изготовление и без того дорогостоящей аппаратуры КА.

При работе КА «Ураган» были отмечены помехи, создаваемые ими при проведении наземных радиоастрономических наблюдений в полосе частот 1610.6…1613.8 МГц. Кроме того, полоса частот 1610.6…1626.5 М Гц распределена на первичной основе спутниковой службе распределения и службе мобильной космической связи при работе в направлении «Земля-борт», а полоса частот 1613.8…1626.5 МГц распределена службе мобильной космической связи в направлении «борт-Земля» на вторичной основе. В связи с этим, начиная с сентября 1993 г. проводится поэтапное смещение и сокращение занимаемого системой диапазона частот. При этом принцип частотного разделения навигационных радиосигналов сохраняется, но общее число частот будет сокращено до двенадцати. Чтобы исключить возможность возникновения помех внутри системы ГЛОНАСС, в модернизированной системе навигационные радиосигналы, излучаемые на одной и той же частоте, будут формироваться спутниками, находящимися в противоположных точках орбиты.

Навигационный сигнал диапазона L1 содержит код дальности, метки бортовой шкалы времени и навигационные данные (эфемериды, поправки времени, частоты и фазы бортового стандарта частоты). Навигационный сигнал диапазона L2 содержит только код дальности и предназначен для исключения влияния ионосферной рефракции радиоволн на точность измерений навигационных параметров военными потребителями.

БНП включает в свой состав аппаратуру формирования навигационных сигналов, основная часть которой расположена в гермоконтейнере, и антенно-фидерную систему, конструктивно представляющую собой решетку, состоящую из двух групп спиральных излучателей: центральной (четыре излучателя) и периферийной кольцевой (восемь излучателей на кольце диаметром 850 мм).

Бортовой хронизатор предназначен для непрерывной выдачи высокостабильных синхрочастот в системы спутника, а также для формирования, хранения и выдачи бортовой шкалы времени (БШВ). В состав БХ входят атомный стандарт частоты (три комплекта) и устройство формирования синхрочастот и шкал времени.

В состав бортового управляющего комплекса входят следующие системы и приборы: бортовая аппаратура командной системы (АКС); бортовой вычислительный комплекс (БВК); бортовая телеметрическая система (БТС) и блок управления (БУ).

АКС обеспечивает решение следующих задач: измерение параметров орбиты КА в радиодиапазоне (погрешность измерений дальности — 3 м) и оптическом диапазоне (погрешность измерений — 0.3 м); исполнение разовых команд для управления системами спутника; обработку временных программ; прием, формирование и передачу сигналов БШВ; выдачу навигационной информации; передачу телеметрической информации; ретрансляцию информации обмена между наземными средствами.

БВК предназначен для запоминания и обработки навигационной информации; формирования навигационных кадров и выдачи их в БНП; контроля состояния БНП и переключения его комплектов; запоминания и выдачи кодов временных программ и скачков в командно-измерительную систему; формирования и выдачи сигнала «Вызов НКУ»; автономного тестового контроля работоспособности аппаратуры БВК с выдачей сообщения по телеметрическим каналам; формирования и выдачи «отчета БВК» по навигационному каналу при аварийной ситуации в БВК и выведения КА из режима эксплуатации (для анализа ситуации на наземных станциях); пересчета информации об изменении задержки дальномерного сигнала и переключения комплектов БНП; формирования в навигационном кадре признака непригодности спутника к использованию потребителями при отказе БУ.

БУ КА обеспечивает включение спутника после выведения на орбиту, подачу питания на пиропатроны для расчековки механических систем после отделения КА от РБ. БУ распределяет питание между всеми электроприборами, координирует совместную работу подсистем при проведении режимов коррекции, разгрузки управляющих маховиков, а также осуществляет управление системами КА в аварийных ситуациях при потере ориентации или отказах системы электропитания.

Система ориентации и стабилизации КА предназначена для успокоения колебаний спутника и обеспечения начальной ориентации на Солнце и на Землю; построения ориентации продольной оси на центр Земли, а солнечных батарей на Солнце; ориентации вектора тяги двигателей коррекции орбиты для выдачи импульса. КА «Ураган» используют активную трехосную СО с управляющими маховиками и реактивной системой разгрузки. В состав СО входят чувствительные (блок измерения угловых скоростей, приборы ориентации на Землю и Солнце, приборы солнечной ориентации по каналу рыскания, магнитометры) и исполнительные (электромеханический исполнительный орган, привод вращения панелей СБ, электромагнитные устройства, стабилизирующий маховик, двигательная установка, блок управления) элементы. Система ориентации и стабилизации работает в следующих режимах: успокоения; начальной ориентации на Солнце; закрутки вокруг поперечной оси; начальной ориентации на Землю; ориентации на Землю; ориентации при проведении коррекции. Точность ориентации продольной оси КА составляет 0.5-1°, панелей СБ — 5°, а вектора тяги — 5…11°.

Перевод каждого спутника в заданную рабочую точку проводится с помощью КДУ (два симметричных блока). Тяга каждого двигателя коррекции составляет 5 Н, а двигателя стабилизации — 0.1 Н.

Две панели СБ КА обеспечивают рабочую мощность 1250 Вт в начале срока активного функционирования, составляющего 3-5 лет.

В процессе функционирования КА последовательно находится в следующих режимах работы: ожидания после выведения на орбиту; начальной ориентации; приведения в расчетную точку; штатного функционирования.

КА запускаются по три штуки одним носителем. Длительность выведения на начальную орбиту составляет обычно около 4 час 10 мин. После выведения по команде, выдаваемой разгонным блоком непосредственно после выключения ДУ, включается электропитание некоммутируемых шин питания и дежурные схемы спутников. Через 15 сек после этого система управления РБ выдает команду на отделение спутников. Эта операция осуществляется для трех КА синхронно с их закруткой с угловой скоростью не более 27°/с. Процесс отделения спутников контролируется с помощью телеметрической системы РБ. На каждом спутнике при его отделении формируется команда «Контакт отделения», по которой он переводится в режим ожидания. В этом режиме при прохождении КА в зоне радиовидимости (ЗРВ) средств НКУ обеспечивается прием команд управления и передачи телеметрических данных. Длительность функционирования КА в режиме ожидания составляет до трех суток.

Кванто-оптическая станция (КОС) «Сажень-Т»

Перевод спутника в режим начальной ориентации происходит в ЗРВ наземных средств в следующей последовательности: раскрытие панелей СБ и штанги магнитометра; успокоение спутника; начальная ориентация СБ на Солнце и КА — на Землю. В процессе успокоения осуществляется торможение вращательного движения КА с помощью ДУ и разворот панелей СБ для установки их в плоскости, совпадающей с продольной осью КА, и выставки их активной поверхностью в одну сторону. В режиме начальной солнечной ориентации осуществляется разворот вокруг продольной оси с помощью маховиков до попадания Солнца в поле зрения приборов солнечной ориентации с последующим переводом в закрутку вокруг оси, ориентированной на Солнце. Режим начальной ориентации на Землю проводится в ЗРВ НКУ на участках орбиты, где угол «Солнце-НКА-Земля» составляет 90±18°. При этом обеспечивается торможение вращения КА и его разворот с помощью управляющих двигателей-маховиков вокруг направления, ориентированного на Солнце до попадания Земли в поле зрения прибора ориентации на Землю. После этого включается режим поддержания ориентации на Солнце и Землю одновременно. Начальная фаза функционирования, во время которой осуществляется проверка работоспособности всех бортовых систем и построение необходимой ориентации, может иметь продолжительность от 5 до 12 витков.

Приведение КА в заданную орбитальную позицию осуществляется в несколько этапов: определение параметров орбиты выведения и формирование программы приведения; выдача импульсов коррекции для обеспечения требуемой скорости смещения спутника относительно исходной орбиты; пассивное движение КА по орбите со смещением по аргументу широты в заданном направлении; выдача импульсов, обеспечивающих торможение движения спутника, и приведение его в заданную позицию; проведение измерений параметров рабочей орбиты. Время, затрачиваемое на приведение, составляет от одной недели до одного месяца и определяется начальным угловым положением в точке выведения относительно рабочей точки. После завершения всей программы приведения КА в заданное положение с требуемой точностью производится окончательное уточнение параметров орбиты, высокоточная синхронизация БШВ, расчет временных поправок и закладка их на борт. После этого КА может использоваться по целевому назначению.

Запуск новой тройки КА всегда осуществляется в одну из рабочих позиций, в которой остается один из новых спутников. Два других разводятся в соседние рабочие точки. При этом предварительно возможен перевод уже функционирующих КА в новую рабочую точку. Точность приведения спутника в заданную рабочую точку орбиты составляет: по периоду обращения 0.5 сек; по аргументу широты 1°; по эксцентриситету ±0.01; по наклонению орбиты ±0.3°.

Система ГЛОНАСС

Система ГЛОНАСС включает в себя космический и наземный сегменты.

Космический сегмент в штатном варианте состоит из 24 КА, обращающихся в трех орбитальных плоскостях по восемь КА, равномерно (с интервалом 45° по аргументу широты) разнесенных в каждой из плоскостей. Плоскости разнесены по долготе восходящего узла на 120°. Спутники в соседних орбитальных плоскостях сдвинуты на 15° по аргументу широты. Нумерация орбитальных плоскостей осуществляется по направлению вращения Земли, а нумерация орбитальных позиций КА на определенный момент времени — против их движения. При этом номера позиций с 1 по 8 относятся к первой орбитальной плоскости, с 9 по 16 — ко второй и с 17 по 24 — к третьей. Номинальный период обращения каждого КА составляет 11 ч 15 мин 44 с ± 5 с (675.73±0.08 мин), наклонение — 64.8±0.3°, эксцентриситет — 0±0.1. С учетом всех приведенных данных легко подсчитать, что интервал повторяемости трасс каждого КА (а следовательно, и ЗРВ потребителей) составляет ровно 17 витков (7 сут 23 ч 27 мин 28 с). За счет равномерности разнесения спутников в каждой плоскости и относительного фазирования плоскостей все КА системы движутся практически вдоль одной и той же трассы. Это свойство обеспечивает высокоточное определение орбит спутников и параметров вращения Земли при использовании региональной подсистемы контроля и управления (ПКУ), какой является НКУ системы ГЛОНАСС. Наземный сегмент системы ГЛОНАСС — ПКУ предназначен для контроля правильности функционирования, управления и информационного обеспечения всех КА системы и состоит из следующих взаимосвязанных стационарных элементов:

— центр управления системой ГЛОНАСС (ЦУС);

— центральный синхронизатор (ЦС);

— контрольные станции (КС);

— система контроля фаз (СКФ);

— кванто-оптические станции (КОС);

— аппаратура контроля навигационного поля (АКНП).

Наземный сегмент выполняет следующие функции:

— проведение траекторных измерений для определения и прогнозирования и непрерывного уточнения параметров орбит всех спутников;

— временные измерения для определения расхождения бортовых шкал времени всех спутников с системной шкалой времени системы, синхронизация БШВ каждого КА с временной шкалой ЦС и службы единого времени (СЕВ) путем фазирования и коррекции БШВ;

— формирование массива служебной информации (навигационных сообщений), содержащего спрогнозированные эфемериды, альманах и поправки к БШВ каждого КА и другие данные, необходимые для формирования навигационных кадров;

— передача (закладка) массива служебной информации в память бортовой ЭВМ каждого КА и контроль за его прохождением;

— контроль по телеметрическим каналам за работой бортовых систем спутников и диагностика их состояния;

— контроль информации в навигационных сообщениях КА, прием сигнала вызова НКУ;

— управление полетом спутников и работой их бортовых систем путем выдачи команд управления и передачи на борт временных программ, контроль прохождения этих данных;

— контроль характеристик навигационного поля;

— определение сдвига фазы дальномерного навигационного сигнала КА по отношению к фазе сигнала ЦС;

— планирование работы всех технических средств ПКУ, автоматизированная обработка и передача данных между элементами ПКУ.

В автоматизированном режиме решаются практически все основные задачи управления КА и контроля навигационного поля. Пожалуй, ГЛОНАСС является единственной отечественной системой, в которой действительно в полной мере реализованы идеи автоматизированного процесса управления КА — от планирования сеансов управления, расчета информации, передачи ее на пункты до автоматического наведения антенны, выдачи на борт команд и программ, приема и обработки телеметрии и т.п. Так что в начале 1996 г. при полном составе орбитальной группировки, по выражению управленцев, система работала как часы. Дежурная смена в ЦУС только периодически посматривала на экраны дисплеев для контроля происходящего процесса.

По состоянию на конец декабря 1998 г. в составе орбитальной группировки ГЛОНАСС находилось 11 рабочих КА. Еще четыре КА выведены из эксплуатации (причем один из них более года назад) и, по-видимому, уже не будут введены в систему. Один аппарат (системный номер 778) формально числится в резерве, однако возможность его штатной эксплуатации вызывает большие сомнения. Дело в том, что, во-первых, истек гарантийный трехгодичный ресурс КА, а, во-вторых, при наличии во второй плоскости трех неработающих КА до сих пор не было предпринято никаких видимых попыток заменить их «резервным».

ГЛОНАССовские страдания

Ю.Журавин. «Новости космонавтики»

С самого начала система ГЛОНАСС создавалась исключительно для военных пользователей. Однако по мере изучения опыта эксплуатации системы GPS в США и отечественная глобальная навигационная система в начале 90-х гг. стала рассматриваться как система двойного назначения. Использование кода свободного доступа могло принести гражданским пользователям огромные экономические выгоды.

Аналогичная американская система GPS используется сейчас для навигационно-временного обеспечения нескольких сотен тысяч гражданских потребителей. Более 60 частных компаний и фирм заняты разработкой и изготовлением 150 типов приемников (аппаратуры пользователей) системы GPS и некоторые потенциальные пользователи системы ГЛОНАСС закупают и используют американскую аппаратуру (морской, воздушный транспорт и геодезисты).

Постепенно система GPS стала распространяться во всем мире, в том числе и в России. Запаздывание с развертыванием массового производства навигационной аппаратуры для ГЛОНАСС лишило Россию всех экономических эффектов, связанных с использованием глобальной навигационной системы. В этой ситуации все отечественные потребители вынуждены покупать аппаратуру иностранного производства для системы GPS.

Радиолокационную информацию ДЗЗ скупают «на корню» М.Тарасенко. «Новости космонавтики» Только канадское правительство подписало соглашение с компанией MacDonald, Dettwiler and Associates Ltd. (MDA) на изготовление и эксплуатацию спутниковой системы RADARSAT-2, как американская компания Orbital Imaging приобрела права на продажу и распространение радиолокационной видеоинформации с этого спутника. Спутник радиолокационного зондирования Земли RADARSAT-2 должен быть запущен в ноябре 2001 г. и рассчитан на эксплуатацию, по крайней мере, до 2008 г. Спутник массой 1650 кг, выведенный на солнечно-синхронную орбиту высотой 800 км, должен обеспечить получение изображений с наземным разрешением от 3 до 100 м при ширине полосы от 20 до 500 км. Впервые коммерческая радиолокационная съемка будет вестись с использованием множественной поляризации, что расширит возможности по распознаванию объектов. По условиям соглашения, подписанного 18 декабря 1998 г., правительство Канады и компания MacDonald Dettwiler вложат в проект 225 и 80 млн $ соответственно. При этом 140 млн $, вкладываемых Канадским космическим агентством, рассматриваются как предоплата за будущие потребности правительства в данных. То есть, в отличие от других существующих систем ДЗЗ, RADARSAT-2 создается не по «госзаказу», а как коммерческая система, но с предоплатой государства за будущие услуги. Компания MacDonald, Dettwiler and Associates Ltd., расположенная в Ричмонде (Британская Колумбия), является филиалом корпорации Orbital Sciences (OSC), а Orbital Imaging Corporation (ORBIMAGE) — дочерним предприятием той же OSC, специализирующимся на эксплуатации коммерческих систем наблюдения Земли. В настоящее время ORBIMAGE эксплуатирует спутник для зондирования атмосферы OrbView-1, запущенный в 1995 г., и спутник многоспектрального наблюдения OrbView-2, запущенный в 1997 г. Кроме того, в 1999 г. планируется запуск спутника оптического наблюдения с высоким разрешением OrbView-3, а в 2000 г. — OrbView-4 с гиперспектральным сенсором. Добавление к этому перечню радиолокационного спутника RADARSAT-2, способного вести съемку круглосуточно и при любых погодных условиях, позволит ORBIMAGE дополнительно расширить спектр своих услуг и упрочить свое положение на рынке космической видеоинформации. Дополнительная информация может быть найдена на серверах: www.orbimage.com и www.mda.ca

В России же, как всегда, вопрос встал не о возможности использования системы гражданскими потребителями, а о ведомственной принадлежности системы. Сразу после своего образования в 1992 г. РКА стало упорно добиваться того, чтобы, если не заполучить ГЛОНАСС в свое управление, то хотя бы организовать двухведомственное ее руководство.

10 марта 1994 г., практически сразу после принятия ГЛОНАСС на вооружение МО РФ, в РКА состоялось заседание Научно-технического совета (НТС) «по рассмотрению вопроса о перспективах использования космической навигационной системы (КНС) ГЛОНАСС в интересах гражданских потребителей». Как заявил НТС, причинами отставания в создании аппаратуры для гражданских пользователей ГЛОНАСС была ведомственная принадлежность системы МО РФ и закрытый характер работ (по срокам создания, основным характеристикам).

Тем временем система ГЛОНАСС стала потихоньку «сыпаться». Старые спутники выходили из строя, а на запуск новых не было средств. После завершения развертывания системы в декабре 1995 г. до последнего времени не было произведено ни одного запуска «Ураганов». В декабре 1998 г. последние три из выведенных ранее спутников перешагнули трехлетний гарантийный срок, то есть вся орбитальная группировка ГЛОНАСС оказалась загарантийной.

Оставшиеся на конец декабря 1998 г. работоспособными 11 спутников «Ураган» уже не могли обеспечить непрерывное навигационное обеспечение стратегических ядерных сил России. Тем самым оказывались бесполезными мобильные морские и наземные ракетные комплексы.

А стоимость возрождения системы ГЛОНАСС все росла и росла с каждым выходящим из строя аппаратом. Минобороны РФ, понимая, какая это для него сейчас непомерная ноша, само уже предложило РКА взять себе ГЛОНАСС. Однако и РКА, «увязшее» в финансировании Международной космической станции, не имело никаких собственных средств для поддержания в рабочем состоянии группировок автоматических КА, в том числе и навигационных. Поэтому начиная с 1997 г. проводятся бесконечные совещания в Правительстве и слушания в Парламенте о национальном достоянии России — Глобальной навигационной спутниковой системе.

Возможно, ГЛОНАСС совсем бы умер, но Россия договорилась с США о совместном использовании двух глобальных навигационных систем. Дополняя одна другую, системы могут вместе давать еще более точную навигационную информацию, чем каждая по отдельности. Учитывая это, и Европа тоже планирует создать свою собственную навигационную систему, использующую в том числе и аппараты ГЛОНАСС и GPS (об этих планах НК неоднократно писали). Видимо, эти международные программы и не дают российскому космическому руководству совсем забыть о ГЛОНАСС.

Подготовка нынешнего старта

Предыдущий запуск «Ураганов» состоялся 3 года назад — 14 ноября 1995 г. На 1996 г. вывод КА для системы ГЛОНАСС вообще не планировался. И только в июне 1997 г. в планах тогда еще ВКС впервые появились три «Урагана» с перспективой их запуска в сентябре того же года. Однако по графику от конца августа старт РН «Протон-К» серии 38201 с тремя «Ураганами» был назначен уже на 28-29 ноября. Были уже оформлены документы на переделку этой РН, ранее предназначавшейся для запуска КА «Глобус» (официально — «Радуга-1»).

График пусков «Протона-К» на конец 1997 г. был достаточно плотным. Многочисленные переносы коммерческих полезных нагрузок приводили к тому, что промежутки между двумя пусками РН сокращались до минимально возможного технологического срока 10-12 суток. В связи с этим даты стартов постоянно «ползли». К концу сентября целевой датой пуска «Ураганов» было 4 декабря.

Однако самая главная причина была не в носителе, а в самих аппаратах. Из-за отсутствия бюджетного финансирования в омском АКО «Полет» сборка и испытания очередной тройки «Ураганов» постоянно отставала от графика. Поэтому еще до аварийного запуска «Протона-К» с КА AsiaSat-3 25 декабря старт «Ураганов» был перенесен на II квартал 1998 г. Разбор причин отказа разгонного блока ДМ3 №5Л практически не повлиял на планируемый срок старта. В середине апреля пуск был предварительно намечен на 24 июня 1998 г. Однако из-за неготовности аппаратов в конце мая была названа новая дата запуска — 27 августа. Изменился и носитель — на серию 38602. Эту дату вскоре пришлось опять изменить. На сей раз из-за задержки запуска спутника Astra 2A, перенесенного на 25 августа. Некоторое время рассматривалась возможность запустить «Ураганы» раньше Astra 2A, однако проблемы с испытаниями спутников вновь отложили ГЛОНАССовский пуск.

В сентябре рассматривался вариант запуска «Ураганов» на разгонном блоке 14С43 «Бриз-М» при первом его полете. Однако это потребовало бы значительной доработки блока, изменения системы крепления на нем КА.

В сентябре-октябре из-за отсутствия средств у МО РФ на подготовку и запуск, старт «Ураганов» вообще «завис». Отчетливо стала вырисовываться перспектива его переноса на 1999 г. Однако в середине ноября из-за задержки с испытаниями КА «Глобус» у Минобороны появились деньги на подготовку к запуску «Ураганов», оплату работы представителей АКО «Полет» на космодроме. Подготовка к запуску трех КА «Ураган» началась 20 ноября 1998 г. Пуск намечался на 28 декабря вместо «Глобуса». Бывший «глобусовский» носитель серии 38502 был отдан для пуска «Ураганов».

Однако из-за несвоевременного перечисления денег за ракетное топливо предприятию-изготовителю старт вновь было решено отложить по крайней мере до 7 января 1999 г.

И тут в ситуацию с «Ураганами» вмешались силы высшие. Еще 4 ноября 1998 г. Президент Ельцин подписал поручение №1451 Евгению Примакову. В поручении говорилось:

«Глобальная навигационная спутниковая система — это национальное достояние России. Утрата этой системы может нанести серьезный ущерб национальной безопасности и международному престижу России.

Прошу в месячный срок представить план действия Правительства, направленный на безусловное сохранение и развитие Глобальной навигационной спутниковой системы.»

На основании этого поручения 7 декабря у заместителя председателя Правительства Владимира Булгака прошло совещание по системе ГЛОНАСС. После совещания в Минобороны срочно нашли 20 млн руб. из бюджета МО РФ на закупку топлива и командировочные расходы. Пуск «Ураганов» назначили на 30 декабря.

При подготовке публикации использованы следующие источники:

1. «Военно-космические силы», книга II, 1998 ISBN;

2. «Оружие России. Том VI: Ракетно-космическая техника», 1997. ISBN 5-7734-0002-2;

3. Глобальная спутниковая радионавигационная система ГЛОНАСС, 1998. ISBN 5-88070-004-6;

4. Сетевые спутниковые радионавигационные системы, 1993. ISBN 5-256-00174-4;

5. «Новости космонавтики» №5, 1994; №5, 1995; №20, 1997; №9, 1998;

6. Информационные бюллетени КНИЦ ГЛОНАСС (электронный вариант): hhtp://www.rssi.ru/SFCSIC.

Запуски КА в рамках создания и поддержания системы ГЛОНАСС № блока КА Дата и время запуска, ДМВ Номер КА в серии «Космос» Системный номер Рабочая плоскость Позиция (номер в альманахе) Номер частотного канала Дата ввода в эксплуат. Дата вывода из эксплуат. (дата прекращ. активного функционирования) Примечания 1 12.10.82 17:57 1413 (1414) 224 1 1 - 15.10.82 (12.10.82)   1414 (1413) - 1 - - - 12.01.84 (16.04.84) ГВМ 1415 - 1 - - - 12.01.84 (16.04.84) ГВМ 2 10.08.83 21:24:26 1490 222 1 3 3 03.09.83 05.07.84 (31.10.85)   1491 223 1 2 1 31.08.83 27.09.84 (09.06.88)   1492 - 1 - - - (10.08.83) ГВМ 3 29.12.83 03:52:24 1519 220 3 18* 18 07.01.84 27.09.84 (28.01.88)   1520 219 3 19*→18* 2 15.01.84 30.06.86 (16.09.86)   1521 - 3 - - - (29.12.83) ГВМ 4 19.05.84 18:11 1554 218 3 19* 9 13.06.84 16.08.85 (16.09.86)   1555 217 3 18* 24 18.06.84 25.10.85 (17.09.87)   1556 - 3 - - - (19.05.84) ГВМ 5 04.09.84 18:49:53 1593 216 1 2 10 22.09.84 28.11.85 (19.05.88)   1594 (1595) 215 1 3 17 28.09.84 04.09.86 (16.09.86)   1595 (1594) - 1 - - - (04.09.84) ГВМ 6 18.05.85 01:28 1650 224 1 2 10 14.06.85 09.08.87 (17.09.87)   1651 221 1 1 7 28.06.85 08.11.85 (29.11.85)   1652   1 - - - (18.05.85) ГВМ 7 25.12.85 00:43:48 1710 209 3 18 4 24.01.86 28.02.87 (16.03.89)   1711 210 3 17 19 24.01.86 16.05.87 (16.09.87)   1712   3 - - - (24.12.85) ГВМ 8 16.09.86 14:38:09 1778 203 1 2 11 19.10.86 20.02.87 (13.07.89)   1779 202 1 3*→2→1 20 19.10.86 15.07.88 (24.10.88)   1780 201 1 8 22 19.10.86 15.06.88 (10.10.88)   9 24.04.87 15:42:54 1838 226 (3) - - - (12.11.87) остались на пере- ходной орбите 1839 225 (3) - - - (29.10.87) 1840 224 (3) - - - (29.10.87) 10 16.09.87 05:53:31 1883 229 3 18 → 17 14 12.10.87 06.06.87 (03.07.89)   1884 (1885) 228 3 24 24 07.10.87 01.02.89 (09.03.89)   1885 (1884) 227 3 17 21 12.10.87 30.08.88 (15.12.88)   11 17.02.88 03:23:22 1917 232 (1) - - - (17.02.88) остались на низкой опорной орбите, не отделились от РБ 1918 231 (1) - - - (17.02.88) 1919 230 (1) - - - (17.02.88) 12 21.05.88 20:57 1946 (1947) 235 1 7 23 15.06.88 10.05.90 (22.10.90)   1947 (1946) 234 1 8 12 15.06.88 19.03.91 (18.09.91)   1948 233 1 1 24 15.06.88 11.06.91 (18.09.91)   13 16.09.88 05:00:47 1970 238 3 24 → 17 18 11.10.88 21.05.90 (22.10.90)   1971 237 3 18 → 20 7 11.10.88 31.08.89 (30.11.89)   1972 236 3 19 → 18 10 11.10.88 01.11.91 (12.08.92)   14 10.01.89 05:05:25 1987 239 1 2 9 01.02.89 14.03.93 (03.02.94)   1988 240 1 3 6 01.02.89 16.02.92 (02.06.92)   1989 241 - - - - - пассивный КА «Эталон» 15 31.05.89 11:31:59 2022 (2023) 231 3 24 17 04.07.89 25.01.90 (13.03.90)   2023 (2022) 230 3 19 16 17.06.89 18.11.89 (13.03.90)   2024 232 - - - - - пассивный КА «Эталон» 16 19.05.90 11:32:33 2079 242 3 17 21 → 24 20.06.90 23.04.94 (17.08.94)   2080 228 3 19 3 17.06.90 27.07.94 (27.08.94)   2081 229 3 20 15 11.06.90 18.08.92 (20.01.93)   17 8.12.90 05:43:01 2109 (2110) 247 1 7 13 01.01.91 17.03.94 (10.06.94)   2110 (2109) 248 1 4 14 29.12.90 29.10.93 (20.01.94)   2111 249 1 5 19 → 23 28.12.90 09.06.96 (15.08.96)   18 04.04.91 13:47:12 2139 (2140) 750 3 22 11 28.04.91 29.09.94 (14.11.94)   2140 (2139) 753 3 21 20 28.04.91 06.01.92 (04.06.93)   2141 754 3 24 14 04.05.91 26.02.92 (16.06.92)   19 30.01.92 01:19:12 2177 768 1 3 22 24.02.92 09.01.93 (29.06.93)   2178 769 1 8 2 22.02.92 23.05.97 (24.06.97)   2179 771 1 1 17 →23 → 21 18.02.92 25.10.86 (21.12.96)   20 30.07.92 04:59:01 2204 (2205) 756 3 18 → 21 24 19.08.92 27.06.97 (05.08.97)   2205 (2206) 772 3 21 → 20 8 29.08.92 29.06.94 (27.08.94)   2206 (2204) 774 3 24 1 25.08.92 18.05.96 (26.08.96)   21 17.02.93 23:09:47 2234 773 1 2 5 14.03.93 09.03.94 (17.08.94)   2235 (2236) 759 1 6 → 7 23 → 22 25.08.93 30.06.97 (05.08.97)   2236 (2235) 757 1 3 12 14.03.93 27.07.97 (23.08.97)   22 11.04.94 10:49:22 2275 (2277) 758 3 18 10 04.09.94 13.12.98   2276 (2275) 760 3 23 3 18.05.94 работает   2277 (2276) 761 3 17 24 16.05.94 24.07.97 (29.08.97)   23 11.08.94 18:27:46 2287 767 2 12 21→22 07.09.94 05.11.98   2288 (2289) 770 2 14 9 04.09.94 20.11.97   2289 (2288) 775 2 16 21 → 22 07.09.94 работает   24 20.11.94 03:39:37 2294 (2296) 762 1 4 12 11.12.94 работает   2295 (2294) 763 1 3 21 15.12.94 работает   2296 (2295) 764 1 6 13 16.12.94 работает   25 07.03.95 12:23:45 2307 765 3 20 1 30.03.95 работает   2308 766 3 22 10 05.04.95 работает   2309 777 3 19 3 05.04.95 17.07.97 (26.12.97)   26 24.07.95 18:52:10 2316 780 2 15 4 26.08.95 03.12.98   2317 781 2 10 9 22.08.95 работает   2318 785 2 11 4 22.08.95 работает   27 14.12.95 09:10:31 2323 776 2 9 6 07.01.96 работает   2324 778 2 9 11   резервный   2325 782 2 13 6 18.01.96 работает   28 30.12.98 21:35:46 2362 786 1 8 8 (26.01.99) испытания   2363 784 1 7 7 (26.01.99) испытания   2364 779 1 2 2 ? испытания   * — позиция с этим номером была смещена в декабре 1985 г. относительно начального положения. ПРИМЕЧАНИЯ 1. В графе «Номер КА в серии «Космос» указан номер, принятый в РФ. В случае отличия этого номера от номера в каталоге Космического командования США, последний приведен в скобках. 2. В графе «Системный номер» приведен номер КА, используемый в качестве его идентификатора в альманахе. 3. В графе «Позиция» с помощью стрелок отражено перемещение аппаратов из одной позиции в другую. 4. В сентябре 1993 г. с целью уменьшения помех в диапазоне частот, зарезервированных для радиоастрономических исследований, рабочие частоты КА «Ураган» были изменены, что отражено с помощью стрелки в графе «Номер канала».

НОВОСТИ ü По сообщению ИТАР-ТАСС, 30 декабря кандидат в президенты Казахстана Энгельс Габбасов заявил в Астане, что выступает за закрытие полигона Капустин Яр, за ограничение запусков с космодрома Байконур и вывод его за пределы страны или же увеличение арендной платы за космодром до полутора миллиардов долларов. Габбасов сказал, что эти средства должны пойти на компенсацию материальных, социальных и экологических потерь, которые Казахстан испытывает от космодрома. — И.Л. ІІІ ü Тиг Крекел (Tig H. Krekel) избран президентом и главным управляющим компании Hughes Space and Communications Company, а также старшим вице-президентом головной фирмы Hughes Electronics Corporation. Об этом говорится в пресс-релизе Hughes за 7 января. 45-летний Крекел, по образованию инженер-механик и ядерный инженер, пришел из компании AlliedSignal, Inc., где с 1997 г. он был президентом и главным управляющим ее крупнейшего и самого прибыльного отделения самолетных систем AlliedSignal Aerospace Equipment Systems. Крекел заменил Доналда Кроумера (Donald Cromer), который ушел в отставку 1 декабря 1998 г. — С.Г. ІІІ ü Компания Spectrolab Inc. объявила 11 января о создании солнечных элементов с тройным переходом (triple-junction solar cells) на арсениде галлия с коэффициентом полезного действия 26.8%. Новые элементы могут найти свое применение на космических аппаратах фирмы Hughes уже в конце 1999 г. Предыдущим достижением фирмы были солнечные элементы с двойным переходом с эффективностью 21.6%, дебютировавшие на КА PAS-5 в августе 1997 г. К 2002 г. Spectrolab Inc., являющаяся с 1975 г. подразделением Hughes Electronics Corporation, планирует выпустить солнечные элементы с эффективностью от 30 до 40%. - С.Г.

США предупреждают — помощь

Ирану опасна для

коммерческих запусков

М.Тарасенко. «Новости космонавтики»

12 января администрация США объявила о введении санкций против трех российских организаций, подозреваемых ей в содействии ракетно-ядерным программам Ирана. Санкции означают, что данные предприятия не могут получать американскую помощь и им запрещено экспортировать товары в США и импортировать таковые из США.

В июле 1998 г. подобные санкции уже были введены против семи российских предприятий. На этот раз к ним прибавились Московский авиационный институт, Химико-технологический университет им.Менделеева и Научно-исследовательский и конструкторский институт энерготехники (НИКИЭТ). За исключением МАИ, вновь наказанные предприятия имеют мало общего с ракетно-космическими программами.

Буквально через сутки администрация США пригрозила, что, если Россия не прекратит содействие ракетной и ядерной программам Ирана, то запуски американских спутников на российских ракетах будут урезаны или вообще запрещены.

На первый взгляд это выглядит как реакция на волну возмущения со стороны российских властей, вызванную объявлением о санкциях: «Недовольны? А вот вам еще!». На самом же деле еще месяц назад, 16 декабря 1998 г., Государственный департамент США выступал с официальным предупреждением, что если российские предприятия не прекратят содействие ядерной программе Ирана, «это может помешать расширению доступа России на доходный рынок запусков американских коммерческих спутников». Так что по крайней мере на этот раз кнут был применен только после того, как помахивание пряником не возымело действия. Разговор о квотах — это именно пряник, а не второй кнут.

Наша справка США убеждены, что Иран использует ведущееся сейчас с помощью Минатома РФ строительство реактора в Бушире (Bushehr) как прикрытие для приобретения чувствительной российской ядерной технологии. Российская сторона настаивает, что ее участие в буширском проекте направлено только на создание мощностей по производству электричества и не дает Ирану технологий для создания оружия массового уничтожения. Американские разведслужбы утверждают, что российско-иранское сотрудничество не ограничивается строительством энергетического реактора. По их данным, представители по крайней мере двух основных российских ядерных исследовательских институтов без огласки ведут переговоры о продаже Ирану 40-мегаваттного исследовательского реактора на тяжелой воде и установки для преобразования урана.

Спутниковая система ГЛОНАСС не имеет перспектив? Е.Девятьяров. «Новости космонавтики» 9 декабря. В настоящее время возникла реальная угроза полного выхода из строя основного средства навигационного обеспечения Вооруженных Сил России — глобальной навигационной спутниковой системы ГЛОНАСС. Технический ресурс всех спутников этой системы, находящихся сейчас на орбите, уже истек. Генеральный директор Российского космического агентства Юрий Коптев сообщил в Государственной Думе следующее: «Наша ситуация сегодня такова: развернув прекрасную систему, которая по своим характеристикам выше, чем американская, создав более 24 спутников, мы сегодня имеем 13 спутников в этой системе. И никакой перспективы нахождения ресурсов на то, чтобы эту систему удержать. Хотя без этой системы вообще невозможно говорить ни о высокоточном оружии, ни о вопросах действия где-то на необорудованных театрах действия, ни даже об элементарных вопросах судоходства, авиации и всего остального. Мы ориентируемся на то, что будем пользоваться только иностранными технологиями.» В связи с этим депутаты Госдумы утвердили 9 декабря 1998 г. Постановление «О мерах по обеспечению функционирования системы ГЛОНАСС». В этом документе депутаты рекомендуют Правительству разработать программу мер по обеспечению функционирования и развития орбитальной группировки и наземных технических средств спутниковой системы на 1999-2002 гг. Кроме того, Правительству рекомендовано включить в государственный оборонный заказ 1999 г. обеспечение соответствующего финансирования изготовления шести космических аппаратов со средствами их выведения на орбиту, а также обеспечить авансирование этих работ. Депутаты постановили предусматривать в оборудовании, применяющемся на территории России для навигационных определений, обязательное использование отечественной системы ГЛОНАСС.

Дело в том, что ныне действующая квота на запуски спутников американского производства, принятая несколько лет назад и разрешающая России до 2000 г. запустить «15 крупных геостационарных спутников» и три партии спутников Iridium, уже полностью выбрана.

Относительная дешевизна и продемонстрированная надежность российских ракет стимулировали рост спроса на них со стороны американских производителей спутников. В 1997 г. из 48 спутников, выведенных на орбиты российскими ракетами, 18 были американскими (и еще два — сделанными в США). В начале 1998 г. в США уже поднимался вопрос об увеличении установленной квоты на запуски американских спутников на российских ракетах. Российская сторона уже давно настаивает на ее увеличении или полной отмене. В этой ситуации администрация США решила попытаться применить подвернувшийся рычаг для воздействия на позицию России по ядерному сотрудничеству с Ираном.

Пересмотр квоты должен состояться в конце этого года, и при этом, как пояснил пресс-секретарь Госдепа Дж.Рубин, «мы очень серьезно примем во внимание, насколько удастся убедить Россию прекратить поддержку иранской ракетной программы, оказываемую российскими лицами. ...Если мы не добьемся прогресса в вопросах [не]распространения ракет, мы не будем в состоянии поддержать увеличение этой квоты».

Трудно сказать, насколько эффективной окажется эта аргументация в российско-американском диалоге (и тем более во внутренней борьбе в российском правительстве), но с точки зрения НК, безусловно, лучше запускать побольше иностранных спутников на наших ракетах, чем помогать другим странам делать ядерные боеголовки для своих.

С.Карпенко. «Новости космонавтики»

3 января 1999 г. в 15:21:10.332 EST (20:21:10 UTC) со стартовой площадки SLC-17В Станции ВВС «Мыс Канаверал» состоялся успешный запуск РН Delta 2 (облегченная модель 7425) с американской АМС Mars Polar Lander (MPL). В качестве дополнительной нагрузки станция MPL несет два марсианских пенетратора, известных под названием Deep Space 2 (DS2).

Научная программа полета по существу состоит из двух независимых программ. Собственно станция Mars Polar Lander создана в рамках долгосрочной программы исследования Марса Mars Surveyor и предназначена для посадки и исследований на поверхности планеты. Экспериментальные пенетраторы Deep Space 2 разработаны в рамках программы New Millenium и будут использованы для поиска воды в грунте Марса.

Запуск и первые дни полета

Для запуска по программе MPL имелось несколько стартовых периодов: с 3 по 10 января (основной), с 11 по 16 января и с 17 по 27 января. Запуск в первый период обеспечивал прибытие КА к Марсу 3 декабря 1999 г. с посадкой между 73 и 77°ю.ш. В случае задержки запуска до конца января прибытие к Марсу состоялось бы не позднее 17 декабря 1999 г., а район посадки сместился бы примерно на 2° к северу. Длительность стартового окна каждые сутки составляла 30 секунд; 3 января оно открывалось в 15:21:10 EST.

Особенностью этой подготовки было то, что она пришлась на Рождество и Новый год. Рано утром 21 декабря станция была доставлена на стартовый комплекс SLC-17B и состыкована с носителем, а 21-22 декабря были успешно проведены полная функциональная проверка научной аппаратуры и основного и дублирующего комплектов служебных систем. После Рождества, 28 декабря, со станции убрали все съемные элементы. 29 декабря MPL был закрыт головным обтекателем, 30 декабря заправили вторую ступень носителя, зарядили бортовые аккумуляторы MPL и загрузили на станцию последние данные, 31 декабря провели имитацию старта. Вечером 2 января было включено питание MPL и проведена его заключительная проверка.

Запуск MPL состоялся точно в назначенный срок, в 15:22:10 EST. Стартовые ускорители отработали 66 сек, первая ступень — 4 мин 24 сек. В результате первого включения двигателя 2-й ступени на 6 мин 44 сек была достигнута опорная орбита с наклонением 28.35° и высотой 157.3x245.2 км. Второе, кратковременное включение 2-й ступени было выполнено после 23-минутной баллистической паузы. Твердотопливный двигатель Star 48B 3-й ступени был включен в 15:57 EST и проработал 88 сек, а в 16:03 станция была отделена от ступени.

Первую телеметрию с КА приняла в 16:19 EST 34-метровая антенна сети Дальней космической связи (DSN) в Канберре (Австралия). К этому моменту были раскрыты и ориентированы на Солнце две панели солнечных батарей перелетной ступени. Тут-то и начались проблемы. Сразу после отделения от третьей ступени бортовая система управления занялась определением текущей ориентации и построением ориентации, удобной для связи с Землей (угол между осью рупорной антенны MGA и направлением на Землю должен составлять 40°). Однако несколько попыток аппарата определить ориентацию с помощью основной и запасной звездных камер были безуспешны.

Только к 22:20 PST (4 января в 06:20 UTC) управленцы смогли развернуть КА. Связь с Землей была стабильной, но на пониженном уровне сигнала. Анализ телеметрии показал, что все системы КА в порядке. Только звездные камеры «не хотели» найти в небе ни одного из заложенных в память набора опорных звезд. Чтобы разобраться с ними, нужно было снять с КА больше данных.

4 января в 14:00 PST был проведен эксперимент: КА временно развернули на 45° в сторону Земли, убедились, что мощность сигнала при этом значительно выше, а условия по освещенности и тепловому режиму не нарушаются, а затем вернули в прежнее положение. Все изображения со звездной камеры, полученные до установления связи 3 января, и связанную с ней телеметрию сбросили на Землю для анализа.

5 января в 09:40 PST КА вновь перевели в «опытную» ориентацию. Далее началась работа по трем направлениям. Первое — уточнение параметров бортового ПО защиты от сбоев с учетом текущего состояния КА. Второе — генерация командных последовательностей для новых разворотов КА, необходимых для уточнения его ориентации и улучшения условий связи с ним. Третье — определение причин нештатной работы звездных камер. Предварительный анализ показал, что в объективы попадает отраженный от поверхностей КА свет. Видимо, предусмотренные для фильтрации «шальных» световых лучей отражатели не выполняли свои функции как надо. В этом случае имело смысл экспериментально поискать такую ориентацию КА, чтобы затенить поверхности КА, отражающие свет в поле зрения датчиков.

6 января в 03:00 PST на борт загрузили обновленное ПО защиты от сбоев, однако после этого КА неожиданно начал автоматическое выполнение цикла начальной ориентации. На этот раз, однако, звездная камера обнаружила опорные звезды! Аппарат автоматически (как должно было случиться еще 3 января) выполнил требуемый разворот — звезды по-прежнему определялись. Дефект самоустранился, и специалистам группы управления ничего не оставалось сделать, как начать проверку всех бортовых систем КА по графику первого дня. Параллельно были установлены причины неожиданного запуска цикла начальной ориентации. Группа управления выяснила также причины двух сбоев в работе автопилота, имевших место 5 и 6 января.

К 7 января стало окончательно ясно, что причина неверной работы звездного датчика – в отраженном от поверхностей КА свете. Аппарат перевели в режим ориентации, при котором возможные источники отраженного света упрятаны в тень. В тот же день на посадочном аппарате не прошло автоматическое отключение цепи нагревателя – пришлось выключить ее командой с Земли.

8 и 9 января была закончена закладка на борт уточненных параметров системы защиты и разрешена ее работа в полном объеме. 11 января планируется заложить поправки, связанные с алгоритмом переключения бортового ПО между различными задачами.

Программа MPL

Главными целями программы MPL являются:

– посадка в заданный район марсианской поверхности;

– выполнение съемки местности при спуске в атмосфере Марса;

– панорамная стереофотосъемка места посадки;

– определение содержания льда в грунте на месте посадки;

– цикл метеорологических наблюдений за атмосферой Марса.

По полученным в результате работы MPL данным ученые хотят провести:

– детальное изучение климата полярных областей Марса;

– определение содержания водяного пара в атмосфере Марса;

– поиск льда в марсианском грунте и оценку его количества.

Местом посадки КА выбрана граница южной марсианской полярной шапки (см. фото в начале статьи), между 74 и 77°ю.ш. и 170 и 230°з.д. (Пикантная деталь: на редакционном глобусе Марса именно в этом месте стоит надпись «ГАИШ МГУ».) Во время работ КА там будет царить лето и полярный день. Выбор места был сделан по снимкам южной полярной шапки Марса, выполненным АМС Mars Global Surveyor в декабре 1997 г. Однако они были сделаны с расстояния около 4000 км с разрешением, недостаточным для детальной оценки области посадки. Дополнительная съемка поверхности для уточнения места посадки будет проведена камерой MGS с рабочей орбиты высотой 300 км в июне 1999 г. На имеющихся изображениях видно, что в районе возможного места посадки белые участки – области, покрытые снегом и льдом, – чередуются с темными, возможно, оголенными участками грунта. Ученые хотят выбрать место посадки так, чтобы посадочный аппарат (лэндер) попал недалеко от кромки льда, но на коренную породу.

Расчетное время работы MPL на поверхности планеты – 90 дней. Существует план действий в случае, если КА проработает на поверхности больше расчетного срока. Круг выполняемых задач останется при этом прежним.

Конструкция АМС

На этапе перелета от Земли к Марсу посадочный аппарат MPL закрыт лобовым экраном и хвостовым обтекателем и имеет вместе с ними диаметр 2.4 м. Перелетная ступень КА, обеспечивающая доставку лэндера к Марсу, пристыкована к заднему торцу хвостового обтекателя.

Перелетная ступень (см. рисунок) оснащена двигательной системой для коррекций траектории. На ней расположены две двухсекционные панели СБ, обеспечивающие энергией КА во время перелета, и радиосистема для связи с Землей, использующая рупорную антенну среднего усиления Х-диапазона (MGA) и всенаправленную антенну низкого усиления (LGA). Посадочный аппарат и ступень вместе с прикрепленными к ней пенетраторами разделяются за 10 мин до посадки. После торможения в атмосфере Марса, на высоте 7.5 км отстреливается головной обтекатель и вводится парашют из полиэфира диаметром 8.4 метра.

1 — перелетная ступень; 2 — хвостовой обтекатель; 3 — посадочный аппарат; 4 — теплоизолированный объем ПА; 5 — оборудование ПА; 6 — крышка теплоизолированного объема; 7 — лобовой экран

Сухая масса лэндера — 512 кг, а вместе с заправленным топливом (гидразин) — 576 кг. Посадочный аппарат оснащен четырьмя блоками ДУ ориентации и стабилизации, каждый из которых содержит ЖРД большой (5 фунтов = 22 Н = 2.3 кгс) и малой (1 фунт = 4.4 Н = 0.45 кгс) тяги. На донной части КА расположены три группы посадочных двигателей по четыре ЖРД тягой по 60 фунтов (266 Н, 27.1 кгс) в каждой. Топливо для всех двигателей поступает из двух топливных баков, расположенных под основными СБ лэндера.

При работе на поверхности посадочный аппарат имеет высоту 1.06 м и поперечный размер (с развернутыми СБ) 3.6 м.

Несущий корпус КА (шасси) выполнен на основе сотовой алюминиевой конструкции, скрепленной графито-эпоксидными панелями. Посадочные опоры выполнены из алюминия и находятся в сложенном состоянии. Их раскрытие при посадке осуществляется с помощью пружин. Сотовые амортизаторы посадочных опор обеспечивают поглощение удара при посадке.

Внутри шасси располагаются основной и резервный комплект бортовой ЭВМ, блок распределения мощности, 12-элементная никель-водородная аккумуляторная батарея с блоком контроля заряда, основная и резервная радиосистема. Отдельно установлены блок гироскопов, электроника пиротехнических устройств для развертывания приборов и радиолокационный высотомер, который будет использован только во время спуска в марсианской атмосфере.

Энергопитание посадочного аппарата суммарной мощностью 200 Вт осуществляется от шести секций СБ. Две основные двухсекционные батареи раскроются после посадки. Две дополнительные панельки раскрыты еще при изготовлении. При недостаточном освещении питание будет осуществляться от аккумулятора емкостью 16 А-ч. Он предназначен главным образом для подогрева центрального блока электроники до -30°С ночью (при -80°С снаружи). С течением времени и наступлением осени в районе посадки батарея постепенно потеряет способность поддерживать заданную температуру, и аппарат замерзнет.

MPL оборудован двумя радиосистемами:

1. УВЧ-радиосистема предназначена для двусторонней связи с Землей через КА Mars Climate Orbiter (MCO), который ко времени прибытия MPL к Марсу будет находиться на орбите искусственного спутника планеты. MPL может передавать данные и через другой орбитальный аппарат — MGS, но получение команд с Земли через MGS невозможно. В УВЧ-систему входят всенаправленная антенна низкого усиления и приемопередатчик. Скорость передачи данных составляет 128 кбайт/сек. Число сеансов связи с КА составит от трех до четырех в день, со средней продолжительностью несколько минут. (Связь возможна только в том случае, если угол места спутника над горизонтом относительно MPL больше 20°). Сеанс связи будет разделен на две части — приема команд и посылки данных на Землю.

Телеметрия с КА MPL будет обрабатываться разработчиками MPL из Lockheed Martin Astronautics (Денвер, шт. Колорадо) и специалистами JPL (Пасадена, Калифорния).

2. Система Х-диапазона для прямой связи с Землей. В систему входят направленная антенна среднего усиления (MGA) и приемопередатчик. Система обеспечивает скорость передачи данных 5700 бит/с с использованием 70-метровой приемной антенны наземной сети DSN и 1400 бит/с — с использованием 34-метровой антенны.

Mars Polar Lander состыкован с третьей ступенью

Обе системы могут использоваться совместно, когда MPL передает научные данные через ретранслятор и одновременно принимает инструкции с Земли напрямую по каналу X-диапазона.

Научная аппаратура MPL

В состав научной аппаратуры MPL входят комплект приборов для изучения летучих веществ и климата Марса MVACS (Mars Volatiles and Climate Surveyor), десантная камера и лидар.

В состав комплекта MVACS входят:

1. Манипулятор. На верхней (приборной) крышке лэндера установлен манипулятор, длина которого в развернутом положении составляет 2 метра. На конце рабочего звена манипулятора установлены камера RAC, ковш для забора грунта и температурный датчик. Ковш будет брать грунт и помещать его в газоанализатор TEGA. Камера RAC (Robotic Arm Camera) позволит сделать при освещении красным, синим или зеленым светом фотографии высокого разрешения, показывающие структуру материала поверхности и приповерхностного слоя. Температурный датчик будет измерять температуру и теплопроводность грунта.

2. Стереокамера SSI (Surface Stereo Imager). Камера, идентичная установленной на станции Mars Pathfinder, находится на 1.5-метровой мачте, которая выдвигается с верхней крышки лэндера после посадки. Основные ее функции:

– панорамная съемка окрестностей места посадки;

– вспомогательные съемки для организации работы с манипулятором;

– съемка магнитов, установленных на лэндере для определения на поверхности магнитных материалов;

– съемка Солнца для изучения концентрации аэрозолей и водяного пара в атмосфере Марса.

Оптическая система с двумя объективами и общим ПЗС-детектором позволит делать стереоизображения. Сменяемые фильтры позволяют делать фотографии в разных спектральных диапазонах – от фиолетового до ближнего инфракрасного (400–1100 нм).

3. Метеокомплекс. Метеорологические датчики расположены на двух мачтах. На первой мачте высотой 1.2 м на верхней крышке КА находятся датчик направления и скорости ветра, датчик температуры и полупроводниковые лазеры, измеряющие влажность воздуха, содержание изотопов воды и углекислого газа. Вторая мачта длиной 0.9 м направлена вниз и предназначена для изучения атмосферных эффектов на высоте от 10 до 15 см над марсианской поверхностью. На ней находятся ветровой датчик и два датчика температуры. Полученные данные позволят определить пороговую скорость ветра, необходимую для начала пылевой бури.

НОВОСТИ ü По сообщению Центра Годдарда от 27 ноября, приборы европейского КА ISO обнаружили во внешних, надоблачных слоях атмосферы Нептуна и Сатурна молекулы метила CH3. Эта короткоживущая молекула является продуктом разложения метана CH4, заносимого вверх штормами в большом количестве. Метил впервые обнаружен в атмосфере внешней планеты и может служить «трассирующим» веществом для исследования их турбулентности. Количество его в атмосфере Нептуна достигает 30 частей на миллиард, а на Сатурне — в 2-3 раза больше. Объединяясь, молекулы метила образуют этан C2H6, который присутствует в необычно высоком и примерно равном количестве в атмосферах внешних планет (от Юпитера до Нептуна). — И.Л. ІІІ ü 17 декабря 1998 г. JPL объявила, что в середине ноября Уилльям О'Нейл (William J. O'Neil) был назначен менеджером американского проекта доставки марсианского грунта. О'Нейл работает в JPL с 1963 г., до недавнего времени был менеджером проекта Galileo, затем — главным технологом программы исследования Марса. Летом 1998 г. он руководил пересмотром плана программы Mars Surveyor, и в частности двух первых пусков с целью доставки грунта, которые состоятся в 2003 и 2005 гг. Теперь О'Нейл будет руководить их осуществлением. - И.Л.

4. Газоанализатор TEGA (Thermal and Evolved Gas Analyzer) расположен на приборной крышке лэндера. С помощью манипулятора в приемник анализатора помещают образец грунта массой 0.1 г. Далее приемник закрывается крышкой, образуя миниатюрную печку. Образец постепенно нагревают с помощью спирального нагревателя до температуры 1027°С (ограничение вызвано энергетическими возможностями СБ), и выделяющийся газ просвечивается полупроводниковым лазером, свет которого падает на фотоприемник. По интенсивности поглощения света можно количественно определить газовый состав, и прежде всего – наличие водяного пара и углекислого газа. Их присутствие будет свидетельствовать о наличии льда или сухой углекислоты в составе грунта. Всего в составе прибора восемь анализаторов, каждый из которых состоит из двух печек. В одну загружается грунт, вторая оставляется пустой. Разность теплового потока из одной печки и из другой говорит о количестве поглощенного образцом тепла.

Десантная камера предназначена для выполнения примерно 10 черно-белых снимков поверхности Марса во время спуска КА в атмосфере. Съемка начнется на высоте 8 км, когда от MPL отстреливается хвостовой обтекатель. Первые снимки должны показать участок поверхности площадью порядка 9 км² с разрешением 7.5 м/пиксел; последние покажут участок поверхности площадью 9 м² с разрешением 9 мм/пиксел.

Камера использует ПЗС-матрицу с разрешением 1000x1000 пикселов.

Лидар (LIDAR – Light Detection and Ranging Instrument) предназначен для определения содержания влаги и пыли в марсианской атмосфере до высоты 2–3 км. Полупроводниковый лазер (на арсениде галлия-алюминия) излучает в ближнем ИК-диапазоне 2500 импульсов в секунду. Излученный импульс частично поглощается, частично рассеивается и отражается от частичек атмосферной влаги и пыли. Чувствительный приемник измеряет временную задержку между излученным и принятым импульсами. По времени задержки ученые смогут определить наличие в атмосфере влаги и пыли. Лидар расположен на приборной панели MPL и способен излучать импульсы только строго вертикально. Прибор разработан в ИКИ РАН под руководством д-ра В.М.Линкина при финансовом участии РКА. Это первый российский эксперимент на борту американской АМС.

Впервые на Марс будет доставлен микрофон, который выполнит запись шума ветра и шум работающих механизмов лэндера. Этот эксперимент предложен и осуществлен Планетарным обществом США с использованием общедоступных компонентов. Микрофон помещен в блок электроники лидара. Его габариты – 5x5x1 см, масса – 50 г, потребляемая мощность – 100 мВт. С учетом загруженности канала связи MPL с Землей на передачу 10-секундной записи может потребоваться целая неделя.

1 — манипулятор; 2 — стереокамера SSI; 3 — УВЧ-антенна; 4 — верхняя мачта метеокомплекса; 5 — лидар; 6 — панели солнечных батарей; 7 — топливный бак (2 шт.); 8 — дополнительные солнечные батареи; 9 — нижняя мачта метеокомплекса; 10 — десантная камера MDI; 11 — антенна низкого усиления; 12 — антенна среднего усиления; 13 — газоанализатор TEGA

Микрофон записывает только наиболее громкие звуки, происшедшие в течение каждого 10-секундного цикла работы. К концу работы MPL длительность цикла работы микрофона, возможно, увеличится.

Перелет к Марсу

Перелет по трассе Земля-Марс продлится 11 месяцев и будет очень похож на полет станции MCO. Четыре основные коррекции намечены на 18 января, 17 февраля, 4 октября и 23 ноября. Калибровка и проверка научных приборов будет проведена дважды: 12–19 февраля и 4–11 сентября (ориентировочно).

В течение всего полета станция будет связываться с Землей с использованием передатчика X-диапазона и антенны MGA на перелетной ступени. Большую часть времени средства DSN будут задействоваться на 4 часа в сутки, в активные периоды – по 10–12 часов.

Программа Deep Space 2

Два марсианских пенетратора, созданных по проекту DS2, стали дополнительной нагрузкой для АМС MPL. Подобно остальным аппаратам серии Deep Space, создаваемым по программе New Millenium, DS2 имеет целью отработку технологий, которые могут быть использованы в будущем. Получение научных данных не является основной задачей проекта.

Использовать пенетраторы, сбрасываемые с «родительского» КА, предполагается для исследования тел Солнечной системы. Сеть таких малых КА на поверхности планеты можно использовать для глобальных наблюдений за погодой или сейсмической обстановкой. Основные требования к пенетратору заключаются в следующем:

Схема перелета АМС Mars Polar Lander

Схема аппарата DS-2 1, 6 — аэродинамический обтекатель; 2 — антенна; 3 — хвостовая часть; 4 — гибкий кабель; 5 — зонд

– простая система входа и спуска в атмосфере;

– способность выдержать высокие ударные нагрузки при столкновении с поверхностью;

– малые габариты и масса;

– способность функционировать на поверхности и в приповерхностном слое грунта планеты при низких температурах (-60°...-120°С); Микропенетраторы DS2 созданы с учетом этих требований и имеют массу всего по 2.5 кг. Это первые пенетраторы, разработанные в NASA.

На DS2 отрабатываются следующие новые технологии:

1. Способ прохождения атмосферы. До входа в атмосферу пенетратор находится в обтекателе размером с баскетбольный мяч, формой напоминающем желудь. Спуск в атмосфере чисто баллистический. Устойчивость обеспечена за счет смещения центра масс вперед по вектору скорости относительно центра давления.

Обтекатель выполнен на основе перспективного абляционного материала SIRCA-SPLIT, разработанного в Исследовательском центре имени Эймса. Температура внутри кокона почти не меняется, оставаясь равной 40°С, в то время как его наружная поверхность нагревается до 2000°С. Обтекатель не отделяется, а лопается при столкновении с поверхностью.

2. Способ посадки. В системе не предусмотрено ни парашютов, ни тормозных ДУ для какого-то снижения посадочной скорости аппарата – она полностью гасится при столкновении с поверхностью. Внешний вид пенетратора определяется в первую очередь условиями этого столкновения и действующими на него при этом перегрузками. Пенетратор DS2 состоит из двух компонентов – хвостовой части (после столкновения остается на поверхности) и зонда, который при столкновении заглубляется в толщу грунта (в расчетном случае) на глубину около метра. Вся научная аппаратура находится на зонде; аккумуляторы и аппаратура связи расположены на хвостовой части. Для обмена данными между «хвостом» и «головой» используется гибкий шлейф.

Головная часть цилиндрического зонда имеет полусферическую форму, из-за чего зонд напоминает пулю. Такая форма является наиболее подходящей в случае, когда точно не известна твердость грунта. «Хвост» сделан широким, чтобы при ударе не слишком углубиться.

При такой схеме и скорости пенетратора в момент удара 200 м/с перегрузка, действующая на зонд при столкновении, достигает 30000g; на кормовую часть – 60000g.

3. Жесткая конструкция. Даже если корпус пенератора выдержит удар, большой проблемой является сохранение в целости бортовой электроники. Для этого корпуса и функциональные блоки выполнены с максимальной жесткостью, чтобы встретить удар как одно целое. Конструктивно блок электроники представляет собой призму; научные приборы собраны в жесткий блок. Материалы специально подобраны для обеспечения максимальной жесткости конструкции. Микросхемы встроены в платы; вместо обычных соединительных проводов для соединений широко использованы гибкие шлейфы. Блоки расположены так, чтобы равномерно распределить нагрузку между собой.

1998 год был самым теплым? А.Полянский. «Новости космонавтики» 14 января. По сообщению NASA, прошедший год был самым теплым на Земле за последние несколько десятилетий. Ученые Годдардовского института космических исследований NASA пришли к такому выводу после обработки спутниковых измерений температур поверхности Земли и данных нескольких тысяч метеорологических станций, собранных Национальным центром климатических данных NOAA в г.Эшвилл, Северная Каролина. Результаты NASA дают среднегодовую температуру поверхности Земли в 1998 г. — +14.71°C, что превышает предыдущий рекорд, установленный в 1995 г., — +14.53°C. Возрастание температуры поверхности Земли может привести к глобальной климатической катастрофе. Озабоченность этим фактом привела к международному соглашению, достигнутому в Киото в декабре 1997 г., по обеспечению мер понижения выбросов двуокиси углерода и других газов, пагубно влияющих на климат планеты. Некоторые ученые, однако, утверждают, что температурные изменения являются результатом нормальных климатических флуктуаций, и считают, что некоторое потепление климата может принести больше пользы, чем вреда. Потепление прошедшего года на Американском континенте частично связано с климатическим феноменом Эль-Ниньо — периодическим потеплением Тихого океана, которое наблюдалось в первой половине года. Наибольшие повышения температур были зарегистрированы в областях влияния этого климатического феномена. Но в 1998 г. почти во всем мире было теплее, чем обычно. В 1999 г. из-за продолжающегося остывания Тихого океана глобальные температуры ожидаются менее высокими, но останутся выше средних значений за многолетний период. Глобальное потепление климата Земли началось с середины 1970-х годов и продолжается до настоящего времени. Хотя температуры в Северной Америке и были самыми высокими за последние несколько десятилетий, однако установлено, что 1998 г. не превысил рекордной отметки «Великой засухи» 1934 г. По сообщениям NASA, NOAA ü 7 января было объявлено, что ведущая японская ракетно-космическая корпорация Mitsubishi Heavy Industries Ltd достигла с компанией Boeing соглашения о совместной разработке двигателя второй ступени перспективной американской РН Delta 4, предназначенной для запуска военных и коммерческих спутников. Коммерческое использование носителя начнется в 2005 г. Для того чтобы стоимость запуска не превысила 90 млн $, общий объем производства должен составить не менее ста ракет Delta 4. В рамках новой программы будут широко использованы технологии, примененные японской корпорацией для изготовления национального носителя Н-2. — И.Б.

4 . Гибкие электросоединения. Электрические шлейфы состоят из перемежающихся слоев каптона и медных проводников. Они легче, компактнее и гибче обычных проводов. Шлейфы используются для соединения между блоками электроники и между зондом и хвостом.

5. Микроконтроллер. Бортовая ЭВМ строится на микропроцессоре (МП) 80C51, выполненном на базе коммерческой модели. Он представляет собой 8-разрядный чип, адресующий 128 кбайт оперативной памяти, 128 кбайт памяти ПЗУ и 32 аналогово-цифровых и цифро-аналоговых преобразователей. Потребляемая мощность при частоте 10 МГц — 6 мВт, в режиме ожидания — 0.5 мВт. Занимаемый объем — 2.2 см³, масса — 3.2 г.

Разработка, запуск, управление полетом и анализ научных данных двух марсианских станций 1998–1999 гг., Mars Climate Orbiter и Mars Polar Lander, обошлись NASA в 357 млн $. Стоимость проекта DS2 составляет всего 2.8 млн $.

Схема посадочного аппарата DS-2 1 – солнечный датчик; 2 – приемопередатчик; 3 – аккумуляторы; 4 – ударный акселерометр; 5 – заборник грунта; 6 – анализатор пара; 7 – электроника научной аппаратуры; 8 – микроконтроллер; 9 – температурные датчики; 10 – силовая электроника; 11 – привод бура; 12 – гибкий кабель; 13 – десантный акселерометр; 14 – антенна

6. Микросистема связи. Связь пенетратора с Землей будет осуществляться через АМС Mars Global Surveyor (MGS). УВЧ-приемопередатчик пенетратора весит менее 50 г. Скорость передачи данных – 7000 бит/с. Потребляемая мощность – 500 мВт в режиме приема, 2 Вт в режиме передачи.

7. Сверхнизкотемпературная аккумуляторная батарея. Неперезаряжаемая литиево-тионил-хлоридная батарея обеспечивает мощность 600 мА·ч при температуре 80°С. Каждый пенетратор оснащен двумя батареями, состоящими из четырех элементов массой по 40 г каждый. В элементах батареи используется тетрахлорогаллат лития вместо обычно используемого хлорида алюминия-лития. Напряжение на выходе батареи – от 6 до 14 В, срок службы – до 3 лет.

8. Микроэлектроника управления мощностью. Микроэлектронный блок распределения энергии использует контур управления, выполненный на базе специализированных микросхем, объединяющих аналоговые и цифровые компоненты. Масса блока – менее 5 г, занимаемый объем – 5.6 см³, потребляемая мощность – 0.05 мВт.

9. Эксперимент по анализу грунта и поиску воды. На пенетраторе имеется маленький электропривод, вращающий бур. Бур должен слегка поскрести грунт, и образец грунта (около 100 мг) сам засыпается в крошечную печку. Печка нагревается «открытым огнем» пиропатрона. Затем с помощью лазерного полупроводникового анализатора производится поиск паров воды.

Максимальная потребляемая прибором мощность – 1.5 Вт. Объем, занимаемый аппаратурой анализатора, – 11 см³, масса менее 50 г. Управляющая электроника занимает 4.8 см³, масса 10 г, лазер – 0.3 см³ и 1 г.

10. Эксперимент по определению теплопроводности грунта. Используются два платиновых резисторных термодатчика, расположенных на диаметрально противоположных сторонах зонда. Датчики измеряют скорость рассеивания тепла в грунте после внедрения зонда.

11. Технология испытаний. «Маломасштабность» и относительная простота DS2 значительно сокращают число требуемых испытаний аппарата и сильно удешевляют стоимость проекта. Тем не менее испытания начались еще весной 1995 г., за несколько месяцев до его официального утверждения. Испытания системы входа проводились в несколько фаз. Сначала имитаторы сбрасывались с самолетов и вертолетов с высоты 3 км. Для изготовления аэродинамических обтекателей массой менее 1.2 кг был выбран карбид кремния. Затем испытания обтекателя и модели пенетратора при наихудших условиях удара проводились с использованием пневматической пушки Сандийской национальной лаборатории в Сокорро (Нью-Мексико). Они продолжались два года и были завершены в сентябре 1998 г. На авиабазе Эглин во Флориде с помощью другой пневматической пушки проводилась проверка разрушения обтекателя при столкновении с поверхностью. Испытания аэродинамических свойств обтекателя проводились на баллистическом полигоне Лаборатории Райта на базе Эглин, а затем в сверхзвуковой аэродинамической трубе ЦНИИМаш в Калининграде (Россия), способной имитировать марсианское атмосферное давление. Теплозащита испытывалась в Исследовательском центре имени Эймса NASA.

Пенетраторы «путешествуют» на перелетной ступени MPL как пассажиры и не имеют электрической связи с MPL. В течение перелета все их системы обесточены, и лишь при отделении пенетратора от перелетной ступени питание с его батареи подается на бортовой процессор. Спуск в атмосфере длится 3–3.5 мин, а точка падения будет лежать где-то в 100 км от места посадки MPL. Данные десантного и ударного акселерометров помогут оценить плотность атмосферы и твердость грунта.

Минимальное время работы каждого пенетратора на поверхности – 30 сек. В течение следующих 6 часов будет собран минимум данных по составу грунта, теплопроводности и содержанию воды в нем. Завершением основной программы экспериментов можно считать получение на Земле данных по работе систем пенетраторов на поверхности Марса. Это должно произойти в течение 2–36 часов после посадки. После этого дальнейшая работа на поверхности зависит от степени разрядки батарей и может продолжаться несколько суток.

По сообщениям JPL, группы управления КА, Университета Аризоны