ЗАПУСКИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

М.Тарасенко. «Новости космонавтики»

15 февраля 1999 г. в 08:12:00.002 ДМВ (05:12:00 UTC) с ПУ №23 космодрома Байконур (площадка 81) был выполнен запуск ракеты-носителя «Протон-К» (8К82К серии 39601, заводской №4921539601) с разгонным блоком ДМ3 №4л и спутником связи Telstar 6, принадлежащим американской компании Loral Skynet. Запуск произвели космические части РВСН по заказу компании International Launch Services. Спутник был успешно выведен на переходную к геостационарной опорную орбиту, параметры которой, согласно сообщению ИТАР-ТАСС, составили (расчетные параметры приведены в скобках):

– наклонение – 17.2° (17.3±0.75);

– минимальное расстояние от поверхности Земли – 6673 км (6800±160);

– максимальное расстояние от поверхности Земли – 35719 км (35786±392);

– период обращения – 12 час 39 мин (12 час 43 мин 29 сек).

Спутнику Telstar 6 было присвоено международное регистрационное обозначение 1999-005A и номер 25626 в каталоге Космического командования США.

Telstar 6

Telstar 6 – очередной спутник связи американской компании Loral Skynet. Компания, базирующаяся в г.Бедминстер, шт.Нью-Джерси, является 100-процентным дочерним предприятием фирмы Loral Space & Communications (г.Нью-Йорк), которая несколько лет назад приобрела систему спутниковой связи Telstar у компании AT&T. Кроме спутников Telstar, обслуживающих Северо-Американский континент, Loral Skynet владеет также спутником связи Orion 1, перекупленным у одноименной британской компании и используемым для трансатлантической связи. Loral также контролирует мексиканского национального оператора спутниковой связи Satelites Mexicanos, S.A. de C.V. (SatMex), эксплуатирующего три спутника, нацеленных на Латинскую Америку.

КА Telstar 6 изготовлен на заводе Space Systems/Loral в г.Пало-Альто (шт.Калифор-ния) на основе базового блока FS-1300. Это второй из нового поколения телекоммуникационных спутников высокой мощности, разработанных и изготовленных для данной системы. Первый такой спутник, Telstar 5, был запущен РН «Протон» 24 мая 1997 г. Стартовая масса КА Telstar 6 около 3674 кг. Ретрансляционный комплекс Telstar 6 рассчитан на работу в частотных диапазонах Ku и C. Комплекс диапазона Ku состоит из 32 усилителей на лампах бегущей волны мощностью по 100 Вт, объединенных в две группы по 16, в каждой из которых могут задействоваться по 14 усилителей, а 2 находятся в резерве. Комплекс диапазона C состоит из 32 твердотельных усилителей мощностью по 20 Вт, объединенных в четыре группы по 8, в каждой из которых одновременно могут задействоваться по 6 ретрансляторов. Таким образом, общее количество активных ретрансляторов составляет 24 в диапазоне C и 28 – в Ku. При этом четыре ретранслятора Ku-диапазона имеют ширину полосы пропускания по 54 МГц, остальные 24 – по 27 МГц. Все ретрансляторы C-диапазона имеют полосы пропускания шириной по 36 МГц.

Две раскладные панели солнечных батарей, оснащенные кремниевыми фотоэлементами, имеют размах свыше 31 метра и обеспечивают электрическую мощность свыше 8 кВт к концу расчетного срока активного существования, равного 12 годам.

Telstar 6 будет расположен в точке стояния над 93°з.д. и обеспечит телевещание и передачу данных пользователям сети Loral Skynet на всей территории Северной Америки, а также Латинской Америки и Гавайских островов.

Следующий спутник Loral Skynet, Telstar 7, в настоящее время проходит испытания. Его планируется запустить в точку стояния над 129°з.д. во втором квартале 1999 г.

Дополнительная информация может быть найдена на серверах www.ssloral.com и www.loralskynet.com

Telstar 6: путь на орбиту

Ю.Журавин, В.Каменцев.
«Новости космонавтики»

Запуск КА Telstar 6 был осуществлен в рамках контракта LKE/MG-189-93, подписанного в 1993 г. между СП Lockheed-Khrunichev-Energia (предшественница ILS) и компанией Space Systems/Loral, который предусматривал проведение пяти запусков спутников производства SS/Loral на РН «Протон-К». Для реализации этой программы в ГКНПЦ им. М.В.Хруничева был создана программа «Лорал», которую возглавил Виталий Лопан.

Первый запуск по программе должен был состояться еще в июне 1996 г. На орбиту планировалось вывести КА Tempo FM1. Однако из-за проблем с регистрацией точки стояния для этого спутника запуск не состоялся до сих пор и вряд ли состоится вообще. Во всяком случае, ILS рассматривает возможность заменить запуск Tempo FM1 на «Протоне» на запуск КА CD Radio 3.

По этой причине первым Loral'овским спутником, стартовавшим на «Протоне», стал Telstar 5 (24 мая 1997 г.), а в числе следующих полезных нагрузок был заявлен Telstar 7 (программа «Лорал-4»). В августе 1997 г. прошла первая «пристрелочная» встреча по этому запуску, и предварительно он был намечен на декабрь 1998 г. Однако в ноябре при детальном планировании пусков в предстоящем году ILS приняло решение запустить Telstar 7 на первой РН Atlas 3, а в графике пусков «Протона» в рамках программы «Лорал-4» появился КА Telstar 6 с датой старта 23 ноября 1998 г.

Зоны работы ретрансляторов КА Telstar 6 в С— и Ku-диапазонах

(Здесь стоит добавить, что в начале декабря 1998 г. Telstar 7 чуть было не «вернулся» на «Протон». Тогда из-за проблем при испытаниях двигателя РД-180 для РН Atlas 3 его старт на этом новом носителе оказался под вопросом. В Центре Хруничева стал срочно разрабатываться «аварийный» вариант с запуском Telstar 7 на «Протоне» в мае 1999 г. Однако к началу января 1999 г. проблемы с РД-180 были решены и запуск Telstar 7 опять был подтвержден на Atlas 3.)

Что же касается «шестого», то он улетел с третьей попытки, которая ко всеобщей радости (как американского заказчика, так и отечественного исполнителя) оказалась успешной. Как тут не вспомнить поговорку, что Бог любит троицу! С учетом реального хода работы над спутником в SS/Loral и планов запусков других КА к началу июня 1998 г. старт Telstar 6 была перенесен на 8 октября. 14 августа на Байконур прибыл эшелон с РН 8К82К серии 39502 для этого запуска, а 14 сентября с двухнедельной задержкой (вместо 30 августа) на космодром был доставлен Telstar 6. В связи с этой задержкой целевой датой запуска стало 14 октября. Подготовка спутника к запуску проходила в МИК-40 на площадке 31. Специалисты Центра Хруничева опасались, что может произойти задержка пуска до середины октября из-за планов Минобороны запустить 8 октября спутник «Радуга» (согласно Распоряжению Правительства России относительно коммерческих запусков «Протона», запуски в интересах МО РФ имеют больший приоритет, чем коммерческие). Однако планы пуска «Радуги» изменились – КА был передан на первый старт «Протона» с РБ «Бриз-М» (и до сих пор так и не запущен).

Транспортировка спутника в МИК	Перевод связки КА+РБ в горизонтальное положение	Погрузка космической головной части

Однако 30 сентября по требованию SS/Loral подготовка к запуску Telstar 6 была прервана, и аппарат был отправлен обратно в США. Компания SS/Loral заявила о неготовности аппарата к запуску и необходимости его доработки: на спутнике возникла проблема с некачественными лампами бегущей волны в ретрансляционном комплексе, которые потребовалось заменить. Ранее по аналогичной причине с Байконура был увезен спутник Telesat DTH-1. Подготовленные для «Телстара» РН 8К82К №395-02 и РБ ДМ 3 №10л были использованы 4 ноября 1998 г. для запуска КА PanAmSat 8.

Ожидалось, что замена ламп повлечет отсрочку запуска до 2-го квартала 1999 г. Однако к концу октября специалисты SS/Loral разобрались с этой проблемой, и старт Telstar 6 был вновь включен в график «Протона» с целевой датой запуска 30 января 1999 г. Для вывода на орбиту спутника теперь предназначалась РН 8К82К серии 39601 и разгонный блок ДМ3 №8л.

Этот пуск опять мог задержаться из-за аппарата Министерства обороны: на 28 января планировался старт спутника «Радуга-1». Но из-за задержки с утверждением бюджета у МО не нашлось средств на своевременную командировку изготовителей «Радуги-1» на космодром для предстартовой подготовки спутника.

Сооружение 92А-50 на космодроме Байконур

Повторная подготовка КА Telstar 6 началась с его доставкой из США на космодром Байконур 30 декабря 1998 г. Так как 30 декабря 1998 г. состоялся успешный запуск КА «Ураган», подготовка к запуску «Телстара» началась сразу после новогодних праздников и продолжалась до 12 января на техническом комплексе (ТК) в сооружении 92А-50 в зале 101. Заправка КА была проведена 12–15 января в зале 103 сооружения 92А-50. После заправки КА был снова перевезен в 101-й зал, где 15 января была проведена стыковка аппарата с переходной системой (ПС).

Разгонный блок ДМ3 №4л, изготовленный РКК «Энергия», в период с 09.12.1998 по 16.01.1999 гг. был подготовлен на площадке 254 специалистами РКК «Энергия». 12 января на заправочной станции 11Г12 площадки 31 в сооружении 44 были заправлены бак горючего разгонного блока (РБ), а также баки горючего и окислителя системы обеспечения запуска (СОЗ) двигателя РБ. Заправка проводилась специалистами КБ ТХМ, основу которого составляют откомандированные в РКА офицеры-заправщики Центра полковника И.А.Форсюка.

16 января 1999 г. в 101-м зале сооружения 92А-50 РБ состыковали со сборкой КА+ПС, 17 января были проведены проверки всей сборки КА+ПС+РБ, а 18 января – накатка головного обтекателя (ГО) на сборку КА+ПС+РБ. 21 января космическая головная часть (КГЧ) была доставлена в сооружение 92-1, где 22 января состыкована с РН. 23 января был установлен гаргрот и проведены совместные электрические проверки КГЧ и РН, а 24 января – установка термочехла на КГЧ.

25 января в конференц-зале сооружения 92А-50 состоялось заседание Технического руководства по готовности к вывозу РКН «Протон/Telstar 6» на стартовый комплекс (СК), а позже и заседание Межгосударственной комиссии (МГК). Оба заседания проходили под председательством В.Л.Иванова. С докладами выступили председатель оперативно-технической группы подготовки к запуску, заместитель начальника космодрома по НИИР полковник Е.Ф.Капинос и и.о. начальника 2-го Центра испытаний и применения космических средств космодрома полковник В.Н.Ефименко. Далее выступили с заключениями: представитель фирмы Loral Моника Л. Роджерс (о допуске КА Telstar 6 к дальнейшим работам в составе РКН на СК), технический руководитель РКК «Энергия» В.М.Филин (по результатам подготовки на ТК РБ ДМ3 №4л и допуске изделия в составе РКН к дальнейшим работам), технический руководитель ГКНПЦ А.Г.Гусев (по результатам подготовки РН на ТК и допуске ее к дальнейшим работам), технический руководитель КБ ОМ Е.И.Соколов (о допуске СК к приему РКН для подготовки к запуску), представитель ЦНИИ Машиностроения О.М.Древятников (о допуске РКН «Протон/Telstar 6» к работам по подготовке к запуску). О готовности сил и средств космодрома к работам по подготовке РКН на СК доложил и.о. начальника космодрома полковник М.Н.Фонин. С общим заключением выступил директор программы «Телстар-6» В.Я.Лопан.

26 января 1999 г. состоялся вывоз РКН на СК. Пуск был намечен на 30 января 1999 г. на 08:12 ДМВ. Однако 27 января при проведении поканального тестирования БЦВМ РБ типа ЛС 399М-05 (изготовитель – НПО автоматики и приборостроения, г.Москва, зав.№ 51047105) был обнаружен отказ по одному из каналов. Попытки специалистов провести контрольный набор стартовой готовности (КНСГ) РБ, а затем снова протестировать БЦВМ закончились неудачей. КНСГ РБ проходил без замечаний, а тестирование – с отказом по одному каналу. Заменить неисправный блок на стартовой площадке было невозможно: не было доступа через головной обтекатель в тороидальный приборный контейнер РБ, который находится между спутником и топливными баками РБ. МГК приняла решение довести до заказчиков сведения о возникших проблемах и о возможности снятия РКН с ПУ для устранения неисправности. Для этого была приглашена Моника Роджерс. После беседы она сказала, что лучше обнаружить неисправность на Земле, чем если бы она проявилась в полете. В этот же день МГК приняла решение о снятии РКН с ПУ.

29 января РКН была снята со старта и увезена в МИК 92-1. Тут же была названа новая дата старта – 17 февраля. Головная часть была отстыкована от РН и 30 января перевезена в 102-й зал МИК 92А-50. 31 января сборка КА+ПС была отстыкована от РБ, а блок перевезли на ЗНС 11Г12 и слили керосин. Слив горючего был необходим потому, что стапель рассчитан для работы с «сухим» РБ. 1 февраля РБ был доставлен на ТК площадки 254. Здесь с 1 по 4 февраля специалисты РКК «Энергия» заменили неисправную БЦВМ на исправную и провели электрические проверки в полном объеме в соответствии с документацией генерального конструктора. Неисправная БЦВМ была отправлена изготовителю для изучения.

4 февраля РБ был доставлен на ЗС 11Г12, где снова был заправлен бак горючего, а затем в сооружение 92А-50 (зал 101), где до 8 февраля проводились работы по его стыковке со сборкой КА+ПС, монтаж створок ГО, необходимые электрические проверки.

Уже 8-го февраля стало очевидно, что установленная МГК предварительная дата повторного вывоза РКН на СК – 12 февраля с пуском 17 февраля – успешно перекрывается ударной и непрерывной работой всего боевого расчета. Всесторонне оценив возможные варианты, военные специалисты пришли к выводу, что боевому расчету по силам в очередной раз проявить чудеса героизма и, запустив КА Telstar 6, в то же время подготовить к установленному сроку следующий пуск РКК «Глобус». Старт «Телстара» был назначен на 15 февраля в 08:12 ДМВ.

8-го февраля КГЧ с КА Telstar 6 была во второй раз завезена в сооружение 92-1 для стыковки с РН. Стыковка состоялась 9 февраля, на следующий день ракетно-космический комплекс переложили с рабочего места на установщик, и 11 февраля состоялся повторный вывоз на ПУ 23.

На этот раз боевой расчет работал еще лучше, чем при первом вывозе 26 января. Заправщики РБ окислителем и гелием закончили свою работу на 6 часов раньше графика за счет высочайшего профессионального мастерства и умения заранее распределить силы и средства на самых ответственных участках. Все еще раз убедились, что опыт – великое дело.

На этот раз все проверки прошли полностью успешно. Поздно вечером 14 января МГК приняла решение на пуск, который прошел строго в соответствии с программой.

Atlas 2AS вывел спутник JCSAT-6 на орбиту

М.Тарасенко. «Новости космонавтики»

16 февраля 1999 г. в 01:45:26.024 UTC (20:45:26 EST 15 февраля) со стартового комплекса SLC-36А Станции ВВС США «Мыс Канаверал» компанией Lockheed Martin Astronautics при поддержке 45-го космического крыла ВВС США был выполнен пуск РН Atlas 2AS (АС-152) со спутником связи JCSAT-6.

Спутник был выведен на суперсинхронную переходную орбиту, параметры которой после отделения от РБ составили (номинальные — в скобках):

— наклонение орбиты — 24.09° (21.8);

— высота перигея — 175 км (166);

— высота апогея — 96878 км (85575);

— период обращения — 35 час 22.5 мин.

Выведение осуществлялось по стандартной для РН Atlas схеме с двукратным включением разгонного блока Centaur, но с дополнительным использованием алгоритмов перенацеливания в полете (IFR*) и выключения по минимальному остатку [компонентов топлива] (MRS**), обеспечивающих наиболее полное использование энергетических возможностей ракеты для оптимизации начальной орбиты выводимого КА.

Полученный за счет этого энергетический выигрыш позволит продлить активное существование спутника JCSAT-6 за счет сокращения расхода бортового запаса топлива на его довыведение на рабочую орбиту.

Спутнику JCSAT-6 было присвоено международное регистрационное обозначение 1999-006A и номер 25630 в каталоге Космического командования США.

JCSAT-6 – очередной спутник связи японской телекоммуникационной компании Japan Satellite Systems Inc. (JSAT, г.Токио). Компания JSAT была образована в 1993 г. при слиянии Japan Communications Satellite Co. (JCSat) и Satellite Japan Corp. В настоящее время JSAT эксплуатирует четыре спутника, обслуживающих Японию и часть Азии.

Спутник JCSAT-6 изготовлен американской компанией Hughes Space and Communications (г.Эль-Сегундо, Калифорния) на основе базового блока HS-601. JCSAT-6 стал 46-м спутником серии HS-601, выведенным на орбиту, и шестым спутником, изготовленным Hughes для JSAT (считая и первые два, заказанные JCSAT до слияния).

JCSAT-6 аналогичен предыдущему спутнику JCSAT-5, запущенному в декабре 1997 г. В отличие от двух предшествующих КА, оснащавшихся гибридным ретрансляционным комплексом, работающим в диапазонах Ku и C, последние два оснащены только ретрансляторами диапазона Ku, количество которых увеличено до 32.

---

*

Алгоритм IFR в ходе полета определяет отличие реальных параметров от номинальных и вместо использования гарантийных запасов топлива, которые при выведении по жесткой траектории тратились бы на компенсацию этих отличий, оптимизирует итоговую орбиту выведения. Так, если реальные параметры ракеты на активном участке выше расчетных, выигрыш направляется на дополнительное уменьшение наклонения орбиты. При более низких реальных параметрах наклонение орбиты выведения несколько увеличивается (но не более чем до величины наклонения промежуточной орбиты, составляющего примерно 28°).

**

Алгоритм MRS обеспечивает во втором включении разгонного блока отключение двигателя не по набору заданного приращения скорости, а по фактической выработке компонента топлива. При этом выигрыш направляется на повышение высоты апогея орбиты сверх номинального значения. (Для данного профиля полета установлен предел допустимой высоты апогея 100000 км, выбранный, очевидно, по условиям штатной рабочей дальности наземных станций управления.)

Первый в этом году пуск ракеты серии Atlas стал 15-м пуском ракеты типа Atlas 2AS, оснащенной четырьмя твердотопливными стартовыми ускорителями, и 42-м успешный запуском «Атласа» подряд с 1993 г. Всего в 1999 г. с мыса Канаверал планируется запустить 11 РН серии Atlas.

Стартовая масса КА – 2900 кг, из которых примерно 1650 кг приходится на топливо. В стартовом положении спутник имеет габариты примерно 2.8x4.3x3.8 м. Максимальный размер после раскрытия солнечных батарей – 26.2 м. Система энергопитания с двумя раскладными панелями солнечных батарей обеспечивает мощность 5 кВт. Интегрированная двухкомпонентная двигательная установка обеспечивает как довыведение на рабочую орбиту, так и удержание КА в рабочей точке. Гарантийный срок активного существования не менее 12 лет; по данным Hughes, КА должен проработать не менее 14.5 лет (видимо, за счет экономии топлива при выведении).

Спутник будет размещен над 124°в.д. и обеспечит телевещание и другие телекоммуникационные услуги на территории Японии, а также Азиатско-Тихоокеанского региона, включая Гавайские острова.

Хотя JCSAT-6 и не испытал столько же отсрочек, сколько КА ARGOS со своими попутчиками (см. ниже), его путь на орбиту тоже был отмечен терниями. Первоначально запуск JCSAT-6 намечался на 29 июля 1998 г., однако был задержан в связи с расследованием отказов на трех спутниках серии HS-601, запущенных ранее. Новая дата запуска была назначена на 16 августа, но за несколько дней до нее JCSAT-6, находившийся на испытаниях в монтажно-испытательном корпусе Astrotech в г.Тайтсвилл, был поврежден, предположительно наводкой от близкого удара молнии. Несколько месяцев ушло на замену вышедших из строя двух блоков кодировки телеметрической информации и части испытательного оборудования.

Подготовка КА JCSAT-6 на заводе-изготовителе (Hughes)

После этого запуск был назначен на январь, но уже на старте спутник пришлось снимать с ракеты и отправлять обратно в Тайтсвилл для замены отказавшего элемента бортовой телеметрической системы. Финальная часть эпопеи началась 31 января, когда дело наконец дошло до предстартового отсчета. Впрочем, сам отсчет 31 января так и не начался, поскольку за три с лишним часа до намеченного времени старта было решено отложить пуск на сутки из-за плохих погодных условий. Сильный ветер, превышавший 29 узлов, не позволял даже отвести башню обслуживания, не говоря уже о пуске, допускающем ветер не более 24 узлов (12 м/с).

1 февраля все шло нормально до T-3 час, когда была выдана команда на отвод башни обслуживания. У башни, видимо, заело тормоза, и потребовалось несколько минут, чтобы заставить ее двигаться. Но буквально через пару минут после этого поступила команда на отбой пуска. Со сборочного предприятия Lockheed Martin в г.Денвер (шт.Колорадо) сообщили, что приемка забраковала один из собранных электроприводов, используемых в топливной системе разгонного блока Centaur для управления клапаном регулировки соотношения компонентов топлива.

В связи с этим было решено подвести к ракете башню обслуживания и проинспектировать два привода, установленные на данном блоке. Lockheed Martin надеялся ограничить задержку 24 часами, осуществив пуск еще через сутки, 2 февраля. Однако ВВС США не дали добро на третью попытку 2 февраля в связи с запланированными тренировками персонала по программе стандартизации и автоматизации полигона. Кроме того, в интервале между 4 и 8 февраля запуск был невозможен из-за намеченного на 6-е пуска РН Delta 2 с АМС Stardust, поскольку полигону «Мыс Канаверал» требуется не менее суток на реконфигурацию для запуска ракет разных типов. Было объявлено, что запуск JCSAT-6 откладывается до 10 февраля, которое потом трансформировалось в 14-е.

В ходе подготовки 14 февраля на полигоне возникла проблема с передачей данных с измерительного пункта Антигуа, которая была решена задействованием спутника NASA TDRS и наземных линий связи. В 18:03 EST на отметке T-86 мин отсчет был приостановлен, так как датчики сигнализировали о низком качестве топлива, залитого в ракету. Было высказано предположение, что эти показания ложны и связаны с наличием керосина в магистралях. Тем не менее, рекомендовано было вернуть башню к ракете и провести обследование. В связи с этим в 18:41 было решено отменить запуск и перенести его на 24 часа. Последующий осмотр и анализ показаний подтвердил, что аномалия вызвана присутствием следов керосина в магистралях датчика.

После всех вышеперечисленных передряг отсчет 15/16 февраля прошел относительно гладко. Было только два сбоя – из-за отмеченных аномальных провалов напряжения при реконфигурации стартового комплекса и из-за отказа индикатора закрытия заправочно-дренажного клапана жидкого кислорода на блоке Centaur. Первый был признан характерной особенностью комплекса 36А, отмечавшейся и при трех предыдущих пусках, а из-за проблемы с клапаном запуск пришлось задержать на час на отметке T-5 мин. После трех циклов «открыть-закрыть» световой индикатор упорно показывал, что клапан находится в положении «открыто». В конце концов было решено продолжить отчет, используя для контроля реального состояния клапана данные температурного датчика. Для этого предстартовый отсчет был дополнительно задержан на отметке T-31 сек (начало автоматической последовательности заключительных предстартовых операций). Убедившись, что клапан закрыт, расчет выдал команду «пуск», и дальше все пошло штатно.

Через 78 минут после старта, в 12:03 по токийскому времени, иокогамский Центр управления спутниками компании JSAT установил радиоконтакт со спутником. В течение 2–2.5 недель персонал Hughes Space and Communications осуществит довыведение спутника на геостационарную орбиту и установку его в рабочей точке. За этим последуют орбитальные проверки и тестирование, после чего через 5–6 недель после старта Hughes передаст спутник заказчику.

JSAT намерена использовать JCSAT-6 для замены спутника JCSAT-4, запущенного в 1997. JCSAT-4 будет переведен из 124° в 128°в.д., где будет храниться в качестве орбитального резерва.

Запуски спутников JCSAT Название Дата запуска Тип Ретрансляторы Масса, кг Мощность, кВт САС РН JCSAT-1 JCSAT-2 JCSAT-3 JCSAT-4 JCSAT-5 JCSAT-6 07.03.1989 01.01.1990 28.08.1995 17.02.1997 02.12.1997 16.02.1999 HS393 HS393 HS601 HS601 HS601 HS601 32 Ku 32 Ku 12 C, 28 Ku 12 C, 28 Ku 32 Ku 32 Ku 2280 2280 ~2900 ~2900 2982 2900 1.8 1.8 5 5 5 5 10 10 12 12 12 14.5 Ariane 44LP Titan 3 Atlas 2AS Atlas 2AS Ariane 44LP Atlas 2AS

ü 18 февраля из Hughes Space & Communications Co. (Эль Сегундо, Калифорния) вылетел самолет со спутником AsiaSat 3S. Проведя две промежуточные посадки (в Канаде и Лондоне), 19 февраля вечером самолет прибыл в Ульяновск. Там были оформлены таможенные документы, после чего ночью 20 февраля самолет взлетел и 05:00 ДМВ прибыл на космодром Байконур. Подготовка носителя началась 15 февраля, а запуск КА AsiaSat 3S планируется на 18-20 марта. — Ю.Ж., О.У.

Трое на одной «Дельте»

И.Лисов. «Новости космонавтики»

23 февраля 1999 г. в 10:29:55.052 UTC (02:29:55 PST) с 11-й попытки со стартового комплекса SLC-2W на авиабазе Ванденберг совместным боевым расчетом 30-го космического крыла ВВС США, Центра космических и ракетных систем ВВС, компании Boeing и NASA с участием специалистов Дании и ЮАР был выполнен пуск РН Delta 2 (модель 7920-10) со спутниками ARGOS (США), Oersted (Дания) и Sunsat (ЮАР).

Одиннадцать попыток старта – это абсолютный рекорд для РН семейства Delta. Если же считать официально объявленные даты пуска, то их будет еще больше – 16. Пуск последовательно назначался на 14, 15, 16, 17, 19, 20, 21, 22, 26, 27 и 28 января, 7, 8, 12, 13 и 23 февраля! Дело в том, что пять из этих дат были отменены еще до начала предстартового отсчета и они за попытки сойти не могут. Так, пуск был заблаговременно отложен с 14 на 15 января для устранения помех, появившихся в телеметрии со спутника. Не было также попыток пуска 17, 19, 20 и 26 января.

Две попытки сорвались по техническим причинам – 28 января и 13 февраля. При первой из них, предпринятой в самом конце 9-минутного стартового окна, в 02:44:44 PST, был зафиксирован отказ зажигания одного из двух верньерных двигателей 1-й ступени с автоматическим прекращением пуска вблизи отметки T-0 сек, менее чем за секунду до включения твердотопливных ускорителей. Это был пятый в истории «Дельты» прекращенный старт из-за неисправности двигателей. Как показало расследование, на двигателе №2 по команде не открылся клапан. Клапаны обоих двигателей были заменены. 13 февраля запланированный на 02:19 PST пуск не состоялся из-за возникшей за полчаса до этого электрической неисправности на 1-й ступени РН – кратковременного скачка в одном из двух источников питания. Силовой и управляющий модули и блок электроники пришлось заменить. Остальные переносы произошли по метеоусловиям (из-за недопустимой величины или неблагоприятного направления ветра).

Подготовка к запуску спутника ARGO По сообщению компании GenCorp Aerojet, во время запуска 23 февраля двигатель AJ10-118K второй ступени РН Delta 2 безупречно отработал в 200-й раз подряд. Конечно, за последние 30 лет «Дельты» иногда отказывали — но не по вине второй ступени. История этого ЖРД многократного включения с тягой 4.4 тс восходит к разработанному в 1950-е годы двигателю AJ10 второй ступени первой американской «гражданской» РН Vanguard. На созданных на ее базе ракетах-носителях Delta устанавливался двигатель AJ10-118, а с середины 1970-х годов — AJ10-118K. Они также использовались на 3-й ступени РН Titan и на японском носителе N-2.

К 13 февраля вторая ступень простояла заправленной предельно допустимый срок – 35 суток. Решили организовать регулярную инспекцию ее клапанов и уплотнений и продлить допустимый срок.

23 февраля пуск был запланирован на 02:10 PST с длительностью стартового окна 1 час и состоялся примерно через 20 мин после начала стартового окна. Задержка была сделана по требованию полигона. (Отметим как странную особенность пуска, что расчетное время запуска менялось от попытки к попытке внутри интервала 02:10– 02:39 PST нерегулярным образом, а стартовые окна в разные сутки имели разную продолжительность: 14 января – 9 минут, 7–8 февраля – 30 минут, а с 12 февраля – час.)

В результате двухмесячного стояния на старте «Дельта» с ARGOS'ом пропустила вперед «Дельту» с АМС Stardust и стала 267-й в общем перечне пусков носителей этого семейства. Кстати, это был первый пуск РН Delta 2 с Ванденберга в интересах правительства США.

КА ARGOS был основной полезной нагрузкой «Дельты», а Oersted и Sunsat – попутными. Такой состав ПН был утвержден не позднее осени 1997 г. Oersted и Sunsat стали первыми КА, изготовленными в Дании и Южно-Африканской Республике соответственно. Запуск их вместе с ARGOS'ом организовало и финансировало NASA, которому также принадлежит стартовый комплекс SLC-2W. В обмен на бесплатный для владельцев попутный запуск гражданское космическое ведомство США поставило на спутники свои приборы – приемник TurboRogue системы GPS и лазерный отражатель на КА Sunsat и GPS-приемник на Oersted.

Все три аппарата успешно вошли в связь со своими центрами управления, идут их орбитальные испытания и приемка. Международные обозначения спутников и второй ступени РН, их номера в каталоге Космического командования и параметры начальных орбит приведены в таблице. Высоты отсчитаны от сферы радиусом 6378.14 км. Oersted и Sunsat находятся на очень близких орбитах и на момент определения указанных в таблице параметров были практически неразличимы.

Согласно штатной циклограмме, пуск производится по азимуту 196° с боковым маневром в период 90–131 сек полета для

КА	Межд.обозн.	Номер	Параметры орбиты
			i	Hp, км	Ha, км	P, мин
ARGOS Oersted Sunsat 2-я ступень	1999-008A 1999-008B 1999-008C 1999-008D	25634 25635 25636 25637	98.729 96.473 96.475 96.475	838.0 654.7 654.5 653.1	846.5 857.7 857.8 857.7	101.765 100.006 100.001 99.987

достижения нужного наклонения орбиты. Через 658.6 сек после старта в результате первого включения ДУ 2-я ступень выводится на переходную орбиту с наклонением 98.84° и высотой 178x852 км. В апогее переходной орбиты над станцией Хартебестхук в Южной Африке выполняется 20-секундное второе включение ДУ и достигается целевая орбита с наклонением 98.725° и высотой 843 км. ARGOS отделяется от 2-й ступени РН через 58 мин 20 сек после пуска. В зоне видимости станции Оукхэнгер (Британия) вторая ступень с установленными на ней КА Oersted и Sunsat уводится от основного КА и снижает орбиту до 620x850 км. Над станцией Туле (Гренландия) выполняется боковой маневр выжигания остатков топлива с переходом на орбиту с наклонением 96.7° и высотой 620x850 км. Ступень ориентируется так, чтобы ось Z обоих спутников была перпендикулярна к направлению на Солнце, и через 100 мин после старта они отделяются.

ARGOS

КА ARGOS (Advanced Research and Global Observation Satellite – Спутник перспективных исследований и глобального наблюдения), известный также под обозначением P91-1, является военно-исследовательским аппаратом, разработанным в рамках Программы космических испытаний (STP) ВВС США. Цель этой программы – отработка будущих технологий в интересах ВВС, Армии и ВМС США, Организации по защите от баллистических ракет, NASA, а также иностранных космических агентств.

ARGOS – первая в рамках STP разработка, нацеленная на демонстрацию «космических технологий XXI века». Это также самый крупный военно-исследовательский КА ВВС США – его габаритные размеры 2.8x2.5x4.7 м, масса достигает 2491 кг, а солнечные батареи производят 2200 Вт электроэнергии. Отделение по КА в интересах трех видов вооруженных сил США (по-английски это звучит куда короче: Tri-Service Spacecraft Division) Программы космических испытаний заказало ARGOS компании Rockwell International (ныне Boeing North American), которая изготовила его на своих предприятиях в Анахейме и Сил-Бич (Калифорния), интегрировала с экспериментальной аппаратурой и в течение года будет обеспечивать его эксплуатацию.

Сборка спутника происходила осенью 1996 г., а в сентябре 1997 г. аппарат вместе с установленными на нем приборами поступил на термовакуумные испытания в Сил-Бич. Запуск планировался тогда на начало 1998 г., в декабре 1997-го был отложен до 27 августа, в марте – до 12 ноября, в мае-июне – до 15–17 декабря, в ноябре – до 8 января. После того как 20 ноября 1998 г. ARGOS был доставлен на базу Ванденберг для предстартовой подготовки, была названа дата 14 января.

Управлять аппаратом будет персонал Директората испытаний и оценок Центра космических и ракетных систем ВВС США на авиабазе Кёртлэнд (г.Альбукерке), подразделением которого также является программа STP. Здесь создан Комплекс обеспечения исследований, представляющий собой центр управления и обработки данных. В состав группы управления входит более 40 военнослужащих и сотрудников компаний Aerospace Corp., Boeing Co. и GTE. Расчетный срок работы КА – 3 года, стоимость проекта – 217 млн $.

При проектировании КА ARGOS был применен модульный панельный метод. В результате подсистемы КА доступны с любой стороны и нет необходимости разбирать его, чтобы «покопаться» внутри. Модульное построение применено и в системе электропитания и контроля нагрузки. Аппарат оснащен приемником навигационной системы GPS, что дает ему возможность определять местоположение и сверять шкалу времени, а также точной системой определения и контроля ориентации.

«Мозгом» спутника является бортовой компьютер IEU (Integrated Electronics Unit). Программа автоматического планирования миссии, разработанная в Лаборатории атмосферной и космической физики Университета Колорадо, позволяет обрабатывать запросы от операторов на Земле и генерировать на борту цельную и непротиворечивую программу управления с оптимизацией количества сеансов связи, использования мощности и памяти. Данные хранятся на твердотельном запоминающем устройстве емкостью 2.6 Гбит. Скорость сброса информации на Землю составляет 5 Мбит/с, а суточный объем достигает 9.6 Гбит (это более чем вдвое превышает поток информации с «типичных» современных аппаратов). Точная привязка результатов, достигаемая за счет бортовой навигационной системы, данных эксперимента USA (см. ниже) и контроля наземными средствами, повышает их ценность.

ARGOS несет два эксперимента по «демонстрации технологии» и семь экспериментальных приборов для наблюдений Земли и космоса, с помощью которых будет проведено в общей сложности 31 исследование. Для ARGOS были отобраны эксперименты, которые невозможно провести на шаттле или на малых КА в силу сложности, массо-габаритных ограничений, длительности и других причин. То, что получилось, разработчики сравнивают... со швейцарским армейским ножом, где тоже есть инструмент на любое дело. Среди постановщиков выделяется Военно-морская исследовательская лаборатория (NRL) ВМС США, различные подразделения которой разработали или финансировали пять экспериментов из девяти. Однако два эксперимента Исследовательской лаборатории ВВС США (AFRL) – ESEX и CIV – имеют преимущество и в первые 1–2 месяца будут выполняться только они.

1. Эксперимент по высокотемпературной сверхпроводимости HTSSE II (High Temperature Superconductivity Space Experiment II) является одним из наиболее приоритетных на КА ARGOS (эта тема входит в число 10 важнейших технологических задач США). Эксперимент разработан в Центре космической техники NRL с целью продемонстрировать работу в космосе сверхпроводящих при температуре жидкого азота (77 К) цифровых и радиосистем (главным образом микроволновых устройств, работающих на частотах 4–8 ГГц), а также нового механического криохолодильника. Всего в составе HTSSE II – восемь компонентов, разработанных различными группами и образующих единую экспериментальную установку. Разработчики намерены подтвердить характеристики компонентов систем связи и бортовой обработки сигналов, которые позволяют в 100–1000 раз снизить энергопотребление, увеличить быстродействие более чем в 10 раз и на порядок снизить массу по сравнению с имеющейся аппаратурой на кремнии или арсениде галлия, исследовать их ресурс и стойкость к радиационным воздействиям. Аппаратура HTSSE имеет массу 132 кг и потребляет 98 Вт.

2. Видовой фотометр крайнего УФ-диапазона EUVIP (Extreme Ultraviolet Imaging Photometer) разработан Университетом Калифорнии в Беркли по заказу Командования космоса и стратегической обороны Армии США. Цель этого эксперимента – изучить поведение верхней атмосферы и плазмосферы в интересах закрытой радиосвязи Армии (с получением улучшенной модели влияния верхней атмосферы на работу военной системы связи), а также возможности предсказания магнитных бурь и описания полярных сияний. Данные EUVIP дополнят базы данных уровней фона, на котором наблюдается работа ракетных двигателей. Запланированы также наблюдения в ультрафиолете горизонта Земли и звезд и получение данных по фоновому излучению для разработки будущих приборов.

3. Эксперимент Unconventional Stellar Aspect (USA, буквально – «Необычный звездный аспект») подготовлен Отделением космической науки NRL для регистрация временных характеристик космических источников рентгеновского излучения и их спектроскопии с временным разрешением до менее 1 мс. За первый месяц работы планируется пронаблюдать по нескольку раз около 30 ярких переменных и постоянных источников (по 2–4 наблюдения за виток, в зависимости от положения источника и фона частиц). Но научная цель (понимание физической природы источников) является второстепенной, а в качестве основной поставлена задача проверить возможность использования рентгеновских пульсаров как средства автономного определения положения, ориентации и времени для военных космических систем – вместо системы GPS. Идея в том, что по временному поведению источников восстанавливается бортовое время, а по времени пересечения горизонта – положение КА. Кроме того, будет проведена первая обзорная рентгеновская томография земной атмосферы и наблюдение земного рентгеновского излучения, в том числе связанного с ОНЧ-излучением.

В состав установки массой более 230 кг входят два ориентируемых датчика диапазона 1–10 ангстрем с полем зрения около 1.5°, созданные в кооперации со Стэнфордским центром линейных ускорителей и впервые испытанные на запущенном с шаттла КА Spartan-1, и современная система обработки данных, определения положения и времени. В качестве дополнительного задания в составе USA пройдут испытания три радиационно-защищенных бортовых 32-битных компьютера, которые будут выполнять навигационные задачи в реальном времени, и двухпроцессорный стенд с радиационно-защищенным и обычным коммерческим процессором. Здесь предполагается продемонстрировать использование защищенных от сбоев алгоритмов на коммерческом процессоре для высокопроизводительных вычислений.

4. Электрореактивная ДУ ESEX (Electric Propulsion Space Experiment) – это самый тяжелый эксперимент на ARGOS'е: ее масса около 450 кг. ДУ ESEX разработана Группой космоса и электроники компании TRW по заказу Двигательного управления AFRL на базе Эдвардс и представляет собой электродуговой двигатель с максимальным энергопотреблением в 26 кВт. В качестве рабочего тела используется аммиак. Подобные системы могут быть применены как на РН и РБ, так и на военных спутниках связи. На ARGOS'е с его помощью планируется провести межорбитальный переход и коррекции орбиты, показать надежную работу без нарушения ограничений на электрическое и тепловое воздействие или загрязнение КА. Сопровождение ESEX наземными радиолокационными и оптическими средствами позволит установить ее электромагнитные и визуальные характеристики («сигнатуру»).

5. Эксперимент по космической пыли (Space Dust Experiment, SPADUS) обеспечит надежные измерения моментов соударений, масс, скоростей и траекторий частиц пыли на широко используемой в военных целях солнечно-синхронной орбите. По названным параметрам можно судить, является ли встреченная частица результатом деятельности человека (космическим мусором), естественным веществом одного из 15–16 кометных потоков или даже частицей межзвездной пыли. Результатом должна стать трехмерная обзорная карта распределения пыли на околополярных орбитах. Как она будет «выглядеть», пока не ясно: может быть, распределение равномерно, возможно, частицы сконцентрированы в отдельные облака, или даже вокруг Земли существует слабое пылевое кольцо. Появится возможность предсказывать «потоки» частиц орбитального мусора, угрожающие военным КА. Кроме этого, SPADUS имеет вспомогательную систему ADS для измерения местной радиационной обстановки. Задачей прибора массой 23 кг и стоимостью 2 млн $ также является дополнительная отработка датчиков и электронной аппаратуры приборов АМС Cassini и Международной космической станции. Проект финансировало Отделение электроники Управления военно-морских исследований ВМС США. Изготовители SPADUS – Лаборатория астрофизики и космических исследований Института Энрико Ферми Чикагского университета, NRL и компания Lockheed Martin.

6. Эксперимент «Критическая скорость ионизации» (CIV, Critical Ionization Velocity) имеет целью изучение ионизации, вызванной плазмой и столкновительными процессами в верхней атмосфере, а также поиск факелов космических запусков и «кильватерных следов» орбитальных аппаратов. Постановщиком является Отделение спутниковых оценок Лаборатории ВВС имени Филлипса. В ходе эксперимента в период с 14-х по 64-е сутки полета через штатную систему реактивного управления КА будут выбрасываться ксенон и углекислый газ. Подобные опыты уже проводились, но в данном случае объемы выбрасываемого газа увеличены на порядок и размеры облаков будут порядка километра. Светящиеся в ионосфере облака будут наблюдаться радиолокационными средствами (Аресибо, Кваджалейн и др.), оптическими станциями Мауи (Гавайи) и Покер-Флэт (Аляска), средствами полигона Starfire на базе Кёртлэнд и с борта российской станции «Мир», радиоприемные средства на Аляске, в Британской Колумбии, Перу и в штате Вашингтон. Эксперимент даст возможность оценить существующие наземные средства регистрации и необходимость (или ее отсутствие) в разработке новых.

7. Спектроскопия свечения и полярных сияний с высоким разрешением HIRAAS (High Resolution Airglow/Aurora Spectroscopy). Аппаратура HIRAAS, поставленная Отделением космической науки NRL, состоит из трех отдельных приборов. Это спектрограф очень высокого разрешения крайнего и дальнего УФ-диапазона HITS (High Resolution Ionospheric/Thermo-spheric Spectrograph), спектрограф умеренного разрешения крайнего и дальнего УФ-диапазона LORAAS (Low Resolution Airglow/-Aurora Spectrograph) и спектрограф высокого разрешения среднего УФ-диапазона ISAAC (Ionospheric Spectroscopy & Atmospheric Chemistry Spectrograph). Спектрограф LORAAS является прототипом прибора, который планируется устанавливать с 2004 г. на военных метеоспутниках DMSP. УФ-аппаратура, использующая диапазон 50–340 км, будет сканировать горизонт раз в 90 сек с разрешением на порядок лучше достигнутого к настоящему времени. По этим измерениям будут рассчитаны температура и концентрации O+, N₂, O и O₂. Наблюдение ионосферы и термосферы в крайнем УФ-диапазоне позволит улучшить ряд военных систем, использующих радио— и микроволны (высокочастотная связь, загоризонтные РЛС), уточнить модель влияния ионосферы на связь, а также послужат оперативному прогнозу «космической погоды» и изучению «парникового эффекта».

8. Глобальный монитор ионосферы GIMI (Global Imaging Monitor of the Ionosphere) также создан в Отделении космической науки NRL и продолжает эксперименты, начатые в краткосрочных полетах шаттлов с установленной в грузовом отсеке аппаратурой дальнего УФ-диапазона. В отличие от них, картина излучения будет регистрироваться не на фотопленку, а с помощью ПЗС-матрицы. GIMI будет постоянно снимать 900 км² на лимбе Земли с последующим расчетом концентраций O+, ночного O₂, NO и N₂ и получением «портрета» ионосферной погоды в глобальном масштабе, а также регистрировать возмущения в ионосфере и верхней атмосфере, вызванные полярными сияниями, гравитационными волнами, метеорами, ледяными микрокометами (если они существуют), а также представляющими особый интерес событиями – работой ракетных двигателей и выбросами химических веществ. В промежутке между атмосферными наблюдениями прибор будет выполнять глобальный обзор звезд и диффузных источников в крайнем УФ-диапазоне. В состав GIMI входят две соосные широкоугольные камеры, работающие в диапазонах крайнего и дальнего УФ – 75–110 нм (первая) и 131–160 или 131–200 нм (вторая). Первая используется главным образом для наблюдений дневной ионосферы и полярных сияний. Цели второй – ночная ионосфера, свечение воздуха, газовые выбросы и ракетные факелы. Съемки восхода/захода звезд и обзор УФ-источников неба выполняются обеими камерами.

9. Последнее добавление в программу ARGOS – эксперимент по когерентной радиотомографии CERTO (Coherent Radio Tomography Experiment), подготовленный Отделением физики плазмы NRL. Его цель состоит в разработке и испытаниях томографических алгоритмов для восстановления картины плотностей и нерегулярностей плазмы в ионосфере – то есть явлений, влияющих на точность спутниковой навигации, работу систем связи и радиолокационное зондирование. На спутнике установлены трехчастотный радиомаяк и излучающая антенна. Регистрируя сигнал на наземных приемниках и используя технику дифференциальной фазы, можно получить двумерную картину интегральной плотности электронов с разрешением 10 км по горизонтали и вертикали и обнаружить нерегулярности размером около 1 км. Эти данные будут также использоваться для калибровки результатов приборов HIRAAS, GIMI и EUVIP.

Oersted

Почему аппарат Oersted массой 62 кг официально называется спутником, а весящий 59 кг Sunsat – микроспутником, понять невозможно, можно только принять разницу к сведению. Первый датский спутник Oersted в 1993 г. был назван в честь датского физика, первооткрывателя действия электрического тока на стрелку компаса Ханса Кристиана Эрстеда (по-датски его фамилия начинается перечеркнутой буквой O — Orsted, которая в англоязычной литературе обычно заменяется на Oe). Имя дано не зря: КА предназначен для точной глобальной съемки магнитного поля Земли, изучения генерации МП в жидком ядре Земли, вариаций внутреннего и внешнего МП и накопления энергии солнечного ветра в магнитосфере. Это первый аппарат с такой задачей после американского спутника Magsat, работавшего в 1979-1980 гг., причем Oersted работает на другой орбите и имеет более чувствительные магнитометры и звездный датчик.

Данные КА Oersted, объединенные с полученными на других КА и земных обсерваториях, должны улучшить модели МП Земли и дать окончательную картину его вариаций. В результатах магнитной съемки заинтересована и геология, поскольку по деталям магнитного поля восстанавливается геологическая структура мантии Земли.

Вторая задача проекта — чисто технологическая: продемонстрировать возможность выполнения на микроспутнике узкоспециальной научной программы с быстрым получением результатов.

Аппарат имеет габаритные размеры 72x34x45 см. Корпус в разрезе имеет форму буквы H, причем на одной стороне «перекладины» установлены блоки электроники, а на другой — механизм выдвижения штанги гравитационной стабилизации. Ориентация спутника определяется звездным датчиком, резервными средствами являются солнечные датчики и магнитометр. Для управления ориентацией используются магнитные катушки. Солнечные батареи на арсениде галлия производят в среднем за виток 37 Вт, на ночной стороне аппарат питается от никель-кадмиевых аккумуляторов.

Oersted имеет бортовой компьютер 80C186 с тактовой частотой 16 МГц c 0.5 Мбайт перепрограммируемого ПЗУ для программ и 16 Мбайт оперативной памяти, в которую могут быть записаны результаты 12-часовых наблюдений. Аппарат работает в полуавтономном режиме: команды с Земли записываются на борту и исполняются в указанное время. В системе связи диапазона S используется передатчик (частота 2039.6 МГц, пропускная способность радиолинии – 256 кбит/с) и приемник (2215.0 МГц, 4 кбит/с). Основная наземная станция расположена в Датском метеорологическом институте (DMI) в Копенгагене, запасные – в Баллерупе и Аальборге. Управление служебным бортом ведется из центра управления фирмы Computer Resources International A/S (CRI), которая была головным подрядчиком по проекту Oersted.

На спутнике установлено пять научных приборов. Три из них установлены на конце штанги длиной 8 м, чтобы свести к минимуму влияние электрических систем КА:

– трехосный магнитометр CSC (Compact Spherical Coil) для измерения вектора магнитного поля с чувствительностью 0.5 нТ;

– звездный датчик для определения ориентации магнитометра и КА в целом с точностью 5''. Звездный датчик и магнитометр CSC изготовлены Датским техническим университетом;

– скалярный магнитометр Оверхаузера для измерения напряженности магнитного поля с точностью 0.5 нТ, предназначенный для калибровки данных магнитометра CSC. Скалярный магнитометр изготовлен в Лаборатории электроники и информационной технологии (LETI) французского Центра атомных исследований в Гренобле на средства CNES.

Еще два прибора установлены на корпусе КА:

– детекторы частиц Датского метеорологического института для определения потока быстрых электронов (0.03–1 МэВ), протонов (0.2–30 МэВ) и альфа-частиц (1–100 МэВ);

– GPS-приемник Turbo-Rogue для точного определения положения КА и для построения профилей атмосферного давления, температуры и влажности по искажениям радиосигнала. Приемник поставлен Лабораторией реактивного движения NASA США.

Проект Oersted был разработан под научным руководством Отделения солнечно-земной физики DMI. Спутник был изготовлен к концу 1997 г. кооперацией фирм и университетов Дании во главе с CRI (Копегаген). Работа КА Oersted рассчитана на 425 суток.

Еще в январе почтовое ведомство Дании выпустило марку, посвященную запуску первого датского спутника. Неудивительно, что каждый новый перенос давал датчанам пищу для шуток.

Sunsat

Микроспутник Sunsat – это первый доведенный до запуска космический аппарат, разработанный в Южной Африке. Sunsat представляет собой «учебный» спутник, созданный в старейшем в стране Стелленбосхском Университете (в 50 км восточнее Кейптауна) под руководством профессора Гарта Милне (Garth Milne). Название спутника происходит от английского названия университета: Stellenbosch UNiversity SATellite. Проектирование системного уровня выполнили преподаватели кафедры электротехники и электроники, некоторые из которых учились в Сюррейском университете (Британия), Стэнфордском университете или Массачусеттском технологическом институте (США). Детальное проектирование и разработку программного обеспечения выполнили аспиранты и студенты-старшекурсники Лаборатории электронных систем, а более 40000 школьников ЮАР собирали электронные компоненты для спутника.

Проект Sunsat финансировался совместно университетом, промышленностью и правительством страны. Руководители проекта совершенно серьезно говорят, что основная задача проекта (подготовка студентов, стимулирование исследований и способствование международному сотрудничеству) была выполнена еще до запуска. Действительно, в коллективе разработчиков уже защищены 4 докторских и 40 магистерских диссертаций и еще 30 – на подходе.

Запуск Sunsat'а американским носителем символизирует возвращение ЮАР в мировое содружество, из которого она была фактически исключена в период режима апартеида. (Обратная сторона медали состоит в том, что с этим «возвращением» прекращена разработка в ЮАР собственного носителя и более совершенного спутника дистанционного зондирования, но это другой вопрос.)

Габаритные размеры КА Sunsat – 45x45x62 см, масса – 59 кг. Ориентация поддерживается с помощью штанги гравитационной стабилизации, магнитных устройств и маховиков. Имеется дублированный бортовой компьютер. В состав полезной нагрузки входят аппаратура радиолюбительской связи (ретранслятор на частоте 145.825 МГц, почтовые ящики на 1200 и 9600 бод, используемые для передачи сообщений, файлов и изображений), различные школьные эксперименты, цветная стереокамера с разрешением 15 м, дающая возможность вести дешевую съемку Земли с относительно высоким разрешением, система точной ориентации и трехосные магнитометры для измерения магнитного поля.

Поставленные NASA приемник Turbo-Rogue навигационной системы GPS и лазерные отражатели будут использоваться для геодинамических исследований и для томографии атмосферы с получением данных о ее составе, температуре и влажности.

В течение первой недели полета группа управления испытывала некоторые трудности с приемом сигналов с борта, которые удалось преодолеть. Ожидается, что вскоре будет остановлено кувыркание спутника, а примерно через месяц после старта он будет полностью работоспособен.

7 марта президент радиолюбительской ассоциации AMSAT-NA (США) по запросу разработчиков присвоил спутнику Sunsat очередной порядковый номер в серии радиолюбительских спутников OSCAR: SO-35 (Sunsat-OSCAR 35). Номер 34 был ранее присвоен спутнику Pansat (PO-34, Pansat-OSCAR 34).

По сообщениям ВВС США, пресс-службы 30-го космического крыла, AFRL, NRL, The Boeing Co., Чикагского университета, Датского метеорологического института, группы управления КА Sunsat, AMSAT-NA, AP, UPI

В полете спутники связи Arabsat и Skynet 4E

М.Тарасенко.
«Новости космонавтики»

26 февраля 1999 г. в 22:44 UTC (19:44 по местному времени) со стартового комплекса ELA-2 Гвианского космического центра стартовой командой компании Arianespace осуществлен пуск РН Ariane 44L (V116) со спутниками связи Arabsat 3A и Skynet 4E, принадлежащими Лиге арабских государств и Министерству обороны Великобритании соответственно.

Спутники были выведены на переходную к геостационарной орбиту с начальными параметрами (в скобках – расчетные):

– наклонение орбиты – 7.12° (7.00±0.06°);

– высота перигея – 205.7 км (199.8±3 км);

– высота апогея – 37156 км (35990±150 км);

– период обращения – 655.2 мин.

Спутникам Arabsat 3A и Skynet 4E присвоены международные регистрационные обозначения 1999-009A и 1999-009B соответственно. Они также получили номера 25638 и 25639 в каталоге Космического командования США.

Arabsat 3A

Arabsat 3A – очередной спутник связи для системы региональной связи Arabsat, эксплуатирующейся с 1985 г. Он предназначен для непосредственного телевещания, а также телефонной связи и передачи данных.

Arabsat 3A – 6-й спутник системы Arabsat. Как и все его предшественники, он изготовлен космическим подразделением

Первый запуск Arianespace в этом году стал 43-м успешным полетом Ariane 4 подряд и 28-м в наиболее грузоподъемной конфигурации 44L – с четырьмя жидкостными ускорителями PAL на первой ступени. 116-й запуск Ariane первоначально планировался на 3 февраля, но в конце января Arianespace объявила об отсрочке из-за того, что на производственной линии в Европе были выявлены некондиционные датчики линейных перемещений. Эти датчики используются для обратной связи в сервоприводах, управляющих движением качающихся камер двигателей первой и второй ступеней Ariane 4. При этом сами датчики находятся внутри гидравлических цилиндров сервоприводов и не могут быть осмотрены без разборки последних. В качестве меры предосторожности было решено заменить все 6 датчиков на готовящейся к пуску ракете на новые, доставленные из Европы. Новая дата запуска была выдержана. После запуска 26 февраля в портфеле заказов Arianespace осталось 39 отдельных спутников и один групповой запуск 6 низкоорбитальных спутников. Следующий, 117-й запуск РН Ariane намечен на 2 апреля. Ракета модификации 42P должна вывести на орбиту индийский спутник Insat 2E. Всего в 1999 г. планируется запустить 9-10 РН Ariane 4 и три Ariane 5.

французской компании Aerospatiale (которое с 1998 г. вошло в реорганизованную компанию Alcatel Space Industries).

Arabsat 3A – первый спутник третьего поколения, созданный на основе современного базового блока Spacebus 3000. Стартовая масса спутника составляет 2708 кг, начальная масса на геостационарной орбите – 1646 кг, сухая масса – 1200 кг. Габариты в стартовом положении составляют 3.83x3.35x2.26 м, в рабочем положении размах солнечных батарей достигает 29 м. В полете спутник стабилизируется по трем осям. Мощность системы энергопитания – 6400 Вт, срок активного существования – 15 лет.

Arabsat 3A оснащен 20 активными ретрансляторами для вещания в частотном диапазоне Ku. Сборка и испытания спутника проводились на предприятиях Alcatel Space Industries в гг.Тулуза и Канн.

В рамках контракта на разработку системы нового поколения Alcatel Space также провела модернизацию наземного сегмента, поставив новый единый центр управления всеми находящимися на орбите спутниками Arabsat и усовершенствовав наземные станции в Тунисе и Эр-Рияде.

Arabsat 3A будет размещен над 26°в.д., в одной точке со спутником предыдущего поколения Arabsat 2A. Его зона обслуживания будет расширена, по сравнению с традиционной для системы Arabsat, и наряду с Ближним Востоком и севером Африки будет включать также юг Европы.

Arabsat 3A планируется ввести в эксплуатацию в начале апреля.

Skynet 4E

Skynet 4E – очередной спутник связи Министерства обороны Великобритании, предназначенный для обеспечения Вооруженных сил страны защищенной связью на стратегическом и тактическом уровне. Это второй из трех спутников Skynet 4 второго этапа, предназначенных для замены аппаратов первого этапа Skynet 4A, 4B и 4C, запущенных в 1988 и 1990 гг. и уже выработавших свой гарантийный ресурс.

Как и его предшественники, Skynet 4E изготовлен британским отделением франко-британской компании Matra Marconi Space (г.Стивенэйдж). Разработка осуществляется с поставкой системы «под ключ», т.е. Matra Marconi Space отвечает не только за разработку и изготовление спутников, но и за их запуск и тестирование на орбите до сдачи системы заказчику.

Запуски КА Skynet 4 Название Дата запуска РН Skynet 4B Skynet 4A Skynet 4C Skynet 4D Skynet 4E Skynet 4F 11.12.1988 01.01.1990 30.08.1990 10.01.1998 26.02.1999 - Ariane 4 Titan 3 Ariane 4 Delta 2 Ariane 4 (Ariane)

Спутники Skynet 4 второго этапа конструктивно базируются на КА первого этапа, но в отличие от них (и двух аналогичных КА NATO IV) характеризуются рядом усовершенствований, направленных на повышение эксплуатационных характеристик. Они отличаются дополнительными мерами по повышению помехозащищенности каналов связи и обеспечению живучести КА при применении средств радиоэлектронной борьбы.

В качестве базового блока используется довольно старая платформа ECS. Однако модуль служебных систем КА подвергся модернизации, включая перекомпоновку телеметрической системы, улучшение системы электроснабжения и повышение характеристик реактивной системы управления. При этом была повышена автономность функционирования аппарата.

В ретрансляционном комплексе, включающем три ретранслятора СВЧ-диапазона и два ретранслятора УВЧ-диапазона, мощность всех ретрансляторов увеличена до 50 Вт. В УВЧ-диапазоне введена настройка каналов и установлена новая спиральная антенна для глобального луча. В СВЧ-диапазоне:

– введена нацеливаемая приемопередающая антенна для высокомощного остронаправленного луча;

– наряду с глобальным покрытием введен перенацеливаемый «европейский луч»;

– изменены полосы пропускания каналов СВЧ-диапазона, составляющие для разных каналов от 60 до 125 МГц. (Ширина полосы каждого канала УВЧ составляет 25 кГц.)

Стартовая масса спутника составляет 1490 кг, начальная масса на геостационарной орбите – 830 кг, сухая масса – 759 кг. Корпус спутника имеет габариты 1.45x1.76x x1.91 м. В развернутом положении максимальный размер достигает 16 м. Система энергопитания обеспечивает мощность 2000 Вт. Расчетный срок активного существования – 7 лет (как и у спутников первого этапа). Skynet 4E способен обслуживать широкий диапазон наземных терминалов, включая портативные индивидуальные, самолетные, морские (на судах и подводных лодках) и узловые наземные станции.

Первый КА второго этапа был запущен 10 января 1998 г. на РН Delta, третий находится в производстве. Нынешний спутник планируется разместить в точке стояния над 6°в.д.

ЗАПУСКИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

На орбите

спутник военной связи «Радуга-1»

Ю.Журавин. «Новости космонавтики»

28 февраля 1999 г. в 06:59:59.997 ДМВ (04:00:00 UTC) с ПУ №23 космодрома Байконур (площадка №81) боевыми расчетами космических частей РВСН был осуществлен запуск ракеты-носителя «Протон-К» (8К82К серии 38701) со спутником связи «Радуга-1». Запуск осуществлен в интересах МО РФ.

С помощью разгонного блока ДМ-2 (11С861 №82л) спутник был выведен на близкую к геостационарной орбиту, начальные параметры которой, по сообщению ИТАР-ТАСС, составили:

— наклонение орбиты — 1.4°;
— расстояние от поверхности Земли — 36488 км;
— период обращения вокруг Земли — 24 час 32 мин.

Спутнику «Радуга-1» было присвоено международное регистрационное обозначение 1999-010A и номер 25642 в каталоге Космического командования США.

КА «Радуга-1» относится к российским космическим системам связи третьего поколения. Работы по его созданию, судя по всему, начались в еще в начале 1980-х гг. в НПО прикладной механики (г. Железногорск). Согласно [1], в эти годы в НПО ПМ велись проектные разработки по стационарным спутникам типа «Радуга-1» (в два этапа) и высокоэллиптическому спутнику на новой конструктивной базе в рамках Единой системы спутниковой связи (ЕССС).

Создание космических комплексов уже первого этапа, а затем и второго предполагало расширить возможности ЕССС в области задач Министерства обороны вплоть до доведения ее каналов до оперативно-тактического звена управления, отдельных самолетов ВВС и ВМФ, кораблей и подводных крейсеров. При этом одновременно повышалась помехозащищенность спутниковых каналов путем использования диапазона миллиметровых длин волн, многолучевых антенн и более совершенных методов обработки сигналов на борту космических аппаратов. [1]

К сожалению, принятая в конце 70-х — начале 80-х годов расстановка приоритетов в области создания космических средств, особенно по МКС «Буран», а также некоторые другие причины не позволили реализовать начало летных испытаний комплексов связи третьего поколения в первоначально намечавшиеся сроки (соответственно 1986 и 1989-1990 гг.). В 1986-89 гг. работы по аппаратам третьего поколения еще не вышли из стадии проектных работ. После неоднократных переносов сроки их летных испытаний отодвинулись на начало 90-х годов.

До сих пор КА «Радуга-1» запускались только три раза: 22 июня 1989 г., 27 декабря 1990 г. и 5 февраля 1994 г. Официальное российское название для этих КА не содержит порядкового номера. В каталоге Космического командования США они фигурируют под именами Raduga 1-1, Raduga 1-2 и Raduga 1-3, а запущенный 28 февраля спутник — под именем Raduga 104.

Изображения космических аппаратов условны

То, что эти КА относятся к следующему поколению спутников связи, явствовало уже из их названия. Предшествующие им КА «Грань» именовались в официальных сообщениях просто «Радуга».

В [2] было высказано предположение, что спутники «Радуга-1» имеют второе наименование — «Глобус». В [3] оно было подтверждено, хотя количество запущенных КА было указано ошибочно. Однако более вероятно, что этот аппарат называется не «Глобус», а «Глобус-1». Этот вывод можно сделать на основании схемы «Состояние и перспективы развития космического сегмента систем спутниковой связи», опубликованной в [4]. Согласно этой схеме, спутник связи «Грань» на геостационарной орбите (ГСО) в период с 1996 по 1999 гг. планируется заменить спутниками «Глобус-1» на ГСО. В дальнейшем должны появиться КА «Глобус» на ГСО (2002 г.) и КА «Глобус-2» на ГСО (2006 г.). «Глобусу-2» должны быть переданы функции еще и от спутников-ретрансляторов «Стрелец» («Созвездие») на высоко-эллиптической орбите (ВЭО), которые придут на смену КА «Альтаир» на ГСО, и спутников ведомственной связи «Родник» на низкой орбите, которые заменят КА «Стрела-3». В итоге к 2006 г. у России должны остаться только три типа военных телекоммуникационных КА: спутник связи «Глобус-2» на ГСО, спутник связи «Меридиан-3» на ВЭО и спутник-ретранслятор «Рассвет-2» на ГСО.

Описываемая схема отражает, судя по всему, положение на середину 1990-х гг., поэтому сроки ввода в строй новых спутников с тех пор могли сдвинуться. Однако идеология развития ССС вряд ли существенно изменилась.

В связи с запуском четвертой «Радуги-1» ИТАР-ТАСС объявил, что на орбите находятся 33 спутника «Радуга», из которых только четыре входят в состав действующей орбитальной группировки. Как известно, на орбиту действительно были выведены 33 КА «Радуга» («Грань») и 4 КА «Радуга-1» («Глобус-1»). Анализ текущих орбитальных параметров показывает, что стабилизированы в точках стояния следующие аппараты «Радуга»: 29-й (запущен 25 марта 1993, 12°в.д.), 30-й (30 сентября 1993, 85°в.д.) и 32-й (28 декабря 1994, 70°в.д.). Из КА «Радуга-1» стабилизирован в точке стояния 49°в.д. третий аппарат, запущенный 5 февраля 1994 г. Можно предположить, что в сообщении ИТАР-ТАСС имеются в виду эти четыре КА.

Подготовка запуска

Проект демонстрации системы SBIRS Low закрыт… М.Тарасенко. «Новости космонавтики» 5 февраля 1999 г. ВВС США приняли решение о прекращении проекта летной демонстрации низкоорбитальной подсистемы слежения за ракетами SBIRS Low в связи со значительным превышением стоимости работ и отставанием от графика. Два демонстрационных спутника, разрабатывавшихся компанией TRW, и один компании Boeing должны были быть запущены в конце 2000 г. Сметная стоимость работ TRW составляла 683 млн $, Boeing — 148 млн $. К настоящему времени затраты TRW достигли 800 млн $, а Boeing — 240 млн $. (Заметим, что 18 января TRW и ее подрядчик Raytheon объявили о завершении изготовления и сборки шести датчиков для испытательного пуска.) Система SBIRS Low должна была стать одним из ключевых элементов прорабатывающейся в США Национальной системы ПРО. Группировка из 24 КА, оснащенных аппаратурой наблюдения в инфракрасном диапазоне, должна была осуществлять слежение за ракетами противника в полете. Эту информацию предполагалось использовать для наведения противоракетных средств. ВВС США объявили, что в апреле выдадут новые контракты на пересмотренный проект системы — эффективный и приемлемый по стоимости. …а SBIRS High подвергнут финансовой ревизии После закрытия SBIRS Low Министерство обороны США приступило к внимательному изучению состояния дел с другой подсистемой ИК-наблюдения за ракетами — SBIRS High, стоимость работ по которой в течение последнего года тоже вдруг резко возросла. В течение 60 дней специальная комиссия проведет расследование. Система SBIRS High, состоящая из двух КА на геосинхронной и двух на высокоэллиптических орбитах, также должна быть задействована в Национальной системе ПРО. Запуски КА на ВЭО запланированы на 2002 г. Запуски КА на ГСО, первоначально намечавшиеся также на 2002 г., ранее уже были отсрочены на 2004 г., чтобы снизить расходы МО на программу в период 1999-2000 г. Спутники для этой системы поставляет компания Lockheed Martin. По сообщениям AP, TRW

Пуск этого «Глобуса-1» планировался еще на 1997 г. Затем из-за неготовности аппарата он плавно «перетек» на I квартал 1998 г. и также плавно «тек» дальше. В начале июня 1998 г. запуск уже планировался на конец сентября на РН. При этом он мог помешать намеченному на 8 октября старту КА Telstar 6. Однако как один, так и второй спутники в срок не стартовали, причем по одной и той же причине — неготовность аппарата.

От даты старта «Глобуса-1» зависело то, какой носитель будет использован для запуска. Дело в том, что РН серии 38701 имела разрешение на запуск

Войска РКО следят за «Радугой-1» В.Кузнецов. ИТАР-ТАСС 28 февраля. Старт ракеты-носителя серии «Протон» с космодрома Байконур, запущенной сегодня в 07:00 ДМВ, своевременно зафиксировали войска Ракетно-космической обороны. Об этом сообщил сегодня корреспонденту ИТАР-ТАСС представитель Министерства обороны Российской Федерации. По его словам, ракета-носитель после обнаружения старта сопровождалась устойчиво и информация о ней была выдана на Центральный командный пункт Ракетных войск стратегического назначения. Российские войска Ракетно-космической обороны, постоянно наблюдающие за космическим пространством, в настоящее время отслеживают более 8500 космических объектов. В число постоянно контролируемых космических объектов входят более 1200 иностранных аппаратов (из них 480 военного назначения) и около 1350 российских. Войска Ракетно-космической обороны предназначены для обнаружения пусков баллистических ракет, определения начала ракетного нападения противника и выдачи информации о нем высшим органам государственного и военного руководства страны. Они обеспечивают ответные и ответно-встречные действия стратегических ядерных сил. Эти войска ведут разведку и контроль космического пространства, осуществляют оповещение о полетах иностранных разведывательных и других космических систем.

только в период с ноября по март, когда температура окружающей среды не должна превышать +10°С. Если бы «Глобус-1» решили пускать в другие сроки, пришлось бы использовать РН серии 38801.

В ноябре 1998 г. было принято решение готовить запуск «Глобуса-1» в конце декабря. Однако планы спутал срочно потребовавшийся запуск навигационных спутников «Ураган». Они-то и стартовали 28 декабря.

В планах же Минобороны старт «Глобуса-1» перешел на 28 января 1999 г. и опять стал «конфликтовать» со своим «старым знакомым» Telstar 6. Пуск последнего планировался на 30 января. Однако запуск «Глобуса-1» пришлось еще раз отложить, теперь уже на первую декаду февраля. Причина была чисто российская — у РВСН не было денег на оплату командировок представителям НПО ПМ, так как не был утвержден бюджет Минобороны на 1999 г.

Telstar 6 еще раз успел потеснить «Глобус-1», когда запуск американского спутника, планировавшийся на 30 января, был отложен до 15 февраля из-за неисправности в разгонном блоке ДМ3. Соответственно и старт «Глобуса-1» пришлось перенести с 18 февраля на конец месяца.

Первоначально планировалось запустить «Глобус-1» с пусковой установки №39 на 200-й площадке Байконура. Однако в середине февраля РВСН перенесло пуск на ПУ23 (площадка №81), так как владеющее ПУ №39 РКА запросило за пуск слишком большие деньги. ПУ23 пока остается в ведении РВСН, но используется прежде всего для коммерческих запусков. Судя по всему, ГКНПЦ им. М.В.Хруничева, проводящий эти коммерческие запуски, не стал возражать против такой «рокировки». Специалистам же РВСН пришлось работать в форсированном режиме при подготовке старта «Глобуса-1», так как нормальное время подготовки пусковой установки после предыдущего старта составляет 21 день. Промежуток же между стартами Telstar 6 и «Глобуса-1» с ПУ 23 составил лишь 13 дней.

4 февраля завершились испытания РН серии 38701 и она была поставлена на консервацию до стыковки с космической головной частью, которая прошла 22 февраля. На следующий день ракетно-космический комплекс «Протон-К/Блок 11С861/Глобус-1» был перегружен в МИКе РН 92-1 (площадка 92) с рабочего места на транспортировщик. 25 февраля комплекс был перевезен из МИКа 92-1 на ПУ23. На следующий день были завершены основные технологические операции по подготовке к пуску. 27 февраля был резервным днем перед запуском. Старт КА «Глобус-1» состоялся в расчетное время, выведение спутника на орбиту прошло штатно.

Источники:
1. Военно-космические силы. Военно-исторический труд, том 2, 1998.
2. В.Агапов. Краткий обзор российских геостационарных аппаратов / «Новости космонавтики» №20, 1993, с.20-23.
3. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П.Королева 1946-1996, с.231
4. Аэрокосмическое обозрение — Вестник воздушного флота, март-апрель 1998, с.18.

Авария научного спутника WIRE

И.Лисов. «Новости космонавтики»

5 марта 1999 г. в 02:56 UTC (4 марта в 18:56 PST) силами компании Orbital Sciences Corp. при поддержке 30-го космического крыла с борта самолета-носителя L-1011 Stargazer, вылетевшего в 17:55 PST с авиабазы Ванденберг, на высоте 12 км над Тихим океаном и в 240 км северо-западнее Ванденберга был выполнен пуск РН Pegasus XL с научным спутником WIRE для исследований в области инфракрасной астрономии. Через 9 мин 14 сек аппарат был успешно отделен от 3-й ступени РН и выведен на орбиту с параметрами (высоты относительно сферы радиусом 6378.14 км; расчетная орбита круговая высотой 540 км):

— наклонение орбиты — 97.53°;

— высота перигея — 539.0 км;

— высота апогея — 598.7 км;

— период обращения — 96.050 мин.

В каталоге Космического командования США КА WIRE (произносится «уайэ») получил международное обозначение 1999-011A и номер 25646.

Хроника катастрофы

Первый радиоконтакт с КА состоялся в 19:26 PST через антарктическую станцию МакМёрдо, второй — в 20:21 через мобильную станцию Покер-Флэт на Аляске. Телеметрия показала, что орбита штатная, клапан сброса тепла открыт, солнечные батареи раскрылись, идет ориентация на Солнце, но баланс по питанию пока отрицательный. Компания Orbital Sciences (OSC) успела выпустить пресс-релиз, в котором была и такая строка: «по предварительной информации, основные рабочие системы спутника работают нормально».

Программа предусматривала очень быстрый ввод КА в работу: 5 и 6 марта проводятся проверки системы ориентации и калибровка телескопа, 7 марта отстреливается его крышка, 8 марта начинается предварительный цикл наблюдений, 18 марта — основной. Однако уже на втором витке появились признаки катастрофы: измерения со станции Покер-Флэт показали, что спутник быстро вращается и температура в криостате выше расчетной. Вскоре стало ясно, что крышка телескопа была отстрелена уже на первом витке! (Видимо, именно ее Космическое командование зарегистрировало под номером 25648 и обозначением 1999-011C.) Так как спутник еще не был стабилизирован, в ходе его вращения солнечные лучи попадали на криостат и нагревали водород. Он начал испаряться и сбрасываться через предохранительный клапан, создавая реактивный момент и закручивая спутник еще сильнее.

К утру 6 марта специально созданной группе по спасению WIRE под руководством Дэвида Эверетта удалось стабилизировать скорость вращения на уровне 360° в секунду. Вряд ли нужно говорить, что работа спутника в таком режиме никогда не планировалась! Тем не менее была создана и в этот же день загружена на борт новая программа управления, позволяющая с помощью магнитной системы ориентации замедлять вращение на 3° в секунду за виток. К 8 марта скорость была снижена до 250° в секунду. Однако было поздно: к этому дню последние остатки водорода испарились, и охлаждение телескопа — а следовательно, и выполнение научной программы миссии — стало невозможным.

Работа с КА будет продолжена — WIRE теперь будет использоваться как испытательный стенд для оценки систем ориентации, электропитания, связи, обработки данных и управления. Ближайшая задача — снизить скорость вращения до такого уровня, когда штатная система ориентации сможет стабилизировать аппарат самостоятельно — должна быть достигнута к 12 марта.

Создана аварийная комиссия, которая должна дать заключение о причинах отказа и сделать рекомендации для последующих проектов. Научные задачи WIRE могут быть частично выполнены при осуществлении новых проектов, в частности, Космического инфракрасного телескопа SIRTF.

Задачи и конфигурация КА

Аппарат WIRE (Wide-Field Infrared Explorer) предназначался для изучения галактик со вспышками звездообразования и поиска ярких протогалактик. Следствием этой работы стало бы уточнение истории образования звезд в ранней Вселенной. Как говорил научный руководитель проекта Перри Хэкинг (Perry Hacking, JPL), задача состояла в том, чтобы определить, насколько плотно «размещались» во Вселенной галактики со звездообразованием и как быстро в них рождались звезды. WIRE должен был ответить на три конкретных вопроса: какая доля светимости при значениях красного смещения 0.5 и больше приходится на галактики со вспышечным звездообразованием, как быстро и каким образом они эволюционируют и часто ли встречаются яркие протогалактики при красном смещении меньше 3. Напомним, что красное смещение z — это мера скорости, с которой объект удаляется от нас. Господствующая в астрофизике гипотеза утверждает, что чем больше z, тем дальше объект от нас (и, соответственно, в тем более молодом возрасте мы его наблюдаем).

Кроме того, ученых интересовало количество сверхъярких галактик и мощных квазаров в молодой Вселенной (z>5). Если бы оказалось, что их было много, это имело бы серьезные последствия для выводов о возрасте и структуре Вселенной. В периоды времени, неблагоприятные для работы по основной программе, планировалось детально изучить некоторые области звездообразования во Млечном пути, уточнить его форму и структуру, попытаться найти т.н. «метановые» (коричневые) карлики на расстояниях до 35 св.лет, «мусор» от формирования планет у близких звезд, более подробно исследовать малые астероиды Солнечной системы, кометные хвосты и т.д. — всего 12 дополнительных исследований.

1 — бленда телескопа; 2, 7 — антенна; 3 — модульные солнечные батареи; 4 — шпангоут крепления КА к носителю; 5 — композитный корпус КА; 6 — звездный датчик; 8 — телескоп

Уже после конкурса проектов и решения о проектировании и изготовлении WIRE в NASA была создана с целью изучения происхождения Вселенной, звезд, планет и жизни долгосрочная программа Origins («Происхождение»), и проект WIRE стал первым в этой программе. С точки же зрения бюджетного планирования, механизма выдачи и исполнения контракта, WIRE является пятым запущенным аппаратом в серии «малых исследователей» SMEX (Small Explorer). Ранее в этой серии были запущены КА SAMPEX (3 июля 1992), FAST (21 августа 1996), TRACE (2 апреля 1998) и SWAS (6 декабря 1998). По словам Хэкинга, это был первый в серии SMEX аппарат, который имел характеристики, значительно превосходящие заданные, был поставлен в срок и обошелся на 10 млн $ дешевле, чем предполагалось. Вот только отказал сразу и окончательно...

Спутник был изготовлен в Центре космических полетов имени Годдарда (GSFC) проектной группой SMEX, а научный инструмент — в Лаборатории реактивного движения. (В следующих WIRE проектах изготовление КА возлагается не на GSFC, а на выбранную научным руководителем организацию.)

Механическая конструкция аппарата изготовлена компанией Composite Optics Inc. из Сан-Диего из композитных материалов и имеет массу всего 26 кг (аналогичная по характеристикам алюминиевая конструкция весила бы 48 кг). Аппарат имеет диаметр 0.858 м, высоту 1.86 м и массу 258.7 кг.

Система управления и обработки данных WIRE является почти точной копией установленной на КА TRACE. Бортовой компьютер WIRE на радиационно-защищенном процессоре 80386/80387 с шиной 1553 управляет работой аппарата и выдает команды наведения на объект съемки. Аппарат может работать в полуавтономном режиме, по заложенной программе, без контакта с Землей в течение 28 часов. Для записи научных данных имеется твердотельное ЗУ емкостью 300 Мбайт на модулях памяти DRAM. Это второй случай использования такого ЗУ после TRACE.

Система ориентации построена на процессоре 8085 и обеспечивает наведение с точностью 1' и стабильностью 6''. В качестве датчиков используются блок гироскопов, звездный датчик, цифровой солнечный датчик, шесть грубых солнечных датчиков, трехосный магнитометр и широкоугольный датчик Земли. Исполнительными органами являются четыре маховика и три магнитных элемента.

Система электропитания включает две развертываемые панели солнечных батарей с ФЭП на арсениде галлия и покрытием из цериевого стекла, с выходной мощностью 160 Вт после 4 месяцев работы и напряжением 28 В, а также «супер-никель-кадмиевый» аккумулятор емкостью 9 А·час для работы на начальном этапе орбитального полета. Две из 18 панелей СБ — экспериментальные. Одна имеет солнечные концентраторы — параболические зеркала из композита с напыленным алюминием, вторая — каскадные ФЭП.

На КА установлен приемопередатчик диапазона S и две спиральные антенны (на солнечных батареях).

На WIRE установлен двухзеркальный телескоп по схеме Ричи-Кретьена с апертурой 30 см и полем зрения 33x33', изготовленный Лабораторией космической динамики Университета штата Юта. В оптическую схему входят два зеркала (дихроический делитель и фильтр, изготовлены на основе алмаза с алюминиевым и золотым покрытием), выделяющие излучение двух диапазонов. Наблюдения должны были проводиться на длине волны 12 и 25 мкм с чувствительностью 0.1-0.3 и 0.3-1.0 мЯн (миллиянский — единица спектральной плотности потока излучения) и разрешением 20'' и 23'' соответственно при точности определения положения источника 2.5''. WIRE должен был регистрировать источники в 200-2000 раз более слабые, чем космический ИК-телескоп IRAS. Регистрирующая аппаратура — два детектора 128x128 пикселов (кремний, легированный мышьяком), разработанные компанией Boeing North American. Близкие по конструкции детекторы будут использованы на КА SIRTF, а следующая версия — на Космическом телескопе нового поколения NGST. Телескоп имеет массу 85 кг, потребляет всего 28 Вт и «производит» результаты измерений с относительно невысокой скоростью — 11000 бит/с (175 Мбайт/сутки).

Чтобы собственное тепловое излучение телескопа не искажало данных наблюдений, он был помещен в двухступенчатый криостат, охлаждаемый 4.5 кг твердого водорода (первая ступень — до температуры 12 К, вторая — до 6.5 К). Такой криостат впервые разработал Центр перспективных технологий компании Lockheed Martin. Если бы в качестве охладителя использовался гелий, его потребовалось бы порядка 100 кг.

Пока водород испаряется, его температура и температура телескопа остаются неизменными. Однако это достаточно быстрый процесс. Поэтому научная программа WIRE была рассчитана всего на четыре, максимум на пять месяцев. За этот срок спутник должен был провести «умеренно-глубокий обзор» на площади 500 кв.градусов и «глубокий обзор» на площади 10 кв.градусов на высоких галактических широтах и на этих небольших площадях отснять примерно 50000 галактик со звездообразованием, порядка 104 звезд и 104 квазаров. Обработка научных данных была возложена на специализированный центр при Калифорнийском технологическом институте.

Подготовка запуска

О выборе проекта WIRE для реализации было объявлено 12 октября 1994 г. (НК №21, 1994), а этап полномасштабного проектирования и изготовления начался в октябре 1995-го. Стоимость проекта была определена в 55.3 млн $. (Перед запуском были названы несколько взаимно противоречивых оценок стоимости проекта: 49 млн $ плюс 18 млн за запуск, 73 млн, свыше 80 млн с учетом управления и анализа данных.)

Сборка КА WIRE проходила с октября 1997 по середину марта 1998 г. Интересно, что в феврале 1998 г. была произведена «рокировка» приемопередатчиков между WIRE и TRACE: исправный прибор с WIRE поставили на TRACE и с ним запустили, а неисправный с TRACE отремонтировали и поставили на WIRE. С 24 марта спутник испытывался в безэховой камере, с первых чисел апреля — на вибростенде, с 23 апреля — в термобарокамере. 21 мая на спутник установили телескоп и в конце мая — провели определение положения центра масс и момента инерции собранного КА на стенде Миллера. С середины июня аппарат был на стенде магнитных испытаний.

22 июля было принято решение о готовности к отправке на полигон для запуска 29 сентября. Однако 13 августа запуск был перенесен на 19 марта 1999 г. Помешали «конкуренты»: перед WIRE в очереди было еще два пуска Pegasus'а, и до закрытия астрономического окна (15 сентября — 1 ноября, определяется отсутствием тени на выбранной орбите) старт оказался невозможен.

Очередь WIRE пришла после того, как 6 декабря улетел спутник SWAS. Астрономическое окно открывалось 26 февраля. 18 января аппарат был доставлен в корпус подготовки ПН компании Astrotech на базе Ванденберг. 29 января WIRE состыковали с 3-й ступенью РН.

Отсрочки «Дельты» с ARGOS'ом сказались и на WIRE: здание Astrotech подлежало эвакуации при попытках ее пуска, и лишь в 10-дневный промежуток между двумя последними попытками 13 и 23 февраля удалось заправить в криостат жидкий водород и заморозить его. После этого водород охлаждался жидким гелием (4 К).

19 февраля КА был закрыт головным обтекателем. 23 февраля было объявлено, что пуск состоится 1 марта между 18:51:50 и 19:01:50 PST. 24 февраля на Ванденберг прибыл самолет-носитель, а 25 февраля РН была к нему пристыкована и состоялись комплексные испытания.

Первая попытка 26-го пуска РН семейства Pegasus была предпринята 1 марта. Самолет-носитель вылетел с полосы 30/12 авиабазы Ванденберг в 17:55 PST и вышел в зону сброса над Тихим океаном — прямоугольник длиной

Установка головного обтекателя на КА WIRE

40 миль с центром 36°с.ш., 123°з.д. и осью по азимуту пуска (187.8°). Пуск был отменен всего за 45 сек до расчетного момента сброса из-за неисправности механизма отделения хвостового стабилизатора. После замены механизма на ракете и «подмораживания» водорода в криостате спутника была предпринята вторая попытка, оказавшаяся успешной. Подчеркнем, что пуск 5 марта 1998 г. с точки зрения носителя классифицируется как полностью успешный: аппарат выведен на расчетную орбиту и нормально отделен от последней ступени РН. Отказ на втором витке — уже на совести самого аппарата. За 1997-1998 гг. было выполнено 11 пусков РН семейства Pegasus, все успешно.

По сообщениям NASA, JPL, OSC, пресс-службы 30-го космического крыла, LMMS, Калифорнийского технологического института, AP, UPI

далее

назад