Сканировал и обработал Юрий Аболонко (Смоленск)

НОВОЕ В ЖИЗНИ, НАУКЕ, ТЕХНИКЕ

ПОДПИСНАЯ НАУЧНО-ПОПУЛЯРНАЯ СЕРИЯ

КОСМОНАВТИКА АСТРОНОМИЯ

10/1985

Издается ежемесячно с 1971 г.

ББК 39.62

К 63

Составитель В. А. Винокуров, доктор физико-математических наук.

СОДЕРЖАНИЕ

От составителя3

В. А. Винокуров, Б. С. Митин. Роль математики и компьютеров в космонавтике7

М. Д. Кислик. Единая релятивистская теория движения внутренних планет
– совместное достижение астрономии, космонавтики и вычислительной техники16

В. М. Балебанов, В. Д. Глазков, В. М. Линкин, Б. А. Новиков. Система
управления, сбора, приема и передачи научной информации на космических
аппаратах «Вега-1» и «Вега-2»26

НОВОСТИ ЗАРУБЕЖНОЙ КОСМОНАВТИКИ48

ХРОНИКА КОСМОНАВТИКИ60

Компьютеры и космические аппараты: Сб. статей / Сост. В. А. Винокуров. – М.: Знание, 1985. – 64 с, ил. – (Новое в жизни, науке, технике, Сер. «Космонавтика, астрономия»; № 10).

11 к.

Все более широкое применение бортовых вычислительных комплексов в космических аппаратах и ЭВМ в наземных космических системах предопределяет важную роль компьютеров в современном развитии космонавтики. Сборник знакомит читателя с областями применения компьютеров в различных направлениях космонавтики, отражает ряд достижений в развитии бортовых ЭВМ космических аппаратов, в частности используемых в программе «Вега».

Брошюра рассчитана на широкий круг читателей, интересующихся, современными проблемами космической техники.

3607000000ББК 39.62
6Т6

© Издательство «Знание», 1985 г.

ОТ СОСТАВИТЕЛЯ

Ракета и компьютер – два величайших достижения техники XX века, ставших его символами. Причем компьютеры и математические методы играют важнейшую роль в создании ракетно-космических систем и народнохозяйственном освоении космоса.

Сам выход человечества в космос с его масштабами и скоростями потребовал развития новых математических методов навигации и управления полетом космических аппаратов, качественно новых технологий с использованием ЭВМ. Ведь высокие скорости космических аппаратов сделали практически невозможным непосредственное управление ими человеком в реальном времени, так как за время реакции человека ракета пролетает расстояние в сотни метров. Кроме того, сложность навигации космических кораблей заключается в том, что предсказание положения их в пространстве требует проведения большого объема вычислений за минимальное время с привлечением современных математических средств. Управление запуском и полетом космического аппарата представляет собой сегодня сложную организационную и техническую проблему, когда коллективы людей, разбросанные по всему земному шару, согласованно контролируют значения десятков параметров в реальном времени.

Конструирование и проектирование космических аппаратов превратились в настоящее время в комплексную научно-техническую дисциплину, где используются все достижения математики и вычислительной техники, а в силу высокой стоимости и сложности проектирования необычайно велика роль математического моделирования, становящегося основным инструментом конструктора. Производство космических аппаратов предъявляет сегодня столь жесткие требования к чистоте материалов, точности поддержания технологических процессов, к общему уровню технологии, что выполнить их без автоматических компьютеризованных систем становится невозможно.

Наконец, поддержание комплекса условий для функционирования космических аппаратов и их систем на орбите (ориентации, стабилизации, контроля параметров жизнеобеспечения и т. д.) во многом возложено на бортовые компьютеры. Таким образом, на всех этапах – от научной разработки и проектирования до запуска и эксплуатации космических аппаратов – непременно используется вычислительная техника.

Отметим, что компьютеризация как важнейшая тенденция технологического развития наиболее ярко проявила себя именно в аэрокосмической и электронной промышленности, и поэтому рассмотрение взаимосвязи и взаиморазвития вычислительной и космической техники имеет и мировоззренческое значение¹. Действительно, аэрокосмическая техника находится на самом переднем фронте современной промышленности, в ней сосредоточены последние достижения науки, и, следовательно, при анализе сегодняшних тенденций и особенностей развития в этой области затрагиваются общие закономерности технического развития завтрашнего дня.

¹ См.: Арменский Е. В., Винокуров В. А., Дышлевый П. С. Взаимодействие математики и технологии через ЭВМ в условиях НТР. – Вопросы философии, 1983, № 11, с. 51 – 61.

Компьютер – это в первую очередь электронное устройство для проведения математических операций, и поэтому его значение для космонавтики основывается на специфике математических средств и методов, используемых в теории и практике космических полетов. И для космонавтики как передовой области науки и техники характерно применение математических методов с самого ее зарождения. Еще основоположник теоретической космонавтики – К. Э. Циолковский, предсказывая возможность космических полетов человека и основные особенности космических кораблей и космического полета, основывался на математических расчетах. Известна, в частности, основная формула реактивного движения, полученная К. Э. Циолковским.

Советские математики принимали активное участие и в создании практической космонавтики, в разработке теории и алгоритмов управления космическим полетом. Математические методы академиков. Н. Н. Боголюбова, М. В. Келдыша, Н. Н. Красовского, Л. Н. Понтрягина, А. Н. Тихонова вошли в классический арсенал средств современной теоретической космонавтики. Следует сказать, что развитие космонавтики в СССР осуществлялось на основе советской науки и техники. Все расчеты, необходимые для обеспечения полетов, проводятся на отечественных ЭВМ, созданных советскими учеными, конструкторами и рабочими. Таким образом, развитие советской космической техники является демонстрацией высокого научно-технического уровня нашей страны.

Аэрокосмическая технология во многих отношениях не традиционна, и общераспространенные представления о том, как делается ракетно-космическая техника, часто отличаются от реальности. В первой статье сборника, в частности, показано, как компьютеры непосредственно находят применение на самых различных этапах сооружения подобной техники: ракет-носителей, космических кораблей, автоматических межпланетных станций и искусственных спутников Земли, включая орбитальные космические станции.

При решении математических задач, возникающих при движении космических тел, математиками и физиками были разработаны тончайшие современные методы высокого уровня абстракции, триумфом применения которых являются радиолокация Венеры и полеты к ней советских автоматических межпланетных станций (АМС) самого различного назначения. Во второй статье сборника показано, как последние достижения радиолокационной наблюдательной астрономии, вычислительной техники и математических методов позволили разработать единую релятивистскую теорию движения внутренних планет Солнечной системы и обеспечили тем самым точность навигации АМС, необходимую для существенного расширения и углубления научных задач, решаемых при помощи АМС при исследовании Венеры.

Использование АМС для исследования Венеры – традиционное направление советской космической программы. В настоящее время успешно осуществляется выдающийся космический эксперимент – изучение Венеры и кометы Галлея с помощью АМС «Вега-1» и «Вега-2». В третьей статье сборника описываются принципы построения и работы специализированных вычислительных систем, выполняющих разнообразные функции управления, сбора и обработки информации на борту этих АМС. В основу статьи положен доклад, представленный советскими учеными на международной конференции ООН по космической связи, состоявшейся в мае 1985 г. в Москве.

Естественно, использование компьютеров в космонавтике не ограничивается кругом вопросов, освещаемых в настоящем сборнике. Их применение значительно шире и фактически пронизывает всю космонавтику. Спутниковая связь, управление полетом космических аппаратов, автоматизация операций при пилотируемых полетах практически невозможны без привлечения больших и малых наземных ЭВМ, а в ряде случаев и бортовых ЭВМ. Современные системы сбора, обработки и передачи информации при помощи спутников различного прикладного назначения (метеорологических, природоресурсных, навигационных и т. д.) необходимым составным элементом имеют быстродействующие и большой емкости ЭВМ. Однако многие из только что перечисленных аспектов применения компьютеров в космонавтике так или иначе затрагивались в предыдущих брошюрах этой серии и уже знакомы читателю. Поэтому при составлении настоящего сборника прежде всего обращалось внимание на те аспекты данной тематики, которые по ряду причин не были в достаточной степени отражены в научно-популярной литературе, хотя и имеют самое непосредственное отношение к ряду современных достижений в области развития космической техники.

Наконец, отметим, что при составлении сборника мы руководствовались правилами «От простого к сложному», «От общего к частному», стремясь удовлетворить запросы различной категории читателей. И хотя знакомство с уникальной компьютерной системой, разработанной для космического аппарата «Вега», требует от читателя некоторой подготовки, нам представляется, что этот материал с интересом прочитает большинство подписчиков данной научно-популярной серии.

РОЛЬ МАТЕМАТИКИ И КОМПЬЮТЕРОВ В КОСМОНАВТИКЕ

Возникновение авиации и космонавтики неразрывно связано с применением математики для анализа основных проблем полета, конструирования и расчета самолетов и ракет. Первый вопрос, остро обсуждавшийся на заре авиации в конце XIX – начале XX в., могут ли летать аппараты тяжелее воздуха, был теоретически решен великим русским ученым, теоретиком авиации Н. Е. Жуковским. Пользуясь аппаратом чистой математики (теорией функций комплексного переменного), Н. Е. Жуковский вывел математическую формулу для подъемной силы, действующей на единицу длины крыла F – ρvΓ, где ρ – плотность воздуха, v – скорость движения крыла, а Γ – так называемая циркуляция (некоторая величина, зависящая от формы профиля крыла). Со времен Н. Е. Жуковского в теоретической авиации применяется самый современный математический аппарат, причем задачи, возникшие при анализе практических проблем авиации, послужили основой для создания новых направлений математики.

Решение ряда ключевых проблем авиации связано с именами известных математиков и механиков нашей страны. Возьмем, например, проблему флаттера. Это явление было обнаружено в 30-х годах, когда стали строиться цельнометаллические самолеты со скоростью полета 50 – 80 м/с (200 – 300 км/ч). Оказалось, что при увеличении скорости в этом диапазоне при некотором критическом ее значении возникала сильная вибрация самолета, в результате которой самолет часто разрушался в полете. Явление вибрации при высоких скоростях назвали флаттером, и тайной этого страшного для пилотов явления занимались авиаконструкторы многих стран. Решить проблему флаттера удалось советскому математику и механику М. В. Келдышу, который математически показал, что флаттер имеет резонансную природу, т. е. аналогичен эффекту резонанса, наблюдаемому при колебаниях упругой пружины с прикрепленной массой m и коэффициентом упругости k.

Известно, что выведенная из равновесного состояния и предоставленная самой себе такая упругая система будет совершать гармонические колебания с частотой ω = (k/m)^1/2. Если же к массе т прикладывается внешняя сила, гармонически меняющаяся со временем с частотой ω₁, то при ω₁ = ω наблюдается резкое увеличение амплитуды колебаний, называемое резонансом. Чтобы избежать резонанса при движении крыла в воздушном потоке, М. В. Келдыш предложил соответствующим образом перераспределить массы вдоль крыла и так расположить упругие элементы, чтобы избежать совпадения собственных частот колебаний крыла с частотами вынуждающих внешних сил. Первые же полеты самолетов, усовершенствованных по рекомендациям М. В. Келдыша, дали прекрасные результаты. Итак, математика снова выручила авиацию.

Отметим, что впоследствии М. В. Келдыш стал президентом Академии наук СССР и много сделал для математического обеспечения космических полетов в нашей стране, получив известность как Главный теоретик космонавтики.

При возникновении и развитии космонавтики математика сыграла еще более важную роль, чем при рождении и развитии авиации. Основоположник теоретической космонавтики К. Э. Циолковский в своих доказательствах возможности полета к другим планетам и в проектах космических поездов постоянно использовал математику, благодаря чему его космические проекты конструктивны и убедительны. Первой формулой космонавтики стала формула Циолковского, позволяющая рассчитывать конечную скорость ракеты v с начальной массой М, конечной массой m и скоростью истечения реактивной струи u : v = uln(М/m).

Однако, помимо теоретического обоснования и расчета конструкции ракеты-носителя, математика необходима практически в каждую секунду космического полета, и здесь мы обязаны великому французскому математику XVI в. Р. Декарту. В самом деле, когда мы слышим по радио или телевидению очередное сообщение о запуске искусственного спутника Земли или космического корабля, как правило оно часто заканчивается фразой: «Координационно-вычислительный центр ведет обработку поступающей информации», Почему так велика роль координационно-вычислительного центра и где здесь заслуга Р. Декарта?

Дело в том, что при выводе космического аппарата на траекторию полета и во время его свободного полета необходимо точно знать, где он находится в данное мгновение. А как определить положение космического аппарата, в каком виде хранить и анализировать эту информацию? И вот здесь не обойтись без открытия Р. Декарта. Он показал, что положение материальной точки в нашем физическом пространстве можно охарактеризовать тремя числами – декартовыми координатами точки. А именно нужно зафиксировать три воображаемые взаимно перпендикулярные прямые, и проекции точки на эти прямые дадут декартовы координаты точки.

Во многих случаях при движении космического аппарата важна его ориентация в пространстве. Тогда, чтобы задать полностью положение тела, нужно знать еще три угла, задающие ориентацию относительно Земли. Таким образом, для определения положения тела в пространстве требуется знать шесть чисел. Возможность однозначного определения положения тела в пространстве с помощью конечного набора чисел позволяет все операции по управлению полетом и предсказанию положения космического аппарата в пространстве сводить к математическим действиям. Иначе говоря, математика становится основным инструментом управления полетом космических аппаратов.

Первое практическое применение системы координат, проведенное под руководством самого Р. Декарта, носило не совсем «мирный» характер. На одной из лекций Р. Декарта неизвестный слушатель постоянно стучал ногами, но так, что источник шума установить не удавалось. Р. Декарт, не прерывая лекции, попросил ассистента пройти в подвальное помещение под аудиторией и провести измерения координат источника шума. Ассистент вернулся через некоторое время и произвел следующие манипуляции: отложил некоторое расстояние от одной стены аудитории, затем некоторое расстояние от другой стены и попросил удалиться слушателя, сидевшего на пересечении этих двух расстояний. Демонстрация практического значения системы координат Р. Декарта получилась весьма убедительной.

Однако вернемся к нашей теме, Известно, что в настоящее время летчики-истребители, летающие на наиболее быстрых самолетах, проходят тщательный отбор и медицинский контроль. Отбираются в летчики-истребители люди, имеющие безупречное здоровье, идеальные клинические реакции. И это обусловлено огромными скоростями современных самолетов. Современный истребитель может развивать скорость, в 4 раза превышающую скорость звука, т. е. более 1200 м/с. Время же реакции человека порядка 0,1 с, и, следовательно, за время реакции пилота самолет успевает пролететь расстояние 120 м, т. е. прежде чем пилот примет решение, ситуация в воздухе может существенно измениться.

Скорости космических аппаратов в 20 – 30 раз превосходят скорость звука, поэтому время реакции человека создает при управлении полетом космическим аппаратом «мертвую зону» порядка 1 км. Таким образом, человек оказался в ряде ситуаций не в состоянии управлять полетом создаваемых им аппаратов непосредственно, или, как говорят, в реальном времени. К счастью, столкновение с этой трудностью произошло именно тогда, когда уже были созданы средства для ее преодоления.

Среди многих терминов, характеризующих бурный научный и технический прогресс человечества в XX в., таких, как «научно-техническая революция», «атомный век», используется и термин «компьютерная революция». Первая электронная вычислительная машина (ЭВМ) была построена в 1943 г., а сегодня трудно найти область человеческой деятельности, где бы ни использовались ЭВМ, или, как их часто называют, компьютеры. А вместе с компьютерами и математика проникла всюду и неограниченно расширила круг решаемых научных и технических проблем.

Первое очевидное преимущество ЭВМ перед человеком – высокая скорость вычисления. Если время реакции человека составляет 0,1 с, то время «реакции» ЭВМ, т. е, время, за которое компьютер производит одно арифметическое действие, равно 0,000 001 с. Таким образом, компьютер «думает» достаточно быстро, чтобы управлять движением и космических аппаратов. И поэтому очевидная и необходимая область применения компьютеров в космонавтике – это их использование при управлении полетом космических аппаратов в реальном времени.

Вначале компьютеры, управляющие движением и функционированием аппаратуры ракет-носителей и спутников, находились на Земле, и это было следствием больших размеров и веса первых ЭВМ. Они состояли из нескольких тысяч электронных ламп, занимали большие помещения, потребляли электроэнергии столько же, сколько небольшие фабрики, и обслуживались десятками людей. Однако последующее развитие ракетно-космической техники, в частности пилотируемых полетов, потребовало наличия «электронного мозга» и на борту космического аппарата. Опять же эта потребность в достаточно мощных и малогабаритных компьютерах совпала с общей тенденцией к уменьшению размеров и массы ЭВМ при одновременном росте их вычислительных способностей, что произошло благодаря достижениям научно-технического прогресса.

В 70-х годах был совершен исключительно важный переход к микропроцессорной вычислительной технике на основе больших интегральных схем. Этот технологически важный процесс был подготовлен как общетехническим развитием, так и успехами в области квантовой физики твердого тела. Как неоднократно бывало, развитие, казалось бы, довольно абстрактной науки привело к практически важному результату – созданию интегральных схем для компьютеров. Аналогично и развитие такой весьма далекой от практики науки в начале века, как ядерная физика, в свое время привело к овладению ядерной энергией человечеством.

Современный микропроцессор – это вычислительное устройство, содержащее тысячи и десятки тысяч элементов, размещенных на пластинке кремния площадью 1,5 × 2 см и толщиной несколько долей миллиметра. По своим вычислительным возможностям такой «кристалл» кремния превосходит имевшиеся вначале громоздкие ЭВМ на электронных лампах, хотя и стоимость и масса микропроцессора на интегральных схемах в несколько тысяч раз меньше.

Именно с появлением микропроцессоров и началась, собственно, компьютерная революция. Если в раннюю эпоху развития ЭВМ, когда те размещались в огромных зданиях, идея установки компьютера на автомобиль и тем более ракету казалась фантастической, то теперь миниатюрными ЭВМ оснащаются космические аппараты, ракеты, самолеты, автомобили, станки, часы и т. д. При этом прибор со встроенным компьютером приобретает принципиально новые возможности, становится «электронным мозгом».

Однако компьютер, как математическая машина, нуждался на практике в соответствующей математической теории. Оказалось, что математические задачи, возникающие при управлении полетом одного или нескольких космических аппаратов, имеют принципиально новый математический характер. Новая математическая теория решения таких задач, позволившая создать теоретические основы программирования компьютеров, осуществляющих управление полетом космических аппаратов, была основана в работах советского математика Л. С. Понтрягина в 50-х годах и получила название «теория оптимального управления». Эта теория сыграла столь важную роль в космонавтике, что ее создатель в свое время был избран вице-президентом Международной астронавтической федерации.

Рассмотрим теперь более подробно область использования компьютеров в космонавтике, касающуюся производства ракетно-космической техники. Дело в том, что созданные благодаря принципиально новой технологии компьютеры, в свою очередь, революционизировали ту же технологию, предоставив возможность использовать точные математические методы на всех этапах производства и проектирования технического оборудования, в том числе и для космической техники. Во многих случаях математические алгоритмы сейчас являются непременным атрибутом современной технологии. А изготовление элементов космических аппаратов требует такой точности и такой степени организации производства, которые попросту недостижимы без компьютерных систем управления и контроля станками и технологическими линиями.

Поскольку конструирование и проектирование ракет-носителей и космических кораблей базируются на математическом расчете и законах физики, то технология их производства базируется на самых современных достижениях математики и физики. А для того чтобы, скажем, в космос поднялся Ю. А. Гагарин, нужен был принципиально более высокий уровень технологии общества. Приоритетные наши достижения в области космонавтики, безусловно, свидетельствуют и о самом высоком мировом уровне советской технологии.

Но рассмотрим более конкретно вопросы производства, скажем, ракеты-носителя. Допустим, нам требуется выбрать материал для сопла ракетного двигателя. Важными характеристиками для такого материала являются повышенная прочность и высочайшая температурная стойкость. Ведь струя газа, истекающая из сопла ракетного двигателя, имеет температуру около 4000 К (при такой температуре плавятся железо, алюминий и большинство других металлов). Эта струя может оказывать и заметное физическое воздействие на стенки сопла, подобно плазменной горелке, используемой для резки самых прочных металлов и сплавов. Итак, требуемый материал должен выдерживать температуры 4000 К и быть устойчивым при таких температурах к физическим воздействиям.

В природе практически отсутствуют материалы, которые в чистом виде могли бы удовлетворить этим условиям. Поэтому приходится использовать определенные физические принципы, чтобы охлаждать материал сопла во время горения топлива. Наиболее же подходящим материалом является вольфрам, у которого температура плавления составляет 3680 К, однако изготовить из него сопло сложного профиля и с достаточно тонкими (из соображения минимальной массы) стенками невозможно с помощью традиционных методов металлообработки. Да и вообще, если бы это и стало возможным, сопло из вольфрама не могло бы нас удовлетворить, поскольку температура плавления вольфрама меньше температуры истекающих газов из сопла при горении современных ракетных топлив.

Здесь на помощь приходит порошковая металлургия, методы которой заключаются в том, что в полость инструмента закладывается порошок металла, подвергающийся давлению и спеканию. Получаемая в результате пористая структура изделия типа пемзы затем пропитывается медью с температурой плавления всего около 1360 К. Однако полученный материал кратковременно может работать, даже если температура истекающих газов составляет около 4000 К.

Этот парадокс объясняется просто. Вспомним, что при выходе из воды на берег в жаркий летний день нам бывает холодно, даже если температура воздуха выше температуры воды. Все дело в том, что вода, испаряясь, забирает у нас тепло и охлаждает тело. Поэтому и медь, испаряясь, будет охлаждать вольфрамовый каркас. А поскольку весь он пронизан каналами, то медь достаточно длительное время выходит на поверхность сопла и обеспечивает его охлаждение.

Итак, нами выбран материал для изготовления сопла ракетного двигателя. Но читателю может показаться, что мы довольно сильно отвлеклись от нашей темы, поскольку роль компьютеров пока не упоминалась вовсе. Однако мы специально остановились на всех подробностях технологического процесса изготовления сопла, чтобы показать всю сложность расчета различных параметров данного процесса. Ведь необходимо учитывать и скорость охлаждения меди, и время работы сопла из имеющегося материала, которые, в свою очередь, зависят от диаметра капиллярных каналов, состояния их поверхности, общей пористости вольфрамового каркаса и т. д. Общий расчет характеристик получаемого сопла, которые определяются столь многочисленными параметрами технологического процесса изготовления, является сложной математической задачей, доступной лишь компьютерным системам.

Рассмотрим еще один пример технологического процесса при производстве ракеты-носителя – изготовление резервуаров для горючего и окислителя. Основные характеристики материалов для этих резервуаров – максимальная прочность и минимальная масса. Простейшее технологическое решение, которое здесь напрашивается, – это изготовление соответствующих баллонов из легкого и прочного сплава из какого-либо металла, широко используемого в авиации, скажем, из титана. Но так ли уж прочен титан?

Дело в том, что нас интересуют не просто материалы с высокой прочностью, но и с минимальной массой. Поэтому при сравнении различных материалов существенное значение приобретает параметр, равный отношению прочности к массе изделия. И оказалось, что в этом смысле металлы значительно уступают новым, так называемым композиционным материалам, введенным в обращение благодаря достижениям химии и физики. Эти материалы представляют собой объединение материалов с разными свойствами (например, металла и пластмасс, стекловолокна и пластмасс). Такие композиционные материалы и стали использоваться для изготовления ряда деталей, в том числе и баков для горючего и окислителя.

Технология изготовления изделий из композиционных материалов довольно оригинальна. Технологический процесс здесь напоминает образование кокона шелкопряда – детали просто наматываются из нитей, в своей основе содержащих высокопрочные волокна (например, из стекловолокна или углерода). Получаемые таким образом изделия по прочности в 3 – 5 раз превосходят аналогичные изделия той же массы, но изготовленные из титана. Однако новая технология производства потребовала решения ряда математических задач.

Предположим, что мы должны намоткой создать баллон в форме заданного выпуклого тела вращения. Прежде всего следует выяснить, по какой траектории должна наматываться нить для достижения заданной прочности всего изделия при минимальной массе. Оказывается, что нить можно наматывать по заданной оправке не по любой траектории. Если, как часто бывает, коэффициент трения нити мал, то для сохранения формы намотанного изделия после его изготовления необходимо, чтобы нить образовывала геодезическую линию на поверхности.

Геодезической линией на заданной поверхности называют кривую наименьшей длины, соединяющую две точки поверхности. Таким образом, проблема определения траектории наматываемой нити сразу же приводит нас к таким разделам математики, как вариационное исчисление и дифференциальная геометрия, изучающим вопросы нахождения наибольших и наименьших значений функций различной природы и строения поверхностей и кривых. Технология же намотки изделия данной формы представляет собой в конечном счете программу для компьютера, управляющего намоточным станком и преобразующего математически рассчитанную траекторию в реальное изделие.

Мы привели только два примера технологических задач производства ракеты-носителя, решение которых опирается на математику и физику сегодняшнего дня. Можно перебирать деталь за деталью все части ракеты-носителя и убедиться, что каждая из них – итог решения сложных задач математики, физики, химии. То же касается и космических аппаратов. Создание современной технологии производства ракет-носителей и космических аппаратов – итог труда ученых и специалистов всех профилей, но тем не менее существенную роль здесь играют специалисты именно по автоматизации технологических процессов, по созданию соответствующих алгоритмов этих процессов.

В заключение упомянем еще одну область применения компьютеров в космонавтике. В настоящее время гигантские потоки информации научного, народнохозяйственного и социального характера захлестывают земной шар, переполняют кабельные и радиорелейные линии связи. Глобальные системы спутниковой связи, теле-и радиовещания, поисково-спасательные и навигационные спутниковые системы связи с морскими кораблями – во всем этом хозяйстве также, естественно, важную роль играет использование компьютеров. Однако мы лишь подчеркнем данное обстоятельство, поскольку применение компьютерных систем в этой области Касается в основном наземного оборудования, а не оборудования собственно космических аппаратов, в данном случае спутников связи.

ЕДИНАЯ РЕЛЯТИВИСТСКАЯ ТЕОРИЯ ДВИЖЕНИЯ ВНУТРЕННИХ ПЛАНЕТ – СОВМЕСТНОЕ ДОСТИЖЕНИЕ АСТРОНОМИИ, КОСМОНАВТИКИ И ВЫЧИСЛИТЕЛЬНОЙ ТЕХНИКИ

В феврале 1961 г. в Советском Союзе в направлении Венеры был осуществлен запуск первого в мире межпланетного космического аппарата. В апреле этого же года в СССР, а также в США и Великобритании впервые проведена радиолокация Венеры. Эти выдающиеся научно-технические достижения открыли новый этап в изучении Солнечной системы. За прошедшие два с половиной десятилетия развитие межпланетной космонавтики и радиолокационной планетной астрономии привело к многим фундаментальным результатам в области физики планет и динамики Солнечной системы. Результаты эти широко известны. Кроме большой общенаучной ценности, они имеют важное практическое значение для обеспечения полетов автоматических межпланетных станций (АМС). По существу, в последнее время происходит диалектически закономерное взаимное проникновение и совместное развитие смежных областей науки и техники: классической астрономии, с одной стороны, космонавтики и радиолокационной астрономии, с другой.

Одним из основных факторов, обеспечивших эти успехи, несомненно, является широкое применение ЭВМ на всех этапах проводимых исследований и экспериментов. В особенности применение ЭВМ важно для теоретической астрономии (небесной механики) и космической баллистики, требующих проведения огромного количества чрезвычайно точных расчетов. В настоящей статье, в основу которой положено научное сообщение на заседании Президиума Академии наук СССР в июне 1981 г.¹, на примере построения новой теории движения планет показано, какие обширные возможности получила теоретическая астрономия после появления электронной вычислительной техники.

¹ См.: Кислик М. Д. Создание единой релятивистской теории движения внутренних планет Солнечной системы. – Вести. АН СССР, 1982, № 8, с. 9 – 15 (в подготовке этого научного сообщения принимали участие В. К. Абалакин, Э. Л. Аким, Ю. Н. Александров, В. А. Брумберг, Ю. Ф. Колюка, Г. А. Красинский, Г. М. Петров, Гр. М. Петров, В. А. Степаньянц, В. Ф. Тихонов, А. М. Шаховской).

Создание теорий движения тел Солнечной системы – основная и древнейшая задача теоретической астрономии. Для внутренних планет (Меркурия, Венеры, Земли и Марса) в конце XIX – первой половине XX в. С. Ньюкомом и его последователями были построены весьма совершенные теории, которые затем легли в основу астрономических ежегодников различных стран, в том числе в основу «Астрономического ежегодника СССР». Эти теории принято называть классическими. Для описания движения планет в них использованы приближенные аналитические методы решения уравнений движения. Элементы планетных орбит определялись путем обработки оптических наблюдений планет и Солнца. Оценка точности классических теорий показала, что они позволяют вычислять координаты планет с ошибками в несколько сотен километров, а в ряде случаев и в 1000 – 1500 км.

Радиолокационные наблюдения, точность которых на два – три порядка выше эквивалентной точности оптических, создали принципиальную возможность построения новых, значительно более совершенных, чем классические, теорий движения внутренних планет. Настоятельная необходимость в таких теориях вытекала прежде всего из требований навигационного обеспечения межпланетных полетов. Однако для создания новых теорий был нужен достаточный объем высокоточной астрометрической информации. Наряду с регулярным проведением наблюдений необходимо было постоянно совершенствовать их методику, а также разработать математический аппарат, соответствующий высокой точности наблюдений и обеспечивающий автоматизированную обработку больших массивов измерительной информации.

Для создания банка высокоточной измерительной информации Институтом радиотехники и электроники АИ СССР совместно с рядом организаций под научным руководством академика В. А. Котельникова регулярно выполнялись радиолокационные наблюдения внутренних планет¹. Методика измерений, способы обработки отраженных сигналов и аппаратура планетного радиолокатора непрерывно совершенствовались.

¹ См.: Котельников В. А., Александров Ю. Н., Головко В. К. и др. Радиолокационные наблюдения Венеры и их использование для полетов межпланетных станций. Результаты наблюдений 1978 г. – Астрон. журн., 1980, т. 57, вып, 1, с. 3 – 11.

В 1967 – 1969 гг. были разработаны и внедрены в практику цифровые методы обработки отраженных сигналов с помощью специализированных устройств и универсальных ЭВМ, позволяющие проводить обработку информации в реальном масштабе времени и корректировать прогнозируемые данные в процессе наблюдений. Были предложены оригинальные алгоритмические и аппаратурные решения: компенсация движения планеты и коррекция ее положения в координатах «дальность – доплеровское смещение», радиометрирование при слабом отраженном сигнале, ускоренный спектральный анализ. В результате удалось создать комплекс обработки информации, позволяющий получать энергетический спектр отраженных сигналов, синтезировать двухмерное распределение энергии сигналов по запаздыванию и частоте и извлекать из этого распределения необходимые данные о дальности и радиальной (лучевой) скорости планеты.

В 1969 – 1972 гг. были предложены и детально разработаны новые, более совершенные методы прямого цифрового синтеза зондирующих сигналов с линейной частотной модуляцией и сигналов с программным изменением частоты. Эти методы реализованы при создании устройств планетного радиолокатора. Цифровой синтезатор зондирующих сигналов обеспечивает формирование высокостабильных сигналов с линейной частотной модуляцией, позволяющих получать разрешение по дальности 1,2 км. Цифровой синтезатор с программным изменением частоты дает возможность прогнозировать расчетный ход доплеровского смещения частоты отраженных сигналов с точностью 0,01 Гц. Разработано программно-временное устройство (хронизатор), обеспечивающее автоматическое управление работой планетного радиолокатора и воспроизводящее расчетное значение запаздывания отраженных сигналов с дискретностью 0,1 мкс.

С применением новых методов и аппаратурных решений точность радиолокационных измерений дальности в 70-х годах была повышена более чем на порядок по сравнению с 1964 г. (среднеквадратичная ошибка уменьшилась с 4 до 0,3 км).

С помощью усовершенствованного планетного радиолокатора Институтом радиотехники и электроники АН СССР совместно с рядом организаций проведены радиолокационные наблюдения Венеры в 1969, 1970, 1972, 1975, 1977, 1978, 1980 гг., Марса – в 1971 и 1980 гг., Меркурия – в 1980 г.

При построении теорий движения планет наряду с результатами радиолокационных наблюдений должны обязательно использоваться данные оптических наблюдений планет и Солнца, несмотря на их сравнительно малую точность. Это объясняется тем, что только по оптическим наблюдениям можно определить три угловых параметра, характеризующих ориентацию планетной конфигурации относительно звезд в каждый данный момент времени.

Оптическая измерительная информация, накапливавшаяся для построения новых теорий, в Советском Союзе получена в основном в Николаевском отделении Главной астрономической обсерватории (ГАО) АН СССР. За период 1964 – 1977 гг. здесь проведено более 2200 наблюдений Солнца, Венеры, Марса и Меркурия, созданы новые методы, повышающие точность определения угловых координат Солнца и больших планет и нашедшие широкое практическое применение.

Для формирования банка астрометрической информации, кроме данных радиолокационных и оптических наблюдений, использовались результаты высокоточных наблюдений за движением советских АМС «Венера-9» и «Венера-10» в 1975 – 1976 гг. и «Венера-11» и «Венера-12» в 1978 г., а также радиолокационных наблюдений планет, выполненных в США до 1971 г. (после 1971 г. американские ученые перестали публиковать результаты радиолокационных наблюдений), и оптических наблюдений в США и Великобритании.

Работы по построению новых теорий движения планет были развернуты в Институте прикладной математики им. М. В. Келдыша АН СССР, Институте радиотехники и электроники АН СССР совместно с рядом организаций, Институте теоретической астрономии АН СССР. О результатах этих работ и пойдет далее речь.

Для решения уравнений движения планет использовались численные методы. Как показали обширные математические эксперименты, эти методы предпочтительнее аналитических и численно-аналитических как по точности, так и по удобству применения на ЭВМ.

Было установлено, что высокоточное прогнозирование параметров движения планет требует совместного решения уравнений движения больших планет и Луны, так как при раздельном решении определяемый сидерический период обращения центра масс системы Земля – Луна недостаточно хорошо согласуется с данными оптических наблюдений (этот факт не нашел отражения в классической небесной механике).

Использование наблюдений за движением АМС при построении теорий движения планет привело к необходимости создания специальных методов, позволяющих не учитывать влияние негравитационных сил на полет АМС. Эти методы обеспечили высокую точность при определении характеристик движения планет для больших геоцентрических расстояний (на участках орбит, не охваченных радиолокационными наблюдениями). Применительно к задаче n тел детально разработан и практически реализован в теоретической астрономии высокоточный метод численного решения уравнений движения, основанный на использовании разложений в степенные ряды. Координаты любой из планет в интервале нескольких десятилетий с помощью этого метода рассчитываются по заданным начальным условиям с точностью 5 – 10 м, т. е. практически безошибочно.

Для совместной обработки больших массивов измерительной информации различного типа (радиолокационной, оптической, наблюдений за движением АМС) была создана оптимальная методика, которая позволяет проводить обработку информации в сжатые сроки. При этом предусматривалась возможность определения не только элементов орбит всех внутренних планет, но и ряда фундаментальных астрономических постоянных: радиусов Меркурия и Венеры, экваториального радиуса Марса, астрономической единицы или, что то же самое, гелиоцентрической гравитационной постоянной. Разработаны алгоритмы оценки точности определяемых параметров, основанные на внутренней сходимости при обработке измерений. Программно реализован принципиально новый подход к построению теорий движения планет, состоящий в раздельном определении характеристик взаимного движения планет и Солнца (по радиолокационным наблюдениям) и элементов ориентации планетных конфигураций относительно звезд (по оптическим наблюдениям). Для повышения точности согласования расчетных и экспериментальных данных при обработке радиолокационных наблюдений привлекались сведения о рельефе Венеры и Марса.

Особое внимание было уделено теоретическим основам астрономических редукций (преобразований) и их реализации в алгоритмах обработки измерений, выбору наиболее достоверных значений фундаментальных астрономических и геодезических постоянных, не уточняемых при построении теорий, точной привязке измерений (различного типа к единой шкале времени. Этот круг вопросов, относящийся к области эфемеридной астрономии, был детально рассмотрен при разработке алгоритмов определения орбит планет.

В результате проведенных исследований в каждом из трех названных выше коллективов создан автоматизированный программно-алгоритмический комплекс, предназначенный для разработки высокоточных теорий движения внутренних планет по данным наблюдений. Комплексы достаточно универсальны. С несущественными программными изменениями они могут быть применены для построения теорий движения внешних планет, астероидов, комет.

Каждый комплекс имеет два варианта: ньютонов и релятивистский. Релятивистский вариант основан на решении задачи Шварцшильда общей теории относительности (ОТО) для поля тяготения Солнца. При его создании использованы оригинальные исследования в области релятивистской небесной механики¹, в которых впервые четко сформулирована, подтверждена многочисленными примерами и формально доказана концепция сравнения теоретических и опытных данных в релятивистской небесной механике. Проведена экспериментальная проверка этой концепции на большом фактическом материале, что позволило построить процедуру сравнения, приводящую к одним и тем же результатам независимо от выбора системы координат. Проблема координатной независимости результатов определения орбит в пространстве измеряемых параметров этими исследованиями была исчерпана как в теоретическом, так и в практическом плане. Детально разработаны методы учета релятивистских возмущений в движении небесных тел и распространении света для широкого класса систем координат, используемых в ОТО, в том числе аналитический метод расчета релятивистских возмущений измеряемых параметров при астрометрических наблюдениях планет. Впервые было указано на различие в значениях астрономической единицы в ньютоновом и релятивистском вариантах ее определения и установлена зависимость между величиной этого различия и гравитационным радиусом Солнца.

¹ См.: Брумберг В. А. Релятивистская небесная механика, М., Наука, 1972.

С помощью разработанного математического аппарата была построена теория движения Венеры и Земли в ньютоновом варианте. Основную часть исходных высокоточных измерений составили радиолокационные наблюдения Венеры, выполненные в СССР в 1962– 1977 гг. Были использованы также результаты радиолокационных наблюдений Венеры в США, оптических измерений угловых координат Венеры и Солнца в Николаевском отделении ГАО АН СССР и Морской обсерватории США, наблюдений за движением АМС «Венера-9» и «Венера-10». Всего обработано более 6700 измерений. Согласование построенной теории с наблюдениями для наиболее точно измеряемого параметра – дальности – улучшилось на мерном интервале по сравнению с классическими теориями в 50 – 100 раз. Эта теория была успешно применена для навигационного обеспечения полетов АМС «Венера-11» и «Венера-12» и при проведении радиолокации Венеры в 1978 г. Максимальные отклонения измеренных дальностей (до поверхности Венеры и до АМС) от прогнозируемых значений на большей части интервала наблюдений составили 3 км, в то время как соответствующие отклонения при использовании классических теорий достигали 500 км.

Затем, также в ньютоновом варианте, была построена теория движения Марса и Земли. Радиолокационные наблюдения, использованные для создания теории, распределены в интервале 1964 – 1971 гг., оптические – в интервале 1960 – 1975 гг. Точность описания радиального геоцентрического движения Марса повысилась по сравнению с классическими теориями в 10 – 20 раз. Это существенно улучшило условия радиолокации Марса а 1980 г. и способствовало повышению точности измерений.

Высокоточная измерительная информация, полученная при радиолокации Меркурия, Венеры и Марса в Советском Союзе в начале 1980 г., существенно дополнила результаты прежних радиолокационных наблюдений планет, в особенности Меркурия и Марса. Это позволило приступить к созданию единой теории движения внутренних планет Солнечной системы, т. е. к одновременному определению элементов орбит Меркурия, Венеры, Земли и Марса по всей совокупности наблюдений.

В исходную измерительную информацию при создании единой теории кроме результатов измерений, использованных для построения частных ньютоновых теорий движения Венеры, Марса и Земли, а также упомянутых выше радиолокационных наблюдений 1980 г. вошли данные радиолокационных наблюдений Венеры, выполненных в СССР в 1978 г., радиолокационных наблюдений Меркурия, проведенных Аресибской ионосферной и радиоастрономической обсерваторией США в 1964 – 1965 гг., оптических наблюдений Меркурия, выполненных Николаевским отделением ГАО АН СССР, Морской обсерваторией США и Гринвичской астрономической обсерваторией в 1960 – 1976 гг. (всего более 13000 наблюдений). Определяемыми параметрами были значения элементов гелиоцентрических орбит Меркурия, Венеры, центра масс системы Земля – Луна и Марса в эпоху, радиусы Меркурия и Венеры, экваториальный радиус Марса, астрономическая единица (всего 28 неизвестных). Построение единой теории выполнено в релятивистском варианте¹.

¹ См.: Кислик М. Д., Колюка Ю. Ф., Котельников В. А. и др. Единая релятивистская теория внутренних планет Солнечной системы. – Докл, АН СССР, 1980, т. 255, № 3, с. 545 – 547.

Согласование этой теории с наблюдениями характеризуется следующими данными. На всех участках мерного интервала протяженностью 20 лет (1960 – 1980 гг.) систематические отклонения практически отсутствуют. Случайные отклонения по величине и характеру изменения, как правило, коррелируются с оценками ошибок измерений, полученными наблюдателями. Среднеквадратичные отклонения радиолокационных дальностей, начиная с 1967 – 1970 гг., составляют для Венеры 0,9 км, для Меркурия 2 км, для Марса 2,5 км. Учет рельефа уменьшает эти отклонения для Венеры до 0,5 км, для Марса до 1 км. Среднеквадратичные отклонения оптических измерений на мерном интервале практически не изменяются и составляют 0,6 – 1,2″. Среднеквадратичные отклонения дальностей при наблюдениях за движением АМС равны 2 км.

С целью оценки возможностей ньютоновой механики при построении единой теории движения внутренних планет была дополнительно проведена обработка всей измерительной информации в ньютоновом варианте. Как и ожидалось, согласование измеренных и расчетных дальностей заметно ухудшилось. На отдельных участках мерного интервала появились систематические отклонения, достигающие 390 км для Меркурия, 8 км для Венеры и 12 км для Марса. Таким образом, ньютонову механику нецелесообразно применять в указанных целях. Это, однако, не исключает возможности ее использования для построения в ограниченных временных интервалах частных теорий движения Венеры, Земли и Марса.

Вековой уход по долготе в зависимости от расстояния лоцируемой планеты от Солнца (а2 и a1 – соответственно большие полуоси орбит Земли и лоцируемой планеты)

Достигнутое при создании релятивистской теории хорошее согласование опытных и расчетных данных является экспериментальным подтверждением ОТО астрономическими методами, имеющим глобальный характер, т. е. охватывающим все возможные эффекты ОТО в движении планет и распространении света в рамках решения задачи Шварцшильда для Солнца. Кроме того, в результате специально проведенных исследований предсказано существование нового частного эффекта ОТО, проявляющегося при определении орбит планет по радиолокационным измерениям дальности¹. Эффект состоит в синхронном замедлении прогнозируемого движения Земли и лоцируемой планеты вокруг Солнца. Получена формула, определяющая величину этого эффекта в зависимости от расстояния лоцируемой планеты до Солнца. График этой зависимости представлен на рис. В частности, для пары Земля – Венера замедление составляет более 2″ за столетие, т. е. в несколько десятков раз превышает наблюдаемую величину шварцшильдовского эффекта векового смещения перигелиев орбит Земли и Венеры. Обработка радиолокационных наблюдений Венеры с высокой точностью экспериментально подтвердила предсказанную величину эффекта.

¹ См.: Кислик М. Д. Релятивистские эффекты при определении орбит планет во радиолокационным наблюдениям. – Письма в Астрон. журн., 1981, т. 7, № 1, с. 56 – 60.

Можно сделать вывод, что построенная на основе последних достижений радиолокационной наблюдательной астрономии, вычислительной техники и математических методов единая релятивистская теория движения внутренних планет, в десятки раз превосходящая по точности соответствующие теории, – фундаментальный вклад в развитие современной теоретической астрономии. Важнейшее ее практическое применение – обеспечение космических межпланетных полетов – позволяет существенно повысить точность навигации АМС и значительно расширить и углубить круг научных и прикладных задач, решаемых с их помощью.

После создания единой релятивистской теории движения внутренних планет прошло около 5 лет. За это время она успешно использовалась в практической космонавтике, в частности, для навигационного обеспечения полетов АМС «Венера-13» и «Венера-14» и осуществивших радиолокационное картографирование планеты Венера АМС «Венера-15» и «Венера-16». АМС «Вега-1» и «Вега-2», выполнившие в 1985 г. новые исследования планеты Венера и продолжающие свой полет к комете Галлея, также управляются на основе этой теории. Радиолокационные наблюдения Меркурия, Венеры и Марса, проведенные после 1980 г., вновь подтвердили высокую точность теории. Программно-алгоритмические комплексы, использованные при ее создании, после небольшой доработки были успешно применены для построения новой теории движения кометы Галлея по наблюдениям, полученным за последние три столетия – на мерном интервале 1682 – 1985 гг.

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ, СБОРА, ПРИЕМА И ПЕРЕДАЧИ НАУЧНОЙ ИНФОРМАЦИИ НА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТАХ «ВЕГА-1» И «ВЕГА-2»

Разведка больших тел Солнечной системы (планет и их спутников) с помощью АМС и исследование малых тел (комет и астероидов), вещество которых содержит очень важную информацию об образовании Солнечной системы, считаются основными направлениями развития космических исследований настоящего и ближайшего времени.

В этом отношении оптимальным является советский проект «Вега» (названный так по начальным буквам слов «Венера» и «Галлей»). Его автор и научный руководитель академик Р. 3. Сагдеев, директор Института космических исследований АН СССР, предложил использовать пролет и маневр космического аппарата в поле тяготения Венеры для вывода объекта на оптимальную траекторию полета к комете Галлея. Это оказалось возможным вследствие удобного расположения Венеры вблизи перигелия орбиты кометы Галлея, что позволяет удачно использовать один и тот же носитель для доставки научных зондов к Венере и комете Галлея.

15 и 21 декабря 1984 г. с космодрома Байконур был произведен запуск АМС «Вега-1» и «Вега-2». 13 и 17 июня при подлете к Венере от каждой АМС отделился спускаемый аппарат, который, преодолев 70-километровую толщу атмосферы, совершил мягкую посадку на ее поверхность. В процессе спуска, на высоте около 53 км, от спускаемого аппарата отделился аэростатный зонд в целях дрейфа в атмосфере Венеры. На этом зонде для передачи научной информации был установлен передатчик, работающий на длине волны 18 см. Его сигналы непосредственно принимались сетью наземных радиотелескопов, расположенных как на территории СССР, так и в других странах. Для более надежного определения траектории дальнейшего движения аналогичный передатчик установлен и на пролетной части АМС, с помощью радиосистем которой осуществлялась передача данных на Землю от научных приборов, установленных на спускаемом аппарате, где имеется только передающая система на пролетный космический аппарат.

Пролетев от Венеры на расстоянии соответственно 39 и 26,5 тыс. км и совершив баллистический маневр в ее поле тяготения, пролетные космические аппараты «Вега-1» и «Вега-2» устремились к своей конечной цели – комете Галлея. Первый кометный зонд пролетит мимо ядра кометы Галлея 6 марта 1986 г. на расстоянии около 10 тыс. км, второй зонд – трое суток спустя, на несколько более близком расстоянии.

В целом проект «Вега» предназначен для решения трех основных задач:

1. Исследования атмосферы Венеры, особенно ее облачного слоя, и изучения поверхности планеты;

2. Изучение циркуляции атмосферы Венеры и ее метеорологических параметров;

3. Исследование кометы Галлея с целью: 1) определить физические характеристики ее ядра (размер, форму, свойства поверхности, температуру); 2) изучить структуру и динамику околоядерной области комы; 3) определить состав газа в околоядерной области (проблема «родительских» молекул); 4) определить состав пылевых частиц и их распределение по массам на различных расстояниях от ядра; 5) изучить взаимодействие солнечного ветра с атмосферой и ионосферой кометы.

Для решения научных задач на борту космического аппарата «Вега» установлен комплекс научных приборов трех разновидностей.

Оптические приборы наблюдения за кометой: телевизионная система ТВС, инфракрасный спектрометр ИКС, трехканальный спектрометр ТКС, которые смонтированы на автоматической стабилизированной платформе АСП-Г.

Приборы, предназначенные для контактных измерений пылевой и газовой составляющих: пылеударный масс-анализатор ПУМА, счетчики пылевых частиц СП-1 и СП-2; счетчик и масс-анализатор пылинок ДУСМА, масс-спектрометр нейтрального газа ИНГ.

Приборы, предназначенные для измерения околокометной плазмы и электромагнитного поля: анализатор плазменных волн высокой частоты АПВ-В, анализатор плазменных волн низкой частоты АПВ-Н, спектрометр кометной плазмы ПИ-1, спектрометр энергичных частиц ТН-М, магнитометр МИША.

Помимо всего, советские АМС «Вега-1» и «Вега-2» выполнят функцию «лоцмана» («пастфайндера») при реализации космического проекта одиннадцати западноевропейских стран, получившего название «Джотто». Суть концепции «лоцмана» сводится к тому, что «Джотто» получит уникальную возможность откорректировать траекторию своего подлета к ядру кометы Галлея (пролет вблизи ядра 13 марта 1986 г.) по траекторным данным, полученным с борта АМС «Вега-1» и «Вега-2».

Используя высокоточные методы дифференциальной радиоинтерферометрии с большой базой с помощью удаленных друг от друга радиотелескопов на Земле (например, в Голдстоуне, Мадриде или Канберре), принимающих радиосигналы от космических аппаратов «Вега-1», «Вега-2», «Джотто» и от расположенных в их направлении квазаров, можно ошибку в определении местоположения космического аппарата относительно далеких квазаров уменьшить до 0,01″, что позволит обеспечить приближение АМС «Джотто» к ядру кометы Галлея на расстояние менее 500 км.

В подготовке научной программы и аппаратуры проекта «Вега» участвовали специалисты Австрии, Болгарии, Венгрии, ГДР, Польши, СССР, Франции, Чехословакии и ФРГ.

Для сбора и передачи телеметрической информации на борту космических аппаратов «Вега-1» и «Вега-2» установлена специализированная система управления, сбора, обработки и передачи информации, по своей структуре аналогичная компьютерным системам, но имеющая жесткую логику. Телеметрическая информация, передаваемая с борта АМС, делится на два вида: объектовую и научную. Объектовая информация собирается и передается с помощью стандартных телеметрических систем, которые мало изменяются по своей структуре и практически удовлетворяют всем требованиям по сбору, хранению и передаче объектовой информации.

Научная информация, как правило, требует наличия специальной научной телеметрической системы, имеющей переменную структуру, которая находится в прямой зависимости от состава приборов и программы их функционирования. Создание такой системы предъявляет ряд дополнительных требований к синхронизации вывода научной информации, обеспечению стабильной синхронизации, а также к преобразованию формы представления информации в стандартные сигналы для ее передачи. Телеметрическая система космического аппарата «Вега» рассчитана на проведение экспериментов как на трассе перелета космического аппарата, так и при непосредственных измерениях у объектов Солнечной системы.

К основным задачам системы относятся следующие.

1. Управление функционированием научных приборов в соответствии с научными задачами.

2. Обеспечение различных режимов работы научных приборов.

3. Перераспределение информационных объемов научных приборов в зависимости от решаемых задач и ситуаций из-за ограничения емкости бортовых запоминающих устройств.

4. Сбор научной информации.

5. Синхронизация вывода научной информации.

6. Формирование кадра научной информации.

7. Передача научной информации в запоминающие устройства или радиоканал непосредственной передачи информации в реальном масштабе времени на Землю.

Исходя из этих задач для космического аппарата «Вега» и была разработана компьютерная система управления, сбора и передачи научной информации, которая позволяет в условиях жестких требований к надежности, массе и энергопотреблению управлять функционированием научных приборов с помощью функциональных и числовых команд, а также собирать и передавать научную информацию для записи на бортовые запоминающие устройства медленной телеметрической системы ТМ-3072 и в канал непосредственной передачи в реальном масштабе времени по медленной радиолинии со скоростью 3072 бит/с и быстрой радиолинии со скоростью 65 536 бит/с.

Информационная система космического аппарата «Вега». Информационная система состоит из четырех частей (рис. 1): источник данных (научные приборы); устройство сбора данных, соединяющее источник данных с каналом передачи данных (блок логики и сбора информации БЛИСИ); канал передачи данных (ТМ-3072, РЛ-65 536 и РК); устройство управления источником данных и БЛИСИ (блок управления научной аппаратурой БУНА).

Рис. 1.

Научные приборы, находящиеся на борту космического аппарата «Вега», образуют источник данных. Они формируют два типа данных: научные данные, полученные в результате проведенных измерений, и технологические данные, характеризующие состояние самих научных приборов. Технологические данные непосредственно, а научные данные через БЛИСИ попадают в канал передачи, имеющий две части: быструю радиолинию РЛ-65 536 и медленную телеметрическую систему ТМ-3072.

Задача медленной телеметрической системы ТМ-3072 довольно сложна. Она может временно запоминать технологические и часть научных данных на бортовом запоминающем устройстве, а затем воспроизводить записанные данные и передавать их на Землю. Кроме того, имеется возможность передавать технологические и научные данные на Землю непосредственно, без запоминания. БЛИСИ аналогично каналу передачи данных также состоит из двух частей. Одна из них соединяет научные приборы с радиолинией, а другая – с телеметрической системой.

Задачами устройства управления научной аппаратурой БУНА являются включение и выключение научных приборов по заданной программе, выдача функциональных и числовых команд, устанавливающих режимы работы приборов, и т. д. Устройство управления связано с бортовой системой космического аппарата.

На рис. 1 видно, что прохождение данных в информационной системе происходит по двум одновременно и независимо работающим каналам. Построение информационной системы по двухканальной схеме вызвано двумя причинами. Во-первых, на разных фазах работы космического аппарата источники данных имеют различную информативность. На пути к комете работает лишь часть научных приборов, и количество обрабатываемых данных невелико. Средняя информативность несколько килобит в секунду. Во время встречи с кометой, когда работают все научные приборы, общая информативность достигает величины 65 536 бит/с. Очевидно, что неэкономично использовать во время длительного полета для передачи небольшого количества данных информационную систему большой емкости, а значит, и большой мощности.

Реализация канала с меняющейся в широких пределах пропускной способностью слишком усложнила бы его структуру и уменьшила бы надежность. Во-вторых, за счет построения двух параллельных информационных каналов повысилась надежность информационной системы. Кроме того, передача технологических данных по отдельному каналу позволяет определить причину неисправности в быстром канале и при необходимости принять соответствующие меры.

Учет требований по надежности при разработке системы управления, сбора и передачи научной информации. Большую роль в создании системы на каждом этапе играло стремление к повышению надежности. Оно определило также во время системотехнической разработки топологию связи БЛИСИ и БУНА с научными приборами и их системотехническую структуру. Максимальные требования по надежности вместе с учетом внешних воздействий на аппаратуру во время полета определили тот ассортимент элементов, который можно использовать во время системотехнической разработки. Кроме того, стремление к повышению надежности сделало необходимым использование некоторых схемотехнических решений, главным образом связанных с введением избыточности.

Очевидно, что системо- и схемотехнические проблемы связаны с определением ассортимента используемых элементов. Поэтому представленные далее решения являются результатом длительного итерационного процесса.

Топология связи БЛИСИ и БУНА с научными приборами. Существует два основных способа соединения БЛИСИ и БУНА с большим количеством источников: радиальное распределение и шинная система. В случае радиального распределения каждый источник получает от БЛИСИ и БУНА сигналы, управляющие передачей данных по отдельным проводам (и с отдельных выходов), а также по отдельным проводам (и на разные входы) выдает сигналы. В случае использования шинной системы линии данных источников совмещаются с линиями управления. Мультиплексирование (суммирование сигналов) линии данных или демультиплексирование линий управления происходит в БЛИСИ и БУНА. И от рода информации, появляющейся на линиях управления, зависит, какой источник пошлет данные в БЛИСИ.

При выборе типа распределения учитывались следующие условия: ошибка научного прибора не должна мешать приему команд управления другими научными приборами; ошибка научного прибора не должна мешать сбору данных от других научных приборов; при максимальном удалении космического аппарата с момента посылки команды с Земли до ее выполнения проходит около 20 мин.

Учитывая эти условия, было принято радиальное распределение, при котором вследствие раздельных линий данных и линий управления ошибочная работа одного источника совсем не мешает сбору данных от других источников в случае правильной системотехнической разработки. В то время как шинная система из-за совпадения линий данных и управления в случае определенных ошибок в одном источнике данных препятствует сбору данных и от остальных источников.

Хотя шинную систему можно построить так, чтобы выключением неисправного источника данных не мешать сбору данных от остальных источников, однако поиск неисправного источника является сложной задачей, которую, как правило, можно решить только последовательным включением и выключением источников данных. Если локализацию ошибки проводить с Земли, то необходима многократная подача команд, что невозможно из-за отсутствия достаточного времени при пролете кометы Галлея. Локализацию ошибки принципиально можно автоматизировать, но это привело бы к такому усложнению БЛИСИ и БУНА, которое резко уменьшило бы их надежность.

Радиальное распределение, кроме удовлетворения требований по надежности, обладает следующим отрицательным свойством. В случае большого количества источников данных требуется иметь соответствующее количество раздельных входов-выходов. Как это будет показано дальше, данное свойство усложняет введение избыточности.

Системотехнические проблемы избыточной реализации системы управления, сбора и передачи научной информации. Поскольку система управления и сбора данных играет ключевую роль в информационной системе космического аппарата «Вега», основным требованием, предъявляемым к ней, является избыточное построение. В одном электронном контуре можно осуществить избыточность на трех уровнях: элемент, блок или же целое устройство. Характеристика надежности БЛИСИ и БУНА показала, что структура системы слишком сложна для того, чтобы можно было повысить ее надежность введением избыточности на уровне элементов, и слишком проста для того, чтобы ввести избыточность на уровне блока.

Поэтому было решено повысить надежность системы, вводя избыточность на уровне устройства. Осуществление избыточности на этом уровне возможно тремя способами: с использованием мажоритарной логики, горячего или же холодного резервирования. В первом случае три или большее нечетное количество устройств работают одновременно и параллельно друг с другом, каждое устройство получает одинаковые входные сигналы через специальные защитные контуры тока. Введение защитных контуров тока необходимо для того, чтобы неисправность на входе одного устройства не препятствовала приходу сигнала на входы остальных устройств. Выходные сигналы устройств поступают на специальный решающий контур. Последний выдает такой же сигнал, который совпадает с выходным сигналом большинства устройств.

В случае горячего резервирования два или более устройств работают одновременно. Входные сигналы аналогично мажоритарной логике приходят на входы каждого их устройства по защитным контурам тока. Выходы устройств соединены с входами управляемого извне мультиплексора, который всегда подключает выход только одного устройства на выход целой системы. Наконец, система холодного резервирования отличается от горячего резервирования тем, что работает только одно устройство, а входной защитный контур тока заменяется демультиплексором.

При выборе одного из трех способов резервирования требовалось учитывать следующие условия: одно устройство можно построить из сравнительно небольшого количества схем высокой степени интеграции (меньше 50); из-за радиальной топологии и использования комплекса научных приборов БЛИСИ и БУНА имеют большое количество выходов и входов; исправление ошибки должно происходить по возможности автоматически; наличие существующих ограничений по энергопотреблению.

Ни один из указанных способов резервирования не обеспечивает одновременного удовлетворения поставленных требований. Следовательно, должно быть принято компромиссное решение.

Использование мажоритарной логики обеспечивает автоматическое исправление ошибки. Но нужно учесть тот факт, что данный способ повышает надежность только в том случае, когда надежность решающего контура, включенного на выходы устройств, гораздо больше надежности каждого из них. Однако во время исследования реализации решающего контура оказалось, что из-за большого количества выходов сложность контура сопоставима со сложностью всей системы. Следовательно, его надежность не может существенно превышать надежность системы управления и сбора данных. Кроме того, одновременная работа трех устройств и существенное потребление решающего контура не удовлетворяют требованиям по сокращению энергопотребления.

В случае горячего резервирования возникли проблемы по обеспечению ограниченного расхода энергии, а также по реализации выходного мультиплексора, имеющего необходимую надежность. Последнее достаточно важно потому, что от этого зависит, в какой степени резервирование повышает надежность системы.

При холодном резервировании снимается проблема повышенного расхода энергии. Как будет показано далее, с помощью специальных схемотехнических решений возможна реализация с необходимой надежностью выходного мультиплексора и демультиплексора, включающего и выключающего резервные устройства. Правда, данный метод не обеспечивает удовлетворения требования по автоматическому исправлению ошибки.

На основе сопоставления перечисленных методов был выбран способ холодного резервирования. Этот выбор, безусловно, является компромиссным, но из всех возможных вариантов он в большей степени удовлетворяет поставленным требованиям.

Схемотехнические проблемы реализации холодного резервирования. При реализации системы с использованием холодного резервирования ключевую роль играет создание входного защитного контура (или демультиплексора) и выходного мультиплексора с высокой надежностью. В связи с большим количеством входов и выходов нужно было разработать такие схемотехнические решения, чтобы как можно меньше электрических элементов содержал каждый вход или выход мультиплексора или демультиплексора. Во время реализации БЛИСИ и БУНА удалось найти такое решение, в котором соответствующие входы и выходы отдельных резервов можно просто соединить, а значит, упростить мультиплексоры и демультиплексоры.

Суть принятого решения заключается в том, что каждый комплект БЛИСИ и БУНА имеет собственный вторичный источник питания (рис. 2). Вторичные цепи источников питания гальванически полностью развязаны с бортовой сетью и между собой, включая развязку но общему проводу. Одна шина бортовой сети постоянно подключена к входам всех вторичных источников питания. Вторая – через входной релейный демультиплексор подключается только к работающему комплекту.

Рис. 2.

Входной релейный демультиплексор работает синхронно. Выходные каскады БЛИСИ и БУНА построены по схеме «с открытым коллектором». Нагрузочный резистор находится в подключенном научном приборе. Последовательно с выходом включен защитный триод, предотвращающий короткое замыкание в случае выхода из строя выходных транзисторов в одном или нескольких соединенных между собой резервных устройствах.

Аналогично и научные приборы также содержат выходы с открытым коллектором. Резистор нагрузки находится в БЛИСИ. Триод, последовательно включенный с резистором, предотвращает взаимодействие отдельных входов работающего элемента через нагрузочные резисторы входов выключенных резервных элементов. Резистор, включенный последовательно с входным каскадом, защищает от короткого замыкания на общий провод объединенных входов в случае возникновения такого в одном из них.

Из всего вышеизложенного следует, что ни одна неисправность, возникшая в отключенном элементе, не нарушает правильного функционирования работающего звена. Более того, допускается возникновение более чем одной неисправности одновременно. Надежность системы, выполненной с холодным резервированием, в большой степени зависит от надежности демультиплексоров, поэтому они реализованы с помощью троированной схемы. Это означает, что в случае ошибочной работы какого-нибудь реле работа демультиплексоров будет правильной. Именно таким образом можно достичь столь высокой надежности демультиплексоров, что она практически не влияет на надежность системы с холодным резервированием.

Заметим, что указанные решения мы для простоты представили для тройного резервирования, но точно так же их можно использовать в случае двойной или более кратной избыточности. При разработке БЛИСИ было применено троирование, а при разработке БУНА – дублирование и троирование.

Краткое описание блока логики и сбора информации. Блок логики и сбора информации БЛИСИ предназначен для сбора и передачи научной информации от приборов в бортовую служебную систему сбора данных (канал ТМ-3072) и систему передачи данных (канал РЛ-65 536) пролетного космического аппарата АМС «Вега». Причем БЛИСИ выполняются следующие задачи: управление вводом научной информации из приборов пролетного аппарата; прием научной информации от приборов пролетного аппарата; поблочный вывод информации в ТМ-3072; поблочный вывод информации в РЛ-65 536; синхронизация вывода информации в РЛ-65 536; формирование заголовка («шапки») для информационных блоков канала РЛ-65 536.

Работа БЛИСИ происходит в следующих режимах:

«Трасса-1», «Трасса-1 + ИКС», «Трасса-2», «Трасса-2 + ИКС». Передаваемая научная информация временно записывается в бортовое запоминающее устройство системы сбора данных, а затем передается на Землю. Помимо этого, имеется режим НП – непосредственной передачи информации на Землю по каналу 3К Бод (ТМ-3072). Распределение информативности научных приборов в этом случае дано в табл. 1.

* Информация прибора СП-1 выводится через прибор АПВ-Н и входит в общий объем его информативности. Информация прибора ДУСМА выводится через прибор ИНГ и входит в общий объем его информативности.

«Режим 65», «Режим 32». Научная информация передается непосредственно на Землю с помощью системы передачи данных космического аппарата «Вега» со скоростью 65 536 бит/с. Распределение информативности между научными приборами в битах по каналу РЛ-65 536 дано в табл. 2.

Конструктивно БЛИСИ состоит из двух функционально независимых устройств: БЛИСИ-ТМ (БТМ), предназначенного для работы с каналом 3К Бод; БЛИСИ-РЛ (БРЛ), предназначенного для работы с каналом 64К Бод (РЛ-65 536).

* Информация прибора СП-1 выводится через прибор АПВ-Н и входит в общий объем его информативности. Информация прибора ДУСМА выводится через прибор ИНГ и входит в общий объем его информативности.

** В единицах бит в две секунды.

Описание БЛИСИ. Блок-схема БЛИСИ (БТМ и БРЛ) состоит из трех независимых резервов для каналов 3К Бод и 64К Бод, каждый из которых имеет собственный вторичный источник питания, вырабатывающий напряжения постоянного тока 5 и 9 В, необходимые для функционирования логического и интерфейсных устройств.

Во вторичном источнике питания вторичные цепи гальванически полностью развязаны с бортовой сетью космического аппарата «Вега», но имеют общий провод с его системами и научной аппаратурой. Одна шина бортовой сети АМС постоянно подключена к входам всех вторичных источников питания; вторая (–27 В) – через релейный блок (к БТМ и БРЛ). Структуры резервов БТМ и БРЛ представлены на рис. 3 и 4.

Рис. 3.

Рис. 4.

Коммутатор выбора резерва подключается только к работающему комплекту. Схема релейного коммутатора организована таким образом, что она практически не влияет на надежность системы с холодным резервированием.

Научные приборы связаны с БТМ и БРЛ по радиальной схеме соединений с распределением сигналов, поступающих от них, по резервам БЛИСИ непосредственно в приборе. Переключение режимов работы БЛИСИ осуществляется сигналами, формируемыми с помощью «сухих контактов» реле БУНА. Выходные устройства связи БЛИСИ с научными приборами выполнены на основе схемы «открытый коллектор» с транзисторной развязкой. Последняя выполняет двойную задачу: с одной стороны, препятствует выдаче паразитных импульсов выходными каскадами во время включения, с другой – производит развязку выходов, обеспечивающую защиту резервов БТМ и БРЛ при использовании в них способа скользящего резервирования.

По характеру содержащейся информации в интерфейсе БЛИСИ ТМ-3072 и РЛ-65 536 различаются следующие виды электрических сигналов:

информационные сигналы, представляющие собой научную информацию от приборов космического аппарата «Вега» и контрольную информацию, характеризующую состояние каждого резерва БЛИСИ;

управляющие сигналы, предписывающие подготовку, начало и проведение обменных операций.

Сигналы от резервов БТМ и БРЛ в бортовые служебные системы (каналы 3К Бод и 64К Бод) поступают по независимым линиям, где происходит их объединение. Выходные каскады резервов выполнены на дискретных элементах по схеме «комплементарного эмиттерного повторителя» с питанием от 9 В соответствующего резерва вторичного источника питания.

Вывод научной информации из БТМ в бортовую служебную систему сбора данных организован блоками по 180 бит (на два локальных коммутатора), а научной информации из БРЛ в бортовую служебную систему передачи данных космического аппарата «Вега» – по 1024 бит.

Сбор данных в БРЛ организован синхронными блоками, состоящими из 1024 бит информации. Из них 960 бит – данные научного прибора, а 64 бит – заголовок, который формирует БРЛ. Заголовок («шапка») содержит 32 бит (код синхронизации), 8 бит (адрес прибора с исправляющим кодом), 14 бит информации о времени и 10 бит информации о внутреннем состоянии БРЛ и БТМ (номер кварца, номер резерва БРЛ, режим работы и т. д.). По результатам анализа заголовка, на Земле осуществляется синхронизация и разделение данных по экспериментам, а также привязка их ко времени.

Программа сбора данных в БРЛ находится в ПЗУ, и, заменив последний, можно изменить порядок сбора данных от научных приборов. Каждая строка ПЗУ соответствует текущему блоку данных запрограммированного эксперимента, и объем информации, считываемый с каждого научного прибора, может изменяться от 64 до 0,5 Кбит с шагом 0,5 К · бит (К = 1024).

БЛИСИ к функционированию готов менее чем через 1 с после подачи на него напряжения бортовой сети. Счетчик времени, являющийся источником информации о времени для заголовка, стирается во время пуска БРЛ и увеличивается на единицу через 1 или 2 с в зависимости от режима работы БРЛ («Режим 65» – 1 с, «Режим 32» – 2 с).

Надежность работы БЛИСИ в полете обеспечивается реализацией в нем способа скользящего резервирования «один из трех», т. е. обязательного функционирования одного из трех резервных устройств. Замена любого отказавшего устройства в данной группе производится по команде с Земли через блок управления научной аппаратурой.

В заключение отметим, что прибор БЛИСИ разрабатывался специалистами ВНР и СССР.

Краткое описание блока управления научной аппаратурой (БУНА). Этот блок предназначен для реализации программы функционирования научных приборов на трассе перелета космического аппарата и при пролете кометы Галлея. Основными функциями БУНА являются: 1) коммутация питания научных приборов в соответствии с программой полета; 2) выдача функциональных команд управления; 3) выдача меток (команд бортового программного устройства); 4) формирование и выдача 24-битовых числовых команд 5) формирование и выдача индивидуальных функциональных команд. Блок-схема БУНА представлена на рис. 5.

Первые 3 функции прибора БУНА реализуются при получении с Земли функциональных команд и из бортового программного устройства (меток). При этом выполняется включение научных приборов в зависимости от режимов их работы и программы полета.

Для выполнения четвертой и пятой функций (формирование и выдача числовых и функциональных команд в научные приборы) БУНА получает с Земли код в сопровождении символа синхронизации. Код поступает на входной регистр (см. рис. 5), а с него – на дешифратор. Последний открывается и выдает сигнал длительностью 0,8 с на один из выходов, из которых первые 15 используются для выбора адреса прибора, а остальные 47 идут на выходные каскады для выдачи индивидуальных числовых команд в научные приборы. Если на дешифраторе появляется сигнал «Адрес номера прибора», то он запоминается, и при этом разрешается выдача команд по выбранному адресу прибора.

Рис. 5.

Для того чтобы в выбранном приборе появилась числовая команда, необходимо с Земли подать на БУНА команду: «Разрешение приема числовых команд». Эта команда запретит работу дешифратора, и код, полученный с Земли, из входного регистра будет сдвигаться в регистр-накопитель числовых команд. После получения очередной посылки кода весь код числовых команд в сопровождении сигналов синхронизации выдается в научный прибор, который был ранее выбран. В прибор можно выдать несколько команд; точнее, числовые команды можно выдавать до тех пор, пока с Земли в БУНА не придет команда: «Разрешение работы дешифратора». Эта команда отключает «Адрес прибора» и запрещает сдвиг кода в регистр-накопитель.

Для обеспечения надежной работы в БУНА использована мажоритарная логика «два из трех» и сделан холодный резерв электроники выдачи числовых команд и функциональных команд и источника питания, коммутация которых осуществляется по командам с Земли.

Прибор БУНА разрабатывался специалистами СССР.

Программа работы комплекса научных приборов на АМС «Вега». На этом космическом аппарате в пролетном варианте предусматривается работа комплекса научных приборов в семи режимах:

1. «Трасса-1» (ТМ-3072);

2. «Трасса-1 + ИКС» (ТМ-3072);

3. «Контроль научных приборов» (РЛ-65 536);

4. «Трасса-2» (ТМ-3072);

5. «Трасса-2 + ИКС» (ТМ-3072);

6. «Комета» (РЛ-65 536);

7. НП (ТМ-3072).

Технические характеристики научных и служебных приборов,, установленных на пролетном аппарате «Вега», приведены в табл. 3.

Режим «Трасса-1» включается по команде с Земли на 15-е сутки после старта космического аппарата и продолжается до подлета к комете Галлея. При этом осуществляется постоянное включение приборов МИША, ТН-М, а также разрешается прохождение меток «1 сут», «20 мин» и «24 мин» на включение и выключение приборов ПМ-1, ИНГ, ДУСМА и БЛИСИ. Это дает возможность каждые 20 мин производить запись 3060 бит информации научных приборов в бортовое запоминающее устройство емкостью около 5 · 10⁶ бит. Считывание научной информации из запоминающего устройства на Землю выполняется каждые 20 – 30 сут.

Режим «Контроль научных приборов» включается каждые 2 месяца на трассе перелета космического аппарата для проверки функционирования комплекса научных приборов при работе быстрой радиолинии РЛ-65 536. При этом осуществляется включение всех научных приборов в режиме, аналогичном режиму пролета кометы.

После пролета планеты Венера раскрываются штанги анализатора плазменных волн низкой частоты (АПВ-Н).

Режим «Трасса-2» включается за 2 сут до пролета кометы Галлея. При этом осуществляется постоянное включение приборов СП-1, СП-2, ИНГ, ДУСМА, ПМ-1, ТН-М, МИША, АПВ-В, АСП-Г и ТВС (дежурный режим). Каждые 20 мин 72 360 бит информации научных приборов записывается в бортовое запоминающее устройство. Считывание научной информации с запоминающего устройства на Землю проводится каждые сутки, во время режима «Комета».

Последний начинается с проведения подготовительных операций в целях установки научной аппаратуры в рабочее положение. За 10 сут до пролета кометы осуществляется расчековка автоматической стабилизированной платформы АСП-Г, развертывание ее по прямому восхождению и склонению в исходное положение. Это предоставляет возможность проверить функционирование АСП-Г и принять меры в случае возникновения неисправностей. Режим «Комета» делится на 5 подрежимов пролета: 1) сеанс «За двое суток»; 2) сеанс «За сутки»; 3) сеанс «Комета»; 4) сеанс «Спустя сутки»; 5) сеанс «Спустя двое суток». В режиме «Комета» включаются все научные приборы космического аппарата. Информация передается по быстрой радиолинии РЛ-65 536.

Включение режима непосредственной передачи (НП) по медленной радиолинии ТМ-3072 выполняется по команде с Земли. При этом включаются все научные приборы и производится считывание информации последовательно с каждого прибора с периодом 0,5 с и передача по медленной радиолинии ТМ-3072 со скоростью 3072 бит/с; одновременно передается контрольная информация о функционировании научных приборов в аналоговом и контактном видах. В сеансе «Комета» режим непосредственной передачи для ТМ-3072 включается за 0,5 до минимального сближения с кометой Галлея в течение 1 ч. Этот режим включается для увеличения надежности получения научной информации.

НОВОСТИ ЗАРУБЕЖНОЙ КОСМОНАВТИКИ

СПУТНИКОВЫЕ СИСТЕМЫ СВЯЗИ (ССС)*

* По материалам зарубежной печати. Напомним, что первая в мире эксплуатационная гражданская ССС стала действовать в нашей стране в 1965 г. после запусков ИСЗ «Молния-1». Первая в мире эксплуатационная ССС телевизионного вещания также создана в СССР после запуска ИСЗ «Экран» в 1976 г. С запуском в СССР первых ИСЗ «Молния-2» в 1971 и 1972 г. началась эксплуатация международной региональной ССС «Интерспутник», в которой принимает участие ряд стран социалистического содружества. В настоящее время в ССС «Орбита», «Москва», «Экран» и «Интерспутник» используются ИСЗ «Молния-1» и «Молния-3» (с 1974 г.), запускаемые на высокоэллиптические орбиты, а также геостационарные ИСЗ «Экран», «Радуга» (с 1975 г.) и «Горизонт» (с 1978 г.), причем на борту ряда последних ИСЗ «Горизонт» размещены дополнительные ретрансляторы «Луч» и «Волна» в целях организации связи с судами и самолетами. В рамках международной программы КОСПАС–САРСАТ по созданию поисково-спасательной ССС успешно эксплуатируются экспериментальные ИСЗ «Космос-1383» и «Космос-1447». В целях передачи информации, необходимой для управления полетом космических аппаратов (в том числе пилотируемых, а также автоматических межпланетных станций), применяются ИСЗ типа «Молния». Подробнее обо всем этом см.: Агаджанов П. А., Большой А. А., Галкин В. И. Спутники связи. М., Знание, 1981, а также Галкин В. И. Работа спутников-спасателей. – В кн.: Современные достижения космонавтики. М., Знание, 1983.

Созданию различного рода ССС (как национальных, так и международных) отводится значительное место в сегодняшних космических программах зарубежных стран. Достаточно сказать, что из всех гражданских искусственных спутников Земли (ИСЗ), официально объявленных за рубежом для запуска в 1985 г., лишь четыре не являются ИСЗ связи. Чтобы читатель данной серии смог свободно разобраться во всем обилии таких ИСЗ, в этом приложении приводятся краткие характеристики различных гражданских зарубежных эксплуатационных ССС, как действующих в настоящее время, так и запланированных создать в ближайшие годы. Отметим, что в отличие от Советского Союза зарубежных ССС, как правило, базируются на ИСЗ, выводимых на геостационарную орбиту, заполнение которой в ближайшее десятилетие станет близким к предельному. Это, в частности, отмечалось на состоявшейся в августе 1985 г. Всемирной административной конференции по радиосвязи, рассмотревшей и утвердившей заявки разных стран на размещение ИСЗ связи на геостационарной орбите.

ГЛОБАЛЬНЫЕ ССС

«Интелсат». В 1965 г. в США на орбиту, близкую к геостационарной (над Атлантическим океаном), был запущен (6.IV.1965) и стал эксплуатироваться (28.VI.1965) ИСЗ «Интелсат-1» («Эрли Берд») Международной организации спутникового телевещания ИТСО (до 1973 г. корпорация «Интелсат»), созданной в 1964 г. для разработки и эксплуатации глобальной ССС, включая и передачу телевизионных программ. В 1967 г. на геостационарную орбиту запущены и начали эксплуатироваться 3 ИСЗ «Интелсат-2» («Лэни Берд-2 и -3» над Тихим океаном, а также «Кэнери Берд» над Атлантическим океаном). Впервые ССС стала глобальной* после введения в эксплуатацию в 1968 – 1970 гг. ИСЗ «Интелсат-3» (всего удалось вывести на расчетную орбиту 5 ИСЗ над Атлантическим, Тихим и Индийским океанами). В период 1971 – 1974 гг. были запущены 6 ИСЗ «Интелсат-4», а в период 1975 – 1978 гг. – 4 ИСЗ «Интелсат-4А». Об основных характеристиках ИСЗ первых пяти поколений ССС ИТСО см.: Агаджанов П. А., Большой А. А., Галкин В. И. Спутники связи. М., Знание, 1981.

* Вообще говоря, рассмотренные здесь ССС, базирующиеся на геостационарных ИСЗ, не являются действительно глобальными, поскольку не охватывают приполярные области выше широты 77°. Полностью глобальной ССС может стать только на базе ИСЗ, выводимых на полярные или высокоэллиптические орбиты. Более подробно об использовании геостационарной орбиты в ССС см.: Агаджанов П. А., Большой А, А., Галкин В. И. Спутники связи. М.. Знание, 1981.

Первоначально финансовая доля США в ИТСО превышала 50%, все дела от имени ИТСО вела американская корпорация «Комсат». Но уже к началу 1980 г. финансовая доля США в ИТСО, объединяющей сейчас более 100 стран, упала примерно до 25%. Повысилось участие неамериканских фирм в разработке ИСЗ новых поколений, для запуска ИСЗ «Интелсат» стали использоваться западноевропейские ракеты-носители: (РН) «Ариан».

С 1980 г. и по настоящее время формируется новое поколение ССС ИТСО на базе ИСЗ «Интелсат-5», включая более совершенные ИСЗ «Интелсат-5А». Разработка этих ИСЗ осуществлялась фирмой «Форд» (США) вместе с фирмами Великобритании, Италии, Канады, Франции, ФРГ и Японии. Размеры ИСЗ «Интелсат-5» при развернутых солнечных батареях (СБ) 6,5 × 15,7 м, стартовая масса (с апогейным двигателем) 1870 кг, масса на геостационарной орбите 1065 кг (из них 200 кг приходится на топливо для маневрирования ИСЗ на орбите). Пропускная способность 12 000 двусторонних (дуплексных; дпл) телефонных (тлф) каналов + 2 канала цветного ТВ. Суммарная излучаемая мощность передатчиков на 43 ЛБВ 198,5 Вт; мощность, создаваемая СБ, 1,32 кВт. Расчетный срок службы 7 лет.

Впервые в этом поколении ССС используются ИСЗ с трехосной стабилизацией и частотный диапазон 14 (Земля – ИСЗ)/11 (ИСЗ – Земля) ГГц. В антенную систему входят 15 приемников (8 резервных), 7 антенн для связи (еще 4 для управления), формирующих глобальный и две пары полусферных лучей с противоположной поляризацией (диапазон 6/4 ГГц) и два сканирующих луча (диапазон 14/11 ГГц). Это обусловливает четырехкратное использование частотного диапазона 6/4 ГГц и двукратное – диапазона 14/11 ГГц. Из 27 ретрансляторов 16 работают в диапазоне 6/4 ГГц с полосой пропускания по 80 МГц, 5 – в диапазоне 6/4 ГГц по 40 МГц, 4 – в диапазоне 14/11 ГГц по 80 МГц, 2 – в диапазоне 14/11 ГГц по 240 МГц. Эффективная (средняя изотропная) излучаемая мощность 21(42) дБ · Вт.

В окончательном виде планировалось создать ССС из 15 ИСЗ, в которую входят 4 основных и 5 резервных ИСЗ над Атлантическим океаном (соответственно в точках «стояния» 18,5; 21,5; 24,5; 34,5 и 1; 4; 27,5; 31; 53° з. д.), 2 основных и 2 резервных ИСЗ над Индийским океаном (60; 63 и 57; 66° в. д.), 1 основной и 1 резервный ИСЗ над Тихим океаном (174 и 179° в. д.). Запуск первых 4 ИСЗ предназначен для подготовки ССС нового поколения, последующие 5 ИСЗ снабжены дополнительным ретранслятором для нужд ИМСО (см. дальше), последние 6 ИСЗ представляют собой вариант «Интелсат-5А». Имеющийся на борту ИСЗ запас топлива достаточен для свободного маневрирования от одной точки «стояния» ССС к другой, и поэтому запуск очередного ИСЗ на начальном этапе формирования ССС не ограничивался определенной точкой «стояния» на геостационарной орбите.

В течение подготовительного этапа ИСЗ запускались с помощью американской РН «Атлас–Центавр» (6.X1I.1980, 23.V.1981, 15.XII.1981 и 5.III.1982), причем первой была запущена вторая летная модель (F 2), но вначале стала эксплуатироваться первая модель (F 1) в июле 1981 г. Первые 2 ИСЗ с ретранслятором для ИМСО запущены также с помощью РН «Атлас–Центавр» (28.IX.1982 и 19.V.1983), а остальные 2 ИСЗ – с помощью западноевропейской РН «Ариан» (19.Х.1983 и 5.III.1984). Запуск 9-го ИСЗ «ИнтелсаТ-5» оказался неудачным (РН «Атлас–Центавр»), Для запуска первых 3 ИСЗ «Интелсат-5А» вновь использовалась РН «Атлас–Центавр» (23.III.1985, 29.IV.1985 и еще в 1985 г.), последние 3 ИСЗ «Интелсат-5А» планируется вывести на орбиту с помощью РН «Ариан». Общая стоимость создания этой ССС, включая изготовление и запуск 15 ИСЗ, составит 1,3 млрд. долл.

В 1985 г. осуществлены запуски первых ИСЗ «Интелсат-5А», которые иногда относят к 7-му поколению ИСЗ «Интелсат» («Интелсат-1, -2, -3, -4, -4А, -5, -5А). Усовершенствование ИСЗ в основном коснулось полосы пропускания за счет установки дополнительных 11 ретрансляторов диапазона 6/4 ГГц. Пропускная способность возросла до 15 000 дпл тлф каналов, помимо 2 каналов цветного ТВ, Расчетный срок службы увеличился до 9 лет. Незначительно повысилась масса ИСЗ.

На 1986 г. намечены запуски первых ИСЗ «Интелсат-6» (на борту МТКК с помощью космического буксира), разработанных консорциумом фирм во главе с американской фирмой «Хьюз» (основной подрядчик) и английской фирмой «Бритиш Аэроспейс» (основной субподрядчик). При проектировании было решено вновь вернуться к схеме ИСЗ со стабилизацией вращением (при наличии системы противовращения). Корпус ИСЗ «Интелсат-6» представляет собой цилиндр диаметром 3,7 м и высотой 13,7 м; на его поверхность нанесено 40 000 солнечных элементов (СЭ), обеспечивающих мощность электропитания 2,1 кВт в конце расчетного срока службы ИСЗ (10 лет), Стартовая масса ИСЗ 2250 кг, масса на геостационарной орбите 1090 кг. Пропускная способность 33 000 дпл тлф каналов + 4 канала цветного ТВ. Антенная система включает в себя 2-метровую приемную и 3,2-метровую передающую антенны диапазона 6/4 ГГц, 1,0- и 1,1-метровые антенны диапазона 14/11 ГГц, 2 рупорные антенны глобального обзора (6/4 ГГц) и обеспечивает шестикратное использование частотного диапазона 6/4 ГГц (3 пары полусферных лучей с противоположной поляризацией) и двукратное использование диапазона 14/11 ГГц. В передатчиках применяются усилители на ЛБВ со средней эффективной излучаемой мощностью 37 – 40 дБ · Вт. Из 50 бортовых ретрансляторов одновременно могут работать 48 (38 в диапазоне 6/4 ГГц, 10 в диапазоне 14/11 ГГц). Всего ИТСО заказало 16 ИСЗ, стоимость изготовления и запуска которых оценивается в 1,6 млрд, долл.

В перспективе ИТСО планирует разработку трех типов ИСЗ: «Интелсат-7» (для нового поколения глобальной ССС), «Зет» (для трансатлантической связи) и «Виста» (для ССС с использованием небольших наземных станций в сельской местности и на островах). ИСЗ «Зет» (название условное) будет иметь 36 ретрансляторов диапазона 6/4 ГГц при суммарной полосе пропускания 2500 МГц и пятикратном использовании частотного диапазона (антенная система формирует 6 лучей). Предполагается, что пропускная способность ИСЗ «Интелсат-7» составит 230 000 дпл тлф каналов. Антенная передающая система имеет 5 стволов (по 4–6 лучей) и обеспечивает шестикратное использование частот диапазона 6/4 ГГц и четырехкратное – диапазона 14/11 ГГц. Помимо имеющихся трех типов наземных станций (НС) для работы с ССС ИТСО, предполагается создать сравнительно небольшую НС с антенной диаметром 8 м.

«Марисат». В 1976 г. в США на геостационарную орбиту к точкам «стояния» над Атлантическим, Тихим и Индийским океанами запущены (19.II, 9.VI и 14.Х) 3 ИСЗ «Марисат» американской корпорации «Комсат» для создания глобальной ССС, обеспечивающей связь между береговыми базами и морскими судами, а также передачу метеорологической информации. ИСЗ «Марисат», разработанный фирмой «Хьюз» на базе канадского ИСЗ «Аник» (модель HS 333), стабилизируется вращением и представляет собой цилиндр диаметром 2,16 м и высотой 3,76 м (масса при старте 655 кг, на геостационарной орбите 295 кг). Связь ИСЗ с береговыми НС осуществляется в диапазоне 6/4 ГГц, связь ИСЗ с морскими судами – в диапазоне 1,6/1,5 ГГц. Всего на борту ИСЗ имеется 3 ретранслятора, один из которых (двуствольный) применяется в интересах ВМФ США (диапазон 0,4/0,2 ГГц). Мощность, создаваемая СБ в конце 5-летнего расчетного срока службы ИСЗ, 300 Вт, однако эти ИСЗ и поныне эксплуатируются (для нужд ИМСО).

«Инмарсат». В 1982 г. начала эксплуатироваться глобальная ССС Международной организации по спутниковой морской связи ИМСО (или «Инмарсат»), созданной в 1979 г, и объединяющей сейчас более 40 стран (в том числе СССР). На начальном этапе формирования такой ССС ИМСО арендовала ИСЗ «Марисат» (начало эксплуатации 1.II.1982; точки «стояния» 15° з. д.; 73 и 176,5° в. д.), западноевропейский ИСЗ «Марекс» (28.II.1982; 2.6° з. д.) и ИСЗ «Интелсат-5» с дополнительным ретранслятором для ИМСО (19.I.1983; 63° в, д.). В 1985 г, началась эксплуатация 2-го ИСЗ «Марекс» (8.1; 177,5° в. д.), и этим завершилось формирование первого поколения ССС, в состав которой входят 3 ИСЗ «Марисат» (по 10 тлф каналов), 2 ИСЗ «Марекс» (по 46 тлф каналов) и 4 ИСЗ «Интелсат-5» (по 30 тлф каналов). Глобальной ССС ИМСО обеспечивается связь береговых служб с судами, передача метеорологической информации и аварийных сигналов поисково-спасательных служб (связь НС–ИСЗ–НС в диапазоне 6/4 ГГц, связь ИСЗ–судно–ИСЗ в диапазоне 1,6/1,5 ГГц). Вместо тлф каналов возможна связь по телексным (тлк) каналам (1 тлф канал эквивалентен 60 тлк каналам).

Два ИСЗ «Марекс» западноевропейского космического агентства ЕСА (запущенные 20.XII.1981 и 9.XI.1984) созданы на базе западноевропейского ИСЗ «Евтелсат» («ЕКС») консорциумом фирм Великобритании, Испании, Италии, Нидерландов, Франции, ФРГ и Швеции (головная фирма «Бритиш Аэроспейс»). Они имеют две рупорные антенны диапазона 6/4 ГГц и одну параболическую антенну диапазона 1,6/1,5 ГГц. Эффективная излучаемая мощность ретранслятора 19 дБ · Вт. Стабилизированные по трем осям, ИСЗ оснащены СБ общим размахом 13,8 м, которые обеспечивают электропитание мощностью 760 Вт в конце расчетного срока службы ИСЗ (7 лет). Масса ИСЗ «Мареке» при старте с Земли 1005 кг, на геостационарной орбите 563 кг (у 2-го ИСЗ «Марекс» несколько больше). Запуски ИСЗ осуществлялись с помощью РН «Ариан» (попытка запуска 10.IX.1982 оказалась неудачной).

В 1985 г. ИМСО приступила к созданию собственных ИСЗ для следующего поколения своей ССС, в чем участвует консорциум фирм «Матра» (Франция), «Фоккер» (Нидерланды), «Хьюз» (США) во главе с «Бритиш Аэроспейс» (Великобритания). Стабилизированные по трем осям, эти ИСЗ оснащены СБ общим размахом 15,23 м. Масса 1160 – 1260 кг (в зависимости от полезного груза), расчетный срок службы 10 лет. Антенная система обеспечивает связь судов с береговыми службами по 250 тлф каналам и береговых: служб с судами по 125 тлф каналам (связь НС–ИСЗ–НС в диапазоне 6/4 ГГц, связь ИСЗ–судно–ИСЗ – 1,6/1,5 ГГц). Предусмотрено оборудование для связи с самолетами и в системе КОСПАС–САРСАТ. На 1988 г. намечен запуск и ввод в эксплуатацию первого ИСЗ нового поколения ССС ИМСО (всего заказано изготовление 9 ИСЗ).

МЕЖДУНАРОДНЫЕ РЕГИОНАЛЬНЫЕ ССС*

* Здесь рассмотрены ССС, создаваемые совместными усилиями нескольких стран. В общем же, каждая ССС, даже одной страны, является региональной в силу охвата значительной территории земного шара, и поэтому она часто используется соседними странами. С другой стороны, здесь не упомянуты ССС, создаваемые рядом стран, если доля какой-либо из них была доминирующей (превышала 50%). Такие ССС отнесены к национальным для данной страны.

«Евтелсат». В 1978 г. в США был успешно запущен (11.V) на геостационарную орбиту в точку «стояния» 10° в. д. экспериментальный западноевропейский ИСЗ «ОТС-2» (запуск ИСЗ «ОТС-1» 14.XI.1977 с помощью РН «Дельта» был неудачным) и ЕСА одобрило создание региональной ССС для стран Западной Европы на базе ИСЗ «Евтелсат» (прежнее название «ЕКС»). Разработка и изготовление ИСЗ «Евтелсат» проводились западноевропейский консорциумом (14 фирм из 10 стран) во главе с «Бритиш Аэроспейс», который осуществлял разработку ИСЗ «ОТС» и «Мареке». Вначале предполагалось, что западноевропейская ССС будет состоять из 2 ИСЗ (одного резервного), а всего намечали изготовить 5 ИСЗ. Однако значительное количество стран (25), вошедших в организацию «Евтелсат», занимающуюся эксплуатацией ССС, а также расширение функций ССС за счет организации специальной системы деловой связи (ЭВМ, электронная почта, видеоконференции и т. д.) и работы в интересах Европейского союза радиовещания (по программе «Евровидения») привели к решению использовать 3 ИСЗ (один резервный) в данной ССС.

Стабилизированный вращением, ИСЗ «Евтелсат» оснащен СБ общим размахом 13,8 м, обеспечивающими электропитание мощностью 1,2 кВт (расчетный срок службы 10 лет). Антенная система формирует один широкий (европейский) и три узких (восточный, западный и атлантический) лучи, охватывающие всю Европу, Средний Восток и Северную Африку (передача ТВ-программ возможна только в широком луче). Работа ССС осуществляется в диапазоне 14/11 ГГц с двукратным использованием частоты, однако на ИСЗ «Евтелсат-А», которые должны с 1989 г. заменить первые 3 ИСЗ, будут также установлены ретрансляторы диапазона 30/20 ГГц. Пропускная способность каждого ИСЗ в ССС «Евтелсат» составляет 12 200 дпл тлф каналов + 2 канала цветного ТВ, хотя каждый ретранслятор имеет пропускную способность 1800 дпл тлф накалов или 1 канал цветного ТВ. Запуски ИСЗ производятся с помощью РН «Ариан».

В 1983 г. запущен (16.VI) на геостационарную орбиту к точке «стояния» 10° в. д. и введен в эксплуатацию (12.X) 1-й ИСЗ, который является резервным в ССС (после запуска 2-го ИСЗ он переведен к точке «стояния» 13° в. д.). Все его 12 ретрансляторов (одновременно могут работать 9, остальные в резерве) создают эффективную излучаемую мощность 33,6 дБ · Вт, имеют полосу пропускания по 80 МГц, мощность ЛБВ 20 Вт. Масса ИСЗ при запуске 1043 кг, на геостационарной орбите 600 кг. На 2-м ИСЗ (запущен 4.VIII.1984) и 3-м ИСЗ (запуск в конце 1985 г.) основные ретрансляторы связи имеют эффективную излучаемую мощность 39,8 дБ · Вт, а установленные дополнительно 2 ретранслятора для передачи деловой информации (в том числе и в цифровом режиме) – 72 дБ · Вт. Помимо этих ретрансляторов, для системы передачи деловой информации на Западную Европу арендуется один ретранслятор диапазона 14/11 ГГц на французском ИСЗ «Телеком-1» (47 дБ · Вт). Масса 2-го и 3-го ИСЗ «Евтелсат» на геостационарной орбите 700 кг.

«Олимп». В 1979 г. по инициативе ряда стран – членов ЕСА, а также Канады началась разработка (при головной фирме «Бритиш Аэроспейс») семейства ИСЗ «Л-сат», получивших впоследствии название «Олимп» (или «Олимпус»), для создания многофункциональной ССС из 2 ИСЗ (одного резервного) на геостационарной орбите. ИСЗ «Олимп» имеет модульную конструкцию (космическая платформа) с трехосной стабилизацией и системой развертываемых в космосе СБ рулонного типа (общей длиной до 60 м для перспективных моделей ИСЗ). Среди основных полезных грузов (модулей), размещаемых на ИСЗ «Олимп», антенные системы радиосвязи (диапазон 30/20 ГГц), телевизионного вещания на небольшие приемные антенны (диапазон 17/12 ГГц), передачи деловой информации (диапазон 14/12 ГГц), экспериментов в области распространения радиоволн (диапазон 30/20 ГГц). Помимо этого оборудования, можно размещать и другое (например, для связи с морскими судами).

В перспективных моделях количество бортовых ретрансляторов предполагается увеличить до 50 и благодаря этому достичь пропускной способности 90 000 дпл тлф каналов + 5 каналов цветного ТВ (при шестикратном использовании частотного диапазона). Запуск ИСЗ «Олимп» можно будет осуществлять как с помощью МТКК, так и усовершенствованных вариантов РН «Ариан».

На 1987 г. намечено вывести на геостационарную орбиту в точку «стояния» 19° з. д. предэксплуатационный ИСЗ «Олимп-1», предназначенный для демонстрации возможностей (в основном в пределах Италии) такого рода ИСЗ. Основной корпус (без СБ) ИСЗ «Олимп-1» имеет размеры 2 × 3 м, СБ общей длиной около 20 м обеспечивают электропитание мощностью 5 кВт в начале эксплуатации и 3 кВт через 10 лет расчетного срока службы. Стартовая масса ИСЗ около 2300 кг, масса на геостационарной орбите около 1400 кг. Через две параболические антенны диапазона 17/12 ГГц с эффективной излучаемой мощностью 53 дБ · Вт в каждом ретрансляторе будет осуществляться передача ТВ-программ на территорию Италии (один луч) и Европы (другой луч) с использованием небольших приемных антенн. Система антенн диапазона 30/20 ГГц формирует 9 лучей (с эффективной излучаемой мощностью 63 дБ · Вт), направленных на крупнейшие города Италии. Испытания системы деловой связи в диапазоне 14/12 ГГц проведет Великобритания. Бельгия осуществит исследования в области распространения радиосигналов, используя бортовые передатчики ИСЗ на частотах 12,5; 19,77 и 29,66 ГГц.

«Арабсат». В 1985 г. на геостационарную орбиту в точки «стояния» 19 и 26° в. д. осуществлены запуски (8.II с помощью РН «Ариан» и 18.VI с помощью МТКК*) 2 ИСЗ «Арабсат» для ССС одноименной организации, созданной в 1976 г. с целью развертывания собственной ССС и объединяющей сейчас 22 страны (Алжир, Бахрейн, Джибути, Египет, Иордания, Ирак, Йемен, Катар, Кувейт, Ливан, Ливия, Мавритания, Марокко, НДРЙ, Объединенные Арабские Эмираты, Оман, Саудовская Аравия, Сирия, Сомали, Судан, Тунис, а также ООП). Центр управления ССС находится в эр-Рияде в Саудовской Аравии, которая взяла на себя наибольшую часть затрат на создание ССС из 3 ИСЗ (один резервный).

* Обращаем внимание читателей на то, что здесь и далее даны даты запуска ИСЗ вместе с МТКК с Земли, а не с борта МТКК, как это обычно делается в приложениях «Хроника космонавтики».

Разработка ИСЗ «Арабсат» проводилась с 1981 г. консорциумом, возглавляемым французской фирмой «Аероспатиель» (основной подрядчик) и американской фирмой «Форд» (основной субподрядчик). Участие последней предопределило использование в ИСЗ «Арабсат» технических решений, найденных при создании ИСЗ «Интелсат-5». Это касается системы трехосной стабилизации, системы электропитания с помощью СБ, системы формирования полусферных лучей с противоположной поляризацией (что позволяет повторно использовать рабочий диапазон частот). Кстати, аналогичность первых этих систем в ИСЗ «Интелсат-5» и «ЕКС» («Евтелсат») вызвала в свое время критическое замечание со стороны фирм, конкурирующих с фирмой «Форд», о том, что первый из названных ИСЗ представляет собой лишь увеличенный вариант второго. И хотя это не соответствовало действительности, однако все же, видимо, сказалось на решении поручить разработку ИСЗ «Интелсат-6» консорциуму во главе с фирмой «Хьюз».

Основу антенной системы ИСЗ «Арабсат» составляют 25 ретрансляторов диапазона 6/4 ГГц с полосой пропускания по 33 МГц и эффективной излучаемой мощностью 31 дБ · Вт. Общая пропускная способность ИСЗ составляет 8000 односторонних (симплексных; спл) тлф каналов + 7 каналов ТВ. Еще один ретранслятор (диапазон 6/2,5 ГГц) с эффективной излучаемой мощностью 41 дБ · Вт предназначен для передач общеарабской ТВ-программы. Стартовая масса ИСЗ 1195 кг, масса на геостационарной орбите 592 кг. Расчетный срок службы 7 лет.

Помимо рассмотренных здесь международных региональных ССС, наибольшее развитие получили разработки ССС «Афсат» и «Просат», хотя они еще далеки от своего окончательного варианта. Ряд стран Африки (Бенин, Берег Слоновой Кости, Верхняя Вольта, Конго, Мавритания, Мали, Нигерия, Руанда, Того, Чад, Центральная Африканская Республика), объединенных в рамках Африканского союза почт и дальней связи, изучают сейчас различные варианты собственной ССС на базе ИСЗ «Афсат» с антенной системой из 20 – 31 ретрансляторов, формирующей 4 широких и 12 узких лучей (срок службы 10 лет). Несколько стран Западней Европы (особенно ФРГ) инициируют создание ССС «Просат» для обслуживания подвижных объектов: небольших торговых судов, самолетов и грузовиков (пионером в области создания такого рода ССС является Канада).

ССС РАЗНЫХ СТРАН

Канада. В 1972 г. американской фирмой «Хьюз» была закончена проработка ИСЗ (модель HS 333) для канадской корпорации «Телесат», ответственной за создание и эксплуатацию национальной гражданской ССС на базе 3 ИСЗ «Телесат» («Аник-Эй») при одном резервном ИСЗ. После запуска с помощью американских РН (9.XI.1972 и 20.IV.1973) ИСЗ «Телесат-1» и «Телесат-2» на геостационарную орбиту в точки «стояния» 114 и 109° з. д. Канада стала первой из зарубежных стран, организовавших собственную эксплуатационную гражданскую ССС (в диапазоне 6/4 ГГц). Отметим, что сначала были выведены 2-й и 3-й летные модели ИСЗ (F 2 и F 3), и лишь затем была запущена (7.V.1975) 1-я летная модель. (К сожалению, иногда упоминают, скажем, 3-ю летную модель ИСЗ, считая ее 3-й по порядку запуска.)

Услугами канадской ССС, своим действием охватывающей и территорию США, часто пользуются американские фирмы, которым «Телесат» и поныне сдает в аренду часть ретрансляторов ИСЗ этой ССС, а иногда и весь ИСЗ целиком. По соглашению с «Телесат» американская корпорация РКА, первой арендовавшей ретрансляторы ИСЗ «Аник-Эй» для создания ССС на территории США, разработала ИСЗ «Аник-Би» для нового поколения канадской ССС (диапазон 14/12 ГГц) на базе ИСЗ «Сатком», создаваемой этой корпорацией для организации собственной ССС (см. дальше). Однако был запущен (25.IX. 1978) лишь один ИСЗ этого типа («Телесат-4»), который рассматривался как экспериментальный при переходе к новому поколению ССС «Телесат» на базе ИСЗ «Аник-Си» и «Аник-Ди». (Об основных характеристиках ИСЗ первого поколения канадской и других ССС см.: Галкин В. И. Национальные ССС зарубежных стран. – В кн.: Современные достижения космонавтики. М., Знание, 1982.)

С 1982 г. началось развертывание нового поколения канадской ССС на базе ИСЗ, представляющих собой два различных варианта модели HS 376, разработанной фирмой «Хьюз» в ходе создания ею ИСЗ «Интелсат-4А». Согласно достигнутому соглашению окончательная разработка ИСЗ «Аник-Си» проводилась этой фирмой совместно с канадской фирмой «Спар», а разработку и изготовление ИСЗ «Аник-Ди» эта канадская фирма осуществляла по лицензии собственными силами.

Стабилизируемые вращением, оба типа ИСЗ имеют цилиндрическую форму диаметром 2,16 м и высотой (при раскрытии СБ) 6,43 м («Аник-Си») и 6,57 м («Аник-Ди»). Стартовая масса обоих типов ИСЗ около 1200 кг, расчетный срок службы 8 – 9 лет. В отличие от ИСЗ «Аник-Эй», также стабилизируемых вращением, эти ИСЗ имеют систему противовращения. Антенная система ИСЗ «Аник-Ди» дает один луч, охватывающий всю территорию Канады; антенная система ИСЗ «Аник-Си» формирует до 4 лучей с противоположной поляризацией, что обеспечивает кратное использование частотного диапазона.

Работающий в диапазоне 6/4 ГГц, ИСЗ «Аник-Ди» имеет 24 ретранслятора с полосой пропускания по 36 МГц при эффективной излучаемой мощности 38 дБ · Вт. Каждый из этих ИСЗ может осуществлять режим тлф связи и передачу деловой информации со скоростью от 112 кбит/с до 6,3 Мбит/с. ИСЗ «Аник-Си» оснащен 16 ретрансляторами диапазона 14/12 ГГц с полосой пропускания по 54 МГц при эффективной излучаемой мощности 48 дБ/Вт. Использование цифровых режимов работы со скоростью передачи 91 Мбит/с позволяет в ИСЗ «Аник-Си» получить пропускную способность, эквивалентную 21 500 тлф каналам. С другой стороны, 13 выходных усилителей на ЛБВ мощностью по 15 Вт обеспечивает передачу двух ТВ-сигналов полосой 27 МГц (т. е. это эквивалентно двум каналам ТВ).

В 1985 г. закончилось формирование нового поколения канадской ССС, в которую входят 2 ИСЗ «Аник-Ди» (в точках «стояния» 104,5 и 114° з. д.) и 3 ИСЗ «Аник-Си» (109; 112,5 и 116°з. д.). Запуск ИСЗ «Телесат-5» («Аник-Ди-F 1») был проведен с помощью РН. «Дельта» (27.VIII.1982), а ИСЗ «Телесат-6» («Аник-Си-F 3»), «Телесат-7» («Аник-Си-F 2»), «Телесат-8» («Аник-Ди-F 2»), «Теле-сат-9» («Аник-Си-F 3») проводились с помощью МТКК (11.XI.1982 18.VI.1983, 8.XI.1984 и 12.IV.1985). Интересно, что при запуске ИСЗ «Телесат-5» впервые использовался космический буксир ПАМ-Д (в качестве дополнительной ступени РН. «Дельта»), а ИСЗ «Телесат-6» вместе с американским ИСЗ «СБС» стали первыми гражданскими ИСЗ, которые вывели на орбиту с борта МТКК (с использованием ПАМ-Д).

На 1987 г. намечен запуск на геостационарную орбиту в точку «стояния» 106,5° з. д. предэксплуатационного ИСЗ «Мобилсат» («М-сат») для ССС с персональным доступом к каналам связи потребителей, перемещающихся в пространстве (передвигающихся с помощью транспортных наземных и морских средств, а также пешеходов). Канада первой из зарубежных стран начала исследования в области создания подобной ССС, однако в окончательном виде проект «Мобилсат» является совместной разработкой Канады и США в рамках соглашения между Канадским управлением связи и Национальным управлением по аэронавтике и космическим исследованиям США (НАСА). Общую схему ССС изучала и прорабатывала канадская фирма «Спар», космическая часть ССС разрабатывалась при участии американских фирм «Скайлинк» и «Мобилсат».

ИСЗ «Мобилсат» («М-сат») имеет 2 параболические антенны диаметром 9,1 м, обеспечивающие связь с подвижными объектами на частотах 0,8 – 0,9 ГГц. Антенная система ИСЗ создает 4 луча с противоположной поляризацией (кратное использование часто ты), покрывающие всю территорию Канады. Управление лучами (связь ИСЗ–НС управления) проводится в диапазоне 13/12 ГГц (американскими фирмами также изучается возможность управления в диапазонах 14/12 и 13/11 ГГц), В перспективе для связи е подвижными наземными и воздушными объектами предполагается использовать диапазон 1,6/1,5 ГГц. Масса ИСЗ 2262 кг, расчетный срок службы 7 лет. Рассматривается возможность перспективной такой ССС на базе космических платформ типа ИСЗ «Олимп», в создании которого участвует и Канада.

Канада второй из зарубежных стран (после США) запустила (16.I.1976) экспериментальный ИСЗ непосредственного (на небольшие приемные устройства) телевещания (НТВ) «Гермес». С участием американской фирмы «Комсат» Канада первой из зарубежных стран провела испытания, а затем и стала использовать передачу сигналов в цифровом режиме (ИСЗ «Аник-Эй»), что позволяло вести передачу 2 ТВ-программ в одном канале связи. Однако никаких эксплуатационных ИСЗ НТВ в Канаде не разрабатывается, хотя на базе ИСЗ «Аник-Си» предполагается в перспективе создать ССС НТВ, которая по своим характеристикам, естественно, уступает подобным ССС, которые сейчас эксплуатируются или разрабатываются в других странах.

США. К моменту запуска первого канадского ИСЗ (29.IX.1962), когда Канада стала 4-й страной (после СССР, США и Великобритании), имеющей собственный ИСЗ (он, как и первый английский ИСЗ, был разработан с помощью США и запущен американской РН), в США было запущено несколько экспериментальных ИСЗ связи («Атлас-Скор», «Курьер», «Эхо» и «Тельстар»), причем ИСЗ «Атлас-Скор» еще в 1958 г. (18.XII). Однако лишь после Канады была образована в США первая национальная эксплуатационная гражданская ССС, и только на конец 1986 г. запланирован запуск ИСЗ национальной ССС НТВ, хотя США первыми запустили (14.II.1963) ИСЗ связи на геостационарную орбиту («Синком») и провели эксперименты в области спутникового НТВ (ИСЗ «АТС-6»). Все дело в том, что основное внимание в США всегда уделялось созданию разного рода военных ССС, а в области гражданских ССС казалась незыблемой главенствующая позиция США (фирмы «Комсат») в глобальных ССС ИТСО и ИМСО.

Поскольку за рубежом имелись только американские РН, необходимые для запуска ИСЗ связи на геостационарную орбиту, США, пользуясь этим, оказывали сдерживающее воздействие на развитие ССС в других зарубежных странах (за исключением военных ССС для союзников по НАТО), и это продолжалось вплоть до первого запуска западноевропейской РН «Ариан» в конце 1979 г. Однако монопольное положение фирмы «Комсат» в области гражданских ССС явно не устраивало различные американские фирмы и корпорации, занимающие ведущее положение в области радиовещания и телевидения в США. Острая конкуренция между этими фирмами и корпорациями привела к тому, что США в настоящее время являются единственной из 9 стран с собственными гражданскими ССС, где отсутствует общегосударственная гражданская ССС, а все имеющиеся и разрабатываемые американские гражданские ССС (более 20!) принадлежат частным фирмам (кроме развертываемой сейчас НАСА специализированной ССС ТДРС; см. дальше). Влияние частного капитала в области ССС столь велико в США, что в свое время под давлением фирмы «Комсат» было скандально аннулировано соглашение, подписанное НАСА от имени правительства США и представителями стран Западной Европы и Канады, которое касалось создания глобальной ССС в интересах гражданской авиации.

Развертывание Канадой собственной гражданской ССС была благосклонно воспринято рядом американских фирм, предполагавших создать собственные национальные гражданские ССС на территории США, так как им предоставлялась при этом возможность оценить достоинства и эксплуатационные особенности таких ССС при помощи ИСЗ «Телесат», зона действия которых частично покрывала США. Причем на начальном этапе развертывания национальных гражданских ССС в США американские фирмы не только арендовывали ретрансляторы ССС «Телесат», но и воспользовались ИСЗ, разработанными для канадской ССС.

В 1974 г. началась эксплуатация первой в США национальной гражданской ССС, созданной фирмой «Уэстерн Юнион», которая запустила для этой цели закупленные у фирмы «Хьюз» 3 ИСЗ (один резервный) модели HS 333, полностью идентичных канадским ИСЗ «Аник-Эй». Переименованные в ИСЗ «Уэстар» они были запущены (13.IV.1974; 10.Х.1974 и 9.VIII.1979) на геостационарную орбиту к точкам «стояния» 79 и 91° з. д., и их антенные системы охватывали всю территорию США. Данная ССС частично (3 ретранслятора) использовалась корпорацией АСК (фирмы «Файрчилд» и «Контел»), которая, объединившись с фирмой «Уэстерн Юнион» в корпорацию «Спейском», приняла участие (при финансовой доле 20%) в создании нового поколения этой ССС.

В 1982 г. корпорация «Спейском» начала эксплуатацию нового поколения ССС, состоящей сначала из закупленных у фирмы «Хьюз» 2 ИСЗ модели HS 376 типа ИСЗ «Аник-Ди», но запущенных раньше первого из этих канадских ИСЗ (26.II.1982 и 9.VI.1982) и названных «Уэстар-4» и «Уэстар-5». Следующим шагом корпорации «Спейском» в развитии своей ССС стала закупка у фирмы «Хьюз» 3 ИСЗ модели HS 376 типа ИСЗ «Аник-Си» (правда, несколько усовершенствованных), которые должны быть запущены я введены в эксплуатацию в 1985 – 1986 гг. Первая попытка запуска такого ИСЗ о борта МТКК в начале 1984 г. была неудачной, однако в конце 1984 в, во время очередного полета МТКК ИСЗ «Уэстар-6» был забран с нерасчетной орбиты, возвращен на Землю и передан страховым компаниям, оплатившим корпорации «Спейском» стоимость «потерянного» ИСЗ при запуске с борта MTKK. После соответствующего ремонта эти страховые компании готовы продать ИСЗ корпорации «Спейском» или другой фирме (в случае отказа корпорации).

Таким образом, новое поколение ССС на базе ИСЗ «Уэстар» (расчетный срок службы 10 лет) полностью идентично новому поколению канадской ССС «Телесат» и состоит из 2 ИСЗ типа «АНИК-ДИ» (ТОЧКИ «СТОЯНИЯ» 99 и 123° з. д.) и 3 ИСЗ типа «Аник-Си» (точки «стояния» 92 и 102° з. д.). В 1983 г. был запущен ИСЗ «ТДРС-1», представляющий собой один из двух вариантов ИСЗ, разработанных фирмой ТРВ для корпорации «Спейском»: для продажи НАСА в качестве ИСЗ ССС ТДРСС (см. дальше) и для создания следующего поколения ССС корпорации «Спейском» (при этом доля финансового участия фирмы «Уэстерн Юнион» снизилась с 80 до 50% в пользу корпорации АСК).

Стабилизированные по трем осям усовершенствованные ИСЗ «Уэстар» оснащены СБ размахом 17,1 м (мощность около 2 кВт в конце 10-летнего расчетного срока службы ИСЗ) и небольшим солнечным парусом для балансировки возмущающих моментов, создаваемых давлением солнечного излучения. Антенная система ИСЗ включает в себя 18 ретрансляторов диапазонов 2,3/2,1; 6/4 и 14/12 ГГц с усилителями на ЛБВ мощностью соответственно 1,5; 26 и 30 Вт для каждого из диапазонов. Всенаправленная антенна диапазона 2,3/2,1 ГГц используется для управления ИСЗ, антенна диапазона 6/4 ГГц формирует луч сложной формы, охватывающий всю территорию США, в том числе Аляску, Гавайские острова и Пуэрто-Рико, а 4 антенны диапазона 14/12 ГГц (в том числе 2 антенны диаметром 5 м) образуют несколько узконаправленных лучей с различной поляризацией. Особенностью данной ССС являемся ее работа в режиме временного разделения каналов с коммутацией сигналов на борту ИСЗ. Кроме того, возможна передача в цифровом режиме со скоростью 300 Мбит/с по одному каналу (при одностанционном доступе) или со скоростью 50 кбит/с по 20 каналам (при многостанционном доступе). Масса ИСЗ на геостационарной орбите около 2200 кг.

ХРОНИКА КОСМОНАВТИКИ*

* ПРОДОЛЖЕНИЕ (см. № 6 за 1985 г.). По материалам различных информационных агентств приводятся данные о запусках некоторых ИСЗ и полете автоматических межпланетных станций (АМС), начиная с мая 1985 г. О пилотируемых космических полетах рассказывается в; отдельных приложениях. О запусках ИСЗ серии «Космос» регулярно сообщается, например, на страницах журнала «Природа», куда и отсылаем интересующихся "читателей.

8 МАЯ с помощью западноевропейской РН «Ариан-3» запущен на геостационарную орбиту к точке «стояния» 103° з. д. 1-й ИСЗ «Джистар» для ССС американской фирмы «Джи-Ти-И». Это уже вторая (после «Саузерн Пасифик») фирма США, которая воспользовалась услугами западноевропейской РН для запуска своих ИСЗ. Разработка и изготовление ИСЗ «Джистар» осуществлялись корпорацией РКА. Хотя «Джи-Ти-И» – уже 8-я фирма, организующая свою частную коммерческую ССС в США, она стала только 3-й, которая для этой цели использует диапазон 14/12 ГГц, имеющий существенное значение для передачи деловой информации. В состав ССС, обслуживающей территорию США, включая Аляску и Гавайские острова, входят 3 ИСЗ «Джистар» (один резервный), которые предполагается запустить в 1985 г. (еще один резервный ИСЗ планируется вывести на орбиту в 1987 г.).

8 МАЯ с помощью той же РН «Ариан-3» запущен на геостационарную орбиту к точке «стояния» 5° з. д. 2-й ИСЗ «Телеком-1» для национальной французской ССС. Он почти идентичен ИСЗ «Телеком-1», запущенному 4 августа 1984 г., за исключением некоторой модификации для предотвращения сбоев, наблюдавшихся в работе аппаратуры 1-го ИСЗ «Телеком-1». С запуском 2-го ИСЗ полностью завершено формирование национальной французской ССС, предназначенной также для обслуживания заморской территории Франции и некоторой части Западной Европы.

18 МАЯ в СССР с помощью одной РН на круговые орбиты высотой 19 137 км одновременно запущены ИСЗ «Космос-1650», «Космос-1651» и «Космос-1652», предназначенные для отработки элементов и аппаратуры космической навигационной системы, создаваемой в целях обеспечения определения местоположения самолетов гражданской авиации и судов морского и рыболовного флотов Советского Союза.

29 МАЯ в СССР на высокоэллиптическую орбиту (с высотой апогея 40 850 км в Северном полушарии) произведен запуск очередного (24-го) ИСЗ связи «Молния-3». Как и ИСЗ связи типа «Молния-1», эти ИСЗ. являются составными элементами ССС, используемой для дальней телефонно-телеграфной радиосвязи и передачи телевизионных программ в системе «Орбита».

9 ИЮНЯ при сближении с планетой Венера во время пролета около нее советской АМС «Вега-1» от последней отделились спускаемый аппарат и аэростатный зонд диаметром 3,4 м. Спускаемый аппарат совершил мягкую посадку в районе долины Русалка в точке с планетоцентрическими координатами 7° 11′ с. ш. и 177° 48′ д. При спуске и на поверхности планеты проведен комплекс научных исследований. Прием информации от спускаемого аппарата и ретрансляцию ее на Землю обеспечивала радиосистема АМС «Вега-1». Аэростатный зонд, наполненный гелием, впервые в практике мировой космонавтики совершил полет над поверхностью планеты Венера (на высоте около 50 км), и с помощью установленных на нем приборов производилось непрерывное измерение параметров атмосферы Венеры. АМС «Вега-1» прошла на расстоянии 39 тыс. км от поверхности Венеры и, совершив пертурбационный маневр в поле тяготения планеты, перешла на траекторию полета к комете Галлея, с которой она должна сблизиться 6 марта 1986 г., примерно через месяц после прохождения кометы перигелия своей орбиты (9 февраля 1986 г.).

13 ИЮНЯ при сближении с планетой Венера во время пролета около нее советской АМС «Вега-2» от последней также отделились спускаемый аппарат и аэростатный зонд, совершивший полет на высоте около 50 км от поверхности планеты. Спускаемый аппарат совершил мягкую посадку в районе долины Русалка в точке с планетоцентрическими координатами 6° 27′ ю. ш. и 181° 5′ д. Были проведены бурение поверхностного слоя грунта, взятие проб и их анализ с целью определения элементного состава пород. С помощью выносного прибора определялись и физико-механические свойства поверхностного слоя. Информация от спускаемого аппарата ретранслировалась на Землю радиосистемой АМС «Вега-2», которая, пролетев на расстоянии 24,5 тыс. км от поверхности планеты Венера, после пертурбационного маневра в поле тяготения Венеры отправилась к комете Галлея. Сближение АМС «Вега-2» с кометой должно произойти 9 марта 1986 г.

17 ИЮНЯ с борта МТКК на геостационарную орбиту к точке «стояния» 113,5° з. д. запущен 1-й ИСЗ «Морелос» для мексиканской национальной ССС. Таким, образом, Мексика стала 18-й страной, обладающей собственным ИСЗ, а также 8-й страной с собственной коммерческой ССС. В 1985 г. должен быть запущен 2-й ИСЗ мексиканской ССС, разработка и изготовление которых выполнялись американской фирмой «Хьюз» при участии канадской фирмы «Спар».

18 ИЮНЯ с борта МТКК на геостационарную орбиту к точке «стояния» 26° в. д. запущен 2-й ИСЗ «Арабсат-1» для региональной коммерческой ССС арабских стран. Он идентичен 1-му ИСЗ «Арабсат-1», запущенному 8 февраля 1985 г. с помощью западноевропейской РН «Ариан-3», но несколько модифицирован для предотвращения неполадок в работе гироскопов системы навигации, наблюдавшихся при испытании 1-го ИСЗ. С запуском 2-го ИСЗ «Арабсат-1» завершено формирование данной ССС.

19 ИЮНЯ с борта МТКК на геостационарную орбиту к точке «стояния» 87° з. д. запущен 3-й ИСЗ «Тельстар-3» для коммерческой ССС американской корпорации АТТ. Тем самым закончено формирование данной ССС, и во всех точках «стояния» проведена замена ИСЗ «Комстар», ранее арендовавшихся корпорацией АТТ у фирмы «Комсат».

20 ИЮНЯ с борта МТКК выведен на автономную орбиту ИСЗ «Спартан», который после 45 ч автономного полета вновь был забран на борт МТКК и в нем возвращен на Землю. На этом американском ИСЗ установлен комплект приборов для регистрации галактического рентгеновского излучения. Решение о проведении такого рода эксперимента было принято в целях обеспечения более благоприятных условий для работы аппаратуры в автономном полете, чем при работе на борту МТКК.

29 ИЮНЯ с помощью американской РН «Атлас–Центавр» на геостационарную орбиту к точке «стояния» 24,5° з. д. запущен 2-й ИСЗ «Интелсат-5А» для глобальной ССС международной организации ИТСО. Всего намечено запустить 6 таких ИСЗ, из которых 3 ИСЗ должны быть запущены в 1985 г. с помощью РН «Атлас–Центавр», а оставшиеся 3 ИСЗ – с помощью западноевропейской РН «Ариан» (в 1985 – 1986 гг.). С запуском этих ИСЗ закончится формирование ССС на базе ИСЗ «Интелсат-5» (включая ИСЗ «Ин-телсат-5А»).

2 ИЮЛЯ С помощью РН «Ариан-1» осуществлен запуск западноевропейской АМС «Джотто» массой 950 кг, предназначенной для исследования кометы Галлея с близкой пролетной траектории. Среди 10 бортовых научных приборов АМС «Джотто» имеется камера для получения цветных изображений ядра кометы, масс-спектрометры, анализаторы плазмы, магнитометр, анализатор частиц высокой энергии и детектор столкновений с пылевыми частицами. Пролет АМС «Джотто» на расстоянии 500 км от ядра кометы Галлея будет обеспечен коррекциями траектории полета с учетом данных, получаемых при навигационном обеспечении полетов советских АМС «Вега-1» и «Вега-2». Сближение АМС «Джотто» с кометой Галлея произойдет 13 – 14 марта 1986 г.

10 ИЮЛЯ в СССР запущен ИСЗ «Космос-1667», предназначенный для продолжения исследований влияния факторов космического полета на живые организмы. На борту биоспутника установлены научно-экспериментальные системы с различными биологическими объектами, а также аппаратура для радиационно-физических исследований. 17 июля спускаемый аппарат ИСЗ «Космос-1667» с обезьянками Верным и Гордым, другими животными и биологическими объектами благополучно совершил мягкую посадку на Землю. В создании приборов для ИСЗ «Космос-1667», дополетном и послеполетном обследованиях животных участвовали, помимо советских ученых, специалисты НРБ, ВНР, ГДР, ПНР, СРР, ЧССР, США и Франции.

17 ИЮЛЯ в СССР на высокоэллиптическую орбиту произведен запуск очередного (25-го) ИСЗ связи «Молния-3».

¹ ПРОДОЛЖЕНИЕ (см. № 8 за 1985 г.).

² Выделены космонавты, впервые стартовавшие в космос (у остальных в скобках указано количество полетов в космос).

³ Для космических кораблей (КК) приняты обозначения СТ– «Союз Т», Ч – «Челленджер».

⁴ Экспедиция на станцию «Салют-7» (продолжительность полета указана для В. А. Джанибекова).

⁵ 3-й полет орбитального блока «Спейслэб» (под кодовым названием «Спейслэб-2»; 2-й полет «Спейслэб» под названием «Спейслэб-3» совершен в предыдущем полете КК «Челленджер», № 105).

КОМПЬЮТЕРЫ И КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ

Сборник статей

Составитель В. А. Винокуров

Гл. отраслевой редактор Л. А. Ерлыкин

Редактор Е. Ю. Ермаков

Мл. редактор Л. Л. Нестеренко

Обложка художника А. А. Астрецова

Худож. редактор М. А. Гусева

Техн. редактор Н. В. Лбова

Корректор Л. В. Иванова

ИБ № 7260

Сдано в набор 25.07.85. Подписано к печати 24.09.85. Т 14449. Формат бумаги 84×108¹/₃₂. Бумага тип. № 3. Гарнитура литературная. Печать высокая. Усл. печ. л. 3,36. Усл. кр.-отт. 3,57. Уч.-изд; л, 3,81. Тираж 33 330 экз. Заказ 1601. Цена 11 коп. Издательство «Знание». 101835, ГСП, Москва, Центр, проезд Серова, д. 4. Индекс заказа 854210.

Типография Всесоюзного общества «Знание». Москва, Центр, Новая пл., д. 3/4.

4-я стр. обложки