Карфидов В. «Космонавтика», 2021 г.
1.15. АМС «Clementine»
1.15.1. АМС «Clementine-1»
АМС «Clementine-1» разрабатывалась, начиная с 1992 года, совместно Организацией по осуществлению СОИ (Стратегическая Оборонная Инициатива) Министерства обороны США и NASA. Рабочее название проекта - DSPSE¹.
Назначением проекта было испытание в длительном космическом полете аппаратуры, которая могла бы использоваться в военно-космических программах, а также демонстрация «конверсионного» использования военных технологий.
Задачи АМС:
- испытания датчиков и компонентов аппаратуры в условиях длительного нахождения в космическом пространстве;
- научные исследования Луны;
- топографическая съемка Луны между 60 с.ш. и 60 ю.ш.;
- исследования астероида Географ (1620 Geographos).
Корпус АМС имеет вид цилиндрического многогранника длиной 1,9 м и диаметром 1,14 м. На одном из торцов корпуса размещена остронаправленная антенна диаметром 1,1 м. АМС оборудована двигательной установкой, работающей на монометилгидразине и азотном тетраоксиде и имеющей тягу 50 кгс. Для ориентации АМС используются 10 ЖРД тягой 0,54 кгс и 7 ЖРД тягой 2,24 кгс. Все эти двигатели работают на моногидразине.
Для перехода на траекторию полета к Луне АМС снабжена РДТТ Star-37FM.
Состав научного оборудования АМС «Clementine-1»:
- NIC (Near Infrared Camera) - инфракрасная телекамера;
- HRC (High Resolution Camera) - телекамера высокого разрешения;
- UVMRC (Ultraviolet/Visible Medium Resolution Camera) - камера среднего разрешения для съемки в видимом и ультрафиолетовом диапазонах;
- LIDAR (Laser Image Detection And Ranging) - инфракрасный лазерный локатор;
- LWIC (Long Wave Infrared Camera) - длинноволновая инфракрасная камера;
- телескоп для обнаружения и исследования ионов и электронов.
Энергопитание бортовой аппаратуры обеспечивается двумя солнечными батареями и никель-водородными аккумуляторами. Масса АМС 423 кг, в т.ч. 199 кг топлива и 8 кг научных приборов.
Запуск АМС «Clementine-1» произведен 25.01.94 г. ракетой-носителем Titan 23G. 03.02.94 г. был включен разгонный РДТТ, и АМС вышла на эллиптическую орбиту высотой 168 х 128 095 км и с наклонением 66,8° (вместо расчетного апогея 160 000 км). После двух с половиной витков по переходной орбите, 19.02.94 г., была включена КТДУ, и АМС вышла на орбиту ИСЛ минимальной высотой 2 171 х 4 658 км, наклонение 89,3° . В дальнейшем АМС была переведена на рабочую круговую орбиту высотой 399 км. (430 х 2 950 с периселением на 30-м град. ю.ш.)
Работа АМС «Clementine-1» на окололунной орбите продолжалась более двух месяцев. Вся программа исследований с орбиты ИСЛ была полностью выполнена. Получено около полутора миллионов снимков лунной поверхности.
04.05.94 года был произведен переход АМС на геоцентрическую орбиту. Планировалось, что АМС «Clementine-1» облетит Землю, вновь сблизится с Луной и перейдет на траекторию полета к астероиду Географ, сближение с которым до расстояния 95-120 км должно было произойти 31.08.94 г. Рассматривалась возможность пролета после этого другого астероида - 1983RD.
К сожалению, в результате сбоя бортового компьютера один из двигателей ориентации не выключился после выполнения ухода с орбиты ИСЛ, и весь запас топлива был израсходован. АМС получила вращение со скоростью 80 об/мин. Запланированное сближение с астероидом Географ оказалось невозможным.
¹ Deep Space Program Sensor Experiment - научный эксперимент по изучению дальнего космоса (англ.).

1.15.2. Проект АМС «Clementine-2»
В 1993 году было предложено на элементной базе АМС «Clementine-1» разработать АМС «Clementine-2» для полета к двум астероидам с целью изучения их минеральных ресурсов. На АМС предлагалось установить четыре аппарата системы LEAP, которые будут направляться для доставки и подрыва на поверхности астероида некоторого взрывчатого вещества. АМС сможет исследовать минеральный состав выброшенных осколков породы с пролетной траектории. Кроме испытаний аппаратов LEAP на АМС «Clementine-2» предполагалось испытать такие новые технологии, как, например, корпус, изготовленный из композиционных материалов, и ЖРД, работающий на гидразине и пятихлористом фторе. Удельный импульс такого ЖРД должен составить 350 с.
В 1994 году выдвигалось предложение использовать аппараты LEAP для доставки на Луну мини-марсоходов. В проведенном эксперименте была показана возможность аппарата LEAP совершать управляемый полет и мягкую посадку с доставкой мини-ровера.
Уточненный проект 1996 года предусматривал пролет АМС «Clementine-2» около трех астероидов в течение одного года. На каждый астероид должен быть сброшен пенетратор массой 20 кг и длиной до 1 м. Пенетратор должен иметь холодноструйные двигатели на сжатом газе для разгона до скорости в десятки м/с. Основное назначение АМС - сочетание отработки технологий военного назначения с получением научной информации.
Проект не был утвержден.

1.16. Проект «Lunar Lander» («Artemis»)
В 1992 году в космическом центре им. Джонсона была начата разработка лунной посадочной АМС общего назначения (Common Lunar Lander), получившей наименование «Artemis» (Артемида). АМС «Artemis» представляла собой модуль, обеспечивающий перелет к Луне и мягкую посадку в заданной точке. В качестве полезной нагрузки АМС могла доставлять на Луну небольшие телескопы, геофизические приборы и другое научное оборудование. Расчетная масса доставляемого на Луну груза - до 200 кг. Запуск АМС должен был выполняться средней РН.
В проекте использовались материалы германо-американского проекта АМС «Selene».
Первый запуск предполагалось произвести в 1996 году. Позднее срок неоднократно переносился. Последний срок, называвшийся перед закрытием проекта - 2009 год.

1.17. АМС «Lunar Prospector»
АМС «Lunar Prospector» разработана Исследовательским центром им. Эймса (NASA) в рамках программы «Discovery» (конкурс 1995 г.). Изготовление АМС было поручено компании Lockheed Martin Missiles & Space. АМС предназначалась для измерения гравитационных и магнитных полей Луны, а также для поиска газовых гейзеров. Одной из важнейших задач являлось подтверждение наличия водяного льда в полярных областях Луны.
Корпус АМС был выполнен в виде цилиндра диаметром 1,37 м и высотой 1,28 м. Измерительные приборы были вынесены на трех инструментальных балках длиной по 2,44 м. АМС стабилизировалась вращением. На АМС были установлены 6 двигателей, работавших на однокомпонентном топливе (монометилгидразин), тягой по 2,2 кгс. В системе управления АМС отсутствовал бортовой компьютер, поэтому управление осуществлялось по командам с Земли. Обеспечение электроэнергией бортовой аппаратуры осуществлялось от солнечных батарей и никель-водородных аккумуляторов. Стабилизация АМС выполняется вращением со скоростью около 12 оборотов в минуту.
Состав научной аппаратуры АМС:
- магнитометр;
- электронный рефлектометр;
- нейтронный спектрометр;
- гамма-спектрометр;
- альфа-спектрометр.
Расчетный срок работы АМС - 1 год.
Масса АМС 296 кг, в том числе 138 кг топлива. Запуск АМС осуществлялся РН Athena II.
АМС «Lunar Prospector» была запущена 07.01.98 года ракетой-носителем Athena-2. 11.01.98 года АМС вышла промежуточную окололунную орбиту высотой 71 х 8 500 км и наклонением 89,7 град. К 15.01.98 года АМС «Lunar Prospector» была переведена на полярную орбиту высотой 99 х 100 км и с периодом обращения 118 мин. К декабрю 1998 года высота орбиты АМС уменьшилась до 40 км. Основная программа исследований была завершена через год, когда минимальная высота орбиты составляла около 30 км.
После завершения работы с АМС было принято решение затормозить ее таким образом, чтобы она упала на дно кратера Моусон (Mawson) в районе южного полюса. По спектру выброшенных газов, возникших при ударе АМС о поверхность Луны, ученые NASA надеялись обнаружить наличие льда, данные о наличии которого были ранее получены с АМС «Clementine». АМС «Lunar Prospector» была сведена с орбиты и упала 31.07.99 года в точке с координатами 87 42' ю.ш., 42 21' в.д.
Вопреки ожиданиям, зафиксировать наличие водяных паров в точке падения АМС не удалось.

Карфидов В. «Космонавтика», 2021 г.
8.1. Проект «Луна-Глоб» 1997 года
В 1997 году Секция «Планеты и малые тела Солнечной системы» Совета по космосу РАН предложила три темы для проведения НИР по разработке АМС:
- «Луна-Глоб» (ранее «Селена») - исследования Луны;
- «Фобос-Грунт» - доставка образцов грунта Фобоса;
- «Марс-Астер» - создание марсохода.
Несмотря на то, что в июне 1998 года из трех перечисленных тем к дальнейшей разработке был утвержден проект «Фобос-Грунт», работы по теме «Луна-Глоб» было рекомендовано продолжать.
Идея проекта «Луна-Глоб» принадлежит Институту Геохимии и Аналитической Химии (ГЕОХИ). Участие НПО им. С.А. Лавочкина в данном проекте заключалось в разработке технических предложений по облику АМС.
Основным назначением проекта была доставка и сброс на Луну трех пенетраторов массой по 250 кг для изучения глубинного строения Луны. АМС должна была выходить на орбиту ИСЛ. Пенетраторы, стабилизируемые вращением, предполагалось сбрасывать поочередно в процессе перехода с подлетной траектории на орбитальную, так, чтобы пенетраторы попали в разнесенные друг от друга районы. Пенетраторы снабжены ТДУ, состоящей из связки РДТТ. ДУ включается по сигналу лазерного высотомера на высоте примерно 10 км, обеспечивая скорость соударения пенетратора с поверхностью Луны 80±10 м/c.
После сброса пенетраторов АМС выходит на полярную орбиту ИСЛ и служит ретранслятором для сигналов, передаваемых пенетраторами.
Запуск АМС рассчитывалось производить ракетой-носителем «Молния-М» или «Союз-2» с дополнительным разгонным блоком.


8.2. Проект 1998 года
В 1998 году проект был уточнен. Задачи проекта были расширены и стали включать два типа сейсмических экспериментов и прямое исследование грунта.
Сейсмический эксперимент первого типа заключался в создании подобия сейсмической антенны из группы сейсмометров. 10 высокоскоростных пенетраторов ВСП, несущих сейсмометры, сбрасываются с подлетной траектории и заглубляются в грунт поверхности Луны. Конструкция пенетраторов должна выдерживать перегрузки до 10 000g.
Для проведения сейсмического эксперимента второго типа на Луну с помощью пенетраторов ПЛ (пенетратор-лэндер) должны были быть доставлены широкополосные сейсмометры, имеющие высокую чувствительность в области длиннопериодических колебаний. Ученые рассчитывали с помощью широкополосных сейсмометров получить информацию о глубинном строении Луны.
Исследование грунта планировалось произвести в южном полярном кратере, где, в частности, возможно присутствие вымороженной воды. Посадочный модуль ПМ должен был совершить мягкую посадку в районе южного полюса Луны. В модуле предполагалось установить масс-спектрометр, телевизионную камеру, гамма-спектрометр, нейтронный спектрометр и другие приборы.
По проекту АМС состояла из перелетного модуля, двух пенетраторов ПЛ с широкополосными сейсмометрами, посадочного модуля ПМ и кассеты с 10 высокоскоростными пенетраторами ВСП.
Схема полета АМС «Луна-Глоб» выглядит следующим образом. АМС выводится на траекторию непосредственного попадания в выбранный район Луны. При приближении к Луне происходит отделение кассеты ВСП, стабилизированной вращением. На дистанции 800 км до поверхности Луны от кассеты отцепляются первые пять пенетраторов. На высоте 400 км отделяются оставшиеся пять пенетраторов. Первая пятерка падает на поверхность Луны в точках, разнесенных по окружности диаметром 10-15 км. Вторая пятерка образует внутреннюю окружность диаметром 5-6 км. Скорость ВСП в момент соприкосновения с поверхностью составляет 2,5-3,0 км/с. Пенетраторы заглубляются в грунт на глубину нескольких метров, оставляя на поверхности радиопередающее устройство, связанное кабелем с заглубленным сейсмометром.


После сброса кассеты ВСП происходит поочередное отделение двух пенетраторов ПЛ, также стабилизируемых закруткой. Нацеливание пенетраторов в заданную точку поверхности производится путем корректировки траектории АМС. На высоте около 2 км включаются тормозные РДТТ, гасящие скорость пенетраторов до нулевой. После отделения отработавших РДТТ пенетраторы снова продолжают свободно падать. Скорость соударения пенетраторов ПЛ с поверхностью от 60 до 200 м/с. Перегрузки при соударении - до 500g.
Перелетный модуль АМС, продолжающий нести посадочный модуль ПМ, выходит на окололунную полярную орбиту. Через некоторое время посадочный модуль отделяется и переводится на траекторию снижения. Посадочный модуль, аналогично пенетраторам ПЛ, стабилизируется вращением и тормозится с помощью связки РДТТ. Падение ПМ на поверхность Луны происходит со скоростью около 5 м/с и амортизируется с помощью надувных баллонов. Перелетный модуль АМС остается на орбите и служит ретранслятором для всех доставленных на Луну устройств.
Для пенетраторов и посадочного модуля АМС «Луна-Глоб» были выбраны следующие районы посадки:
- ПЛ 10,7° с.ш., 23,5° в.д.
- ПЛ 23° с.ш., 23,4° з.д.
- ВСП 18° ю.ш., 52° в.д.
- ПМ 88° ю.ш., 38° в.д.
Пенетраторы ПЛ было запланировано сбросить в районы посадки американских экспедиций «Apollo-11» и «Apollo-12» для возможности сравнения получаемых сейсмоданных с полученными в 1969 году.
Масса АМС 5,05 т, в т.ч. масса перелетного блока - 2,2 т; масса посадочного модуля - 250 кг; масса пенетраторов ПЛ - по 250 кг; масса пенетраторов ВСП - по 200 кг. Кроме того, на перелетном модуле планировалось установить до 100 кг научных приборов.
Запуск АМС «Луна-Глоб» был рассчитан на РН «Союз-2» с разгонным блоком «Фрегат».

Карфидов В. «Космонавтика», 2021 г.
5.1.2. Проект «MORO»
Проект «MORO» (Moon Orbiting Observatory) был предложен в 1993 году. Проект предусматривал выведение на окололунную орбиту АМС для проведения топографической съемки Луны, минералогических и геохимических исследований, изучения гравитационного поля. Рассматривались два варианта АМС.
Вариант 1.
Легкая АМС - масса около 45 кг. АМС предназначена для исследований в дополнение к проведенным ранее с помощью американских АМС «Lunar Prospector» и «Clementine». АМС должна выводиться прямым запуском на траекторию полета к Луне.
Вариант 2.
Тяжелая АМС. Назначение - всестороннее изучение Луны на более высоком уровне по сравнению с проводившимися ранее исследованиями. Предполагаемый состав научной аппаратуры:
- цветная стереокамера высокого разрешения для изучения лунной геологии и морфологии;
- спектрометры в ультрафиолетовом, инфракрасном, видимом и гамма-диапазонах для геохимических и минералогических исследований;
- альтиметр с радиометрическими возможностями для топографического и температурного сканирования;
- отделяемый суб-спутник для точных гравиметрических и геодезических измерений.
Масса АМС - 1 206 кг, в т.ч. научного оборудования - 110 кг, топлива - 570 кг.
Предлагалось запустить АМС в 2003 году с помощью РН Ariane 5. АМС должна быть выведена сначала на переходную геостационарную орбиту, в апогее которой она должна стартовать на траекторию полета к Луне. Рабочая окололунная орбита - полярная круговая высотой 100 км. Расчетный срок работы АМС - около года.
Проект «MORO» не был реализован в связи с принятием проекта «EuroMoon 2000».

5.1.3. Проект «LEDA»
Проект «LEDA» (Lunar European Demonstration Approach), предложенный в 1994 году, предусматривал создание АМС для демонстрации достигнутого уровня технологии и для изучения района Луны около Южного полюса. Проект «LEDA» должен был опираться исключительно на европейские технологии.
Проектная масса АМС около 900 кг, из которых 200 кг приходится на научные приборы и 100 кг - на небольшой луноход. В состав научной аппаратуры входили:
- широкоугольная стереокамера;
- видеосистема с обратной связью;
- рентгеновский спектрометр;
- спектрометр гамма-излучения;
- детектор нейтронов.
Также 10 кг выделялось на научную аппаратуру лунохода. На основном блоке предполагалось установить грунтозаборное устройство массой около 40 кг.
Запуск АМС «LEDA» планировалось осуществить с помощью РН Ariane 5, в качестве дополнительной нагрузки при выведении геостационарного спутника.
Проект «LEDA», как и проект «MORO», не осуществлялся, трансформировавшись в проект «EuroMoon 2000».

5.1.4. Проект «EuroMoon 2000»
Проект «EuroMoon 2000» являлся первым этапом лунной программы ESA, разработанной в 1994 году, и предусматривал создание и запуск к Луне двух АМС: «LunarSat» и «EuroMoon Lander». Фактически проект «EuroMoon 2000» являлся дальнейшим развитием проектов «MORO» и «LEDA».
5.1.4.1. Начальный проект
Начальный проект предусматривал раздельный запуск АМС «LunarSat» и «EuroMoon Lander».
АМС «LunarSat» - искусственный спутник Луны. Масса - 100 кг. Назначение АМС - детальная топографическая съемка поверхности Луны стереокамерой и исследования гравитационного поля Луны. Запуск АМС «LunarSat» должен был производиться ракетой-носителем Ariane-5 в качестве дополнительной нагрузки. Старт планировался на 2000 год.
В 2001 году планировалось осуществить мягкую посадку на Луну АМС «EuroMoon Lander». АМС должна была нести аппаратуру для исследования грунта в районе посадки и, в первую очередь, для обнаружения подпочвенного льда. Масса научной аппаратуры АМС «EuroMoon Lander» - 40-50 кг.
Район посадки для АМС выбран из соображений максимальной вероятности обнаружения льда - в районе Южного полюса Луны. Местом посадки определен так называемый «пик Вечного Света», находящийся на гребне кратера Шеклтон, - точка в районе Южного полюса, всегда освещенная Солнцем, что должно обеспечить постоянное электропитание аппаратуры АМС от солнечных батарей, без использования химических и ядерных источников тока.
5.1.4.2. Проект 1997 года
К концу 1997 был готов проект «EuroMoon 2000», в значительной степени отличающийся от начального проекта. Новый вариант предполагал создание АМС в виде двух модулей, разделение которых должно было производиться на орбите спутника Луны.
АМС «EuroMoon 2000» запускается на траекторию полета к Луне ракетой-носителем Ariane-4. Стартовая масса АМС - 2 900 кг. АМС выходит на окололунную полярную круговую орбиту высотой 200 км. Примерно через месяц, в течение которого должны уточняться параметры гравитационного поля Луны, АМС переходит на орбиту высотой 100 км. На этой орбите происходит разделение модулей, «LunarSat» остается на орбите и приступает к топографической съемке Луны с использованием стереокамеры, а «Lunar Lander» выполняет посадку на Луну.
Размеры АМС «LunarSat» - 1,4 х 1,4 х 1,4 м, масса - 300 кг, в т.ч. 50 кг научной аппаратуры.
Высота посадочной АМС «Lunar Lander» 2,6 м, поперечный размер - 3,1 м. АМС имеет четырехопорное шасси. Двигательная установка включает 8 посадочных ЖРД тягой по 40 кг и 8 двигателей ориентации тягой по 1 кг. Энергопитание аппаратуры АМС должно было обеспечиваться фиксированной солнечной батареей площадью 2,5 м² и выносной батареей площадью 2,0 м², развертываемой на выдвижной мачте высотой 10 м, а также никель-водородными аккумуляторами.
Масса на поверхности Луны около 1 000 кг, в т.ч. 250 кг научного оборудования для исследования района посадки, в первую очередь грунта.
В АМС «Lunar Lander» предусмотрена возможность доставки на поверхность Луны мини-лунохода «ML». Размеры мини-лунохода - 800 х 600 х 600 мм. С помощью мини-лунохода район исследования мог быть значительно расширен, в частности, мини-луноход должен был разместить в различных точках поверхности комплекты исследовательского оборудования «Millennium Challenge».
Проект «EuroMoon» закрыт в марте 1998 года из-за неприемлемо большого финансового риска.

Карфидов В. «Космонавтика», 2021 г.
7.1.4. Проект АМС «LME»
В 1992 году специалисты NASDA сообщили о проекте доставки на Луну аппарата «LME» («Lunar Mobile Explorer» - «Лунный самоходный исследователь»). Были проработаны возможные маршруты движения лунохода как к Северному, так и к Южному полюсам Луны.

7.1.5. АМС «Lunar A»
«Lunar A» - японская АМС для исследования Луны, разрабатывавшаяся ISAS с 1990 года. Основное назначение АМС:
- фотосъемка поверхности Луны;
- наблюдение за сейсмическими колебаниями;
- измерение тепловых свойств грунта и тепловых потоков;
- изучение лунного ядра и внутреннего строения Луны.
Корпус АМС представляет собой цилиндр диаметром 120 см и высотой 111 см. АМС оборудована монохроматической телевизионной системой с разрешающей способностью 30 м. АМС стабилизируется вращением. Управление ориентацией и скоростью вращения выполняется с помощью управляющих двигателей, работающих на монометилгидразине. Орбитальные маневры выполняются с помощью КТДУ, работающей на гидразине и четырехокиси азота. Энергопитание бортовой аппаратуры АМС осуществляется от солнечных батарей, размещенных по бокам корпуса.
АМС доставляет к Луне два пенетратора длиной 90 см и диаметром 14 см. В исходном проекте планировалось использовать три пенетратора, но из-за весовых проблем, возникших при доработках по результатам испытаний, один пришлось снять. В полетном состоянии пенетраторы закреплены на противоположных сторонах корпуса АМС между панелями солнечных батарей. Для схода с орбиты пенетраторы снабжены небольшим РДТТ, который включается после отделения пенетратора от АМС. РДТТ и система управления отбрасываются перед падением пенетратора на Луну. В пенетраторы вмонтированы сейсмометры и устройства для измерения тепловых потоков. Литиевая батарея пенетратора рассчитана на работу в течение года. Конструкция и аппаратура пенетратора выдерживают ударные перегрузки до 10 000 g. Масса каждого пенетратора 13 кг.
Стартовая масса АМС - 520 кг.
Схема полета выглядит следующим образом. АМС «Lunar A» выводится на парковочную орбиту ИСЗ. После уточнения фактических параметров орбиты, АМС должна быть переведена на высокоэллиптическую орбиту, охватывающую и Землю, и Луну. После четырех с половиной витков по этой орбите, АМС будет переведена на орбиту с апогеем 1 185 000 км. После одного оборота по такой орбите АМС «Lunar A» снова сблизится с Луной и будет переведена на орбиту спутника Луны с минимальной высотой 40 км и наклонением 30°. С этой орбиты поочередно будут отделены пенетраторы, которые, врезавшись в поверхность Луны со скоростью 250-300 м/с, углубятся в грунт на 1-3 м, после чего орбита АМС будет поднята до высоты 200-300 км. Один пенетратор было запланировано сбросить в экваториальной зоне видимого полушария Луны, недалеко от мест посадки лунных модулей экспедиций «Apollo-12 и -14». Второй пенетратор будет сброшен в экваториальной зоне невидимой стороны Луны. Собираемые данные будут накапливаться в запоминающих устройствах, и передаваться на АМС «Lunar A» каждые 15 дней, когда АМС будет пролетать над местом падения пенетратора.
Планировалось, что запуск АМС «Lunar A» будет произведен в 2004 году, но срок неоднократно переносился, и в конечном счете в январе 2007 проект был закрыт.
7.1.6. Программа «Lunar Precursor»
В 1996 году агентство NASDA совместно с институтом ISAS разработали проект серии АМС «Lunar Precursor» («Лунный предвестник»). В дальнейшем программа была переименована в проект «Selene» ((SELenological and ENgineering Explorer).

7.1.6.1. АМС «Lunar Precursor-1»
АМС «Lunar Precursor-1» должна была состоять из орбитального и посадочного модулей. Начальная масса АМС - 2,8 т. АМС с помощью РН H-2 запускается на окололунную переходную орбиту, после чего с помощью ДУ орбитального модуля переводится на полярную селеноцентрическую орбиту высотой 100-300 км и наклонением 95 град. Посадочный модуль массой около 350 кг отделяется и выполняет посадку, а орбитальный модуль в течение года продолжает исследование Луны и окололунного пространства, а также картографирование лунной поверхности. Запуск АМС «Lunar Precursor-1» планировалось выполнить в 2002-2003 году.
7.1.6.2. АМС «Lunar Precursor-2»
АМС «Lunar Precursor-2» должна была доставить на Луну шестиколесный луноход массой 500 кг. Луноход, оборудованный панелями солнечных батарей суммарной мощностью 200 Вт, должен был иметь возможность передвигаться по поверхности Луны со скоростью до 1 км/ч и за год работы пройти до 1 000 км. Управлять луноходом предполагалось с Земли, но обнаружение препятствий должно было выполняться в полуавтоматическом режиме с использованием лазерного дальномера. На борту лунохода должны были устанавливаться спектрометры, работающие в ультрафиолетовом, видимом и инфракрасном диапазоне, а также альфа- и гамма-спектрометры. Луноход планировалось оснастить манипулятором для взятия образцов, которые должны были исследоваться в бортовой установке.
Стартовая масса АМС - 2,8 т. Запуск АМС «Lunar Precursor-2» предполагалось осуществить в 2005 году.
7.1.6.3. АМС «Lunar Precursor-3»
Задачей АМС «Lunar Precursor-3» являлась доставка на Землю образцов лунного грунта. В состав АМС входили три модуля:
- орбитальный модуль;
- навесной топливный бак;
- посадочный блок.
Посадочный блок в свою очередь состоял из посадочной и взлетной ступеней. В состав взлетной ступени входила возвращаемая капсула.
Расчетная масса АМС при старте должна была составить 7,7 т.
Программа полета АМС «Lunar Precursor-3» выглядела следующим образом. Модифицированная АМС РН H-2A выводит АМС на траекторию полета к Луне. АМС включением ДУ орбитального модуля переводится с перелетной траектории на окололунную орбиту, при этом топливо расходуется из навесного топливного бака, после чего навесной бак отбрасывается. На окололунной орбите происходит разделение орбитального модуля и посадочного блока. Посадочный блок выполняет торможение и мягкую посадку в заданной точке Луны. В течение пяти суток выполняется сбор образцов грунта (возможно, с помощью мини-ровера), которые загружаются в контейнер возвращаемой капсулы, затем взлетная ступень стартует и выходит на траекторию полета к Земле. При приближении к Земле возвращаемая капсула отделяется и совершает баллистическое торможение и посадку.
Разработку АМС планировалось завершить к 2007 году.
7.1.7. Проект АМС «Selene» (1997 Г.)
7.1.7.1. АМС «Selene-1»
Проект АМС «Selene» был разработан в 1997 году как реализация первого этапа программы «Lunar Precursor». По проекту «Selene» (или, как позднее стали называть, «Selene-1») представляла собой комплекс из трех АМС:
- орбитальный блок;
- посадочный модуль;
- спутник-ретранслятор.
АМС в 2002-2003 году должна была быть запущена с помощью РН H-2 и выведена на селеноцентрическую орбиту высотой 100 км. В состав научного оборудования орбитального блока планировалось включить 14 приборов, в том числе:
- рентгеновский и гамма-спектрометры для точного определения состава вещества поверхности Луны;
- аппарат радиолокационного зондирования для определения структурного строения до глубины 5 км от поверхности;
- многоспектральный видеограф с разрешением 20 м;
- стерео-топографическая камера с разрешением 10 м.
Масса орбитального блока - 1,5 т.
Спутник-ретранслятор массой 30 кг отделяется от АМС после выхода на окололунную орбиту. Аппаратура, установленная на спутнике-ретрансляторе, вместе с приборами орбитального блока по измерениям эффекта Допплера предназначалась для составления точной карты гравитационных полей обратной стороны Луны.
Посадочный модуль массой 410 кг должен отделяться также на окололунной орбите. Основное назначение модуля - отработка аппаратуры во время проведения посадки на Луну.
Стартовая масса комплекса оценивалась в 2,8 т при сухом весе 2,0 т.
7.3.2. АМС «Nozomi» («Planet B»)
Начиная с 1992 года японским Институтом космических и астронавтических наук (ISAS) велась разработка АМС «Planet B» с целью выведения на орбиту искусственного спутника Марса. После запуска в 1998 году АМС получила название «Nozomi», что в переводе с японского означает «Надежда».
Назначение АМС:
- исследование верхних слоев марсианской атмосферы и их взаимодействия с солнечным ветром.
- отработка конструкции и технологии для будущих АМС;
- получение изображений марсианской поверхности с орбиты ИСМ;
- получение фотоизображений Фобоса и Деймоса.
В состав научной аппаратуры входили:
- анализаторы спектра электронов и ионов;
- детектор высокоэнергетических частиц;
- датчик температуры электронов;
- трехосный магнитометр;
- сканирующий ультрафиолетовый спектрометр;
- спектрометр видимого и ультрафиолетового диапазона;
- детекторы газовых и плазменных волн;
- цветная ПЗС-камера;
- масс-спектрометр нейтральных частиц;
- анализатор тепловой плазмы;
- ионный масс-спектрограф;
- счетчик пылевых частиц;
- низкочастотный волновой анализатор.
Энергопитание аппаратуры АМС обеспечивалось двумя солнечными батареями и никель-металлогидридными аккумуляторами. На верхней части корпуса была размещена остронаправленная антенна диаметром 1,6 м, с другой стороны находилась двигательная установка, работающая на гидразине и тетраоксиде азота. Тяга ДУ - 51 кгс. Ориентация АМС осуществлялась 10 двигателями, работающими на моногидразине, тягой по 0,23 кгс.
Корпус АМС имел вид квадратной призмы со скошенными углами высотой 0,58 м и со стороной 1,6 м. Высота АМС с учетом отражателя остронаправленной антенны - 1,93 м.
Масса АМС - 541 кг, в т.ч. 282 кг - топливо и около 35 кг - научная аппаратура.
Ракета-носитель - M-V KM.
АМС «Nozomi» была выведена 03.07.98 года на эллиптическую орбиту 340 х 580 000 км. Из-за превышения расчетной скорости последней ступени РН апогей оказался выше расчетного на 180 000 км, поэтому 04.07.98 г. была проведена коррекция орбиты, параметры которой после этого составили 341 х 401 493 км, наклонение 28,62°, период обращения 10 суток 20 ч 55 мин.
В соответствии с расчетной программой АМС должна была выполнить 6,5 витков по полученной орбите, затем дважды - на восходящей ветви орбиты и при обратном пролете, - совершить гравитационный маневр при пролете Луны, после чего при пролете Земли включить ДУ для выдачи разгонного импульса. После 10 месяцев полета АМС должна была выйти на орбиту спутника Марса с параметрами: высота 150-300 х 27 300 км, наклонение 138°. После выхода на околомарсианскую орбиту АМС должна быть стабилизирована вращением таким образом, чтобы остронаправленная антенна была обращена в сторону Земли.
24.09.98 г. и 18.12.98 г. АМС выполнила гравитационные маневры в поле тяготения Луны для увеличения апогея орбиты. 20.12.98 года при пролете около Земли на расстоянии 1 003 км была включена двигательная установка для перевода АМС на траекторию полета к Марсу с расчетной датой прибытия - 11.10.99 г. При включении ДУ не закрылся топливный клапан, из-за чего произошел перерасход топлива. АМС «Nozomi» вышла на нерасчетную траекторию. 21.12.98 года были произведены два включения ДУ для коррекции траектории, в результате чего АМС осталась практически без запаса топлива.
Рассчитанная с учетом сложившейся ситуации новая схема полета (рис. 3.156) предусматривала продолжение полета АМС по гелиоцентрической орбите в течение четырех лет, при этом должны были быть выполнены два гравитационных маневра при пролетах Земли: в декабре 2002 года и в июне 2003 года. При выполнении такой программы АМС «Nozomi» должна была приблизиться к Марсу в декабре 2003 года с относительно небольшой скоростью.
По новой программе полета планировалось вывести АМС «Nozomi» на орбиту ИСМ высотой 300 х 43 500 км и наклонением 137,6 , затем минимальная высота орбиты должны была быть уменьшена до 155 км (период 38,5 ч.). АМС должна была быть стабилизирована вращением со скоростью 7,5 об/мин, при этом ось вращения, проходящая через ось остронаправленной антенны, должна быть направлена на Землю.
21.04.02 года мощная солнечная вспышка частично вывела из строя бортовую аппаратуру АМС, в том числе систему энергопитания. Из-за отсутствия электроэнергии отключился подогрев топливного бака, и произошло замерзание гидразина. К моменту приближения АМС к Земле гидразин оттаял, и необходимую коррекцию траектории все-таки удалось сделать. Маневр при пролете Земли в декабре 2002 года был выполнен успешно. Так же успешно был выполнен следующий гравитационный маневр при пролете Земли 19.06.03 года.
09.12.03 года не удалось сориентировать АМС для подготовки к запуску ТДУ с целью выхода на орбиту ИСМ. Запущенные двигатели малой тяги смогли только частично уменьшить дистанцию пролета АМС около Марса. 14.12.03 года АМС «Nozomi» прошла на расстоянии 1 000 км от Марса и вышла на гелиоцентрическую орбиту с двухгодичным периодом.


3.3. HGS-1: Луна как вспомогательный инструмент
25.12.97 года был произведен запуск РН «Протон-К» с разгонным блоком ДМ3 для вывода на геостационарную орбиту телекоммуникационного спутника «Asiasat 3», принадлежащего компании Asia Satellite Telecommunications Co. Ltd. Масса КА «Asiasat 3» при старте составляла 3 465 кг, что превышает возможности РБ по выведению груза на ГСО. В соответствии с программой полета, разгонный блок должен был вывести КА «Asiasat 3» на орбиту 9650x36 000 км, с наклонением 13,15° и периодом обращения 13 ч 47 м 45 с. Дальнейшее довыведение должно было выполняться с помощью двигательной установки КА.
Из-за преждевременного выключения ДУ разгонного блока (после 1 с работы вместо расчетных 130 с), КА оказался на орбите с параметрами 203x36 008 км, 51.37°, 10 ч 36 мин. Ресурсов собственной ДУ спутника было недостаточно для поворота плоскости почти на 40° и поднятия перигея с 200 км до 36 000 км.
Страховой компанией было признано, что спутник потерян, и компания выплатила владельцу спутника страховое вознаграждение. С этого момента спутник Asiasat 3 перешел в собственность страховой компании. Однако разработчик КА фирма Hughes Global Services предложила оригинальное решение. С помощью нескольких последовательных включений бортовой ДУ в перигее орбита КА была скорректирована таким образом, что спутник, называемый теперь HGS-1, вошел в зону гравитационного влияния Луны. В соответствии с рассчитанной траекторией, HGS-1 дважды совершил гравитационные маневры при пролете Луны, после чего оказалось возможным вывести КА на геостационарную орбиту с помощью бортовой ДУ, что и было выполнено.
[не мог выйти на геостационар. Он вышел на геосинхронную (выписывал восьмёрку). В связи с чем был сильно ограничен (надо было иметь следящую антенну)]

3.4. International Space Enterprises
В 1996 году фирма International Space Enterprises (ISE), расположенная в Сан-Диего, США, объявила о разработке мини-роверов для исследования Луны и Марса. Опытные модели роверов имели длину от 35 до 46 см при ширине около 35 см. Масса роверов - 13,5 кг. Теле управление роверами осуществлялось с помощью обычного персонального компьютера.
Разработка роверов выполнялась в рамках программы Small Business Innovation Research (Исследование инноваций средствами малого бизнеса), которой руководила Лаборатория JPL.

3.6. ISELA
В 1993 году компания International Space Enterprises сообщила о создании с российским НПО им. С.А.Лавочкина совместного предприятия (СП) ISELA (ISE+Lavochkin Association). Целью СП было создание средств по коммерческой доставке на окололунные орбиты и на поверхность Луны различных грузов, таких, как телескопы, луноходы, телевизионные средства, устройства для взятия и анализа образцов грунта, геологические и другие исследовательские инструменты. Предполагалось, что заказчиками будут как частные компании, так и государственные организации и научные центры. Коммерческие старты к Луне планировалось начать уже в 1996 году.
Предварительный бизнес-план СП содержал восемь миссий. Одной из рассматривавшихся задач была доставка на обратную сторону Луны ультрафиолетого телескопа LUTE. Для передачи получаемых данных на окололунную орбиту предварительно должен был быть выведен коммуникационный спутник.
Для доставки целевых грузов на Луну планировалось разработать несколько типовых платформ, обеспечивающих для аппаратуры заказчика во время перелета необходимый температурный режим и электропитание. На начальном этапе рассматривалось два проекта посадочных платформ, ISELA-600 и ISELA-1500.

3.6.1. ISELA-600
Посадочная платформа ISELA-600 должна была разрабатываться на базе конструкции АМС «Марс-96» (начальное название - «Марс-94»; название, присвоенное после запуска - «Марс-8»).
ISELA-600, запускаемая на РН «Протон-К», должна была доставлять на окололунную орбиту полезный груз массой 1 500 кг, либо на поверхность Луны груз массой 600 кг.

3.6.2. ISELA-1500
Платформа ISELA-1500 должна была доставлять на орбиту ИСЛ полезный груз массой 3 000 кг, а на поверхность Луны - груз массой 1 500 кг.
СП ISELA прекратило свое существование в конце 1990-х годов в связи с отсутствием достаточного количества средств для реализации заявленных планов.

3.7. LunaCorp
3.7.1. Луноход «IceBreaker Moon Rover»
В 1994 году американская компания Lunacorp объявила о проекте доставки на Луну небольшого лунохода. 25% времени работы лунохода планировалось посвятить научным исследованиям, остальное время должно было быть потрачено на коммерческо-развлекательную программу.
Прототип лунохода, созданный Институтом робототехники Карнеги Меллона и названный «Nomad» в 1997 году прошел испытания на Земле в каменистой пустыне Атакама на севере Чили. Масса прототипа «Nomad» 550 кг.
Первый луноход, который должен был быть построен на базе прототипа «Nomad», получил название «IceBreaker Moon Rover». Он должен был быть доставлен на Луну в район южного полюса, около кратера Пири. Основной задачей лунохода являлся поиск льда, для чего луноход был снабжен бурильной установкой и специальным радаром.
Предполагалось, что следующий луноход будет доставлен на Луну в район посадки LM «Apollo-11», затем будет двигаться по маршруту посадок
АМС «Ranger-8», АМС «Surveyor-5», LM «Apollo-17» и, наконец, закончит маршрут около АМС «Луна-21» и «Луноход-2». Коммерческая идея проекта заключалась в том, что в тематических парках типа «Диснейленда» должны были быть установлены пункты управления, и «порулить» луноходом смог бы любой желающий за умеренную плату.
Луноход должен был иметь четырехколесное шасси, радиоизотопный генератор и солнечные батареи. Две панорамные телекамеры должны были обеспечивать круговой обзор. Размеры лунохода в развернутом состоянии 2,4 м х 2,4 м х 2,4 м. Диаметр колес - 76,2 см, ширина - 50,8 см. Масса - 725 кг.
Для доставки лунохода на Луну планировалось использовать посадочную ступень «ISELA-600» и РН 8К82К «Протон-К». Расчетное время работы лунохода - 2 года.
Компания Lunacorp планировала изготовить три экземпляра лунохода, один из которых должен был являться резервным. Первый запуск планировалось (по состоянию на 2000 год) осуществить в 2003 году.
В 1996 году Lunacorp заключила с японской компанией Mitsubishi контракт по использованию РН H-2 для доставки лунохода на Луну.
Проект не был реализован в связи с ликвидацией компании Lunacorp в 2003 году.

3.12. TransOrbital Inc.
Компания TransOrbital Inc. (Ла Холла, Сан-Диего, Калифорния, учреждена в 1998 г.) разрабатывала несколько проектов коммерческих АМС для доставки научных грузов на Луну и в другие районы ближнего космического пространства.

3.12.1. Проект «TrailBlazer»
В августе 1999 г. компания TransOrbital Inc. объявила о планах запуска к Луне в декабре 2000 г. АМС «TrailBlazer» («Первопроходец»).
АМС «TrailBlazer» представляла собой платформу, оснащенную системами управления и связи, а также двумя видеокамерами, с широкоугольным и узкоугольным объективами. Восьмигранный корпус АМС покрыт ячейками солнечной батареи. Масса АМС 100 кг.
АМС должна быть выведена на промежуточную орбиту ИСЗ высотой около 600 км. Для перехода на траекторию полета к Луне АМС должна оснащаться твердотопливным РБ Star-20. АМС стабилизируется вращением, которое может быть прекращено для выполнения видеосъемки. Тормозной импульс для выхода на окололунную орбиту обеспечивается бортовой ДУ, работающей на однокомпонентном топливе. АМС выводится на начальную окололунную орбиту с высотой периселения 150 км, который должен быть снижен сначала до 50 км, затем до 10 км. После завершения работы должно быть произведено торможение и падение АМС в выбранную точку Луны. Расчетный срок работы АМС на орбите ИСЛ - 90 суток.
Компания TransOrbital Inc. предполагала получать по заказам заинтересованных организаций высококачественные изображения выбранных участков поверхности Луны с разрешением до 1 м, а также производить стереосъемку лунной поверхности и видеосъемку в формате HDTV.
Летом 2002 года TransOrbital Inc. получила от Госдепартамента США и Национальной администрации по океанам и атмосфере (NOAA) лицензию на право доставлять искусственные объекты на поверхность Луны.
В ноябре 2002 года TransOrbital Inc. подписала контракт с российско-украинской компанией «Космотрас», предусматривающий выполнение четырех запусков АМС «TrailBlazer» ракетой-носителем «Днепр-1» в течение трех лет. Первый запуск был назначен на октябрь 2003 года. В рамках этого контракта 20.12.02 года был произведен запуск макета АМС «TrailBlazer» массой 420 кг. Макет вместе с еще пятью спутниками был выведен на орбиту ИСЗ высотой около 640 км.
Проект запуска АМС к Луне не был реализован.