М.Тарасенко. «Новости космонавтики»

22 ноября 1998 г. в 23:54:00.470 UTC (18:54:00 EST) с Космического стартового комплекса SLC-17B Станции ВВС США «Мыс Канаверал» произведен запуск РН Delta 2 (7925) со спутником связи «Бонум-1», принадлежащим одноименной российской компании. Спутник был выведен на переходную к геостационарной орбиту с начальными параметрами (номинальные значения даны в скобках):

– наклонение – 19.49° (20.61);

– минимальная высота – 1268 км (1289.55);

– максимальная высота – 36728 км (36897);

– период обращения – 670.5 мин (676.750).

Спутник получил международное регистрационное обозначение 1998-068A и номер 25546 в каталоге Космического командования США.

«Бонум-1» – первый

американский спутник

для России

КА «Бонум-1» (Bonum 1) представляет собой спутник непосредственного телевизионного вещания, принадлежащий российской компании ЗАО «Бонум-1» (г.Москва). Он предназначен для передачи программ телевизионного вещания системы «НТВ-Плюс».

«НТВ-Плюс» и «Бонум-1» являются 100-процентными дочерними предприятиями компании «Мост-Медиа», которая в свою очередь контролируется финансовой группой «Мост». ЗАО «Бонум-1» создано специально для эксплуатации спутниковых систем вещания, используемых «НТВ-Плюс».

В настоящее время программы «НТВ-Плюс» передаются через арендованные ретрансляторы – четыре на двух российских спутниках «Галс» и два на французском спутнике TDF-1. «Бонум-1» стал первым спутником, который является собственностью компании.

Помимо того, что «Бонум-1» является первым в России частным космическим аппаратом, он также стал и первым российским спутником, изготовленным не в России и даже не в бывшем СССР, а в США.

Контракт на изготовление спутника и поставку его «под ключ» в ноябре 1998 г. был подписан ЗАО «Бонум-1» и компанией Hughes Space and Communications International 23 октября 1997 г. Этот контракт объемом около 150 млн $ предусматривал наряду с изготовлением спутника организацию его запуска (включая страховку), оборудование станции управления спутником и подготовку российского управленческого персонала. Спутник «Бонум-1» изготовлен на основе базового блока HS-376HP – варианта популярной модели HS-376 с повышенной мощностью системы энергопитания. «Бонум-1» стал 53-м заказанным спутником 376-й серии.

Внешне спутник представляет собой цилиндр диаметром 2.16 м. Длина его составляет 3.32 м в стартовом положении и 7.76 м в развернутом. Масса КА в момент отделения от РН – 1425.2 кг.

Бортовой ретрансляционный комплекс спутника «Бонум-1» включает восемь активных ретрансляторов, работающих в частотном диапазоне Ku и оснащенных усилителями на лампах бегущей волны мощностью по 75 Вт. Рабочая полоса частот спутника 18–18.3 ГГц (Земля-борт) и 12.2–12.5 ГГц (борт-Земля).

За счет использования технологии цифрового сжатия сигнала восемь ретрансляторов спутника могут обеспечивать передачу до 50 каналов телевизионного вещания. Передаваемые через «Бонум-1» программы будут включать российские и зарубежные художественные фильмы, спортивные, музыкальные и детские каналы.

Станция управления спутником расположена в Москве и принадлежит ЗАО «Бонум-1», которое и будет эксплуатировать спутник.

Аппарат оснащен двухпанельной цилиндрической солнечной батареей на основе арсенида галлия, которая обеспечивает электрическую мощность 1500 Вт в начале срока активного существования. Расчетный срок активного существования «Бонума-1» составляет 11 лет.

Спутник будет расположен на геостационарной орбите в точке над 36°в.д. В эту же точку планируется вывести принадлежащий Eutelsat спутник SESAT, но его рабочая полоса частот в основном приходится на поддиапазон диапазона Ku, выделенный для фиксированной связи, а не для непосредственного телевещания, и не пересекается с рабочей полосой «Бонума-1».

ЗАО «Бонум-1» рассчитывает ввести спутник в полномасштабную эксплуатацию в середине января. Спутник в основном предназначен для вещания на европейскую часть России. Однако его зона обслуживания существенно шире, так что в число потенциальных клиентов системы входят и жители соседних с Россией государств, а также русскоязычное население Израиля. Всего в пределах зоны обслуживания проживает около 200 млн чел.

Некоторые подробности пуска

Несмотря на то, что для РН Delta это был уже 12-й запуск в этом году и 263-й по общему счету, «Бонум-1» удалось запустить только с четвертой попытки.

Первоначально запуск планировался на 19 ноября. При этом первый спутник, сделанный в США для России, стартовал бы всего за несколько часов до первого модуля Международной космической станции, сделанного в России на американские деньги. Но символическое совпадение смазалось из-за сбоев американской техники.

Сначала на стартовом комплексе отказала камера, обеспечивающая дистанционное наблюдение за датчиком потока керосина. Без нее пришлось бы после завершения заправки посылать на старт персонал, чтобы убедиться в том, что все прошло нормально. Попытки починить камеру не увенчались успехом, и заправка началась с некоторой задержкой. После ее завершения началась заправка жидким кислородом для запуска в первом суточном стартовом окне, поскольку прогноз погоды был вполне благоприятным.

В этот день, как и во все последующие, запуск КА «Бонум-1» мог состояться в одном из двух окон: первое продолжительностью 41–42 мин (с 18:22–18:23 до 19:03–19:04 EST) и второе продолжительностью 8–9 минут (с 21:14–21:16 до 21:23–21:24). Выбор одного из двух суточных окон делается в зависимости от погодных условий после завершения заправки первой ступени ракеты керосином и до начала ее заправки жидким кислородом. При этом если в первом окне пуск не состоится, использовать второе также оказывается невозможно из-за ограничения на время непрерывного нахождения жидкого кислорода в баках ракеты, составляющего для РН Delta-2 168 минут.

Незадолго до последней встроенной задержки предстартового отсчета на отметке Т-4 мин прокачка показала, что установленный в кардановом подвесе маршевый двигатель первой ступени отклоняется по каналу рысканья только на 94% от номинальной величины вместо 98%, минимально необходимых по программе полета. Устранить неполадку во время 10-минутной задержки оказалось невозможно, и запуск был отменен. После слива компонентов и закрепления ракеты на старте расчет приступил к поиску неисправности. Выяснилось, что ограниченная подвижность сопла была вызвана случайно забытым на стартовом комплексе поручнем безопасности.

Следующая попытка была назначена через 24 часа. На этот раз еще до начала заправки обнаружились неполадки на линии передачи телеметрической информации от спутника к наземному комплексу управления. Группа техников была послана на старт для изучения проблемы, и проводившиеся операции по наддуву систем первой и второй ступеней гелием и азотом были приостановлены.

К 16:30 эта неполадка была устранена, и предстартовые операции продолжились. Погодные условия были идеальными. За час до начала первого окна было объявлено, что его первые семь минут не могут быть использованы во избежание столкновения с орбитальным комплексом «Мир». Расчетное время старта было сдвинуто на 18:29 за счет продления встроенной задержки на отметке Т-4 мин с 10 до 17 мин. За несколько минут до истечения этого времени группа контроля спутника запросила дополнительную задержку для прояснения вопроса с телеметрической линией, которая опять засбоила.

Персонал Hughes пытался разобраться с этой неполадкой до конца стартового окна. За 4 минуты до его конца, в 19:00 предстартовый отсчет был возобновлен наудачу, с тем чтобы успеть уложиться в стартовое окно, если проблема решится в течение ближайших секунд. Этого, однако, не произошло, и за 3 мин 9 сек до старта пуск пришлось опять отменить.

Последующий анализ показал, что причина сбоя в телеметрии связана не с неполадками на спутнике, а с наземным оборудованием, установленным на мобильной башне обслуживания. Хотя конкретная причина не была обнаружена, система была перепроверена и подготовлена к следующей попытке, намеченной еще через 24 часа.

На третий день толстая слоистая облачность обещала только 60% вероятность приемлемых для старта погодных условий. Тем не менее подвела опять техника. На этот раз засбоил один из трех датчиков уровня керосина в баке первой ступени. Он не давал штатного исходного сигнала «сухо», из-за чего нельзя было начинать заправку. Руководство Boeing сначала отложило старт по крайней мере до 21:15, но поскольку выяснилось, что заменить датчик и вновь проверить систему в оставшееся до конца второго суточного окна время нельзя, пуск был вновь отменен и предварительно перенесен на 18:23–19:05 22 ноября.

Окончательное решение о четвертой подряд попытке предстояло принять утром 22 ноября. Дело в том, что погода продолжала ухудшаться и вероятность благоприятных погодных условий по прогнозу не превышала 30%. Тем не менее руководители запуска решили попытаться еще раз, даже несмотря на то, что в этот день у них было всего одно окно. (22 ноября второе суточное окно не могло быть использовано из-за планировавшегося задействования полигона в другом испытании.)

На этот раз технических неполадок не возникло. Однако между 17 и 18 часами один из запущенных шаров-зондов показал превышение допустимой скорости ветра на высоте. Предстартовый отсчет был остановлен на отметке Т-4 мин до получения новых данных. В 18:38 повторный метеозонд показал приемлемую скорость ветра. Наземный персонал начал подготовку поправок на высотный ветер для системы управления ракеты, имея в виду осуществление старта в 19:00, за 5 минут до конца окна. Эта операция была завершена в течение 5 минут, и руководство решило сдвинуть время старта на 6 минут вперед, на 18:54. Через несколько минут произошел сбой готовности полигона, но она была быстро восстановлена. В 18:50 предстартовый отсчет был возобновлен. Дальше все пошло гладко.

В 18:54:00.470 ракета оторвалась от стартового стола, и через 10 минут ее вторая ступень вышла на опорную орбиту высотой 157х189 км с наклонением 29.2°. Через 11 минут после этого при первом пересечении экваториальной плоскости состоялось ее второе включение, а еще через полвитка, в восходящем узле, – третье. Этим двухимульсным маневром была сформирована промежуточная околокруговая орбита высотой 1228х1683 км с наклонением 26.7°. После этого третья ступень, оснащенная твердотопливаным РДТТ Star 48B, перевела «Бонум-1» на переходную к геостационарной орбиту, где он и отделился через 74 мин 13 сек после запуска. Вторая ступень тем временем выполнила маневр выжигания топлива и понизила высоту своего перигея до 274 км, что обеспечит ее скорый вход в атмосферу.

В 21:35, примерно через 25 минут после отделения, спутник был взят на сопровождение наземной станцией фирмы Hughes в штате Колорадо. После проверки состояния спутника и подготовительных операций через 6 суток полета, в апогее 13-го витка, был включен бортовой апогейный РДТТ Star 30, в результате чего спутник перешел на квазистационарную орбиту и стал дрейфовать к своей точке стояния.

После прибытия в точку 36°в.д. спутник был сориентирован антеннами к Земле, была выдвинута солнечная батарея и развернуты антенны. После проверок служебных систем и ретрансляционного комплекса спутник «Бонум-1» накануне Рождества должен быть передан заказчику.

Патриотизм, кредиты и спутники

Хозяин группы «Мост» В.Гусинский имел все основания назвать запуск спутника «Бонум-1» «революционным моментом». И как любая революция, проект «Бонум-1» встретил в России весьма неоднозначную реакцию. В частности, руководство российской космической промышленности восприняло заказ группой «Мост» спутника за рубежом весьма болезненно, и по этом поводу раздается немало обвинений в непатриотичности, нерациональности и даже во вредительском характере этого шага.

Можно понять чувства РКА и российских предприятий, заявляющих, что они за эти деньги запустили бы «два, если не три спутника». Но нельзя забывать и то, что «Мост-Медиа» – это частная компания, которая вправе сама решать, какое вложение денег представляется ей более эффективным. Трудно отрицать, что западные спутники связи даже при их более высокой абсолютной стоимости за счет своей емкости и долговечности оказываются более выгодными в пересчете на стоимость эксплуатации одного ретранслятора в год.

Ведь именно поэтому в 1998 г. сами РКА и Госкомсвязь выдали РКК «Энергия» и НПО ПМ беспрецедентные контракты на восполнение федеральной группировки спутников связи, предусматривающие широкомасштабное заимствование российскими поставщиками иностранных технологий для поднятия конкурентоспособности отечественной техники.

Кроме того, финансирование проекта «Бонум-1» осуществлялось за счет кредита Экспортно-импортного банка США, и эти деньги ни при каких условиях не могли бы быть использованы для заказа спутника(ов) в России. Как рассказал нам Генеральный директор ЗАО «Бонум-1» А.И.Островский, «Эксимбанк» категорически восстал даже против запуска «Бонума-1» на европейской ракете Ariane, что предусматривалось в контракте с Hughes в качестве возможного варианта наряду с РН Delta 2.

Впрочем, если посмотреть на это под более оптимистичным углом зрения, получится почти по Михаилу Задорнову: мы берем у американцев кредит и на эти деньги нанимаем их его отрабатывать...

По сообщениям Hughes, Boeing

Запущен мексиканский спутник связи Satmex 5

М.Тарасенко. «Новости космонавтики»

6 декабря 1998 г. в 00:43 UTC (5 декабря в 21:43 по местному времени) со стартового комплекса ELA2 Гвианского космического центра компанией Arianespace осуществлен запуск РН Ariane 42L со спутником связи Satmex 5, принадлежащим мексиканской компании Satellites Mexicanos S.A. de C.V.

Спутник выведен на эллиптическую переходную орбиту с начальными параметрами (номинальные даны в скобках):

– наклонение орбиты – 6.99° (7.00±0.06);

– минимальная высота – 200.1 км (200±7 км);

– максимальная высота – 21607 км (от 19459 до 21606 км);

– период обращения – 375 мин.

Спутник Satmex 5 получил международное регистрационное обозначение 1998-070A и номер 25558 в каталоге Космического командования США.

Satmex 5 – пятый мексиканский спутник связи. Ранее были запущены спутники Morelos 1 и Morelos 2 в 1985 г. и Solidaridad 1 и Solidaridad 2 в 1993 и 1994 гг. Satmex 5 предназначен для осуществления всего спектра телекоммуникационных услуг, непосредственного телевещания, телефонной связи в сельских районах, дистанционного обучения и телемедицины.

Спутник принадлежит частной мексиканской компании Satellites Mexicanos S.A. de C.V (Satmex), базирующейся в Мехико-сити. Этой компании были переданы функции оператора национальной системы спутниковой связи Morelos, которые ранее осуществлялись мексиканским Министерством телекоммуникаций. В 1997 г. при приватизации системы фиксированной спутниковой связи 75% акций компании Satmex были проданы мексиканской телекоммуникационной компании Telefonica Autrey и американской компании Loral Space & Communications.

В настоящее время она эксплуатирует три спутника – Morelos 1, Solidaridad 1 и Solidaridad 2. Satmex 5 призван заменить Morelos 2 и первоначально назывался Morelos 3 (его переименование, очевидно, было связано с реорганизацией эксплуатирующей организации).

Satmex 5, как и все предыдущие мексиканские спутники связи, изготовлен американской компанией Hughes Space and Communications. (Выбор поставщика спутников для мексиканцев, видимо, облегчался тем обстоятельством, что Hughes базируется в пригороде Лос-Анджелеса – совсем рядом с мексиканской границей.) В отличие от спутников двух предыдущих поколений, Satmex 5 изготовлен на основе более мощного базового блока HS601HP. Стартовая масса КА составляет 4135 кг, начальная масса на геостационарной орбите – 1950 кг. Габариты корпуса составляют 3.4x2.8 м, высота в стартовом положении – 6 м, размах солнечных батарей в развернутом положении – 26.3 м.

Бортовой ретрансляционный комплекс включает 24 ретранслятора диапазона С и 24 – диапазона Ku (все они эксплуатируются без «холодного» резерва). Ретрансляторы имеют ширину полосы пропускания по 36 МГц и оснащены усилителями на лампах бегущей волны мощностью по 36 Вт для диапазона C и по 132.5 Вт для диапазона Ku.

Мексиканские спутники связи
Название	Дата запуска	Базовый блок	К-во ретр.	Ст. масса, кг	Мощн. СЭП, кВт	РН	Точка стояния	САС, лет
Morelos 1 Morelos 2 Solidaridad 1 Solidaridad 2 Satmex-5	17.06.85 27.11.85 20.11.93 08.10.94 06.12.98	HS376 HS376 HS601 HS601 HS601HP	18C, 4Ku 18C, 4Ku 18C, 16Ku, 1L 18C, 16Ku, 1L 24C, 24Ku	1140 кг 1140 кг 2776/1672 кг 2776/1672 кг 4135 кг	0.8 0.8 3.37 3.37 8.4/7	STS STS Ariane 4 Ariane 4 Ariane 4	113°з.д. 117°з.д. 109.2°з.д. 113°з.д. 116.8°з.д.	9 9 14 14 15

Мощность системы энергопитания в начале срока активного существования – 8400 Вт, в конце – 7000 Вт, расчетный срок активного существования составляет 15 лет.

Наряду с апогейным двигателем для довыведения и жидкостными микродвигателями для коррекции в долготном направлении Satmex 5 также оснащен ксеноновой ионной двигательной установкой XIPS для коррекции широты (т.е. для удержания спутника на геостационарной орбите в направлении «севег-юг»).

После выведения спутника на переходную орбиту на 3-й день полета было осуществлено раскрытие антенн и солнечных батарей, после чего на 4-й и 6-й день выполнены соответственно перигейное и апогейное включения двигателя, поднявшие высоту орбиты до геостационарной.

Спутник будет расположен в точке стояния над 116.8° з.д. После ввода в эксплуатацию Satmex 5 наряду с Мексикой будет обслуживать и другие испаноязычные сообщества в Северной и Латинской Америке: его рабочая зона простирается от Канады до Аргентины.

Дополнительная информация может быть найдена на серверах: www.SatMex.com.mx и www. loralskynet.com

Запуск состоялся с отсрочкой на 24 часа из-за аномальных показаний телеметрической информации, поступающей со спутника. В полете V114, ставшим 83-м пуском ракеты Ariane-4 и 8-м пуском варианта 42L (с двумя жидкостными ускорителями), был впервые применен т.н. маневр оптимизации использования статистического резерва OURS (Optimisation de l'Utilisation de la Reserve Statistique), обеспечивающий более полное использование топлива третьей ступени H10, включая частичное использование гарантийных запасов, для достижения максимально высокого апогея конечной орбиты выведения. Обычно Ariane выводит геостационарные спутники на переходные орбиты с апогеем высотой 35700–35800 км, соответствующим высоте ГСО. На этот раз масса спутника превышала величину, которую выбранный вариант носителя мог «вытянуть» на эту высоту. Поэтому и было решено опробовать новый маневр, который более эффективно использует энергетику ступени, но дает существенную неопределенность конечной высоты апогея. В данном случае выигрыш по высоте апогея составил около 2000 км. Спутник был отделен от третьей ступени носителя через 19 мин 37 сек после старта. Дальнейшее довыведение осуществлялось с помощью бортового ЖРД. Следующий пуск РН Ariane 4 с очередным спутником PAS-6B компании PanAmSat запланирован на 21 декабря.

И.Лисов. «Новости космонавтики»

6 декабря 1998 г. в 00:57 UTC (5 декабря в 16:57 PST) в точке с координатами 36.0°с.ш., 123.0°з.д. над Тихим океаном с борта самолета-носителя L-1011, стартовавшего с авиабазы Ванденберг, силами компании Orbital Sciences Corp. при поддержке 2-й эскадрильи космических запусков 30-го космического крыла ВВС США был выполнен сброс РН Pegasus XL, которая успешно вывела на орбиту американский малый исследовательский спутник SWAS.

КА был зарегистрирован космическим командованием США под номером 25560 и с международным обозначением 1998-071A. Параметры орбиты КА (относительно сферы радиусом 6378.14 км) составили:

– наклонение орбиты – 69.905°;

– высота в перигее – 636.3 км;

– высота в апогее – 656.0 км;

– период обращения – 97.647 мин.

КА SWAS, входящий в число «малых исследователей» (Small Explorer, SMEX), разработан и изготовлен в Техническом директорате Центра космических полетов имени Годдарда NASA. Это третий утвержденный к реализации спутник серии SMEX (после КА SAMPEX и FAST) и четвертый запущенный (третьим стал TRACE). Пятый спутник, WIRE, должен стартовать 26 февраля.

В нашей Галактике в среднем рождается одна звезда в год, но акт рождения скрыт от земных наблюдателей. Молодые звезды появляются в газопылевых облаках, которые остаются непрозрачными до тех пор, пока звездный ветер молодого светила не «разгонит» вещество. Предполагается, что облако испытывает гравитационный коллапс. Но при этом его температура должна вырасти с 15 К до примерно 10 млн К, и давление газа уравновесит гравитацию. Чтобы звезда все же родилась, тепло должно уходить. Это может происходить в столкновениях некоторых атомов и молекул (например, H₂¹⁸O, O₂, ¹³CO и C). Энергия излучается в виде фотона с длиной волны 0.5–0.6 мм.

Отсюда задача проекта SWAS: изучить химический состав межзвездных облаков и механизмы их охлаждения в процессе образования из них звезд и планет по субмиллиметровому излучению. Аппаратура SWAS дает возможность впервые непосредственно пронаблюдать молекулы кислорода и воды в молекулярных облаках и определить верхний предел их концентрации (в отношении к водороду), исследовать химическую эволюцию молекулярных облаков.

Монтаж обтекателя на РН Pegasus XL c КА SWAS

На КА установлен единственный прибор – субмиллиметровый телескоп с комплектом детекторов SWAS, давший имя спутнику в целом. В состав прибора входят семь устройств:

• кассегреновский телескоп с зеркалом размером 68x58 см из полированного алюминия;

• подсистема детектирования сигнала, состоящая из двух субмиллиметровых приемников с гетеродином (компания Millitech Corp.);

• акустооптический спектрометр (Кёльнский университет, Германия);

• звездный датчик;

• управляющая электроника;

• конструкция прибора;

• подсистема терморегулирования.

Рабочие частоты приемников сигнала, охлажденных до 170 К, – 490 и 553 ГГц (длина волны 0.545 и 0.612 мм). Каждый из приемников собирает сигнал с половинки зеркала. Электронная схема выбирает полосу шириной 700 МГц, центрированную относительно принимаемой частоты, отображает ее в диапазон 1.4–2.8 ГГц и подает сигнал на вход спектрометра. В нем радиосигнал преобразуется в звуковые волны в кристалле, освещаемом лазером. Волны растяжения-сжатия в кристалле действуют подобно дифракционной решетке. Происходит дисперсия лазерного луча, а полученное распределение регистрирует ПЗС-приемник с 1400 элементами, каждый из которых соответствует полосе в 1 МГц. Заряд в каждом канале измеряется с интервалом 10 мс, интегрирование ведется по интервалу в 2 с. Эта техника позволяет одновременно измерять интенсивности излучения, принадлежащего перечисленным выше молекулам.

Масса SWAS (по различным источникам) – 284–288 кг, из которых 180 кг приходится на конструкцию и системы КА, а 102 кг – на прибор SWAS. Корпус КА выполнен из алюминиевых панелей и имеет габариты 1.18x1.90 м.

Аппарат использует трехосную звездную ориентацию. Система ориентации ACS (Attitude Control System) имеет управляющий процессор 8085. Датчиками системы являются 3-осный магнитометр, три инерциальных гироскопа, высокоточный звездный ПЗС-датчик CT-601, способный работать по пяти звездам одновременно, цифровой солнечный датчик, шесть грубых солнечных датчиков, датчик ярких объектов. Исполнительными органами являются четыре маховика и три магнитные катушки. Точность наведения на объект – 19'' по азимуту и 38'' по углу места, точность поддержания ориентации – 19''.

Бортовой компьютер, созданный на базе процессора 80386/80387, обеспечивает определение ориентации и наведение КА на объект по заданному плану, а также управление прибором SWAS, приемопередатчиком, системой электропитания и т.п. Система команд и данных построена на шине MIL-STD-1553. Твердотельное ЗУ емкостью 110 Мбайт, из которых 88 Мбайт доступно, предназначено для хранения данных измерений между сеансами связи. Средний объем снимаемых с прибора научных данных – 12 кбит/с.

НОВОСТИ   ü В настоящее время компания Starsem имеет восемь твердых заказов на пуски, которые должны быть осуществлены в течение ближайших 20 месяцев. По словам президента Starsem Жана-Ива Ле-Галла (Jean-Yves Le Gall), в перспективе компания рассчитывает выйти на темп 8-10 пусков в год и «занять по крайней мере треть рынка, доступного для ˝Союза˝». Ле-Галл также сообщил, что в начале 1999 г. будет завершено изучение возможности размещения «Союза» на космодроме Куру во Французской Гвиане. Запуск с Куру позволил бы увеличить максимальную грузоподъемность ракеты на 30%, а также расширить диапазон азимутов пуска, поскольку при этом отделяемые элементы ракеты будут падать в океан. Решение по поводу такого варианта базирования будет принято в первом квартале 1999 г. «с учетом его экономической жизнеспособности». - М.Т. ІІІ ü 2 декабря американская компания Space Imaging объявила об отсрочке запуска своего спутника дистанционного зондирования Ikonos 1. Спутник, изготовленный компанией Lockheed Martin Missiles & Space, должен был стать первым коммерческим аппаратом, способным получать изображения с наземным разрешением до 1 метра. Его планировалось запустить еще в начале 1998 г.; в июне было объявлено об отсрочке запуска до конца года (НК №13, 1998), а теперь пуск назначен на июнь 1999 г. По сообщению Space Imaging, задержка связана с «технической проблемой, выявленной в ходе заключительного тестирования» в одной из подсистем спутника. – М.Т. ІІІ ü В интервью телекомпании ТВ-6 генеральный директор Центра Хруничева Анатолий Киселев сказал, что ГКНПЦ планирует создать финансово-промышленную группу по РН «Протон», в которую войдут основные предприятия-изготовители и небольшой банк, через который будут идти все расчеты. В настоящее время Центр из-за задержки бюджетных платежей уже не ведет работы по заданиям Минобороны РФ, остановлены ОКР по линии РКА. Госзаказ в 1998 г. составляет 25-26 % от объема финансирования ГКНПЦ. Остальная часть финансирования Центра идет по линии коммерческих программ. – Ю.Ж.. ІІІ ü В конце января 1999 г. в Брюсселе должна пройти встреча участников создания европейской Службы глобального мониторинга окружающей среды (Global Environmental Service, GES). На встрече должно быть принято решение о составе космического сегмента GES. Россия, которую в GES представляет Центр Хруничева, намерена предложить для использования КА малого, среднего и тяжелого класса. Это соответственно серия спутников «Монитор» разработки Центра Хруничева для запуска на РН «Рокот», серия спутников «Ресурс» разработки ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс» для запуска на РН «Русь» и высокоширотная станция разработки Центра Хруничева для запуска на РН «Протон-М». – Ю.Ж.. ІІІ ü В середине декабря на космодром Байконур из ГКНПЦ им. М.В.Хруничева были отправлены РН «Протон-К» серии 39402 (для КА SESat) и 38802 (для КА «Ямал-100»). – Ю.Ж.

Идет подготовка спутника SWAS

Система электропитания имеет одну смонтированную на корпусе и четыре развертываемые неориентируемые панели солнечных батарей общей площадью 3.4 м² с фотоэлементами на арсениде галлия. Мощность, снимаемая с СБ в начале работы КА, составляет 600 Вт, а в среднем за виток – 200–230 Вт. Средняя потребляемая за виток мощность равна 150 Вт, из которых 59 Вт идет на телескоп. Никель-кадмиевая аккумуляторная батарея имеет емкость 21 А·час.

Система связи с приемопередатчиком диапазона S (2215.0 МГц, 5 Вт) обеспечивает передачу данных по каналу КА-Земля со скоростью 18.75 кбит/с, 0.9 и 1.8 Мбит/с. В качестве наземных станций используются станция на полигоне Уоллопс и транспортируемая станция TOTS (Transportable Orbital Tracking Station), расположенная в г.Покер-Флэт на Аляске. Для управления на первых витках привлекается антарктическая станция МакМёрдо.

Компания Ball Corp. изготовила телескоп, осуществила сборку прибора и его испытания и поставила в Центр Годдарда 22 декабря 1994 (!) г. для сборки в составе КА и его заводских испытаний. Запуск SWAS был первоначально назначен на 3 июля 1995 г., но многократно откладывался. Причиной (возможно, не единственной) стали две аварии РН Pegasus XL в 1994 и 1995 гг. и образовавшаяся после них очередь.

В итоге запуск состоялся более чем через три года после намеченного срока. Он был запланирован на 2 декабря в 17:40 PST. 2 ноября КА был доставлен на авиабазу Ванденберг, 13 ноября пристыкован к ракете, имеющей собственное имя Megan. 1 декабря в пять утра под проливным дождем Pegasus XL вывезли из корпуса 1555 и подстыковали к самолету-носителю. 2 декабря в 16:43 PST самолет L-1011 вылетел с полосы 30/12 базы Ванденберг и достиг зоны сброса, но из-за неготовности Западного полигона (сбой программного обеспечения, сделавший ненадежными данные слежения) в 17:37 и затем в 17:53 были отменены две попытки запуска.

1 – Пассивно-охлаждаемые субмиллиметровые приемники; 2 – радиатор охлаждения приборов; 3 – параболический экран; 4 – подвижное калибровочное зеркало; 5 – вторичное зеркало; 6 – звездный датчик; 7 – магнитометр; 8 – солнечный экран; 9 – основное зеркало; 10 – радиатор охлаждения электроники; 11 – акустооптический спектрометр; 12 – датчик ярких объектов; 13 – электронная аппаратура

Старт был назначен на 4 декабря, но по метеоусловиям отложен до 5 декабря. L-1011 вылетел в 15:58 PST, вышел в зону, лег на азимут 155.6° и выполнил сброс РН Pegasus XL в 16:57. Через 11 мин 37 сек спутник был доставлен на орбиту несколько выше расчетной. Расчетная орбита имела наклонение 70° и высоту 600 км (в более ранних источниках приводится расчетная орбита 65° на 700 км).

Руководители проекта отвели две недели на орбитальные испытания и ввод спутника в эксплуатацию. За первые 10 суток полета была определена фактическая несоосность телескопа и звездного датчика. Предварительное исследование диаграммы направленности зеркала телескопа показало, что два луча (490 и 533 ГГц) перекрываются с точностью не хуже 5''.

Многие молекулярные облака невидимы в оптическом диапазоне, а поэтому наводить телескоп на объект можно будет только по опорным звездам с помощью звездного датчика. Всего в плане наблюдений – несколько сот молекулярных и газо-пылевых облаков, расположенных вблизи галактической плоскости, а также околозвездные оболочки, планетарные туманности и внегалактические источники. Рассматривалась возможность наблюдения кометы Хейла-Боппа, но она отпала из-за задержки запуска. Больше всего ученых интересуют гигантские ядра молекулярных облаков, такие как OMC-1 в Орионе, и темные ядра, к примеру Lynds 134N.

Суточный график наблюдений составляет научный руководитель проекта – д-р Гэри Мелник (Gary J. Melnick) из Смитсоновской астрофизической обсерватории, он же выбирает навигационные звезды. КА выполняет график автоматически, наблюдая за виток от 3 до 5 объектов. Ориентация КА ограничена тем условием, что солнечные батареи не должны отклоняться более чем на 15° от направления на Солнце. Наблюдение объекта ведется циклами по 40 сек: около 25 сек SWAS наблюдает цель, а на 15 сек аппарат отклоняется на угол до 3° для калибровки инструмента.

Прием данных наземной станцией производится 2 раза в сутки. В течение 24 часов они доставляются в Центр научных операций Смитсоновской обсерватории, где после предварительного анализа данных выбираются новые объекты.

Гарантийный срок работы SWAS – один год, расчетный – два года. Разработка и эксплуатация КА SWAS обошлась в 64 млн $, запуск на РН Pegasus XL – в 12.5 млн. Это был 25-й пуск РН семейства Pegasus (F-25) и 11-й успешный подряд.

По сообщениям NASA, GSFC, KSC, OSC и Гарвард-Смитсоновского центра астрофизики

Схема РН «Космос-3М»(11К65М) © А.Шлядинский

«Надежда» – мой компас земной,

а Astrid – награда за смелость...

М.Тарасенко. «Новости космонавтики»

10 декабря 1998 г. в 14:57 ДМВ (11:57 UTC) с площадки 132 1-го Государственного испытательного космодрома («Плесецк») боевым расчетом космических частей РВСН произведен запуск ракеты-носителя «Космос-3М» (11К65М) с искусственным спутником Земли «Надежда» (17Ф118). В качестве попутного полезного груза на спутнике «Надежда» был установлен шведский научный спутник Astrid 2.

Спутники были выведены на близкую к круговой орбиту с начальными параметрами:

– наклонение – 82.8°;

– минимальное удаление от поверхности Земли – 981 км;

– максимальное удаление от поверхности Земли – 1016 км;

– период обращения – 105 минут.

В 18:25 ДМВ, по завершении ориентации и стабилизации КА «Надежда» в рабочем положении, КА Astrid 2 был отделен от него.

Спутники «Надежда» и Astrid 2 получили международные регистрационные обозначения 1998-072A и 1998-072B соответственно, а также номера 25567 и 25568 в каталоге Космического командования США.

КА «Надежда» и система «Цикада»

КА «Надежда» представляет собой очередной аппарат, предназначенный для работы в составе российской навигационной системы «Цикада», а также международной космической системы поиска и спасения аварийных судов и самолетов КОСПАС/SARSAT.

КА «Надежда». Рисунок НПО «Полет»

Навигационная система «Цикада», предназначенная для определения своего местонахождения морскими судами, предусматривает использование четырех низкоорбитальных спутников, обращающихся по околокруговым приполярным орбитам высотой около 1000 км и передающим навигационные сигналы в УКВ-диапазоне. Каждый спутник передает непрерывный сигнал на двух фиксированных когерентных частотах: 150 и 400 МГц.

Приемная аппаратура, размещенная на судне-пользователе, регистрирует изменение частоты сигналов при прохождении спутника в зоне видимости и по этому изменению, а также по закодированным в сигнале данным о параметрах движения спутника, рассчитывает местонахождение пользователя. Передача навигационного сигнала на двух частотах, не находящихся в прямом резонансе, используется для того, чтобы можно было ввести поправку на запаздывание радиосигналов при их прохождении через ионосферу Земли.

Допплеровский метод позволяет определить местоположение по наблюдениям за одним спутником, но он требует независимого задания скорости пользователя и дает только две координаты.

Система «Цикада» позволяет неограниченному количеству пользователей, оснащенных соответствующей приемной аппаратурой, периодически определять свои двумерные координаты с точностью до 80–100 метров. Спутники «Цикада», оснащенные только навигационной аппаратурой, запускаются с 1976 г., а полная орбитальная группировка системы существует с 1979 г. С 1982 г. начали запускаться также спутники «Надежда» (11Ф643Н, затем 17Ф118), которые дополнительно оснащены ретрансляторами для приема сигналов аварийных радиобуев международной системы поиска аварийных судов и самолетов КОСПАС/SARSAT. Эти ретрансляторы функционируют независимо от основной навигационной аппаратуры. Они принимают аварийные сигналы на частотах 121.5, 243.0 и 406 МГц и ретранслируют их на наземные приемные станции системы на частоте 1544.50 МГц.

Спутники «Цикада» и «Надежда» разработаны и изготовлены в Производственном объединении «Полет» (г.Омск).

Конструктивно КА «Надежда» состоит из цилиндрического гермоконтейнера длиной 2.06 м и диаметром примерно 1 м, внутри которого размещается служебная и целевая аппаратура (см.рисунок). Вокруг корпуса монтируется цилиндрическая панель солнечной батареи внешним диаметром 2.05 м. Пространство между гермоконтейнером и панелью солнечной батареи частично также используется для размещения служебной аппаратуры. На верхнем сферическом днище гермоконтейнера установлена мачта системы магнитно-гравитационной стабилизации с выдвижной штангой, а на нижнем плоском днище – антенны целевой аппаратуры.

Гарантийный срок активного существования у КА «Надежда» составляет 2 года, но фактически аппараты эксплуатировались по 3–4 года, а в последнее время и более.

Как правило, российский сегмент системы включает два КА, оснащенных работоспособной ретрансляционной аппаратурой КОСПАС.

Всего же с 1976 г. на орбиты было выведено 20 КА «Цикада», 8 КА «Надежда» и один модернизированный КА «Надежда-М» («Космос-2315»).

До 1989 г. спутникам «Надежда» присваивались официальные названия серии «Космос», поэтому нынешний спутник, хотя и является восьмым КА в серии, фигурирует в международных сводках под названием Nadezhda 5.

Система «Цикада» функционирует параллельно с системой «Парус», группировка которой использует аналогичные орбиты, но размещается в шести орбитальных плоскостях, отстоящих друг от друга на 30°. При этом плоскости располагаются так, что восходящие узлы орбит КА «Цикада» занимают одну половину дуги экватора, а восходящие узлы орбит КА «Парус» – другую половину.

Состояние орбитальной группировки спутников «Цикада» и «Надежда» на 19 октября 1998 г.
№ пл.	Последний запущенный КА	Дата запуска	Статус
11 12 13 14	Космос-2315 Надежда (3) Цикада Надежда (4)	05.07.95 12.03.91 24.01.95 14.07.94	работает выкл. работает работает

Состав группировки российских низкоорбитальных навигационных спутников до нынешнего запуска приведен в таблице. Вопреки ожиданиям, нынешняя «Надежда» запущена в плоскость 14, где находится еще работающая «Надежда» (4), а не в 12-ю, где после выключения «Надежды» (3) работающих спутников не осталось.

Источник: John D. Corby «The Russian Navigation Satellite Constellation STATUS REPORT»

КА Astrid 2

И.Лисов. «Новости космонавтики»

Astrid 2 – второй шведский научный микроспутник, запущенный в качестве попутного груза с российскими навигационными спутниками. Первым был КА Astrid, запущенный 24 января 1995 г. вместе с КА «Цикада» и FAISat. Оба КА названы в честь знаменитой детской писательницы Астрид Линдгрен.

КА Astrid 2 предназначен для исследования заряженных частиц и полей в ионосфере Земли. Спутник изготовлен Отделением космических систем Шведской космической корпорации (г.Солна, Швеция). На нем установлены четыре научных прибора:

1. EMMA (Electrical and Magnetic field Monitoring of the Aurora, Мониторинг электрического и магнитного поля авроральной области). Прибор состоит из управляющего системного блока, который также управляет прибором LINDA, и блоков измерения напряженности электрического и магнитного поля.

2. LINDA (Langmuir INterferometer and Density experiment for Astrid-2, Лэнгмюровский интерферометр и измеритель плотности для Astrid 2). Прибор предназначен для измерения малых нерегулярностей плазмы с характерным размером до 1 м. Два сферических датчика диаметром 10 мм размещены на концах штанг длиной 0.61 м. Поскольку штанги размещены на концах солнечных батарей, датчики удалены на 2.9 м от корпуса спутника. Наличие двух датчиков позволяет разделить пространственные и временные изменения параметров – плотности плазмы (по току от датчика) и относительных измерений этой плотности. Измерения проводятся с частотой 32000 опросов в секунду. Приборы EMMA и LINDA разработаны шведскими институтами.

3. MEDUSA (Miniaturized Electrostatic DUal-tophat Spherical Analyzer, Миниатюрный электростатический сферический анализатор). Спектрометр электронов и ионов с энергией до 18 кэВ на единицу заряда. Частота съема спектра составляет 16 раз в секунду для электронов и 8 раз – для ионов; измерения проводятся в 16 секторах «приемной плоскости», почти параллельной плоскости вращения КА. В состав прибора входит процессор для управления и сжатия данных. Прибор разработан совместно учеными Юго-Западного исследовательского института (Сан-Антонио, США) и отделения Шведского института космической физики в Кируне.

4. PIA (Photometers for Imaging the Aurora, Фотометры для съемки полярных сияний). В состав прибора входят два сканирующих фотометра PIA-1 и PIA-2 для съемки полярных сияний и один направленный в сторону Солнца фотометр PIA-3 для измерения поглощения солнечного ультрафиолета (линия Лайман-альфа) в атмосфере. Каждый фотометр имеет четыре пиксела; частота опроса – 256 в секунду. Прибор PIA разработан совместно Институтом аэрономии имени Макса Планка (г.Линдау, Германия) и отделением Шведского института космической физики в Кируне. MEDUSA и PIA имеют общий канал передачи информации (32 кбит/с).

Общая масса КА Astrid 2 около 30 кг, в т.ч. масса научной аппаратуры – 9 кг. Габаритные размеры КА с развернутыми панелями солнечных батарей – 1700x1100x300 мм.

Системный блок Astrid 2 включает аппаратуру телеметрии, управления и связи. Он состоит из пяти печатных плат: платы процессора, платы служебных измерений, платы распределения мощности, платы питания и платы приводов магнитных катушек и пиротехнических устройств.

Система электропитания включает шесть панелей солнечных батарей размером 288x388 мм американской компании Satellite Power Corp., обеспечивающих мощность 90 Вт при напряжении 40 В, и никель-кадмиевую аккумуляторную батарею на 1.6 А·час компании SAFT (Франция). Солнечные батареи раскрываются после закрутки КА.

Аппарат стабилизируется вращением с ориентацией оси вращения на Солнце. Начальная раскрутка выполняется по данным солнечного датчика либо через установленное время включением твердотопливного двигателя Национального управления оборонных исследований Швеции с импульсом 10 Н·с и временем работы 0.25 с. Для ориентации оси вращения используются две магнитные катушки Шведской космической корпорации (SSC), для демпфирования нутации – жидкостный демпфер. Ориентация может быть выполнена по командам с Земли или с помощью специально разработанного бортового алгоритма, который также поддерживает эту ориентацию. В системе ориентации используется звездный датчик Технического университета Дании, разработанный для КА Oersted, солнечный датчик компании ACR (Швеция) и двухосный магнитометр SSC.

Верхнее и нижнее днища спутника закрыты 15-слойной ЭВТИ, боковые стороны – черной фольгой. Аккумуляторы, радиосистема и теплокомпенсационный нагреватель смонтированы на системном блоке, что обеспечивает стабильную температуру КА.

Радиосистема КА работает в диапазоне S. Приемник и передатчик изготовлены американской компанией AeroAstro. Данные могут в течение нескольких витков записываться на борту и сбрасываться на Землю в сеансе связи. Сброс информации производится со скоростью 128 кбит/с. Станция приема данных и управления КА Astrid 2 находится в г.Стокгольм (Швеция).

По сообщению Шведской космической корпорации

М.Тарасенко

Контракт на попутный запуск КА Astrid 2 был подписан Шведской космической корпорацией и АКО «Полет» после запуска первого КА Astrid.

Однако после того, как в начале этого года АКО «Полет» было передано в ведение РКА, а для консолидации коммерческого использования ракет «Старт» и «Космос» было организовано ЗАО «Пусковые услуги», контракт на запуск предполагалось перезаключить через новую организацию.

Этой ситуацией неожиданно воспользовалась Государственная компания «Росвооружение», которая сумела переоформить контракт на себя – на том основании, что использованная для запуска РН «Космос-3М» взята из арсенала Министерства обороны, а не произведена целевым образом. Стоимость контракта, согласно [2], составляет около 130 тыс $.

1. Новости космонавтики №2, 1995.

2. КоммерсантЪ-daily, 16 сентября 1998, с.2.

3. Информационный бюллетень пресс-центра космодрома «Плесецк» №38, 10 ноября 1994 г.

Дни и часы перед стартом

Запуск MCO был возможен в период с 10 по 25 декабря 1998 г. После напряженной полигонной подготовки в здании SAEF-2 Центра Кеннеди, о которой рассказывалось в предыдущих номерах НК, 22 ноября было выключено питание КА и он был готов к стыковке с носителем. На следующий день ведущие по механизмам КА тщательно, в течение 8 часов, его осмотрели.

23 ноября в здание SAEF-2 доставили твердотопливный разгонный блок (3-ю ступень) Star 48B, а 24 ноября станция была с ним состыкована. 30 ноября головной блок (3-я ступень плюс аппарат) был перевезен на стартовый комплекс и пристыкован к РН. 1 декабря была заряжена аккумуляторная батарея КА и проведены последние функциональные испытания основных служебных систем и приборов аппарата. 4 декабря КА закрыли обтекателем.

6 декабря на системы MCO было подано питание и был выполнен ускоренный тест обратного отсчета. Во время подготовки к отключению питания КА произошел сбой, вызвавший перезагрузку бортовой ЭВМ. Ситуацию смоделировали в испытательной лаборатории КА; причиной оказалась неправильно составленная команда.

Запуск был запланирован на 10 декабря в одно из двух стартовых окон: 13:56:38 и 15:02:23 EST (азимут пуска соответственно 93° и 105°). Однако 8 декабря запуск аппарата едва не оказался под угрозой срыва! В бортовом программном обеспечении (ПО), отвечающем за защиту КА от сбоев, была найдена серьезная ошибка. На станции есть два блока управления зарядом аккумуляторных батарей (Charge Control Unit, CCU), контролирующих зарядный ток от солнечных батарей к аккумуляторам. И вот за считанные дни до запуска выяснилось, что при отказе одного из компонентов основного CCU перезаряд аккумуляторов может произойти еще до того, как система защиты «среагирует» и включит запасной блок контроля. Последствия могут быть печальными – полный выход аккумуляторов из строя и даже взрыв...

Эту потенциально опасную ошибку решили исправить, отложив старт на 1–2 суток. Используя вторую «марсианскую» станцию MPL в качестве испытательного стенда, разработчики уточнили значения некоторых программных параметров, не меняя логику ПО. 10 декабря исправленное ПО было успешно загружено на борт MCO, прошло контрольное включение КА, были удалены последние съемные элементы – крышки научных приборов. Старт назначили на 11 декабря. Две стартовые возможности в этот день были в 13:45:51 и 14:52:00 EST, причем длительность каждого «окошка» – 1 секунда.

11 декабря в 07:00 EST началась заправка первой ступени РН керосином RP-1. Заправку выполнили раньше обычного, чтобы сместить центр тяжести РН вниз, поскольку имелась опасная тенденция к увеличению скорости ветра. В 09:00 EST башня обслуживания РН была отведена в стартовое положение. В 12:21 EST началась заправка первой ступени жидким кислородом (с этого момента по техническим требованиям РН должна уйти со старта в течение 168 минут), которая закончилась в 12:43 EST.

Mars Climate Orbiter стартовал

В 13:45:51 EST ракета стартовала. «Прямой репортаж» о полете в течение 5 минут, до высоты 139 км, вела установленная на 1-й ступени телекамера. Через 11 мин 22 сек после запуска 2-я ступень с головным блоком вышли на опорную орбиту ИСЗ наклонением 28.3° и высотой 185x196 км. После 27-минутной баллистической паузы 2-я ступень была включена повторно и перевела КА на эллиптическую орбиту с апогеем около 905 км. Головной блок был закручен вокруг продольной оси и отделен в 14:26 EST. Затем был включен и проработал 88 сек двигатель Star 48B, который обеспечил выход на отлетную траекторию. КА отделился от 3-й ступени после замедления ее вращения, через 46 мин 51 сек после старта. Вторая ступень выполнила маневр выжигания остатков топлива с изменением наклонения орбиты до 23.9°.

КА MCO получил международное регистрационное обозначение 1998-073A и номер 25571 в каталоге Космического командования США.

Первые самостоятельные шаги

Через несколько минут после отделения от третьей ступени солнечная батарея КА раскрылась и вскоре была ориентирована на Солнце. Первый сигнал с MCO был принят станцией Дальней космической связи (DSN), расположенной около Канберры (Австралия), в 14:45 EST. Специалисты предприятия-изготовителя и Лаборатории реактивного движения (JPL) начали проверку работы бортовых систем КА.

Конструкция Стартовая масса MCO – 634 кг, в том числе масса топлива – 291 кг. Габаритные размеры шасси КА – 2.1x1.6x2.0 м; размах развернутой солнечной батареи (СБ) – 5.5 м. В состав КА входят два отсека – отсек ДУ, представляющий собой уменьшенный отсек ДУ КА Mars Global Surveyor, и приборный отсек. Основой конструкции обоих отсеков являются панели из сотового алюминия с композиционным покрытием. К приборному отсеку крепятся привод солнечной батареи и антенна высокого усиления. Верхняя плоскость приборного отсека представляет собой научный отсек; помимо приборов, на ней находятся УВЧ-антенны. КА MCO оснащен трехосной системой стабилизации. В состав основной системы определения ориентации входят звездная камера и блок гироскопов IMU (Inertial Measurement Unit). Из-за малого гарантийного срока блок IMU будет работать только в самых ответственных ситуациях (например, коррекции орбиты); в остальных случаях будет использоваться звездная камера. Резервная система определения ориентации построена на базе аналоговых солнечных датчиков. Исполнительными органами системы стабилизации служат гироскопы-маховики, разгружаемые ЖРД системы реактивного управления RCS (Reaction Control System). В состав последней входят четыре двигателя угловой коррекции тягой по 0.09 кгс и четыре ЖРД тягой 2.2 кгс, которые будут использоваться для стабилизации КА при работе основной ДУ и во время аэродинамического торможения, а также управления по рысканью и тангажу. 1 – Двигатель привода СБ; 2 – антенна MGA; 3 – антенна HGA; 4 – усилитель радиопередатчика; 5 – юбка основного двигателя; 6 – блоки двигателей; 7 – топливные баки (2 шт); 8 – приборный отсек; 9 – научный отсек; 10 – PMIRR; 11 – УВЧ-антенна; 12 – Камера MCI (сзади); 13 – аккумулятор; 14 – тормозные щитки; 15 – солнечные батареи Главный тормозной импульс для выхода КА на орбиту вокруг Марса будет выдан двухкомпонентным ЖРД Leros тягой 640 Н (65 кгс), работающим на гидразине и азотном тетраоксиде. Система подачи гидразина общая для основного двигателя и ЖРД системы RCS. Бортовая система управления данными построена на базе 32-разрядного процессора RAD 6000. Объем бортового твердотельного ЗУ составляет 128 Мбайт, из которых бортовой операционной системой, служебными программами и данными занято около 20%. Остальная память может быть использована для хранения научных данных. Связь с Землей будет осуществляться в Х-диапазоне. В системе связи используются 15-ваттные твердотельные усилители (SSPA), одна 1.3-метровая приемопередающая антенна высокого усиления HGA (High Gain Antenna), одна передающая антенна среднего усиления MGA (Medium Gain Antenna) и приемная антенна низкого усиления LGA (Low Gain Antenna). Антенна HGA имеет двухосный привод для ориентации на Землю. Дополнительная 10-ваттная УКВ-подсистема будет использоваться для двусторонней связи с MPL. Система энергопитания построена на базе трехсекционной ориентируемой панели СБ с фотоэлементами на арсениде галлия и германии площадью 7.4 м2 и никель-водородных аккумуляторных батарей CPV емкостью 16 А·час. Блоки управления мощностью выполнены на базе разработки КА SSTI (Lewis и Clark). Система терморегулирования включает пассивные элементы – жалюзи радиаторов, которые поддерживают температуру аккумуляторов и усилителей SSPA, многослойную ЭВТИ, каптон и краску, специальные радиаторы для некоторых компонентов, а также два контура нагревателей – термостатический и управляемый бортовым компьютером. АМС MCO разработана и изготовлена компанией Lockheed Martin Astronautics (г.Денвер, Колорадо; входит в состав Сектора космоса и стратегических ракет Lockheed Martin) по заказу Отдела исследований Марса JPL. Управление аппаратом будет осуществляться из собственного центра в Денвере совместно с JPL. Запуск был выполнен компанией The Boeing Co. и стал вторым в рамках контракта на запуски носителями полусреднего класса (Med-Lite). MCO стал 76-м научным аппаратом, запущенным на РН семейства Delta. Стоимость программы Mars Surveyor'98 (MCO+MPL) составляет 356 млн $. Стоимость разработки и изготовления двух КА не превышает 200 млн $.

На следующий день, 12 декабря, на борт были выданы команды перевода КА в штатную ориентацию и установки солнечной батареи в требуемое положение. Маневр был успешно выполнен, однако после него было зафиксировано аномальное поведение системы определения ориентации, сопровождаемое нежелательным повышением температуры некоторых элементов двигательной системы. Специалисты управления приняли решение вернуть прежнюю ориентацию КА и сохранять ее до тех пор, пока причины аномалии будут выяснены по дополнительным данным телеметрии. После возвращения КА в исходную ориентацию температуры быстро упали до нормальных.

18 декабря на борт КА была загружена полетная программа. После этого необходимость в круглосуточной работе сети DSN с КА отпала. Теперь до 11 января 1999 г. сеансы связи с КА длительностью около 4 часов каждый будут проходить 3 раза в день.

Специалисты занимаются формированием массивов данных и команд для выполнения первой коррекции траектории TCM-1, намеченной на 13:30 PST (21:30 UTC) 21 декабря. Чтобы избежать попадания в Марс нестерилизованной 3-й ступени носителя, аппарат был преднамеренно выведен на трассу, отличающуюся от траектории прямого попадания. Коррекция требуется как для устранения этого преднамеренного отклонения, так и для компенсации фактической ошибки выведения MCO на отлетную траекторию. По предварительным оценкам, длительность работы бортовой ДУ составит около 7 минут, что обеспечит приращение скорости аппарата 20 м/c. Это меньше, чем величина, заложенная в номинальный план полета (24 м/с).

По состоянию на 15 декабря станция находилась на расстоянии 1.12 млн км от Земли и двигалась относительно нее со скоростью 3.41 км/с.

Девять месяцев в пути

Траектория перелета Mars Climate Orbiter

Длительность перелета к Марсу составит 285 суток. Дата прибытия КА к планете, несмотря на перенос старта на один день, осталась неизменной – 23 сентября 1999 г.

На траектории перелета к Марсу запланированы четыре коррекции траектории с помощью однокомпонентных гидразиновых двигателей (21 декабря, 26 января, 25 июля и 13 сентября). Через 12 дней после старта крышка-радиатор прибора PMIRR будет переведена в положение «вентиляция» для «привыкания» пассивной системы охлаждения к условиям открытого космоса. Через 80 дней после старта начнется недельная калибровка приборов PMIRR и MARCI. В ходе полета передатчик КА будет переключен на антенну высокого усиления HGA. Кроме этих операций и периодических профилактических проверок бортовой аппаратуры, никаких работ с КА не планируется. Первая съемка Марса с подлета намечена на 5 сентября.

Когда он встретится с Марсом

Скорость аппарата относительно Марса при подлете будет около 5.9 км/с. Для перехода на высокоэллиптическую орбиту захвата она должна быть уменьшена до 4.7 км/с. Для этого 23 сентября в требуемой точке траектории КА будет выдан тормозной импульс MOI (Mars Orbit Insertion) длительностью 16– 17 мин. Неопределенность в длительности импульса связана с тем, что главный двухкомпонентный двигатель КА будет работать до исчерпания запаса окислителя. Через 1 мин после основного импульса торможение будет продолжено двигателями малой тяги.

Схема аэродинамического торможения MCO на орбите Марса

На орбите вокруг Марса

Работу аппарата на орбите вокруг Марса можно разделить на три периода: этап торможения, работа в качестве ретранслятора и самостоятельная работа.

Впервые на американском планетном космическом аппарате установлен прибор с российскими компонентами – PMIRR. Серьезное обсуждение возможных совместных исследований Марса российские и американские специалисты начали несколько лет назад. В рамках концепции «Вместе к Марсу» прорабатывали сложные проекты, в частности с выводом к Марсу одной ракетой двух аппаратов, российского и американского. По ряду причин, прежде всего из-за трудного экономического положения России, пришли к более простым формам сотрудничества. Российская научная группа принимала участие в обработке данных лабораторной калибровки PMIRR и будет получать данные измерений Марса в реальном времени, по мере их поступления. Очень пригодится опыт, приобретенный ранее при обработке и интерпретации данных измерений, проводившихся на советских космических аппаратах, особенно «Венера-15» и «Фобос». При помощи однократного космического эксперимента, даже такого хорошо продуманного, как PMIRR, нельзя рассчитывать на полное и окончательное решение всех проблем истории климата Марса. Только серия экспедиций разного типа (спутники, посадочные аппараты – стационарные и подвижные, миссии с доставкой вещества) позволит накопить сведения, необходимые для ее воссоздания. Это долгий и трудный процесс. Но ученые трех стран, собравшиеся под флагом миссии Mars Climate Observer, надеются внести в него весомый вклад. – Ю.З.

После импульса MOI аппарат должен выйти на эллиптическую орбиту захвата с высотой перицентра 160 км, высотой апоцентра 39000 км и периодом 29 час. В первом апоцентре выполняется маневр снижения перицентра примерно до 110 км для начала аэродинамического торможения. На каждом витке в районе перицентра орбиты КА будет на несколько минут погружаться в верхние слои атмосферы. Тормозиться аппарат будет с помощью панели СБ, ориентированной перпендикулярно вектору скорости КА. Для повышения эффективности торможения собственно СБ оснащена щитками, которые увеличивают площадь до 11 м². (Расчет показывает, что сила давления на СБ при этом составит несколько ньютонов). Как подсказывает опыт торможения КА Mars Global Surveyor, длительность периода торможения точно оценить невозможно из-за значительных вариаций плотности марсианской атмосферы. Группа планирования ограничена условиями нагрева аппарата при пролете в атмосфере: тепловой поток не должен превышать 0.46 Вт/см².

Баллистики рассчитывают, что торможение будет выполнено в течение нескольких недель. Ориентировочно к 22 ноября 1999 г. аппарат достигнет орбиты с апоцентром 450 км. Для завершения этапа торможения запланированы две коррекции. К 1 декабря 1999 г. MCO должен находиться на почти круговой полярной солнечно-синхронной орбите высотой, по разным сообщениям, от 400 до 422 км, с прохождением нисходящего узла около 16:00 по местному времени.

Выход MCO на рабочую орбиту синхронизирован с прибытием к Марсу его «напарника» – станции Mars Polar Lander (MPL), запуск которой запланирован на 3 января 1999 г. 3 декабря MPL совершит посадку на поверхность Марса в заданном районе вблизи Южного полюса. MCO будет появляться в зоне приема с MPL около 10 раз в сол (марсианский день), каждый раз на 5-6 минут. В течение этих минут MPL будет сбрасывать данные на MCO со скоростью 128000 бит/с. Далее с MCO данные будут ретранслироваться на Землю, команды с Земли также будут проходить через MCO. В этом режиме орбитальный КА проработает три месяца – до 3 марта 2000 г. (по другим данным – до 8 февраля), а затем перейдет к выполнению собственной программы.

Программа исследований

«Аппарат предназначен для выполнения достаточно узкого круга наблюдений, цель которых – в первую очередь, изучение марсианского климата», – говорит научный руководитель программы Mars Surveyor'98 в JPL Ричард Зурек (Richard Zurek). Основными задачами MCO являются:

– сбор данных по циркуляции пыли, водяного пара и озона в атмосфере Марса;

– определение сезонных изменений погоды на планете в течение марсианского года (687 земных суток);

– наблюдения за областями повышенного и пониженного давления;

– исследования полярных марсианских шапок;

– исследование пылевых бурь;

– выполнение картирования поверхности Марса.

В ходе выполнения этих задач с помощью приборов MCO будут изучены облачность и атмосферная дымка, распределение водяного пара и озона, атмосферные фронты, уровни пыли, быстрые потоки («джеты»), перенос пыли и воды в направлении к полюсам и через экватор, возникновение и движение пылевых бурь, приповерхностных ветров и эрозии, изменения цвета поверхности, влияние топографии поверхности на циркуляцию атмосферы и ее реакции на нагрев Солнцем.

По полученным данным ученые надеются продвинуться в решении вопроса о возможности жизни на Марсе – как в прошлом, так и в будущем.

Выполнение задач по исследованию Марса рассчитано на период с 3 марта 2000 по 15 января 2002 г. После этого КА вновь превратится в орбитальный ретранслятор, обеспечивающий работу посадочной станции Mars Surveyor'2001. Эксплуатация MCO в качестве ретранслятора рассчитана еще на 3 года, до 1 декабря 2004 г.

Научная аппаратура

На борту аппарата имеются два научных прибора: радиометр PMIRR и блок цветных цифровых камер MARCI.

1. Инфракрасный радиометр с модулированием давления PMIRR (Pressure Modulator Infrared Radiometer) создан на базе аналогичного прибора АМС Mars Observer. Этот многоспектральный прибор предназначен для зондирования атмосферы.

Основные характеристики:

– диапазон рабочих высот сканирования прибора – 0–80 км, разрешение в вертикальной плоскости – 5 км;

– число каналов – 9, из них один – широкий канал видимого диапазона, остальные восемь лежат в инфракрасной области спектра (6–50 мкм);

Прибор PMIRR, частичный разрез. Справа внизу - сканирующее зеркало, направляющее в прибор излучение от Марса либо от рассеивающего калибровочного экрана. Справа вверху расположен корпус радиационного холодильника, обеспечивающего охлаждение ИК-приемников до 80 К. Внутри видны элементы зеркальной оптики, часть их изготовлена в России. Прибор имеет восемь инфракрасных каналов, перекрывающих диапазон от 7 до 50 мкм. В четыре из них излучение попадает, пройдя через кюветы, наполненные газом (СО2 и Н2О), давление в этих кюветах модулируется частотой 50 Гц; в приемниках возникает сигнал, пропорциональный интенсивности излучения в линиях данного газа. Другие каналы предназначены для регистрации излучения атмосферного аэрозоля (частицы пыли и льда). Имеется также канал для измерения солнечного излучения, отраженного Марсом, в диапазоне от 0.3 до 3 мкм. - Ю.З.

КНДР готовит очередной запуск М.Тарасенко. «Новости космонавтики» 2 декабря японские газеты сообщили, что американские спутники-разведчики засекли приготовления КНДР к очередному ракетному запуску. Со ссылкой на правительственные круги Японии, проинформированные США, утверждается, что примерно с 20 ноября северокорейцы начали перевозку частей ракеты «Тэподон» из хранилища на стартовую позицию. (21 декабря ИТАР-ТАСС со ссылкой на российские военные источники подтвердил, что на полигоне на мысе Мусудань проходят ежесуточные тренировки персонала, которые могут свидетельствовать о готовящемся пуске ракеты.) Японцы опасаются, что до конца года КНДР может осуществить еще один запуск, подобный состоявшемуся 31 августа, когда ракета пролетела над территорией Японии. Это событие, продемонстрировавшее уязвимость страны для ракетного удара со стороны КНДР, подтолкнуло кабинет министров Японии к принятию решения о создании к 2002 г. системы спутников-разведчиков и к более активному изучению вопроса о сотрудничестве с США для создания системы противоракетной обороны. Со своей стороны, КНДР осудила намерение Японии создать спутники-шпионы, назвав его «опасной военной акцией». Между тем, 9 декабря агентство ЦТАК сообщило что корейский искусственный спутник Земли, якобы выведенный на орбиту 31 августа, завершил 100-е сутки полета. По утверждению агентства, спутник «совершил свыше 770 витков, демонстрируя мощь страны». За все это время, однако, никто за пределами КНДР так и не смог обнаружить этот спутник.

– сканирующее зеркало обеспечивает обзор до горизонта сзади от КА; аппарат может вести наблюдения вне плоскости орбиты;

– высокое спектральное разрешение в полосе воды (6.7 мкм) и углекислого газа (15 мкм) достигается за счет модуляции давления (плотности) в кюветах, установленных перед четырьмя детекторами;

– высокое отношение сигнал/шум достигается за счет пассивного охлаждения приемников излучения до 80 К.

Функции:

• Построение вертикального профиля температуры, распределения пыли, водяного пара и облачности атмосферы, а также определение светового альбедо марсианской поверхности;

• Наблюдение за динамикой температуры, давления, содержанием пыли, влажностью атмосферы и облачностью.

PMIRR разработан международной группой во главе с д-ром Дэниелом МакКлизом (Daniel McCleese, JPL, США). Российскую часть ведет соруководитель проекта проф. Василий Мороз (ИКИ РАН), британскую – проф. Ф.Тейлор (F.Taylor, Оксфордский университет).

2. Комплект цветных цифровых камер MARCI (Mars Color Imager) предназначен для выполнения глобальной съемки поверхности в нескольких спектральных диапазонах. Снимки будут использоваться для создания еженедельных отчетов по марсианской погоде, а также для изучения взаимодействия атмосферы с поверхностью планеты.

MARCI состоит из широкоугольной камеры WA (Wide Angle) и камеры «среднего угла зрения» MA (Medium Angle), причем первая предназначена для обзорной съемки состояния атмосферы и поверхности, а вторая – для отслеживания изменений на поверхности. Поле зрения камеры WA составляет 140°.

Нам (?) стали известны планы запусков «Протонов». Не стоит относиться к ним без соответствующего скепсиса. Планы - они и есть планы. Это своеобразный список «хотелок», т.е. пожеланий заказчиков или собственников КА. Реально же мощности Ракетно-космического завода Центра Хруничева, а также условия на космодроме не позволят запустить более дюжины «Протонов». План пусков РН «Протон-К» в 1999 г. № п/п Дата КА 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 28 января 5 февраля 6 марта 21 марта март март-апрель I квартал апрель апрель май июнь II квартал июль июнь август** сентябрь III квартал III квартал октябрь ноябрь IV квартал - - Радуга-1 Telstar 6 Asiasat 3S Astra-1H SESat Радуга* Экспресс ICO №2 Ямал (2 КА) Telesat DTH 1 ICO №3 Экспресс А ACeS-1 Служебный модуль LMI-1* GE-4 Экспресс А Космос (3 КА) GE-A1 HS601HP (PanAmSat) Экспресс А Космос Луч * - с разгонным блоком «Бриз-М» ** - возможен перенос на июль Международные пуски РН «Протон» после 1999 г. Программа КА Дата Лорал-4 Лорал-5 Хьюз-5 Хьюз-4 Интелсат-1 ЛМТ-7 ЛМТ-4 СЭС-4 ПанАтСат-4 ЕКА ЛМТ-5 ЛМТ-6 Лорал-1 CD Radio №1 CD Radio №2 ICO №8 ICO №9 Intelsat 901*,*** GE-6*, *** GE-2A*,*** Astra 1K Galaxy*,*** Integral *, *** *, *** Tempo FM1 февраль 2000 март 2000 апрель 2000 май 2000 июнь 2000 июль 2000 август 2000 сентябрь 2000 октябрь 2000** апрель 2001 2001 или позднее 2001 или позднее дата не определена * - с разгонным блоком «Бриз-М» ** - возможен перенос на II квартал 2000 г. *** - РН «Протон-М» Планы пусков РН «Рокот» Программа КА Дата ЛЕО Моторола И-Сат Моторола LEO 1* Iridium (2 КА) E-Sat (3 пуска по 3 КА) Iridium (19 пусков по 2 КА) NEAP GRACE (2 КА) KitCom (3 пуска) октябрь 1999 декабрь 1999 I и III кв. 2000, 2001 2000-2010 октябрь 2000 середина 2001 2001 * - с разгонным блоком «Бриз-М», остальные с РБ «Бриз-КМ»

Камера может работать в 7 спектральных диапазонах – 5 видимых и 2 ультрафиолетовых. Ожидаемое пространственное разрешение для номинальной ориентации КА и скорости передачи данных на Землю – 7.2 км/пиксел. Если позволит скорость канала передачи данных, возможно получение снимков километрового разрешения. Камера WA также дает возможность съемки облаков и дымки в атмосфере над краем планеты с разрешением 4 км. Для камеры MA угол поля зрения составляет 6°. Камера «видит» в 10 спектральных диапазонах (425–1000 нм). Разрешение в надире при штатной ориентации КА составит 40 м/пиксел; размер зоны покрытия поверхности – 40 км. Масса комплекта – 2 кг, размер каждой камеры – 6х6х12 см. Каждая камера имеет индивидуальную оптику, но системы обработки изображения и электропитания у них одинаковые. Съемка в нескольких спектральных диапазонах выполняется за счет наложения полос светофильтров на кадр ПЗС-приемника. Работа электронного затвора синхронизирована с орбитальным движением КА таким образом, чтобы полоски, последовательно снимаемые через каждый фильтр, «склеивались» друг с другом. В этом случае изображение получается «цветным».

Руководитель группы разработчиков камеры – д-р Майкл Малин (Michael Malin), руководитель компании Malin Space Science Systems (MSSS).

Дополнительную информацию по проекту Mars'98 можно найти в Internet по адресу http://mars.jpl.nasa.gov/mars98

По сообщениям JPL, KSC, The Boeing Co., AP, Reuters, UPI.