ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ СССР АКАДЕМИЯ НАУК СССР
ПО НАУКЕ И ТЕХНИКЕ
ВСЕСОЮЗНЫЙ ИНСТИТУТ НАУЧНОЙ И ТЕХНИЧЕСКОЙ ИНФОРМАЦИИ
(ВИНИТИ)
Для служебного прльзрщния
Экз. М
ЗАРУБЕЖНЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ
КОМПЛЕКСЫ И СИСТЕМЫ
РЕФЕРАТИВНЫЙ СБОРНИК
Издается 1 раз в месяц
Выпуск 7
МОСКВА 1989

ОБЪЕДИНЕННАЯ РЕДАКЦИОННАЯ КОЛЛЕГИЯ
информационных изданий по астрономии, геодезии,
исследованиям космического пространства и Земли из космоса
Главный редактор: акад. Р. 3. САГДЕЕВ
Члены редакционной коллегии:
проф. Т. А. Агекян, акад. В. А. Амбарцумян, д. ф.-м. н. Ю. В. Батраков,
акад. А. А. Боярчук, чл.-корр. АН СССР 70. Д. Буланже, к. т. н. В. Д. Власов,
проф. В. Г. Горбацкий, д. ф.-м. н. А. А. Гурштейн, проф. Я. Л. Зиман,
акад. К Я. Кондратьев, к. ф.-м. н. Э. В. Кононович,
д. ф.-м. н. А. 77. Кропоткин, проф. М. Я- Маров, проф. А. Г. Масевич,
д. ф.-м. н. Д. И. Нагирнер, проф. Ю. М. Нейман, проф. И. Д. Новиков,
проф. Л. 77. Пеллинен, проф. В. В. Подобед, к. х. н. Л. Д. Ревина,
к. ф.-м. н. Я. Н. Самусь, проф. В. А. Сарычев, д. ф.-м. н. В. Я. Слыш,
акад. В. В. Соболев, д. ф.-м. н. А. В. Тутуков, к. ф.-м. н. В. Г. Шамаев,
д. ф.-м. н. В. В. Шевченко, к. ф.-м. н. К- Б. Шингарева,
к. ф.-м. н. А. Ю. Щелканова (ученый секретарь редколлегии),
к. ф.-м. н. И. С. Щербина-Самойлова (зам. главного редактора)
Научный редактор — канд. техн. наук Б. И. Ермишкин
ВИНИТИ, 1989

ПРОГРАММЫ И ПРОЕКТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ
К Программа космических научных исследований
«Горизонт-2000»
Европейское космическое агентство (ЕКА), в состав
которого входят 13 государств Западной Европы, на заседании,
состоявшемся 10 ноября 1987 г., утвердило перспективную
программу космических научных исследований «Горизонт-2000».
Основу программы составляют четыре крупных космических
проекта:
1. Программа исследований солнечно-земных связей (STSP),
в ходе которых будет изучаться воздействие Солнца на
электрическое и магнитное поля Земли.
2. Вывод в космос рентгеновского телескопа ХММ для
регистрации рентгеновского излучения от слабых, сильно
удаленных источников Вселенной.
3. Запуск ИСЗ FIRST для спектроскопических исследований
в дальней части ИК-Диапазона.
4. Проект CNRS (или «Розетта») для доставки на Землю с
помощью автоматического КА вещества, взятого из ядра
кометы.
Программа STSP начнется в середине 1995 г. На первом
этапе программы предусматривается запуск Солнечной гелио-
сферной обсерватории «Сохо» (SOHO — Solar Heliospheric
Observatory), которая должна выйти в точку Лагранжа,
находящуюся на линии Земля — Солнце на удалении 1,5 млн км от
Земли. С помощью аппаратуры, установленной на борту КА
«Сохо», намечено провести 13 экспериментов для определения
характеристик солнечного ветра (состав, скорости полета
частиц), изучения воздействия солнечного ветра на околоземное
космическое пространство и исследования процессов,
происходящих в солнечной короне.
На втором этапе программы STSP предусмотрено вывести
на сильновытянутые полярные эллиптические орбиты четыре
идентичных ИСЗ «Кластер» для изучения характеристик плазмы
в околоземном космическом пространстве, которая образуется в
результате воздействия солнечного ветра и удерживается
вблизи Земли ее магнитным полем. Основные характеристики ИСЗ
1* - 3 -

«Кластер»: диаметр — 2,9 м; высота—1 м; стартовая масса —
904 кг; масса научной аппаратуры — 65 кг; бортовой запас
топлива — 570 кг (для перевода с экваториальной на полярную
орбиту).
Программа STSP осуществляется совместно с НАСА (США),
участие которого выразится в поставке отдельных компонентов
и узлов для обсерватории «Сохо» и в осуществлении вывода ее
на орбиту с помощью МВКА «Спейс Шаттл». Агентство ЕКА
обязано, изготовить корпус обсерватории «Сохо», все четыре
ИСЗ «Кластер» и поставить РН «Ариан-5» для вывода ИСЗ
«Кластер» на орбиту. Ожидается, что Академия наук СССР
выведет на орбиты два собственных ИСЗ для проведения
экспериментов совместно с ИСЗ «Кластер». В конце 1988 —
начале 1989 гг. агентство ЕКА вело переговоры с Институтом
космических исследований (ИКИ) АН СССР о порядке
взаимодействия при проведении данных исследований.
Рентгеновский телескоп ХММ. К концу 1988 г. был закончен
первый этап разработки телескопа. На борту ИСЗ ХММ
устанавливается три рентгеновских телескопа длиной по 8 м,
которые будут собираться из трубчатых секций диаметром 0,8 м и
длиной по 0,6 м. Эти телескопы по своей разрешающей
способности станут эквивалентны телескопу с параболическими
зеркалами общей площадью 52 м2.
Еще не закончены работы первого этапа по разработке ИСЗ
FIRST для исследований в области ИК-астрономии и
автоматического КА «Розетта» (CNSR) для доставки на землю
вещества из ядра кометы. На борту ИСЗ FIRST должен быть
установлен рефлектор диаметром 8 м. Для этого ИСЗ рассматриваются
два варианта орбиты: 1) низкая круговая высотой 500 км и
наклонением 28°; 2) сильно вытянутая эллиптическая орбита с
периодом обращения 12 часов. Более предпочтительной является
эллиптическая орбита, так как она позволяет сократить расход
жидкого гелия (предназначен для охлаждения до 4 К ИК-де-
тейторов) до 2040 дм3 (при пребывании на низкой круговой
орбите необходимо 6000 дм3 жидкого гелия).
В качестве объектов исследования для К А «Розетта» могут
стать кометы Шурумова-Герасименко и Триттон, которые в 2002
и 2003 гг. будут находиться на достаточно близком от Земли
расстоянии. При полете в обоих направлениях (к комете и при
возврате на Землю) ИСЗ будет проводить исследования
межпланетной среды. При сближении с кометой должны быть ззя-
ты пробы льда, твердых пород и газообразного вещества.
Запуск КА должен быть произведен в 1996 г.
В ближайшем будущем для запуска КА «Розетта» можно
использовать РН «Титан-4/Центавр» или «Ариан-5». На борту
Необходимо установить собственную двигательную установку.
В случае применение ЖРД придется значительно сократить
массу научных приборов. В случае использования РН более высо-

кой грузоподъемности на борту ИСЗ можно будет установить
ионный РД RIT-35, разработанный фирмой МВБ (ФРГ). После
определения характеристик бортовой солнечной энергоустановки
для ИСЗ «Розетта» агентство ЕКА сможет беспрепятственно
произвести выбор объекта исследований и траектории полета
к нему. .
К числу космических научных исследований агентства ЕКА
относится проект «Кассини», цель которого— продолжение
исследований планеты Сатурн и ее самого крупного спутника
Титана. 24—25 ноября 1988 г. в Париже состоялось заседание
Комитета научных программ (SPC) агентства ЕКА, на котором
был одобрен проект «Кассини». Этот проект осуществляется
совместно с НАСА.
Особое внимание решено уделить изучению Титана, который
является единственным естественным спутником планет
Солнечной системы, обладающим плотной атмосферой из азота.
Давление атмосферы на поверхности Титана составляет 1,5 бар, а
температура — 94 К. Ученые считают, что процессы,
протекающие в атмосфере Титана, возможно напоминают процессы,
проходившие на ранней стадии развития Земли, когда еще не
возникли живые организмы.
Решение комитета SPC базируется на основе
предварительных исследований проекта «Кассини», которые были начаты в
1983 г. по предложению группы западноевропейских ученых во
главе с д-ром Даниэлем Тотье из Парижской обсерватории и
д-ром Вингом Иппом из института им. Макса Планка (ФРГ).
Американские автоматические КА «Вояджер-1 и 2» пролетели
вблизи Сатурна, его колец и Титана в 1980 и 1981 гг., что
позволило провести небольшой объем исследований. .
В соответствии с проектом запуск КА «Кассини» (масса
5100 кг) должен быть произведен НАСА в апреле 1996 г.,
пролет вблизи астероида «66 Мая» — в 1997 г., Юпитера — в конце
1999 г., а прибытие в район Сатурна — в октябре 2002 г. При
приближении к Сатурну с борта КА «Кассини» будет сброшен
спускаемый аппарат (СА) «Гюйгенс», изготовленный агентством
ЕКА, для зондирования атмосферы Титана. Торможение СА в
атмосфере будет происходить за счет сил аэродинамического
торможения, воздействующих на конический обтекатель. На
высоте 180 км от поверхности Титана скорость СА «Гюйгенс»
снизится до 266 м/с и это время произойдет раскрытие парашютной
системы. Дальнейший медленный спуск до поверхности Титана
будет продолжаться 2—3 часа. Ученые предполагают* что на
поверхности Титана имеются небольшие и крупные водоемы из
жидкого этана и метана. Соприкосновение СА с поверхностью
Титана со скоростью 5 м/с обеспечит проведение анализов
поверхностных пород до выхода из строя научной аппаратуры.
Передача научной информации от СА «Гюйгенс» будет
производиться через орбитальный аппарат «Касеини», находящийся
— 5 —

на орбите вокруг Сатурна. В течение 4-летнего срока службы
КА «Кассини» пролетит над поверхностью Титана более 30 раз
(в некоторых случаях высота не будет превышать 1000 км).
Прохождение сигнала от Сатурна до Земли занимает 90
минут, что исключает возможность управления КА с Земли в
реальном времени и требует обеспечения высокой автономности
функционирования бортовых систем и научной аппаратуры КА
«Кассини». В связи с этим в конструкции КА предусмотрены
две системы:
1) инженерного управления; 2) научного управления.
Система инженерного управления (Eng M) должна
выполнять следующие задачи:
— Проверка состояния оборудования и научной аппаратуры
СА.
— Диагностика отказов на борту СА.
— Устранение отказов за счет использования резервируемых
элементов конструкции.
— Управление подсистемами СА.
— Сбор, формирование и передача всех данных измерений.
Более сложные задачи возложены на систему научного
управления (Sci M). Эта система составляет прогноз траектории
полета СА в атмосфере Титана и выявляет критические точки:
а) вход в атмосферу Титана; б) развертывание тормозного
аэродинамического конуса; в) соприкосновение с поверхностью
Титана; г) прекращение связи с орбитальным аппаратом. В
задачи системы Sci M входит также:- предварительное включение
подогревателей, обеспечивающих нормальный температурный
режим работы научной аппаратуры и систем СА; обеспечение
рабочего режима работы научной аппаратуры; включение системы
передачи данных с борта СА на орбитальный аппарат.
Проект «Кассини» ЕКА осуществляет совместно с НАСА,
которое обязано поставить орбитальный аппарат (создается на
базе КА «Маринер-Мк2»), ракету-носитель и аппаратуру
передачи данных. На агентство ЕКА возложено изготовление
спускаемого аппарата и научной аппаратуры для него, а также
слежение и управление полетом СА.
На заседании Совета агентства ЕКА, которое состоялось
15 декабря 1988 г., было достигнуто соглашение об
осуществлении программы «Горизонт-2000» и проекта «Кассини». Общие
затраты на программу оцениваются в 3 млрд долл. Государства-
члены ЕКА пришли к соглашению об увеличении на 5% своих
финансовых вкладов в эту программу до 1992 г.
Великобритания до этого времени отказывавшаяся от присоединения к
этому соглашению, заявила о своем согласии с решением, при
условии, что в течение 1989 г. группа независимых консультантов
проведет анализ программы «Горизонт-2000» с целью поиска
наиболее экономичных путей решения научных задач,
поставленных программой» Артур Приор (директор Национального кос-
— 6 —

мического центра Великобритании) заявил на заседании совета
ЕКА, что «Великобритания поддерживает программу «Гори-
зонт-2000» как основу наших научных космических
исследований». Он также одобрил решимость ЕКА соблюдать финансовую
дисциплину.
Великобритания должна покрывать 16,5% расходов на
программу «Горизонт-2000». Доля Великобритании к 1992 г.
достигнет уровня 2,3 млн ф. ст. в год.
Расходы на проект «Кассини» стороны ЕКА оцениваются в
288,4 млн долл., а расходы НАСА на проекты «Кассини» и CRAF
(пролет вблизи астреоида и встреча с кометой — в 800 млн
долл. Б. И. Ермишкин
«Astronautik», 1988, 25, № 4, 113—114
«Aerospace Daily», 1988, 148, № 26, 203—204
. «Flight International», 1989, 135, № 4146, 7
«Spaceflight», 1989, 31, № 1, 9; № 2, 43
«Flug Revue», 1989, № 1, 26—28
2. Перспективы пилотируемых полетов на Луну и Марс
в 21-м веке
В середине декабря 1988 г. НАСА (США) опубликовало
доклад (объем 51 стр.), озаглавленный «За пределы Земли:
исследования Солнечной системы в 21-м веке с помощью
пилотируемых космических кораблей». В этом докладе предлагается
две стратегии исследования Солнечной системы с помощью
пилотируемых КК: 1) осуществление прямых полетов на Марс или
на его спутник Фобос; 2) развертывание на Луне обсерватории,
которая должна стать базой для последующих полетов на Марс.
Полет на Фобос осуществить легче, чем другие
межпланетные пилотируемые полеты. Согласно проекту в 2001 г.
необходимо произвести запуск автоматического грузового корабля (АГК),
на борту которого будут находиться исследовательское
оборудование, вездеходы для перемещения по поверхности Фобоса и
запасы топлива для обеспечения обратного полета
пилотируемого КК (от Фобоса на Землю). АГК должен быть выведен на
орбиту вокруг Фобоса. Через 10 месяцев после запуска АГК
должен быть произведен запуск КК с экипажем из четырех
человек. После стыковки с АГК, находящемся на орбите вокруг
Фобоса, экипаж КК спустится на поверхность Фобоса (в
2003 г.), проведет там исследования в течение 20 суток и начнет
обратный полет на Землю.
Полет на Марс должен начаться с запуска АГК, который
выйдет на орбиту вокруг Марса в 2005 г. Через три месяца
после запуска АГК начнется полет КК, на борту которого
разместится экипаж из восьми человек. После стыковки с АГК
половина экипажа спустится на поверхность Марса для проведения
— 7 —

20-суточных исследований, а другая останется на орбитальном
аппарате для проведения исследований с помощью
дистанционной аппаратуры и для перекачки топлива из АГК в КК.
Для развертывания обсерватории на обратной стороне Луны
потребуется совершить четыре полета КК на Луну (первый в
2004 г.). Один полет КК с экипажем 4 человека займет менее
20 суток, включая 14-суточное пребывание на поверхности
Луны. В состав лунной обсерватории, которая должна
обслуживаться людьми, войдут оптические- и радиотелескопы. Для
смены персонала обсерЁатории необходимо будет совершить по
одному полету КК в год, а для обслуживания и ремонта
оборудования — один полет каждые три года.
Для всесторонних исследований Марса потребуется
совершить целый ряд полетов автоматических АГК и пилотируемых
КК. Осуществление проекта должно начаться в 2004 г. с
развертывания постоянной лунной базы. В 2010 г. предлагается
запустить АГК, который при приближении к Марсу должен
вывести на синхронную орбиту несколько связных ИСЗ, спустить на
поверхность Деймоса несколько робототехнических установок и
развернуть на Фобосе установку для производства жидких
кислорода и водорода. Второй АГК предлагается направить к Луне
совместно с КК, не имеющим экипажа, для заправки жидким
кислородом, произведенным на постоянной лунной базе, и
возвратить на низкую околоземную орбиту. После доставки
экипажа на борт КК может быть начат полет на Марс (длительность
8 месяцев). Изучение Марса потребует от экипажа КК около
одного года, а на осуществление всего проекта около трех лет.
В докладе НАСА рассматриваются также: а) возможность
аварийного прекращения полета; б) экспедиции с 60-суточным и
двухгодичным пребыванием на Марсе.
Как заявил Фрэнк Мартин (директор отдела исследований
НАСА), для осуществления столь крупных проектов
необходима значительная подготовительная работа. «Нам абсолютно
необходима космическая станция Freedom («Свобода») и НИОКР
по программе Pathfinder («Следопыт»).
Программа «Следопыт» была начата по инициативе
президента Рейгана с целью разработки перспективных ядерных
энергоустановок, двигателей и систем жизнеобеспечения для
длительных космических полетов. Администрация Рейгана просила
выделить на программу в 1989 фин. г. 100 млн долл., но
конгресс утвердил только 40 млн долл. Мартин считает, что
ассигнования на программу в ближайшие два года должны быть
увеличены до 100 млн долл. в год, чтобы к моменту осуществления
проектов пилотируемых полетов на Луну, Марс и Фобос были
отработаны соответствующие технологии.
Как считает Мартин, потребуются также НИОКР по:
обеспечению полетов криогенными компонентами топлива;
созданию автоматических устройств встречи и стыковки космических
о

модулей; торможению АГК и КК в атмосферах Земли и Марса;
орбитальной сборке космических комплексов; определению
оптимальной численности экипажей КК, разработке космических
скафандров, энергоустановок и электроракетных двигателей;
производству компонентов топлива на месте (Луне, Марсе и
его спутниках); созданию перспективных систем
жизнеобеспечения и устройств искусственной гравитации; радиационной
защите экипажа и дистанционному контролю за состоянием его
здоровья.
Перспективные проекты потребуют сотрудничества
организаций США с организациями других государств, включая Совет-'
ский Союз. Б. И. Ермишкин
«Aerospace Daily», 1988, 148, № 53, 417—418
3. Состояние и перспективы развития мировой космической
промышленности
В августе 1988 г. американский журнал «Space Policy»
опубликовал краткое изложение отчета консультативной фирмы
Euroconsult (Франция), посвященного анализу состояния и
перспектив развития космической промышленности различных стран
мира в ближайшее 10-летие.
Отмечается, что катастрофа многоразового
воздушно-космического аппарата (МВКА) «Спейс Шаттл» в начале 1986 г. и
последующие аварии основных газовых ракет-носителей (РН),(
приведшие к перерыву в их пусках в 1987 г., неблагоприятно
сказались на деятельности ведущих капиталистических стран в
космосе. В 1988 г. возобновилась эксплуатация МВКА и
разовых РН США, которые ранее предполагалось снять с
производства. В ближайшей перспективе на мировом рынке ожидается
появление новых РН западноевропейских и азиатских стран.
Таким образом, угроза прекращению доступа в космос
устраняется. Однако последствия кризиса 1986—1987 гг. в наличии
носителей космических объектов сильно сказались на стоимости
их запуска: эта стоимость не снизилась столь значительно, как
предполагалось, а страховые взносы повысились. Было
заморожено развитие коммерческого использования космоса и
подорвана уверенность частного сектора в возможности осуществления
своих проектов, для восстановления которой потребуется
длительный период времени.
Прогнозируется, что в ближайшей перспективе рост
космической промышленности будет определяться расширением
государственных космических программ, которые характеризуются
новым этапом — осуществления проектов создания орбитальной
инфраструктуры. По своим техническим и финансовым
масштабам эти проекты рассчитаны на ближайшие 10 лет.
Ведущими мировыми центрами деятельности в космосе
продолжают оставаться США и СССР, которым приписываются эк-
— 9 —

Бивалентные объемы ассигнований на космос и производство
космической промышленности. За ними следуют Западная
Европа— одна десятая объема производства США, Япония — одна
треть объема производства западноевропейских стран, а за
Японией— КНР.
В целом прошедшее десятилетие характеризуется сильным
расширением деятельности в космосе, основанным, главным
образом, на расширении военных программ США и СССР и, в
меньшей степени, на развитии гражданских программ
западноевропейских стран, Японии и КНР. Однако использование
космоса в прикладных целях, после подъема в начале 1980-х гг.,
находилось в состоянии застоя.
Ассигнования на космические программы. Государственные
ассигнования в США в 1987 г. достигли 23,6 млрд долл.
(прирост на 11,5% по сравнению с 1986 г.), из которых по бюджету
министерства обороны (МО) проходили 16,3 млрд долл. (в
1986 г. — 14,1 млрд долл.), НАСА — 7 млрд долл. (в 1986 г.—
6,7 млрд долл.). По оценке МО США, ассигнования на космос в
СССР составляют 30 млрд долл. в год.
Сумма космических бюджетов стран-членов Европейского
космического агентства (ЕКА) в 1987 г. составляла 3,1 млрд
долл., из которых под контролем ЕКА находилось 1,85 млрд
долл. Лидером среди стран-членов ЕКА по ассигнованиям на
космос является Франция. Национальному центру космических
исследований (CN(ES) в 1987 г. было выделено 975 млн долл.
Затем следует ФРГ — 558 млн, Италия — 537 млн,
Великобритания— 206 млн, Бельгия — 72 млн и Швеция — 51 млн долл.
Космический бюджет Японии в 1986 г. составлял 775 млн
долл., из которых 640 млн находилось в распоряжении
Национального управления космических разработок (NASDA).
В 1987 г. ассигнования на космос в Японии, с учетом
повышения курса йены, превысили 1 млрд долл., из которых NASDA
отводилось 788 млн долл. Ассигнования на космос в КНР, с
учетом всестороннего расширения ее космической программы и
выхода на мировой рынок РН, считаются сопоставимыми с
аналогичными ассигнованиями во Франции и Японии. Ассигнования
на космос в Индии в 1986 г. составляли 269 млн долл. Основ-
на5? часть ассигнований находится в распоряжении Индийской
организации космических исследований (ISRO), которая в
последнее время разрабатывает всестороннюю космическую
программу. Космический бюджет Канады оценивается в ПО млн
долл. Отмечается рост космического бюджета Бразилии,
который достиг примерно 55 млн долл. Космической программой
этой страны в следующем десятилетии предусматривается
создание и осуществление пусков собственных РН. Более
объективную картину значения исследования и освоения космоса для
различных стран даст оценка расходов на космос в различных
— 10 —

странах мира, отнесенных к их валовому национальному
продукту (ВНП) в 1986 г. (табл. 1).
Таблица 1
Относительные расходы на космос (по состоянию на 1986 г.)
Страна
GDIA
Франция
Италия
ФРГ
Бельгия
Расходы
в о/, к ВНП
0,500
олю
0,045
0,040
0,042
Страна
Швеция
Великобритания
Индия
Япония
Канада
Расходы
в о/о к ВНП
0.036
0,032
0,143
0.039
0,032
Как видно из данных, представленных в таблице,
государственные расходы на космос в США (0,5% ВНП) примерно на
порядок выше, чем в западноевропейских странах и Японии (в
среднем 0,04% ВНП). Среди западноевропейских стран своими
расходами на космос выделяется Франция (0,11% ВНП по
сравнению с 0,045% в Италии, 0,04% в ФРГ, 0,032% в
Великобритании).
Объем производства космической промышленности.
Сравнительный анализ объема производства космической
промышленности в различных странах проводился по оценкам, которые
отличались различным подходом. Однако отмечается, что обычно
объем производства чисто космической продукции находится
ниже уровня государственных ассигнований, тогда как общий
объем экономической деятельности в области космоса (выпуск
космической продукции, услуги, исследования и разработки,
производство наземного оборудования) несколько превышает эти
ассигнования.
Так, в США в 1986 г. объем производства космической
техники (без учета двигательных установок) составил 6,3 млрд
долл. по сравнению с 6,27 млрд в 1985 г. и 5,25 млрд в 1984 г.
Рост объема производства в последние годы целиком
приписывается расширению рынка военной продукции. Рынок
гражданской продукции по сравнению с наивысшим объемом,
достигнутым в 1982 г., сократился, а рынок коммерческой продукции
сокращается с 1985 г. В то же время общий объем продаж
космической промышленности США (включая производство
наземных станций, услуги, исследования и разработки) достиг в
1986 г. 20,1 млрд долл.
Общий объем продаж космической промышленности
западноевропейских стран в 1982—1984 гг. составлял 1 млрд долл.
в год, а в 1986 г. превысил 2 млрд долл. Во Франции объем
продаж составлял 880 млн, в ФРГ — 590 млн, в
Великобритании — 370 млн долл.
— и —

В Японии объем производства космической продукции, с
учетом импортируемых промежуточных изделий, достиг 650 млн,
а общий объем продаж космической промышленности, с учетом
производства наземного оборудования и различных услуг,
превысил 1 млрд долл.
Объем производства космической промышленности Индии,
которая считается наиболее передовой из развивающихся стран,
за исключением КНР, превысил в 1986 г. 100 млн долл. Данные
о производстве продукции космической промышленности ряда
стран в период 1974—1986 гг. представлены в табл. 2.
Таблица 2
Объем продаж космической промышленности в США, Западной Европе,
Японии и Индии (млн долл.)
Страна
США
Западная Европа
Япония*
Индия
1974 г.
4600
—.
—
—
1975 г.
5000
330
190
—
1977 г
5500
500
200
11
1980 г.
8000
900
330
23
1982 г.
12 000
1000
430
44
1984 г.
17000
1000
440
65
1985 г.
1900
1700
500
90
1986 г.
2010
2000
652
105
* Без учета наземного оборудования.
Развитие рынков прикладного использования космоса.
Спутниковые системы связи продолжают пользоваться наибольшим
спросом на мировом рынке, однако в последнее время рост
заказов на них значительно замедлился. Это объясняется тем, что
существующие системы все еще достигают «зрелости», а новые
системы распространяются медленнее, чем ожидалось, в
частности, из-за кризиса в пусках МВКА «Спейс Шаттл» и РН
1986—1987 гг. и острой конкуренции со стороны дальних
систем кабельной связи с волоконной оптикой. Отмечается, что в
последние годы капиталовложения в эти системы намного
превышают капиталовложения в связные ИСЗ. На конец 1987 г.
на связных ИСЗ гражданского назначения функционировало
примерно 1400 ретрансляторов, в том числе на ИСЗ
международной спутниковой системы связи «Интелсат» — 420, на ИСЗ
США — более 550, Канады — примерно 80, других стран мира
(без учета СССР и КНР) — примерно 320. Для сравнения
указывается^ что в 1975 г. общее число ретрансляторов составляло
180, в 1980 г. — 350. Прогнозируется, что к 1990 г. общее число
ретрансляторов на борту связных ИСЗ достигнет примерно
2 тыс. (США — 35,8 %, международных организаций'— 32%,
стран Западной Европы и Японии — 7,5%, Канады — 3,8%,
других стран — 13,4%), к 1995 г. — 2,5 тыс.
— 12 —

Объем продаж связных ИСЗ типа «Интелсат-4» и ИСЗ
национальных спутниковых систем связи 1-го поколения,
запущенных в период 1972—1979 гг. (всего 37 ИСЗ) составил 2 млрд
долл. Объем продаж ИСЗ типа «Интелсат-5» и национальных
спутниковых систем связи 2-го поколения, запущенных в период
1980-^1988 гг. (всего примерно 90 ИСЗ), оценивается в 5,4 млрд
долл. По оценке, выполненной в 1986 г., объем продаж ИСЗ
типов «Интелсат-6, -7» и других связных ИСЗ, которые могут быть
запущены в период 1989—1996 гг. (91 — 130 ИСЗ, наиболее
вероятно— ПО ИСЗ) прогнозировался в пределах 7,4 млрд —
9,2 млрд долл. По последней оценке, с учетом неблагоприятных
факторов, сужающих рынок продаж связных ИСЗ,
прогнозируемое число запускаемых ИСЗ уменьшается на 27, стоимость их
продаж — примерно на 1,1 млрд долл.
Отмечается, что основными поставщиками связных ИСЗ на
мировой рынок являются три фирмы США: General Motors
(взяла под свой контроль известную фирму Hughes Aircraft в
1985 г.), Ford и General Electric (контролирует фирму RCA с
1986 г.). Эти фирмы поставляют 75% 2-го поколения связных
ИСЗ гражданского назначения. С учетом поставок ИСЗ военного
назначения их роль еще выше.
Космическая промышленность Западной Европы пока не
выдерживает конкуренции с фирмами США на мировом рынке
связных ИСЗ. Ее деятельность ограничена рамками
региональных программ и субконтрактами для организации «Интелсат».
Однако эта ситуация меняется по мере перестройки
западноевропейской промышленности. В частности, в период 1989—
1996 гг. планируется поставка фирмой British Aerospace ИСЗ
типа «Инмарсат-2» для международной спутниковой системы
морской связи.
Космическая промышленность Японии находится в стадии
становления. Однако ожидается, что она выйдет на мировой
рынок связных ИСЗ в начале 1990-х гг. благодаря сотрудничеству
с фирмами США и опыту создания экспериментальных ИСЗ
ETS-5 и ETS-6.
Наблюдения Земли представляют собой вторую, после
спутниковой связи, наиболее обширную область прикладного
использования космоса. Однако рынок продаж в этой области менее
развит и он только начинает достигать коммерческой стадии.
В США метеорологические ИСЗ эксплуатируются более 20 лет.
Постоянные системы наблюдений Земли создаются в последнее
время в Западной Европе, Японии и Индии. В 1971 —1988 гг.
запущено 27 метеорологических ИСЗ (США — 21, другие
страны— 6) и 14 ИСЗ для дистанционного зондирования (ДЗ)
Земли гражданского назначения (США — 9, другие страны — 5).
В 1989—1996 гг. планируются запуски 24 метеорологических
ИСЗ (США—11, другие страны—13) и 21 ИСЗ для ДЗ
Земли (США — 5, другие страны— 16).
— 13 —

Данные спутниковых систем наблюдений Земли широко
используются и их распространение обеспечивается главным
образом на некоммерческой основе, так как высокие
эксплуатационные расходы исключают какой-либо переход к системам частного
сектора. Ввиду высоких расходов на эксплуатацию такие
системы, в которых ИСЗ являются лишь одним из компонентов,
поставка метеорологических данных и спрос на них не
подчиняются классическим законам рынка. Тем не менее, экономическая
эффективность систем наблюдений Земли, выраженная
отношением сбережений во всех сферах их применения к затратам на
изготовление, запуск и эксплуатацию, является наиболее
высокой по сравнению с эффективностью других областей
прикладного использования космоса — более 10:1. Отмечается, что
хотя в последнее время системы наблюдений Земли входят в
стадию активного маркетинга, их эксплуатация не сможет
принести прибыли ранее следующего десятилетия.
Ввод в эксплуатацию французской системы «Спот» в 1986 г.
явился важным шагом в развитии систем ДЗ гражданского
назначения вследствие высокого разрешения изображений земной
поверхности. Решающими факторами в предстоящей ориентации
мирового рынка ДЗ явятся перспективные всепогодные системьГ
наблюдений Земли типа ERS-1 (ЕКА, 1990 г.), «Радарсат»
(Канада, 1994 г.) и JERS (Япония, 1992 г.), а также
многоцелевые платформы на полярной орбите.
Рынок поставок космической части систем наблюдений Земли
ограничен главным образом национальными границами, так как
их заказчиками являются государственные ведомства отдельных
стран. В 1990-х гг. намечается ежегодная поставка двух
метеорологических ИСЗ и двух-трех ИСЗ для ДЗ Земли гражданского
назначения.
Обработка материалов в условиях микрогравитации
является следующей основной областью прикладного использования
космоса, однако находится в самой ранней стадии развития и
для своей реализации требует значительных капиталовложений
на протяжении целого ряда лет. Учитывая высокую стоимость и
редкие возможности проведения экспериментов по обработке
материалов на борту МВКА «Спейс Шаттл», разрабатываются
малогабаритные установки для испытаний концепций и основных
приборов в космосе. Наблюдается возврат к обычным методам
проведения экспериментов в условиях микрогравитации,
включая полеты самолетов по параболической траектории и запуски
исследовательских ракет. Вызывают интересе США и Западной
Европе новые возможности размещения полезных нагрузок на
возвращаемых ИСЗ КНР и советской орбитальной станции
«Мир».
Особая активность в проведении исследований по
использованию условий микрогравитаций проявляется в США, ФРГ и
Японии, в которых наиболее развиты заинтересованные отрасли
— 14 —

промышленности (производство элементов электроники, микро-
химия, фармацевтика, производство высокопрочных
материалов). Наиболее перспективными областями создания новых
видов продукции в условиях микрогравитации считаются
фармацевтика, производство полупроводников и кристаллов,
производство сплавов и металлургия, производство стеклянных и
керамических материалов, а в более дальнейшей перспективе —
биотехнология. Ожидается, что стадия исследований и испытаний
по обработке материалов в условиях микрогравитации будет
продолжаться вплоть до ввода в эксплуатацию обитаемой
орбитальной станции США. Высокая стоимость проведения
исследований стимулирует сотрудничество различных потенциальных
потребителей условий микрогравитации, среди которых
возрастает роль промышленных фирм. Заметна переориентация
исследовательских проектов и капиталовложений на производство
материалов и элементов электроники.
Как уже отмечалось, катастрофа МВКА «Спейс Шаттл» и
аварии разовых РН неблагоприятно повлияли на коммерческое
использование космоса. Потери на страховом рынке,
оцениваемые примерно в 1,5 млрд долл., привели к повышению
страховых взносов и стоимости запусков ИСЗ, что особенно сильно
сказалось на развитии спутниковой связи. Перерыв в полетах
МВКА и ограничения по его использованию привели к
переориентации рынка запусков ИСЗ на разовые РН. Вследствие боль-
бого числа контрактов МО США на запуски ИСЗ (до 25 в
1991 г.) и потребностей коммерческого рынка возобновилось
производство основных американских РН: «Титан», «Дельта» и
«Атлас-Центавр».
Возможности производства и осуществления пусков трех РН
США и западноевропейской РН «Ариан» уже превышают
установленные потребности в запусках ИСЗ на мировом рынке.
Кроме того, на экспорт предлагаются РН СССР и КНР, в середине
1990-х гг. вводится в эксплуатацию японская РН Н-2. Таким
образом, конкуренция РН на мировом рынке запусков ИСЗ
обостряется. Прогнозируется, что в период 1989—1998 гг. основные
потребности мирового рынка рН будут определяться запусками
ИСЗ на стационарную орбиту: до 25 запусков ИСЗ
гражданского назначения в год по сравнению с 15 запусками в* год в
середине 1980-х гг. 90% ИСЗ — связные, остальные
метеорологические. На низкую околоземную орбиту будет выводиться в
среднем 2,6 метеорологических ИСЗ и ИСЗ для ДЗ Земли по
сравнению с 1,3 запусками в 1971—1988 гг. С середины 1990-х гг. для
создания и обслуживания обитаемой орбитальной станции США
потребуется 5—10 пусков РН.
Объем услуг по запускам ИСЗ коммерческого назначения в
период 1980—1988 гг. (всего 90 ИСЗ) составил примерно 3,1 млрд
долл. Прогнозируется, что в период 1989—1996 гг. этот объем
достигнет примерно 5 млрд долл. Предполагается, что будет за-

пущено всего ПО ИСЗ, причем в 1990—1991 гг. ежегодно будет
запускаться в среднем более 20 ИСЗ, а затем — в j среднем
15 ИСЗ. Отмечается, что число запусков ИСЗ определяется в
основном сменой поколений связных ИСЗ. Ожидается, что в
конце 1990-х гг., после завершения модернизации создаваемых
в настоящее время спутниковых систем связи, число запусков
ИСЗ значительно уменьшится. А. Е. Моисеенко
«Space Policy», 1988, 4, № 3, 244—252
4. Космическая программа НАСА и коммерциализация космоса
Краеугольным камнем программа космических исследований
НАСА является ООКС Freedom («Свобода»), которая должна
быть введена в эксплуатацию в конце 90-х годов при
суммарных затратах от 23 до 30 млрд долл. Для сборки ООКС на
орбите потребуется совершить около 20 полетов МВКА «Спейс
Шаттл» в течение трех лет (начиная с 1994 г.). В .1989 фин. г.
намеревалось израсходовать около 5 млрд долл. на полеты
МВКА «Спейс Шаттл» и порядка 900 млн долл. на разработку
ООКС. В соответствии с решением конгресса эти средства
заморожены до апреля 1989 г., чтобы дать время
новой,администрации на изучение состояния работ по программе. На 1990 фин. г.
НАСА запрашивает у конгресса 2,1 млрд долл., чтобы начать
изготовление компонентов ООКС.
Перспективы деятельности НАСА не ясны из-за
неопределенности финансирования, которое находится в руках конгресса.
Только для продолжения работ по осуществляемым уже
проектам НАСА потребуется к 2000 г. увеличить свои расходы вдвое
(сейчас они составляют 10,6 млрд долл. в год). Если же будут
приняты решения о пилотируемом полете на Марс или о
сооружении лунной базы, то станут необходимы или коренные
изменения приоритетов в программе исследований или более
значительное увеличение ассигнований. В случае недостаточного
финансирования работ по ООКС (вклад США должен быть 16 млрд
долл., а Японии, Канады и девяти западноевропейских стран —
более 7 млрд долл.) для МВКА «Спейс Шаттл» останется мало
работы.
Администрация США запретила использование МВКА для
запуска связных ИСЗ. Даже министерство о'бороны (МО), у
которого накопилось 22 ИСЗ, ожидающих очередь на запуск,
закупает одноразовые РН, чтобы обеспечить своевременный
вывод на орбиту своих ИСЗ. Благодаря этим мерам обеспечена
возможность вывода на орбиту на борту МВКА двух
автоматических исследовательских КА: «Магеллан» (исследование
Венеры) — в апреле 1989 г.; «Галилей» (исследования Юпитера) —в
октябре 1989 г. Сроки запуска некоторых КА научного
назначения перенесены на более поздние сроки, например: космического
—• 16 —

телескопа «Хаббла», с июня 1989 г. на февраль 1990 г.;
комплекса «Астро», состоящего из трех телескопов для сканирования
небесной сферы из грузового отсека МВКА, с ноября 1989 г. на
март 1990 г.
Согласно существующему плану-графику до конца 1993 г.
должно быть произведено 50 полетов МВКА «Спейс Шаттл», в
том числе: 1989 г. — 9, включая четыре секретных полета и один
полет для вывода на орбиту связного ИСЗ ВМС США;
1990 г.— 10, включая КА «Улисс» для исследований Солнца,
разработанный совместно со странами Западной Европы;
1991 г. —9; 1992— 13; 1993 г. (до октября) —9.
В декабре 1988 г. НАСА заключило контракт с
университетом шт. Аризона (г. Таксон) на изготовление комплекса
приборов NICMOS (Near-Infrared Camera and Milti-Object
Spectrometer), который должен быть установлен на борту космического
телескопа «Хаббла» во время полета к нему МВКА в середине
90-х годов. В изготовлении комплекса принимают участие
фирмы: Ball Corp. (Брумфилд, шт. Колорадо) —ИК-камера и
спектрометр; Rockwell International в лице ее научного центра —
сенсорная решетка. Затраты на комплекс NICMOS оцениваются в
80 млн долл., из которых 50 млн долл. приходятся на долю
фирмы Ball Corp. Проектирование комплекса должно быть
закончено в апреле 1990 г., а поставка его в НИЦ им. Годдарда
намечена на апрель 1994 г. С помощью комплекса NICMOS
должны производиться наблюдения за черными дырами,
галактиками, за процессами формирования звезд и галактик, а также
изучаться роль квазаров в процессах образования галактик.
Согласно прогнозу министерства торговли США, в 1989 г.
будет расширяться производство в авиационно-космической
промышленности США, а коммерческий сектор космической
промышленности увеличится на 50%. Эти данные приведены в
докладе министерства торговли «Перспектива промышленного
развития США», который был опубликован в конце декабря 1988 г.
Постановка продукции авиационно-космической
промышленности возрастет в 1989 г. до 110,2 млрд долл. (в 1988 г. было
104,3 млрд долл.). 1989 г. станет седьмым годом подряд,
характеризующимся ростом производства в авиационно-космической
промышленности. Доходы от коммерческого использования
космоса возрастут с 1,8 млрд долл. в 1988 г. до 2,7 млрд долл. в
1989 г. Эти доходы будут получены в основном за счет запуска
ИСЗ коммерческими РН и за счет аренды каналов связи в
спутниковых системах (за счет аренды каналов связи ожидается
получение 750 млн долл. дохода). Б. И. Ермишкин
«Aerospace Daily», 1988, 148, № 60, 474—475,
479
«Research and Development», 1988, 30, № 12,
20—21
— 17 —

5. Запуск Израилем первого ИСЗ и рост активности
в развивающихся странах
В сентябре 1988 г. Израиль вывел на орбиту (высота 250X
ХЮОО км, период обращения 90 минут) свой первый ИСЗ «Оф-
фек-1» («Горизонт-1»). Этот ИСЗ пробыл на орбите 114 суток —
до 14 января 1989 г., когда он вошел в плотные слои атмосферы
над Тихим океаном и сгорел.
Согласно заявлениям официальных лиц Израиля ИСЗ «Оф-
фек-1» (масса 156 кг) предназначался для изучения
характеристик околоземного космического пространства, а не для
исследований военного характера. Разработка, изготовление и запуск
проводились израильскими организациями IAI (Israel Aircraft
Industries), и ISA (Israeli Space Agency), совместно с рядом
израильских форм. Запуск ИСЗ проводился РН «Шавит»,
созданной, как полагают, на основе израильской МБР «Иерихон-2».
Ожидают, что через два года Израиль произведет запуск
второго более сложного ИСЗ для научных исследований «Оффек-2».
Как считают специалисты, Израиль намечает запустить в
1993 г. два связных ИСЗ серии «Амос». Разработчиком этих
ИСЗ является фирма General Satellite, которую возглавляет
генерал Меир Шамит (бывший глава разведки Израиля). На
борту каждого ИСЗ должно быть установлено по восемь
ретрансляторов, что сможет обеспечить потребности региона в связи до
начала 2-го века. Запуск ИСЗ должен быть произведен РН
«Ариан». На осуществление проекта необходимо 260 млн долл.
Фирма General Satellite не располагает такими средствами и
поэтому просит правительство Израиля авансировать этот
проект в счет оплаты услуг, которые будут предоставляться ему в
течение 10 лет, начиная с 1993 г. Против этого предложения
выступают вооруженные силы Израиля, которые опасаются, что
новые финансовые обязательства приведут к сокращению
военного бюджета.
Запуск Израилем собственного ИСЗ привел к заметному
росту активности в области развития ракетно-космической техники
в арабских странах, а также в ряде других стран. Саудовская
Аравия осенью 1988 г. приобрела у КНР РН CSS-2. Ирак и
Египет, как сообщают, работают совместно с Аргентиной над
разработкой РН. Пакистан должен был в конце 1988 г. вывести
на орбиту небольшой (массой 70 кг) экспериментальный
связной ИСЗ. Он также ведет разработку двух связных ИСЗ «Пак-
сат», которые будут работать в Ku-диапазоне. Аргентина
работает над ИСЗ SAC-1, который будет вести наблюдения за
Солнцем, НАСА оказывает Аргентине финансовую помощь в
разработке ИСЗ осуществит его запуск в 1992 г. Тайвань намечает
запустить в 1995 г. связной ИСЗ, изготовленный собственными
силами. Тайвань участвует также совместно с другими
тихоокеанскими странами в разработке связного ИСЗ, который должен
— 18 —

войти в эксплуатацию в 1991 г. Таиланд недавно заявил, что он
обладает возможностями для изготовления и запуска
собственными силами связного ИСЗ. Б. И. Ермишкин
«Air and Cosmos Monthly», 1988, 2, № 9, 39
«Flight International», 1989, 135, № 4149, 21
«Nature», 1989, 337, № 6924, 201
6. Роль женщины в космосе
Сотрудница Федеральной авиационной администрации (FAA)
США Дебра Плаймейт в статье журнала «Space World»
рассмотрела историю и состояние вопроса об участии женщин в
космических полетах и исследованиях.
Женщины стали принимать активное участие в полетах на
самолетах на ранних этапах развития авиации. Американка
Амелия Эрхарт (уроженка шт. Канзас) в 1932 г. совершила перелет
через Атлантический океан на одиночном самолете, а в 1935 г.
опередила и мужчин, совершив полет из Гонолулу (Гавайские
о-ва) в Окленд (шт. Калифорния). В 1937 г. она погибла в
Тихом океане, соверЩая кругосветный полет на двухмоторном
самолете «Электра» фирмы Lockheed.
Заметный след в истории авиации оставила летчица Жакелин
Кохрэн. Ей принадлежало большое число рекордов по скорости
полета (больше, чем у какого-либо летчика-мужчины). Во
время второй мировой войны она основала Союз женщин-пилотов
военной авиации (WASP) и была единственной летчицей,
летавшей в Англии на бомбардировщиках. В мае 1953 г.
совершив полет совместно с Чаком Игером, стала первой женщиной,
пролетевшей на сверхзвуковом самолете.
Первой американкой, отобранной в отряд астронавтов для
подготовки к полетам на космических кораблях (КК)
«Меркурий», стала Джерри Кобб, которая к этому времени налетала на
различных типах самолетов более 10 тыс. часов. Специалисты в
области медицины, которые производили отбор кандидатов в
отряд астронавтов НАСА, сформулировали основные требования
к кандидатам-мужчинам: возраст 25—40 лет; рост — менее
180 см; образование — не ниже степени бакалавра в области
математики, биологии или психологии; наличие опыта работы
техника (инженера) при проведении НИОКР, а также опыта при
эксплуатации самолетов, аэростатов и подводных лодок.
В 1958 г. президент Эйзенхауер установил, что отбор
астронавтов должен производиться из числа военных
летчиков-испытателей. Министерством обороны был составлен список
кандидатов, насчитывавший более ста человек. Комиссия по
обследованию и экзаменам кандидатов работала в клинике Ловеласа
(Альбукерк, шт. Нью-Мексико) и Авиационном центре им. Рай:
та (Дейтон, шт. Огайо). В результате ее работы в мае 1959 г,
был сформирован отряд астронавтов в составе семи человек. .
2* — 19 —

Рандольф Ловелас, который отвечал за отбор астронавтов
для программы «Меркурий», решил проверить пригодность
женщин для космических полетов. Для проведения всесторонних
обследований и испытаний было отобрано 20 летчиц. В феврале
1960 г. Джерри Кобб была зачислена в отряд астронавтов и
приступила к соответствующим тренировкам, в том числе и на
стенде для вестибулярных тренировок MASTIF (Multiple Axis Space
Test Intertia Facility). В июле 1961 г. директор НАС А Джеймс
Уебб принял решение о прекращении подготовки
женщин-астронавтов, а Джерри Кобб была назначена консультантом к
директору НАСА (но исполнением этих обязанностей никогда не
занималась).
В последующем НАСА исключило возможность подготовки
женщин-астронавтов, так как объявило, что кандидаты в
астронавты должны отвечать требованиям, предъявляемым к военным
летчикам-испытателям. Единственной женщиной,
удовлетворявшей этим требованиям, была в то время Джекки Кохрэн, но она
уже не подходила по возрасту. Джерри Кобб и Джейн Харт
обратились к вице-президенту Джонсону, чтобы он поддержал
программу подготовки женщин-астронавтов. За этим
последовали слушания в подкомитете палаты представителей по космосу,
которые проходили в июле 1962 г.
В 1963 г. совершила полет первая советская космонавтка
Валентина Терешкова, а для совершения следующего полета
советской космонавтки потребовалось почти двадцать лет.
В США исследования по возможности совершения полетов
женщинами-астронавтами возобновились только после
развертывания широкомасштабных НИОКР по программе МВКА
«Спейс Шаттл». В сентябре 1973 г. 12 женщин-добровольцев
подверглись испытаниям на переносимость перегрузок на
центрифуге Эймсского НИЦ НАСА.
В 1977 г. были проведены исследования по переносимости
женщинами трудностей космического полета, в которых приняло
участие 10 человек (были отобраны из 79
женщин-добровольцев). В процессе этих испытаний длительностью 3,5 недели
женщины находились в изолированном (без окон),
звукоизолированном помещении Эймсского НИЦ НАСА. Периоды с высокой
физической активностью сменялись периодами нахождения в
постели, а врачи в это время изучали влияние изменений
давления атмосферы на кровообращение. Проводились также сеансы
длительной физической нагрузки на стендах «бегущая дорожка»
и «велосипед». Космический полет имитировался пребыванием
в условиях, когда смена дня и ночи происходила циклами по
1,5 часа (16 циклов в течение одних суток). На постельном
режиме испытуемые находились в течение 9 суток (максимальная
продолжительность полета МВКА «Спейс Шаттл»). В это время
не разрешалось вставать с постели, сидеть и даже поднимать
колени. Для чтения в горизонтальном положении использова-
— 20 —

лись специальные призматические очки, а для мытья тела —
горизонтальный душ, который испытуемые шутя называли
«кухонной печкой».
После длительного покоя испытуемые подвергались большим
перегрузкам на центрифуге (уровень перегрузок соответствовал
значениям, которые испытывают астронавты при возвращении с
орбиты на поверхность Земли). В процессе испытаний
наблюдались отдельные случаи тоски, раздражительности, слабости,
головокружения, небольших головных болей, покалывания в ногах.
Ученые сделали вывод о том, что реакции организма женщин-
астронавтов на условия пребывания в космосе не отличаются от
реакций организма мужчин.
В ноябре 1978 г. в Центре исследований человека в Эймсе
были проведены испытания восьми женщин в возрасте 45—
55 лет, чтобы изучить особенности психологии женщин при
пребывании в течение месяца в условиях, имитирующих
космический полет. Специалисты пришли к заключению, что женщины
старшего возраста могут успешно выдерживать трудности
космического полета.
В 1984 г. в Медицинском центре Джонса Гопкинса
проводились исследования для определения возможности зачатия в
космосе. Изучались изменения относительного количества
жидкости в организме до и после длительного пребывания в постели
с целью определения влияния условий космического полета на
женские гормоны и репродуктивную способность. Было
установлено, что пониженная гравитация приводит к удлинению
менструальных циклов. Не удалось определить, как будут
функционировать репродуктивные органы в условиях полной
невесомости.
В университет им. Вашингтона (Сент-Луис, шт. Миссури)
проводились исследования потери кальция в костях при
длительном пребывании в невесомости. Отмечена значительная потеря
кальция в костных тканях астронавтов при полете на борту
орбитальной лаборатории «Скайлэб». Женский организм в
большей степени подвержен отрицательному воздействию этого
процесса, так как у женщин меньше масса костных тканей и
больше потери кальция из-за уменьшения выделения гормонов при
старении. Женский организм усваивает меньше пищи и
поэтому медленнее восполняет потери кальция.
8 июля 1976 г. НАС А объявило о том, что в конкурсе на
поступление в отряд астронавтов для МВКА «Спейс Шаттл»
могли принимать участие и женщины. Новая политика НАСА
облегчила доступ женщин к космическим полетам: из 5680
специалистов по космическим экспериментам 1251—женщины; из
35 астронавтов 6 — женщины. 16 января 1978 г. было объявлено
решение о зачислении в число астронавтов Сэлли Райд, которая
в начале 1977 г. завершала обучение в аспирантуре физического
факультета Станфордского университета (г. Пало-Альто, шт. Ка-
— 21 —

лифорния). 18 июня 1983 г. Сэлли Райд начала космический
полет на борту орбитальной ступени «Челленджер» МВКА «Спейс
Шаттл». В процессе полета Райд и ее коллега Джон Фабиан
отвечали за работу дистанционного манипулятора (с длиной
«руки» 15 м), с помощью которого был выведен на орбиту
связной спутник стоимостью 40 млн долл.
30 августа 1984 г. на борту орбитальной ступени «Дискаве-
ри» начала космический полет вторая женщина-астронавт США
Юдифь Резник. Одной из обязанностей Резник в полете было
развертывание в космосе экспериментальной панели солнечных
батарей длиной 31,1 м и ее возврат в грузовой отсек ступени
после завершения программы эксперимента. Три американские
астронавтки являются замужними женщинами. Риа Седдон
вышла замуж за Роберта Гибсона и родила ребенка. Другая аст-
ронавтка Анна Фишер совершила полет на борту МВКА «Спейс
Шаттл» в ноябре 1984 г. и после этого родила дочку.
Во время полета МВКА «Спейс Шаттл» с орбитальной
ступенью «Челленджер» в октябре 1984 г. на борту МВКА были
одновременно две астронавтки: Сэлли Райд, совершившая свой
второй полет, и Катрин Салливэн, ставшая первой американкой,
которая вышла в открытый космос (см. таблицу).
Список женщин, совершивших космические полеты в 1963—1986 гг.
Имя и фамилия
Валентина Терешкова
Светлана Савицкая
Сэлли Райд
Юдифь Резник
Катрин Салливэн
Анна Фишер
Риа Седдон
Шэннон Лусид
Бонни Дунбар
Мэри Клив
Шарон Мак-Олифф
Наименование КК
«Восток-6
«Союз Т-1
г»
«Союз Т-12»
STS-7 («Челленджер»)
STS-41-G
STS-41-D
STS-5bL
STS-41-G
STS-51-A
STS-51-A
STS-51-D
STS-61-A
STS-61-B
STS-51-L
(«Челленджер»)
(«Дискавери»)
(«Челленджер»)
(«Челленджер»)
(«Дискавери»)
(«Дискавери»)
(«Челленджер»)
(«Челленджер»)
(«Атлантис»)
(«Челленджер»)
Дата и начало
полета
16 июня 1963 г.
19 августа 1982 г.
17 июля 1984 г.
18 июня 1983 г.
5 октября 1984 г.
30 августа 1984 г.
28 января 1986 г.
5 октября 1984 г.
8 ноября 1984 г.
12 апреля 1985 г.
17 июня 1985 г.
30 октября 1985 г.
26 ноября 1985 г.
28 января 1986 г.
Расширяется участие женщин в космических НИОКР. Если в
1974 г. они составили 2,6% научного персонала, то в 1987 г. уже
10,8%. В 1987 фин. г. в составе персонала НАСА,
занимающегося НИОКР, было 20,2% женщин. Среди выдающихся ученых-
женщин можно назвать: Каролин Спенсер сотрудницу НИЦ им.
Маршалла, которая участвовала в подготовке эксперимента
— 22 —

SPAR (Space Processing Applications Rocket); Мэри Джонсон,
получившую степень доктора наук за исследования по
затвердеванию материалов, росту кристаллов и дифракции
рентгеновского излучению.
При катастрофе МВКА «Спейс Шаттл» с орбитальной
ступенью Челленджер», происшедшей 28 января 1986 г., погибло
семь астронавтов, включая астронавтку Юдифь Резник и
учительницу Мак-Олифф. В составе комиссии по расследованию
причин катастрофы МВКА находилась Сэлли Райд. Позднее
она была назначена специальным помощником директора НАСА
по вопросам долгосрочного планирования. Результатом
исследования, проводившегося под руководством Сэлли Райд, стал
доклад «Руководящая роль США и перспективы космических
исследований». Осенью 1987 г. Сэлли Райд оставила работу в
аппарате НАСА и перешла в Центр по международной
безопасности и контролю за вооружением при Станфордском
университете. Б. И. Ермишкин
«Space World», 1988, № Y-ll, 18—22
7. Отбор руководящих кадров в авиационно-космической
промышленности США
Анализ высшего и среднего звена руководящих кадров в
авиационно-космических фирмах США показывает, что имеется
тенденция к более широкому использованию специалистов с
экономическим образованием. Если раньше среди руководства фирм
преобладали лица с техническим образованием, то сейчас
численности специалистов, имеющих ученые степени в области
техники, степени MBA (Masters of Business Administration) и не
имеющих никаких степеней примерно равны.
В крупных фирмах Allied-Signal и UTC, имеющих
международные связи, руководители высшего звена имеют чаще ученые
степени в области бизнеса, чем в области техники. Это
вызывается тем, что значительно расширились международные связи и
увеличилось число совместных предприятий. От руководителей
требуются глубокие знания в области финансов, международной
торговли и маркетинга, а также умение подготавливать
сложные, коммерчески рискованные соглашения.
Сокращается относительная численность руководителей
высшего звена. Если в 1987 г. на высшие должности назначался
один из двадцати руководителей среднего звена, то в 2001 г. на
такое продвижение сможет рассчитывать только один из
пятидесяти специалистов. Претендентам на высшие должности
рекомендуется иметь ученые степени, преимущественно МВА. Однако
решающее значение имеют наличие организационных качеств,
настойчивость и стойкость.
— 23 —

В фирме UTC руководители высшего ранга в отделениях
авиационно-космической техники и энергоустановок
комплектуются как за счет продвижения вверх собственных специалистов,
так и за счет притока «свежей крови». Главное же внимание
обращается на деловые качества, а не на дипломы и
биографические данные. Ряд специализированных фирм, в особенности
фирм, расположенных на восточном побережье, например
фирма Grumman, гордятся тем, что выбирают руководителей
высшего звена из числа собственных специалистов.
Как считает Рейнольд Леюк (специалист нью-йоркской
фирмы Egon Zehnder International, Inc., занимающейся подбором
руководящих кадров для других фирм), за последние 20 лет
существенно изменилась роль руководителей промышленных
программ. Если раньше они занимались обеспечением связей между
НИОКР, маркетингом, заключением контрактов и
производственными подразделениями, то сейчас они лишь контролируют
эти вопросы. Главная задача руководителей высшего звена —
укрепление руководства и независимости подразделений фирмы.
В связи с расширением области техники, которыми занимаются
ведущие фирмы США (например, фирма Lockheed Corp.), от
руководителей высокого ранга требуется компетентность в
различных отраслях науки и техники. Б. И. Ермишкин
«Aviation Week and Space Technology», 1988,
129, № 23, 61—62
ВОЕННОЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЕ КОСМОСА
8. Военные НИОКР в США
В соответствии с программой СОИ ведутся НИОКР по
внеатмосферной противоракете ERIS (Exoatmospheric Re-Entry
Vehicle Interceptor Subsystem). Как заявил в ноябре 1988 г.
руководитель работ по противоракете наземного базирования ERIS
Джеймс Катехис, НИОКР по программе идут с опережением в
несколько месяцев по сравнению с первоначально составленным
графиком. Стоимость жизненного цикла противоракеты
оценивается в 1—2 млн долл. Разработка «некоторых датчиков и
других систем идет не так хорошо, как предполагалось ранее».
Стоимость одной противоракеты возрастет, так как заказ на их
изготовление с первоначально планируемого количества в 10 тыс.
единиц сокращен почти вдвое. Планом НИОКР предусмотрено:
увеличить рабочую полосу ИК-датчика для захвата целей и его
поле зрения; ввести в конструкцию противоракеты боеголовку
для поражения ложных целей. В соответствии с контрактом
Командования стратегической обороны Армии (стоимость
контракта 426 млн долл., срок действия пять лет) головным разработчи-
24

ком противоракеты ERIS является фирма Lockheed Missiles and
Space (Саннивейл, шт. Калифорния). В качестве разработчика
ИК-датчика для захвата целей выбрана фирма Texas Instrument
Inc. (Даллас, шт. Техас).
Несмотря на то, что разработка внутриатмосферной
противоракеты наземного базирования HEDI (High Endoatmospheric
Defense Interceptor) не включена в работы первого этапа по
перспективной системе ПРО, фирма McDonnell Douglas Corp.
(головной разработчик противоракеты) продолжает ее разработку.
В составе наземного комплекса противоракеты
предусматривается использование аппаратуры для захвата целей, способной
выявлять реальные боеголовки в облаке ложных целей.
Нахождение на конечном участке перехвата боеголовок будет
производиться с помощью бортового устройства самонаведения.
Одной из трудных проблем при разработке аппаратуры наведения
является устранение помех, которые создаются в результате
аэродинамического нагрева противоракеты при полете в
атмосфере со скоростями до 4,5 км/с. ИК-датчик, работающий в
средней части ИК-Диапазона, имеет в корпусе «окошко» из
сапфира, охлаждаемого снаружи газообразным азотом. Поток этого
азота и сверхзвуковой поток воздуха, обтекающего корпус
противоракеты, вызывают рефракцию излучений, которая приводит
к ошибкам наведения.
В течение 1989—1991 гг. намечено провести три летных
испытания противоракеты HEDI, которые именуются KITE
(Kinetic Kill Vehicle Integrated Technology Experiment). Испытания
KITE-1 должны состояться в третьем квартале 1989 фин. г. Они
предназначаются для проверки процессов разделения первой и
второй ступеней противоракеты и процесса сброса
аэродинамического головного обтекателя (без нанесения повреждений
корпусу противоракеты). При первом летном испытании на борту
противоракеты не будет реального ИК-датчика для
самонаведения, так как не предусмотрены захват и поражение какой-либо
мишени. При испытаниях KITE-2, которые будут проведены
через 13 месяцев после испытаний KITE-1, ставится задача
проверить ИК-датчик самонаведения по вспышке при выстреле
155-мм гаубицы. Испытания KITE-3, которые состоятся через
10 месяцев после испытаний KITE-2 предусматривают реальный
перехват и поражение мишени. Все три летных испытания KITE
намечено провести на ракетном полигоне Уайт-Санд (шт. Нью-
Мексико) .
Экспериментальный образец боеголовки для противоракеты
имеет массу 394 кг. Поставлена задача снизить ее вдвое.
Испытания KITE должны проводиться в соответствии с контрактом
(стоимость 331 млн долл., срок действия 5 лет), который
Командование стратегической обороны Армии заключило с фирмой
McDonnell Douglas Corp. в январе 1986 г. В разработке
противоракеты HEDI принимают участие также фирмы: отделение
- 25 -

Missile Systems Group фирмы Hughes Aircraft Corp. (Канога-
Парк, шт. Калифорния)—ИК-устройство самонаведения и
бортовое устройство обработки данных; Aerojet Tech System Co.
(Сакраменто, шт. Калифорния) — бортовая двигательная
установка и устройство охлаждения сапфирового «окна» для ИК-при-
бора самонаведения.
Осенью 1988 г. администрация президента Рейгана
рассматривала возможность развертывания ограниченной системы ПРО
LPS (Limited Protection System) в ответ на отказ Советского
Союза разрушить Красноярскую РЛС, строительство которой,
как считает американская сторона, является нарушением
договора об ограничении систем ПРО. Группа специалистов
рекомендовала президенту Рейгану включить в состав системы LPS
стартовые комплексы противоракет «Сейфгард» в районе Гранд-
Форкс или в районе столицы США г. Вашингтона (или в обоих
этих районах).
В полете МВКА «Спейс Шаттл» с орбитальной ступенью
(ОС) «Колумбия», который планируется на сентябрь 1990 г.
(STS-41), намечено провести комплекс экспериментов военного
назначения. Важнейшим экспериментом является проверка
возможности дистанционной аппаратуры по обнаружению и
слежению за полетом баллистических ракет (БР). На борту ОС будут
размещены: пассивная ИК-аппаратура для захвата и слежения
за полетом БР по хвосту выхлопных газов; лазерная
аппаратура активного типа для захвата БР путем обнаружения ее
корпуса, а также аппаратура такого типа для слежения за полетом
БР и ее опознования. Для слежения за полетом БР требуется
точность наведения 10 м.
В качестве объектов наблюдения для ИК- и лазерной
аппаратуры намечено использовать пять запусков БР типа «Стар-
бёрд», которые будут пролетать мимо ОС «Колумбия» на
расстояниях, не менее 235 км. В носовой части четырехступенчатой
ракеты «Станбёрд» будет установлена плоская мишень длиной
1,8 м и шириной 0,9 м. После завершения работы двигателя
четвертой ступени БР будет сброшен носовой обтекатель и мишень
станет открытой для воздействия лазерной аппаратуры,
находящейся на борту ОС «Колумбия». Три запуска БР «Старбёрд»
намечено произвести ночью с о-ва Уейк в Тихом океане, а два —
со стартового комплекса № 20 на мысе Канаверал (один ночью,
а другой днем). Для каждого запуска БР выделяется «окно»
продолжительностью 2 секунды. Для уменьшения вероятности
несвоевременного запуска БР к запуску будут гововиться
параллельно по две ракеты, а решение о запуске одной определенной
ракеты должно приниматься за 20 мин до старта. Для
обеспечения запусков БР с мыса Пикок на о-ве Уейк там будут
развернуты станции модульного типа, смонтированные на
трейлерах, для слежения, приема телеметрической информации и
передачи командных сигналов на борт БР.
— 26 —

Эксперименты должны определить возможность
использования дистанционной аппаратуры космического базирования для
дискриминации между хвостом выхлопных газов БР и ее
корпусом, а также перспективность лазерной аппаратуры в качестве
средства слежения за полетом хЭДБР и средства для выявления
реальных боеголовок в окружении ложных целей. Экипаж ОС
«Колумбия» должен состоять из семи человек. Он будет
работать в модуле лаборатории «Старлэб», который разместится в
грузовом отсеке ОС. Экспериментальная ИК- и лазерная
аппаратура будет установлена на открытой платформе, закрепленной
позади модуля «Старлэб». В момент запуска БР «Старбёрд» ОС
будет находиться в опрокинутом положении (с грузовым
отсеком, обращенным к поверхности Земли) с углом тангажа 0,7°,
что создает наилучшие условия для слежения за полетом БР.
В процессе МВКА «Спейс Шаттл» № STS-41 намечены
также эксперименты по: лазерной связи с подводными лодками;
нацеливанию на ОС лазера, установленного на о-ве Мауи
(Гавайские о-ва); перенацеливанию оптической аппаратуры с ОС на
ложные цели, сброшенные с борта ОС. В целях обеспечения
безопасности экипажа ОС в процессе экспериментов
предусмотрено создать зону безопасности, которая будет представлять
собой цилиндр диаметром 50 км и высотой 200 км, на оси
которого находится ОС «Колумбия». Последняя будет пребывать на
орбите высотой 325 км и наклонением 33,4°.
Полет STS-41 должен проводиться НАС А совместно с
организациями министерства обороны США: управление SDIO
назначит директора полета и научного руководителя; НАСА
выделит менеджера полета и обеспечит комплексирование научной
аппаратуры и ее эксплуатацию; космическое управление ВВС
поставит лабораторию «Старлэб» и назначит исследователя по
экспериментам с БР; командование стратегической обороны
Армии поставит все мишени и главного исследователя по
экспериментам на баллистическом участке траектории полета БР;
ВМС выделят главного исследователя по лазерной связи с
подводными лодками; Массачусетский технологический институт
и лаборатории им. Линкольна должны представить главного
исследователя по лазерной связи наземных станций с
бортом ОС.
Активное участие в проведении НИОКР военного назначения
принимает фирма Lockheed Corp., председателем совета которой
в конце 1988 г. стал Даниэль Теллер. Внутри фирмы Lockheed
Missiles and Space Co. создано специальное отделение,
возглавляемое Дональдом Латомом, для объединения НИОКР по
системам командования, контроля, связи и разведки (С31)
тактического назначения. Заказы по разработке радиоэлектронной
аппаратуры военного назначения приносят фирме Lockheed Corp.
более 40% ее доходов, а в 1991 г. они могут достичь уровня
60%.
— 27 —

Группа фирм по ракетно-космической технике корпорации
Lockheed в 1987 г. достигла объема продаж в сумме 5,2 млрд
долл., по авиационной технике — 4,6 млрд долл., по электронным
системам — 862 млн долл., а по информационным системам —
640 млн долл. Чистый доход корпорации в 1987 г. составил
816 млн долл. при суммарном объеме продаж 11,3 млрд долл.
Фирма Lockheed Missiles and Space Co. участвует в
программах разработки МБР «Трайдент-2», в программе СОИ, в
разработке обитаемой орбитальной космической станции (ООКС) и
перспективной военной спутниковой системы связи «Милстар».
Фирма Space Operations Co., которая также входит в состав
корпорации Lockheed, обеспечивает наземную обработку
информации, поступающей с борта МВКА «Спейс Шаттл».
В течение последних пяти лет корпорацией Lockheed
получены контракты на проведение НИОКР по программе СОИ на
общую сумму 1,6 млрд долл. Корпорация ведет НИОКР по
противоракете ERIS, по разведывательному комплексу BSTS,
который предназначается для обнаружения и слежения за полетом
МБР на активном участке траектории полета. На разработку
противоракеты ERIS получен контракт на сумму более 400 млн
долл., а на комплекс BSTS — более 300 млн долл.
В США продолжаются НИОКР по программе
Противовоздушной оборонной инициативе (ПВОИ). В ноябре 1988 г.
председатель комитета палаты представителей по правительственным
операциям Джек Брукс (демократ от шт. Техас) изложил
содержание доклада (NSIAD-89-2FS) Контрольно-финансового
управления (GAO) о состоянии работ по программе ПВОИ. Цель этой
программы — создание системы ПВО для защиты США от
низколетящих самолетов с малой радиолокационной заметностью, а
также от крылатых ракет воздушного и морского базирования
(включая базирование на подводных лодках). НИОКР по
программе ПВОИ должны вестись в трех областях — разведка,
боевое соприкосновение и ведение боя, командование, контроль и
связь (С3).
Уже заключены контракты с четырьмя группами фирм на
разработку концепций системы ПВО, выявление технических
проблем, имеющих критическое значение для создания системы
ПВО, и пути решения этих проблем. В докладе GAO
утверждается, что разработчикам системы ПВО министерство обороны
(МО) США не выдало в полном объеме всей необходимой
засекреченной информации. В связи с этим реальные угрозы для
системы ПВО могут отличаться от тех угроз, которые приняты
разработчиками на основе неполной информации. Как считают
специалисты, НИОКР по программе ПВОИ не достигнут этапа
демонстрационных и проверочных испытаний (demval) до
1990 фин. г. (в программе СОИ этот этап был достигнут в
сентябре 1987 г.). Как сообщили представители МО аппарату GAO,
еще не принят общий план ведения НИОКР до достижения эта-
— 28 —

па полномасштабной разработки и по этому еще не могут быть
определены окончательные сроки разработки и полный объем
затрат на НИОКР.
В 1988 фин. г. на программу ПВОИ было выделено 49,2 млн
долл., в том числе ВВС США —30,8 млн долл. и ВМС — 12 млн
долл. В 1989 фин. г. конгресс ассигновал на программу
158,6 млн долл., а МО запрашивало 173,3 млн долл. Руководство
программой ПВОИ осуществляется заместителем министра
обороны по приобретению военной техники через заместителя
директора по НИОКР в области стратегических и тактических
ядерных вооружений и помощника директора по оборонительным
системам. Аппарат министра обороны определяет уровень
финансирования НИОКР, проводимых разными организациями
МО. Как считают специалисты, МО отвергло предложение о
слиянии программ ПВОИ и СОИ, так как при раздельном
ведении работ по этим программам обеспечивается более тесное
взаимодействие.
В 1985 г. в США была начата разработка разведывательного
радиолокационного комплекса Joint STARS (Surveillance and
Target Attack Radar System), предназначенного для
обнаружения подвижных и неподвижных целей на поверхности Земли, для
определения их местоположения и слежения за ними с помощью
радиолокационной станции воздушного базирования. Эти
система обеспечивает панорамную съемку поля боя в реальном
времени и передачу данных этой съемки на командные пункты ВВС
и Армии США. Система остается работоспособной при любых
метеорологических условиях, в дневное и ночное время.
Головным разработчиком комплекса Joint STARS в соответствии
с контрактом стоимостью 657 млн долл. является фирма
Grumman. Она отвечает за разработку воздушной части комплекса и
комплексирования ее с наземной частью. Разработка последней
ведется фирмой Motorola. Руководство этими работами ведут
ВВС США (воздушная часть комплекса) и Армия (наземная
часть). Радиолокационная станция устанавливается на борту
модифицированного самолета «Боинг-707», который
обозначается Е-8А. Данные, полученные от РЛС, выдаются на дисплеи
операторов, размещенных на борту самолета, и передаются с
высокой скоростью на подвижные наземные станции. В состав
первой очереди комплекса должны войти 22 самолета Е-8А и от 90
до 130 наземных станций (девять станций уже изготовлено).
Принципиальная схема РЛС с синтезированием апертуры
разработана фирмой Grumman Melborne Systems (шт. Флорида),
а изготовление и ее сборка поручены фирме Norden. Антенна
РЛС длиной 7,5 м установлена под обтекателем в виде купола
диаметром 9 м. Антенна состоит из более чем 450 элементов.
22 декабря 1988 г. состоялся первый полет самолета Е-8А с
РЛС на борту, который продолжался более 6 часов. Этот полет
является началом четвертого этапа летных испытаний комплекса
— 29 -

Joint STARS. На трех предыдущих этапах испытаний
производилась проверка: летных характеристик модифицированного
самолета Е-8А с обтекателем антенны РЛС в виде купола
диаметром 9 м; механической прочности антенны; работоспособности
аппаратуры для передачи данных и телефонной связи; бортовой
системы навигации. Летным испытаниям предшествовали
испытания РЛС, которые проводились фирмами iNorden и Grumman.
Летные испытания комплекса Joint STARS идут с отставанием
от ранее установленного графика. Серийная поставка
компонентов комплекса Joint STARS должна начаться в 1993 г.
В соответствии с программой разработки
воздушно-космического самолета (ВКС) NASP Льюисский НИЦ НАСА осенью
1988 г. заключил контракт (стоимость 4,7 млн долл., срок
действия 36 месяцев) с фирмой McDonnell Douglas Astronautics на
разработку и демонстрацию возможностей технологий,
обеспечивающих использование шугообразного водорода в качестве
горючего для двигателей ВКС. Согласно условиям контракта
фирма McDonnell Douglas обязана: разработать и
экспериментально проверить работоспособность предлагаемых ею
аналитических моделей; предложить технологию производства
шугообразного водорода; определить требования к шугообразному
водороду с точки зрения его старения и хранения; предложить
соображения по эксплуатации системы в полете и ее наземному
обеспечению.
Фирма McDonnell Douglas должна также: спроектировать и
изготовить установку для исследования методов и скорости
образования шугообразного водорода; определить его
гидравлические характеристики, методы смешивания и старения; изучить
процессы наддува и прохождения по трубопроводам; дать
предложения по хранению шугообразного водорода; обеспечить
соответствующими измерительными приборами; изучить вопросы
техники безопасности; сравнить между собой методы
использования жидкого и шугообразного водорода при наземной
эксплуатации; предложить схему установки для массового
производства шугообразного водорода. Б. И. Ермишкин
«Aerospace Daily», 1988, 148, № 19, 150; № 22,
171; № 35, 275—276; № 37, 291—292
«Air et Cosmos», 1989, 26, № 1220, 40
«Aviation Week and Space Technology», 1988,
129, №23, 91, 93
«Defense Daily», 1988, 161, № 5, 33
9. Спутниковые средства связи для обеспечения летных
испытаний противоракетного оружия над Тихим океаном
В соответствии с программой СОИ США намечают
проведение летных испытаний противоракетного оружия над Тихим
океаном. Планом испытаний предусматривается: а) вывод на
— 30 —

околоземную орбиту высотой 1110 км и наклонением 134°
противоракет космического базирования (SBI); б) запуски с
авиабазы Ванденберг МБР в .направлении Кваджалейнского
ракетного полигона. Противоракеты предназначаются для поражения
целей трех типов: 1) корпуса МБР, сразу же после отделения
от нее головной части PBV (Post Boost Vehicle), в которой
размещено три боеголовки; 2) головной части PBV (после выброса
из нее трех боеголовок); 3) одной из боеголовок. Поражение
корпуса МБР должно производиться на высоте порядка 180 км.
Период времени между сбросом первой боеголовки из головной
части и поражением боеголовки противоракетой может соста-
зить 7—10 минут.
Для ретрансляции всех необходимых данных, которые будут
собираться в процессе летных испытаний противоракет SBI,
предлагается использовать геостационарный ИСЗ с точкой
стояния 164° з. д. В этом случае передача сообщений на борт
геостационарного ИСЗ с углом места 20° и более обеспечивается со
значительной части Запада территории США и практически на
всей акватории Тихого океана. Для связи рекомендуется
использовать EHF-диапазон, который обеспечивает передачу больших
объемов информации.
За основу конструкции геостационарного ИСЗ рекомендуется
принять ИСЗ фирмы Ford Aerospace типа FS-1000, на борту
которого установлено четыре параболические антенны:
1. Антенна EHF-диапазона системы SDLS (Space Data Link
Standart) для приема командных сигналов из центра
управления полетом (МСС) и для передачи в центр МСС
телеметрической информации и результатов летных испытаний.
2. Две антенны диапазона 60 ГГц для обеспечения связи
между ИСЗ на низких орбитах и геостационарным ИСЗ (LEO to
GEO).
3. Антенна диапазона 60 ГГц, которая может обеспечивать
связь типа LEO to GEO, а также связь геостационарного ИСЗ
с соседними геостационарными ИСЗ (при угловых удалениях не
более 120°). Эта связь обозначается GEO to GEO.
Основные характеристики геостационарного ИСЗ: 1) масса
конструкции—1055 кг, в том числе: связной аппаратуры — 225,
систем ИСЗ — 830; 2) мощность потребителей электроэнергии —
888 Вт, в том числе: связной аппаратуры — 460, систем ИСЗ —
428. В состав спутниковой системы связи рекомендуется
включить еще три геостационарных ИСЗ: для обслуживания
восточного испытательного полигона (ETR) — 1; для обеспечения
глобальной связи (над Индийским океаном) — 1; резервный—1.
В состав наземного комплекса системы связи должны войти:
центр управления полетом STCC (Space Test Control Center);
две наземных станции для телеметрии, слежения и передачи
команд ТТ and С (Telemetry, Tracking and Command),
предназначенные для обслуживания двух соответствующих геостацио-
- 31 -

нарных ИСЗ (каждая из этих станций должна находиться в
зоне прямой видимости с борта геостационарного ИСЗ). Связь
с третьим геостационарным ИСЗ будет производиться с
помощью межспутниковой связи типа GEO to GEO. Б. И. Ермишкин
MILCOM-88: 21st Century Mil. Commun.—
Wlat's Possible?: IEEE Milit. Commun. Conf.,
San Diego, Calif. Oct. 23—26, 1988: Conf. Rec.
Vol. 3, New York (N. Y.), 1988
10. Летные испытания радиолокационного
разведывательного комплекса JSTARS
Фирма Grumman в соответствии с контрактом (стоимость
700 млн долл.), который заключили с ней в сентябре 1975 г.
ВВС и Армия США, ведет полномасштабную разработку
радиолокационного разведывательного комплекса JSTARS (Joint
Surveillance Target Attack Radar System). Руководство работами
осуществляет Управление электронных систем ВВС (авиабаза
Хэнском, шт. Массачусетс). Основным элементом комплекса
является РЛС с фазированной антенной решеткой, размещенная
на борту самолета Е-8.
В конце 1988 г. были проведены первые летные испытания
самолета с РЛС длительностью 6,4 часа, которые являются
началом четвертого этапа испытаний комплекса JSTARS. В
процессе первых трех этапов испытаний были проверены: летные
характеристики модифицированного самолета «Боинг-707»;
механическая стабильность антенны бортовой РЛС; основные
характеристики радиотелефонной системы связи и передачи
данных, а также системы навигации. В процессе испытаний
длительностью 6,4 часа были проверены функционирование
цифровой системы наведения луча антенны и работоспособность в
полете элементов РЛС высокой мощности. Цель четвертого этапа
испытаний — проверка способности комплекса обнаруживать и
следить за подвижными наземными целями. Полномасштабные
испытания комплекса намечено завершить в 1990 г. в
соответствии с программой AFSLPVT (Air Force Systems Level Perfo-
mance Verification Test). Б. И. Ермишкин
«Defense Daily», 1989, 162, № 2, 15
11. Разработка новой серии связных ИСЗ военного
назначения
Осенью 1988 г. ВМС США заключили начальный контракт
стоимостью 120,4 млн долл. с фирмой Hughes Aircraft Co. на
разработку новой серии связных ИСЗ UFO (UHF Follow-On),
которые должны заменить находящиеся сейчас в эксплуатации
— 32 —

ИСЗ серий «Флитсатком» и «Лисат». По начальному контракту
предусмотрено изготовление только одного ИСЗ, но заказчик
имеет право на поставку ему по новому контракту еще девяти
ИСЗ в течение 8-летнего периода. Общие затраты на
изготовление всей серии ИСЗ UFO составят порядка 1 млрд долл.
Как считают специалисты, ИСЗ UFO будут разрабатываться
на основе ИСЗ HS-601 с трехосной системой стабилизации и
ориентации, который поставляется для спутниковой системы
связи «Австралсат-2», обслуживающей Австралию и Новую
Зеландию. ИСЗ UFO должен обеспечивать связь с военными
кораблями и с наземными станциями (стационарными и
подвижными) по 21 каналу с шириной полосы 5 кГц и 18 каналам с
шириной полосы 25 кГц. Связь должна осуществляться в UHF-
диапазоне, который используется в системах «Флитсатком» и
«Лисат». ВМС необходимы восемь новых ИСЗ для замены пяти
ИСЗ «Флитсатком» (изготовитель фирма TRW) и трех ИСЗ
«Лисат» (изготовитель фирма Hughes TRW). Новая система
связи будет иметь пропускную способность, почтив два раза
превышающую пропускную способность заменяемых ею систем связи.
Вывод на орбиту ИСЗ UFO может производиться МВКА
«Спейс Шаттл» и одноразовыми РН «Атлас-Центавр» и «Ти-
тан-3». РН «Титан-3» способна выводить по два ИСЗ UFO при
одном запуске. Фирма Hughes должна нести ответственность
не только за их изготовление, но и за вывод их на орбиту.
Согласно плану ВМС запуски ИСЗ UFO должны производиться
в следующие сроки: середина 1992 г.— один ИСЗ; конец
1993 г.—один ИСЗ; 1994 г.—два ИСЗ; 1995—1996 гг.—три
ИСЗ. Б. И. Ермишкин
«Air and Cosmos Monthly», 1988, 2, № 8, 59
12. Планы Франции по спутниковым системам военного
назначения
На конференции ASM-88, состоявшейся 25—27 октября 1988 г.
в Париже, представители министерства обороны (МО) Франции
сообшили о его планах по военному использованию в
предстоящие 15 лет. Основными проектами этого плана станут создание
трех крупных космических комплексов:
— Системы тактической разведки для слежения за
перемещениями войск вероятных противников.
— Радиолокационного комплекса для идентификации
объектов в космосе.
— Системы радиолокационной разведки, дополняющей
существующие средства с использованием оптической и ИК-аппа-
ратуры.
Министр обороны Франции Шевенеман подчеркнул, что все
вышеперечисленные комплексы будут носить оборонительный
характер и что Франция не имеет планов по разработке оружия
— 33 —

космического базирования. О НИОКР по двум первым проектам i
общественности было уже известно. Например, разведыватель- ■
ные ИСЗ «Гелиос» должны оснащаться аппаратурой для веде- -
ния радиоэлектронной разведки, с помощью которой можно бу- -
дет анализировать сигналы от советских РЛС системы ПРО.
Профессор Клод Гутелар в 1987 г. был награжден премией за
разработку загоризонтной РЛС, на основе которой будет еозда- •
на и в 1991 г. введена в эксплуатацию РЛС в юго-западной '
части Франции. Эта РЛС сможет идентифицировать и
осуществлять слежение за ИСЗ на удалениях в несколько тысяч
километров.
Проект спутниковой системы радиолокационной разведки,
как считают специалисты, получил одобрение МО Франции
совсем недавно. Эта система будет обладать разрешающей
способностью 20—30 м и сможет вести круглосуточную разведку при г
любых метеорологических условиях. Ожидают, что создание
такой системы будет завершено к 2000 г.
Министр Шевенеман выразил надежду, что новые военные
проекты Франции привлекут внимание ее западноевропейских
соседей, помогут облегчить финансовое бремя Франции и
повысить научно-технический уровень разработок. Однако при
осуществлении таких совместных проектов могут встретиться
значительные политические и организационные трудности. До сих
пор Франции удалось договориться только о совместной
разработке разведывательной системы «Гелиос», получив согласие от
Италии и Испании на участие в финансировании этого проекта
в размерах соответственно 14 и 7%.
В настоящее время во Франции эксплуатируется военная
спутниковая система связи «Сиракузы-1», которую в ближайшем
будущем должна заменить система «Сиракузы-2».
Разведывательные ИСЗ «Гелиос» разрабатываются на основе французских
ИСЗ серии «Спот», предназначенных для изучения природных
ресурсов. Аппаратура ИСЗ «Гелиос» должна обеспечить ведение
разведки с разрешающей способностью 2 м. Запуск первого ИСЗ
серии «Гелиос» намечен на 1993 г. Затраты на разработку
системы «Гелиос» оцениваются в 500 млн фран. фр.
Затраты Франции на военное использование космоса
постоянно увеличиваются. От 500—700 млн фр. в 1980 г. они достигли
уровня 1,3 млрд фр. в 1988 г. В 1989 г. они составят 1,8 млрдфр.,
а в 1991 г.—3,0 млрд фр. Б. И. Ермишкин
«Air and Cosmos Monthly», 1988, 2, № 10, 40
13. Военные спутниковые системы связи Франции
«Сиракузы»
Развертывание военной спутниковой системы связи
«Сиракузы-1» началось 4 августа 1984 г., когда с помощью РН «Ари-
ан-3» был запущен геостационарный ИСЗ «Телеком-1 А». 8 мая
— 34 —

1985 г. был осуществлен запуск ИСЗ «Телеком-1В», а в марте
1988 г.— ИСЗ «Телеком-1С». В настоящее время
эксплуатируется только ИСЗ «Телеком-1С». Для ввода в эксплуатацию ИСЗ
«Телеком-1 А», который находится в орбитальном резерве,
достаточно 24 часов.
В состав наземного комплекса системы «Сиракузы-1» входят
26 наземных станций (НС):
— 3 стационарных НС с антеннами диаметром 8 м,
находящиеся на территории Франции в: Брест-Ланвеоке, Шартрез-
Фавьере и Кастельнодари (южная часть Франции).
— 9 подвижных станций типа Т с антеннами диаметром 3 м,
смонтированных на автомобильном шасси.
— 3 легких подвижных станций типа TL с антеннами
диаметром 1,3 м, размещенных на автомобильном шасси.
— 11 корабельных станций типа N с двумя антеннами,
стабилизированными по трем осям, диаметром по 1,5 м в составе
каждой станции. Антенны снабжаются радиопрозрачными
колпаками для защиты от неблагоприятных метеорологических
условий. Станции установлены на авианосцах «Клемансо» и
«Фош», на крейсере «Кольбер», на некоторых фрегатах типа АА
и ASM, на исследовательском корабле «Генри Пуанкаро», а
также на ряде других кораблей.
В связи с тем, что расчетный срок службы ИСЗ серии
«Телеком-1» составляет только семь лет, начата разработка второго
поколения системы связи «Сиракузы-2», в которой будут
использоваться ИСЗ серии «Телеком-2». Предусматривается изготовить
три ИСЗ «Телеком-2» (масса ИСЗ около 2 т, срок службы
10 лет), два из которых будут выведены на геостационарную
орбиту, а третий — находиться в резерве. Система «Сиракузы-2»
должна обслуживать военных и гражданских пользователей на
территории Франции и соседних с нею государств. Связь будет
осуществляться на частотах 14 ГГц (Земля — космос) и 12 ГГц
(космос — Земля). В системе связи «Сиракузы-1» аппаратура
работает на частотах 7,9—8,4 ГГц (Земля — космос) и 7,25—
7,65 ГГц (космос — Земля). Рост пропускной способности
системы «Сиракузы-2» достигается за счет увеличения числа
ретрансляторов на борту ИСЗ «Телеком-2» до пяти (на ИСЗ
«Телеком-1» установлено по два ретранслятора) и использования
усилителей мощности до 40 Вт на основе ЛБВ (ламп бегущей
волны).
В системе «Сиракузы-2» будет использоваться сто НС.
26 НС системы «Сиракузы-1» намечено модернизировать, чтобы
они могли работать совместно с ИСЗ «Телеком-2». НС в южной
части Франции и Фавьере должны быть оснащены антеннами
диаметром 18 м. Штабы сухопутных войск и ВВС ведут в
эксплуатацию 15 подвижных станций, аналогичных станциям
типов Т и TL. Намечено разработать еще один тип подвижных
НС, которые будут монтироваться на легком автомобильном
3* - 35 -

шасси (типа «джип») и иметь антенну диаметром 0,9 м.
Обсуждается вопрос о разработке станций с диаметром антенны 0,4 м
для размещения на борту самолетов. ВМС Франции в
дополнение к 11 станциям системы «Сиракузы-1» намереваются
установить на военных кораблях еще 1,6 тяжелых и 16 легких станций
(с антенными диаметром 0,9 м). Начиная с середины 1992 г.,
предусмотрено установить на восьми атомных подводных лодках
класса «Аметист» телескопические антенны диаметром 0,4 м.
Запуски ИСЗ «Телеком-2А и 2В» с помощью РН «Ариан-4»
должны быть произведены соответственно в конце 1991 и
середине 1992 гг. Расчетное значение точки стояния ИСЗ должно
выдерживаться с точностью 0,1°, а отклонение плоскости
геостационарной орбиты от плоскости экватора должно быть меньше
3,5- 10~4. Система связи «Сиракузы-2» обеспечит: а) передачу
данных со скоростями 0,075, 2,4 и 26 кбит/с; б) телефонную
связь — 2,4 и 16 кбит/с; в) телеграфную связь — 75,2 кбит/с.
К 2000—2003 гг. предполагается ввести в эксплуатацию
систему связи «Сиракузы-3», которая будет работать в EHF-диа-
пазоне: 44 ГГц — в направлении Земля —космос и 20 ГГц —
направлении космос — Земля. Затраты на развертывание системы
«Сиракузы-1» составили 2,2 млрд фран. фр., а на систему
«Сиракузы-2» превысят 8 млрд фран. фр. Систему «Сиракузы-3»,
затраты на развертывание которой будут еще выше, Франция
намеревается создавать в сотрудничестве с другими
западноевропейскими государствами (Великобританией, Испанией,
Италией). Б. И. Ермишкин
«Aviat. Mag. Int.», 1989, № 976, 37—39
14. Военная спутниковая система связи Великобритании
«Скайнет-4»
В состав спутниковой системы связи (ССС) «Скайнет-4»
должно войти три геостационарных ИСЗ. Запуск первого из них
(«Скайнет-4В») произведен 11 декабря 1988 г. с помощью РН
«Ариан-4» (совместно со связным ИСЗ Люксембурга «Астра»).
Второй ИСЗ («Скайнет-4А») намечено вывести на орбиту с
помощью американской РН «Титан-3» в августе 1989 г., а третий
(«Скайнет-4С») с помощью РН «Ариан-4» — в мае 1990 г. ИСЗ
серии «Скайнет-4» созданы на основе западноевропейских
экспериментальных ИСЗ OTS/ECS (Orbital Test Satellite/European
Communication Satellite). Их головным разработчиком является
фирма British Aerospace, которая работает совместно с фирмой
Marconi Space System.
В ССС «Скайнет-4» используются наземные станции (НС):
а) сухопутными войсками — типа Martlet с антенной диаметром
4,5 м и подвижные НС с антенной диаметром 1,7 м; б) в
авиации— станции Master, размещаемые на борту тяжелых самоле-
— 36 —

тов; в) на флоте — 50 станций типа Scot-1, которые будут
дополнены станциями типа Scot-1A с антенной диаметром 1,2 м.
Б. И. Ермишкин
«Aviat. Mag. Int.», 1989, № 976, 39
15. Перспективы запусков ИСЗ типа «Лайтсат»
По инициативе управления военных НИОКР (DARPA) в
США ведется разработка легких небольших ИСЗ военного
назначения, которые именуются «Лайтсат» и «Смолсат». По
оценке специалистов, в ближайшие годы будет выведено на орбиты
порядка 15 ИСЗ такого типа. Противником программы
«Лайтсат» является министр ВВС США Эдвард Олдридж, который
считает, что малые ИСЗ никогда не смогут полностью заменить
крупные ИСЗ, выполняющие разнообразные военные задачи.
В НИОКР по ИСЗ типа «Лайтсат» включились НАСА,
DARPA, управление SDIO (руководитель работ по программе
СОИ), ЦРУ, ВВС, ВМС, а также ряд американских фирм:
Lockheed, TRW, LTV, Hercules Aerospace, Orbital Sciences Corp.
(OSI) и Space Services Inc. (SSI). Представляет интерес
концепция запуска небольших ИСЗ с помощью РН воздушного
базирования, которую предложила французская фирма Aerospatial.
Для вывода на орбиту малых ИСЗ специально разрабатываются
РН «Пегас», SSLV и ILV. Возможно, что для этой цели будут
использоваться РН «Скаут» и МВКА «Спейс Шаттл».
Первыми ИСЗ типа «Лайтсат» будут восемь военных
спутников связи, работающие в UHF-диапазоне. Эти ИСЗ
разрабатываются по заказу управления DARPA фирмой Defense Systems
Inc. (DSI) в соответствии с контрактом стоимостью 7,4 млн долл.
Запуски этих ИСЗ должны производиться РН «Пегас»,
разработчиком которой является фирма Hercules/OSC. С этой
фирмой заключен контракт в сумме 6,3 млн долл. Запуск первого
ИСЗ этой серии намечался на июль 1989 г.
ВМС США осенью 1988 г. изучали вопрос о заключении
контракта с одной из фирм США на изготовление первых четырех
ИСЗ серии «Спинсат» (Spinsat-Special Purpose Inexpensive
Satellites). Эти ИСЗ массой 50—75 кг предназначаются для
обеспечения связи с тактическими подразделениями, навигации,
разведки океанов и геофизических исследований. Первый
экспериментальный ИСЗ Profile (Passive Radio Frequency Interference
Location Experiment), предназначенный для обнаружения
источников радиопомех, намечалось вывести на орбиту высотой
160X1000'км в феврале 1989 г. ИСЗ серии «Спинсат» будут
запускаться различными носителями. Изучается возможность
использования для этой цели РН «Скаут», «Пегас» и МВКА
«Спейс Шаттл». Ведется разработка РН, запускаемой с борта
подводной лодки.
— 37 —

ВВС США для обеспечения исследований по программе STP
(Space Test Program) объявили конкурс на изготовление к маю
1992 г. двух небольших ИСЗ, с возможностью заказа на
изготовление к июню 1996 г. еще шести ИСЗ. В качестве носителей
для запуска этих ИСЗ рассматриваются РН «Пегас», «Скаут» и
перспективная РН управления DARPA, обозйачаемая SSLV.
Управление SDIO изучает возможность быстрого запуска
малых ИСЗ с борта подводных лодок с помощью
переоборудованных баллистических ракет. НАСА намечает запустить в марте
1991 г. одной РН «Скаут» исследовательский ИСЗ QRRES
(Combined Release and Radiation Effects Satellite) и новый ИСЗ
типа «Лайтсат». ЦРУ заключило с неназванной фирмой
контракт на изготовление разведывательного мини-ИСЗ.
НАСА, DARPA и ВМС объявили конкурсы на разработку
ряда других ИСЗ, предназначенных для метеорологических
наблюдений, разведки, слежения и захвата целей, а также для
обеспечения связи. Проекты малых ИСЗ изучаются военными
академиями ВВС и ВМС, а также рядом частных фирм, включая
GE Astro Space, Omnisat, LCI (Light Castle) и American Micro-
sat (Avatar).
Управление DARPA допускает, что удельные затраты на
запуск полезных нагрузок (ПН) с помощью РН малой
грузоподъемности будут выше, чем при использовании тяжелых РН. Если
при использовании МВКА «Спейс Шаттл» и РН «Дельта-2» и
«Титан-4» они составляют 6 тыс. долл./кг, то при запусках ИСЗ
«Лайтсат» они возрастут до 15,5—17,7 тыс. долл./кг. DARPA
считает, что это удорожание может быть компенсировано за
счет существенного сокращения удельных затрат на
изготовление малых ПН. Если в среднем крупные военные ИСЗ стоят от
88 до 220 тыс. долл./кг, то на малых ИСЗ эта стоимость может
быть сокращена до 17,6 тыс. долл./кг. Б. И. Ермишкин
«Air and Cosmos Monthly», 1988, 2, № 10, 43
ПРИКЛАДНОЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЕ КОСМОСА
16. Работы в области создания систем спутниковой
мобильной связи
Мобильные спутниковые системы (МСС) предложены в
качестве средства для объединения и дополнения сотовых
мобильных телефонных сетей и частных мобильных радиосетей. Это
предполагается осуществить путем распространения
охватываемой области на промышленные и малонаселенные районы и
организации новых служб на основе обмена данными.
Планируется организовать разнообразные службы, включая мобильную
телефонную службу (МТС), мобильную радиослужбу (МРС)
и мобильную службу обмена данными (МСД). Для наземно-мо-
— 38 —

бильной службы спутниковой связи в L-диапазоне отведена
полоса шириной 8 МГц. Указанные службы должны начать
функционировать в 90-е годы. Активное развитие МСС планируется
в США и Канаде.
Вследствие ограниченности диапазона частот, отведенного
для связи с наземными мобильными средствами, и большого
числа абонентов существующих сетей основное требование к МСС
состоит в максимально эффективном использовании полосы
рабочих частот приемопередатчиков. Для этой цели могут быть
использованы такие методы, как повторное использование
частоты на основе большого числа точечных лучей, многостанционный
доступ на основе пакетной передачи данных, а также
многостанционный доступ к спутниковым каналам по требованию (DAMA).
Специалистами фирмы Microtel Pacific Research (Канада) в
сотрудничестве с Гонконгским университетом разработана
система DAMA применительно к организации МРС для частных
сетей, в частности, для диспетчерских целей. Эта система
особенно хорошо подходит для радиотелефонных служб,
требующих, чтобы соединение цепи поддерживалось на все время
переговоров. Спутниковые каналы специально предназначены для
тех мобильных терминалов, которые рассчитаны на переговоры.
Статистика радиопереговоров позволяет реализовать
относительно небольшое число спутниковых каналов для обеспечения
очень большого числа мобильных терминалов достаточно
качественной связью.
Типовая сеть МСС содержит ИСЗ, различные типы
мобильных терминалов пользователей для различных служб и
фиксированные наземные станции с центром контроля сети (ЦКС),
узловыми станциями, базовыми станциями и магистралями
данных. Мобильные терминалы для сетей МСС должны будут
работать в L-диапазоне на частоте около 1,6 ГГц для передач с
ИСЗ вниз и снизу на ИСЗ. Фиксированные наземные станции
будут работать на частотах Ku-диапазона. Коммутация
приемопередатчиков L- и Ku-диапазонов обеспечит прямую связь
мобильных терминалов с фиксированными наземными станциями.
Для компенсации низкого коэффициента усиления антенн
мобильных терминалов на ИСЗ будут устанавливаться антенны
с точечными лучами, что повысит как отношение G/T, так и
эффективную излучаемую (относительно изотропного источника)
мощность в L-диапазоне.
Центральным звеном сети МСС является центр ЦКС. Он
обеспечивает осуществление таких важных функций, как
наблюдение за сетью и контроль, мониторинг, состояния сети,
управление системой, обработку вызовов и переговоров, управление
ресурсами спутниковых приемопередатчиков и др. ЦКС связан
со всеми другими элементами наземного сегмента сети с
помощью специализированных линий: линий L/Ku-диапазонов для
обмена сигнализацией с мобильными терминалами и линий Ки-
— 39 -

диапазона — для обмена сигнализацией с фиксированными
наземными станциями.
Узловые и базовые станции предназначены для коммутации
нагрузки при вызовах через МТС и МРС соответственно. Через
специализированные линии Ku-диапазона система управления
DAMA центра ЦКС непосредственно управляет этими станциями
для обеспечения переговоров и связанных с ними операций.
Узловые станции обеспечивают интерфейс между абонентами МТС
и телефонной сетью общего пользования. Базовые станции
обеспечивают интерфейс между абонентами МРС и
соответствующими диспетчерскими центрами частных радиосетей. Другим
типом фиксированной наземной станции в МСС является
магистраль данных, коммутирующая цепи передачи данных и
обеспечивающая интерфейс между абонентами МСД и наземными
службами сетей передачи данных, частных или общего
пользования.
Хотя службы МРС и МТС предназначены для обеспечения
радиотелефонной связи и могут также обеспечивать передачу
данных с небольшой скоростью в радиодиапазоне, между ними
имеются существенные различия по применению, связности сети
и в характеристиках нагрузки (траффике).
МРС предназначена для частных радиосетей замкнутых
групп абонентов, аналогичных наземным мобильным
радиосетям. Многие из этих частных сетей применяются для
диспетчерских целей, включая передачи сообщений на большие
расстояния, оповещения о критических ситуациях, поиск и спасение,
правоохранительную деятельность. МТС же предназначена для
гораздо более общих связных задач, во многом схожих с
задачами фиксированных и сотовых мобильных телефонных служб.
Фактически, МТС представляет собой развитие телефонных
сетей общего пользования (ТСОП) для целей обслуживания
мобильных абонентов. В этом смысле важным представляется то
обстоятельство, что МТС совместима по принципу организации
с ТСОП. МРС не будет обеспечивать прямой доступ к ТСОП.
Абоненты МТС получат доступ к ТСОП через узловые
станции. В идеальном случае, каждый вызов МТС будет
коммутироваться узловой станцией, ближайшей к пункту назначения в
ТСОП. В результате обеспечивается связность, изменяемая в
зависимости от пункта назначения каждого вызова.
Абоненты МТС, входящие в одну и ту же частную сеть, будут
иметь доступ к общему диспетчерскому центру через
единственную базовую станцию. В этом случае обеспечивается
фиксированная связность для каждой частной сети.
Главное различие в характеристиках нагрузки между МРС
и МТС заключается в разном времени удержания соединения.
Установлено, что вызовы через МРС будут иметь очень короткое
время удержания (в среднем, 20 с). Вызовы через МТС будут
— 40 —

иметь время удержания, аналогичное обычным телефонным
вызовам (в среднем, 3 минуты).
Следует отметить, что в рамках системы DAMA между МРС
и МТС никаких различий не делается. Система DAMA
постепенно по точкам устанавливает связь между мобильными
терминалами и базовыми или узловыми станциями на основе одного
разговора на один запрос. При этом, как вызовы МРС, так и
вызовы МТС обрабатываются аналогично типовым телефонным
разговорам.
В настоящее время мобильная связь распространена не
только на наземные мобильные средства (автомобили, тяжелые
грузовики и др.), но и на небольшие суда и самолеты. При этом
развиваются наиболее перспективные — цифровые сети, которые
можно считать результатом развития цифровых сетей ISDN.
По этой причине спутниковая мобильная связь должна
предусматривать возможность совместной работы с сетями ISDN.
Предусматривается также возможность использования для
мобильной связи новых методов и средств, разработанных для нужд
фиксированной связи, в частности, антенны с точечными лучами
и высоким коэффициентом усиления, а также обработка данных
на борту ИСЗ.
Специалисты агентства ЕКА разработали архитектуру
мобильной спутниковой сети с упором на обработку данных на
борту ИСЗ для спутниковых систем 90-х годов. Основные
требования, предъявляемые к подобным сетям, состоят в следующем:
— Совместимость с наземными узкополосными цифровыми
сетями ISDN (т. е. цифровая передача, сигнализация на
частотах вне рабочего диапазона, стабильная синхронизация),
учитывающая легкость интеграции наземных и спутниковых сетей.
— Совместимость с будущими ИСЗ служб фиксированной
связи, аналогичными задуманным НАСА и ЕКА.
— Возможность полной маршрутизации для каждого
соединения между любыми терминалами, фиксированными или
мобильными.
— Возможность выполнения функций дополнения для
наземной сотовой сети, которая так и не охватывает и не охватит
больших площадей в ближайшем будущем.
— Гибкость по отношению к кратковременным (суточным,
сезонным) и долговременным флюктуациям траффика.
—j Возможность обеспечения различных служб с переменной
скоростью передачи данных вплоть до 16 кбит/с.
Примерами таких служб являются:
А. Цифровые постоянные каналы для передачи данных и
цифровой информации (9 и 16 кбит/с), рассчитанных на работу
на основе потребностей вызова.
Б. Различные каналы с низкой скоростью передачи данных
(600, 2400 бит/с и т. п.) с возможностью передачи сжатой
речевой информации. Эти каналы носят название микроканалов.
— 41 —

В. Пакетная связь как для сигнализации, так и для
пакетной передачи данных.
Базовая архитектура, предложенная ЕКА, в своей основе
имеет использование ИСЗ мобильной службы MOSSAT,
связанного с большим числом мобильных терминалов, и нескольких
наземных станций (плюс ведущая станция). Бортовой процессор
MOSSAT ориентирован на работу совместно с полезной
нагрузкой фиксированной службы, которая будет на борту того же
ИСЗ либо на других ИСЗ, соединенных межспутниковыми
линиями связи. Основные характерные черты предложенной
архитектуры включают применение на борту ИСЗ антенн с
точечными лучами и недорогих антенн с низким коэффициентом
усиления на мобильных средствах, полное динамическое
распределение несущих по службам и передача информации всем
мобильным терминалам.
В мобильных линиях связи снизу на ИСЗ используются
различные методы связи, в то время как в наземных станциях
применяется лишь многостанционный доступ с временным
уплотнением (МДВУ). Все потоки данных коммутируются и
обрабатываются на борту. Потоки данных с фиксированных станций
обрабатываются на борту аналогично потокам, приходящим от
мобильных средств. Однако для сигнализации используются
специализированные каналы земля-ИСЗ. Доступ к ИСЗ MOSSAT
организован с учетом максимального удовлетворения всех
требований.
Линии связи «мобильные средства-ИСЗ» обеспечивают
использование любой из несущих в данном луче в соответствии со
схемой организации доступа. При этом рассматривалась,
главным образом, схема: один канал на одну несущую (ОКОН).
Для службы А исследовались три различных метода
синхронизации:
1) синхронный доступ ОКОН при скорости 16 кбит/с;
2) асинхронный доступ ОКОН при скорости 9,6 кбит/с;
3) работа со скоростью 16 кбит/с с компенсацией задержки
на борту ИСЗ.
Синхронный доступ А1 предполагает, что периодически на
борту измеряется сдвиг между частотой синхронизации на борту
ИСЗ и мобильного средства. Этот сдвиг сообщается обратно на
мобильное средство, где осуществляется необходимая коррекция
и синхронизация тактовой частоты. В результате облегчаются
подключения к наземной сети ISDN и терминалам службы
фиксированной связи.
Асинхронный доступ при скорости 9,6 кбит/с (А2)
рассматривался еще до появления ISDN. Эта схема отвечает требованиям,
предъявляемым к цифровым сетям и может работать с
применением тех же бортовых модулей, что и при скорости передачи
16 кбит/с. Метод A3 предложен для учета даже небольших
фиксированных терминалов (т. е. терминалов в промышленных
— 42 —

районах), для которых необходима лишь компенсация суточного
перемещения ИСЗ.
Для службы Б применяется, как уже отмечалось, метод
МДВУ с низкой скоростью передачи, так что ряд пользователей
может поочередно пользоваться одной и той же несущей на
основе временного уплотнения (при скорости передачи 9 либо
16 кбит/с). В соответствии со службой В каждое мобильное
средство может послать пакет (сигнализации или данных) по
любой из свободных несущих.
Линии связи «ИСЗ-мобильные средства» содержат
различные несущие со средней скоростью передачи данных
(256 кбит/с), различным образом распределенные в лучах
антенны (по меньшей мере, один канал на один луч), причем во
всех используется МДВУ. Линии связи «наземные станции-ИСЗ»
используют МДВУ с высокой скоростью передачи данных и
методы синхронизации, применяемые для фиксированных станций.
Линии связи «ИСЗ-наземные станции» содержат несущие,
аналогичные линиям связи «наземные станции-ИСЗ» при той же
скорости передачи данных (32,768 Мбит/с).
Бортовой процессор состоит из двух частей: коммутирующего
процессора и управляющего процессора. Все поступающие
потоки данных требуют преобразования фреймов и коммутации во
времени. Процессор обеспечивает выполнение всех функций,
включая управление коммутацией внутри MOSSAT,
взаимодействие с наземной сетью ISDN, мониторинг параметров
системы и др.
В настоящее время создаются лабораторные макеты
описанного оборудования. Применение новых схем и выработка новых
требований к аппаратуре позволят создать новую систему
спутниковой мобильной связи, совместимую с сетями ISDN и
службами фиксированной связи.
Японская компания NTT изучала возможности создания
национальной коммерческой системы спутниковой мобильной
связи. В частности, рассматривалась многолучевая спутниковая
система, удовлетворяющая целому ряду требований. Целью
создания подобной системы являлось:
1) расширение площади действия существующей
национальной службы морской телефонной связи;
2) дополнение наземных систем мобильной связи;
3) организация экономичной системы спутниковой связи.
Национальная морская телефонная система, работающая на
частотах вблизи 250 МГц и эксплуатируемая NTT, охватывает
прибрежную зону на расстоянии 50—100 км. В последнее время
ужесточились требования по расширению обслуживаемой
площади и устранению «мертвой» зоны. Для выполнения этих
требований весьма перспективной представляется спутниковая
система благодаря большой охватываемой площади, гибкости
предоставления каналов, наклонному распространению волн.
— 43 —

Автомобильная радиотелефонная система (рабочие частоты
вблизи 800 МГц) и система индивидуального вызова (250 МГц)
также созданы компанией NTT для обслуживания, главным
образом, больших городов и пунктов вдоль крупных магистралей.
Спутниковая мобильная система может быть экономичней, чем
наземная система, если ее расширить на промышленные и
близкие к ним районы.
Первая программа спутниковой мобильной связи EMSS
осуществляется на основе запущенного осенью прошлого года ИСЗ
ETS-5. Для мобильных линий связи применены частоты
диапазонов С (6/5 ГГц) и L (1,6/1,5 ГГц). Система[ комплектовалась
мобильными терминалами различных типов, используемыми для
различных служб. С помощью экспериментального цифрового
коммутационного оборудования возможно обеспечение
нетелефонных служб связи через цифровые сети. Вторая программа
будет осуществляться с применением ИСЗ ETS-6 с рабочей
частотой в S-диапазоне (2,6/2,5 ГГц). При этом пять лучей будут
перекрывать зону вокруг Японии радиусом почти 400 км. Запуск
ИСЗ намечен на 1993 г.
NTT изучает пятилучевую спутниковую систему спутниковой
мобильной связи (систему DAM). В обычной многолучевой
системе эффективное использование мощности ИСЗ невозможно,
если не уравнены траффики в каждом луче. В предложенной же
многолучевой системе с многоканальным усилителем мощности
(МУМ) общая выходная мощность может гибко
распределяться по всем лучам. Принятые на ИСЗ сигналы делятся на пять
групп и передаются посредством МУМ. МУМ содержит
несколько блоков усилителей, так что выходные сигналы усиливаются
в каждом блоке, а затем выходные сигналы МУМ передаются
на мобильные терминалы, находящиеся в зоне каждого луча.
Предложенная система DAM может поддерживать число
возможных абонентов на постоянном уровне вне зависимости от
скорости нарастания траффика. Изучение системы продолжается.
М. Е. Фикс
«IEEE Int. Conf. Commun.», Philadelphia, Pa,
June 12—15, 1988: Digital Technol. Spann.
Universe. Vol. 1. — New York (N. Y.), 1988, 427—
431, 16.6.1—16.6.5, 689—691
17. Состояние и перспективы развития спутниковых систем связи
На симпозиуме организации Satel Conseil telecom,
состоявшемся осенью 1988 г. в Париже, было уделено большое
внимание использованию аппаратуры радиосвязи, работающей в
L-диапазоне (1,5—1,6 ГГц). В начале 1988 г. организация ШТ
зарезервировала часть L-диапазона для обеспечения
спутниковой связи с самолетами. Быстро расширяются различные виды
— 44 —

связи с самолетами: телефонная, телексная, факсимильная и
передача данных.
Организация «Инмарсат» осенью 1988 г, объявила, что она
начнет сдавать в аренду каналы связи спутниковой системы
(СС) «Инмарсат» заинтересованным государствам и
организациям. Первыми ее пользователями могут стать транспортные
авиакомпании и самолеты, используемые бизнесменами.
Предложение о предоставлении аренды сделано фирме Comsat
(США). Как считают специалисты, в аренде каналов связи СС
«Инмарсат» заинтересованы Австралия, Бразилия, Мексика,
Индонезия, СССР, Лига арабских государств и организация
«Евтелсат».
Австралия намечает вывести на орбиту в 1992 г. ИСЗ «Авст-
ралсат-2», на борту которого разместятся два ретранслятора
мощностью по 100 Вт, работающих в L-диапазоне. С помощью
ИСЗ «Австралсат-2» будет обеспечиваться связь с наземными
станциями. Как утверждает президент фирмы Aussat Pty
(отвечающей за эксплуатацию СС «Австралсат-2») эта СС будет
иметь более высокую мощность излучения и более дешевые
наземные станции, чем СС «Инмарсат».
Почтово-телефонно-телеграфное управление (РТТ) Мексики
намечает установить аппаратуру L-диапазона на ИСЗ СС «Мо^
релос-2», которая вступит в эксплуатацию в 1993 г.
Организация спутниковой связи арабских государств (ASCO)
намечает оснастить ИСЗ «Арабсат-2» аппаратурой для
определения местоположения пользователей RDSS (Radiodetermination
Satellite Sevries). В связи с этим срок запуска первого ИСЗ
серии «Арабсат-2» может быть перенесен с 1992 на 1995 г.
В ряде государств и организаций изучаются также проекты
по новым спутниковым системам связи:
Организация Perumtel (Индонезия) изучает возможность
установки на борту ИСЗ «Палапа-С» аппаратуры L-диапазона
для обеспечения связи с морскими судами. С помощью ИСЗ
«Палапа-С» (запуск намечен на 1995 г.) намечается
обслуживать Индонезию, Малайзию, Филиппины, Таиланд, Сингапур и
Папуа-Новую Гвинею.
В Советском Союзе рассматривается возможность создания
спутниковой системы для обслуживания самолетов «Аэрофлота».
Возможно, что СССР возьмет в аренду у организации
«Инмарсат» несколько каналов связи.
Организация Embratel (управление РТТ Бразилии) изучает
возможность установки аппаратуры, L-диапазона на борту ИСЗ
«Бразилсат-2», запуск которых намечен на 1993 г. Как заявил
один из руководителей Embratel Пульхерио, СС «Бразилсат-2»
предназначается для обеспечения связи с подвижными
наземными станциями гражданского назначения, но не исключается и
возможность использования аппаратуры Х-диапазона в
интересах военных потребителей.
— 45 —

Организация «Евтелсат» (Западная Европа) может также
предусмотреть в СС «Евтелсат-2», в состав которой войдут
четыре ИСЗ, обеспечение связи с подвижными станциями (RDSS).
Запуски ИСЗ «Евтелсат-2» должны начаться после 1991 г.
В конце 1988 г. РН «Ариан-4» были выведены на орбиту два
связных ИСЗ: 1) «Астра-1А» для прямого ТВ-вещания на
страны Западной Европы; 2) «Скайнет-4В» для обеспечения связи
в интересах министерства обороны (МО) Великобритании.
ИСЗ «Скайнет-4В» (масса 1429 кг) является первым из
серии трех ИСЗ, которые МО Великобритании заказало фирме
British Aerospace. Субподрядчиком по поставке аппаратуры
связи, размещаемой на борту ИСЗ серии «Скайнет-4», является
фирма Marconi. ИСЗ серии «Скайнет-4» (расчетный срок
службы 7 лет) обладают повышенной стойкостью к воздействию
факторов ядерного взрыва, имеют защиту от средств
радиоэлектронной борьбы (РЭБ) и обеспечивают обработку сигналов на
борту ИСЗ. ИСЗ этой серии будут использоваться в основном
в интересах блока НАТО.
ИСЗ «Астра-1А» (масса 1766 кг) был изготовлен отделением
Astrospace фирмы GE для организации SES (Societe Europeenne
de Satellites) Люксембурга. Этот ИСЗ относится к классу ИСЗ
прямого ТВ-вещания средней мощности. Он обеспечит
обслуживание более 90% площади государств Западной Европы.
Основные характеристики ИСЗ: расчетный срок службы—10 лет;
рабочий диапазон частот—11 ГГц; количество
ретрансляторов— 16 (две группы по восемь штук); мощность усилителя на
ЛБВ (TWTA)—45 Вт.
Запуск ИСЗ «Скайнет-4В» и «Астра-1 А» производился РН
«Ариан-4», которая при собственной массе 417 т обеспечивает
вывод на орбиту полезной нагрузки (ПН) массой 3195 кг,
включая массу устройства для крепления ПН РСА (Payload Carrier
Assembly), именуемого «Спелда».
Английская фирма British Aerospace (BAe) является одним
из крупных поставщиков аппаратуры для западноевропейских
ИСЗ. Отделение Space Systems фирмы BAe выиграло конкурс
на получение заказа (стоимость около 1 млн ф. ст.) от фирмы
Matra Espace на изготовление четырех блоков отражателей
бортовых антенн для французских ИСЗ серии «Телеком-2». Блок
состоит из отражателя диаметром 0,9 м, изготовленного из
углеродного волокна, и опорной монококовой конструкции. Как
утверждает фирма ВАе, ее регуляторы для систем
электропитания ИСЗ на основе солнечных батарей являются наиболее
эффективными и легкими. Первый регулятор массой 8 кг
предназначен для ИСЗ «Телеком-2». Он обеспечивает регулирование
напряжения в системе электропитания с точностью 1% и КПД
системы до 98% (регуляторы, которые предлагают на рынке,
имеют большую массу и КПД всего лишь 80%).
— 46 —

По заказу Европейского космического агентства (ЕКА) фирма
ВАе исследует перспективные системы энергопитания для
связных ИСЗ (стоимость контракта 630 тыс. ф. ст.) и разрабатывает
аккумуляторные батареи для перспективных ИСЗ,связи
(стоимость контракта 320 тыс. ф. ст.). Задача 3-годичных
исследований— изучить все аспекты использования бортовых систем
энергопитания и распределительной аппаратуры для связных ИСЗ,
которые будут эксплуатироваться в 1990—2000 гг. Основным
субподрядчиком фирмы ВАе является фирма Marconi Space
Systems. Б. И. Ермишкин
«Air and Cosmos Monthly», 1989, 3, № 1, 48
«Flight International», 1989, 135, № 4151, 24
18. Использование системы связи «Инмарсат» в интересах
авиации, а также для поиска и спасения терпящих бедствие
судов и самолетов
Международная спутниковая система связи (ССС)
«Инмарсат» (INMARSAT — International Maritime Satellite
Organization) предназначена для обслуживания морских судов.
Эксплуатация этой ССС осуществляется организацией «Инмарсат», в
состав которой входят 54 государства. В начале декабря 1988 г.
на заседании совета организации «Инмарсат» было принято
решение о предоставлении в аренду американской фирме Comsat
Corp. нескольких каналов связи ССС «Инмарсат» (начало
аренды— октябрь 1989 г.). Это решение является началом процесса
по сдаче в аренду каналов ССС «Инмарсат» другим
организациям для обеспечения связи с самолетами. По каналам связи
системы «Инмарсат» может осуществляться телефонная,
телексная и факсимильная связь, а также передача данных.
Фирма Comsat Corp. в декабре 1988 г. обратилась к
Федеральной комиссии по вопросам связи (FCC) разрешить ей
реконструкцию двух наземных станций, которые находятся в Саут-
бери (шт. Коннектикут) и Санта-Паула (шт. Калифорния).
В результате реконструкции в середине 1989 г. должна быть
обеспечена возможность передачи данных на борт коммерческих
и частных самолетов со скоростью до 300 бит/с. В конце 1990 г.
будет обеспечена передача данных с более высокой скоростью, а
также телефонная связь (с цифровым кодированием) как с
экипажем, так и с пассажирами самолетов, летающих на
международных авиалиниях.
В течение многих лет работает международная спутниковая
система поиска и спасения судов и самолетов, потерпевших
аварию, которая именуется «Коспас-Сарсат». Определение
местонахождения судов и самолетов ведется по сигналам радиомаяков,
работающих на частотах 121,5/243 и 406 МГц. С сентября 1982 г.
благодаря системе «Коепас-Сарсат» было спасено более 1 тыс.
человек.
— 47 —

Геостационарные ИСЗ системы «Инмарсат» обеспечивают
ретрансляцию сигналов аварийных радиомаяков EPIRB
(Emergency Position-Indicating Radio Beacon), работающих в L-диапа-
зоне. Международная морская организация IMO (International
Maritime Organization) ведет разработку Глобальной морской
системы поиска и спасения GMDSS (Global Maritime Distress
and Safety System). Сигналы от радиомаяков EPIRB позволяют
Координационным центрам по спасению судов RCC (Rescue
Coordination Centre) определять местоположение судов, которые не
смогли заблаговременно сообщить о своем бедственном
положении. Службы поиска и спасения (SAR) могут ускорить свою
работу благодаря информации о времени аварии и
местоположении аварийного судна.
В отличие от системы «Коспас-Сарсат», в которой
используются ИСЗ США и СССР, находящиеся на полярных орбитах,
аппаратура L-диапазона обеспечивает ретрансляцию сигналов
бедствия через геостационарные ИСЗ системы «Инмарсат» на
береговые наземные станции CES (Coast Earth Station).
Причем станции CES обеспечивают непрерывную связь с морскими
судами при нормальной эксплуатации. Сигналы бедствия от
радиомаяков EPIRB, работающих в L-диапазоне, автоматически
обрабатываются на станциях CES и передаются в
соответствующие центры спасения RCC.
В настоящий предэксплуатационный период радиомаяки
EPIRB работают в диапазоне 1664,3—1644,5 МГц, а после ввода
в эксплуатацию второго поколения ИСЗ «Инмарсат» они будут
работать в диапазоне 1645,5—1646,5 МГц. Передатчик EPIRB
имеет мощность излучения около 1 Вт, он излучает сигналы,
частота которых изменяется с амплитудой ±120 Гц при скорости
модуляции 32 бод. Сигналы бедствия содержат следующую
информацию: время и дату посылки сигнала; наименование
судовой радиостанции и местоположение судна; характер аварии
корабля, курс и скорость движения судна; время последнего
обновления информации; время включения радиомаяка EPIRB.
В случае гибели корабля радиомаяк EPIRB сохраняет
плавучесть, но не имеет возможности передавать информацию о
характере аварии судна. Радиомаяки EPIRB прошли проверку
только на судах, но специалисты считают вполне возможным
устанавливать их на самолетах, обеспечив их связь с системой
навигации самолета.
Испытания аппаратуры различного типа были начаты шестью
государствами (ФРГ, Японией, Норвегией, Великобританией,
США и СССР) в 1982 г.- под руководством Международного
радио-консультативного комитета (CCIR). Испытания передающей
и приемной радиоаппаратуры проводились в Виллафранка
(Испания). Испытания в реальных условиях проходили на судне
«Гаусс» (ФРГ), которое плавало по маршруту Эдинбург
(Шотландия)— северное побережье Норвегии. После завершения
— 48 —

программы испытаний в 1983 г. были сформулированы
технические требования к радиомаякам EPIRB. Для проведения предэкс-
плуатационных испытаний в реальных условиях на станции GES
в Гунхилли (Англия) была установлена приемная аппаратура и
процессоры для обработки сигналов бедствия.
В'ноябре 1986 г. начались предэксплуатационные
демонстрационные испытания. К концу января 1987 г. радиомаяки EPIRB
были установлены на шести судах. В течение трех месяцев было
проведено 282 включения радиомаяков, из которых на станцию
CES в Гунхилле не поступили только 11 сигналов. Анализ этих
отказов показал: а) в двух случаях радиомаяки EPIRB
находились вне пределов «видимости» геостационарного ИСЗ над
Атлантическим океаном; б) в других случаях были выявлены
неисправности печатающего и копировального устройства, выход
из строя приемника и, возможно, экранирование сигналов
EPIRB корпусом судна.
Для проведения эксплуатационных испытаний фирмой Dor-
nier Systems GmbH было изготовлено 11 радиомаяков L-диапа-
зона, но в испытаниях приняло участие 15 кораблей шести
государств (некоторые радиомаяки переставлялись с одного судна
на другое). Было проведено более 1100 включений радиомаяков,
в том числе 17 от свободно плавающих приборов. На береговой
станции было принято 99,28% всех посланных сигналов
бедствия. Организация IMO в 1988 г. одобрила систему поиска и
спасения аварийных судов, в которой используются радиомаяки
EPIRB L-диапазона и геостационарные ИСЗ «Инмарсат».
Б. И. Ермишкин
«Aerospace Daily», 1988, 148, № 55, 438—439
«ICAO Bulletin», 1988, 43, № 10, 18—19
19. Телевизионные спутники западноевропейских государств
9 декабря 1988 г. намечалось вывести на геостационарную
орбиту с помощью РН «Ариан» ИСЗ «Астра», обеспечивающий
прямую передачу ТВ-программ на бытовые приемники. Этот
ИСЗ должен был присоединиться к ИСЗ «ТВ-Сат» и TDF-1,
которые предназначаются для прямой передачи ТВ-программ
(таблица).
ИСЗ TDF-1 был запущен 28 октября 1988 г. РН «Ариан-2».
Основным компонентом бортовой аппаратуры ИСЗ являются
лампы бегущей волны (ЛБВ), изготовленные фирмой AEG
(ФРГ) и обеспечивающие мощность излучения до 260 Вт на
один канал. При такой мощности излучения прием ТВ-программ
может производиться с помощью параболических антенн
диаметром около 0,6 м. В качестве источника электропитания
используются панели солнечных батарей (изготовитель фирма AEG)
с суммарной мощностью 4,5 кВт. Фирмой AEG изготовлены все
— 49 —

основные компоненты системы электропитания. Фирма AEG
поставила системы электропитания примерно для ста ИСЗ и КА.
Общая характеристика телевизионных спутников западноевропейских
государств
Наименование
TDF-I
TDF-2
(2 ИСЗ)
«ТВ-САТ»
(1 ИСЗ)
«Теле-Х»
(1 ИСЗ)
«Астра»
(2 ИСЗ)
BSB
(2 ИСЗ)
«Евтелсат-2»
(4 ИСЗ)
«Олимп»
(I ИСЗ)
Страна или
организация
Франция
ФРГ
Швеция
Люксембург и
вкладчики из
западноевропейских стран
Великобритания и
вкладчики из
Англии, Франции и
Австралии
Ассоциация из 26
западноевропейских
организаций РТТ
Агентство ЕКА
Дата
запуска
Октябрь
1988 г.,
1990 г.
Середина
1987 г.
Середина
1989 г.
Декабрь
1988 г.
Конец
1989 г.
Конец
1990 г.
Начиная
с 1990 г.
Середина
1989 г.
Количество
ретрансляторов
и их мощность
5 ретрансляторов
по 230 Вт
5 ретрансляторов
по 230 Вт
5 ретрансляторов
по 230 Вт
16 ретрансляторов
по 45 Вт
5 ретрансляторов
по ПО Вт
1б ретрансляторов
по 50 Вт
2 ретранслятора
по 230 Вт

Стоимость,
млрд
фран.
Фр.
3,0
3,0
1.5
1.3
6,5
3,5
3,0
Как видно из таблицы, в начале 90-х годов в Западной
Европе будет эксплуатироваться 13 ИСЗ для прямой передачи
ТВ-программ. Через ИСЗ TDF-1 осуществляется передача
ТВ-программ по каналу Plus, который уже обслуживает 2,8 млн
абонементов и может обслуживать еще 350 тыс. абонементов.
ИСЗ «Астра», который эксплуатируется обществом SES (Societe
Europeenne de Satellites), сдал уже в аренду 9 (из 16) своих
ретрансляторов: фирме Sky Television — 5; издателю Britannique
Смиту —2; фирме Scandinaves de Scansat —2.
Организация «Евтелсат», 75% доходов которой поступает от
передачи ТВ-программ (например, по каналам Sky Channel,
TV-5, Super Channel или RTL Plus), прекратила финансирование
разработки второй очереди системы «Евтелсат», в которой
намечалось использовать ретрансляторы с мощностью излучения по
120 Вт. В состав этой очереди предполагалось включить два
ИСЗ, на каждом из которых должно было установлено по 14
ретрансляторов, обеспечивающих возможность перестройки
ТВ-вещания по требованию. Б. И. Ермишкин
«Astronautik», 1988, 25, № 4, 120
«L'Usine Nouvelle», 1988, № 49, 29
- 50 —

20. Спутниковое дистанционное обучение в Европе:
программа «Олимп»
В 1984—1985 гг. агентство ЕКА осуществило изучение
возможностей «распределения информации» с учетом будущего
использования ИСЗ в 90-е годы. Основной упор делался на
организацию служб обучения для широкого круга пользователей, а
также повышения квалификации внутри компаний. Учитывая
трудности совмещения повышения квалификации и постоянной
работы, предложена концепция «открытого обучения», т. е.
обучения, удобного по времени и месту. Число организаций в
Европе, вводящих открытое и дистанционное обучение, постоянно
растет. Постоянно расширяется применение памяти для
новейшей информации и техники ее распределения, так что главную
роль начинает играть спутниковая связь.
Число доступных видеокурсов потенциально очень велико,
однако их стоимость может быть возмещена лишь при условии
распределения учебного материала на достаточно большую
площадь. Спутниковые передачи могут помочь в случаях, когда
имеются 500 или более обучающихся. Технические средства по
обеспечению таких курсов обусловливаются созданием
спутникового развлекательного телевидения и различных платных служб.
«Олимп» — это спутниковая программа, в которой участвуют
восемь стран — членов ЕКА, включая Англию (39%), Италию
(30%) и Канаду (10%). Запуск ИСЗ «Олимп» был
запланирован на весну 1989 г. Расчетный срок службы этого ИСЗ — семь
лет, т. е. он должен работать и во второй половине 90-х годов.
Целью программы «Олимп» является разработка и проверка на
орбите ключевых спутниковых технологий, пригодных для
коммерческих спутниковых программ 90-х годов, а также
демонстрация новых применений ИСЗ для связи и вещания. На ИСЗ
«Олимп» будут размещены три комплекта связного
оборудования и комплект радиомаяка, непрерывно передающего сигналы
для целей изучения особенностей распространения
электромагнитных волн. Два из трех связных комплектов будут работать
на частотах 14/12 и 30/20 ГГц.
Наиболее подходящими для дистанционного обучения
представляются двухканальные комплекты оборудования для
прямого телевизионного вещания (ПТВ). Один канал этого
оборудования предназначается для обслуживания Италии, второй —
для перекрытия остальной части территории Европы.
Излучаемая по этим каналам мощность будет достаточной для
устойчивого приема передач на антенны диаметром всего 45 см или
менее. На эти антенны можно будет также принимать передачи
других систем ПТВ, включая TV-Sat (ФРГ), TDF-1 (Франция)
и BSB (Англия).
«Олимп» обеспечит демонстрацию возможностей ПТВ в
качестве системы доставки информации для различных рабочих
4* — 51 —

служб. Это позволит выявить будущие потенциальные
радиовещательные компании и частные организации с целью
установления пропускной способности будущих спутниковых систем ПТВ.
Демонстрация поможет убедить руководство школ и колледжей,
промышленников и частных предпринимателей в том, что
дистанционное обучение становится доступной реальностью, так
что пора этим пользователям разрабатывать по этому поводу
собственные планы.
Некоторые концепции дистанционного обучения будут
связаны с комплексами по обеспечению распределяемого
электронным путем учебного материала или графического материала с
высоким разрешением. Успешная демонстрация позволит
убедить изготовителей оборудования вложить средства в
разработку, изготовление и/или распределение соответствующей
продукции.
Основным пользователем европейского канала ПТВ по
программе «Олимп» является уже сформированная группа по
дистанционному обучению (около 80% всех применений). Около
40% всего времени канала отведено для этой группы.
Предложения по дистанционному обучению оценивались специально
созданной группой консультантов, которая сформулировала свои
рекомендации для ЕКА в феврале 1988 г. ЕКА приняло эти
рекомендации и разослало предложения по предоставлению
времени всем заинтересованным пользователям. Для большинства из
них предоставлен свободный доступ к системе в течение двух лет,
с тем чтобы продемонстрировать возможности новой службы.
Среди возможных пользователей более 300 организаций из
20 стран.
Программа «Олимп» является пробным шагом на пути к
будущим системам. В разрабатываемых проектах
предусматривается широкое применение для целей обучения и повышения
квалификации европейских связных ИСЗ. Наиболее подходящим
для этих целей представляется ИСЗ «Евтелсат». Консорциум
«Евтелсат» уже эксплуатирует систему из различных связных
ИСЗ и планирует запуск новой серии ИСЗ с высокой
излучаемой мощностью.
Для будущего обучения ситуация в общем представляется
пока неясной. В соответствии с нынешними планами ФРГ,
Франции, Англии и скандинавских стран предполагается
организация национальных служб ПТВ. Только Италия имеет
серьезные намерения относительно организаци служб обучения.
В планируемой на 90-е годы службе ПТВ Италии целый канал
зарезервирован для целей обучения.
Предусмотренные системы должны обеспечить каналы ПТВ
по приемлемой стоимости для служб обучения и повышения
квалификации. При этом должны быть охвачены достаточно
большие площади, с тем чтобы эти службы были экономически
оправданны. Благоприятную возможность для таких служб предо-
— Б2 —

ставляет ИСЗ «Олимп», который станет доступным в следующем
году. М. Е. Фикс
«ESA Bulletin», 1988, № 56, 35—38
21. Работы по программе «Метеосат»
Метеорологические службы с использованием ИСЗ в Европе
организованы более десяти лет назад после запуска в ноябре
1977 г. первого ИСЗ «Метеосат». В 1979 г. этот ИСЗ вышел из
строя. После успешного запуска в июне 1981 г. ИСЗ «Метео-
сат-2» поступление информации возобновилось. И хотя этот ИСЗ
имел расчетный срок службы три года, он проработал до
середины августа 1988 г. Затем был запущен «Метеосат-3», в функции
которого входило получение изображений Земли и атмосферы в
трех диапазонах (видимом, ИК и диапазоне водяного пара)
спектра электромагнитных волн.
Дополнительно к получению изображений, работы по
программе «Метеосат» предполагают извлечение всевозможной
метеорологической информации, включая температуру морской
поверхности (ТМП), характеристики облачного покрова,
построение карт верхнего слоя облачности, анализ ветров,
перемещающих облака, оценка влажности в верхних слоях
тропосферы, оценка климатических параметров, определение
интенсивности осадков.
Для получения метеорологических данных из изображений
осуществлялась рабочая калибровка в каналах ИК (10,5—
12,5 мкм) и водяного пара (5,7—7,1 мкм). Поскольку
«Метеосат» является вращающимся ИСЗ, абсолютная калибровка на
единой основе не возможна. По этой причине калибровка
должна производиться ежедневно, с тем чтобы учесть ежедневные
вариации температуры детекторов и оптических устройств.
На получаемых с ИСЗ «Метеосат» картах области с низкими
температурами отображаются светлыми участками (высокая
облачность), области с высокими температурами — темными
участками (горячие пустыни). Использование таких данных
осуществляется в два этапа. На первом этапе осуществляется
анализ изображения, для чего все изображение делится на 32x32
сегментов. Для изоляции различных физических источников
излучения внутри каждого сегмента осуществляется анализ на
базе двумерных гистограмм с использованием данных
одновременно в двух каналах. Анализ осуществляется для всех сегментов в
пределах дуги большого круга 55° вокруг точки, находящейся
под ИСЗ. Все элементы изображения в одной статистической
выборке группируются, формируя так называемую «группу»,
для которой конкретизированы энергетическая яркость и среднее
квадратическое отклонение.
На втором этапе обработки метеорологических изображений
осуществляется интерпретация, при которой группы энергетичес-
— 53 —

ких яркостей сопоставляются с распределением
характеристических излучений, исходящих из хорошо известных физических
отражателей, присутствующих в сегментах изображения.
Наибольшую важность для извлечения информации представляют
энергетические яркости в ИК-диапазоне.
В своей основной форме ТМП получается непосредственно
после описанной обработки сегментов. Для любой группы,
идентифицированной как море, необходимо лишь скорректировать
значение измеренной энергетической яркости для учета
атмосферного поглощения до преобразования этой яркости в
температуру. Эти данные получаются каждые три часа для каждого
сегмента, в котором море видно с геостационарной орбиты ИСЗ
«Метеосат», хотя для пользователей эти данные доступны лишь
дважды в сутки.
Данные, представляемые пользователям, являются
взвешенным результатом усреднения за последние 36 ч. Они
представляют собой конечный результат работы системы автоматического
и ручного контроля качества.
Коррекция атмосферного поглощения необходима. Хотя
участок ИК-спектра, в котором работает ИСЗ «Метеосат», известен
как «атмосферное окно», небольшое количество излучаемой
энергии все же поглощается в атмосфере, главным образом,
благодаря наличию атмосферного водяного пара. Для сравнительно
сухой земной атмосферы в зимнее время в средних широтах
средняя атмосферная коррекция для температуры поверхности
составляет около 2—3°, а для влажной тропической атмосферы
она может превысить 10°. Это необходимо принимать во
внимание при получении количественных данных из имеющихся
изображений.
На борту ИСЗ «Метеосат» имеется «черное тело», которое
может периодически «осматриваться» внутренними элементами
оптической системы (до начала очередной серии сканирования
земной поверхности бортовым радиометром). Калибровка с
помощью этого черного тела осуществляется дважды в сутки, что
дает возможность определить отклик детектора на вариации
температуры внутри ИСЗ и влияние появления кристалликов
льда на ИК-детекторе. Однако на борту ИСЗ «Метеосат» вся
оптическая система целиком «видеть» черное тело не может.
По этой причине абсолютная калибровка может быть
осуществлена только с применением внешнего опорного источника.
Именно поэтому данные по ТМП, полученные с помощью ИСЗ
«Метеосат», сравниваются с результатами прямых измерений
температуры моря, выполняемых Национальным метеоцентром США
в Вашингтоне. Получаемый на основе этого сравнения
коэффициент и используется для калибровки и соответствующей
коррекции. В частности, производилось устранение кристалликов
льда с детекторов каналов ИК и водяного пара путем их
прогрева от номинальной рабочей температуры 90 К до температу-
— 54 —

ры 310 К. Затем осуществлялась повторная калибровка этих
каналов. В результате принятых мер калибровка оставалась
стабильной и не было необходимости в повторном определении
калибровочного коэффициента в течение целого сезона. На
практике калибровочный коэффициент проверяется дважды в сутки
и определяется повторно, если расхождения данных «Метеосат»
и метеоцентра превышают 0,5°.
Существенной особенностью описанной калибровки является
обеспечение среднего квадратического значения общей
погрешности всего около 1йС. Важной нерешенной проблемой в
процессе калибровки остается так называемое «загрязнение облаков»
из-за той части облачности, которая остается вне разрешения
детектора и вносит систематическую погрешность в значение
принятой энергетической яркости. Кроме того, если
температуры моря и нижней кромки облаков близки, их разделить с
помощью ИК-изображений весьма трудно. Некоторый выход дает
усреднение по всему полю зрения.
Кроме загрязнения облаков имеется еще ряд незначительных
факторов, влияющих на определение калибровочного
коэффициента. Во-первых, не учитывается так называемый скин-эффект
при определении радиометрической температуры. Этот фактор
несколько снижает значение ТМП по сравнению с обычными
измерениями (в среднем на 0,2°). Другой возможный фактор,
оказывающий влияние такого же порядка, состоит в
систематической недо- или переоценке атмосферного поглощения. Этот
фактор может обусловливать погрешность до 0,5°.
Работы по программе «Метеосат» расширяются. 15 июня
1988 г. с помощью ракеты «Ариан-4» успешно запущен
очередной метеорологический ИСЗ «Метеосат-Р2». В настоящее время
он выведен в геостационарную точку над Гвинейским заливом.
К 11 августа 1988 г. он уже начал свою работу, обеспечивая
получение изображений Земли, распределение метеорологических
данных, сбор информации об окружающей среде. Так же, как и
его предшественники, «Метеосат-Р2» контролируется и
управляется Центром операций в космосе ЕКА в Дармштадте.
Совместно с организацией «Евметсат» ЕКА организовало
коммерческое использование метеорологических ИСЗ. В
настоящее время около 1000 станций пользователей принимают
данные «Метеосат» ежедневно. Кроме того имеются 400
специализированных платформ по сбору данных. В рамках программы
«Метеосат» уже получено более 300 тыс. изображений земного
диска. Ежедневно из получаемых изображений удается
определять более 50 тыс. ветровых векторов (скорость, направление и
высота ветра).
ИСЗ «Метеосат-Р2» является последним в серии ИСЗ по
предварительным работам. В этом году запускается первый ИСЗ
МОР-1 в рамках Рабочей программы «Метеосат». М. Е. Фикс
«ESA Bulletin», 1988, № 56, 53—57, 80
— 55 —

КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ И РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
22. Роботизированное техническое обслуживание полярной
платформы США из инфраструктуры ООКС
С помощью многоцелевой полярной платформы (ПП) США
предполагают в течение 15 лет непрерывно осуществлять
наблюдение и изучение Земли. Выработавшие свой ресурс приборы
полезной нагрузки (ПН) и подсистемы ПП должны заменяться
на новые на орбите. Такая замена будет входить в объем
орбитального технического обслуживания (ОТО), выполняемого с
помощью астронавтов или роботизированных устройств. В 1987 г.
центром космических полетов им. Годдарда НАСА были начаты
исследования технической осуществимости вывода с помощью-
ракет-носителей (РН) роботизированных ЛА-ОТО для
проведения работ на ПП, которая будет выведена с помощью РН
«Титан-4» в 1995 г. Предполагается, что ОТО будет выполняться
с интервалом в 2,5 года и все ОТО будет заключаться либо в
замене, либо подсоединении к ПП новых орбитально
монтируемых модулей (ОММ). Для достижения осуществимости ОТО
конструкция ПП должна состоять из силовой рамы и набора
ОММ, соединенных стандартными разъемами.
При использовании РН для вывода ЛА-ОТО решающее
значение приобретают вопросы экономичного вывода, сближения
и стыковки ЛА-ОТО и ПП. Хотя НАСА еще не имеет опыта
телеуправляемого сближения и стыковки КА, тем не менее
литературные данные показывают их осуществимость. Для
минимизации расхода топлива на сближение и стыковку
продолжительность окна для пуска РН должна быть минимальной, напр.
6 мин. Изготовители РН считают возможным сократить это
время до ~ 1 мин. В проведенных оценочных расчетах принималось
окно продолжительностью 80 с.
ЛА-ОТО может быть снабжен двигательной установкой для
выполнения маневров сближения (активный ЛА-ОТО).
Возможен также вывод ЛА-ОТО без двигательной установки
(пассивный ЛА-ОТО) на орбиту ожидания. В этом случае маневры
сближения выполняются ПП, которая переводится на эту
орбиту.
При использовании активного ЛА-ОТО сначала будет
осуществлен вывод его на начальную дрейфовую орбиту. Через
2 дня планируется переход на конечную дрейфовую орбиту с
коррекцией высоты и наклонения орбиты. Конечная дрейфовая
орбита ЛА-ОТО и солнечно-синхронная орбита ПП будут
компланарными с расстоянием между ними 1—5 км. Затем с
помощью системы инерциальной навигации по законам
орбитального движений будет проведена коррекция для выхода на
орбиту ПП на удалении от него ~2000 м. Серией из 3
последовательных тяговых импульсов будет выполнено сближение
— 56 -

ЛА-ОТО с ПП до расстояния ~200 м. Сближение на конечном
участке будет происходить при выполнении маневров по
поддержанию направления вектора скорости ЛА-ОТО коллинеарным
с вектором скорости ПП. Этап сближения будет занимать
6—10 ч. После стыковки сразу может начинаться ОТО.
Если ЛА-ОТО рассчитан на подсоединение к ПП с
переключением отработавших блоков и элементов на новую аппаратуру,
доставленную на ЛА-ОТО, то силовая рама ПП должна
позволять такие приращения объема ПП при всех 5 предусмотренных
ОТО. ЛА-ОТО обменного типа должен иметь
роботы-манипуляторы (РМ) для выполнения операций по извлечению ОММ из
гнезд в стойках ПП, переносу их на ЛА-ОТО и установке новых
ОММ. Система с РМ рассчитывается на макс, массу ОММ
~500 кг. Уровень ускорений при движении стрелы РМ будет
определяться возможностями компенсации их с помощью
инерционного стабилизатора ПП. Кроме стандартных ОММ
возможны и нестандартные, такие как панели солнечных батарей и
антенны для системы связи TDRSS. РМ должен быть в состоянии
достигать любого участка поверхности рабочей зоны длиной
13,7 м и шириной 3 м. Захват на конце стрелы РМ должен
удерживать части стандартных разъемов подсоединения ОММ к
подсистемам ПП и к другим ОММ. Стандартный разъем содержит
электрические контакты, стыки гидравлических магистралей с
уплотнениями и т. п. Стандартный ОММ имеет размеры 1651 X
X724X724 мм.
В ходе исследования были предложены 7 вариантов ОТО.
Технико-экономический анализ (таблица) показал
целесообразность применения активного ЛА-ОТО, поскольку стоимость ОТО
в течение 15 лет в этом случае будет значительно ниже, чем при
использовании других вариантов, в т. ч. и с МВКА.
Активный ЛА-ОТО в соответствии с расчетами будет иметь
массу без ОММ ~697 кг. Он будет оснащен 6-осной системой
управления с РД на гидразине с запасом топлива 136 кг.
Пассивный ЛА-ОТО с массой 610 кг потребует увеличения массы
ПП на ~98 кг. Функциями МОТА на ПП являются переход с
орбиты ПП с высотой 824 км на низкую орбиту ожидания
П-ЛА-ОТО, подстыковка к нему, переход на орбиту ПП, после
перегрузки ОММ отвод П-ЛА-ОТО на орбиту ожидания и
обратный переход на орбиту ПП с подстыковкой к ПП до
следующего цикла ОТО. Всего за один цикл ОТО потребуются 3
операции сближения и стыковки. Для осуществления стыковки МОТА
с ПП потребуется модификация ПП путем введения
дополнительной системы ориентации и стабилизации с РД с общей
массой ~41 кг. Сухая масса МОТА будет ~ 1905 кг. Масса
собственно П-ЛА-ОТО оценивается в 597 кг.
МОТА, выводимый РН «Дельта», не потребует модификации
ПП. Его сухая масса будет 1419 кг. Он предназначается для
транспортировки с низкой орбиты ожидания на орбиту ПП
— 57 —

П-ЛА-ОТО с массой 597 кг (без ОММ) и отвода П-ЛА-ОТО
обратно на орбиту ожидания.
Стоимость различных вариантов ОТО в течение 15 лет (млн долл.)
Элемент системы
W—' v X \*/ xVX ^slX X V* Zt\^ X К^ХУк, XJX,
или операция
по осуществлению
5 пусков МВКА или
ОТО
ото
РН
Снижение потребности в
ДУ ПП
Ввод ДУ МОТА
Установка дополнительных
систем на ПП
ЛА-ОТО
Перегрузка ОММ
мощью РМ
Полная стоимость,
долл.
В % от стоимости
живания МВКА
с по-
млн
обслу-
На базе
О
С как
-ЛА-0
ОС
875,0
—
—.
—
—
—
875,0
100,0
МВКА
О
-ЛА-0
<
875,
-51.
—
—
29,
60,
913,
104,
0
0
9
0
9
0
На базе
А-ЛА-ОТО
-ОММ
С
250
-51
—
3
121
323
37
,0
,0
,4
,5
,9
,0
-ОММ
О
250,0
—51,0
—
3,4
92,2
60,0
354,6
40,0
РН
П-ЛА-ОТО
ULJ-
<
250,0
—
9,3
78,7
60,0
398,0
45,0
со
cS
250
-79
127
4
67
60
430.
49,
0
0
6
0
,6
.0
2
0
г*
о g
250,
—51,
116,
64,
60
442,1
50,(
0
0
2
3
0
I
)
Примечание. А-ЛА-ОТО — активный ЛА-ОТО; П-ЛА-ОТО —
пассивный ЛА-ОТО; П-ОММ —подсоединение к ПП; 0-ОММ —с обменом ОММ;
МОТА — межорбитальный транспортный аппарат; ОС — орбитальная
ступень МВКА; ДУ — двигательная установка.
В. А. Карелин
«AIAA Paper», 1988, № 3497, pp. 13
«AIAA Paper», 1988, № 3517, pp. 13
23. Полет МВКА STS-27 с орбитальной ступенью «Атлантис»
Старт МВКА с орбитальной ступенью (ОС) «Атлантис» был
осуществлен 2 декабря 1988 г. со стартового комплекса 39В
космического центра им. Кеннеди. Стартовое окно имело
продолжительность с 11 ч 32 мин до 14 ч 32 мин среднего времени по
гринвичскому меридиану (СВГ). Отрыв МВКА от стартового
стола произошел в 14 ч 30 мин 34 с СВГ. Посадка была
выполнена на авиабазе Эдварде 6 декабря 1988 г. в 23 ч 36 мин 10 с
СВГ. Экипаж состоял из 5 чел. Командиром был Роберт Гибсон.
На борту ОС находился секретный разведывательный ИСЗ
«Лакросс».
При предстартовой подготовке МВКА потребовалось
заменить клапан во вспомогательной энергетической установке № 2.
— 58 —

Была обнаружена негерметичность баллона левого колеса
основного шасси. Поскольку дефект был выявлен после монтажа
внешнего топливного бака, то провести ремонтные работы с
шасси без крупных демонтажных операций было невозможно.
Измерения утечки газа показали скорость падения давления в
баллоне 0,01195 МПа/сутки. На 30 ноября давление в баллоне
было 2,341 МПа. Минимально допустимое давление в баллоне
составляет 1,933 МПа. С учетом этих данных было принято
решение не менять баллон, поскольку даже при наличии утечки
газа в течение полета в баллоне сохранится достаточное для
посадки давление.
Старт МВКА2 декабря задерживался до последней минуты
из-за скорости ветра в верхних слоях атмосферы, превышающей
допустимый уровень. Аналогичная метеообстановка
препятствовала старту 1 декабря. ОС вышла на орбиту с высотой 390—
460 км и наклонением 57°; которая позволяет проводить
наблюдения над 80% территории СССР. Отделение бустерных РДТТ
произошло расчетно и корпуса РДТТ были доставлены на базу
ВВС на мысе Канаверал 3 декабря. Дефектация показала, что
горячие газы не достигали уплотнительных колец в монтажных
стыках РДТТ.
Отвод ИСЗ «Лакросс» стоимостью 500 млн долл. от ОС был
выполнен на 6 витке орбитального полета. Для этого с помощью
телеуправляемого манипулятора он был поднят со стапеля в
грузовом отсеке и вывешен над ОС. После успокоения
колебаний ИСЗ был освобожден от захватов манипулятора.
Отмечается, что ИСЗ, оснащенный радиолокатором для съемки местности
с высокой разрешающей способностью, может осуществлять
разведывательные действия в любое время суток при любых
погодных условиях. С помощью ИСЗ МО США рассчитывает
обнаруживать советские подвижные ракетные комплексы даже при
укрытии их в лесных массивах.
Первая попытка развернуть панели солнечных батарей ИСЗ
оказалась неудачной и астронавты уже готовились к выходу в
открытый космос для ручного развертывания панелей. Однако
по второму сигналу с наземного центра управления полетом
панели были развернуты.
С помощью ТВ-камеры, закрепленной на конце стрелы
телеуправляемого манипулятора, экипаж ОС обнаружил
значительное разрушение теплозащитных плиток на правой стороне ОС.
Как показал анализ видеозаписи процесса старта, во время
отделения бустерных РДТТ возник сноп осколков.
Предполагается, что эти осколки вызвали разрушение плиток. Возможным
источником осколков считается внешний топливный бак, который
ранее был использован для стендовых испытаний по заправке
переохлажденным водородом. Не исключается, что при этом
могло быть ослаблено крепление теплоизоляции к баку. Струи
отводных РДТТ бустерного РДТТ могли вызвать отрыв кусков
— 59 —

теплоизоляции. Всего оказались поврежденными около 700
плиток. Из них 150 должны быть заменены до следующего
полета ОС.
Во время полета произошел отказ испарительной системы, в
результате которого вода из коллектора выбрасывалась в отсек
экипажа. Эта система была заменена резервной. В. А. Карелин
«Nature», 1988, 336, № 6199, 509
«Spaceflight», 1989, 31, № 1, 7; № 2, 40—41
24. Исследование причин повреждений шасси орбитальной
ступени МВКА
В испытательном комплексе ALDF по изучению динамики
посадки самолетов (Aircraft Landing Dynamics Facility) Научно-
исследовательского центра Лэнгли (НАСА) ведутся
эксперименты по программе совершенствования посадочного шасси
орбитальной ступени МВКА «Спейс Шаттл». Эксперименты
проводятся с целью повышения износоустойчивости шин и улучшения
управляемости ступени при пробеге по полосе, имеющей
бетонированное покрытие со специально профилированной
поверхностью. Таким покрытием снабжена посадочная полоса стартово-
посадочного комплекса для МВКА на мысе Канаверал.
Послеполетный осмотр орбитальных ступеней, совершавших
посадку на мысе Канаверал, показал различную степень
повреждения тормозной системы и износ шин посадочного шасси.
НАСА считает весьма серьезной проблему, связанную с
уязвимостью посадочного шасси к повреждениям. В интересах
безопасности полетов от посадок на бетонированную полосу на
мысе Канаверал отказались. Для всестороннего изучения
проблемы в комплексе ALDF используется экспериментальный
одноколесный образец натурного шасси, смонтированный на
крупногабаритной тележке массой 49 т. Тележка приводится в
движение гидродинамическим способом и может развивать скорость
до 410 км/ч. Тележка движется по специально подготовленному
участку полосы длиной 550 м с таким же профилированным
покрытием, как на мысе Канаверал. Для измерения вертикальной
и боковой составляющих сил, действующих на шасси во время
пробега, а также силы трения образец шасси оборудован
динамометрами.
При проведении экспериментов особо изучалась степень
влияния на управляемость ступени (при пробеге) вертикальной
составляющей нагрузки и угла поворота колес шасси относительно
вектора скорости поступательного движения. Исследовалась
также зависимость степени износа протектора шины от степени
шероховатости покрытия полосы. Было установлено, что
повышенный износ боковой поверхности протектора шины, обычно не
контактирующей с покрытием полосы, обусловлен небольшим
отклонением стойки от нормали к поверхности полосы.
— 60 —

Несмотря на то, что орбитальная ступень обычно совершает
посадку против ветра с нулевым углом крена, угол поворота
шасси относительно направления поступательного движения
может достигать 3°—4° в зависимости от величины изгибной
деформации корпуса под действием вертикальных и боковых нагрузок.
Если посадка совершается в условиях бокового ветра, то в
момент касания полосы имеет место отклонение ступени по углу
рыскания. Этот фактор в сочетании с высокой шероховатостью
покрытия приводит к резкому повышению износа протектора
шин шасси.
В момент касания полосы, до начала вращения колес, трение
скольжения обычно приводит к истиранию верхнего слоя
протектора. Это повреждение, по мнению специалистов НАСА и
центра Лэнгли, является неизбежным. Однако при дальнейшем
пробеге ступени в условиях бокового ветра или в случае
использования системы руления с помощью носовой стойки шасси
площадь и глубина повреждения верхнего слоя протектора
значительно возрастают, что может в наихудших условиях привести к
разрыву шины.
По итогам экспериментов специалисты центра Лэнгли
пришли к заключению, что основными причинами ускоренного
износа шин шасси при посадках на бетонированную полосу мыса
Канаверал являются боковая составляющая силы трения,
возникающая в результате отклонения ступени по рысканию, а также
недостаточная адгезия поверхности слоев протектора шин.
С ростом угла рыскания растут боковые силы, воздействующие
на главные стойки шасси, а это, в свою очередь, приводит к
увеличению увода колеса шасси.
Рост вертикальной нагрузки уменьшает боковую
составляющую силы и, следовательно, уменьшает увод колеса шасси.
Установлено также, что снижение шероховатости покрытия полосы
на участке касания позволит значительно снизить степень
повреждения боковой поверхности протектора шин без ухудшения
управляемости при посадке на мокрое покрытие. Т. А. Антонова
«SAE Techn. Pap. Ser.», 1988, № 881402, 1—7
25. Анализ состояния ЖРД SSME методом
бесконтактной диагностики
Бюллетень «AIAA Paper» опубликовал статью, посвященную
результатам разработки в исследовательском центре фирмы
United Technologies нового метода бесконтактной оптической
диагностики состояния ЖРД SSME по данным анализа
параметров выхлопных газов на срезе сопла.
Данные о температуре газов, скорости и концентрации частиц
могут иметь неоценимое значение при анализе информации о
характеристиках двигателя и оценке состояния отдельного дви-
— 61 —

гателя. Даже если можно было бы пренебречь возмущениями,
вносимыми в поток выхлопных газов при введении в него
физической аппаратуры, то никакая современная измерительная
аппаратура не смогла бы выдержать условий этого потока.
Поэтому было предпринято исследование с целью поиска наилучшей
оптической системы для бесконтактных измерений.
Результаты исследований показали, что система,
использующая принцип возбужденного УФ-лазером рамановского
рассеяния является наиболее перспективной и может обеспечить
надежное и точное измерение температуры, а также концентрации
различных частиц в выхлопе ЖРД-
Для измерения скорости истекающих газов был выбран
способ, позволяющий исключить внесение посторонних материалов
в поток, а именно: создание повышенной концентрации
«меченых» радикалов ОН путем фотодиссоциации Н2О УФ-лазером.
Использовался эксимерный KrF-лазер, работающий на длине
волны 248 нм. Затем лучом пульсирующего лазера с временной
задержкой на красителе (при длине волны 308 нм)
возбуждается флюоресценция радикалов ОН, после чего с помощью
оптического многоканального детектора определяется
местоположение конвективной возбужденной зоны ОН.
Работоспособность установки проверялась с помощью
узкополосного эксимерного лазера, синхронизированного внешним
сигналом. Условия в плоскости выхлопа ЖРД имитировались на
лабораторной установке, создававшей поток
воздушно-водородной смеси. Был получен разрешающий спектр Н2, который
показал правильность принятой концепции и возможность точного
определения температуры выхлопа. Т. А. Антонова
«AIAA Paper.», 1988, № 3038, 1 — 10
26. Полет к планете Нептун КА «Вояджер-2»
25 августа 1989 г. в 4.00 по Гринвичскому среднему времени
КА «Вояджер-2» пролетит от центра Нептуна на расстоянии
примерно 29,2 тыс. км, а через 5 ч 14 мин после этого он
пройдет на расстоянии примерно 40 тыс. км от большого спутника
Тритон. Выходом этого КА в район Нептуна будет завершена
многолетняя космическая экспедиция с пролетом в районах
четырех газовых гигантов — Юпитера, Сатурна, Урана и Нептуна.
Заключительными фазами полета этого КА в районе планеты
Нептун являются фаза наблюдений (от —80 суток 21 ч до
—18 суток 19 ч), фаза дальнего выхода (от —18 суток 21 ч до
—00 суток 12 ч), фаза наибольшего сближения (от —00 суток
12 ч до +04 суток 17 ч) и фаза удаления (от +4 суток 17 ч до
+ 38 суток 08 ч). Во время фазы наблюдения (начнется 4 июня
1989 г.) будут проводиться калибровка научных приборов и
периодические наблюдения за динамикой атмосферы Нептуна. На
- 62 -

фазе дальнего выхода будет осуществлен захват Нептуна
мозаикой из полей зрения приборов дистанционного зондирования.
На фазе наибольшего сближения будут проводиться наблюдения
с высоким разрешением, измерения полей и частиц,
зондирования электромагнитными волнами атмосферы Нептуна и Тритона.
Фаза удаления позволит проводить наблюдения за Нептуном со
стороны, недоступной для наблюдений с поверхности Земли.
После этого КА «Вояджер-2» будет продолжать полет, как и
КА «Вояджер-1», посылая ценные научные данные из
межзвездного пространства.
Каждый из двух центральных компьютеров КА «Вояджер-2»
CCS имеет память емкостью 1239 18-битовых слоев для
регистрации принимаемой с Земли «загрузки» в виде команд,
задающих последовательность работы аппаратуры КА в заданный
период времени. Примерно 150 из общего объема в 2478 слов
составляют так называемую «минимальную программу» на случай
прекращения связи в линии «НС-КА» при отказе единственного
связного приемника (основной связной приемник отказал еще в
1978 г.). Во время наибольшего сближения эти 150 слов
преобразовываются для непосредственного использования при
проведении программы наблюдений.
Период времени, в течении которого КА использует одну
«загрузку» памяти в виде последовательности команд,
изменяется в зависимости от фазы полета. За время наибольшего
сближения (меньше пяти суток), когда намечается проведение
наибольшего числа операций, будут использованы две загрузки
(последовательности), т. е. почти 5 тыс. слов, в то время как
для фазы удаления продолжительностью почти в три недели
также требуются две загрузки памяти, а для фаз наблюдения и
дальнего выхода потребуется по три загрузки. Каждая команда
состоит из нескольких слов (примером результата выполнения
конкретной команды является поворот камеры КА).
В разработке последовательностей команд для фазы
наибольшего сближения принимали участие четыре группы
специалистов: по атмосфере, кольцам Нептуна, его спутникам и
магнитосфере. Составленные ими предварительные отчеты
рассматривались с точки зрения удовлетворения поставленных задач с
учетом ограничений, накладываемых со стороны совместно
используемых ресурсов (емкости памяти компьютеров CCS, мощности
электропитания, максимальной скорости передачи данных,
наличия в пределах радиовидимости наземных станций, ориентации
сканирующей платформы, на которой размещены датчики
дистанционного зондирования).
К числу задач, которые были поставлены группой
специалистов по атмосфере, относятся исследования глобального
энергетического бюджета, вертикальной и горизонтальной структуры,
состава атмосферы, а также распознавание возможных
полярных сияний.
— 63 —

Глобальный энергетический бюджет Нептуна (или Тритона)
состоит из трех основных составляющих: падающей солнечной
энергии, отраженной солнечной энергии и энергии, поступающей
с кедр этой планеты. Сведения об энергетическом бюджете
планеты содержат важную информацию относительно ее состояния
и происхождения. Измерения, проведенные с помощью КА
«Вояджер» при пролете планет Юпитер и Сатурн, показали, что
эти планеты генерируют энергию, в 1 3/4 раза большую того,
что получают от Солнца. В случае Юпитера этот избыток
энергии может возникать от первоначального разогрева в момент
образования планеты, в то время как такой избыток для
Сатурна объясняют фрикционным нагревом за счет гравитационного
погружения гелия в атмосфере. Избыток энергии для Урана не
наблюдался. Определение избытка энергии осуществляется с
помощью фотометрических измерений с использованием
широкоугольной камеры IRIS и фотополяриметра. Камера IRIS
позволит также определить степень рыхлости пород, образующих
поверхность Тритона (рыхлые породы кажутся теплыми при
освещении и холодными при нахождении в тени).
Наблюдения, проведенные с поверхности Земли, дают
некоторое основание полагать, что атмосфера Нептуна является
неоднородной. Для исследований атмосферы предполагается
использование камеры с узким полем зрения (длиннофокусной),
которая позволит получать изображения через каждые 72°
широты; при периоде оборота планеты вокруг своей оси 17 ч 52 мин
изображения будут получать через каждые 3 ч 34,4 мин (в
интервале от —5 суток 6 ч до —2 суток).
Для определения скорости ветров в атмосфере необходимо
наблюдать за перемещением облаков и знать скорость
суточного вращения планеты, которая измеряется по повороту
магнитного поля планеты.
Исследования вертикальной структуры атмосферы Нептуна
будут проведены различными методами. Так, с помощью
камеры будет принята попытка получения непосредственных
изображений возможных аэрозольных слоев в режиме «прямого
рассеяния». При приеме на Земле радиоволн от КА,
находящегося за Нептуном, будет проводиться их анализ для
определения структуры, температуры, давления и состава атмосферы.
Такие измерения станут проводиться в диапазонах X и S и
займут примерно 50 мин. В течение четырех минут будет
проводиться радиозондирование атмосферы Тритона. Для анализа
более тонкой атмосферы этого спутника большую пользу могут
принести наблюдения за ослаблением солнечного света
атмосферой с помощью УФ-спектрометра.
Информацию о структуре и составе атмосферы можно
получать также и путем наблюдений за светом звезд. С помощью
фотополяриметра и УФ-спектрометра будут проводиться наблю-
- 64 -^

дения за звездой Бета в созвездии Большой Пёс (по мере
кажущегося дрейфа этой звезды через атмосферу Тритона).
Прохождение КА вблизи северного полюса Нептуна
позволит провести с помощью нескольких приборов исследования
полярных сияний.
Что касается исследования колец, то в настоящее время нет
даже четких указаний, что Нептун такие кольца имеет. В
отличие от Урана, девять колец которого были картированы до
момента наибольшего сближения с этой планетой, наблюдения с
Земли за затмениями звезд в районе Нептуна не позволили
достоверно выявить наличие там колец. Возможно, что это
«неполные» кольца (дуги) протяженностью примерно 10% от
орбиты кольца. Возможно даже, что эти кольца будут полярными,
а не экваториальными. Для наблюдений за кольцами
предполагается использование УФ-спектрометра и фотополяриметра
(по методу обнаружения затмений известных звезд), а также
с помощью бортовых подсистем получения изображений.
У Нептуна до настоящего времени обнаружены лишь два
спутника — Тритон и Нереида. Тритон находится на
приближенно круговой орбите на расстоянии 355 тыс. км от планеты,
его диаметр может составлять от 5 до 2,8 тыс. км. Такая
неопределенность размеров сильно затрудняет планирование
наблюдений с помощью дистанционного зондирования и по
методу регистрации затмений звезд. Размеры Нереиды гораздо
меньше и она не будет наблюдаться КА с близкого расстояния.
Если ее диаметр составляет 0,8 тыс. км, то с расстояния
наибольшего сближения, составляющего 4,7 млн км, диск этого
спутника будет соответствовать, лишь 18 элементам
изображения в фокальной плоскости длиннофокусной камеры. Нептун
определенно имеет и меньшие по размерам, но пока
необнаруженные спутники.
Диаметр и форма Тритона будут определены по его
изображениям, а массу (как и массу Нептуна) рассчитают по данным
сопровождения за перемещением КА. Ожидают, что
изображения при наибольшем сближении (примерно 40 тыс. км) будут
иметь разрешающую способность примерно равную 1 км.
Несколько экспериментов предназначены для исследования
магнитосферы планеты (ее наличие пока не установлено).
Предполагается выполнение точных измерений магнитного поля,
характеристик плазмы, определения скорости вращения Нептуна,
исследования физики магнитосферы (источников энергии,
источников и стоков плазмы, взаимодействия волн и частиц,
механизма радиоизлучений и пр.). При проведении экспериментов
будут использованы два магнитометра слабых полей
(размещаются на штанге) и два магнитометра для измерений сильных
полей. Н. Я. Щербак
«Spaceflight», 1988, 30, № 12, 479—482
— 65 —

27. Исследования в области ЖРД для КА
Проводимые исследования в области ЖРД апогея КА, ЖРД
для межорбитальных транспортных КА и т. п. включают как
поиск новых конструктивных решений, так и совершенствование
способов повышения надежности и ресурса эксплуатируемых
ЖРД. Фирмой Volvo Flygmotor (Швеция) начаты НИОКР по
созданию ЖРД Victor II с тягой 20 кН, уд. импульсом
~-340 кгс-с/кг, длительностью непрерывного запуска до 3600 с
и возможностью до 200 запусков в течение ресурса 20 ч.
Предусматривается турбонасосная подача компонентов топлива
«тетрьксид азота -Ьмонометилгидразин». Этот ЖРД
предназначается для использования в программах агентства ЕКА, в т. ч.:
— для перевода ИСЗ с массами ^ 6000 кг с переходной
геостационарной орбиты на геостационарную орбиту,
обеспечивая приращение скорости до 2000 м/с;
— для перевода ИСЗ с массами —2000 кг с низкой
околоземной орбиты на геостационарную орбиту, обеспечивая
приращение скорости 4300 м/с;
— для вывода мини-МВКА «Гермес» с массой 20 500 кг на
низкую околоземную орбиту после его отделения от РН «Ари-
ан-5», обеспечивая приращение скорости 590 м/с.
При выборе схемы ЖРД были проанализированы
возможности ЖРД замкнутой схемы с газогенератором на основных
компонентах топлива, ЖРД замкнутой схемы с генерацией
пара окислителя как рабочего тела турбины в контуре
охлаждения камеры сгорания (КС) с последующей подачей мятого
пара в КС и ЖРД открытой схемы с газогенератором на
основных компонентах топлива с вводом выхлопных газов турбины
в закритическую часть сопла. Из соображений надежности,
достижения высоких уд. характеристик, стоимости разработки и
времени разработки для дальнейших исследований был принят
ЖРД открытой схемы. Считается, что только в ЖРД такой
схемы могут быть достигнуты высокая надежность, низкая
стоимость и короткое время разработки. Его преимуществами
являются простота, независимость функционирования основных
агрегатов, широкие возможности по регулированию тяги,
небольшая сухая масса и низкий риск разработки.
На основе выполненного технико-экономического анализа и
оптимизации по характеристикам надежности, ресурса и тяги
был принят базовый ЖРД со следующими параметрами:
давление в КС, МПа 10
соотношение компонентов топлива 1,96
уд. импульс, кгс-с/кг 342,3
степень дросселирования, % 50
расход окислителя, кг/с 3,95
расход горючего, кг/с 2,0
— 3 б —

время выхода на режим, с ~ 1
время отсечки тяги, с —1
число оборотов насоса окислителя, об/мин 60 000
число оборотов насоса горючего, об/мин 60 000
КПД насосов, % 61—62
КПД турбины, % 54
мощность на валу турбины, кВт 120
давление перед входом в форсуночную
головку, МПа 12,6
диаметр КС, м 0,1
приведенная длина КС, м 0,8
степень расширения сопла 720
угол поворота в кардановом подвесе, град 8
скорость поворота, град/с 8
В базовой конструкции регенеративно охлаждаемая КС
имеет плоскую форсуночную головку с распылительными
элементами из 2 или 3 струйных форсунок со сталкивающимися
струями, а также с элементами, формирующими пристеночную
завесу. Кроме КС регенеративно охлаждается и сопло до сечения
со степенью расширения 50, где находятся окна для ввода
газов от турбины. Противоточное регенеративное охлаждение
осуществляется окислителем, который считается хорошим
охлаждающим агентом, но требующим специального подбора
совместимых с ним материалов. В качестве возможных
конструкционных материалов для КС анализировались никель,
CuAg3Zr0,5 и ниобиевые сплавы. Последние были исключены
из рассмотрения вследствие их плохой технологичности. Выбор
материала был сделан на основе достижимого расчетного
ресурса при малоцикловом усталостном нагружении с принятым
коэффициентом запаса прочности 4. Расчетами было
показано, что никель и CuAg3Zr0,5 обеспечивают ресурс 200 циклов при
давлениях в КС 10,5—20 МПа. Вследствие низкой
коррозионной стойкости CuAg3Zro,5 был исключен из дальнейшего
рассмотрения, хотя имелись предложения фирмы МВБ
ликвидировать коррозию за счет золочения поверхности. Эти
предложения были признаны неприемлемыми из-за повышения
стоимости и возможного снижения надежности.
Неохлаждаемая окислителем часть сопла изготовляется из
ниобиевого сплава, а на наименее теплонапряженном участке
вблизи выходного среза сопла — из титанового сплава.
В газогенераторе с общим соотношением компонентов
топлива 0,1 рабочий процесс организован по двухзонной схеме.
В центральной зоне сжигается топливная смесь с
соотношением 1. Остальное горючее поступает в периферийную зону. Для
лучшего перемешивания на выходе газогенератора установлен
конический турбулизатор.
5* — 67 —

Турбонасосный агрегат (ТНА) принят одновальным с
расположением насосов по обеим сторонам турбины. Рабочие
колеса центробежных насосов выполнены закрытыми, как и в
конструкции ЖРД EPPS с электроприводом насосов. Это ЖРД
апогея геостационарного ИСЗ. Для исключения кавитации в
насосе жидкого окислителя предусматривается установка бус-
терного насоса. Пока в ТНА предполагается применять
шариковые подшипники, охлаждаемые компонентами топлива. Тем не
менее исследуется возможность использования
гидростатических углеродных подшипников.
Рассмотренные возможные способы запуска ЖРД
включали варианты:
— с поступлением компонентов топлива в газогенератор и
КС под давлением наддува баков;
— с раскруткой турбины гелием, подаваемым из баллона;
— с электрическим подогревом гелия, подаваемого из
баллона;
— с раскруткой турбины с помощью электромотора.
Анализ показал преимущества по простоте, надежности и
малой массе системы с раскруткой турбины гелием,
подаваемым из баллона с массой ^6 кг. Баллон должен заправляться
после каждого полета, что является основным недостатком.
Предполагается, что управление ЖРД будет
осуществляться с помощью бортового компьютера с программами
управления запуском, работы на стационарном режиме,
дросселирования и отсечки тяги. Обратная связь с компьютером будет
выполняться через датчики на ЖРД. Расходы компонентов
топлива к газогенератору и КС будут измеряться с помощью
расходных шайб и датчиков перепадов давления. Измеряются
также температуры компонентов топлива на входах в
газогенератор и КС, температура и давление газа на выходе из
газогенератора и т. д. Тяга оценивается по расходу топлива в КС Не
исключается возможность непосредственного измерения тяги
путем установки датчика в месте крепления ЖРД к кардано-
вому подвесу. Установление расхода топлива в КС
выполняется путем задания расходов компонентов топлива в
газогенератор с помощью перемещения дросселирующих органов
регуляторов с электромоторными приводами.
По сравнению с современным ЖРД на тягу 20 кН с вытес-
нительной подачей компонентов топлива и уд. импульсом
310 кгс-с/кг предлагаемый ЖРД позволит повысить
грузоподъемность РН «Ариан-5» на ~600 кг. Реализация такого ЖРД
потребует постановки НИОКР по способам достижения
глубокого дросселирования, большого ресурса, многоразовых
запусков ЖРД с ТНА. Должны быть разработаны методы
организации рабочего процесса в газогенераторах с низким общим
соотношением компонентов топлива и горячей центральной зоной.
Необходима разработка технологии изготовления ниобиевых
— 68 —

сопел, сварки ниобия и нанесения на ниобий защитных
покрытий. Требуется создать высокоскоростные подшипники с
большим ресурсом, рассчитанные на охлаждение либо монометил-
гидразином, либо тетраксидом азота.
Как отмечается фирмой Rocketdyne, надежность
функционирования ЖРД многоразового использования с большим
ресурсом, предназначенных для КА, во многом будет
определяться применяемыми методами контроля и технического
обслуживания. Анализ 85 тыс. выявленных дефектов ЖРД показал, что
основными являются следующие:
— износ и эрозия (шариковые подшипники, лопатки
турбин, форсунки, уплотнения, седла клапанов, рабочие колеса
насосов, КС);
— усталостное разрушение (лопатки турбин, форсунки,
сильфоны);
— растрескивание (лопатки турбин, форсунки, сильфоны,
сварные швы, пайка);
— неплотности (разъемные соединения, сварные швы,
трещины. Такой дефект был обнаружен в дренажной трубе бака
окислителя левого блока двигательной установки орбитального
маневрирования орбитальной ступени «Дискавери» МВКА
перед первым возобновленным полетом 29 сентября 1988 г.);
— негерметичности (вращающиеся уплотнения, посадочные
места клапанов. При предстартовой подготовке «Дискавери»
были обнаружены негерметичности запорного клапана быстро-
разъемного соединения диаметром 432 мм на магистрали от
внешнего топливного бака к орбитальной ступени и клапана
рециркуляции водорода основного ЖРД № 2 орбитальной
ступени);
— заклинивание (шариковые подшипники);
— отколы (шариковые подшипники);
— закупорка (трубопроводы);
— термическая усталость (лопатки турбин);
— отложения инородных материалов (газогенераторы и
КС).
Каждому из этих выявленных дефектов предшествовал ряд
потенциально обнаруживаемых явлений. Своевременное их
обнаружение позволило бы предупредить возникновение дефекта,
ведущего к отказу ЖРД. Обнаружение дефектов только в ходе
предстартовой подготовки МВКА к первому возобновленному
полету привело к переносам времени старта и выполнению
ремонтных работ в сложных условиях с применением подручных
средств, напр, манжеты на трещину в дренажной трубе бака
окислителя.
Основное внимание авторы из фирмы Rocketdyne уделяют
методам дефектоскопии КС с использованием ультразвуковой,
вихревотоковой, электромагнитно-акустической и т. п.
аппаратуры. Очень обнадеживающими представляются результаты
— 69 —

определений расслоения, толщины стенки и размеров
внутренних дефектов с применением метода
электромагнитно-акустического преобразования (ЕМАТ). По этому методу
бесконтактный датчик возбуждает в металлической стенке вихревые токи.
При взаимодействии этих токов с набором постоянных
магнитов, размещенных в датчике с заданным шагом, в стенке
создаются силы Лоренца, приводящие к возникновению акустических
волн в стенке. Эти акустические волны детектируются вторым
датчиком.
Фирма Innovative Sciences в коммерческом масштабе
изготовляет дефектоскопы ЕМАТ с горизонтально поляризованными
сдвиговыми волнами в материале с частотой 600 кГц. Такой
дефектоскоп был использован для измерения толщины
материала до 0,508 мм над профрезерованными канавками охлаждения
шириной 0,5 мм и промежутками между ними 0,5 мм при общей
толщине стенки 2,03 мм. Такая конструкция огневой стенки
КС в области критического сечения сопла считается типичной
для ЖРД межорбитального транспортного КА. Дефектоскоп
пригоден для измерения толщин до 0,762 мм с разрешающей
способностью 0,025 мм. В. А. Карелин
«Acta Astronautica», 1988, 17, № 8, 837—852
«Aerospace Daily», 1988, 147, № 22, 171 — 172;
№ 23, 178—179; № 24, 186—187; № 26, 204;
№ 27, 210; № 32, 251; № 34, 267; № 37, 290
«AIAA Paper», 1988, № 3113, pp. 4
28. Нехимические источники энергии для КА
Фирмой McDonnell Douglas проведен анализ перспектив
использования аннигиляционного источника энергии (АИЭ) для
ВРД на одноступенчатом воздушно-космическом самолете
(ВКС). Разгон ВКС до орбитальной скорости с помощью
только ВРД позволит снизить запас окислителя на борту до
необходимого для проведения орбитальных маневров.
Исследованиями лаборатории JPL и других организаций показана
техническая возможность генерации тяги за счет взаимодействия
материи и антиматерии. Однако по состоянию на 80-е гг.
получение в ускорителях антипротонов находится на уровне 1012—
1016 частиц в год. Для практического использования в РД
необходимо получать не менее 1024 частиц в год, что может быть
достигнуто в 2010-х гг.
Применительно к ВРД представляются возможными 2 схемы
реализации АИЭ: 1) с использованием энергии аннигиляции
для подогрева горючего, вводимого в воздушный поток; 2) с
вводом частиц антиматерии непосредстЁенно в воздушный поток
И осуществлением процесса аннигиляции в этом потоке. Не
исключается, что в процессе аннигиляции будут выделяться у-из-
- 70 —

лучение и я-мезоны. В этом случае ВРД с АИЭ может быть
применим только на больших высотах.
Расчеты показывают, что ВРД с добавкой антипротонов в
горючее может развивать уд. импульс -—12 000 кгс-с/кг при
скорости полета М=3 и на уровне 2000 кгс-с/кг в диапазоне
скоростей 9<М<25. Наиболее оптимальным с точки зрения
расходования антиматерии является ВКС, оснащенный только ВРД.
В этом случае уд. запас антиматерии на борту потребуется
1,104—2,207 мг/т полезной нагрузки, в то время как ВКС,
оснащенный только РД, будет нуждаться в 2,879—3,311 мг/т
полезной нагрузки. Этих запасов антиматерии будет достаточно для
повышения уд. импульса в 2—10 раз по сравнению с уд.
импульсом ВРД на химическом горючем. За счет этого
грузоподъемность может быть повышена с 7 до 22% стартовой
массы ВКС с ВРД и с 2 до 16% ВКС с РД. Стоимость
жизненного цикла ВКС с ВРД и АИЭ в расчете на единицу массы
полезной нагрузки будет составлять 0,05—0,15 от стоимости для
МВКА США при оценочной стоимости антипротонов 0,1—
1,0 млн долл./мг. Разработка ВРД с АИЭ потребует 15—20 лет.
В процессе разработки должны быть решены проблемы
получения и хранения антипротонов, нагрева рабочего тела
выделяющейся энергией, охлаждения проточного тракта,
магнитного управления потоком рабочего тела в виде плазмы и т. п.
В целом, применение АИЭ в ВКС позволит в 4 раза снизить
стартовую массу ВКС.
Считается возможным получение антиматерии не только в
ускорителях, но и из космоса. С помощью шаров-зондов с
аппаратурой в августе 1988 г. велись поиски тяжелых антиядер в
верхних слоя атмосферы. Предполагается, что существуют
галактики, созданные из антиматерии.
Вместе с тем концепция применения АИЭ подвергается
критике, поскольку степень преобразования массы в энергию
составляет '--50%. Большие сложности возникнут с получением и
хранением антипротонов. Польским физиком М. Суботовичем
предлагаются другие нехимические источники энергии,
основанные на процессах ударного сжатия материи и холодной
термоядерной реакции. При соударении тяжелых ядер (урана,
тория) с мишенью происходит выделение сгустка я-мезонов,
которые в течение достаточно короткого времени разлагаются с
выделением энергии. При этом 50% энергии несут нейтрино,
34%—7"излУчение и 16%—релятивистские электроны и
позитроны. Считается, что такой источник энергии включает в себя
все преимущества АИЭ и не несет его недостатков, связанных с
получением и хранением антипротонов. РД, основанный на
процессе ударного сжатия, будет включать ускоритель тяжелых
ионов до энергии в несколько ГэВ, мишень, участок
формирования пучка я-мезонов длиной 7,5 м, участок распада я-мезонов
длиной 660 м, МГД-генератор отбора энергии пучка на выходе
— 71 —

из сопла для работы ускорителя и т. п. Для формирования
пучка предусматриваются электромагниты со сверхпроводящими
обмотками. Выходящее из сопла рабочее тело будет состоять
из электронов, позитронов и нейтрино.
Холодный термоядерный синтез, катализируемый мюонами,
заключается в связывании протона с атомом дейтерия
посредством отрицательного мюона. В результате при обычных
температурах образуется Не3 с выделением 5 МэВ энергии. В жид-
ководородной пузырьковой камере один мюон может
катализировать 5 элементарных реакций синтеза. С помощью
специальных средств число элементарных реакций можно увеличить до
150. РД с использованием этого процесса будет содержать
ускоритель атомов дейтерия на энергии до 1 ГэВ, литиевую мишень,
дающую при бомбардировке протоны и нейтроны, вторую
мишень, которая при бомбардировке нейтронами генерирует я-ме-
зоны, участок распада я-мезонов для получения мюонов и
реактор со смесью дейтерия и трития. В реакторе смесь находится
под давлением до 103 МПа при температуре до 800 К.
Полученный при реакции изотоп гелия удаляется через палладиевые
фильтры. Генерируемое тепло отводится с помощью
теплоносителя. Модуль реактора такой энергетической установки
диаметром 14 см и длиной 200 см на мощность 100 МВт будет иметь
входное окно для мюонов толщиной 1 см и объемным
поглощением энергии 40 Вт/см3. Для модуля потребуются 0,8 кг трития
с активностью 54 кКюри.
Основными преимуществами такого источника энергии
считаются осуществление процесса термоядерного синтеза без
перевода вещества в состояние плазмы, безопасность процесса,
который может быть остановлен прекращением подачи мюонов,
самоторможение процесса при повышении температуры среды
и возможность дополнительной генерации энергии за счет
подачи протонов в бридерный ядерный реактор. В. А. Карелин
«Acta Astronautica», 1988, 17, № 8, 853—861;
937—942
«Aerospace Daily», 1988, 147, № 24, 191
29. Бортовые АЭС с 2-фазным щелочнометаллическим
теплоносителем для перспективных КА
В статье ведущего инженера по разработкам Тихоокеанской
северо-западной лаборатории министерства энергетики США
(Ричланд, шт. Вашингтон) Антоняка рассматривается задача
создания для перспективных КА бортовой АЭС с реактором на
кипящем щелочнометаллическом (КЩМ) теплоносителе
(например, калий). В перспективе для КА, как полагает автор,
потребуются генераторы электрической мощностью в сотни
мегаватт— на 1—2 порядка выше, чем у КА, запускавшихся до сих
— 72 —

пор. Наибольшими потенциальными возможностями
вырабатывать такую электрическую мощность в рамках жестких
ограничении по массе, теплопередаче и занимаемому на борту КА
объему обладают АЭС с 2-фазным КЩМ-теплоносителем.
Исследования (И) и разработки (Р) космических бортовых АЭС
этого класса осложняет практически полное отсутствие
аналитического аппарата, пригодного для моделирования 2-фазных
КЩМ-потоков в условиях невесомости и переменной
гравитации.
Пока удалось создать компьютерные коды лишь для
1-фазного жидкометаллического и 2-фазного пароводяного потоков
применительно к условиям нормальной гравитации (1 g). Для
создания кодов, описывающих поведение теплоносителя в
космических бортовых АЭС, необходимо получить
экспериментальные данные по 2-фазным потокам в невесомости и оценить
корреляцию между режимами потоков различных теплоносителей
в условиях переменной гравитации — до невесомости
включительно. Имеются лишь весьма ограниченные данные по КЩМ-
конвекции при нормальной гравитации. Для пониженной
гравитации данных практически нет совсем (в незначительной степени
исследовалась только конденсация ртути). Более
многочисленны эксперименты в условиях пониженной гравитации с 2-фаз-
ными потоками таких веществ, как вода, воздух/вода,
углеводороды. Обзор опубликованных за период до 1986 г. работ
(45 источников) показывает, что сходство между процессами в
потоках этих веществ и КЩМ-потоках невелико. Р
термогидродинамических моделей КЩМ-потоков требует постановки
экспериментов с натурным КЩМ-теплоносителем.
Эксперименты в условиях пониженной гравитации идеально
было бы проводить на пилотируемых КА или ООКС с участием
человека, однако возможности их осуществления весьма
ограниченны из-за отсутствия соответствующих экспериментальных
устройств и неясности, насколько целесообразна экономически и
своевременна Р таких устройств в космическом исполнении: они
весьма дороги сами по себе, дороги их вывод и проведение
экспериментов на орбите, а в отношении щелочных металлов
неясно, удастся ли вообще обеспечить приемлемую степень
безопасности экспериментов на обитаемых КА (на борту МВКА «Спейс
Шаттл» работы с этими материалами категорически
запрещены). Снижения стоимости вывода ПН на околоземные орбиты
и проведения там экспериментов в обозримом будущем не
ожидают. Исходя из этого, автор полагает, что на МВКА можно
будет выполнить лишь несколько экспериментов с 2-фазными
потоками безопасных веществ в невесомости, а основная масса
экспериментов должна быть ориентирована на использование
средств наземного базирования. Это связано с рядом
ограничений, из которых главные относятся к продолжительности и
степени стабильности условий пониженной гравитации.
— 73 —

На земле условия пониженной гравитации создают в башнях
и вертикальных трубах со свободным падением испытательных
модулей, на самолетах в полете по параболической траектории,
на исследовательских ракетах (ИР) и в магнитном поле.
Эксперименты со свободным падением испытательных
модулей в США ведут НИЦ НАСА и некоторые университеты на
собственных или арендуемых экспериментальных установках
(башни, трубы) двух видов — с вакуумированной и невакууми-
рованной рабочей секцией. В этих установках испытательные
модули поднимаются на определенную высоту, сбрасываются,
непродолжительное время падают с постоянным ускорением
~9,8 м/с (1 g) и останавливается на заданной высоте, после
чего цикл повторяется. Величина ускорения и высота подъема
определяют время свободного падения, а аэродинамическое
сопротивление— величину гравитации. Наиболее удобными
считают две установки НИТ Льюиса НАСА: башня,
обеспечивающая 2,2 с свободного падения в атмосфере, и вакуумированная
труба (остаточное давление ~10~2 мм рт. ст.,
обеспечивающая 5,2 с свободного падения при минимальном уровне
гравитации ~10~6 g. На башне за сутки можно провести до 9
испытаний, в вакуумной трубе несколько меньше — из-за
дополнительных затрат времени на вакуумирование. В обеих установках
используется один и тот же испытательный модуль.
Автор приводит результаты нескольких серий экспериментов,
проведенных с различными жидкими рабочими телами (вода,
раствор сахара в воде, толуол, гексан, водный раствор
этилового спирта, жидкий азот, фреон 143) при падении испытательных
модулей в невакуумированной и вакуумированной среде с
варьированием в довольно широких пределах подаваемого тепла и
степени вакуумирования. В этих экспериментах получены
данные о качественных различиях процессов паро-газообразования,
разделения фаз рабочих тел и теплопередачи. Для Р
математических моделей и количественных оценок процессов, однако, этих
данных недостаточно.
Эксперименты на самолете, летящем по параболической
траектории, позволяют достигать низких уровней гравитации и
выдерживать их гораздо дольше, чем на башнях и в трубах. Кроме
того на самолете для испытательного модуля могут быть
предоставлены гораздо большие объемы, а возможность получать
электроэнергию от самолетных электрогенераторов позволяет
обойтись без аккумуляторов. На самолете экспериментатор
может наблюдать и контролировать ход испытаний, что также
немаловажно.
Недостатком этого способа является зависимость величины
снижения уровня гравитации от множества факторов, из
которых важнейший — профессиональная квалификация летчика.
В маневре самолета участку свободного падения предшествует
переходный — ввод в пикирование с расчетными перегрузками
— 74 -

до 2,5. Это вызывает в испытательном контуре возмущения
потока, на стабилизацию которого затрачивается значительная
часть времени полета с низким уровнем гравитации,—
соответственно сокращается полезное время эксперимента, когда
можно получать данные при требуемом уровне гравитации.
НАСА располагает двумя самолетами, оборудованными для
И при уменьшенном уровне гравитации: один — «Лирджет» в
НИЦ Льюиса — способен в одном полете выполнить до 6
маневров— каждый с 15—20 с свободного падения; второй — КС-135
в НИЦ Джонсона — в одном маневре обеспечивает режим
свободного падения продолжительностью до 25 с. И на этих
самолетах наиболее активно проводились в 60—70-х гг. с 2-фазными
потоками состава воздух/вода, жидкий/парообразный фреон 12
и жидкая/парообразная ртуть. И водовоздушного 2-фазного
потока проводились в испытательном модуле с кольцевым
каналом — сначала на наземных установках, потом на самолете,
летающем по траекториям с 20-секундными участками нулевой
гравитации. Анализ показал, что при прочих равных условиях
в 2-фазном потоке смена последовательных режимов —
распределенный (по всей длине трубы непрерывно распределена
только одна фаза)—^сегрегированный (обе фазы распределены по
ос» трубы непрерывно)—>- сегрегированный + прерывистый (в
непрерывно распределенном осевом потоке фазы образуют
чередующиеся области по сечениям трубы)—в условиях пониженной
гравитации происходит быстрее и при меньших массах рабочего
тела.
Перепад давлений в условиях, близких к невесомости,
значительно выше, чем при нормальной гравитации. Это, как и
отличия в смене последовательных режимов, относят к следствиям
повышенной турбулентности потока при невесомости. Если
повышенный перепад давлений при невесомости — общее свойство
2-фазных потоков, его воздействие на бортовой космический
реактор должно быть значительным и требует более детальных И.
Аналогичные И процессов конденсации фреона 12 показали
хорошую сходимость с теоретическими прогнозами, хотя в этом
случае с помощью киносъемки могли быть получены лишь
качественные оценки, подтвердившие, как и в экспериментах с
водовоздушным потоком, общую тенденцию, но йедостаточные
для определения масштабов явлений. В отличие от
водовоздушного потока, нестабильность потока фреона 12 при невесомости
увеличилась в значительно меньшей степени по сравнению с
условиями нормальной гравитации. Малозаметные различия в
протяженности участков конденсации дают основание полагать,
что уровень гравитации на теплопередачу не влияет.
Ранние эксперименты по конденсации в 2-фазных потоках
ртути показали, что при конденсации ртути в трубе постоянного
диаметра происходит практически одинаковое снижение
давления при нормальной и при нулевой гравитации, причем в обоих
— 75 —

случаях это снижение для областей с низкой плотностью паров
больше, чем прогнозируемые корреляцией Локхарта-Мартинел-
ли, а в областях с высокой плотностью паров корреляция
измеренных значений давления с прогнозируемыми находится в
пределах ±70%. Поначалу наилучшим объяснением считали
постулируемое теорией туманного потока возвращение капельного
конденсата обратно в поток паров ртути. В этих ранних
экспериментах рабочая секция из нержавеющей стали делала
невозможными визуальные наблюдения. Позже эксперименты с
фотографированием процесса конденсации ртути из потока паров в
прозрачной стеклянной трубе гипотезу туманного потока не
подтвердили: в трубах диаметром >1 см в условиях
нормальной гравитации капли конденсата концентрировались в нижней
части трубы, а в невесомости они распределялись равномерно —
в потоке и на стенках трубы.
Основное преимущество использования ртути в
экспериментах— низкая температура плавления. По физическим свойствам,
однако, ртуть настолько отличается от щелочных металлов
(особенно в отношении смачивания теплопередающих
поверхностей), что вряд-ли результаты И 2-фазных потоков ртути
могут быть перенесены на щелочнометаллические потоки.
Эксперименты на ИР в основном аналогичны проводимым на
самолетах. В 1980 г. для эксперимента с жидкостным
теплоносителем НАСА использовало ИР SPAR VIII, которая обеспечила
близкий к нулевому уровень гравитации на протяжении свыше
4 мин. В качестве рабочего тела использовался образец из нат-
рий-боратного стекла с вкрапленными пустотами (пузырьками).
В полете образец расплавлялся нагреваемой платиновой
полоской. При этом изучалась миграция вкрапленных пузырьков
в расплавленном стекле. На участке полета в невесомости
наблюдалась отчетливо миграция пузырьков в направлении более
нагретой части образца, что вполне согласуется с Броуновской
моделью термокапиллярной пузырьковой миграции.
Использование ИР сопряжено с серьезными трудностями.
Из-за жесткого приземления затруднительно обеспечить
сохранения испытательного модуля и результаты получают лишь в
записи на кинопленке. Размеры испытательного модуля в ИР
весьма ограничены. Переход от высокого уровня гравитации к
невесомости сопровождается еще большими возмущениями
испытуемой жидкости, чем на самолете. Неопределенны величина
и стабильность уровня уменьшенной гравитации, которые
способна обеспечить ИР. Наконец, количество ИР, необходимых
для выполнения серии испытаний, чтобы получить
сколько-нибудь достоверные данные, достигает сотен и даже тысяч.
Поэтому НАСА отказалось от этого средства, однако
применительно к И КЩМ-потоков позиция НАСА может быть пересмотрена.
Эксперименты на МВКА «Спейс Шаттл» в принципе дают
уникальные возможности для экспериментов в невесомости. Из-
— 76 —

мерительные приборы и небольшие испытательные модули
могут монтироваться в кабине экипажа, а более крупные
сложные— в грузовом отсеке ОС, причем дистанционным
манипулятором их можно вынести из отсека и удалить на расстояние до
15 м или выпустить в свободный орбитальный полет.
Уникальные качества МВКА позволяют длительно выдерживать условия
малой гравитации и выполнять эксперименты с паро-газо-жид-
костными потоками в условиях стабильного уровня
микрогравитации, чтобы исключить доминирующее воздействие гравитации
на процессы в потоке. Обеспечивается также возможность
участия членов экипажа в выполнении испытаний и управлении их
ходом.
Однако использование МВКА связано также с весьма
серьезными затруднениями, которые диктуют соображения высокой
стоимости Р соответствующих испытательных модулей и полета
МВКА, а также исключительно жесткие консервативные
критерии оценки безопасности экспериментов для экипажа,
категорически исключающие использование опасных материалов или
возможность создания опасных ситуаций при проведении
экспериментов на борту ОС. С накоплением опыта возможно
некоторое смягчение требований, однако какие-либо эксперименты
со щелочными металлами вряд-л.и допустимы — разве что в
выводимых МВКА на орбиту ИСЗ с испытательными модулями.
Первой подлинно космической лабораторией, располагающей
широкими возможностями в энергетике, приборном обеспечении,
обработке данных и вычислительном обеспечении, по мнению
автора, будет планируемая к вводу в эксплуатацию в 90-х гг.
ООКС, где может поддерживаться гравитация на уровне 10~5—
10~6 g. До тех пор средством, обеспечивающим наилучшие
условия для экспериментов с потоками и теплопередачей в условиях
пониженной гравитации, остается МВКА, где в типичном
орбитальном полете уровень гравитации на ОС колеблется в
пределах 10~3—10~4, деградируя при вибрациях до 10~2
(минимальный уровень — 10~6 g — только в центре тяжести ОС).
Программа МВКА «Спейс Шаттл» предусматривает
выполнение на борту ОС серии экспериментов в области механики
жидкостей, однако до сих пор эксперименты с потоками
жидкостей не проводились. В 1985 г. на борту ОС был выполнен
эксперимент по динамике вращающихся и осциллирующих
свободных капель. В стадии Р два испытательных модуля,
предназначенные для размещения в грузовом отсеке ОС,— Модуль
динамики капель и Камера геофизики жидкого потока.
Эксперименты в магнитном поле позволяют создавать на
земле в жидких проводниках (ртуть, расплавы щелочных металлов)
условия пониженной гравитации (невесомости), используя силы
взаимодействия протекающего в проводнике тока с магнитным
полем. Жидкий проводник помещается внутри испытательной
секции вертикальной трубы, находящейся в горизонтальном маг-
— 77 —

нитном поле. При надлежащем подборе параметров электротока
и магнитного поля в жидком проводнике создаются силы,
нейтрализующие гравитацию и обеспечивающие для потока массы
условия, адекватные невесомости. Два обстоятельства
осложняют дело: 1) из-за происходящего в испытательной секции
разогрева температура и свойства расплава щелочного металла по
ее длине различны; 2) аномалии в процесс может внести
генерирование пара. Чтобы оценить реальные возможности данного
подхода необходимо детальное И этих эффектов и их влияние
на степень нейтрализации воздействующих на испытуемое тело
гравитационных сил. В проводившихся до сих пор
экспериментах с кипящим металлом (ртутью) в магнитном поле задача И
нейтрализации гравитационных сил не ставилась.
Применительно к проблемам создания бортовых космических АЭС
потенциальная возможность получить чрезвычайно полезную отдачу от
наземных экспериментов с искусственно создаваемой в
магнитном поле невесомостью потока КЩМ-теплоносителя, по мнению
автора, делает настоятельно необходимыми дальнейшие И в
этом направлении с применением натурного
КЩМ-теплоносителя (в основном калия).
Планирование экспериментов с 2-фазными теплоносителями
НАСА ведет с расчетом постепенно вовлекать в И проблем
создания бортовых космических АЭС все больше университетских
и промышленных организаций. Есть немало предложений по
проведению в невесомости экспериментов с различными
жидкостями, однако практически реализуется лишь небольшая часть.
Пока НАСА удалось привлечь к И лишь 3 университетских
группы (из университетов шт. Мичиган, Хьюстона и шт. Техас),
которые работают по контрактам НИЦ Льюиса и Джонсона, в
основном на их экспериментальной базе, и выполняют
преимущественно экспериментальные И, не имеющие прямого
отношения к проблемам бортовых космических АЭС и экспериментам
с 2-фазным КЩМ-теплоносителем. Промышленные фирмы
занимают выжидательную позицию, не располагая достаточной
информацией для определения целесообразных масштабов и
содержания экспериментальных И, в которые целесообразно
вкладывать собственные средства и ресурсы.
Современная программа • НАСА по экспериментальным И
2-фазных потоков в условиях пониженной гравитации преследует
цель получить обширные разносторонние данные для создания
теории 2-фазных потоков и теплопередачи в условиях
пониженной гравитации применительно к задаче создания мощной
бортовой космической АЭС с КЩМ-теплоносителем. Пока
определены лишь самые общие подходы, базирующиеся на
максимально широком использовании экспериментов с заменой
КЩМ-теплоносителя такими безопасными веществами, как воздух, вода,
фреон. Эксперименты с натурным КЩМ-теплоносителем
предполагается ставить лишь, когда такая замена ведет к серьезным
- 78 —

погрешностям, причем проводить их в башнях, трубах и,
возможно, на самолете КС-135.
При замене КЩМ-теплоносителя безопасными веществами
получают весьма отдаленную аналогию с процессами,
происходящими в реальном КЩМ-потоке, однако при определенных
условиях результаты могут быть довольно близкими к
реальным. Это позволяет существенно сократить объем
экспериментов в невесомости с реальными КЩМ-потоками, что
соответственно упрощает и удешевляет И. Так, анализ результатов
экспериментов с безопасными теплоносителями, проведенных в
различных странах, дает основания рассчитывать на получение в
ряде случаев (при правильном сочетании режимов
эксперимента, характеристик и свойств заменяющего теплоносителя)
достаточно близкой сходимости с процессами в 2-фазном потоке
КЩМ-теплоносителя в некотором диапазоне рабочих режимов.
Свое заключение автор подтверждает серией таблиц
сравнительных характеристик 2-фазных потоков целой гаммы
теплоносителей, полученных испытаниями на различных установках
с варьированием рабочих параметров процесса (температура,
давление и др.).
Такой «ступенчатый» подход последовательного решения
сложной задачи — по частям, автор считает более
реалистичным, чем всеохватывающий «глобальный» подход — решением
в натурном эксперименте, который пока практически
неосуществим. Сейчас, когда нет достаточно полного понимания
гидрогазодинамики 2-фазных потоков в условиях нормальной гравитации,
механизмы и тенденции процессов в условиях переменной и
пониженной гравитации могут лишь постулироваться без их
теоретической проверки, так как нет соответствующего
теоретического аппарата.
Генеральный план И и Р НАСА в рассматриваемой области
сводится к следующему. До 1990 г. координированными
усилиями НИЦ НАСА и трех университетских групп, которые уже
ведут И в области многомегаваттных бортовых космических АЭС,
продолжать эксперименты с 2-фазными потоками безопасных
теплоносителей (Н2О, NH3, фреон, водо-воздушные смеси) в
условиях переменной и пониженной гравитации (невесомости),
которые можно создать в башнях, трубах и на самолетах.
Параллельно в этот же период вести И концепций реакторов с
2-фазными КЩМ-теплоносителем, проводя эксперименты в
условиях нормальной (1 g), повышенной (>1 g — на
центрифугах) и пониженной гравитации (до нулевой включительно —
в магнитном поле). С 1990 г. приступить к проведению
экспериментальных И с 2-фазными потоками безопасных
теплоносителей на МВКА, а КЩМ-теплоносителей — в свободном падении
на башнях, вертикальных трубах и самолетах. С 1991 г.
перейти к экспериментам с КЩМ-теплоносителями на орбите,
используя МВКА «Спейс Шаттл» для вывода в самостоятельный орби-
— 79 —

тальный полет ИСЗ со специальными испытательными
модулями на борту (т. н. свободными орбитальными модулями), На
определенных этапах к этим работам будут подключаться
промышленные фирмы, заинтересованные в производстве бортовых
космических АЭС.
В заключение автор отмечает, что мощные бортовые
космические АЭС могут потребоваться уже в недалеком будущем.
Следовательно И в данной области весьма ограничены
временными рамками. Требуется максимально использовать все
возможности существующей экспериментальной базы, вести четкое
и гибкое планирование Р новых установок, их использования,
обеспечения измерительным и другим оборудованием,
детальными расчетами и программами — в особенности экспериментов,
связанных с И 2-фазных КЩМ-потоков в условиях пониженной
гравитации, так как эти И — ключевые для решения задачи в
целом. Б. А. Булатников
«Journal of Spacecraft and Rockets», 1988, 25,
№ 2, 146—155
30. Перспективные двигательные системы для КА,
предназначающегося для доставки на Землю
образцов с Марса
Запланировано проведение беспилотной экспедиции на Марс
КА MRSR (Mars Rover Sample Return) с отбором образцов при
использовании марсохода и их доставкой на Землю. Этот КА
будет состоять из орбитального аппарата MOV для вывода на
орбиту вокруг Марса, посадочного модуля MLM, аппарата для
старта с поверхности Марса MAV и аппарата для возврата на
Землю ERY. В составе этого КА будет также марсоход для
перемещений по поверхности планеты и отбора образцов
марсианских пород общей массой 5 кг, которые будут доставлены на
Землю с помощью аппарата ERY для анализа.
Для пуска MRSR предполагается использование
ракеты-носителя большой грузоподъемности HLLV (Heavy-Lift Launch
Vehicle) с полностью загруженной верхней ступенью «Центавр-
G-Прайм». Этот КА вместе со ступенью «Центавр» выводится
на низкую околоземную орбиту, а затем ступень «Центавр»
выведет КА на траекторию полета к Марсу. Общая масса КА
MRSR составит 12 030 кг, из них 4785 кг должны приходиться на
топливо, которое должно обеспечивать все приращения
скорости AV на остальных этапах полета. Первое большое приращение
скорости соответствует переходу на орбиту вокруг Марса. При
этом возможны два варианта: выведение на орбиту с
использованием тормозящего действия атмосферы и выведение лишь при
использовании двигательной установки. Суммарные значения AV
на выведение на орбиту и на перевод на орбитальный полет для
— 80 —

случаев использования тормозящего действия атмосферы и лишь
двигательной установки составляют соответственно 0,38 и
2,46 км/с. Поэтому использование тормозящего действия
атмосферы должно обеспечить существенную экономию горючего.
После выхода на орбиту вокруг Марса следующим маневром
с большим значением AV является спуск на поверхность этой
планеты. Перед этим от орбитальной ступени отделяется
комбинация из посадочного модуля и защитной оболочки
(орбитальная ступень продолжает оставаться на орбите до возвращения
посадочного модуля). Для выбора безопасного места посадки
используется маневрирование с использованием
аэродинамических сил. После обнаружения подходящего места посадки
посадочный модуль отделяется от защитной оболочки и спускается
на поверхность планеты на парашюте. Заключительное
изменение скорости AV обеспечивается бортовой двигательной
системой этого модуля.
После завершения этапа пребывания на поверхности планеты
стартовая ступень поднимается с поверхности Марса и
осуществляет сближение с орбитальной ступенью. Для старта с
поверхности требуется AV=4,36 км/с. После перемещения образцов
марсианского грунта на орбитальную ступень аппарат ERV
выполняет маневр перехода на траекторию движения по направлению
к Земле и совершает перелет от Марса к Земле. При подходе
к Земле от аппарата ERV отделяется капсула ERC, входящая
в атмосферу Земли (при выходе на заключительную
околоземную орбиту используется аэродинамическое торможение). С этой
капсулой сближается межорбитальный аппарат OMV и
доставляет ее на орбитальную космическую станцию. Общая
продолжительность экспедиции составит от 600 до 700 суток.
Поскольку масса КА MRSR равна или даже превышает
возможности современных средств вывода, были исследованы
перспективные двигательные системы для обеспечения снижения
общей стартовой массы по сравнению с базовым вариантом
использования двигательной системы на тетроксиде азота/монометил-
гидразине (NTO/MMH). При этом рассматривались
перспективные двигательные системы как на химическом топливе, так и
солнечно-электрические и ядерно-электрические двигательные
системы.
Выбор базового варианта двигательной системы на
NTO/MMH обусловливался стремлением снизить расходы на
разработку, что позволяет снизить стоимость КА, однако не
обязательно приводит к достижению минимальных общих расходов
или к наибольшей научной отдаче.
Среди двигательных систем на химическом топливе
рассматривались системы на долгохранящихся ракетных топливах и
топливах с криогенным охлаждением. Оба проанализированных
варианта двигательной системы на долгохранящихся ракетных
топливах были системами на NTO/MMH с удельной тягой 310
— 81 —

и 326 кгс «с/кг (последний вариант предназначен для
использования КА CRAF и применяет камеру из рения для
высокотемпературной работы). Был рассмотрен также двигатель с
насосной подачей топлива XLR-132 с удельной тягой 340 кгс • с/кг
и давлением в камере сгорания 105 кгс/см2.
Рассмотрены криогенные двигательные системы двух
категорий: низкотемпературные на О2/Н2 и высокотемпературные на
OF2/C2H6, O2/CH4 и F2/N2H4. Все они обеспечивают удельную
тягу от 365 до 450 кгс • с/кг.
Другим вариантом является двигатель по схеме ISPP (1п-
Situ Propellant Production), т. е. с получением окислителя на
«месте» (из атмосферы Марса), что позволяет существенно
снизить массу топлива, доставляемого с Земли, т. е. снизить массу
КА, отправляемого с низкой околоземной орбиты по
направлению к Марсу. В двигателе по схеме ISPP используется
циркониевая ячейка для получения О2 из СО2 марсианской
атмосферы, после чего О2 сжижается и направляется в баки
стартующего с поверхности Марса модуля. Наибольшее снижение массы
возможно при использовании двигательных систем на смесях
О2/СН4 и О2/Н2 с соотношениями компонентов 4,0: 1 и 6,0: 1
(т. е. с Земли не доставляются четыре пятых и шесть седьмых
частей топлива для стартующего с поверхности Марса модуля).
При этом уменьшается также масса спускаемого аппарата и
масса топлива для аэродинамического торможения.
Были рассмотрены ядерно-электрический и
солнечно-электрический варианты двигательной системы для доставки КА к
планете с низкой околоземной орбиты. В случае
ядерно-электрического варианта ядерный реактор отделяется от нагрузки и
двигательной установки для минимизации радиационного
воздействия на нагрузку, причем двигательная установка и баки с
топливом размещаются в центре масс КА. Удельная тяга при
использовании ионных двигателей на инертном газе ксеноне и
магнитоплазмодинамических (MPD) двигателей на NH3 равна
5000 кгс • с/кг. В солнечно-электрической двигательной системе
предполагалось использование плоских панелей батарей
кремниевых солнечных элементов (без концентраторов) мощностью
от 100 до 1000 кВт, в качестве топлива — то, же, что в случае
солядерно-электрической двигательной системы.
Для оценки преимуществ, предоставляемых перспективными
двигательными системами, потребовались детализированные
оценки массы и рабочих характеристик двигателей, силовых
подсистем, массы и рабочих параметров подсистем подачи
топлива, терморегулирования и охлаждения. При этом было
выполнено сопоставление двигательных систем двух типов: на
химическом топливе и электрических.
При анализе двигательной системы на химическом топливе
предполагалось использование тормозящего действия
атмосферы Земли и Марса. В случае использования двигателей малой
— 82 —

тяги верхняя ступень «Центавр-й-Прайм» заменялась
электрической двигательной системой. В таблице проведено
сопоставление массы КА MRSR при использовании различных вариантов
перспективной двигательной системы на химическом топливе.
Наибольшее снижение массы может быть обеспечено при
использовании О2/СН4 с двигательной установкой, выполняемой
по схеме ISRR (т. е. с получением окислителя из атмосферы
Марса), а также при использовании О2/Н2 с ISRR-двигательной
системой.
Масса КА
MRSR при различных
двигательной системы
Вариант системы
NTO/MMH
О2/СН4, ISPP
OF2/C2H6
F2/N2H4
О2/Н2, ISPP
Удельная тяга,
кгс-с/кг
310
326
340
365
365
370
370
450
450
вариантах
Стартовая
масса, кг
12 029
11205
10371
10454
9241
10458
10305
9861
9021
При анализе возможности замены верхней ступени «Цен-
TaBp-G-Прайм» исходили из того, что общая масса комбинации
этой ракеты с базовым варинтом КА MRSR составляла 35440 кг,
в том числе масса КА 12 029 кг, масса ракеты «Центавр»
3230 кг и масса топлива 20 180 кг. На основе получения
приемлемого общего периода космической экспедиции в 844 суток и
снижения стартовой массы наилучшим вариантом электрической
двигательной системы является 300-кВт солнечно-электрическая
ионная двигательная система, позволяющая уменьшить
стартовую массу на 6800 кг. Н. Я. Щербак
«AIAA Рар.», 1988, № 2900, pp. И
31. РН серии «Дельта»
Первый запуск РН типа «Дельта» был произведен 13 мая
1960 г. с мыса Канаверал. Эта двухступенчатая РН именовалась
«Тор-Дельта» и состояла из баллистической ракеты средней
дальности «Тор» (1-я ступень) и верхней ступени «Эйбл». Ее
грузоподъемность была меньше 10 кг. Запуск РН «Тор-Дельта»
оказался неудачным (25-я неудача из 47 запусков РН,
произведенных до этого' момента).
6* — 83 —

В последующие годы периодически производилась
модернизация РН «Дельта» с целью увеличения ее грузоподъемности:
1963 г.— «Дельта-С» (100 кг); 1964 г.—«Дельта-D» (135 кг);
1Q65 г.—«Дельта-Е» (200 кг); 1968 г.—«Дельта-Е» (250 кг);
1969 г.—«Дельта-М» (360 кг); 1970 г.—«Дельта-Мб» (450 кг);
1971 г.—«Дельта-904» (600 кг); 1973 г.—«Дельта-2914»
(700 кг); 1975 г.—«Дельта-3914» (920 кг); 1980 г.—«Дельта-
РАМ-3910» (1100 кг); 1982 г.—«Дельта-РАМ-3920» (1270 кг).
По состоянию на конец 1988 г. было произведено 182 запуска
РН серии «Дельта», из которых успешными были 176 запусков
(94%). Из последней серии 48 запусков успешными были (98%).
В 1989 г. должно быть завершено изготовление 13-й
модификации РН «Дельта», которым присваиваются обозначения «Дель-
та-2-6925» и «Дельта-2-7925».
Отличия этих двух новых модификаций РН от предыдущей
модификации «Дельта-РАМ-3920» состоят в следующем: а)
использование нового обтекателя полезных нагрузок диаметром
2,9 м, пригодного как для двухступенчатого, так и для
трехступенчатого вариантов; б) увеличение высоты топливного отсека
первой ступени соответственно на 1,43 и 2,23 м; в) замена
твердотопливных ускорителей (ТТУ) «Кастор-4» на ТТУ «Кас-
тор-4А», в которых при сохранении прежней конструкции
используется ТТ с более высокими энергетическими
характеристиками. Вторая и третья (PAM-D) ступени изменений не
претерпели. Высота РН увеличилась с 34,14 м (у «Дельта-РАМ-
3920») до 38,41 м (на 4,27 м).
Новые модификации РН упрощенно обозначаются «Дель-
та-2». На первой ступени РН установлен ЖРД RS-27 фирмы
Rocketdyne, а запас топлива ступени (углеводородное горючее
RP-1 и жидкий кислород) составляет 96,5 т. Подача
компонентов топлива в камеру сгорания с регенеративным охлаждением
осуществляется с помощью высокоскоростного турбонасосного
агрегата (ТНА). Управление полетом ступени по углам
рысканья и тангажа производится за счет качания сопла ЖРД с
помощью гидравлического привода. Для управления по углу
крена (вращения) предназначены два рулевых двигателя
LR 101-NA-11 фирмы Rocketdyne.
Появление РН «Дельта-2»— результат критической
ситуации, в которой оказались США вследствие катастрофы МВКА
«Спейс Шаттл» с орбитальной ступенью «Челленджер».
Основное назначение РН «Дельта-2» — обеспечение вывода на орбиту
ИСЗ военной спутниковой навигационной системы «Навстар».
РН модификации «Дельта-6925» должна обеспечить запуск
девяти ИСЗ «Блок-1» (масса ИСЗ 839 кг). Первый из этой серии
ИСЗ намечено запустить в начале 1990 г. с мыса Канаверал
{ИСЗ должен выйти на круговую орбиту высотой 17 436 км и
наклонением 55°).
— 84 -

РН «Дельта-6925» обеспечивает вывод на переходную к
геостационарной орбите (ПГСО), параметры которой: высота в
апогее—30 916 км, высота в перигее—160 км, наклонение —
28,7°, ПН массой до 1447 кг. На низкую околоземную орбиту
(НОО) РН может вывести ПН массой до 3983 кг (при запуске
с мыса Канаверал). При запуске с космодрома Ванденберг РН
может вывести: а) на вытянутую эллиптическую орбиту (высота
в апогее—34 638 км, высота в перигее — 320 км, наклонение —
33,4°, наклонение —63,4°) ПН массой до 962 кг; б) на круговую
орбиту высотой 720 км и наклонением 98,7° — ПН массой до
2567 кг; в) на НОО высотой 160 км и наклонением 99° — ПН
массой до 3025 кг.
Трехступенчатая РН «Дельта-7925» предназначается для
вывода на орбиту по меньшей мере 10 навигационных ИСЗ серии
«Блок-2» (масса ИСЗ 1134 кг). При запусках с мыса Канаверал
РН должна обеспечивать вывод на ПГСО ПН массой до 1819 кг,
а в двухступенчатом варианте РН «Дельта-7925» сможет
выводить на НОО ПН массой до 5039 кг. При запусках с космодрома
Ванденберг возможности РН «Дельта-7925» составят: а) на
вытянутую эллиптическую орбиту—ПН массой до 1275 кг;
б) на солнечно-синхронную орбиту высотой 720 км — ПН массой
до 3261 кг; в) на НОО —ПН массой до 3819 кг.
На РИ «Дельта-6925» и «Дельта-7925» установлено по девять
ТТУ. В момент старта воспламеняется только шесть ТТУ.
Суммарная тяга двигателя первой ступени и девяти ТТУ составляет
397 тс, а РН «Дельта-7925», имеющей на первой ступени
формированный ЖРД,— 477 тс. Через 56 с после старта топливо в
шести ТТУ выгорает и производится воспламенение трех
оставшихся ТТУ. Эти ТТУ выключаются после 118 с с момента
старта. Расчетная продолжительность работы ЖРД 1-й ступени —
265 с.
На второй ступени РН «Дельта-2» установлен ЖРД с тягой
4,5 тс и расчетной продолжительностью работы — 432 с. В
качестве горючего используется «Аэрозин-50», а окислителя — че-
тырехокись азота. Масса топлива — 6 т. Воспламенение ЖРД
2-й ступени производится через 13 с после выключения ЖРД
1-й ступени, сброс обтекателя на 298-й секунде полета, а
выключение ЖРД 2-й ступени через 687 с после старта (на
высоте 296 км). В течение 57 секунд РН совершает свободный полет.
На 1263-й секунде полета (когда РН находится над экватором)
производится повторное включение ЖРД 2-й ступени на 23
секунды.
Система управления полетом РН размещена в верхней части
корпуса второй ступени. В состав аппаратуры системы
управления входят инерциальная платформа (три гироскопа, четыре
акселерометра, электроника) и ЭВМ фирмы Delco, которая
выдает данные о положении РН в пространстве, навигационную
информацию и команды на включение и выключение двигателей.
- 85 -

Третья ступень РН «Дельта-6925» и «Дельта-7925»
(обозначается PAM-D) предназначается для перевода ПН с НОО на
ПГСО. На ней установлен твердотопливный двигатель Star-48B
фирмы Thiokol. Ступень стабилизируется за счет вращения
вокруг своей продольной оси. На борту ступени находится
программно-временное устройство, приборы управления нутацией
ступени, телеметрическая аппаратура, система отделения ПН
и устройство, с помощью которого корпус ступени начинает
совершать беспорядочное вращение после отделения ПН (чтобы
предотвратить соударения корпуса и отделившейся ПН).
Двигатель Star-48B имеет 2 т твердого топлива, обеспечивает
тягу 6,8 тс в течение 87 секунд (воспламенение двигателя
производится на 1376-й секунде полета). Отделение ПН должно
происходить на 1576-й секунде полета. Впервые ступень PAM-D
была установлена на РН «Дельта № 153» в ноябре 1980 г.
С тех пор было произведено 15 запусков РН «Дельта» в
трехступенчатом варианте.
Продолжаются НИОКР по дальнейшему
усовершенствованию конструкции РН серии «Дельта», включая разработку:
а) нового обтекателя на основе обтекателя для РН «Титан-
ЗС/Титан-34О», позволяющего увеличить на 0,36 м диаметр ПН
и довести высоту ПН до 17 м; б) третьей ступени PAM-D3
(первоначально разработана фирмой McDonnell Douglas для
коммерческой РН «Титан» фирмы Martin Marietta).
Усовершенствованная РН «Дельта-2А» должна обеспечивать
одновременный вывод на ПГСО двух ПН массой до 2629 кг.
Основным заказчиком на изготовление РН «Дельта-2»
являются ВВС США. 21 января 1987 г. ВВС заключили с фирмой
McDonnell Douglas (MDC) контракт в сумме 316,5 млн долл.
на изготовление и запуск семи РН «Дельта-2». Согласно
контракту ВВС имеют право заказать еще 13 РН «Дельта-2» на
сумму 669 млн долл. Фирма MDC может получить
дополнительно 65 млн долл. в порядке поощрения (3 млн долл. за каждый
успешно проведенный пуск РН, 1 млн долл. в год за выполнение
фирмой всех взятых на себя обязательств).
Фирма MDC заключила также контракты на проведение с
помощью РН «Дельта-2» запусков семи различных ИСЗ: «Ин-
сат-lD» (первый коммерческий запуск); BSB-1 (British Satellite
Broadcasting); «Инмарсат-2» (запуск F-1); «Палапа-В2И»;
«Инмарсат-2» (запуск F-2); BSB-2; HATO-4A. Суммарная стоимость
контрактов на запуск всех вышеперечисленных ИСЗ составляет
350 млн долл. Запуски ИСЗ должны быть произведены до
конца 90-х годов. Фирма MDC рассчитывает, что до середины
1992 г. ей удастся заключить контракты на запуск еще 12 ИСЗ.
Согласно планам фирмы MDC до конца 1991 г. должно быть
произведено 22 запуска РН серии «Дельта», главным образом
для вывода на орбиту навигационных ИСЗ «Навстар», и
проведения исследований в интересах программы СОИ и НАСА.
— 86 —

При запусках будут использоваться РН «Дельта-3920» и ее
разновидности, а также модификации РН «Дельта-6925» и
«Дельта-7925». В ближайшие годы запуски РН «Дельта» с
мыса Канаверал будут производиться с частотой 7 в год, а в
дальнейшем частота увеличится до 12 запусков в год.
Расширяется производство РН «Дельта». В апреле 1987 г.
окончательная сборка РН, производившая до этого на заводе в
Хантингтон-Бич (шт. Калифорния), была переведена на завод
в Пуэбло (шт. Колорадо) с персоналом численностью 200
человек. Более 80% работ по изготовлению РН «Дельта-2»
сохранится на заводе в Хантингтон-Бич. Произведена модификация
стартового комплекса № 17 на мысе Канаверал, в состав
которого входят два стартовых сооружения. В обеспечении запусков
РН «Дельта» с мыса Канаверал принимает участие 200
сотрудников фирмы MDC. Б. И. Ермишкин
«Flight International», 1989, 135, № 4146,
35—37
32. Твердотопливный ракетный ускоритель для японской РН
типа Н-2
Национальное агентство космических разработок (НАСДА)
Японии ведет разработку большой 2-ступенчатой РН Н-2,
которая в 90-х гг. должна заменить современную РН типа Н-1.
Новая РН при вертикальном старте способна обеспечить вывод
на СТО ИСЗ массой 2 т, а также выполнять ряд других задач,
включая одновременный вывод на низкую околоземную орбиту
(НОО) нескольких ИСЗ (максимальная суммарная масса ПН
до 10 т, а в перспективе — до 40 т). Все ступени РН Н-2
разрабатываются с использованием японской технологии.
Сравнительно низкая расчетная стоимость пуска РН (80 млн долл.)
должна будет, по прогнозам НАСДА, обеспечить Японии
возможность конкурировать с другими странами на
международном рынке услуг по выводу ИСЗ. В серии статей японские
специалисты приводят описание, конструкцию, порядок
функционирования, основные характеристики, состояние и план
завершения разработки (Р) ракеты и ее основных элементов —
особенно детально ее 1-й криогенной ступени и двух ее ракетных
ускорителей (РУ) с РДТТ.
Траектория РН при выводе ПН на орбиту, переходную к
стационарной (СТО), включает следующую типовую
последовательность операций старта и полета. При старте на ПУ
сначала включается криогенный ЖРД 1-й ступени — LE-7. Его
основные характеристики: топливо — жидкие кислород и
водород, соотношение компонентов топлива 6,0; тяга — в вакууме
1180, на уровне моря — 910 кН; удельный импульс 4405 Не/кг,
продолжительность работы ЖРД в полете 315 с; ресурс 20 за-
— 87 —

пусков при суммарном времени работы >2000 с; надежность
0,9935 с доверительной вероятностью 60%; масса ЖРД 1560 кг,
диам. выходного сечения сопла 1900 мм, общая длина ЖРД
3,5 м.
При достижении 90% номинальной тяги ЖРД LE-7 по
команде, подаваемой от компьютера бортовой инерциальной системы
навигации РН, включаются одновременно два закрепленные на
ней РУ. Совместно с ЖРД 1-й ступени развивается стартовая
тяга около 3140 кН, обеспечивающая РН вертикальный подъем
с постепенным поворотом по тангажу и разгон до скорости
1,4 км/с к 95-секунде (высота 37, удаление от точки старта
38 км). К этому моменту давление в камерах сгорания РДТТ,
измеряемое установленными в них датчиками, падает до 2 МПа
(соответствует тяге каждого — 590 кН) и оба РДТТ
выключаются. На 100-й секунде происходит отделение РУ (высота
— 40 км, удаление —44 км) и они спускаются на парашютах
в море на удалении —300 км, где вылавливаются кораблями-
спасателями.
К 316-й секунде активного полета (высота 162 км, удаление
660 км) ЖРД LE-7 разгоняет РН до скорости 6,4 км/с и
выключается, а на 324 секунде (высота 167 км, удаление 700 км)
происходит отделение 1-й ступени, которая падает на удалении
3100 км, после чего некоторое время РН летит по инерции.
С 334 по 655 с полета при первом включении ДУ 2-й ступени
с ЖРД LE-5 скорость РН увеличивается с 6,4 до 7,8 км/с,
высота со 173 до 266 км, удаление с 700 до 2700 км. При этом на
343 секунде при скорости 6,6 км/с на высоте 176 км и удалении
800 км происходит сбрасывание обтекателей, которые падают
на удалении —3200 км. Между 1430 и 1850 секундами — при
втором включении ДУ 2-й ступени скорость возрастает с 7,8 до
10,2 км/с, высота с 260 до 280 км, удаление с 4000 до 10 000 км,
а на 1860-й секунде (скорость 10,2 км/с, высота 300 км,
удаление 10 000 км) происходит разделение ДУ 2-й ступени и ПН,
которая затем с этой переходной орбиты выходит на СТО.
Конструкция РУ имеет в основе РДТТ собираемый из 4-х
сегментов, передний переходник с носовым конусом и хвостовую
юбку. Длина РУ 23, диаметр 1,8 м; масса — без топлива 10,
твердого топлива (ТТ)—59 т. Тяговые характеристики РДТТ
рассчитаны, исходя из соображений оптимизации условий
старта РН, которые требуют обеспечения начального ускорения
1,6 g при его ограничении в период полета с работающими
РДТТ и в дальнейшем управляемом полете РН после их
выключения величиной 4 g. Пикового значения тяга РДТТ
достигает на 40-й секунде после зажигания, а затем до 85-й секунды
работы она линейно убывает. Предусмотренная в конструкции
РДТТ растянутость процесса полного выгорания топлива
предотвращает возникновение большого дисбаланса тяг при
окончании работы обоих РДТТ.
— 88 —

Сегменты корпуса РДТТ представляют собой цилиндры из
сплава низкоуглеродистой стали (0,2С, 7,5Ni, 4Co, 2Mo, 0,1V),
соединяемые последовательно через внутренние концевые
фланцы 108 болтами диам. 25,4 мм. По конструкции и технологии
изготовления они подобны корпусам сегментов уже аппроби-
рованных РДТТ типа M-3SII, но увеличенного масштаба.
Расчетная величина максимального эксплуатационного давления
внутри корпуса 5,6 МПа при запасе прочности 1,25 и
коэффициенте герметичности 1,1.
В предстартовом положении РН Н-2 опирается на
закрепленные на ее 1-й ступени два.РУ. На земле, непосредственно
перед стартом на хвостовую юбку и корпус РДТТ воздействуют
максимальные величины давления и изгибающего момента от
ветровой нагрузки. В этот период корпус РДТТ испытывает
наибольшую нагрузку на продольный изгиб, а 4-й сегмент
РДТТ — дополнительно совместное воздействие внутреннего
давления и нагрузки, передаваемой через заднее крепление системы
отделения РН от ПУ. Минимальная толщина стенок корпуса
РДТТ — 4,7 мм, предел текучести материала 1300 МПа,
критическая нагрузка 1500 МПа.
Шашки ТТ состоят из смеси трех компонентов— 14% НТРВ,
18% А1 и 68% перхлората аммония. Линейная скорость горения
~6 мм/с при давлении в камере сгорания 5 МПа. Шашки
отливаются непосредственно в корпуса сегментов РДТТ в вакууме
на заводе-изготовителе и прочно сцеплены со стенками
корпусов. На стартовую позицию снаряженные сегменты
поставляются раздельно и там стыкуются. Шашки трех задних сегментов
имеют каждая один цилиндрический центральный канал, а
шашка переднего — 5 внешних каналов — поперечное сечение в виде
5-конечной звезды. Чтобы свести к минимуму разброс тяговых
характеристик, все шашки отливаются из одной партии
исходного материала ТТ, качество которого проверяется перед
использованием приемочными испытаниями. Кроме того, процессы
приготовления ТТ проходят индивидуальный контроль и проверки.
В среднем для отливки шашки одного сегмента требуется 10
порций смеси ТТ. Каждая порция проходит проверку на скорость
горения. »
Реактивное сопло РДТТ длиной ~2,5 м, массой ^2 т на
20% длины утоплено в его корпусе. Диаметр сопла в
критическом сечении 534, а в выходном— 1689 мм; коэффициент
расширения газов в процессе горения 10. В корпусе РДТТ сопло
крепится шарнирно через хвостовик, что обеспечивает
возможность отклонять сопло от продольной оси РДТТ в пределах
±5°. Шарнирное устройство состоит из корневой вращающейся
оконечности сопла, которая монтируется внутри сборки из двух
больших стальных колец. Вращающаяся корневая часть сопла
выполнена в виде сфероидальной слоистой конструкции из
чередующихся стальных шайб (9 шт.) и эластичных прокладок на-
— 89 —

турального каучука (10 шт.). От высокотемпературных
воздействий шарнирное устройство предохраняют изолирующие шторы
и два абляционных термозащитных слоя, нанесенных на
внутренней стенке сопла по всей его длине, кроме зоны критического
сечения, термозащиту которого обеспечивает графитовый
вкладыш. Непосредственно прилегающий к материалу конструкции
сопла внутренний абляционный слой — из кремний-углеродного
композита, а второй — внешний слой — из фенол-углеродного
композита. Силовая основа хвостовика реактивного сопла
выполнена из стали марки 4340, а конической выходной части (угол
при вершине 15°) за зоной критического сечения — из алюминия
марки 7075. Толщина абляционных слоев по длине сопла
различна— определяется из условия обеспечить коэффициент
безопасности 1,5. Из алюминия той же марки выполнен
насаживаемый на коническую часть сопла бугель с узлами крепления
сервоприводов подсистемы управления вектором тяги (УВТ).
Другие концы сервоприводов крепятся к силовой обечайке
хвостовой юбки.
Система зажигания обеспечивает с высокой надежностью
одновременное включение РДТТ обоих РУ. Она состоит из трех
основных компонентов:
— ударно-предохранительное устройство, обеспечивающее
надежное воспламенение по команде и предотвращение
несанкционированного воспламенения;
— две воспламенительные цепи с соединяющими их
перемычками на конце каждой;
— воспламенитель в металлическом контейнере, состоящий
из воспламенительного заряда и 22-килограммовой шашки быст-
рогорящего композитного ТТ.
Подсистема УВТ РДТТ каждого РУ работает совместно с
системой УВТ основной ДУ 1-й ступени и обеспечивает при
синхронной работе обоих РУ большую часть шарнирного
управляющего момента по тангажу, курсу и крену, развиваемого на
начальном участке траектории в соответствии с командами,
исходящими от бортовой системы управления полетом РН. В
хвостовой юбке каждого РДТТ монтируются два сервопривода,
приводимых от одного силового гидроагрегата, который содержит
масляный бак и баллон сжатого гелия емкостью по 40 л. При
начальном давлении гелия в баллоне 30 МПа регуляторы
поддерживают в сервосистеме постоянное давление 21 МПа.
Максимальное усилие, развиваемое сервоприводом,— 120 кН.
Основные структурные элементы РУ—хвостовая юбка,
передний переходник и носовой конус. В хвостовой юбке находятся
узлы крепления, удерживающие РН в течение всего периода
подготовки к старту — до момента включения РДТТ РУ. Она
обеспечивает аэродинамическую и термодинамическую защиту
размещенных внутри нее подсистемы УВТ и задней ДУ отброса
подсистемы отделения СУ от РН. Силовая обечайка хвостовой
— 90 —

юбки воспринимает и передает на корпус РН все предстартовые
нагрузки. Размеры юбки обеспечивают достаточные зазоры при
отклонениях сопла РДТТ на максимальные углы.
Конструктивно юбка выполнена в виде собранной на болтах клепаной
структуры в форме усеченного конуса высотой 1180 мм с диаметрами
оснований — верхнего 1920 мм, нижнего— 2245 мм. Изготовлена
из листов алюминия марки 2024 и колец из алюминия марки
7075. Масса юбки 580 кг.
Передний переходник имеет главный фиттинг, через который
тяговая нагрузка РУ передается центральной секции несущей
конструкции РН. На вспомогательных элементах силовой схемы
цереходника монтируются агрегаты электрической и приборной
подсистем, передняя ДУ отброса подсистемы отделения СУ от
РН, подсистемы безопасности (самоликвидации), внутренние
кабельные соединения. Переходник конструктивно выполнен в
виде цилиндрической клепаной структуры из алюминиевых
листов и колец тех же марок, что и хвостовая юбка. Масса
переходника 600 кг, высота 2632, диам. 1850 мм.
Носовой конус — монокок клепаной конструкции из листового
алюминия марки 2024 с полусферической передней
оконечностью. Диаметр основания 1810, общая длина 1911 мм; масса
~ 100 кг. Пока спасение и повторное использование РУ не
обеспечивается, однако в носовом конусе предусмотрена
возможность размещения парашютной системы для смягчения удара
о воду с целью спасения приборных блоков и обеспечения
безопасности судов в районе приводнения.
Снаружи вдоль корпуса каждого РУ между переходником и
хвостовой юбкой проложен трубопровод, в котором размещены
электрические кабели и шнуровые заряды системы безопасности
(самоликвидации). Трубопровод обеспечивает их защиту от
молний, механическую, аэродинамическую и термозащиту.
Изготовлен трубопровод из алюминия марки 2024, его ширина 290,
высота 80 мм. Прилегающая к корпусу РДТТ плата
трубопровода крепится к каждому сегменту при сборке РУ на
космодроме.
Подсистема отделения РУ содержит пиротехнические
разрывные устройства и два агрегата ДУ отброса — с 5-ю реактивными
соплами в переднем переходнике и с 4-мя соплами в хвостовой
юбке. Сопла ориентированы так, чтобы исключалось воздействие
реактивных струй и частиц на РН. Максимальная тяга каждого
реактивного сопла ДУ отброса 10 кН в течение 1 с. В переднем
главном фиттинге крепления РУ к корпусу РН используется
один разрывной болт, а в заднем 3-точечном узле крепления —
3 разрывные муфты. Последовательность операций при
отделении РУ и соответствующие команды определяются бортовой
системой управления РН и передаются по проводным связям.
Подсистема электропитания и приборного обеспечения РУ
базируется на постоянном токе напряжением 28 В, который по-
— 91 —

требляют все компоненты и оборудование РУ. При проверках и
эксплуатации на земле электроэнергия подается в РУ через
отрывные кабельные разъемы, размещенные на силовой
обечайке хвостовой юбки. Каждый РУ имеет свою автономную
подсистему электропитания, в состав которой входят два никель-
кадмиевых аккумулятора и распределительная коробка
аварийной ликвидации/зажигания/отделения, размещенные в переднем
переходнике. Емкость аккумуляторов — по 10 Ач. Данные о
работе РУ передаются в полете по каналам общей
радиотелеметрической системы, работающей в S-диапазоне и размещенной на
2-й ступени РН. Центральный блок этой системы по сигналам
датчиков, размещенных в различных системах РН, в том числе
РУ, генерирует информационные сигналы со скоростью
130 кбит/с.
Подсистема аварийной ликвидации срабатывает в случае
ненормального поведения РН, создающего опасность для
космодрома и его окружения. Команда на ликвидацию генерируется
на борту РН в случае преждевременного разделения ступеней
или подается с земли по результатам обработки данных о
фактической траектории РН. Эти данные получают в реальном
времени от наземной сети РЛС слежения за полетом РН,
взаимодействующих с ответчиками, размещенными на 2-й ступени РН.
Линии наземный приемник—бортовой передатчик систем
слежения и самоликвидации полностью дублированы. Заряды
самоликвидации в РУ срабатывают по командам логических
устройств, размещенных в распределительных коробках. Команды
на самоликвидацию генерируются на борту или поступают с
земли.
Состояние Р и планы завершения работ над РУ. С начала
1984 г. до середины 1987 г. велись Р компонентов РУ с
огневыми испытаниями в середине 1986 г. модели РДТТ уменьшенного
масштаба. В 1986—1987 гг. были изготовлены и испытаны
1, 3 и 4-й сегменты РДТТ. Испытаниями установлено, что 3-й
сегмент при толщине стенок 5 мм выдерживает аксиальные
нагрузки на сжатие 12 МН, что обеспечивает, по оценке
разработчиков, вполне достаточную устойчивость к продольному изшбу.
Удовлетворительные результаты дала серия испытаний
внутренним давлением воды 1-го и 4-го сегментов корпуса РДТТ со
стенками толщиной 5 мм (сегменты выдержали давление
8,9 МПа при расчетной величине 7,5 МПа).
В июне 1986 г. были проведены успешные испытания по
отливке в секции корпуса РДТТ шашек из нового ТТ со скоростью
горения 6 мм/с. В сентябре 1986 г. успешно прошли огневые
испытания при кратковременных включениях модели РДТТ в
1/3 натуральной величины, имевшие основной целью проверку
работоспособности конструкции поворотного сопла в условиях
повышенных температур, а в декабре 1986 г.— такие же
испытания поворотного шарнирного соединения, показавшие доста-

точно широкий диапазон безопасного функционирования при
высоких температурах окружающей среды. В 1987 г. были
завершены типовые испытания компонентов подсистемы УВТ на
функционирование в рабочих условиях, подтвердившие
работоспособность базовой конструкции при незначительной ее
модернизации в летном образце. В апреле 1988 г. в основном
завершена Р и Космическим центром в Танегасима проведено
1-е статическое огневое испытание на полную
продолжительность работы в горизонтальном положении полномасштабного
опытного образца РДТТ со всеми подсистемами РУ в летном
исполнении. В 1988 г. велись также конструкторские испытания
хвостовой юбки, опытных образцов переднего переходника с
носовым конусом, компонентов подсистем электропитания и
приборного обеспечения РУ. Результаты оцениваются как вполне
удовлетворительные.
На 1989 г. намечены два огневых испытания опытных
образцов РДТТ, а в 1990 г. завершающее его Р огневое испытание
серийного образца. В конце 1992 г. планируется 1-й —
испытательный пуск РН Н-2, а затем — эксплуатационный с выводом
на ПСТО ИСЗ ETS-VI. Все пуски РН с космодрома в
Танегасима. Б. А. Булатников
«Journal of Space Technology and Science»,
1988, 4, № 1, 1 — 10
«Flight International», 1988, 133, № 4118,
28—30
«Acta Astronautica», 1988, 17, № 556, 331—340
33. Перспективы использования РН «Ариан»
Организация Arianespace намеревалась 15 февраля 1989 г.
заключить контракты с рядом западноевропейских фирм на
изготовление 50 РН «Ариан-4» в период с 1991 по 1998 г. В число
фирм-изготовителей входят: французские фирмы Aerospatiale,
SEP и Matra; МВБ (ФРГ); British Aerospace (Великобритания);
Contraves (Швейцария). Стоимость 50 РН «Ариан-4» составит
18 млрд фран. фр. До этого были заключены контракты на
изготовление 20 РН «Ариан-4». Таким образом в 90-х годах
намечено изготовить 70 РН «Ариан-4».
Средняя стоимость наиболее мощной модификации РН «Ари-
ан-44Ь> составит 90—100 млн долл. (560—620 млн фран. фр.).
Точная стоимость одной РН будет зависеть от условий
финансирования и сроков поставки РН, например, в зависимости
от вида валюты, в которой будут производиться расчеты: а) в
долларах; б) в долларах и марках ФРГ; в) в марках ФРГ и
французских франках. Стоимость заказов на все 70 РН
«Ариан-4» составит 6—7 млрд долл. (38—44 млрд фран. фр.). До
1998 г. РН «Ариан-4» останется единственной модификацией
— 93 —

РН этой серии, которая будет использоваться для запуска
полезных нагрузок (ПН), так как запуски РН «Ариан-2 и 3»
будут завершены до середины 1989 г.
Согласно прогнозу организации Arianespace в ближайшие
4—5 лет будет запускаться по 20—22 ИСЗ в год, в том числе
по 15—18 ИСЗ гражданского и коммерческого назначения. По
оценке фирмы Hughes Aircraft (США) запуски связных ИСЗ
составят 410—12 в год. Как считает директор Arianespace
Фредерик д'Аллест, организация сможет производить по 9—10
запусков ИСЗ в год, но возможно, что число заказов составит
только 7—8 ИСЗ в год. Arianespace считает, что до 1991 г.
включительно она будет производить по 9 запусков в год, в 1992 г.—
8—9 запусков, а в 1993—1994 — по 7—8 запусков в год.
В большинстве случаев при запусках будет производиться
вывод на орбиту по одному тяжелому ИСЗ, например, таких как
ИСЗ «Интелсат-6 и 7», «Аник-Е», HS-60L При массе ИСЗ
1,4—1,5 т можно будет выводить по два ИСЗ одной РН
«Ариан-4», так как эта РН способна выводить на переходную к
геостационарной орбите ПН массой до 4,2 т.
Как считает Фредерик д'Аллест, в 1989 г. организация
Arianespace сможет заключить 9—10 контрактов из 15 контрактов,
на которые будут объявлены конкурсы. В качестве возможных
заказчиков рассматриваются американские фирмы Hughes
Aircraft, GE Americom и GTE, которые эксплуатируют собственные
спутниковые системы связи, а также агентство ЕКА, Испания
(ИСЗ «Испаниясат») и Бразилия. Организация Arianespace
еще не объявила об участии в конкурсе на запуск военного
спутника связи «НАТО-4В» (ИСЗ «НАТО-4А» будет выводиться
на орбиту американской РН «Дельта-2»). Руководство
Arianespace рассчитывает на получение контракта на запуск трех (из
пяти) ИСЗ новой серии «Интелсат-7». Ожидается сильная
конкуренция со стороны американской фирмы General Dynamics,
которая уже получила заказ на запуск двух КСЗ «Интелсат-7»
с помощью новой РН «Атлас-2А5». Как считает д'Аллест, РН
«Ариан-4» обладает преимуществами по сравнению с РН
«Дельта» и «Титан» при запусках ИСЗ малой и очень большой массы,
а при запусках ИСЗ средней массы (1,8—2,2 т) он может
конкурировать с РН «Атлас». Стоимости РН «Атлас» и «Ариан»
отличаются между собой не более чем на 8—10%- Позиции
Arianespace усилены за счет ее сотрудничества со страховой фирмой
53 R, которая является филиалом Arianespace.
В 1988 г. организации Arianespace удалось получить
половину контрактов на запуск коммерческих ИСЗ, которые могут
быть выведены на орбиту с помощью РН «Ариан». Портфель
заказов Arianespace на запуск увеличится еще на 7 ИСЗ. Таким
образом общая сумма заказов на запуск более 40 ИСЗ составит
14 млрд фран. фр. В число новых семи ИСЗ входят: «Теле-
ком-2А», «Спот-3» (Франция); TV-Sat 2 (ФРГ); «Топекс»
— 94 —

(США); «Инсат-2А и 2В» (Индия) и еще один иностранный
ИСЗ, наименование которого по просьбе заказчика не
называется.
В период с 1986 по 1988 г. Arianespace выиграла 29 (из 49)
контрактов на запуск коммерческих ИСЗ, что составляет 59%
международного рынка (не считая СССР). 17 контрактов (35%)
получили США на запуски ИСЗ с помощью РН «Атлас»,
«Дельта» и «Титан» и 3 контракта (6%) КНР —на использование
своих РН «Великий поход». С помощью последних будут
выведены на орбиту в 1990—1992 гг. 3 ИСЗ, изготовленные
американской фирмой Hughes Aircraft: «Азиясат» — для
англоазиатского консорциума; «Австралсат-В1 и В2» —для
австралийской фирмы Aussat Pty. Б. И. Ермишкин
«Air et Cosmos», 1989, 26, JNIo 1222, 37—38
34. Усовершенствование системы воспламенения ЖРД НМ-7
третьей ступени ракет-носителей «Ариан»
Фирма SEP по контракту CNES (Франция) провела
усовершенствование системы воспламенения (СВ) криогенного ЖРД
НМ-7, вследствие неудовлетворительного ее функционирования
в полетах ракет-носителей (РН) «Ариан» V-15 и V-18.
Комиссия, расследовавшая причины аварийных пусков, установила,
что в полете V-15 через негерметичный клапан подачи жидкого
водорода происходило натекание водорода в камеру сгорания
(КС), сопровождавшееся повышенным захолаживанием КС и
форсуночной головки. При недостаточной энергии
пиротехнического заряда в СВ это вызвало увеличение времени задержки
воспламенения до 200—300 мс вместо 100 мс и вследствие
накопления топлива в КС привело к пику давления. Следствием
этих процессов в предельном случае был срыв работы насоса
подачи жидкого водорода, срыв работы газогенератора и
отключение ЖРД. Комиссия рекомендовала разработать новую
СВ с повышенной энергией пиротехнического заряда, выбрать
новую конструкцию соплового насадка для изменения расхода
газа и схемы заполнения струями газа полости КС,
модифицировать процесс захолаживания КС, аттестовать выбранную СВ
и провести испытания по воспламенению в условиях
нестационарного режима подачи компонентов топлива в КС.
Проведенные исследования включали определение
распределения расхода компонентов топлива по сечению форсуночной
головки на нестационарном режиме при запуске, исследование
газодинамики струй из СВ в условиях обтекания потоками
компонентов топлива и т. п. Было показано, в частности, что на
нестационарном режиме через центральные форсунки кислород
начинает поступать на ~40 мс раньше, чем через периферийные
форсунки. Результаты исследований были использованы при
формулировании принципов проектирования СВ:
— 95 —

— оси струй из соплового насадка не должны совпадать с
осью КС, а угол наклона осей струй не должен превышать 45°;
— истечение газа должно происходить в виде не более чем
3 струй из-за технологических ограничений по размещению
отверстий в вольфрамовом сопловом насадке;
— истечение из соплового насадка должно быть дозвуковым,
чтобы сохранялась достаточная статическая температура газа
в струе;
— для обеспечения условий горения пиротехнического
заряда в СВ использовать шайбу с критическим перепадом давлений
вверх по потоку от соплового насадка.
Огневые испытания проводились на высотном стенде фирмы
PF.41 с паровым эжектором, обеспечивающим начальное
давление перед запуском 70 мбар и при работе ЖРД — < 100 мбар.
Натурные испытания длительностью 0,2—0,6 с (табл. 1)
показали, что конструкции СВ с непараллельными струями очень
эффективно улучшают воспламенение, если каждая струя несет
достаточный запас энергии. По результатам экспериментов для
дальнейшей отработки была принята конструкция СВ с двумя
наклонными цилиндрическими отверстиями в сопловом насадке
для истечения газа. В прежней конструкции газ выходил через
одно утопленное за плоскость форсуночной головки
сверхзвуковое сопло по оси КС, создавая сложную структуру скачков
уплотнения внутри канала в форсуночной головке и вблизи ее
плоскости. В новой конструкции сопловой насадок выступает за
плоскость форсуночной головки. Расход газа увеличен в 3 раза.
Масса пиротехнического заряда существенно повышена.
Применено топливо Isolite-1431. Для инициирования используются
2 пиропатрона.
Испытания показали также, что продолжительность
предварительного захолаживания водородом оказывает большое
влияние на время задержки воспламенения.
Для анализа процессов воспламенения в условиях
нестационарного режима подачи компонентов топлива разработана
модель для расчета распределения концентраций гелия,
газообразного кислорода и жидкого кислорода в этих условиях. Гелием
продувается окислительная полость форсуночной головки перед
подачей кислорода. Модель позволила выявить влияние ряда
параметров на процесс впрыска кислорода в КС, в т. ч.
начального давления перед клапаном, температуры жидкого
кислорода, времени отсечки подачи гелия, расхода гелия и т. п. Было
установлено, что начальное давление перед клапаном
определяет поступление кислорода в полость форсуночной головки, в
то время как его влияние на поступление кислорода в КС
изменяется со временем от незначительного на 30 мс до
существенного на 100 мс.
Аналогичная модель была разработана для нестационарного
режима подачи водорода. Показано влияние давления подачи и
— 96 —

времени захолаживания на фазовый состав водорода,
поступающего в КС. Так при времени захолаживания 3 с и давлении
подачи <4 бар в первый момент в КС будет поступать только
газообразный водород, а при давлении >4 бар — двухфазная
смесь.
Таблица 1
Влияние конструкции СВ на задержку воспламенения
Номер

испытания
04
09
32
10
08
15
31
18
Конструкция СВ
ПК, С-1, У = 0°
ПК, С-3, У>0°
ПК, С-1, У = 0°
НК, С-1, У = 0°
НК, С-3, У>0°
НК, С-3, У>0°
НК, С-2, У>0°
НК, С-2, У>0°
Время
захолаживащя,
с
Расчетное
»
В 2 раза
больше расчетного
Р асчетное
»
В 1,4 раза
больше
расчетного
В 3,2 раза
больше
расчетного
Расчетное
Задержка

воспламенения, мс
93
149
145
203
58
94
55
36
Заброс
давления в
магистрали
подачи
водорода, бар
10
22,1
23
26
0,5
12,5
2,1
0
Примечание. ПК —прежняя конструкция; НК —новая конструк-^
ция; С — число струй из соплового насадка; У — угол наклона струй
по отношению к оси КС.
В испытаниях были воспроизведены нерасчетные режимы
работы ЖРД, которые могли оказать влияние на тепловое
состояние КС и процессы во впрыснутой в КС топливной смеси.
Воспроизводились утечки компонентов топлива через
негерметичные клапаны окислителя и горючего. Эксперименты позволили
установить зависимость между величиной утечки и
температурой форсуночной головки, температурой пиротехнического
заряда и т. п.
Испытания по оценке запаса работоспособности (табл. 2)
показали, что во всех случаях отклонений параметров,
влияющих на задержку воспламенения, на максимальные значения,
известные из полетной телеметрической информации,
наблюдался запас работоспособности. Вся программа огневых стендовых
испытаний включала ~50 запусков. Результаты, полученные в
полетах с V-19 по V-26 включительно, подтверждают
работоспособность новой СВ, а также показывают возможность
получения представительных результатов на высотном огневом
стенде.
97 —

По состоянию на март 1988 г. наработка ЖРД НМ-7 в
9 стендовых огневых испытаниях составила ~3130 с.
Проведено непрерывное испытание длительностью 920 с. Показано, в
частности, что ЖРД работоспособен при подшипниках турбо-
насосного агрегата, заполненных жидким водородом.
Таблица 2
Запас работоспособности новой СВ по отдельным влияющим параметрам
Параметр
Охлаждение форсуночной головки
Переохлаждение гелия
Превышение расхода жидкого кислорода
на входе в полость форсуночной головки с
максимумом на 50 мс
Перегрев форсуночной головки
Перегрев гелия
Занижение расхода жидкого кислорода
Завышение расхода гелия
Занижение расхода гелия
Увеличение времени захолаживания КС
Запаздывание времени открытия клапана
жидкого кислорода
Запаздывание раскрутки турбины
Несоосность соплового насадка СВ
Макс.
отклонение*,
3:?
—20 К
—20 К
+ 20%
+ 20 К
+ 20 К
—2О»/о
+ 1 г/с
—1 г/с
+ 1,5 с
+ 30 мс
+ 30 мс
+2°
Запас

тоспособности, % от
макс: откло
нения
500
600
250
500
500
300
400
400
360
300
400
1500
* По результатам обработки лётных данных.
Успешные пуски РН в 1988 г., в т. ч. новой РН «Ариан-44ЬР»
15 июня, позволяют фирме Arianespace надеяться на
коммерческий успех в будущем. В частности, подписано соглашение с
Австралией о содействии в развитии ракетно-космической
техники этой страны. В. А. Карелин
«Aerospace Daily», 1988, 145, № 49, 387; 147,
№ 42, 333; № 45, 357; 148, № 20, 156
«AIAA Paper», 1988, № 2932
«Interavia Air Letter», 1988, № 11500, 1
35. Перспективы использования в США РН, изготовленных
в Израиле
В связи с успешным запуском в Израиле первого ИСЗ «Оф-
фек-1» с помощью собственной двухступенчатой РН (запуск был
произведен 19 сентября 1988 г.) по крайней две американские
— 98 —

фирмы ведут переговоры с израильскими организациями IAI
(Israel Aircraft Industries) и IMI (Israel Military Industries)
о совместной разработке PH. Согласно израильским источникам
в первой РН Израиля использовались твердотопливные
двигатели перспективного типа. Предполагают, что РН,
спроектированные и изготовленные совместно израильскими и
американскими фирмами, будут конкурентноспособными с РН «Ариан»
и РН американского производства. Американские специалисты,
посетившие Израиль, были поражены высоким уровнем
конструкций и технологического исполнения израильской техники.
Б. И. Ермишкин
«Flight International», 1989, 135, № 4146, 7
АВТОМАТИКА И РАДИОЭЛЕКТРОНИКА
36. Цифровой доплеровский процессор для спутникового
скатерометра
Скатерометр — это радиолокационная система, которая
измеряет коэффициент обратного рассеяния а0 освещенной
поверхности. При этом излучается последовательность радиочастотных
импульсов и измеряется мощность сигнала, искаженного
шумами. Результат отдельного измерения шумовой мощности
вычитается из результатов измерений отраженных сигналов, что
дает мощность отраженного сигнала в чистом виде. Эта мощность
преобразуется в значение a0.
Над океаном результаты измерений 0О при различных
азимутальных углах могут быть скомбинированы, с тем чтобы
определить вектор приповерхностного ветра. Этот факт был
подтвержден во время трехмесячного испытания скатерометра
SASS на борту ИСЗ «Сисат» в 1978 г. Успешная проверка
скатерометра SASS и накопленный с его помощью материал
позволили разработать следующее поколение спутниковых ска-
терометров.
Обработка сигналов в скатерометре SASS осуществлялась
с помощью аналогового устройства, в котором для оценки
мощности сигнала использовались полосовые фильтры. Подобные
фильтры с фиксированными полосами и центральными
частотами не обеспечивают компенсации влияния вращения Земли.
Это ухудшает качество работы и уменьшает полосу обзора.
В 1986 г. НАСА начало разработку спутникового
скатерометра NSCAT для полетов в 90-х годах. Новый скатерометр
будет создан на базе опыта эксплуатации скатерометра SASS, но
в нем будет установлен усовершенствованный процессор, в
котором учтен опыт разработки системы NOSS для
дистанционного зондирования океанов — цифровой доплеровский процессор
(ЦДП)-
7* — 99 —

В соответствии с проектом скатерометра NSCAT, океанская
поверхность будет освещаться с помощью шести антенн с
веерными лучами. Центральные лучи будут использоваться для
определения направления ветра по измерениям с0. Освещение
подобрано таким образом, чтобы данная часть океанской
поверхности сначала наблюдалась передними антеннами для
обеспечения измерений во при одном азимутальном угле, затем, по
мере перемещения ИСЗ, центральными антеннами — для
измерений при другом азимутальном угле и после этого задними
антеннами — при третьем угле. Эти измерения при трех
азимутальных углах комбинируются при наземной обработке с целью
определения вектора ветра. Благодаря узким лучам и
соответствующему стробированию обеспечивается задание разрешения
вдоль траектории.
Сигнал, отраженный от океанской поверхности, имеет
доплеровский сдвиг частоты вследствие перемещения ИСЗ
относительно наблюдаемой поверхности. Отражения от различных ее
участков имеют разные доплеровские сдвиги и могут быть
разделены на элементы разрешения поперек траектории (ао-ячейки)
с помощью доплеровских полосовых фильтров. Таким образом,
если разрешение поперек траектории получается за счет допле-
ровской фильтрации, то разрешение вдоль траектории
получается с использованием временных интервалов между измерениями.
По мере перемещения ИСЗ вдоль наземной траектории
ао-ячейки последовательно «рассматриваются» каждым лучом в
течение временного интервала, необходимого для прохождения
ИСЗ отрезка взятия отсчетов на наземной траектории, равного
для NSCAT 25 км.
Отраженный сигнал скатерометра имеет ряд важных
особенностей, обусловливающих проектирование и анализ доплеров-
ского фильтра. Подходящими представляются следующие
особенности:
1) ячейки, близкие к наземной траектории под ИСЗ, имеют,
меньший доплеровский сдвиг, чем дальние ячейки;
2) дальние ячейки требуют меньшую полосу частот, чем
ближние;
3) время распространения отраженного сигнала больше для
дальних ячеек.
Отраженные сигналы, полученные с помощью других антенн
екатерометра, имеют аналогичные особенности, но:
1) доплеровский сдвиг для задних антенн имеет
противоположный знак относительно этого сдвига для передних антенн;
2) отраженный сигнал, полученный с помощью центральных
антенн, аналогичен сигналам от передних и задних антенн, но
имеет меньший доплеровский сдвиг.
Для удержания каждой ао-ячейки на фиксированном
расстоянии от траектории ИСЗ в поперечном направлении
вследствие его перемещения необходимо изменить в каждой ао-ячейке
— 100 —

доплеровский сдвиг, с тем чтобы компенсировать вращение
Земли. Необходимо отметить, что в каждой ячейке изменяется не
только центральная частота, но и время распространения
отраженного сигнала. Поэтому для адекватной обработки
отраженного сигнала скатерометра доплеровский процессор должен
учитывать полностью диапазон частот, охватывающий
диапазоны всех do-ячеек. Для NSCAT это соответствует диапазону
примерно ±400 кГц при времени распространения сигнала между
5,5 и 11 мс (при высоте орбиты 820 км).
Применение для скатерометра NSCAT ЦДП дает следующие
преимущества:
1) с помощью цифровых устройств обработка сигналов е
целью получения мощности отражений может быть выполнена
более точно;
2) цифровая обработка позволяет более легко изменять
центральные частоты сго-ячеек в функции положения ИСЗ вдоль
орбиты;
3) цифровой процессор обеспечивает легкость изменения
диапазонов частот и центральных частот ао-ячеек в зависимости
от изменения параметров орбиты (например, снижения высоты
орбиты).
Поскольку для данной антенны доплеровский сдвиг ячейки
полностью либо положительный, либо отрицательный, полоса
обработки процессора может быть уменьшена за счет
обработки только положительных сдвигов. Для этого можно применить
в приемнике смеситель, изменяющий знак отрицательного доп-
леровского сдвига.
Каждое измерение мощности отражений состоит из
последовательности циклов передача/прием. Число и длительность таких
циклов обусловливается временем прохождения излученного
импульса и отраженного сигнала, длительностью излученного
импульса и временем между измерениями вдоль траектории.
Отмечена большая разность (6 мс) во времени прохождения
отраженного сигнала от дальнего и ближнего краев полосы обзора.
Исходя из этой разности, длительность импульса выбрана
равной 5 мс; после его излучения начинается период приема,
имеющий такую длительность, чтобы принять отражения от дальнего
края полосы обзора. В скатерометре NSCAT отраженные
сигналы плюс шумы от 25 излученных импульсов индивидуально
накапливаются в каждом из 8 лучей антенны в такой
последовательности, чтобы обеспечить измерение мощности сигнала
плюс шум. После проведения измерения в одном конкретном
луче измеряется только мощность шума. Результаты всех
измерений передаются на землю, где мощность шума вычитается из
мощности сигнала с шумом. После этого мощность чистого
сигнала преобразовывается в а0-
Отраженный сигнал стробируется во времени уже на выходе
приемника только в течение того временного интервала, который
- 10! -

содержит данный отраженный сигнал. Каждый канал
обработки (а их несколько) имеет различное время начала строба и
его длительность. Длительность строба является функцией
частоты выборки, длины сегмента данных и степени перекрытия
сегментов. Начало строба устанавливается так, чтобы
отражения от всех ао-ячеек в пределах диапазона частот канала
обработки оказалась внутри интервала, соответствующего
длительности строба.
Практические соображения по реализации цифровых
процессоров сигнала предполагают преобразование аналогового
сигнала в цифровой, определенный тип операций (с плавающей
запятой или с фиксированной) и длину слова на каждом этапе
обработки. Реализация процессора задается требуемым
динамическим диапазоном на каждом этапе, вычислительными
ограничениями доступных аппаратных средств и т. д. Следует
отметить, что погрешность измерений мощности сигналов (а значит
и величины сто) обусловливается погрешностями вычислений и
квантования при преобразовании аналоговых сигналов в
цифровую форму. М. Е. Фикс
«IEEE Transactions on Geoscience and Remote
Sensing», 1988, 26, № 6, 869—878
37. ИК-изображения с орбиты
Совет по научно-техническим исследованиям Англии (SERC)
играет ключевую роль в разработке ИК-камеры ISOCAM для
ИК-космической обсерватории (ISO), которая будет
установлена на ИСЗ, принадлежащем ЕКА. ИСЗ, который будет
запущен ракетой «Ариан-4» в 1993 г., будет нести
60-сантиметровый телескоп и набор из четырех научных приборов,
охлаждаемых жидким гелием до температуры, близкой к абсолютному
нулю. Обсерватория ISO большую часть времени будет
доступна отдельным астрономам.
Камера ISOCAM представляет собой относительно
небольшой многофункциональный научный прибор, который будет
работать в двух перекрывающихся диапазонах и обеспечит
широкое разнообразие масштабов изображений и спектральных
разрешений. Луч телескопа будет попадать в камеру, а затем
проходить через диск с набором поляризационных фильтров и
апертуру. Затем луч направляется с помощью зеркала Фабри
на втором диске в один из двух каналов.
В коротковолновом канале используется решетка из 32X32
детекторов на антимониде индия, работающих на волне от 3
до 5 мкм. В длинноволновом канале будет использоваться такая
же решетка детекторов на кремнии с галлием с рабочей длиной
волны от 5 до 17 мкм. Каждый канал будет оснащен диском с
четырьмя различными линзами, каждая из которых обеспечит
свое увеличение, и вторым диском с четырьмя различными филь-
— 102 —

трами. Камера будет важной частью оборудования,
используемого для исследований при полете по программе ISO и
обеспечивающего получение ИК-изображений на волнах, которые
вследствие затухания в атмосфере использовать с помощью
наземных телескопов трудно. В результате появится уникальная
возможность детальных наблюдений таких астрономических
объектов, как кометы, районы формирования звезд, галактики.
Камера ISOCAM создается международным консорциумом,
включающим организации Франции, Англии, Италии и Швеции.
При этом SERC, Королевская обсерватория и лаборатория Ре-
зерфорда ответственны за проектирование, поставку и
испытание линз, зеркал Фабри, круговых переменных фильтров, а
также поляризационных фильтров. Поскольку оптические
компоненты играют наиболее важную роль, проектирование линз со
сложными асферическими поверхностями осуществлялось с
применением ЭВМ Code V. Для проведения испытаний создан
уникальный стенд, на котором можно будет проверять качество
работы элементов оптической системы при криогенных
температурах. Стенд содержит имитатор для создания ИК-сигнала,
имитирующего появление в поле зрения камеры звезды, и
криогенной камеры, в которой создаются температуры около 4К.
Имитатор помещен в криостат с двумя различными
охлаждающими системами. Основная часть тепла отводится с
помощью двухступенчатой замкнутой системы, обеспечивающей
температуру 20К. Затем уже используется система на жидком
гелии, охлаждающая центральную часть имитатора. Это
позволяет существенно сэкономить количество применяемого
жидкого гелия.
В процессе испытаний ИК-луч поступает в криостат после
отражения от зеркала Фабри, проходит через фильтр, а затем
фокусируется на детекторе с помощью испытываемой линзы.
Управляемые ЭВМ шаговые двигатели вне криостата
перемещают линзу вперед и назад в заранее выбранные позиции. В
процессе обработки изображение имитированной звезды
анализируется с целью оптимизации фокусировки. Фильтры
тестируются путем использования сканирующего монохроматора,
составляющего часть имитатора телескопа.
Испытательный стенд управляется мини-ЭВМ, которая
выбирает различные положения линз, вращает диски с фильтрами и
осуществляет другие вспомогательные операции, обеспечивая
запись данных при каждом испытании. ЭВМ может быть
запрограммирована на проведение различных испытаний, при
которых требуются различные комбинации положений линз, типов
фильтров и длин волн. При этом она заменяет человека при
выполнении наиболее трудоемких работ, связанных с анализом и
интерпретацией данных. М. Е. Фикс
«SERC Bulletin», 1988, 3, № 12, 22—23
— 103 —

НАУЧНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ
38. Участие Великобритании в исследованиях Солнца
с помощью космических средств
Национальный космический центр (BNSC) и Совет по
научно-техническим исследованиям (SERC) в августе 1988 г.
объявили об участии Великобритании в международных
космических программах, которые начнутся в 1995 г. и которые
предназначаются для исследований «недр» Солнца и их влияния на
магнитное поле Земли. Участие этой страны выразится в
ассигновании 76 млн ф. ст. (20 млн ф. ст.— на разработку и закупки
приборного оборудования, 56 млн ф. ст. на закупки КА). Этими
программами являются SOHO (Solar and Heliospheric
Observatory) и «Кластер», предусматриваемые в 20-летней программе
космических исследований Европейского космического агентства
(ЕКА) «Горизонт-2000». Обе эти программы будут выполняться
в сотрудничестве с НАСА и потребуют для своей реализации
800 млн ф. ст. Не исключается участие Советского Союза в
программе «Кластер».
Задача этих двух программ состоит в исследовании
критических этапов цепи событий, связанных с выбросом с солнечной
поверхности, имеющей большие скорости ионизированной
материи. Эта материя при взаимодействии с магнитным полем и
верхней атмосферой Земли оказывает большое воздействие на
климат на нашей планете. Понимание физики воздействия
разреженной ионизированной материи приведет к лучшему
пониманию процессов синтеза.
По программе SOHO предполагается регистрация изменений
структуры Солнца. Известно, что ядро Солнца постоянно
вибрирует, причем колебания распространяются подобно звуковым
волнам. Путем анализа поверхностных флуктуации можно
получить детальное представление о солнечном ядре.
По программе «Кластер» предполагается запуск четырех КА
для исследования эволюции и особенностей плазмы в
магнитосфере Земли и воздействий на ее изменения состояния Солнца.
Для КА, создаваемых по проекту SOHO, в Великобритании
будет разработан спектрометр диагностики солнечной короны
COS (колледж при Лондонском университете, Оксфордский и
Кембриджский университеты совместно с лабораторией им. Ре-
зерфорда). На КА «Кластер» будет установлена следующая
аппаратура английской разработки: магнитометр с
насыщенным сердечником FCM (имперский колледж науки и техники),
анализатор спектра PEACE (колледж при Лондонском
университете и космическая лаборатория фирмы Milliard), устройство
цифровой обработки DWP (Шеффилдский университет) и
нек. др. Н. Я. Щербак
«SERC Bull.», 1988, 3, № 12, 2
— 104 —

39. Награда ЕКА за участие в разработке
и эксплуатации ИСЗ IUE
26 июня 1978 г. на геостационарную орбиту был выведен
ИСЗ IUE (International Ultraviolet Explorer), предназначенный
для проведения исследований в области УФ-астрономии. ИСЗ
IUE был создан в результате совместных усилий НАСА (США),
Европейского космического агентства (ЕКА) и
Исследовательского центра Великобритании по науке и технике (SERC).
С помощью ИСЗ IUE более десяти лет изучаются источники
УФ-излучения (звезды, квазары, галактики). Наведение
приборов ИСЗ ШЕ на источники УФ-излучения производится с
помощью бортовой системы ориентации и стабилизации, в
которой используются инерциальные маховики, по сигналам
получаемым от наземных станций, расположенных в Виллафран-
ка (Испания, вблизи Мадрида) и в шт. Мериленд (США).
Данные от ИСЗ ШЕ используются большим количеством
ученых, чем от любого другого космического телескопа. С
помощью ИСЗ ШЕ получены спектры УФ-излучения от многих
космических объектов, включая газовые выбросы вокруг
двойных звездных систем, а также изучаются эффекты поглощения
излучения межзвездным газом и пылью. По данным,
поступившим от ИСЗ ШЕ, было подтверждено теоретическое
предположение, что вспышке сверхновой звезды 1987а предшествовал
звездный ветер и что взрыв звезды сопровождается вспынжой
УФ-излучения. С помощью ИСЗ ШЕ было обнаружено яркое
УФ-свечение планеты Уран и подсчитаны размеры галактик
типа квазара.
Награда президента США была вручена представителю ЕКА
профессору Мартину Хуберу 11 ноября 1988 г. в Вашингтоне.
Это была одна из десяти наград, вручаемых победителям за
высшие достижения в области науки и техники. Конкурс на
получение премий от президента США проводится каждые четыре
года. В 1988 г. победители были отобраны из более 500
проектов, которые были разработаны 64 организациями США и
девятью иностранными государствами. Б. И. Ермишкин
«Space Age Times», 1988, 15, № 5—6, 39
40. Исследования Вселенной в рентгеновском диапазоне
волн
Национальная академия наук США настоятельно
рекомендует в 90-х гг. провести программу космических исследований
в диапазоне рентгеновских волн при использовании
перспективной орбитальной астрофизической обсерватории AXAF, которая
позволит астрономам и астрофизикам «заглянуть в сердце» и
даже предсказать будущее Вселенной, измерить массу галактик.
— 105 —

Первая орбитальная обсерватория для наблюдений в
рентгеновском диапазоне волн была выведена на орбиту еще в 1978 г.
и работала в течение двух лет. Это была обсерватория НЕАО-2,
или обсерватория «Эйнштейн» (ЕО). Она предоставила ученым
новую интересную информацию о межзвездных и
межгалактических источниках ретрентгеновского излучения.
Обсерватория AXAF будет превосходить обсерваторию ЕО в
нескольких отношениях. Прежде всего, администрация НАСА
надеется, что ее срок службы составит 15 лет. Этот срок вообще
говоря может оказаться еще большим, поскольку по мере
износа приборов или их отказа астронавты МВКА могут их
заменять, что позволит всегда иметь на борту этой обсерватории
самые современные научные приборы.
Основу обсерватории AXAF составляют шесть пар
телескопических зеркал (на обсерватории ЕО их было всего четыре),
причем наибольшее зеркало будет иметь размер 1,2 м (на ЕО
наибольшее зеркало имело размер 0,6 м). Кроме того, обсерватория
AXAF будет в 100 раз более чувствительной к рентгеновским
источникам и обеспечит получение изображений, которые явятся
в десять раз более четкими и перекроют в два раза более
протяженный участок рентгеновского спектра.
Подобно обсерватории ЕО, AXAF использует для получения
рентгеновских изображений пары «вложенных» зеркал
скользящего падения Вольтера типа 1. Необходимость использования
очень малых углов падения (меньше 1°) обусловливается тем,
что при больших углах падения рентгеновские лучи проникают
в стекло зеркала и поглощаются там. Зеркала являются
цилиндрическими, причем отражающая поверхность — на внутренней
стенке цилиндра. Два зеркала объединяются и устанавливаются
торец к торцу. Рентгеновские лучи поступают на первое
зеркало с параболической поверхностью, отражаются на второе (с
гиперболической поверхностью) и фокусируются для
получения рентгеновского изображения.
В используемой оптической схеме зеркала меньших
размеров размещаются внутри больших зеркал. В результате
получают два комплекта сборок из шести концентрических зеркал
(при наблюдении с торца). Это позволило разработчикам
обсерватории AXAF увеличить площадь зеркальной поверхности.
Обсерватория AXAF будет иметь до четырех детекторов
рентгеновского излучения. Четкие изображения будут получать
с помощью двух камер, чувствительных в различных частях
рентгеновскогого спектра. Намечена также установка двух
рентгеновских спектрометров, которые позволят определять
сигнатуры отдельных источников рентгеновского излучения.
Если разработка обсерватории AXAF будет продолжаться и
дальше без задержек, то ИСЗ с этой обсерваторией стоимостью
1,5 млрд долл. может быть выведен на 483-км орбиту
с.наклонением 28° в декабре 1995 г. с помощью МВКА иди ракеты-
— 106 —

носителя «Титан-4». Этот ИСЗ, разработка которого поручена
фирме TRW, будет иметь массу 9980 кг. Он представляет собой
цилиндр длиной 14 и диаметром 4 м. Предусматриваются
дверцы для обеспечения доступа к аппаратуре, которую в случае
необходимости будут заменять астронавты. Две панели
солнечных элементов общей мощностью 1200 Вт обеспечат
электропитание.
Связь с обсерваторией AXAF будет осуществляться через
ИСЗ сопровождения и ретрансляции данных TDRS. Передняя
часть обсерватории снабжается отклоняющейся пластиной для
предотвращения попадания солнечных лучей на детекторы. Во
время подлета МВКА к обсерватории эта пластина будет
защищать чувствительную оптику от попадания на нее частиц и
агрессивных газообразных продуктов сгорания ракетных
двигателей. Задняя часть обсерватории снабжается приспособлением
для стыковки межорбитального аппарата OMV, когда будет
возникать необходимость в буксировке обсерватории на более
высокую орбиту.
Обсерватория AXAF должна сыграть важную роль в
систематическом исследовании Вселенной. При работе в тесной
координации с тремя другими орбитальными обсерваториями
(космическим телескопом «Хаббла» HST, космическим ИК-телеско-
пом SITF и гамма-лучевой обсерваторией GRO) и с наземными
радиотелескопами будет предпринята попытка определения
состава звезд. Дело в том, что по мере «старения» звезды часто
взрываются и извергают сверхнагретые газы, которые
испускают рентгеновские лучи. Путем анализа рентгеновских
изображений ученые надеются определить элементы, которые образуются
в центре таких звезд.
Среди остатков некоторых сверхновых астрономы
обнаружили объекты, называемые нейтронными звездами. Они
состоят из сжатой материи и являются мощными источниками
рентгеновских лучей. Обсерватория AXAF будет направлять
свою оптику на остатки старых «выгоревших» сверхновых, чтобы
определить, действительно ли они все содержат нейтронные
звезды.
Обсерватория AXAF поможет также определить значение
постоянной Хаббла, которая связывает скорость движения
галактик с их расстоянием от нашей Солнечной системы. Разногласия
среди ученых относительно этой постоянной препятствуют
решению ряда астрофизических вопросов. Путем наблюдения
нагретых излучающих рентгеновские лучи газов в отдаленных
галактиках и сопоставления получаемой информации с данными от
наземных радиотелескопов, возможно, удастся придти к
согласованному значению этой постоянной.
Данные, которые будут получены от обсерватории AXAF,
могут помочь решить вопрос о количестве так называемой
«темной материи», которая не пропускает видимого света и ее нель-
— 107 —

зя видеть в обычные телескопы. Ее присутствие проявляется
лишь в силах тяготения. В соответствии с исследованиями,
проведенными с помощью обсерватории ЕО, большая часть такой
материи может испускать рентгеновские лучи.
Усовершенствованная аппаратура на обсерватории AXAF позволит
астрофизикам провести прямые измерения массы темной материи и
определить ее состав.
Если обсерватория AXAF сможет обнаружить
доказательства существования темной материи, то окажется возможной
оценка массы Вселенной. Такая информация имеет очень важное
значение для предсказания конечной ее судьбы. Если масса
Вселенной превышает определенное значение, в конечном счете
прекратится ее расширение и она станет коллапсировать.
Н. Я. Щербак
«Space World», 1988, № И, 9—12

СОД ЕР)КАН И Е
ПРОГРАММЫ И ПРОЕКТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ
1. Программа космических научных исследований «Горизонт-2000» 3
2. Перспективы пилотируемых полетов на Луну и Марс в 21-м веке 7
3. Состояние и перспективы развития мировой космической
промышленности 9
4. Космическая программа НАСА и коммерциализация космоса 16
5. Запуск Израилем первого ИСЗ и рост активности в
развивающихся странах 18
6. Роль женщины в космосе '..'.. 19
7. Отбор руководящих кадров в авиационно-космической
промышленности США 23
ВОЕННОЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЕ КОСМОСА
8. Военные НИОКР в США 24
9. Спутниковые средства связи для обеспечения летных испытаний
противоракетного оружия над Тихим океаном 30
10. Летные испытания радиолокационного разведывательного
комплекса JSTARS ...... 32
11. Разработка новой серии связных ИСЗ военного назначения . . 32
12. Планы Франции по спутниковым системам военного назначения 33
13. Военные спутниковые системы связи Франции «Сиракузы» . . 34
14. Военная спутниковая система связи Великобритании «Скайнет-4» 36
15. Перспективы запусков ИСЗ типа «Лайтсат» 37
ПРИКЛАДНОЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЕ КОСМОСА
16. Работы в области создания систем спутниковой мобильной связи 38
17. Состояние и перспективы развития спутниковых систем связи 44
18. Использование системы связи «Инмарсат» в интересах авиации,
а также для поиска и - спасения терпящих бедствие судов и
самолетов 47
19. Телевизионные спутники западноевропейских государств . . 49
20. Спутниковое дистанционное обучение в Европе: программа
«Олимп» 51
21. Работы по программе «Метеосат» 53
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ И РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
22. Роботизированное техническое обслуживание полярной
платформы США из инфраструктуры ООКС 56
23. Полет МВКА STS-27 с орбитальной ступенью «Атлантис» . . 58
24. Исследование причин повреждений шасси орбитальной ступени
МВКА 60
— 109 —

25. Анализ состояния ЖРД SSME методом бесконтактной
диагностики 61
26. Полет к планете Нептун КА «Вояджер-2» 62
27. Исследования в области ЖРД для КА 66
28. Нехимические источники энергии для КА 70
29. Бортовые АЭС с 2-фазным щелочнометаллическим
теплоносителем для перспективных КА 72
30. Перспективные двигательные системы для КА,
предназначающегося для доставки на Землю образцов с Марса 80
31. РН серии «Дельта» 83
32. Твердотопливный ракетный ускоритель для японской РН типа
Н-2 87
33. Перспективы использования РН «Ариан» 93
34. Усовершенствование системы воспламенения ЖРД НМ-7
третьей ступени ракет-носителей «Ариан» 95
35. Перспективы использования в США РН, изготовленных в
Израиле 98
АВТОМАТИКА И РАДИОЭЛЕКТРОНИКА
36. Цифровой доплеровский процессор для спутникового скатеро-
метра 99
37. ИК-изображения с орбиты 102
НАУЧНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ
38. Участие Великобритании в исследованиях Солнца с помощью
космических средств 104
39. Награда ERA за участие в разработке и эксплуатации ИСЗ IUE 105
40. Исследования Вселенной в рентгеновском диапазоне волн . .105
Приложение. ^Ближайшие и долгосрочные перспективы космических
исследований в США Вкл.

Сдано в набор 12.06.89 г. Подписано в печать 27.06.89 г.
Формат бумаги 60x907i6- Бумага книжно-журнальная
Литературная гарнитура. Высокая печать
Усл. печ. л. 7,0. Усл. кр.-отт. 7,125. Уч.-изд. л. 7,434. Тир. 425 экз. Зак. 696Д
Адрес редакции: 125315, Москва, ул. Усиевича, 20а.
Тел. 152-54-94
Производственно-издательский комбинат ВИНИТИ,
140010, Люберцы, 10, Московской обл., Октябрьский просп., 403

Технический редактор Л. В. Кутакова

ОПЕЧАТКИ
к Реферативному сборнику «Зарубежные космические
комплексы и системы», № 7, 1989 г.
К стр.
9
17
33
Строка
23 сверху
14 снизу
12 сниз,у
Напечатано
... основных газовых
ракет-носителей. .
Постановка
продукции ...
...использованию в
предстоя-
Следует читать
.,. основных разовых
ракет-носителей..
Поставка продукции
... использованию
космоса в предстоя-
Зак. 696Д