ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ СССР АКАДЕМИЯ НАУК СССР
ПО НАУКЕ И ТЕХНИКЕ
ВСЕСОЮЗНЫЙ ИНСТИТУТ НАУЧНОЙ И ТЕХНИЧЕСКОЙ ИНФОРМАЦИИ
(ВИНИТИ)
Для служебного пользования
Экз. М
ЗАРУБЕЖНЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ
КОМПЛЕКСЫ И СИСТЕМЫ
РЕФЕРАТИВНЫЙ СБОРНИК
Издается 1 раз в месяц
МОСКВА 1990

ОБЪЕДИНЕННАЯ РЕДАКЦИОННАЯ КОЛЛЕГИЯ
информационных изданий по астрономии, геодезии,
исследованиям космического пространства и Земли из космоса
Главный редактор: акад. Я. 3. Сагдеев
Члены редакционной коллегии: проф. Т. А. Агекян, акад. В. А. Амбарцумян,
д. ф.-м. н. Ю. В. Батраков, акад. А. Л. Боярчук,
чл.-корр. АН СССР Ю. Д. Буланже, к. т. н. В. Д. Власов,
проф. В. Г. Горбацкий, д. ф.-м. н. А. А. Гурштейн,
проф. Я. Л. Зиман, дкад. К Я. Кондратьев, к. ф.-м. н. Э. В. Кононович,
.д. ф.-м. н. А. П. ' Кропоткин, проф. М. Я. Маров, проф. А. Г. Масевич,
к. т. н. Я. П. Медведев, д. ф.-м. н! Д. И. Наеирнер, проф. Ю. М. Нейман,
проф. Я. Д. Новиков, проф. Л. Я. Пеллинен, проф. В. В. Подобед,
к. х. н. Л. Д. Ревина, к. ф.-м. н. Я. Я. Самусь, проф. В. Л. Сарычев,
А. Я. Седякина (ученый секретарь редколлегии); д. ф.-м. н. В. Я. Слыш,
акад. В. В. Соболев, д. ф.-м. н. А В. Тут'укрв, к. ф.-м. н. В. Г. Шамаев,
д. ф.-м. н. В. В. Шевченко, к. ф.-м. н. /С. В. Шангарева,
к. ф.-м. н. Я. С. Щербина-Самойлова (зам. главного редактора)
Научный редактор — к. т. н. Б. И. Ермишкин
ВИНИТИ, 1990

ПРОГРАММЫ И ПРОЕКТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ
\, Стратегий НАСА в освоений Луны и Марса
В ноябре 1989 г, НАСА (США) опубликовало доклад,
содержащий результаты проведенной совместно всеми
подразделениями этого ведомства 3-месячной работы по
выявлению возможных путей практической реализации
программных установок президента США Дж. Буша в его
выступлении по поводу 20-й годовщины высадки человека
на Луну. Дж. Буш объявил о намерении разработать
долгосрочную национальную программу космических
исследований (И) и разработок (Р) с концентрацией усилий на
обследовании и освоении ближних планет - Луны и Марса.
Исходя из предположения о возможной постановке
президентским Национальным космическим советом (НКС)
проработки детального плана этих политических установок
президента США, НАСД в своем докладе излагает общие
стратегические соображения, на вдаваясь в анализ
стоимостных аспектов проблемы. Рассматриваются следующие 5
стратегий:
Стратегия 1. Астронавты возвращаются на Луну в
2001 г., со следующего года обосновываются там на поо-
тоянной базе, а первая марсианская миссия осуществляется
в 2015 г. Реализация такого напряженного временного
графика требует ускорения, Р ООКС 'Свобода* с завершением
ее сборки на орбите в 1997 г. (на 2 года раньше
планируемого срока), Финансовые проблемы вынудили НАСА
выработать 'пересмотренную* программу ООКС, в которой
сроки выполнения отдельных частей растянуты на 6 мес.
Из новых грузовых' носителей, необходимых для доставки
компонентов ООКС с Земли на орбиту сборки во-время к
планируемым срокам может быть готов лишь МВКА "Шаттл—
С*.

Стратегия 2. Первая лунная миссия планируется также
в 2001 г., однако первая высадка человека на Марке
осуществляется уже в 2011 г., откладывая научные И на Луне
и ускоряя их на, Марсе. Это потребует в первом 10-летии
21 века так распределить средства, чтобы Р базовых
объектов лунных и марсианских аванпостов велись параллельно.
Стратегия 3, В основном аналогична стратегии 2.
Стратегия 4. Отличается отсрочкой основных позиций
плана на 2-3 года.
Стратегия 5. Отсрочиваются все основные этапы
программы: возвращение на Луну - в 2004 г.; первая посадка
на Марсе - в 2016 г.; готовность постоянного аванпоста
на Марсе - к 2027 г. Ориентировочный срок начала И на
Луне - 2007* г. с проведением контролируемых с Земли
геологических и геофизических обследований, установкой
решеток астрономических телескопов, проведением
астрономических И и биомедицинских И человека в лунной
лаборатории. На 2022 г. планируется пилотируемый полет на
обратную сторону Луны для геологических изысканий и
сооружения радиоастрономической и геофизической
обсерваторий.
По оценке НАСА, выполнение этой программы
потребует существенного увеличения штатной численности ведомства
(в настоящее время в НАСА работают 24 тыс. штатных
сотрудника), однако "устаревшая", как отмечается в докладе,
федеральная структура занятости, которая ограничивает
зарплату и доходы, затрудняет привлечение
высококвалифицированных ученых и технического персонала в условиях
растущей рыночной конкуренции, НАСА добивается также
изменения процесса жесткого распределения бюджетных средств
на 2-годичном базисе, который предопределяет краткосрочный
характер планирования и нестабильность финансирования. При
своем учреждении НАСА не имело годичных ограничений в
расходах средств внутри определенного временного периода
и располагало большей гибкостью в отношении изменений
программ, получения субсидий, приобретения собственности и
заключения контрактов на любые сроки и на условиях,
которые оно считало необходимыми.
С введением новых законодательных актов й государст*-
венного регулирования эти полномочия постепенно размыва-*
лись. Сложность 30-летней программы И и освоения Луны
и Марса требует внесения изменений в структуры законода-

тельства й регулирования. До сих пор НАСА воздерживалось
от попыток предпринимать программы такого масштаба из-за
препятствий, создаваемых этими структурами, и пока они
не изменены будут продолжать серьезно осложнять
проблемы планирования, ресурсов и эффективности программ,
связанных с необходимостью долгосрочных Р. Б.А.Булатникйв
"Nature", 1989, 343, №6250, 607
2. Проблему дальнейшей деятельности агентства ЕКД
Совет агентства ЕКА 14 февраля 1990 г. принял
решение о назначении на пост Генерального директора агентства
ЕКА нынешнего директора центра CNES (Франция) Жан-
Мари Лутона, который должен заменить Реймара
Люста, занимавшего пост Генерального директора ЕКА с
1984 г. Жан-Мари Лутон вступит в новую должность 1
октября 1990 г. и должен пробыть на ней до 30 сентября
1994 г, В интервью, которое взял сотрудник журнала
"Air et Cosmos" Пьера Ланжеро, Жан-Мари Лутон
высказал свои соображения о дальнейшей деятельности агентства
ЕКА.
Значительную роль в деятельности ЕКА играет Франция.
По предложению Франции были начаты работы по МВКА
*Гермес'. Назначение на пост главы агентства ЕКА
представителя Франции является признанием заслуг Франции в
осуществлении самых купных проектЬв ЕКА (РН "Ариан-Б1"
МВКА гГермес*\ орбитальный модуль *Колум6*К В
предстоящие годы необходимо будет преодолеть трудности в
финансировании программ ЕКА.
Как считает Лутон, опоздание в сроках разработки
МВКА Термес* на 6 месяцев не должно повлиять на сроки
завершения этого проекту: первый беспилотный полет в
1998 г» и первый пилотируемый полет в 1999 г. Сроки
вывода на орбиту модуля 'Колумб' будут определены в
ходе переговоров между ЕКА и НАСА. Западноевропейская
сторона считает, что это событие должно произойти в
1997 г.
Имеются определенные трудности в осуществлении прог**
раммы научных космических исследований. Возникли
осложнения в эксплуатации ИСЗ Hipparcos , который не
удалось вывести на расчетную орбиту. Не решен ряд проблем
5

в планировании программы "Гориэонт^гООО*. Необходимо
сократить затраты на программу Ториэонт*-2000Г, которые
оцениваются в сумме 400 млн экю (2,8 млрд фр. фр.) в
течение 10 лет.
французские специалисты (центр CNES ) ведут
предварительные работы по проекту Тлобсат", цель которого -
фундаментальные климатические исследования, особенно в
тропических . районах Земли. Продолжаются НИОКР по
ИСЗ ERS-2 (изучения природных ресурсов с помощью РЛ-ап~
паратуры) и по полярной платформе. ЕКА сотрудничает с
международными организациями "Евтелсат" и "Инмарсат*'
по вопросам дальнейшего развития спутниковых средств
связи. Б.И.Ермищкин
"Aij. et Cosmos". 1990,^27, М1272, 54-55
3# Обшая концепция развития японской ракетно-космической
техники по состоянию на 1989 гт
Западные наблюдатели в сентябре 1989 г. поставили под
сомнение способность управления NASDA создать
объективные предпосылки для признания Японии одной из ведущих
космических держав. Такая оценка была вызвана рядом
событий, в т.ч. аварией ракеты-носителя (РН) Н-*1 на старте,
переносом последнего в серии третьего пуска
экспериментальной ракеты TR-1 с 20 августа 1989 г. на конец
1990 г., переносом первого пуска РН Н-2 с 1992 г. на
1993 г., затруднениями с разработкой ЖРД1-Е -7 и т.п.
При пуске РН Н-1 с ИСЗ GMS-4 8 августа 1989 г.
произошел отказ системы воспламенения ЖРД первой
ступени на топливе "жидкий кислород + керосин*. Это первый
аварийный пуск РН с начала эксплуатации в 1975 г.
Изменения в плане разработки РН Н-2 связаны в частности
с отставанием создания ЖРД L Е -7. Увеличение расходов
на программу Н-2 вынудило NASDA принять беспилотный
вариант МВКА НОР Е и исключить из программы
пилотируемые полеты до начала следующего столетия.
Как отмечают западные наблюдатели, РН Н-2 и МВКА
НОРЕ являются составными частями широкомасштабной
космической программы, включающей также японский
экспериментальный модуль JEM к ООКС "Свобода". Выбраны
подрядчики по проекту JEM : головным исполнителем и
разработчиком герметизированного модуля будет фирма
6

Mitsubishi Heavy Industries , разработчиком открытой
платформы - фирма Ishikawajima—Harima , внешних несущих
конструкций - фирма Nissan и телеуправляемого
манипулятора со стрелой длиной 11 м - фирма Toshiba.
Японский представитель по программе OQKC в Рестоне (США)
в ноябре 1989 г. высказал озабоченность в связи с
изменениями в этой программе, в частности с новым сроком
вывода JE М не ранее февраля 1998 г. Еще одно
смещение срока вывода может привести к прекращению договорных
отношений. Из общей мощности 75 кВт на борту ООКС в
распоряжение всех пользователей из США, Западной
Европы, Канады и Японии будет предоставлено только 30 кВт,
что считается явно недостаточным.
Несмотря на отставание с разработкой РН Н-2, первый
полет МВКА остается запланированным на конец 1996 г*
Макет модифицированного беспилотного варианта МВКА
был представлен на международном авиасалоне 1989 г. в
Ле-Бурже (Франция). Аэродинамическая схема МВКА
характеризуется треугольным крылом с изломом передней
кромки (в плане) с размахом 8,5 м, площадью
поверхности 3G м2 и уд. нагрузкой на крыло 200 кг/м2. Общая
длина уменьшилась до 11,5 м. Фюзеляж стал длиной 10 м,
высотой 2,3 м и шириной 2,5 м. Стартовая масса
снизилась с 10,5 до 8,8 т, а посадочная масса - с 7,5 до
5,9 т. Грузоподъемность увеличилась с 1,0 до 1,7 т.
Полезная нагрузка (ПН) будет-размещаться в 2 или 3
стандартных контейнерах размером 1 х 1 х 1,8 м. Несущая
конструкция выполняется из графитополиимидного
композита* Для~ защиты от аэродинамического нагрева
предполагается использование плиток из SiO2~AI2O3 на
большей части конструкции МВКА. Изучается возможность
применения металлических сплавов на участках, где
температуры нагрева будут 550-1100° С. Считается возможным
использовать титановые сплавы или сплавы типа инконель-
617.
На очередной конгресс Международной астронавтической
федерации (IAF) в 1989 г. NASD А представило проекты
моднфициротанноЛ РН Н-2, РН И-2 А в нескольких
вариантах» ракетоплана и воздушно-космического самолета
(ВКС). Двухстепенчатая РН Н-2 с ЖРД на криогенном
топливе и 2 бустерными РДТТ при стартовой массе
260 т должна иметь грузоподъемность на низкую околозем-
7

ную орбиту (НОО) 10 т, а на переходную геостационарную
орбиту - 4 т. Выявленные при первом стендовом испытании
ЖРД LE-7 первой ступени серьезные недостатки
конструкции» в частности турбонасосного агрегата, потребовали
значительных доработок. Разработка РН, начатая в 1984 г.,
должна завершиться в 1993 г., . когда в первом пуске
будет выведен макет VEP. Во втором пуске в конце
1993 г. на орбиту будет выведен ИСЗ ETS-6, а в третьем -
научно-исследовательский ИСЗ SFU и метеорологический ИСЗ
GMS -5.
1 РН Н -2 А пока представляетея в 3 вариантах:
- с первой ступенью, в качестве которой использована
первая ступень от РН Н-2, и 6 бустерными РДТТ, причем
4 РДТТ будут запускаться на стартовой площадке, а 2
оставшихся - в полете. Первая ступень будет оснащена
модифицированным ЖРД LE-7. Считается, что этот вариант
может быть быстро разработан. Его недостатком
признается увеличенное безопасное расстояние при пуске 3,6 км. В
Японии принято, что безопасное расстояние при пуске должно
быть не более 2,9 км;
- двухступенчатая РН с первой ступенью, в качестве
которой использована ступень от РН Н-2, 2 бустерными
ступенями с 2 ЖРД в каждой и второй ступенью от РН Н-2
с ЖРД LE-5A. Стартовая масса РН будет 340 т при
грузоподъемности на НОО 17 т;
- двухступенчатая РН с параллельным расположением
ступеней, причем первая ступень состоит из 2 корпусов с 4
ЖРД LE-7A в каждом. В качестве топлива используются
жидкий кислород и жидкий метан. Вторая ступень
закреплена между корпусами первой ступени. В качестве ее
применяется первая ступень от РН Н-2. Общая стартовая тяга
8 ЖРД первой ступени будет 7,46 МН. ЖРД LE -7 вто«~
рой ступениг будет развивать тягу 0,95 МН. Он. будет
запускаться после отделения корпусов первой ступени.
Грузоподъемность этой РН на НОО составит 27 т при общей
стартовой массе 630 т. ЖРД LE -7А разрабатываются для
работы на углеводородном горючем (метане) (таблица).
Заявленный к разработке ракетоплан (РП) вертикального
старта будет состоять из первой ступени многоразового ис-
8

пользования и многоразовой второй ступени с грузовым
отсеком. Ступени располагаются параллельно. Первая
ступень длиной 36 м с размахом крыльев 22 м и со
стартовой массой #v500 т будет оснащена 4 ЖРД LE-7A
и 2 ТРД для осуществления возвращения на заданную
посадочную полосу после отделения от второй ступени.
Вторая ступень длиной 38 м с размахом крыльев 20 м и со
стартовой массой 130 т будет иметь 2 ЖРД LE-7 и
2 блока ЖРД орбитального маневрирования.
Грузоподъемность такого ракетоплана на НОО составит Ю-15 т.
Посадочные массы первой и второй ступени составят 50 м и
30 т, соотв. Считается возможным ракетопл&н частично
многоразового использования, в котором в качестве
второй ступени будет применена модифицированная первая
ступень от РН М—2. В таком варианте грузоподъемность
ракетоплана на НОО достигнет 30 т при той же стартовой
массе 630 т»
Сррвнецре харак^ериртик ]
Характеристика
ЖРЦ
Lb
LE
-7
-7
и LE
ЖРД
-7 А
LE
-7 А
ж.
0,93
1,2
6,1
К ж.
0,93
1,2
3,5
Топливо
Тяга: на уровне моря, МН
в пустоте, МН
Соотношение компонентов
топлива
Давление в камере сгорания,
МПа
Уд. импульс, кгс.с/кг
Степень расширения , сопла
Другие перспективные проекты NASDA включают:
14,7
444,7
60
14,5
360
60
2-1
9

- создание автономного роботизированного орбитального
КА обслуживания 0$V по типу летающего телероботизирован-
ного поста обслуживания США и канадской подвижной
системе обслуживания для освобождения экипажа ООКС
""Свобода " от некоторых видов работ в открытом космосе. Работы
по OSV ведут NASD A, NAL и японское общество роботизации
и искусственного интеллекта. Предполагается, что OSV
будет управляться суперкомпьютером, разрабатываемым AI;
- сооружение космопорта на территории Японии;
- вывод и сборка большой геостационарной платформы
GP F , предназначающейся для систем космической связи и
телезондирования Земли. Платформу планируется вывести на
геостационарную орбиту с помощью межорбитального К А;
- создание лунной базы с применением роботизированной
техники;
- создание базы на спутнике Марса Деймосе и затем -
на Марсе.
В 1988 г. NASD А опубликовало план развития
инфраструктуры для осуществления космической деятельности в
период эксплуатации РН N-2 и ООКС. Предложенная
информационно-управляющая система SODS рассчитана на
использование японской спутниковой системы ретрансляции
и слежения DRTSS» Считается, что эта система будет
достаточно эффективной для обеспечения непрерывного
потока информации от ИСЗ на НОО. В соответствии с
предложениями SODS будет включать DRTSS, наземные станции,
цейтр управления полетом JEM, центр управления полетами
перспективных ИСЗ, центр управления полетами
перспективных носителей и т.п. В настоящее время Япония
располагает 3 наземными станциями слежения и связи, которые
позволяют иметь весьма ограниченные по времени сеансы
информационного обмена с ИСЗ на НОО. Считается
возможным использовать.возможности инфраструктур НАСА, ЕКА и
CNES на основе договоров для организации непрерывной
связи с ИСЗ. Не исключается возможность развертывания
японских станций в других регионах, если договоренности
с другими космическими ведомствами окажутся не
достаточными. NASD А считает возможным начать эксплуатацию DRTSS
в середине 90-ос гг. Однако остается ряд технических
проблем, решения которых должны быть получены в
процессе разработки системы. К этим проблемам относятся;
выбор технологии изготовления крупногабаритных развертывав-*
10

мых антенн, разработка методов захвата и сопровождения,
выбор методов управления системой, в т.ч. в
автоматизированном режиме и т.п.
Экспериментальный ИСЗ DRTSS планировалось вывести
в 1994 г. Однако по состоянию на 1988 г. было
утверждена программа разработки только
экспериментально-технического HC3ETS -6, который предполагалось оснастить
оборудованием для связи ИСЗ с некоторыми другими КА.
Связь между этими объектами намечалось осуществлять
в S -диапазоне с использованием транспондера, снабженного
антенной с 19-полюсной фазированной решеткой, и в Ка-
-диапазоне через параболическую антенну диаметром
0,8 м. Еще один транспондер К а-диапазона с небольшой
параболическбй антенной будет применяться для
информационного обмена с наземными станциями. Ранее эксперимент по
связи между космическими объектами был запланирован
между ETS-6 и JEM. Однако этот эксперимент теперь не
состоится из-за смещения вывода JEM на 1998 г., т.к.
антенны К а -диапазона имеют ограниченный ресурс.
В.А.Карелин
"Acta Astronautica", 1988f Г7, №8, 893-902
"Air and Cosmos Monthly", 1989,£,№7, 56
"Air et Cosmos", 1989, 27, №1245,41 ;№1247,47/
№1255,38-39
"Aviation Week and Space TechnoJogy", 1989, 131,
№19,22-23
4. Запуск ffnofifleft автоматического К А к Луне и космические
исследования в Японии
24 января 1990 г. в Японии в Космическом центре
Кагосима произведен запуск РН Ми -3 S -2, которая
вывела на промежуточную околоземную орбиту высотой
240х 4G0 км автоматический КА "Mysbi-A'tMuses-A).
После двух оборотов вокруг Земли КА "Музы—А" с помощью
твердотопливного двигателя был переведен на сильно
вытянутую эллиптическую околоземную орбиту. Согласно
программе полета К А "Музы-А" 18 марта 1990 г. должен
был пролететь на расстоянии 17,3 тыс. км от Луны (по
другому источнику - 16 тыс. км). В этот момент от ос-
2-2 11

новного К А должен был отделиться мини-КА, с тем чтобы
с помощью собственного двигателя перейти на окололунную
орбиту (по другому источнику это событие должно было
произойти 21 марта 1990 г.). По расчетам японских
специалистов, основной К А "Муза-А* будет длительное время
находиться на околоземной эллиптической орбите, высота
которой в апогее будет превышать 960 тыс. км. Полет
основного КА и мини-КА "Музы-А* должен дать много
научной информации о характеристиках межпланетного и
окололунного пространства.
Основной К А "Музы-А" представляет собой цилиндр
диаметром 1,4 и высотой 0,79 м (масса КА совместно с
мини-КА 193 кг). На наружной поверхности КА установлен
счетчик ударов микрометеоритных частиц, который
регистрирует массу, скорость и направление полета частиц. Счетчик
разработан и изготовлен в ФРГ.
Мини-КА (масса 11 кг) имеет форму многогранной
призмы диаметром 0,4 и высотой 0,37 м, на наружной
поверхности которой размещены солнечные элементы.
Крестообразная антенна на верхней крышке корпуса обеспечивает
прямую радиосвязь с наземным центром управления
полетом. Из 11 кг массы К А 5 кг приходится на долю
двигателя для перевода КА на окололунную орбиту.
Разработка проекта "Музы-А* производилась
Институтом космических и астронавтических наук (ISAS). К А "Му-
зы-А" изготовлен японской фирмой NEC при затратах
4,3 млрд. иен.
РН Ми-3 S -2 имеет три твердотопливных ступени,
массу - 62 т, высоту - 27,7 м и диаметр - 1,7 м.
Изготовитель РН - фирма Nissan Motor Co., которая является
вторым по годовому выпуску изготовителем автомобилей.
Разработка РН началась в 1980 г., а первый запуск был
произведен в 1985 г.
Первая попытка запуска, предпринятая 23 января 1990 г.,
оказалась неудачной: за 18 с до старта произошел отказ
в цепи подачи электроэнергии к насосу гвдропровода,
осуществляющего поворот сопла рулевого двигателя йервой
ступени. Это первое прекращение отсчета времени в
последние 60 с до старта при пяти запусках РН Mn-3S -2.
Вопросами прикладного использования космоса в Япония
занимается Национальное агентство космических
разработок (NASDA), Под ere руководством ведется раэра-
12

ботка РН Н-2, способной вывести на геостационарную
орбиту ИСЗ массой 2 т, а также японского мини-МВКА.
Частью агентства NASD А является Агентство науки и
техники (STA), которое руководит разработкой
связных и метеорологических ИСЗ. Связные ИСЗ CS -За и ЗЬ
(масса одного ИСЗ 550 кг), которые были запущены в
1988 г., являются наиболее тяжелыми японскими ИСЗ.
Институт IS AS и. агентство NASD А ведут
подготовку к пилотируемым и межпланетным космическим
полетам. Проект "Музы-А* позволит приобрести ценный опыт
в управлении полетом автоматических КА и использовании
пролетных траекторий при запусках КА к удаленным
планетам Солнечной системы. Японские РН характеризуются
высокой надежностью. Все запуски РН серии N оказались
успешными. Единственной неисправностью в серии 20
запусков японских РН явился отказ в системе воспламенения
двигателя 1-й ступени РН Н-1, который произошел в августе
1989 г.
Стартовые комплексы. Япония испытывает нехватку в
хорошо оборудованных стартовых комплексах. Запуски в
Космическом центре Кагосима производятся со стартового
комплекса на небольшом о-ве Тане гасима. С 1975 г. с
этого стартового комплекса произведено более двадцати
запусков РН. В центре Кагосима имеется еще один
небольшой стартовый комплекс Учиноура. Запуски с обоих
комплексов разрешается производить только в течение 90 суток:
зимой (январь-февраль) и в конце лета (август -
сентябрь). Начиная с 1970 г.,, в Японии выведены на орбиты
43 КА, 13 из которых продолжают эксплуатироваться
до настоящего времени.
До последнего месяца в Японии.использовались связные
ИСЗ, изготовление которых производилось в основном
американскими фирмами. Например, отделение Astro—Space
фирмы General Electric продало японской фирме NHK
два ИСЗ BS-2х, фирма Ford Aerospace - два ИСЗ
'Супербёрд* японской фирме Space Communication Corp, of
Japan, фирма Hughes Aircraft Co. - два ИСЗ
JCSat фирме Japanes Communication Satellite Co,
В 1989 г, между торговыми представителями США и
Японии происходили переговоры о том, разрешать ли в
дальнейшем американским фирмам принимать участие в конкурсах
на разработку связных ИСЗ для Японии» В настоящее время
13

американские фирйш стремятся выступать в качестве
субподрядчиков у японских фирм, которые являются головными
исполнителями. В последние 5-6 лет доля узлов,
поставляемых американскими фирмами японским фирмам; сократилась
с 90 до 20%. Б.И.Ермишкин
'•Aerospace Daily", 1989. Ш, №48, 401-402
"Spaceflight", 1990, 32, » 3, 74
"Space Today", 1990,£, №1, 1-4
5, Космический мусор
Космический мусор - новый, относительно недавно
появившийся фактор загрязнения окружающей среды,
вызывающий все большую озабоченность астронавтов и специалистов,
работающих в области исследования и использования космоса.
Этот мусор состоит из искусственных объектов,
обращающихся вокруг Земли: неработающих ИСЗ, верхних ступеней РН,
фрагментов, образовавшихся в результате запланированного
или случайного разрушения КА, инструментов и материалов,
потерянных в ходе пилотируемых полЬтов, отходов
жизнедеятельности космонавтов, кусочков краски и теплоизоляции,
несгоревшего твердого топлива и т.д.
Единственный естественный процесс, в результате
которого объекты сходят с низких околоземных орбит, есть
торможение, вызываемое прохождением через плотные слои
атмосферы. Пришедшийся на конец 1980-х - начало
1990-х гг. максимум солнечной активности несомненно
ускорит этот полезный процесс.
Большинство прогнозов относительно космического
мусора базируется на комплексе наблюдений, оценок и
экстраполяции и, как следствие, страдает значительной
неопределенностью» Весьма сложно оценить точрое количество
орбитальных обломков. Наиболее крупная и достоверная база
данных в этой области создана усилиями НАСА и НОР АД
(Объединенная система ПВО и ПКО Североамериканского
континента). НОР АД с помощью своих средств постоянно
отслеживает около 7 тыс. объектов на низких околоземных
орбитах.
14

Современная радиолокационная техника позволяет
отслеживать объекты размером в несколько сантиметров на
низких околоземных орбитах и до одного метра - на
геостационарных.
Данные, полученные с помощью ИСЗ-обсерватории IRAS
(астрономический ИСЗ для изучения Вселенной в ИК-лу-
чах) показали наличие обломков размером до нескольких
десятках мкм на орбитах, близких к его собственной
(900 км). На геостационарных орбитах с его помощью
обнаруживаются объекты размером 10-20 см.
На основании этих и других данных американскими и
западноевропейскими учеными (в оригинале статьи
приведены ссылки на автоторов и их труды) сделан ряд оценок,
из которых явствует, что за 30 лет космической эры на
различных околоземных орбитах оказалось несколько
тысяч ИСЗ, 5% из которых еще находятся в активном
состоянии. Количество объектов размером менее 1 см
оценивается числом от 30 до 70 тыс. Примечательно, что поток
искусственных объектов на орбитах превышает поток
естественных (метеороидов) во всех классах величин, за
исключением диапазона от ОД до 1 мм.
Влияние загрязнения космического пространства
ощущается как наземными, так и космическими
обсерваториями. С увеличением пространственного разрешения,
достигаемого наземными телескопами с использованием
адаптивной оптики и корректирующих устройств, оказывается, что
следы слабосветящихся ИСЗ ухудшают качество наблюдений.
То же относится и к телескопам космического
базирования, но в этом случае объекты малого размера
обнаруживаются, поскольку фон более темный.
Относительно ИСЗ-обсерватории HST проводились
специальные исследования. Необходимо было выяснить, какова
вероятность потери системой точного наведения ИСЗ
HST звездной ориентации вследствие ложного захвата
какого-либо ИСЗ в качестве звезды. Исследователи пришли
к неутешительным выводам: большинство (если не все)
изображений, полученных с помощью широкоугольной камеры
WFC (Wide Field Camera), будет содержать следы
космических обломков, поскольку орбита ИСЗ HST круговая
проходит значительно ниже орбит, содержащих большую
часть обломков. Достаточно высока и вероятность
столкновения HST с обломками и частицами в течение расчетного
15

17-летнего срока, его активного существования: 50% для
частиц размером менее 5 мм, что приведет либо к частичным
повреждениям, либо к катастрофе, и 1% для частиц размером
Ю см и более, что однозначно приведет к катастрофе.
На Генеральной ассамблее Международного
астрономического союза, проходившей в 1988 г. в г. Балтиморе,
США, была принята Резолюция А2, в которой, в частности,
содержались предложения:
- принять международное законодательстзо,
категорически запрещающее использование космического
пространства для рекламных и оформительских целей;
- проектировать геостационарные ИСЗ таким образом,
чтобы в конце срока активного существования помещать их
на более высокие, "гравибезопасные" орбиты;
- проектировать ИСЗ и КА, находящиеся на низких
околоземных орбитах таким образом, чтобы в конце срока
активного существования они входили в плотные слои атмосферы и
полностью сгорали;
- полезные нагрузки и орбитальные операции должны
проектироваться и планироваться таким образом, чтобы они
не увеличивали количество космического мусора.
Долгосрочной целью в отношении космических обломков
должно стать прекращение тенденции к росту их
количества, а затем и придание этой тенденции обратного характера.
Т.А.Антонова
"ST-ECF Newsletter", 1990, №12, 13-14
16

ВОЕННОЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЕ КОСМОСА
6. Эксперименты LACE и RME в интересах программы
СОИ
14 февраля 1990 г. со стартового комплекса 17 В на
м. Кеннеди была запущена РН "Дельта-2", которая вывела
на орбиты два ИСЗ для проведения экспериментов по
программе СОИ. Первый ИСЗ LACE (Lower—power Atmospheric
Compensation Experiment - эксперимент по проверке
методов компенсации затухания в атмосфере лазерных
излучений малой мощности) отделился от второй ступени РН
"Дельт<а-2" через 2500 с после старта при пролете над
Индийским океаном и вышел на круговую орбиту со
следующими параметрами: высота - 545 км, наклонение - 43°,
период обращения - около 90' мин. Второй ИСЗ R ME (Relay
Mirror Experiment - эксперимент по проверке методов
использования кисмического зеркала для наведения
излучения от лазера наземного базирования) отделился от
РН *Дельта-2" через 6300 с после старта во время
пролета над Бермудскими островами и вышел на орбиту с
наклонением 43° и высотой 380 км. В период между
отделением ИСЗ LACE и RME были проведены
орбитальные маневры, потребовавшие 7-кратного включения
двигателя второй ступени РН *гДельта-2|Г.
ИСЗ LACE предназначен для исследования методов
компенсации возмущений в атмосфере Земли при прохождений
через нее излучений от лазера, установленного на горе
Халеакала (Гавайские о-ва, оптическая станция ВВС США
на о-ве Мауп). Расчетный срок службы ИСЗ - 30
месяцев. На борту ИСЗ установлены: УФ-прибор для съемки
хвостов выхлопных газов, истекающих из двигателей
ракет (по программе СОИ); прибор для измерения
естественного фона от потоков нейтронов в космосе (по заказу
17

Стратегического оборонительного командования Армии).
УФ-прибор должен производить измерения при запусках с
поверхности Земли исследовательских ракет "Старбёрд".
ИСЗ LACE изготовлен Лабораторией военно-морских
исследований (NRL).
ИСЗ R ME с помощью установленного на его борту
зеркала должен отражать излучение, поступающее на лазера на
горе Халеакала, на наземную цель, находящуюся в 19 км
от лазера в местечке Кехей. Цель эксперимента -
демонстрация возможности точного наведения с помощью кос-
мическог о зеркала лазерного излучения, поступающего от
назеКшого лазера, на наземную цель. На борту ИСЗ
установлен также прибор WAVE (Wideband Angular Vibration
Experiment- эссперимент по изучению влияния вибраций на
корпус ИСЗ).
С помощью ИСЗ RME намечено проверить технологию
быстрого управления космическим зеркалом, которая должна
сохранять работоспособность при перемещениях с частотой
до 4 кГц. Изготовитель ИСЗ RME фирма Ball Brothers
Aerospace System Group ожидает, что эксперименты с
помощью ИСЗ помогут: повысить точность поиска захвата,
наведения и слежения за целями; усовершенствовать
аппаратуру для лазерной связи; внедрить в медицинскую и
промышленную оптическую аппаратуру достижения, полученные
при разработке средств поиска, сканирования и наведения
на летящие ракеты.
Испытания бортовой аппаратуры ИСЗ R ME с помощью
лазера наземного базирования начались вскоре после его
вывода на орбиту. Однако проведение основного
эксперимента могло начаться только через 6 суток после запуска
ИСЗ, когда трасса ИСЗ будет проходить над Гавайскими
островами. После отработки методики эксперименты по
наведению лазерных излучений с помощью космического
зеркала должны были проводиться по 2-3 минуты в сутки.
Ожидаемый срок службы ИСЗ RME 6-8 месяцев.
Согласно заявлению полковника Томаса Мейера
(начальник отдела управления SDIO по оружию направленной
энергии), эксперименты LACE/RME являются
самыми крупными*и важными экспериментами, из
проводившихся по программе СОИ до начала 1990 г. Общие зат**
раты йа эти эксперименты (от запуска ИСЗ и до окончания
экспериментов через три года) оценивается в 313 млн долл.,
18

в том числе (в млн долл.): ИСЗ RME - 145,0; ИСЗ
LACE - 130,0; РН "Дельта-2" - 38,0.
Запуску ИСЗ LACE и RME предшествовали
длительные испытания в наземных лабораториях. В процессе
полета ИСЗ R ME необходимо проверить обоснованность
допущений, которые были приняты при разработке лазерной
аппаратуры, в части оценки влияния перемещений ИСЗ на
точность наведения лазерных лучей в реальных условиях,
когда луч перемещается по направлению наземный лазер -
ИСЗ RME - наземная цель. С помощью ИСЗ LACE и
наземных запусков исследовательских ракет должны быть
изучены процессы возмущения лазерных излучений при
прохождении атмосферы Земли.
По оценке ВВС США, применение РН уДельта-2у
позволило сократить затраты йа эксперименты LACE /RME на
13-17 млн долл. Запуск, состоявшийся Д.4 февраля 1990 г.,
был 192-м запуском РН серии "Дельта" и 4-м запуском
в интересах программы СОИ. Запуск ИСЗ LACE к RME
первоначально планировался на август 1988 г. с помощью
РН "Дельта-2" № l83t но эту РН использовали для
запуска 24 марта 1989 г. полезной нагрузки "Дельта Стар",
отложив запуск вышеназванных ИСЗ. В связи с
сокращением ассигнований на программу СОИ управление SDIO
пока не предусматривает дополнительные закупки РН "Дель-
та-2 "• Б. И. Ермишкин
"Aviation Week and Space Technology", 1990, 132,
№8,24-25
7, Подготовка эксперимента "Старлэб". предусмотренного
программой СОИ
В соответствии с программой СОИ на август 1991 г.
намечен вывод в космос аппаратуры для проведения
эксперимента "Старлэб". Для этой цели будет использован полет
МВКА "Спейс Шаттл" с орбитальной ступенью "Атлантис".
В процессе эксперимента на околоземную орбиту будет
выведено несколько типов лазеров большой мощности для
захвата и слежения за полетом МБР от момента их
запуска и до баллистического участка траектории полета. В
соответствии с программой СОИ поражение МБР на
пассивном участке траектории полета должно производиться
оружием направленной энергии.
3-2 19

Аппаратура для эксперимента "Старлэб" будет
установлена в западноевропейской лаборатории "Спейслэб", что
позволит экипажу МВКА управлять этой аппаратурой. Доставка
аппаратуры "Старлэб" на космодром Кеннеди должна быть
осуществлена к концу 1990 г.
Подготовка аппаратуры к эксперименту "Старлэб*
производится отделением Systems фирмы Lockheed
Missiles and Space . Наземные испытания длительностью
три месяца должны были начаться 30 июля 1990 г.
Летные испытания в августе 1991 г., как считает
руководитель эксперимента "Старлэб" Дик Уоллнер, должны "дать
достаточное количество данных ... чтобы одобрить
проведение вторых летных испытаний, которые могут быть
осуществлены при значительно меньших затратах с помощью
другого носителя".
В процессе 3-месячных наземных испытаний намечено
имитировать нагрузки, которые возникнут в процессе
старта и посадки МВКА. Эти данные позволят обеспечить
требуемую точность лазерной аппаратуры в процессе всех этапов
полета.
При летных испытаниях намечено, про верить: как быстро
осуществляется захьат стартующей МБР (на примере
баллистической ракеты, которая будет запущена с о-ва Уэйк
в Тихом океане); с какой точностью аппаратура 'Старлэб*
следит за полетом ракеты; надежно ли работает система
компенсации небольших колебаний корпуса орбитальной ступени
МВКА, чтобы обеспечить точное наведение лазерного луча;
стабильность платформы, на которой установлены лазеры,
в процессе перехода от одной цели к другой (при быстром
перенацеливаний) и длительность периода успокоения плат>-
формы после перенацелйвания; точность расчетов по
определению положения корпуса МБР по отношению к хвосту
выхлопных газов. Летные испытания продлятся 7 суток.
Фирма Lockheed отвечает за поставку аппаратуры
контроля за качеством лазерного луча и аппаратуру
наведения. Лазер изготавливается фирмой Optical Electronics
(Даллас, шт. Техас). Б.И.Ермишкин
"Defense Daily", 1990,166, J*10, 75
20

8# Разрушение на орбите американского
28 февраля 1990 г. начался полет STS -36 МВКА
"Спейс Шаттл"" с орбитальной ступенью "Атлантис*. В
процессе этого полета (1 марта 1990 г.) на орбиту
высотой 204 км и наклонением 62° был выведен
разведывательный ИСЗ AFP-731 (масса 17 т), который
обеспечивал поведение наблюдений за надводными и подводными
военными кораблями и ракетными базами, а также за
городами и промышленными центрами Советского Союза и
других европейских и азиатских государств. 7 марта
1990 г. советское Агентство печати новости (АПН)
сообщило о том, что ИСЗ AFP -731 разрушился на орбите и что
четыре из его крупных обломков войдут в атмосферу Земли
в марте или апреле 1990 г. Иностранные журналисты
считают, что АПН имеет тесные связи с КГБ Советского
Союза, Согласно данным РЛ-наблюдений первый из
крупных обломков разведывательного ИСЗ сгорел в атмосфере
Земли 19 марта над Тихим океаном в районе,
находящемся в 1450 км на север от островов Мидуэй, а
второй обломок разрушился 20 марта. Два других крупных
обломка должны были войти в атмосферу Земли (без
падения остатков на поверхность Земли) в середине мая
1990 г.
ИСЗ AFP-731. (его именуют также КН-12) был
выведен на орбиту» как полагают, в интересах
Национального агентства безопасности и ЦРУ. ИСЗ этого типа
производят съемку поверхности Земли с высокой разрешающей
способностью и передают на наземные станции полученные
данные по радиоканалам в цифровой ферме. Специалисты
считают, что ИСЗ AFP -731 был вторым ИСЗ серии
КН-12. Обработка полученных снимков на Земле
производится с помощью ЭВМ.
Полагают, что первый ИСЗ серии КН-12 был доставлен
на околоземную орбиту высотой 320 км на борту
орбитальной ступени "Колумбия* в процессе полета STS-28 МВКА
гСпейс Шаттл * % который начался 8 августа 1989 г. 16
августа 1989 г, ИСЗ КН-12 с помощью собственной
двигательной установки перешел на орбиту высотой 455 км.
На начальном этапе полета ИСЗ КН-12 совершал беспоря-
21

дочные вращательные движения, которые прекратились (по
данным наблюдений астрономов-любителей) осенью 1989 г.
Несмотря на разрушение ИСЗ AFP-731, США имеют,
как считают специалисты, достаточное число ИСЗ для
ведения фоторазведки. Два ИСЗ серии КН-11 были выведены
на орбиты РН "Титан-340", запущенными с космодрома
Ванденберг 26 октября 1987 г. и 6 ноября 1988 г.
Возможно, что сохраняет работоспособность ИСЗ КН-0.1,
который был запущен в 1984 г. Срок службы ИСЗ КН-11,
составляет 3 года. 2 декабря 1988 г. на борту орбитальной
ступени "Атлантис" был выведен на орбиту крупный ИСЗ
для РЛ-разведки типа "Лакросс".
В истории развития ракетно-космической техники за
последние 12 лет отмечено несколько случаев разрушения
крупных ИСЗ, которые сопровождались • падением обломков на
поверхность земного шара:
- 24 января 1978 г, при разрушении советского ИСЗ
"Космос-954" было отмечено выпадение радиоактивного
вещества на площади более 50 тыс. км^ на севере Канады.
- 1х июля 1979 г. обломки орбитальной станции "Скай-
лэб' (США) упали на территории западной части Австралии.
- В 1983 г. упали два обломка от советского ИСЗ
"Космос-1402": а) корпус ИСЗ массой 4 т в январе в
Индийском океане; б) в феврале в южной части
Атлантического океана - ядерная энергоустановка массой 50 кг.
- При запуске 1 августа 1987 г. ИСЗ "Космос-1871"
массой 10 т (который иностранная печать считает
разведывательным) вышел на орбиту высотой 130 *145 км, а
10 августа 1987 г. ИСЗ упал в южной части Тихого океана
в 2400 км на восток от Новой Зеландии,
- 2 декабря 1989 г. американский ИСЗ SMM (Solar
Maximum Mission - проект исследований Солнца в период
максимума солнечной активности) упал в Индийском океане.
"Space Today". 1990. 6;»4. 236
9# ОтПРйИИ Hfl хранение экспериментального ИСЗ *Тил
Руби*
В начале 1990 г. принято решение о перемещении ИСЗ
"Тил Руби" (AFP-888) из чистого помещения фирмы
Rockwell International (Сил-Бич, шт. Калифорния), где
22

он хранился с 1986 г. в хранилище на авиабазе Нортон
(шт. Калифорния), Это перемещение предпринято с целью
сократить расходы на хранение ИСЗ до его вывода на
орбиту. Однако некоторые обозреватели считают, что
вероятность вывода на орбиту ИСЗ "Гил Руби" в обозримом
будущем мала. Хранилище на авиабазе Нортон
обеспечивает поддержание заданных параметров окружающей среды,
но уступает по своему качеству чистому помещению фирмы
Rockwell International. В случае, если запуск ИСЗ
не будет произведен в ближайшие два года, он будет
разобран, а его компоненты распределены между потребителями
на приоритетной основе.
ИСЗ был разработан управлением перспективных НИОКР
министерства обороны (DARPA) и ВВС США с целью
создания и проверки возможности использования крупных
ИК-датчиков космического базирования для обнаружения и
слежения за полетом самолетов. Однако уже в процессе
наземных испытаний была продемонстрирована способность
ИК-аппаратуры обнаруживать меньшие по размерам и более
холодные цели, например, крылатые ракеты, суда и
наземные боевые машины.
Разработка ИСЗ "Тил Руби' началась в 1977 г. При
этом управление DARPA отвечало за ИК-аппаратуру,
а ВВС -,за корпус ИСЗ. По первоначальной программе на
всю работу отводилось три гида при затратах 60 млн долл.
Вследствие технических трудностей сроки разработки
увеличились до 9 лет, а затраты - до 500 млн долл.
Наиболее трудной проблемой оказалась разработка
крупногабаритной решетки ИК-влементов, устанавливаемой в
фокальной плоскости телескопа. Основной причиной такого
резкого увеличения сроков разработки и затрат явилась
недостаточно глубокая подготовка проекта со стороны
управления DARPA : не проводилась оценка затрат
независимыми организациями и не учитывались поощрительные
премии для разработчиков; не были учтены требования
военных стандартов и технических условий; контрактами
не было предусмотрено представление детальных смет
расходов и не включены резервные затраты; не
предусматривалась разработка ИК-элементов.
В процессе работ по проекту Тил Руби* потребовалось:
усовершенствовать технологии изготовления кремниевых
элементов и методы испытаний; отработать конструкцию и
23

технологию сборки решетки ИК-элементов; разработать
конструкцию и методы изготовления легкой оптической
аппаратуры и двухэлементного криостата; создать электронную
аппаратуру, способность работать при криогенных температурах.
Многие из технических трудностей были связаны с
изготовлением и проверками решетки, состоящей из более чем
100 тыс. чувствительных элементов. ИК-детектор
предназначен для обнаружения с высокой разрешающей способностью
ИК-излучений в 11 полосах диапазона от 2 до 16 мкм.
Прибор, именуемый LWIR (Long Wavelength InfraRed
длинноволновый ИК*прибор), состоит из кремниевых
элементов, соединенных с моноллитной структурой из компонентов
с зарядовой связью (CCD) . Прибор LWIR при угле
зрения 2° обеспечивает разрешающую способность несколько
десятков метров с круговой орбиты высотой 665 км в
режимах поэтапного наблюдения за целями и сканирования.
К числу других проблем, встретившихся при создании
ИСЗ "Тил Руби", относятся: обеспечение нормальной
эксплуатации электронной аппаратуры при сверхнизких
температурах; разработка надежных уплотнений для элементов
конструкции телескопа из композиционных материалов на основе
графита; изготовление легких зеркал для телескопа.
В 1982 г. была произведена ревизия программы "Тил
Руби", в результате которой было намечено произвести
запуск ИСЗ в середине 1986 г. на борту МВКА "Спейс
Шаттл" при первом запуске с космодрома Ванденберг
(шт. Калифорния). Однако после взрыва в январе 1986 г.
МВКА с орбитальной ступенью "Челленджер" от плана
запусков МВКА с космодрома Ванденберг отказались. ИСЗ
"Тил Руби" был оставлен на хранении у фирмы Rack-
well International,
Исследования , показали, что приспособление ИСЗ для
запуска с помощью одноразовой РН потребуют больших и
дорогостоящих переделок. В 1988 г# было принято решение
произвести запуск ИСЗ "Тил Руби* с космодрома Кеннеди
на борту МВКА в марте 1990 г. Однако в связи с отказом
финансирования доработок ИК-алпаратуры для ИСЗ ВВС
США в октябре 1988 г. приняли решение о приостановке
работ по ИСЗ.
Дополнительные затраты на подготовку к запуску ИСЗ
"Тил Руби" составят 80-90 млн долл., не считая затрат
на полет МВКА "Спейс Шаттл". ИСЗ "Тил Руби" (масса
24

2,18 т) и его вспомогательное оборудование займут
половину объема грузового отсека орбитальной ступени МВКА.
Аппаратура для эксперимента SHAD (Stellar Horizon Atmosp
heric Dispersion - исследования рассеяния
излучений от звезд при прохождении через атмосферу Земли) по
заказу ВМС США и эксперимента по изучению УФ-излуче-
ний, подготовленного Калифорнийским университетом в
Беркли, с борта ИСЗ '/гГил Руби" снята. Б.И.Ермишкин
"Aviation Week and Space Technology", 1990, 132,
№2,22-23
Ю. Н^ц^рения фирмэд Matra по разработке военного
связного ЙСЗ для совместного использования Францией,
Италией и Испанией
Фирма Matra (Франция) изучает возможность разработки
военного спутника связи для совместного использования
Францией, Италией и Испанией, Фирма ведет
соответствующие переговоры с начала 1990 г. Новый ИСЗ военного
назначения может быть создан на базе ретрансляторов
Х-диапазона, которые используются фирмой Matra в ИСЗ
серии "Телеком" (Франция) и в новых ИСЗ "Испаниясат",
запуск которых намечен на 1992 г. Таким путем фирма
Matra надеется увеличить свое влияние в странах,
говорящих на языках латинской группы.
В конце 1989 г. фирма Matra заключила контракт
на изготовление ИСЗ "Испаниясат-1А и 1В", запуски
которых должны проводиться РН "Ариан". Контракт
стоимостью 230 млн долл. предусматривает поставку двух
ИСЗ и оборудования для наземного комплекса, включая
центр управления полетом. В качестве субподрядчиков
фирмы Matra предусмотрено использовать испанские
фирмы. Планируется осуще'ствление франко-испанских
проектов, включая программное обеспечение, разработку средств
искусственного интеллекта и роботизированных устройств
ИСЗ "Испаниясат" должны быть готовы к запуску в июле
И октябре 1992 г*
Первый ИСЗ "Испаниясат" должен вступить в
эксплуатацию до открытия всемирной выставки в Севилье, а вся сио-
тема /"Испаниясат" - в конце 1992 г. ИСЗ "Испаниясат"
4-1 25

должны обеспечивать: непосредственной ТВ-вещание на
территории Испании с помощью усилителей на ЛБВ мощностью
110 Вт; связь и передачу ТВ-программ на территории
Испании и других западноевропейских государств;
ретрансляцию двух ТВ-программ на территории Южной Америки и
части Северной Америки; защищенную военную и
правительственную связь в X-диапазоне. Б.И.Ермишкин
"Aviation Week and Space Technology.", 1990, 132»
№8,73
11. Переговоры о заключении * Договора об открытрм
небе*
В начале 1990 г. между НАТО и странами Варшавского
Договора велись переговоры о заключении соглашения,
согласно которому любое малое государство одной стороны
может послать разведывательные самолеты для полетов над
территорией любого государства другой стороны. Например,
восточноевропейские страны могли бы направить
разведывательные самолеты для полетов над ФРГ, чтобы оценить
военную активность войск ФРГ и США. Сейчас эти государства
могут полагаться только на информацию, поступающую от
Советского Союза, который может вести разведку активности
войск НАТО с помощью ИСЗ.
Переговоры об этом соглашении проводили в Оттаве
(Канада) представители министерств иностранных дел 16
государств-членов НАТО и 7 государств-членов Варшавского
Договора. Соглашение именуется 'Договором об открытбм
небе". Согласно договору будут разрешены полеты
невооруженных разведывательных самолетов над территорией, любого
из 23 государств при уведомлении незадолго до полета.
Второй этап переговоров по "Договору об открытом небе*
намечался на конец апреля 1990 г. в Венгрии.
На первом этапе переговоров, проводившемся в Оттаве,
обсуждались следующие основные вопросы:
- Количество разрешаемых полетов. Согласно
предложению НАТО должны быть предусмотрены квоты, согласно
котором разрешалось бы проведение нескольких полетов в
течение месяца над крупными странами и не менее одного
полета за квартал - над малыми государствами.
26

- Порядок формирования экипажей разведывательных
самолетов. СССР и другие члены Варшавского Договора
предлагали создать общий парк самолетов, обслуживаемых
смешанными экипажами. Организация НАТО предпочитает
использование самолетов отдельных государств или групп стран-
союзников. Обоими вариантами йредусматривается
создание крупных парков самолетов и соответствующих экипажей.
При каждом разведывательном полете на борту самолета
должны находиться два наблюдателя, представляющие
страну, над территорией которой будут совершаться полеты.
- Порядок распространения разведывательной информации,
Советский Союз и страна Варшавского Договора предлагали
создать Общий банк разведывательных данных, в котором
собиралась бы информация, поступающая от всех
разведывательных полетов обеих сторон. Члены НАТО предпочитают
отдельное хранение развединформации, полученной ее
членами, без передачи ее странам Варшавского Договора.
- Конструкция разведывательной аппаратуры. Страны
Варшавского Договора являются сторонниками
использования обеими сторонами одной и той же аппаратуры.
Организация НАТО не согласна с этим предложением, так
как ее членам пришлось бы ослабить ограничения на
экспорт разведывательной аппаратуры, которая имеет
значительно более высокий уровень, чем аппаратура восточного
блока.
Как считает президент фирмы Loral Corp. (США,
Нью-Йорк), для оснащения разведывательных самолетов
станут использоваться как обычные средства для ведения
аэрофотосъемки, так и современные электро-оптические
камеры, ИК-приборы для линейного сканирования, приборы
типа FLIR (Forfard-Looking InfraRed « вперед
смотрящие ИК-приборы) и РЛС с, синтезированием апертуры
(SAR).
Фотокамеры дают наилучшие результаты при съемке в
дневное время и хорошей видимости, а электро-оптические
камеры на основе интегральных схем типа VHSIC
обеспечивают обработку очень больших объемов информации.
Они могут вести съемку при тумане на удалениях до
16 км. Достоинство ИК-приборов - возможность ведения
4-2 27

разведки в ночное время, а аппаратуры SAR - при любых
метеоусловиях, Б.И.Ермишкин
"Aviation Week and Space Technology", 1990, V32,№8,20
12. Спутниковая система изучения природных ресурсов
22 января 1990 г. с космодрома Куру (Французская
Гвиана) РН "Ариан-40" был выведен на орбиту
французский ИСЗ для изучения природных ресурсов '/Спот-2Й\
Первоначальные параметры его орбиты составляли: средняя
высота - 809 км; наклонение — 98,7°; период обращения -
101,46 мин. ИСЗ "CnoT-l", который находится на орбите с
1986 г., имел следующие параметры орбиты: средняя
высота - 832 км; период обращения - Ю1,96 мин. Разность
в периодах обращения в 0,5 мин (при скорости полета ИСЗ
"Cnor-2" 7435 м/с) приводила к тому, что ИСЗ "Спот-2ЙГ
опережал при каждом обороте вокруг Земли ИСЗ "Спот-1" на
218 км (в момент выхода на орбиту ИСЗ "Спот-2"
находился на 6200 км впереди ИСЗ "CnoT-l"). В результате
коррекции параметров орбиты ИСЗ ягСпот-«2" 29 января 1990
было обеспечено приращение скорости 12 м/с (при расходе
топлива 7,5 кг), увеличение высоты орбиты до 826 км и
сокращение разности в периодах обращения ИСЗ "CnoT-l и
2* до 0,13 мин. Второе включение бортового двигателя
ИСЗ "Спот-2ЛГ, произведенное 30 января 1990 г.,
обеспечило приращение скорости 4,2 м/с и увеличение высоты
орбиты до 832 км (такую высоту имеет ИСЗ "CnoT-l*).
После этих маневров угловое удаление между двумя ИСЗ
достигло 180°. В дальнейшем потребуется проведение
корректировок орбиты ИСЗ. ИСЗ "CnoT-l" до начала 1990 г.
израсходовал всего 95 кг топлива (первоначальный
бортовой запас составлял 225 кг). ИСЗ "Спот-1" значительно
превысил свой расчетный срок службы. Наиболее крупные
неисправности на борту ИСЗ 'CnoT-l": выход из строя в
1986 г. двух бортовых запоминающихся устройств для
записи снимков поверхности Земли; истечение срока службы
одной из ЛБВ в составе бортовой аппаратуры. Пока ИСЗ
"Спот-!" сохраняет свою работоспособность руководство
программы "Спот" будет стремиться к совместному
использованию информации от ИСЗ //Спот-2// и
28

Период обращения ИСЗ />Опот-2ЙГ составляет
101,4634 мин. Трасса ИСЗ при каждом обороте смещается
на запад (на экваторе смещение равно 2823,725 км или
25,3658°). За 14 оборотов вокруг Земли смещение
достигает 355,12°. В результате этого трасса первого оборота
последующих суток передвигается на восток на 4,88°.
Полное совпадение трасс полета ИСЗ происходит с
интервалом 26 суток, в течение которых ИСЗ совершает 369
оборотов вокруг Земли. Длительность цикла составляет: по
времени - 37440 мин (26 суток); по угловому смещению -
9360° (26Х 360°).
Разнесение по орбите между ИСЗ ЛГСпот-2ЛГ и 'CnoT-l*
составляет 180° и по времени 50,73 мин (половина от
периода обращения ИСЗ). Разность между смещением трасс
этих ИСЗ за один оборот равна 12,6819°. Благодаря
использованию двух ИСЗ цикл полного совпадения трасс полети
сокращается вдвое: с 26 до 13 суток.
Аналогичная картина наблюдается в американской
системе *71ендсат% ИСЗ которой находятся на орбите высотой
913 км. Если при одном ИСЗ в системе цикл полного
совпадения трасс полета равен 18 суток, то при двух ИСЗ - 9
суток.
В системе» "Спот" один из ИСЗ проводит съемку в 9 ч
55 мин по местному времени, а во второй - в 10 ч 45 мин.
Благодаря этому можно, как правило, совмещать снимки
от ИСЗ "Спот-1 и 2" для получения стереоскопических
снимков. Б.И.Ермишкин
"Air et Cosmos", 1990, 27, № 1271, 52-53
13. Развитие спутниковой связи
В настоящее время в космической промышленности
прибыль приносят лишь постройка, запуск и эксплуатация
коммерческих связных ИСЗ. Наиболее крупными в этой области
многонациональными предприятиями являются "Интелсат"
(международная дальняя связь), "Инмарсат" (морская и
мобильная связь) гЕвтелсат" (дальняя связь). Все эти три
консорциума в своих долговременных программах
предусматривают существенное обновление и увеличение своих
космических сегментов. О своих региональных спутниковых прог-
29

раммах объявили 'Канада, Австралия, Китай, Бразилия,
Индонезия. К открытию Олимпийских игр в 1992 г,
готовится запустить свои ИСЗ Испания. Новая совместная
организация США и ряда европейских стран "Локстар"
планирует организовать службу радиоместоопределения и
ретрансляции сообщений.
Ниже рассматриваются все геостационарные ИСЗ,
находящие полностью или частично гражданское применение (табл.
см. вкл.). При этом ИСЗ могут находиться на орбите в
эксплуатации или в резерве либо разрабатываться в рамках
того или иного контракта.
*Аник". Канадская фирма Telesat организовала первую
связную коммерческую службу в середине 70-х годов.
Ее ИСЗ серии "Аник" обеспечивают передачу ТВ-программ,
радиотелефонную связь и передачу видеоинформации и
диапазонах Си К и • Оптимистические прогнозы представителей
Telesat по поводу использования ИСЗ не оправдались:
один ИСЗ был предложен к продаже, другой был выключен и
оказался на неопределенное время в резерве. Новые ИСЗ
серии "Аник" будут сочетать возможности С и К
и-диапазонов и после запуска в 1991-1992 гг. с помощью ракеты
Ариант заменят оставшиеся ИСЗ "Аник- С и D".
*Арабсат*т Этот проект на 500 млн долл. с участием
22 арабских стран, основанный в середине 70-х годов для
обеспечения телевидения и служб дальней связи, оказался
подверженным организационным, финансовым и техническим
проблемам. В частности, трудности касались получения
платы от стран-участниц проекта, в результате чего
наблюдался дефицит в 50 млн долл. Ряд стран-участиц весьма
медленно развивал сеть станций для пользования
системой; наблюдался также ряд технических трудностей, связан*-
ных с эксплуатацией ИСЗ на орбите.
ASC. Эти ИСЗ эксплуатируются компанией
American Satellite, субсидируемой Continental Telecom
(Control)* которая первой организовала службы на
основе ИСЗ серии 'Уэстар*. ИСЗ серии ASC обеспечивают
радиотелефонную связь, абонентский телеграф, передачу
данных и изображений. Успех компании American Satellite
объясняется также и тем, что она успела отработать свои
службы на ИСЗ других компаний еще до запуска своих
специализированных ИСЗ. Этот успех оказался настолько
значительным, что на него не повлияла потеря ИСЗ ASC -2 при
30

катастрофе МВКА с орбитальной ступенью "Челленджер*.
В настоящее время на 1991 г. намечен повторный запуск
ИСЗ ASC ~2 с помощью ракеты "Дельта". Третий ИСЗ
ASC-3 получил название PAS-1, перейдя к Pan Am Sat.
"Азиясат". Консорциум под этим названием, включающий
компанию Hitchinson Whampoa (Гонконг), Cable and Wirelles
(Англия) и Китайский инвестионный банк, купила бывший
"Уэстар-6 rt возвращенный с орбиты МВКА 'Спейс Шаттл*
в 1984 г. Благодаря запуску с помощью ракеты "Великий
поход-3" территория Китая начнет обслуживаться раньше,
чем с помощью национальных ИСЗ. Кроме территории Китая
будут перекрываться территории Пакистана, Таиланда и
Филиппин.
Консорциум As i as at ведет, переговоры также с
Бангладеш и Южной Кореей. Возможно соглашение с
Ираном и Афганистаном. В 1993 г. планируется запуск
следующего ИСЗ, обеспечивающего обслуживание в диапазонах
С,Ки и L.
" Астоа *. Этот ИСЗ появился в результате работ по
программе Luxsat, прекращенной в 1983 г. ИСЗ
"Астра-!", предназначенный для НСТВ, создан организацией
Societe Europeen des Satellites (SES), в которой
основные инвестиции принадлежат Люксембургу. После
своего создания в 1985 г. SES столкнулась с
трудностями, связанными с поисками" пользователей для 16
приемопередатчиков К и -диапазона, а также со сложными
отношениями с организацией "Евтелсат*. В настоящее время
ИСЗ "AcTpa-l*, запущенный в декабре 1988 г., работает
хорошо; его основной пользователь - английская компания
Sky TV планирует окупить затраты в течение пяти лет.
SES предлагает запустить второй ИСЗ - бывший GE
"Астро Сатком-КЗ".
"Аврога". Компания • Alascom, специализирующаяся на
организации дальней связи на Аляске, купила в 1982 г.
специализированный ИСЗ "Сатком-5*\ находящийся на
орбите и принадлежавший компании RCA (эта компания
частично арендовала указанный ИСЗ). Под новым названием
'"Аврора' этот ИСЗ обеспечивает работу абонентского
телеграфа, передачу данных, обычных телеграмм, радио и ТВ-
программ. Запросив у ФКС разрешение на запуск еще трех
своих ИСЗ, компания Alascom получила разрешение
на запуск только одного - "Аврора-2", запуск которого
31

намечен на .1,99± г. с помощью ракеты "Дельта". Этот
ИСЗ обеспечит телефонию с более эысокой пропускной
способностью, передачу изображений, а также другие
службы, включая обеспечение работы частной сети,
"Австралсат". Австралийский ИСЗ "Австралсат"
успешно эксплуатируется, обеспечивая передачу радио и ТВ-
программ, телефонию, абонентский телеграф, электронную
передачу документов и другие? службы для Австралии и
Папуа и Новой Гвинеи, Планируется запуск новых ИСЗ
"Австралсат-2" на базе платформы Hughes HS -601.
Интересно отметить, что, запуск будет осуществляться с помощью
китайской ракеты "Великий поход-2".
"Вразилсау". Эти .ИСЗ принадлежат бразильской компании
Embratel которая в настоящее время является лидером
среди развивающихся стран в области разработки связных
ИСЗд Имея на орбите два ИСЗ, обеспечивающих телефонию,
телевидение, передачу данных с высокой скоростью для
военных и гражданских пользователей, компания Embratel
также предлагает свои приемопередатчики для стран
Латинской Америки. Предпринимаются усилия по преодолению
финансовых трудностей, поскольку проект "Бразилсат" во
многом зависит от иностранных инвестиций, а у Бразилии
значительная внешняя задолженность. Несмотря на все это,
планируется закупка системы "Бразилсат*-2". Заключение
контракта ожидается в следующем году.
BS . Эта японская коммерческая связная
спутниковая система на базе платформы "GE Астро" эксплуатируется
компанией Japan Telecommunications Satellite в
интересах национальной ТВ-сети компании NHK • После выхода
из строя ИСЗ BS-2A его нагрузку взял на себя BS-2B,
впервые обеспечив для Японии НСТВ. Уже к февралю
1990 г* был подготовлен к запуску BS -2Х на базе бывшего
"Комсат" ST С -1*. Планируется запуск усовершенствованного
поколения ИСЗ BS-3A и ЗВ. Тем не менее, относительно
коммерческой жизнеспособности В S * остаются некоторые
сомнения.
"Кометар*. ИСЗ этой серии, эксплуатируемые компанией
Comsat , были первоначально арендованы компаниями
AT and T «GTE для осуществления дальней связи. В
настоящее время обе эти компании имеют свои собственные ИСЗ,
а два из четырех ИСЗ "Комстар* обеспечивают связь при
низкой стоимости для компаний Comsat и Time P lex.
32

CS. Эта японская связная система, обеспечивающая в
основном телефонное обслуживание, в настоящее время
загружена недостаточно, так что ИСЗ CS -2В находится
на орбите в резерве. ИСЗ этой системы эксплуатируются
японской компанией Japan Telecommunication Satellite.
Новая серия ИСЗ CS-3, которая заменит CS-2, оснащена
оборудованием К и-диапазона, которое позволит
значительно увеличить интенсивность применения системы.
Однако при этом существуют опасения конкуренции со стороны
частных программ JC Sat и Superbird.
"DFS -Коперник". Это правительственный проект ФРГ,
послуживший предлогом для оснащения западногерманской
промышленности экспортной базой для создания ИСЗ, не
был реализован в полной мере. По этой причине пропускная
способность упомянутых больших ИСЗ, обеспечивающих
телефонную, коммерческую связь и распределение ТВ-программ
для сети кабельного телевидения, используется не в полном
объеме. Необходимость в системе сомнительна в свете
имеющихся возможностей, предоставляемых системами
"Интелсат" и "Евтелсат". Несмотря на это, в нынешнем
году запускается второй ИСЗ.
"Евтелсат". Крупнейшая европейская организация под
таким названием предлагает региональные спутниковые
системы К и -диапазона для национальных почтовых и
связных организаций, обеспечивающих телефонию,
телевидение и коммерческую связь. ИСЗ серии "Евтелсат-1*
(ESC) были арендованы у ЕКА (ESC-3 вышел из строя
на орбите) и будут постепенно заменяться системой "Евтел-
сат-2". Первый из ИСЗ этой серии запускается уже в этом
году. Всего планируется запустить пять ИСЗ.
'иГэлэкси". ИСЗ *Тэлэкси-1, 2 йЗ' компании Hughes
Communications обеспечивают в С-диапазоне
радиотелефонную связь, передачу данных изображений.
Планируются к запуску три ИСЗ,с аппаратурой К и-диапазона,
что обеспечит радиотелефонную связь и передачу данных,
радио и ТВ-вещание, проведение видеоконференций и
передачу финансовой информации. Запуски этих ИСЗ были
задержаны из-за катастрофы МВКА с орбитальной ступенью "Чел-
ленджер". По этой причине запуски будут осуществлены с
помошью ракет "Атлас" и "Ариан".
Теоотар". Эта американская частная спутниковая
служба радиоместоопределения (RDSS) имеет свое обо-
33

рудование, размещенное в качестве сопутствующей нагрузки
на шести ИСЗ "G-CTap" и "Отвиснет". Система Теостар"
является также конкурентом европейской системы "RDSS
Локстар". Специализированные ИСЗ Теостар" первоначально
предназначались для запуска с помощью ракеты "Ариан",
однако затем запуск был задержан. К запуску планировались
первоначально три ИСЗ с помощью МВКА "Спейс Шаттл*",
который должен был вывести их в точки 70, 100 и 130°
з.д. Однкко, поскольку МВКА на мировом коммерческом
рынке спутникового транспорта пока не предлагается, все
это маловероятно. Компания Geostar объявила о заказе
двух ИСЗ у GE Astro 9 однако представители этой
компании сообщили, что они строят пока один ИСЗ»
"G-Стар". Американская компания GTE Satellite
обеспечивает радиотелефонную связь, передачу изображений и дан-
.ных с помощью своих ИСЗ * G-Orap". Постепенно расширяя
свои службы, эта компания планирует замену своих ИСЗ на
ИСЗ "Комстар* компании Comsat.
"Испаниясат". С помощью этих ИСЗ, в соответствии с
испанской государственной программой, планируются
ТВ-передачи с Олимпийских игр в Барселоне в 1992 г. Кроме
того, с их помощью предполагается организовать в
национальном масштабе службы дальней связи. Запуск ИСЗ "Испа-
ниясат" предполагается осуществить с помощью ракеты
"Ариан".
"Инмарсат". С помощью ИСЗ этой серии международная
организация "Инмарсат*, специализирующаяся на морской
связи и включающая 50 стран-участниц, обеспечивает связь
для более чем 5000 находящихся в море судов. В настоящее
время эта организация планирует развитие связи и для
наземных мобильных средств с использованием будущих
специализированных ИСЗ "Инмарсат", "Мареке*', "Интелсат", а
также ИСЗ новой серии "Инмарсат-2", первый из которых
должен быть запущен в октябре этого года. Орбитальные
положения этих ИСЗ можно будет изменять. В настоящее
время предусмотрен запуск девяти ИСЗ "Инмарсат-2",
планируется к запуску созвездие также из девяти ИСЗ серии
"Инмарсат-3". В следующем году предполагается запустить
3-4 ИСЗ этой серии.
"Инсат". С помощью системы "Инсат" в рамках
правительственной программы Индии предполагается обеспечить
передачу ТВ-программ, телефонию, радиовещание, передачу
34

метеорологических данных, а также обеспечить работу
частных сетей. Запущенный ИСЗ "Инсат-JLA" вышел из строя
и был заменен на "Инсат~Ю ", запуск которого был затем
задержан до июля 1989 г. Индия, являющаяся
развивающейся страной, строит целую серию ИСЗ "Инсат-2*\ но ей
удалось создать ракету-носитель. Поэтому запуск будет
осуществляться с помощью ракеты "Ариан".
"Интелсат". Организация "Интелсат", включающая более
100 стран-участниц во всем мире, обеспечивает спутниковые
услуги для министерств связи (почта, телеграф, дальняя
связь) и до недавних пор была практически вне конкуренции.
В настоящее время аналогичные услуги стали предлагать
такие крупные конкурирующие системы, как PanAmSat.
Существующее созвездие ИСЗ "Интелсат" состоит из
13 ИСЗ, включая первый "Интелсат-6 *т Все ИСЗ серии
"Интелсат-4" удалены с орбиты. Планируется постепенная
замена ИСЗ серии "Интелсат-5" на "Интелсат-7". Как
результат быстрого реагирования на жесткую конкуренцию
следует рассматриаать разработку ИСЗ "Интелсат-К",
который будет обеспечивать развитие специализированных служб
в К и-диапазоне совместно с ИСЗ *гСатком-К4'/.
"Италсат". Этот итальянский связной ИСЗ должен
эксплуатироваться компанией Telespazio совместно с
Итальянским космическим агентством. Он представляет
собой предварительный экспериментальный ИСЗ, однако может
также использоваться на коммерческой основе для ряда
служб. В частности, он обеспечит необходимые услуги для
министерства связи Италии и ее национального телевидения.
JC-SAT . Компания Japan Communications Satellite
является совместным предприятием американской компании
Hughes Communication и японских Itoh и Mitsu ,
обеспечивающим для Японии связные службы и
конкурирующим с системой Superbird компании Ford-Aerospace.
"Локстар". Существующий под таким названием
международный консорциум, возглавляемый Французским
космическим агентством (CNES) . обеспечивает спутниковые
службы радиоместоопредедения и связи (RDSS) для
Европы, Африки и Среднего Востока. Специалисты CNES
считают, что эти службы могут иметь не менее 500 тыс.
пользователей. Другой аналогичной организацией является
Теостар". В результате жесткой конкуренции она вынужде-
5-2 35

на уменьшить число готовящихся к запуску
специализированных ИСЗ "Геостар" вместо намеченных шести.
уМарко Поло". Английская компания British Satellite
Broadcasting (BSB)f победив в конкурентной борьбе,
получила право на эксплуатацию английской системы НСТВ.
Предвидится конкуренция со стороны Sky TV, уже
эксплуатирующей свои ИСЗ "Астра-Л.". Проблемы, связанные со
специальным приемным оборудованием и допустимыми
размерами приемных зеркальных антенн, а также с недостатком
инвеститоров, заставили В SB перенести начало обслуживания
с 1989 г. на середину 1990 г., несмотря на то, что первый
ИСЗ "Марко Поло* запущен, как и было первоначально
запланировано, в августе 1989 г.
"Мареке*. ИСЗ этой серии, созданные ЕКА, сдану в
аренду консорциуму "Инмарсат" и будут впоследствии заменены
(в 1991 г.) на ИСЗ серии 'Инмарсат-2*.
"Марисат*. Эти ИСЗ, эксплуатируемые компанией
Comsat, в настоящее время служат орбитальным резервом для
ИСЗ "Инмарсат", однако они все еще обеспечивают радио и
ТВ-вещание для военных в удаленных районах. Запущенные
в 1976 г., эти ИСЗ первоначально использовались в
интересах Морской ассоциации США и оснащены
УКВ-приемопередатчиками, используемыми в настоящее время в интересах
ВМС США.
"Море л ос*. Эта мексиканская спутниковая система,
эксплуатируемая министерством связи и транспорта,
аналогична ИСЗ "Бразилсат", поскольку она также является
результатом неудовлетворенности системой 'Интеле атг. В ней
также используются ИСЗ компании Hughes и она тоже
эксплуатируется страной, имеющей значительную внешнюю
задолженность, Система обеспечивает телефонию и
телевидение, планируется ее использование для целей
здравоохранения} планирования семьи и сельскохозяйственного
обучения.
"Олимп". Это созданный ЕКА крупнейший гражданский
связной ИСЗ из когда-либо созданных и запускавшихся
является экспериментальным и исследовательским
космическим аппаратом. Однако он также должен использоваться
для организации HdTB и для целей обучения. Одна из его
наиболее важных целей состоит в создании рынка (который
пока что не создан) платформ для больших связных ИСЗ.
36

"Орион". Первоначально созданная в 1983 г. для
конкуренции с консорциумом "Интелсат" в регионе
Атлантики» смешанная компания "Орион*, в конце концов, заказала
в 1983 г. у компании British Aerospace (BAe) два
ИСЗ с оборудованием К и-диапазона. ВАе является
членом компании "Орион* и организовала совместно с ней
совместное предприятие ВАе—Tel "для обеспечения
связных услуг в Англии. "Орион* будет продолжать обеспечивать
свои услуги для таких компаний, как ВАе-Tel « На
ИСЗ "Орион" не было наложено никаких ограничений, так что
контракт с В Ае был утвержден.
"Палапа". Эта система С-диапазона обеспечивает
телефонию, радио и ТВ-вещание и правительственную связь для
территории Индонезии, включая 5 тыс. островов.
Эксплуатирует ее индонезийская компания Perumtel .
Система также частично арендована Филиппинами, Малайзией и
Таиландом. На финансовом положении компании Perumtel
существенно отразилась задержка ввода в строй ИСЗ "Па-
лапа-2", который был в 1984 г. Выведен на орбиту, а
затем вышел из строя, С помощью МВКА этот ИСЗ был
возвращен на Землю. После восстановления он будет
запущен уже в этом году.
PAS . Компания Pan American Satellite,
являющаяся собственностью Alpha Lyracorn, возглавляемой
испанскими предпринимателями, эксплуатирует первый ИСЗ,
конкурируя с монополией консорциума/Интелсат". С помощью
ИСЗ PAS компания Pan Am Sat обеспечивает
специализированные службы для Северной Америки, Европы и
Латинской Америки. В частности, осуществляется радио и
ТВ-вещание и передача данных.
ИСЗ PAS ранее был связным ИСЗ ASC-3 и принадлежал
компании GE Astro Space ; он запущен за 8 млн долл.
с помощью одной из первых ракет "Ариан-4".
"Сатком". Созвездие этих ИСЗ первоначально
эксплуатировалось компанией RCA American Communications, более
известной как RCA Americom. В настоящее время эти
ИСЗ принадлежат GE Astro • Система "Сатком" была
второй национальной спутниковой системой США после
"Уэстар"* Она обеспечивает в С- и К и -диапазонах многие
службы» включая распределение ТВ-программ на
территории США, Первоначально распределение ТВ-программ для
сетей кабельного телевидения имело коммерческий успех.
37

Позднее, в связи с падением оборота у наземных кабельных
телевизионных служб, некоторые ИСЗ "Сатком" были
предложены другим компаниям, поскольку GE Astro
столкнулась с изменениями в национальной спутниковой
промышленности.
SBS. Компания Satellite Business Systems (SBS) учреждена
компаниями IBM, Comsat и Aetna, вложивших 1 млрд
долл. в организацию службы цифровой передачи данных с
высокой скоростью с помощью ИСЗ SBS 1-5. Однако эта
затея привела к серии наудач, , так что компания SBS
обратилась к службам цифровой передачи речевых сообщений.
В настоящее время ИСЗ SBS -3, 4 и 5 находятся в
собственности компании MSI, a SB$ -1 и 2 - собственности
Comsat , планирующей запустить в этом году с помощью
ракеты "Ариан" последний ИСЗ этой серии. Переговоры об
его эксплуатации (речь идет об SBS-6) ведутся с
Christian Broadcasting Croup.
"Спейснет". Эти ИСЗ вошли в состав созвездия,
эксплуатируемого компанией GTE Spacenet . Они обеспечивают
распределение ТВ-программ и связь для коммерческих
сетей. В настоящее время фирма GTE претендует на 107 млн
долл. за потерю ИСЗ "Спейснет~3" при неудачном запуске
(V-18) ракеты "Ариан" в 1986 г. и за замену этого ИСЗ
новым "Спейснет-4" (он находился в резерве на Земле и был
запущен в 1988 г. как "Спейснет-ЗВ ").
"Суперёрд". Эти ИСЗ эксплуатируются компанией Space
Communications of Japan, конкурирующей с JC—Sat —
в области организации кабельного телевидения,
видеоконференций, телефонии, передачи газет, осуществления
банковских операций и др. Эта компания субсидируется компанией
Ford Aerospace, поставляющей платформы гСуперсат" для
ИСЗ.
TDF . Этот французский эквивалент
западногерманского ЙСЗ TV—Sat является весьма дорогостоящим
результатом соглашения о совместной разработке национальных
систем НСТВ, открывающего большие коммерческие
возможности для производителей ИСЗ и формирующего
международный рынок платформ для ИСЗ. Этот проект был почти
полностью аннулирован французским правительством,
поскольку имел незначительные перспективы на успех. Несмотря на
это, были запущены два ИСЗ.
38

* Телеком *. Эта французская национальная связная
спутниковая система являющаяся собственностью министерства
связи Франции и ее космического агентства (CNES),
обеспечивает телевидение, телефонию, цифровую передачу
данных, а также связь в интересах военных на территории
Франции и вне ее. Система эксплуатируется компанией
France Cables et Radio .
Теле-Х". Эта скандинавская версия ИСЗ TDF и
TV—Sat для системы НСТВ. К этому первоначально
шведскому проекту присоединились Норвегия, Финляндия,
Исландия и Дания, Эксплуатировать ИСЗ Теле-Х" будет
компания Note Is at.
"Тельстар*. Эта коммерческая спутниковая система
С-диапазона, принадлежащая американской компании
AT and T , обеспечивает телефонную связь. Его
предшественником является первый демонстрационный связной ИСЯ
Тельстар-! "\ запущенный в 1962 г. и открывший эру
спутниковой связи. Компания AT and T заказала
У GE Astro три новых ИСЗ *Сатком-7ОООг для
своей новой серии "Тельстар--^.
TV—SAT • Эта западногерманская спутниковая
система эксплуатируется министерством связи ФРГ,
Серьезной потерей явился выход из строя ИСЗ TV—Sat—1,
у которого не развернулись панели солнечных элементов
при запуске в 1987 г. Второй ИСЗ был запущен в 1989
"Уэстар*. ИСЗ серии "Уэстар" были первыми
связными американскими ИСЗ, запускавшимися с 1974 г.
Первые ИСЗ имели большой успех, однако с ростом конкуренции
компания Westerr Union , владеющая ИСЗ "Уэстарг,
столкнулась с финансовыми трудностями, что заставило отложить
запуск следующих ИСЗ (например, гУэстар-6г). ИСЗ
"Уэстар-6*\ вышедший из строя на орбите в 1984 г. и
позднее возвращенный на Землю с помощью МВКА, был
продан. В настоящее время он обеспечивает в США связные
услуги в С-диапазоне, включая радиотелефонную связь,
распределение данных и телевизионных программ. М.Е.Фикс
"Flight International", 1990# 137, №4204, 41-49
39

14. Система мобильной спутниковой свяэи "Сикомора"
Специалисты французского центра космических
исследований (CNES) и компании Alcatel Espace изучали
особенности применения недавно разработанной спутниковой
системы для мобильной связи "Сикомора". Система
обеспечит связь для наземных мобильных транспортных средств в
пределах относительно ограниченной географической площади
выше 35° с.ш. Грубо, охватываемый район определяется
Скандинавией, западной частью Португалии и западной
границей Турции.
Наилучшей ситуацией для мобильной связи является
расположение мобильного средства и геостационарного ИСЗ
на одном меридиане. Типовые значения широты и угла места
применительно к линии визирования "мобильное средство-
ИСЗ" приведены ниже:
Широта, град
35
45
60
Угол места, град
48
38
22
Для среднего значения широты 45° мобильное средство
может "видеть" геостационарный ИСЗ под углом 38°.
Это означает, что препятствия высотой 8 м на расстоянии
10 м от этого средства вызовет затенение и,
следовательно, перерыв в связи. По этой причине необходимо было
принимать во внимание подобные причины затуханий.
Для этой цели проводились измерения в городских и
пригородных районах, показавшие, что мобильную связь
организовать можно, соответствующим образом выбирая углы
места и применяя ненаправленную антенну с низким
коэффициентом усиления. На ИСЗ же должны быть применены
остронаправленная антенна и достаточно мощный передатчик.
Проблема препятствий обостряется, естественно, с ростом
широты, особенно применительно к радиотелефонной связи.
Основная идея рассматриваемой системы "Сикомора"
состоит в организации связи через локальный зенит,
т.е. в организации такой связи, чтобы линия визирования
находилась внутри конуса со сколь угодно малым углом
при вершине. В этом случае удалось бы избежать влияния
всех препятствий вне зависимости от широты точки
нахождения мобильного средства. Следует отметить, что в такой
40

ситуации возникает и серьезный вопрос: можно ли внутри
указанного конуса наблюдать ИСЗ в течение, по меньшей
мере, 12 ч, в любой момент времени? Вероятный ответ -
положительный, однако для этой цели необходимо выбирать
наклоненные эллиптические орбиты. Действительно, исполь- *
зуя не более двух (в целях экономии) ИСЗ на эллиптических
орбитах, можно осуществить обслуживание мобильных
средств: оба таких ИСЗ будут находиться выше 35° с.ш.
на протяжении 12 ч. При этом будет обслуживаться
территория, ограниченная криволинейным треугольником,
образованным проекциями траекторий обоих ИСЗ на северное
полушарие.
Тщательное изучение орбит для ИСЗ с помощью
математической модели показало, что орбиты должны иметь период
24 ч (для обеспечения геостационарности), эксцентриситет
0,35, наклонение 60°, апогей 50540 км и перигей
21030 км. Вариации высоты ИСЗ при прохождении от 35
до 60° с.ш. должны при этом составить от 42000 до
50540 км.
Любое мобильное средство, расположенное в любой точке
указанного криволинейного треугольника, сможет "видеть"
один ИСЗ под углом, близким к зениту, не зависимо от
азимута. В результате на мобильных средствах можно будет
применить антенну с высоким коэффициентом усиления
(например, 10 дБ) без необходимости в устройстве ориентации
линии визирования. Это, в свою очередь, позволит применять
на мобильных средствах весьма дешевые терминалы, с
помощью которых можно будет осуществлять не только
радиотелефонную связь, но и передачу изображений с невысокой
скоростью, а также передачу данных*
Важным параметром при организации мобильной
спутниковой связи является излучаемая мощность. При связи
между двумя точками качество линии связи может быть
оценено путем анализа наихудшего случая: мобильное
средство находится на краю перекрываемой зоны, а ИСЗ
находится на краю апертуры антенны мобидьного средства.
Важна также разность между наилучшим (все
относительно центра перекрываемой зоны и центра апертуры антенны
мобильного средства) и наихудшим случаями. Типовые
значения параметров терминала мобильного средства могут
быть следующими: 6/Т = -14,8 дБ/К, эффективная излу-
41

чаемая мощность (относительно изотропного источника)
Ю дБВт, коэффициент усиления антенны 11 дБ.
В процессе выбора платформы для ИСЗ "Сикомора"
специалисты аэрокосмических компаний Mat га и Aerospatiale
просмотрели весьма большое число возможных вариантов и
конструкций. После всестороннего анализа было выбрана
стабилизированная по трем осям платформа,
ориентированная с севера на юг. Коррекция ориентации в направлении
север-юг осуществляется на основе показаний звездных
датчиков. Антенная система располагается на стороне
ИСЗ, обращенной к Земле. Она снабжается механизмом с
одной степенью свободы для сканирования по широте в
пределах ±15°. Панели солнечных элементов располагаются
геостационарно по отношению к локальному обслуживаемому
району. Платформа снабжена двигательной установкой на
жидком двухкомпонентном топливе для осуществления
маневров с целью коррекции орбиты.
Запуск ИСЗ 'Сикомора* намечается осуществить с
помощью ракеты "Ариан-4".
Проект "Сикомора' представляет собой, фактически,
реализацию старой теоретической идеи применительно к новым
условиям. Его осуществление даст следующие выгоды:
- улучшение условий "видимости" для широт более
35° и соответствующее улучшение условий связи за счет
значительного снижения эффектов затенения сигналов;
- возможность применения достаточно простых антенн с
высоким коэффициентом усиления, что снижает стоимость
системы:
- возможность совместного использования частот с
другими службами;
- устойчивость к ослаблению сигналов по сравнению с
чисто геостационарным аналогом системы;
- пятикратное увеличение пропускной способности и
четырехкратное снижение стоимости каждого канала по
сравнению с чисто геостационарным вариантом системы.
М.Е.Фикс
"Aeronautical Journal", 1989t 93, №930, 387-393
42

15, Новые радиолюбительские микро-ИС^
После обеспечения в течение 2929 суток связи для
радиолюбителей всего земного шара ИСЗ "Оскар-9"(OSCAR -
в переводе означает ИСЗ с радиолюбительской аппаратурой
на борту; не следует путать его с навигационные ИСЗ
ВМС США Oscar) вошел в плотные слои атмосферы и
сгорел в октябре 1989 г. Этот ИСЗ, известный также,
как Uo Sat и U0-9, был построен и эксплуатировался
радиолюбителями университета графства Суррей (Англия).
Перед запуском он имел название Uo Sat—A . Запуск
был произведен с помощью ракеты "Дельта" в октябре
1981 г. с авиабазы ВВС США Ванденберг. В течение
восьми лет, находясь на высоте более 400 км, Uo Sat-A
совершил вокруг Земли более 45 тыс. оборотов.
В ноябре 1989 г. выключен другой радиолюбительский
ИСЗ "Оскар~12" (он же Fuji или F0-12). Его панели
солнечных элементов оказались не в состоянии
вырабатывать достаточное количество электроэнергии, с тем чтобы
обеспечивать устойчивую радиосвязь для радиолюбителей
всего земного шара. ИСЗ Fuji построен японскими
радиолюбителями и запущен с помощью японской ракеты
Н-1 в августе 1986 г. с космодрома Танегасима. Он был
выведен на круговую орбиту высотой примерно 1500 км.
Перед запуском он получил название JAS-1. В настоящее
время он имеет замену -» ИСЗ JAS—1b.
Радиомаяк ИСЗ Fuji (Fuji - означает глициния;
японские радиолюбители дают своим ИСЗ название цветов)
был слышен в любой точке земного шара, посылая
телеметрическую информацию в международном коде Морзе
на частоте 435,975 МГц со скоростью 20 слов в минуту.
На борту этого ИСЗ были две связные системы. Одна
принимала радиотелефонные передачи и код Морзе, а затем
ретранслировала эти сигналы, позволяя радиолюбителям
работать в любой точке земного шара. Другая связная
система представляла собой своего рода электронный
почтовый ящик в небе. Она принимала машинописные
послания с индивидуальных радиолюбительских станций,
запоминала их в компьютерной памяти и передавала их по
запросам с других станций в более позднее время. Это
позволяло осуществлять связь с радиолюбителями,
находящимися на другой стороне земного шара. ИСЗ JAS~1b ,
6-2 43

представляющий собой замену JAS-1, имел аналогичные
связные системы.
В январе 1990 г. с полигона Куру ракетой "Ариан-4"
(запуск V-35) запущены сразу шесть радиолюбительских
ИСЗ: "Оскар-14, 15, 16, 17, 18 и 19*. Одновременно
с ними запущен французский ИСЗ *гСпот-2Л' для наблюдений
земной поверхности, обеспечивающий получение изображений
любого района Земли. Все запущенные радиолюбительские
ИСЗ образуют сеть микро-ИСЗ. Они весят около Ю кг и
имеют кубическую форму со стороной 23 см.
ИСЗ "Оскар-14 и 15' ( Uo Sat-D и Е) построены
студентами и преподавателями университета графства
Суррей. Остальные ИСЗ построены радиолюбителями других стран.
Перед запуском эти ИСЗ получили названия:
ред запуском
Uo Sat-D
Uo Sat-E
Pacsat
. DOVE
Webersat
Lu Sat
На орбите
"Оскар-14"
' -'- 15'
» _'_ 16*
' -'- 17'
* _*_ . 18'
• _"- 19'
Иш
UO -14
UO -15
PO -16
DO-17
WO -18
LO -19
ИСЗ Uo Sat-D и Е разделили функции большого ИСЗ
Uo Sat—С , который по ряду причин запустить не удалось.
Uo Sat—D оборудован связной системой, аналогичной ИСЗ
Fuji : запоминание в цифровой форме посылок в
компьютерной памяти, а затем обмен с наземными
компьютерами (т.е. система типа 'электронный почтовый ящик*. О»
также позволяет изучать влияние радиации на ИСЗ.
Uo Sat-E оснащен ТВ-камерой с датчиком на ПЗС для
получения фотографий земной поверхности. Оба ИСЗ имеют на
борту по три компьютера: один для обеспечения работы
систем ИСЗ* второй резервный, третий - для связных
экспериментов с пакетной передачей данных. Для этой цели на
борту ИСЗ имеются мощные передатчики, сигналы которых
можно принимать посредством простых наземных станций.
Pacsat - это специализированный ИСЗ для изучения
особенностей связи с пакетной передачей данных* Этот мик-
роИСЗ создан радиолюбителями Северной Америки.
Lu Sat аналогичен ИСЗ Pacsat; создан
радиолюбителями Аргентины.
44

ИСЗ DOVE создан радиолюбителями Бразилии.
Магнитофон на его борту и речевой синтезатор, подсоединенный к
передатчику, позволяют сообщать всем знания о космическом
пространстве. Этот ИСЗ также будет принимать речевые
сообщения, передаваемые радиолюбителями Бразилии, и
ретранслировать их. Будет также передаваться
телеметрическая информация о состоянии датчиков и подсистем.
ИСЗ Webersat построен студентами колледжа
им. Вебера (штат Юта, США). Он 'оснащен цветной ТВ-
камерой на ПЗС с невысоким разрешением для получения
фотографий земной поверхности.
Все шесть запущенных микро-ИСЗ находятся на одной
полярной или солнечно-синхронной орбите. Они проходят
одну и ту же локальную точку примерно в 10 ч 30 мин утра
и вечера плюс-минус два часа. Указанные ИСЗ имеют
следующие рабочие частоты:
Наименование ИСЗ Частота, МГЬ
*Оскар-14* 435,070
" -"- -15' 435,120
* -"_ ^16* 437,025 и 437,050
"-"- -17" 145,825
- ~*- -18 437,075 и 437,100
* -"- -19 437,150 и 437,125
Японский радиолюбительский ИСЗ JAS-Ib получил
название гОскар-20\ М.Е.Фикс
"Space TQday'% 1989. 4, #10, 8-9 ; №12, 7; 1990,
5,ЛИ,11 *""
45

КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ И РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
J.6. Дальнейшая отработка и исследования основных
МВКА
По состоянию на середину января 1990 г. после 754
стендового запуска основных ЖРД МВКА общая наработка
времени испытаний составила 400000 с, что
соответствует 269 полетам МВКА. Испытания ЖРД фирмы Rocketdyne
проводятся на стенде в космическом центре им, Станниса
НАС А. Осуществляемая фирмой Rocketdyne программа
испытаний направлена на улучшение конструкции ЖРД,
увеличение ресурса, повышение надежности, повышение степени
готовности к запуску и совершенствование процедуры прие-
мо-сдаточных испытаний. НАСА присудило фирме высшую
награду за качество и производственную деятельность
по результатам работ своих подрядчиков за 1987 г.
Многоразовость использования основных ЖРД была
продемонстрирована на 20 изделиях, которые были использованы
в 32 полетах МВКА, причем ЖРД зав. № 2012 применялся
в 10 полетах. Наибольшее время непрерывной работы в
одном запуске при стендовых испытаниях составило 20i7 с.
Испытания по увеличению ресурса показали возможность
свыше 55 запусков с наработкой 7,5 ч. Штатная
продолжительность запуска ЖРД в полете установлена ~ 500 с.
Только в одном случае в полете STS-51F с орбитальной
лабораторией "Спейслэб-2" произошдо преждевременное
отключение ЖРД из-за дефекта в системе контроля
температуры ЖРД.
Основное внимание в программе фирмы направлено на
повышение проектного ресурса 2 турбонасосных агрегатов
(ТНА) высокого давления и ТНА низкого давления
окислителя, в частности путем повышения качества лопаток
турбин высокого давления. Лопатки первой ступени турбины
ТНА высокого давления горючего были испытаны с наработ-
46

кой 13997 с, что > 50% проектного ресурса, а лопатки
второй ступени - с наработкой 12335 с. При дефектации
не обнаружили опасных трещин. Без переборки
выработали ^проектный ресурс 2 ТНА низкого давления горючего.
Модифицированные лопатки первой ступени турбины ТНА
высокого давления окислителя испытаны с наработкой 13235 с,
а второй ступени - 19132 с. Дефектов лопаток после
испытаний не обнаружено. ТНА высокого давления горючего
без переборки наработали ресурс, соответствующий 11
полетам МВКА, а ТНА высокого давления окислителя - 18
полетам МВКА. Тем не менее, в 1989 г. НАСА
(научно-исследовательский центр им. Льюиса) объявило конкурс на
контракт по разработке методов прогнозирования ресурса
ЖРД многоразового использования на основе новых
теоретических или статистических подходов к проблеме.
По результатам испытаний основных ЖРД по программе
технологических экспериментов в центре космических
полетов им. Маршалла НАСА в июне 1989 г. утверждалось, что
существующий ЖРД может быть модифицирован с целью
повышения надежности и ресурса, напр, за счет снижения
температуры и давления, без существенных потерь в
тяговых характеристиках» Предлагаемые модификации включают
удлинение камеры сгорания, ликвидацию отбойников и
акустических демпферов и т.д. Первые результаты показали, что
модификация камеры сгорания Потребует модификации ТНА
высокого давления окислителя. По программе планировалось
проведение 7 огневых испытаний общей продолжительностью
329 с, в т.ч. в июне и июле 1989 г. В
контрольно-измерительный комплекс стенда включен оптический датчик
аномалий факела продуктов сгорания из сопла. Датчик
сканирует факел каждые 2 мс для обнаружения следов эрозии
конструкции ЖРД. В случае обнаружения аномалий с датчика
поступает сигнал на выключение ЖРД.
Еще в 1988 г. в центре космических полетов им.
Маршалла анализировали взаимосвязи между камерой сгорания
и ТНА высокого давления окислителя и горючего. В
конструкции основного ЖРД выходные коллекторы турбин
ТНА высокого давления горючего и окислителя через
газоходы горячего газа соединены с коллектором
смесительной головки камеры сгорания. Газоходы являются
силовыми элементами конструкции. Считалось, что уточнение
характеристик течений газов в газоходах позволит снизить
47

температуры в турбинах, уменьшить радиальные нагрузки на
подшипники турбин и увеличить ресурс форсунок окислителя
в смесительной головке. Сложная геометрия проточных
трактов газоходов, начинающихся кольцевыми каналами по
венцу турбинных лопаток, включает повороты на 180°,
кольцевые диффузоры, соединительные патрубки и вход в коллектор
смесительной головки. Расчеты проводились применительно
к газоходу от ТНА высокого давления горючего с
использованием нескольких расчетных моделей. Полученные
результаты сравнивались с данными продувок газоходов
ьоздухом.
Использованные расчетные модели Р AGE ,PHOENICS и
т,п, основывались на различных физических предпосылках, в
т.ч, на модели Навье-Стокса для сжимаемого газа, на
k-е -модели турбулентного переноса и т.д. Расчеты
выполнялись методами конечных разностей в различных
вариантах. При экспериментах на входе поддерживали скорость
воздуха М= 0,3 и Re= 1,9 • 10б. Сравнение показало, что
результаты экспериментального определения распределений
давлений торможения, статических давлений и скоростей по
газоходу расходятся с расчетными в среднем на 28%,
Минимальное расхождение ~ 1% было с расчетами по модели
INS—3D с использованием системы уравнений Навье-
Стокса для несжимаемого газа и длины смешения Прандтля-
Кармана при описании турбулентного течения.
Экспериментальные данные показывают повышение неравномерности в
распределении статических давлений по окружности кбльцевой
части газохода по мере движения вниз по потоку от входного
сечения. Монотонная неравномерность профиля горизонтальных
скоростей на входе в коллектор смесительной головки
характеризовалась миним. значением М*2 0,1 и макс, значением
М=0,22.
Во время огневых испытаний некоторых основных ЖРД
возбуждались колебания конструкции с амплитудой ^100 g
и частотой 4000 Пх. При дефектами изделий после
таких испытаний обнаруживали трещины на лопастях делителя
потока жидкого кислорода, поступающего в коллектор полости
окислителя смесительной головки. После модификации
профилей лопастей эти аномалии работы ЖРД исчезли. Фирма
R ocketdyne провела экспериментально-теоретическое
исследование этого явления. Считалось, что взаимодействие
элементов конструкции и протекающей жидкости может соз-
48

давать условия для возбуждения высокоамплитудных
резонансных колебаний. Эксперименты проводились на сборке из
силового конуса с раздаточным коллектором жидкого
кислорода и смесительной головкой камеры сгорания. При
экспериментах вибратор создавал колебания с частотой
3500-5000 Hi. Было обнаружено влияние возбуждающей
частоты на частоту и форму мод колебаний силового
конуса вследствие конструкционной нелинейности, вызванной
нелинейной жесткостью из-эа дискретных подкреплений,
гистерезисом демпфирования и т.п.
G 1983 г. НАСА и фирма Rocketdyne внедряют
роботизированную технологию в производство основных
ЖРД МВКА. Совместная программа в основном
направлена на разработку технологии роботизированной сварки
для рада агрегатов ЖРД. При изготовлении ЖРД общая
длина швов с использованием вольфрамового электрода и
газовой защиты составляет 457 м. В центре космических
полетов им. Маршалла НАСА исследования сварочных
процессов ведутся на сварочном комплексе, включающем 5-осный
робот для перемещения дуги по линии шва и 2-осный
позиционер для установки и перемещения свариваемых деталей.
Перемещения рабочего органа робота, исполнительных
элементов позиционера и др. устройств координируются
с помощью контроллера, который предназначен также для
контроля и регулирования напряжения дуги, силы тока, раот
хода газа и т.д. Система компьютеризованного
автоматизированного проектирования с выходом на
компьютеризованное производство (CAD/САМ) используется
специалистами НАСА для определения оптимальной схемы
сварочного комплекса, разработки инструментов и
приспособлений, моделирования процессов и создания программ для
роботов и других автоматизированных исполнительных
механизмов. Эти задачи эффективней решаются с использованием
графических моделей сваррчного комплекса и технологичео-
кого оборудования, которые создаются на основе данных
изготовителя. Модели деталей ЖРД получаются на основе
рабочих чертежей. С помощью этих моделей синтезируются
программы установки сварочной дуги в поле зрения ристемй
визуального слежения шириной ±0,127 см. Точность
движения дуги задается ±0,051 см. Программа проверяется
на реальном роботе по контрольным точкам и при
необходимости корректируется.
7-1 49

Считается возможным использовать С AD/C AM-систему
для оценки существующих агрегатов плазменно-дуговой
сварки током переменной полярности ВТБ и агрегатов
ООКС. Машинное моделирование с применением
компьютерной графики позволит исследовать процесс снятия старого
теплозащитного покрытия при подготовке корпусов бустер-
ных РДТТ к повторному использованию. В.А.Карелин
"Aerospace Daily", 1989, 148,Ж0,78; 149,№47,
384; 150. №52. 434
"AIAA Paper", 1988, №3007
"F light International", 1990, 1Э7, №4198, 26
"SAE Technical Paper Series", 1988, №881526
"South African Mechanical Engineering", 1989, 39,
№1, 13-15
17. Программа мини^МВКА Тёрмес* в конце j.989 г.
Описание эволюции программы мини-МВКА Термес*
журнал Британского общества межпланетных сообщений
начинает с 1985 г., когда на совещании министров стран-
членов ЕКА в Риме было решено определить пути
достижения самостоятельности ЕКА в осуществлении
пилотируемых космических полетов. На следующем совещании в
аналогичном составе в ноябре 1987 г. были одобрены
предложения о создании мини-^МВКА "Гермес* и был утвержден
план первого этапа программы разработки. Работы по этому
этапу начались в 1988 г, и должны быть завершены* в
конце 1990 г. В результате должны быть предложены
окончательная конструкция мини-МВКА, расчеты стоимости
программы и календарные планы-графики ПКР,
По первым предложениям мини-^МВКА со стартовой
массой 17 т должен был иметь грузоподъемность 4,5 т,
грузовой отсек объемом 35 м^ и экипаж до 6
астронавтов. Телеуправляемый манипулятор с длиной стрелы 7 м
предназначался для выполнения грузовых операций.
Воздушный шлюз в грузовом отсеке за кабиной экипажа
должен был позволить стыковку мини-^МВКА с ООКС
'Свобода' или с западноевропейской ООКС, а также выход
астронавтов в открытый космос.
50

В процессе работ по первОМУ ЭТапу программы наблюДа^
лось постоянное увеличение массы мти~МВКА вследствие
углублённой проработки конструкции с учетом мирового
опыта эксплуатации космической техники. Так катастрофа МВКА
США с орбитальной ступенью "Челленджер" показала
необходимость введения в конструкцию системы эвакуации
экипажа в аварийных ситуациях. В одном из вариантов мини-
МВКА с катапультируемой кабиной расчетная стартовая
масса была 24,4 т. В последующих вариантах удалось
добиться снижения стартовой массы до 23,9 т.
Грузоподъемность теперь составляет 3 т. Повышение массы
конструкции ведет к повышению уд* нагрузки на крыло, поскольку
увеличение площади поверхности крыла сверх современной
75 м^ може* вызвать повышение аэродинамической
нагрузки на ракету-носитель (РН) "Ариан-Б". Расчетная уд.
нагрузка ца крыло принята 190-200 кг/м^. Из этих
соображений посадочная масса мини-МВКА не должна превышать
15 т. Чтобы удовлетворить это требование, в новой
конструктивной схеме используются блоки одноразового
использования*
Мини-МВКА конструктивной схемы конца 1989 г.
состоит из кабины экипажа, грузового отсека с жилым боксом,
ресурсного модуля и модуля двигательной установки. В
модуле двигательной установки будут размещены 2 ЖРД
для вывода мини-МВКА на его рабочую орбиту после
отделения от РН. После этого модуль отделяется от мини-^МВКА,
входит в атмосферу й сгорает. Ресурсный модуль объемом
28 м^ будет иметь шлюз для стыковки с ООКС и выхода в
открытый космос. В нем будут размещаться часть полезной
нагрузки (ПН) и экспериментальное оборудование. К нему
могут подсоединятьдя радиаторы . системы
терморегулирования. Не исключается возможность использования этого модуля
как автономного КА для отдельных исследований. Ресурсный
модуль туннелем будет соединяться с герметизированным
грузовым отсеком и жилым боксом. Второй туннель будет
соединять грузовой отсек с кабиной экипажа. В жилом боксе
будут размещены установки для проведения гигиенических
процедур, аппараты для приготовления пищи и спальные
места.
Кабина экипажа будет иметь 3 кресла: командира, второго
пилота и астронавта-исследователя. В оборудовании кабины
планируется уменьшить число плоских дисплеев на жидко-
7-2 51

кристаппическкх диодах с 6 до 5, исключить шлемный
дисплей и ликвидировать или уменьшить площадь остекления
кабины. Только за счет ликвидации остекления масса мини-
МВКА может быть уменьшена на 240 кг. Предполагается
оснастить кабину двумя раздельными системами
управления полетом в атмосфере и на орбите, поскольку при полете
в атмосфере управление может осуществляться по законам
классической аэродинамики, а при орбитальном полете
перемещение по каждой из 6 степеней свободы буде*
управляться не зависимо от других. Система управления
полетом в атмосфере будет выполнена по типу, использованному
в аэробусе А-320 с дисплейным отображением информации»
В течение 1989 г. прорабатывались 2 варианта системы
эвакуации экипажа в аварийных ситуациях с
катапультируемой кабиной и 3 варианта с катапультируемыми креслами,
в т.ч. на базе советской многопрограммной системы К-36П.
По мнению ЕКА и CNES на январь 1990 г.
предпочтительной будет система с катапультируемыми креслами.
Конкретная система должна быть выбрана в 1990 г. с тем, чтобы
она могла быть включена в ПКР по мини-^МВКА в 1991 г.
В Великобритании систему эвакуации с капсулированными
катапультируемыми креслами разрабатывает фирма Martin-
Baker • Вместе с тем некоторые потенциальные
астронавты, в т.ч. П.Бодри (Франция) отрицают необходимость
системы эвакуации, ведущей к повышению массы
конструкции мини-МВКА.
Основные недостатки новой конструктивной схемы мини-
МВКА усматриваются в применении блоков одноразового
использования, что приведет к повышению стоимости
эксплуатации. Кроме того повышение массы мини-МВКА требует
повышения грузоподъемности РН гАриан-5г. В
разрабатываемом варианте РН массы зарядов твердого топлива бустер-
ных РДТТ увеличены с 190 до 230 т в каждом. Масса
жидкого топлива первой ступени повысится со 140 до 155 т,
а тяга ЖРД "Вулкан" будет составлять 1,1 МН. Эти
изменения ведут к снижению коммерческой гибкости РН,
поскольку при грузоподъемности на переходную геостацйо-*
нарную орбиту 6,8 т спрос на вывод ИСЗ такой массы будет
очень ограниченным. Использование же РН для
одновременного вывода 3 или большего числа ИСЗ потребует поиска
компромиссных решений по срокам вывода ИСЗ всех
пользователей одной РН,
52

В процессе работ по первому этапу программы
наблюдалось постоянное увеличение массы мини-МВКА вследствие
углублённой проработки конструкции с учетом мирового
опыта эксплуатации космической техники. Так катастрофа МВКА
США с орбитальной ступенью "Челленджер" показала
необходимость введения в конструкцию системы эвакуации
экипажа в аварийных ситуациях. В одном из вариантов мини-
МВКА с катапультируемой кабиной расчетная стартовая
масса была 24,4 т, В последующих вариантах удалось
добиться снижения стартовой массы до 23,9 т.
Грузоподъемность теперь составляет 3 т. Повышение массы
конструкции ведет к повышению уд. нагрузки на крыло, поскольку
увеличение площади поверхности крыла сверх современной
75 м^ может вызвать повышение аэродинамической
нагрузки на ракету-носитель (РН) "Ариан-б*. Расчетная уд.
нагрузка ца крыло принята 190-200 кг/м^. Из этих
соображений посадочная масса мини-МВКА не должна превышать
15 т. Чтобы удовлетворить это требование, в новой
конструктивной схеме используются блоки одноразового
использования.
Мини-МВКА конструктивной схемы конца 1989 г.
состоит из кабины экипажа, грузового отсека с жилым боксом,
ресурсного модуля и модуля двигательной установки. В
модуле двигательной установки будут размещены 2 ЖРД
для вывода мини-МВКА на его рабочую орбиту после
отделения от РН. После этого модуль отделяется от мини-тМВКА,
входит в атмосферу и сгорает. Ресурсный модуль объемом
28 м^ будет иметь шлюз для стыковки с ООКС и выхода в
открытый космос. В нем будут размещаться часть полезной
нагрузки (ПН) и экспериментальное оборудование. К нему
могут подсоединяться радиаторы . системы
терморегулирования. Не исключается возможность использования этого модуля
как автономного КА для отдельных исследований. Ресурсный
модуль туннелем будет соединяться с герметизированным
грузовым отсеком и жилым боксом. Второй туннель будет
соединять грузовой отсек с кабиной экипажа. В жилом боксе
будут размещены установки для проведения гигиенических
процедур, аппараты для приготовления пищи и спальные
места.
Кабина экипажа будет иметь 3 кресла: командира, второго
пилота и астронавта-исследователя. В оборудовании кабины
планируется уменьшить число плоских дисплеев на жидко-
7-2 51

кристаллических диодах с 6 до 5, исключить шлемный
дисплей и ликвидировать или уменьшить площадь остекления
кабины. Только за счет ликвидации остекления масса мини-
МВКА может быть уменьшена на 240 кг. Предполагается
оснастить кабину двумя раздельными системами
управления полетом в атмосфере и на орбите, поскольку при полете
в атмосфере управление может осуществляться по законам
классической аэродинамики, а при орбитальном полете
перемещение по каждой из 6 степеней свободы буде*
управляться не зависимо от других. Система управления
полетом в атмосфере будет выполнена по типу, использованному
в аэробусе А-320 с дисплейным отображением информации.
В течение 1989 г. прорабатывались 2 варианта системы
эвакуации экипажа в аварийных ситуациях с
катапультируемой кабиной и 3 варианта с катапультируемыми креслами,
в т.ч. на базе советской многопрограммной системы К-36П.
По мнению ЕКА и CNES на январь 1990 г.
предпочтительной будет система с катапультируемыми креслами.
Конкретная система должна быть выбрана в 1990 г. с тем, чтобы
она могла быть включена в ПКР по мини-МВКА в 1991 г.
В Великобритании систему эвакуациис капсулированными
катапультируемыми креслами разрабатывает фирма Martin—
Baker . Вместе с тем некоторые потенциальные
астронавты, в т.ч. П.Бодри (Франция) отрицают необходимость
системы эвакуации, ведущей к повышению массы
конструкции мини-МВКА.
Основные недостатки новой конструктивной схемы мини-
МВКА усматриваются в применении блоков одноразового
использования, что приведет к повышению стоимости
эксплуатации. Кроме того повышение массы мини-^МВКА требует
повышения грузоподъемности РН "Ариан-5". В
разрабатываемом варианте РН массы зарядов твердого топлива бустер-
ных РДТТ увеличены с 190 до 230 т в каждом. Масса
жидкого топлива первой ступени повысится со 140 до 155 т,
а тяга ЖРД "Вулкан" будет составлять 1,1 МН» Эти
изменения ведут к снижению коммерческой гибкости РН,
поскольку при грузоподъемности на переходную
геостационарную орбиту 6,8 т спрос на вывод ИСЗ такой массы будет
очень ограниченным. Использование же РН для
одновременного вывода 3 или большего числа ИСЗ потребует поиска
компромиссных решений по срокам вывода ИСЗ всех
пользователей одной РН,
52

Если решение об окончательном варианте мини-МВКА
будет принято в 1990 г., то с 1991 г. начнется второй
этап программы разработки - ПКР, который в случае
выполнения планов-графиков должен завершиться выводом
непилотируемого мини-МВКА в 1998 г. На 1999 г,
запланированы 2 пилотируемых полета мини-МВКА. Решение о
переходе к второму этапу программы стоимостью 3,3 млрд
долл. должно быть принято большинством не менее 2/3
числа стран-членов ЕКА, участвующих в работах по
программе. Если же решение не (>удет принято, то представляются
возможными альтернативные варианты, в т.ч. на базе пило*-
тируемых баллистических спускаемых аппаратов (БСА),
Фирмы British Aerospace, Aerospatiale и MAN Technologie
уже выполняли предварительные исследования по БСА,
которые могут быть выведены с помощью РН гАриан*. На
выставке Британского общества межпланетных сообщений в
1987 г. фирма British Aerospace представила свои планы
создания многоцелевого БСА, который может быть выведен
РН *Ариан-4* в середине 90-х гг. БСА может иметь
экипаж из 4 астронавтов и ПН с массой 250-500 кг. Такие
транспортные возможности по сравнению с мини-МВКА не
считаются недостатком, поскольку проводимые исследования
показывают, что и мини-МВКА не будет удовлетворять
требованиям по доставке ПН и астронавтов на модуль 'Колумб*
ООКС и посещаемую платформу свободного полета. ЕКА
заключило контракты с British AeYospace и Aerospatiale
на предварительные исследования по транспортным кораблям
ATV , которые будут выводиться с помощью РН гАриан-5*
Такой корабль рассчитывается на доставку к ООКС модуля
снабжения с массой ПН 7,3 т, включая 2-4 т топлива.
На формирование будущей транспортной космической
системы ЕКА будет оказывать влияние также характер
соглашений об участии в разработке и эксплуатации ООКС
'Свобода*. По варианту ООКС 1989 г. стыковка посещаемой
платформы свободного полета с ООКС не предусматривается,
что делает необходимым для ЕКА достижение
независимости в пилотируемых космических полетах, но с учетом
экономической целесообразности»
Мкни-МВКА, даже если он не будет включен в
инфраструктуру орбитального комплекса 'Колумб" ООКС, может
быть использован в транспортной космической системе
второго поколения. На конгрессе международной астронавтичео-
53

кой федерации в 1989 г. были представлены результаты
предварительных исследований по проекту двухступенчатого
воздушно-космического самолета (ВКС) "Стар-Н", в
качестве ПН которого будет использоваться пилотируемый
мини-МВКА типа 'Гермес*. Первая ступень ВКС
горизонтального старта и посадки будет снабжена комбинированной
силовой ' установкой из 5 ВРД-ЖРД с воздухозаборниками
общей площадью 12,6 м2. Каждый ВРД, работающий на
жидком водороде, будет развивать тягу 400 кН. Ступень
длиной 80 с размахом крыльев 40 м будет иметь несущую
конструкцию из титана и композитов с металлической
матрицей. Композиты на основе углерода и керамики будут
использованы для элементов конструкции, подвергавшихся
воздействию высоких температур аэродинамического
нагрева. Стартовая масса системы составит 400 т при сухой
массе 172 т. При этом масса первой ступени будет 280 т,
из которых 150 т составит сухая масса. Первая ступень
будет разгоняться до М= 5,5 на высоте 41 км.
Вторая ступень со стартовой массой 101 т будет выводить
мини-МВКА с массой 19 т на переходную орбиту с
высотой 110-115 км. Далее мини-МВКА будет выходить на
рабочую круговую орбиту с высотой 515 км и наклонением
2815° для сближения и стыковки с ООКС или другим
объектом. В.А^Карелин
"Air and Cosmos Monthly", 1989,.3, №5, 73
"Air et Cosmos", 1989,2Z' * 1256, 37
"F light International", 1990, Ш, №4198, 26
"Spaceflight", 1989, 31^, №10, 352-353
18. Первый этап программы разработки воздушно-
космического самолета *3енгер*
Заинтересованность стран Западной Европы в
разработке технических проблем воздушно-космического
самолета (ВКС) стала усиливаться после того как
национальный совет по космическим исследованиям США
рекомендовал президенту замедлить темпы НИОКР по программе
национального ВКС США до времени с более
благоприятными бюджетными возможностями. Совет рекомендовал
54

отложить первый полет экспериментального Л А Х-30 по
программе национального ВКС по меньшей мере до 1997 г«
Если будет принят такой замедленный темп разработки, то
он будет практически соответствовать графику реализации
программы разработки западноевропейского ВКС "Зенгер*.
В этом случае будут возможны сферы взаимной
заинтересованности США и Западной Европы в кооперации по
программам разработки ВКС, в т.ч. по программам летных
испытаний. Считается возможным участие стран Западной Европы в
разработке Х-ЗО. Прецедентом для такой кооперации
является совместная разработка США и ФРГ Л А Х-31 с большим
углом атаки. Как в программе разработки национального
ВКС США, так и в программе гЗенгерг целью является
создание крылатого ВКС горизонтального взлета и посадки с
ВРД, предназначенного для вывода полезной нагрузки (ПН)
на низкую околоземную орбиту за более низкую цену по
сравнению с современными ценами вывода на вертикально
стартующих пилотируемых и беспилотных носителях.
Вместе с тем в Западной Европе не могут не
принимать во внимание причины замедления программы
национального ВКС США, которые являются не чисто финансовыми.
Как считает ведущий научный сотрудник объединенного
управления программы национального ВКС, решение о
постройке 2 ЛА Х-30 в значительной мере будет
зависеть от результатов научно-технической экспертизы
проектов. Эта экспертиза будет исключительно сложной, в
частности из-за трудностей в оценке параметрической чувст*-
вительности характеристик ВКС в условиях
неопределенностей по применению новых технических решений.
Предложенный метод оценки параметрической чувствительности
основан на использовании уравнения ВКС как тела переменной
массы, обладающего тягой и подвергающегося воздействию
силы аэродинамического сопротивления и силы тяжести.
Считается, что научно-технический прогресс будет вести к
снижению параметрической чувствительности таких основных
факторов качества как взлетная масса, сухая масса,
стоимость и т.п. и к росту возможностей для реализации
проектов» Экспертизу проектов будут выполнять группы
независимых специалистов, назначаемые правительством. В задачу
экспертизы входит также проверка важнейших
количественных данных, в т.ч. по массе планера, уд. импульсу
силовых установок и т.п. При проверках должны применяться на-
55

иболее современные программы расчетной
гвдро(газо)динамики, расчета конструкций методами конечных элементов,
оптимизации траектории, синтеза конструкций и т.п.
Совпадение результатов расчетов экспертизы с данными,
представленными головными исполнителями, будет первым шагом
на пути к убеждению в обоснованности проекта ВКС.
В Западной Европе не могут не учитывать также
различия в конструктивных схемах ВКС. США считают
возможным создать национальный ВКС одноступенчатого
выхода на орбиту. В Западной Европе ориентируются на
двухступенчатый вариант ВКС, в котором орбитальная
ступень (СЮ) будет крепиться на верхней части фюзеляжа первой
ступени. Представители правительства ФРГ убеждены в
больших шансах на успех проекта "Зенгер*, поскольку
двухступенчатый вариант, как более консервативный,
технически может быть осуществим с меньшим риском. Кроме
того, этот вариант представляется более универсальным
в части его возможностей, в т.ч. и по применению в
качестве гиперзвукового транспортного самолета, по
сравнению с национальным ВКС США.
Программа ФРГ по ВКС рассчитана на 15-17 лет и
состоит из 3 основных этапов. Первый этап, основной
задачей которого является обоснование принципиальной
возможности ВКС "Зенгер", закончится в конце 1991 г. Второй
этап будет включать разработку и испытания различных
вариантов элементов конструкции ВКС, а третий этап -
проведение летных испытаний. Существующая
конструктивная схема ВКС "Зенгер* рассматривается как базовая
для сравнения различных вариантов, так что не исключается
возможность появления других вартантов, в т.ч. и не
двухступенчатых. По состоянию на середину 1989 г. первая
ступень ВКС "Зёнгер" будет длиной 84,5 м с размахом
крыльев 41,5 м. Взлетная масса с ОС HORUS составит
334 т. Крейсерская скорость полета определена М = 4,4.
Для отделения ОС ВКС будет разгоняться до М-6,8.
Считается возможным разработать ОС HORUS на основе
опыта, пблученного при разработке мини-МВКА *Гермес*.
ОС будет иметь длину 32,8 м, размах крыльев 17 м и
взлетную массу 91 т при ПН 2-4 т. В беспилотном
варианте ОС CARGUS предполагается обеспечить грузоподъемность
на низкую околоземную орбиту ~ 15 т. На январь 1990 г.
56

планировалась оценка результатов предварительных
исследований по конструктивным схемам ВКС.
Силовая установка первой ступени ВКС
предназначается для достижения скорости М = 5-7, что позволяет
применить комбинированные ТРД-ПВРД на водороде в качестве
топлива. На первой ступени будут установлены 5 ТРД-ПВРД
с взлетной тягой 30 кН каждый. ТРД будут
использоваться при полете с М43.5. Предложен ряд вариантов
комбинированных ТРД-ПВРД в т.ч. с параллельной и коаксиальной
компоновкой. Фирма MB В имеет хорошо оснащенный
испытательный стенд для экспериментов с модельными ПВРД
диаметром до 35 см. Впервые ПВРД на жидком водороде
был испытан в декабре 1988 г. при скорости набегающего
потока воздуха М= 4. Основные проблемы разработки
связаны с высоким давлением на входе в камеру сгорания
200 бар, большой степенью расширения сопла и
обеспечением охлаждения камеры сгорания и сопла. Несмотря на
отказ от применения на ВКС ^Зенгер" ПВРД со
сверхзвуковым горением (СПВРД), в ФРГ на испытательной станции в
Штуттгарте выполняются эксперименты с такими СПВРД.
Работы по комбинированному ТРД-ПВРД проводит фирма
MTU (Мюнхен).
Экспериментальное определение аэродинамических
характеристик моделей ВКС "Зенгбр" проводилось в Гёттингене.
За счет раздельного крепления моделей первой ступени и ОС
и последовательного смещения их друг относительно друга
удалось изучить процесс отделения ОС и оценить
аэродинамическое взаимодействие между ступенями. Отмечается, что
результаты испытаний в аэродинамических трубах показали
удовлетворительную сходимость экспериментальных
аэродинамических характеристик с расчетными данными фирмы
MB В. Модель ВКС была длиной 25 см. В отдельных
испытаниях модель ОС HORUS подвергалась воздействию
потока с М = 25.
Программа полета ВКС в современном варианте включает
взлет с обычного аэродрома, достижение скорости М>1,0
на высоте 10 км, запуск ПВРД на высоте 19,5 км при
М = 3,5, набор высоты 24,5 км и скорости М =4,4. На этой
высоте над озоновым слоем осуществляется крейсерский
полет в южном направлении на 3500 км, а затем на восток
до точки, откуда начнется ускорение до М=6,8 и набор
высоты до 31 км. При этих условиях будет осуществляться
8-1 57

разделение ступеней. ОС HORUS будет оснащена ЖРД
НМ-60 на топливе "жидкий кислород + жидкий водород*,
который в настоящее время разрабатывается для первой
ступени ракеты-носителя гАриан-5г.
В ФРГ в работах по программе ВКС принимают участие
фирмы МВВ, MTU, MAN, Dornier,Linde и т.д. В.А.Карелин
"Aerospace America", 1989, 27, №9, 42-44, 46
"Aerospace Engineering", 1989, 9, №8, 81-83
"Aviation Week and Space Technology", 1989,130,
№2,16-18
19. Космический телескоп уХаббла"
Разработка астрономического прибора, известного ныне
под названием космический телескоп "Хаббла" (другое
название - ИСЗ-обсерватория HST ) была одобрена
конгрессом США еще в 1977 г., хотя первые предложения о
создании телескопа космического * базирования, способного
работать в видимой и УФ-частях спектра, были
выдвинуты еще в начале 1960-х гг. Сборка4 телескопа была
завершена в 1985 г., однако вывод ИСЗ HST на орбиту много
раз откладывался из-за катастрофы МВКА "Челленджер" и
последовавшим за этим длительным перерывом в запусках
МВКА.
ИСЗ HST является в настоящее время самым
совершенным астрономическим прибором. На борту ИСЗ установлен
двухзеркальный телескоп Ричи-Кретьена с главным
зеркалом диаметром 2,4 м и вторичным заркалом диаметром
0,3 м. Светосила f/24. Спектральный диапазон от 1200 А
до 1 мкм. Угловое разрешение ограниченное дифракцией,
составляет 0,1 угловой секунды в ввдимой области спектра
(6328 А). Точность сопровождения выбранного объекта
лучше 0,007 угловой секунды.
Главное зеркало изготовлено из стекла с исключительно
низким коэффициентом теплового расширения. Главное зеркало
соединено со вторичным ферменной конструкцией из
материала на основе угольного волокна, которая отвечает всем
требованиям в отношении прочности, легкости и собственной
частоты колебаний, а также обеспечивает заданной
расстояние между зеркалами и высокой точностью как при нагреве
58

ИСЗ, так и при заходе в тень Земли. Положение вторичного
зеркала может регулироваться по трем осям для точной
фокусировки.
Исполнительными органами системы ориентации являются
четыре маховика. Для разгрузки маховиков применена
магнитная система. Чувствительными элементами в системе
ориентации служат шесть гироскопов, солнечные датчики и
три звездных датчика.
БЦВМ опрашивает чувствительные элементы с частотой
40 раз в секунду и с такой же частотой выдает команды
на исполнительные органы.
Весьма трудные задачи заключались в создании
технологии покрытия зеркал и контроле их загрязнения.
Покрытие зеркал выполнялось путем осаждения в вакууме
алюминиевой пленки толщиной 2,5 мкм и последующего
нанесения на нее фторида магния, чем предотвращается окисление
алюминиевого покрытия, приводящее, в свою очередь, к
ухудшению отражающей способности зеркал в УФ-диапазоне.
Предотвращение ♦ загрязнений при сборке обеспечивалось путем
вакуумной сушки аппаратуры и оборудования при
повышенных температурах, а также введением строжайших процедур
испытаний и монтажа.
Перед разработчиками стояла еще одна сложная задача -
обеспечить, чтобы обусловленный загрязнением рассеянный
свет в фокальной плоскости не превышал величины, экви-
валентной яркости звезды 23-й величины, деленной На
квадрат угловой секунды небесной сферы. Это необходимо для
того, чтобы свет от ненаблюдаемых объектов не ухудшал
наблюдение слабосветящихся объектов. Создание
эффективной системы демпфирования света представляло трудную
техническую задачу, поскольку до сих пор не существовало
методов проектирования таких систем с необходимой
эффективностью, а также методов тестирования этих систем.
Эта задача была успешно решена учеными Центра
оптических исследований Аризонсцого университета.
Одна из наиболее важных задач проекта- определение
скорости расширения Воеленно*. Несмотря на значительные
усилия ученых, точная величина постоянной Хаббла остается-
неопределенной (постоянная Хаббла (обозн. Н) -
коэффициент в законе Хаббла, выражающем линейную связь
скорости V космологического разбег ания скоплений
галактик в зависимости от расстояния до них. Точное определе-
8-2 58

ние постоянной Хаббла - главная задача HST. Решение
ее станет вкладом в осуществление научной революции,
начатой американским астронавтом Эдвином Хабблом,
заложившем в 1929 г. основы понимания архитектуры Вселенной.
Т.А.Антонова
"Aerospace America", 1989, 27, U 1Т, 15, 16,18,21,28
20. Испытания, исследования и разработки многоразовых
трансорбитальных носителей и их компонентов
В трудах международных конференций, симпозиумов и
периодической научно-технической литературе США и стран
Западной Европы за 1986-1990 гг. опубликованы доклады
и статьи, излагающие содержание и результаты испытаний,
исследований (И) и разработок (Р), которые ведут
авиакосмические ведомства, университеты, НИИ, ученые и
промышленные фирмы по оценке, совершенствованию современных
трансатмосферных носителей и их основных компонентов, Р
новых подходов и анализу перспектив их развития в
ближней и дальней перспективе.. Термином *трансатмосферный
носитель" обозначают челночные К А (МВКА),
обеспечивающие транспортную связь с низкими (НОО) и переходными
околоземными орбитами, а также сверх- и гиперзвуковые
самолеты для сверхдальних перелетов в масштабах всего
земного шара. В литературе утвердилась аббревиатура ТАН
(TAV-Transatmospheric Vehicle), которой обозначаются КА и
Л А этого класса, независимо от вида старта
(вертикальный или горизонтальный). В трудах и статьях
анализируются комплексы носителей различных конструктивных схем и
такие их ключевые компоненты, как системы реактивного
движения и их элементы, виды старта и стартовых устройств,
аэродинамические (балистическйе компоновки),
траектории и законы регулирования, используемые в системах
наведения и управления полетом.
Программа огневых испытаний основного ЖРД
американского МВКА уСпейс Шаттл*. Ведет программу отделение
Rocketdyne корпораций Rockwell International в НИЦ Стенниса
НАСА (Ст.-Луис, шт. Миссури). Цель программы -
совершенствование конструкций ЖРД и его компонентов,
системы оценок, сертификационных и приемных испытаний, увели-
60

чение рабочего ресурса, надежности и лётной готовности.
При огневом испытании образца ЖРД Isfe 02l3
(продолжительностью непрерывной работы 754 с) к январю 1990 г.
пройдена отметка суммарной продолжительности работы
4000 с, что эквивалентно 269 полетам МВКА.
Возможность повторного использования ЖРД
продемонстрирована на 20 образцах двигателя, которые использовались
в 32 реальных полетах МВКА гСпейс Шаттл*", причем в
10 из них использовался образец ЖРД № 2012. В полете
на участке подъема каждый ЖРД работал ~ 500 с, причем
было зафиксировано лишь одно преждевременное выключение
двигателя - из-за ошибки считывания показаний датчика
нагрева (в полете 51F с ОЛ "Спейслэб-г* на борту) • МВКА
прервал маневр выхода на орбиту и благополучно совершил
посадку. В полете МВКА с ОС "Челленджер" в 1986 г.,
который закончился катастрофой из-за прорыва газов в корпусе
ускорителя с РДТТ, основные ЖРД до вызвавшего
катастрофу отказа функционировали безупречно.
При огневых испытаниях ЖРД основной упор делается
на проверке конструктивных усовершенствований, продляющи*
сроки службы двух ТНА высокого давления и кислородных
ТНА низкого давления, в особенности на устранении
отмечавшихся ранее дефектов турбинных лопаток ТНА высокого
давления. Два топливных ТНА испытаны на полный ресурс
без разборки. Турбинные лопатки 1-й ступени ТНА высокого
давления выдержали огневые испытания длительностъю__
13997 с, а лопатки турбины 2-й ступени - 123^5_с^При
этом не обнаружено каких-либо признаков растрескивания.
На улучшенных лопатках кислородного ТНА высокого
давления растрескиваний не было - в турбине 1-й
ступени при испытаниях длительностью 13235 с, а в турбине
2-й ступени - 19132 с. Топливные ТНА (водородные)
высокого давления прошли наземные испытания, эквивалентные
11 полетам, а кислородные - 18 полетам, после чего не
требовалось разборки или капремонта.
Программа МВКА Термес*» В январе 1990 г. агентство
ЕКА и космический центр Франции CNES
рекомендовали странам-участницам ЕКА для спасения экипажа МВКА
Термес* в случае серьезной неисправности РН "Ариан—5"
или отказа МВКА, делающего невозможной посадку,
использовать катапультируемые кресла вместо предпочитавшегося
ранее варианта катапультируемого модуля кабины.
61

Проблема спасения экипажа на всех стадиях полета
МВКА Термес" - от старта до посадки-исследовалась
совместно специалистами . фирм - французской Aeros -
patiale и западногерманской Deutsch Hermes' и резуль-*
таты И докладывались на Международном симпозиуме о
Европе в космосе (пилотируемые космические системы) 25-
29 апреля 1988 г. в Страссбурге (Франция).
Предлагалось: при старте и разгоне комплекса РН "Ариан-б*/
МВКА "Гермес" на участке до высоты 50 км (время от О
до 125 с, скорость от М = 0 до М=7) -
катапультирование модуля кабины с приземлением на удалении от
стартового комплекса (СК) минимум 2G0 м через 3 с или
посадка МВКА при встречном ветре Ю м/с в 1-4 км от
СК; при возвращении с орбиты - катапультирование модуля
кабины до захода на взлетно-посадочную полосу (ВПП)
с выпущенным шасси. Катапультируемый модуль с экипажем
должен выдерживать приземление или приводнение при
попутном ветре Ю м/с, иметь СЖО, обеспечивающую не менее
24 ч пребывания в море, и средства радиосвязи. Для
реализации на МВКА "Гермес* был выбран и рассматривался
детально вариант спасательного модуля экипажа типа
5М2 - модуль в носовой части, аналогичный^
катапультируемым модулям кабины, которые используются на
бомбардировщике В-1 или истребителе F-111.
План-график предусматривал завершение Р в 1997 г.
В 1989 г. была проведена сравнительная оценка двух
вариантов катапультируемых модулей кабин и трех систем
катапультируемых кресел, включая одну систему,
базирующуюся на советской 2-трубной катапультной пушке с
многопрограммной электроникой и 2-мя РДТТ, которую в
СССР предполагается использовать на МВКА 'Буран*.
ЕКА пришло к заключению, что задача создания кабины,
включая обеспечение катапультирования, стабилизацию и
парашютную систему, оказалась более трудновыполнимой, чем
ожидалось: требует реализации сложных программ Р и
модификаций в сочетании, с серьезным риском и
неопределенностью. В то же время катапультируемые кресла давно
апробированы, базируются на опыте и могут быть
сравнительно легко отработаны с проведением достаточного
количества полномасштабных испытаний. Промышленность
может в течение 1990 г. определиться в деталях систем
62

катапультируемых кресел и подготовить включение их в
проект Термес" ко 2-му этапу Р.
По заключению ЕКА, аварийная эвакуация экипажа может
потребоваться в первые 126 с работы РДТТ-ускорителей
РН 'Ариан-б* на высотах до 50 км и при скоростях
до М «= 5. Предполагаемые пилоты МВКА 'Гермес*,
включая Патрика Бодри, который пилотировал ОС
"Дискавери", выступают против оснащения его системой
аварийной эвакуации, предпочитая использовать
экономящийся за счет этого вес в для увеличения массы его ПН до 3 т.
Американский МВКА 'Спейс Шаттл* не имеет подобной
системы, хотя, как полагает П. Бодри, на нем неплохо бы иметь
возможность избежать беды в период управляемого
планирования при возвращении с орбиты.
В 1991 г. страны-участницы ЕКА должны принять
решение, переходить или нет ко 2-му этапу Р 'Гермес*, на
который потребуется 3,3 млрд долл. Для положительного
решения нужно большинство в 2/3 стран, участвующих в
программе.
МВКА второго поколения и отдаленной перспективы.
По мере развития в США исследовательских проектов
Национального авиакосмического самолета - NASP (National
Aerospace Plane), высокоскоростного коммерческого
транспортного самолета HSCT( High-Speed Commerttal Transport) и
последующих поколений МВКА; которые должны прийти на
смену "Спейс Шаттл1", различия между МВКА и
межконтинентальными высокоскоростными самолетами размываются.
В течение нескольких лет предполагается вести лётные
испытания взлета-посадки экспериментального космического
самолета X -30, представляющего собой гиперзвуковой
одноступенчатый ЛА, способный летать на скоростях,
превышающих 5М и выходить на околоземную орбиту при
горизонтальном взлете-посадке с обычной ВПП. По
прогнозу президента отделения Rocketdyne корпорации
Rockwell International Ричарда Шварца (в прошлом главный
инженер проектов 'Аполлон' и системы реактивного
движения МВКА "Спейс Шаттлг), этот самолет будет построен в
1990-х гг. Результаты его летных испытаний явятся базой
для Р следующего поколения шаттлов или СТС типа
'Конкорд* или тех к других с гиперзвуковыми скоростями
полета! объединяемых в один класс - ТАН.
63

Проект NASft финансирует МО США. Первый
испытательный полет самолета с выходом на НОО планируется
осуществить осенью 1996 г. Ключевое решение о
финансировании проекта NASP должно быть принято летом 1990 г.
В его Р принимают участие такие крупнейшие
авиакосмические корпорации США, как Rockwell и General Dynamics (И
конструкции планера), отделение Rocketdyne и фирма
Me Donnell Douglas (P системы реактивного»движения).
На NASP предполагается использовать СПВРД,
работающие на жидком водороде. Скорость на орбите 25М,
крейсерская скорость в атмосфере - между 8 и 12М. Совершая
несколько полетов ежедневно туда и обратно, этот космо-
план при обслуживании линии Нью-Йорк - Токио уменьшит
продолжительность рейса до 2 ч, а также сможет принять
на себя некоторые из функций шаттла. Возможно, немногие
захотят летать на таком высокоскоростном самолете, одч»
нако необходимость в сверхзвуковом воздушном транспорте
для 21 столетия сомнений не вызывает. Учитывая, что СТС
типа "Конкорд" в недалеком будущем устареют и прекратят
полеты, многие страны ведут И второго поколения
высокоскоростного воздушного транспорта.
Под руководством Мемориального института Баттелля
(г. Колумбус, шт. Огайо) фирмы Me Donnele Douglas и Boeing
ведут И 300-местного СТС с крейсерской скоростью 2-
3,2 М и дальностью полета 10500 км, который может
иметь сходство с NASP f особенно в конструкции ДУ,
интегрированной с планером - как в концепции, которая
предложена инженерами отделения Rocketdyne для ТАН
с орбитальной скоростью 25М. Директор НИЦ
высокоскоростного коммерческого полета института Баттелля Джеймс
Лумис полагает, что спрос на сверхзвуковые самолеты
будет больше, чем на гиперзвуковые, так как потребности
в авиалиниях протяженностью между 3200 и 10500 км
гораздо больше, чем в линиях протяженностью в половину
НОО, на что рассчитан NASP . Для самолетов
большинства авиалиний, включая трансокеанские, скорости,
превышающие 2-ЗМ, неприемлемы.
Весной 1989 г. институт Баттелля ожидал выделения
государственных ассигнований в сумме 2 млрд долл., чтобы
начать этап И по проекту NASP , который до этого
финансировался частным международным фондом,
предоставившим 7. млн долл. Проект останется международным и.
64

по расчетам института Баттелля, суммарные расходы на И
И Р до первого полета составят сумму между 10 млрд и
15 млрд долл. В это же время инженеры НИЦ Лэнгли
(НАСА) вели И двух программных концепций для
замены в 21-м столетии программы МВКА "Спейс Шаттл".
Одна из них базируется на модификации существующей
2-ступенчатой ДУ, вторая - на создании нового носителя,
существенно отличающегося от современного шаттла и
представляющего собой одноступенчатый ТАН с ВРД, ана^
логичный NASP. В любом случае замену современного
шаттла новым планируют в 2005 г.
В техническом плане ключ к успеху проекта NASP
лежит в области аэротермодинамики. Без контроля
температуры носовой оконечности, ведущих кромок в
воздуховодов попытки создания одноступенчатого ТАН и
осуществления крейсерского гиперзвукового полета тщетны. Природа
слоев ударной волны или области сжатого скоростного
воздушного потока между ударными волнами и поверхностями
конструкции самолета при скоростях ниже М = 5 такова, что
горячие пограничные слои располагаются достаточно
далеко от элементов конструкции. При более высоких
скоростях образуется тонкий результирующий слой,
создающий серьезные аэротермодинамические трудности из-за
интенсивного нагрева в непосредственной близости от
обшивки ТАН.
В гиперзвуковых потоках создаются условия случайных
высокоэнергетических взаимодействий, при которых
кинетическая энергия проявляется в форме случайной тепловой
энергии. Температура газа растет с ростом скорости
полета. Высокую температуру (1700° С) гиперзвукового
воздушного потока необходимо рассеивать, используя
специальные лёгкие термостойкие теплопроводящие материалы,
активное охлаждение или то и другое вместе. Тонкий слой
ударной волны воздушных потоков срывает с орбит атомов
электроны, образуя заряженные частицы или плазму. В
результате возникает "электромагнитно-радиационное
затемнение*, обычное для периода возвращения КА в плотные
слои атмосферы, но дродолжаетср это на протяжении
длительных периодов полета, создавая серьезные препятствия
для связи. Первостепенное значение имеет также
функциональная интеграция двигателя с планером ЛА. NASP
9-1 65

как некоторые современные истребители, от носа до хвоста
по сути будет представлять собой всеобъемлющую систему
реактивного движения.
В начале 1989 г. при испытаниях модели СПВРД в 1/7
натуральной величины был. успешно продемонстрирован
ожидаемый потенциал по числам М. В испытания были
включены все компоненты СПВРД от входного диффузора
до сопла на выходе. Условия полета охватывали диапазон
скоростей от 5М до 8М (~9700 км/ч). СПВРД использует
кислород атмосферы и несет на борту лишь водородное
горючее. Ракетные КА несут на борту также жидкий
кислород, что удваивает их вес. NASP будет наиболее
скоростным из аппаратов, использующих кислород атмосферы,
что обеспечивает переход в новое качество по сравнению с
самым скоростным самолетом ВВС США этого класса -
разведчиком SR -71, предельная скорость которого ЗМ.
Проблемы использования NASP в качестве транспортного
средства, по мнению Д.Лумис, больше политические и
финансовые, чем технические: даже после решения всех
технических проблем остается проблема звуковых ударов,
которые запрещены над территорией почти всех стран,
исключая полеты над водой, а чем крупнее самолет, тем сильнее
акустический удар.
Стартовая платформа (СП) для горизонтально стартую-
ших ТАН. Применяемый в современных ТАН, подобных
МВКА "Спейс Шаттл", вертикальный способ старта
связан с большими временными и стоимостными затратами.
Военные области применения нуждаются в средствах пуска
носителей за время, исчисляемое минутами при минимуме
затрат. Специалистами Лаборатории динамики полета
авиабазы Райт Паттерсон ВВС США (г. Дайтон, шт. Огайо)
предложена концепция горизонтального старта,
базирующаяся на СП, сочетающей эффекты воздушного экрана и
близости земной поверхности (поверхностный эффект) -
ВЭПЭ (ACWIG-Air Cusnion Wing-in-Ground), Реализующая
эту концепцию СП способна обеспечить горизонтальный
старт (взлет) ТАН с обычных ВПП за время, исчисляемое
минутами от начала миссии* Концепция дает огромную
экономию, не требуя дорогостоящих стартовых площадок,
транспортных средств большой грузоподъемности, кранор
и т.п. Помимо этого СП/ВЭПЭ обеспечивает возможность
66

стартовать из множества различных пунктов, что придает
миссиям гибкость и повышает живучесть.
С сентября 1985 г. Лаборатория динамики полета ведет
И принципиальной осуществимости технологий интеграции
эффектов воздушного экрана и близости земной поверхности
применительно к задаче создания СП/ВЭПЭ для ТАН.
Экспериментальная часть И была проведена на статическом столе
в лабораторных условиях. Основой СП является крыло с
профилем NACA-4415, оборудованное ВРД с поворотным
соплом. На Международной конференции по технологии
воздушного экрана 22-24 сентября 1987 г. в Монреале
(Канада) был представлен доклад Мангала Д.Чавла из АБ
Райт Паттерсон о предварительных результатах И, которые
свидетельствуют о применимости концепции и большом
диапазоне возможностей ее использования. В дальнейшем
намечались испытания на динамическом стенде и в
аэродинамической трубе.
Конструктивное воплощение концепции предполагает
обеспечение полной восстанавливаемости комплекса ТАН/СП-
ВЭПЭ и возможность взлета-посадки с обычных ВПП.
Комплекс представляет собой 2-ступенчатую сборку, где 1-й
ступенью СП-ВЭПЭ, а 2-й - ТАН, получивший
наименование "Слайдер" (Spider).
Схема старта и полета следующая* Сборка из СП-ВЭПЭ,
несущей на себе "Спайдер", управляемая комбинацией
отклонений вектора тяги с отклонениями закрылков и величины
скорости струи ВРД приподнимается над ВПП подъемной
силой воздушного экрана, создаваемого реактивной струей,
набирает на воздушном экране скорость поступательного
движения ~ 200 км/ч и некоторое время продолжает разгон,
используя поверхностный эффект,, а затем переходит на кру-*
той подъем. В это время включается ДУ "Слайдера".
Подъем и набор скорости в составе сборки продолжается
до достижения ~ 740 км/ч, при которой СП-ВЭПЭ
отделяется от "Спайдера" и идет на , планирующую посадку на
ВПП. "Спайдер" проходит в атмосфере звуковой барьер,
развивает сверхзвуковую, а затем гиперзвуковую скорость
и выходит на заданную орбиту. По завершении
орбитального полета он тормозится, входит в плотные слои
атмосферы и совершает планирующую посадку на ВПП,
Продолжавшиеся в 1988 г. И имели целью изучение
эффектов экранирования, близости земной поверхности и
9-2 67

свободного потока, а также перехода от одной стадии
полета к другой. Для экспериментов была изготовлена модель
СП-ВЭПЭ ("Модель эффекта ВЭПЭ') в 1/43 натуральной
величины с двигателями "Сандстрэнд" модели 6577-1.
В докладе приводятся иллюстрированные схемами,
фотографиями, графиками и таблицами описание устройства модели
и испытательных стендов, содержание экспериментов,
параметры модели, рабочие режимы, приборное оборудование,
результаты отдельных экспериментов и И в целом по
состоянию на конец 1987 г,
В заключение отмечается, что СП-ВЭПЭ представляет
собой первую попытку использовать комбинацию эффектов
воздушного экрана и близости земной поверхности для
обеспечения горизонтального старта очень тяжелых Л А
и КА» Разработана технология, которая может найти
применение не только на ТАН, но также на самолетах с
вертикальным или укороченным стартом и на транспортных
самолетах большой грузоподъемности. Отмечается, что до
сих пор технологии, использующие воздушный экран и
близость земной поверхности развивались независимо, причем
в эксплуатации в разных странах находятся несколько
носителей каждого из этих видов. Наиболее впечатляющим
из них автор считает советский транспортный самолет ВВС,
использующий эффект близости земной поверхности, который
способен перевозить большие количества войск и бронема-
щрн со скоростью до 560 км/ч.
Адаптивная система наведения для вывода
одноступенчатого ТАН на НОО» Операция вывода на НОО современного
МВКА сопряжена с необходимостью выполнять большой объем
работ по подготовке системы наведения перед стартом.
Удельная стоимость вывода ПН на НОО с помощью МВКА
"Спейс Шаттл* составляет > 8800 долл/кг. Одной из
наиболее активно изучаемых в рамках ведущейся НАСА
программы Перспективного космического транспорта является
полностью возвращаемая многоразовая система с
одноступенчатой ТАН горизонтального взлета-посадки, способная
нести такие же ПН, как и МВКА "Спейс Шаттл*,
доставлять их на ОКС, находящуюся на НОО, или
межорбитальный К А для последующей транспортировки на
геосинхронную орбиту.
В научно-технической литературе рассматриваются
различные аспекты использования преимуществ выведения КА
68 ,

на HQO по пологой траектории с максимальным
использованием воздушной среды для его разгона и подъема в
интересах максимального снижения удельной стоимости операции
вывода ПН на НОО. В США осуществляется программа
Прогрессивной системы запуска - ALS (Advanced Launch
System), имеющая целью снизить удельную стоимость
вывода ПН на HOQ бол^е, чем на порядок величины - до
660 долл./кг. Одно из направлений совершенствования
системы запуска применительно к этой программе - Р
полностью автономных систем адаптивного наведения,
способных приспосабливаться к изменениям целей полета,
переменам погоды и отклонениям параметров и характеристик
от номинала, а также учитывать в используемых законах
регулирования такие ограничения, как
максимально-допустимые величины динамического давления, аэродинамической
подъемной силы или углов атаки.
В докладе трех американских ученых на Конференции
AIAA по наведению, навигации и управлению 15-17
августа 1988 г. (Миннеаполис, шт. Миннесота) описывается
схема адаптивного наведения при выводе на НОО
одноступенчатого ТАН. В ней траектория представлена в виде 2-
сегментной кубической направляющей функции. Там, где
форма траектории подъема предписана и параметры этой
предписанной траектории оптимизированы, для определения
параметров кубической направляющей функции применена
процедура движущейся оптимизации. Эта процедура в
общем случае подчинена более жестким подходам,
базирующимся на вариационном исчислении. Ее преимущества в
том, что она проще в математическом отношении и
эффективна в вычислениях. Подъем на НОО разделен на 2 фазы -
начальную и заключительную.
Для выведения по предписанной траектории на
начальной фазе применена полностью адаптивная, а не
заключительной - полуадаптивная рхемы наведения в сочетании с
постоянным контролем по линиям обратной связи. В
законы наведения обеих схем введены ограничения
динамического давления* Ограничение по углу атаки не
предусмотрено. Такой подход сочетает преимущества двух концепций
адаптивного наведения.
Полностью адаптивная схема хорошо приспособлена к
учету резких изменений метеоусловий, которые характерны
для малых и умеренных высот. Она приспособлена также
9-3 69

к восприятию выхода за пределы номинала характеристик
системы. Ее недостаток - высокая интенсивность
вычислительных операций. Каждый раз при генерировании новой
траектории необходимо переработать весь диапазон проблем
достижения цели. Ограничение ее функций обеспечением лишь
начальной фазы подъема сводит интенсивность вычислений к
минимуму. Полуадаптивная схема эффективна в
вычислительном плане, но требует, чтобы отклонения от номинальной
траектории были невелики. Это приемлемо для
заключительной фазы, где влияние отклонений в параметрах атмосферы
менее существенно из-оа малой ее плотности и
соответственно, незначительной величины аэродинамических сил в
сравнении с тягой ДУ.
В докладе члена AIAA Банду Н.Памади на
Конференции AIAA по наведению, навигации и управлению 14-16
августа 1989 г. (г. Бостон, шт. Массачусетс) излагаются
результаты И вычислительных аспектов схем адаптивного
наведения, выполненного по контракту НАС A Nb NAS-17919.
Это И является продолжением работы, доложенной на
предыдущей конференции. Ее результаты дали дополнительные
подтверждения достоинств предлагаемого подхода к
построению адаптивных схем наведения для ТАН.
Одноступенчатые MBftA (OMBKA) отдаленной
перспективы. Системы реактивного движения современных КА
базируются на освобождении и преобразовании в кинетическую
энергию движения лишь небольшой доли энергетического ч
потенциала топлива* заключенного в связях между
атомами. При этом преобразуются их электронные поля.
Используя более эффективные энергетические реакции внутри
физической структуры материальной массы, можно высвободить
гораздо большую часть ее потенциальной энергии.
Один из видов таких реакций - повышение
энергетического потенциала атомов и молекул путем их возбуждения с
последующим преобразованием этого высокого потенциала
в полезную кинетическую энергию. Теоретические И
показывают возможность электронного возбуждения материи -
водорода или гелия в атомарном или молекулярном
состоянии. В рабочем цикле горения энергетический уровень
атомов (молекул) резко снижается и происходит выделение
тепла или эмиссия протонов с истечением струи через
реактивное сопло двигателя. Температура истекающей струи
превышает 3500 К, что требует применения испарительного
70

охлаждения или магнитной защиты сопла. Реализовать
систему реактивного движения, базирующуюся на этом
принципе, считают возможным в ближайшие 10-20 лет.
Другой вид, приемлемый в принципе для ОМВКА -
аннигиляция материи с антиматерией. Здесь энергетический
потенциал высвобождается наиболее полно. Чтобы системы
на этом принципе имели большую эффективность в сравнении
с системами реактивного движения на химическом топливе,
стоимость производства антиматерии должна стать меньше
1 млн. долл./кг. В современном производстве она на
несколько порядков выше. В двигателях на аннигиляции
температура струи также превышает 3500 К. При реакции
эквивалентных количеств материи и антиматерии теоретический
удельный импульс может достигать 30 млн кгсвс/кг при
скорости истечения продуктов аннигиляции ~ 94% скорости
света. Однако эта теоретическая величина в двигателе
реализована быть не может, так как для получения большой
тяги надо добавлять струю рабочее тело, что ведет к
снижению скорости истечения и удельного импульса. В
системах с аннигиляцией необходимо не только охлаждение
(термозащита) сопла, но также радиационная защита
экипажа и носителя, особенно от гамма-излучения.
При успешных энергичных усилиях можно ожидать
удельных импульсов в диапазонах: для химических топлив 300-
' 500 кгс*с/кг, с возбужденной материей 700-2000 кгс*
• с/кг, при аннигиляции 900-3000 кгс*с/кг. Меньшие
величины относятся к системам, которые могут быть
реализованы через Ю-12 лет, большие - в более отдаленной
перспективе,
В докладе на 37-м конгрессе Международной федерации
астронавтики 4-11 октября 1986 г. в Инсбруке (Австрия)
Н.Д,Фронинг из американской фирмы Мк Донелл Дуглас Аст-
ронотикс (г. Хантингтон, шт. Калифорния) излагает
результаты сравнительного анализа особо высокоэнергетических
систем реактивного движения применительно к трем видам
полностью возвращаемых ОМВКА самолетной схемы, проекты
которых докладывали ранее на 36-м конгрессе этой
федерации их разработчики - фирма Aerojet (США) и
Штутгартский университет (Франция). Основные характеристики
этих ОМВКА с обычными системами реактивного движения
(ракетные ДУ на компонентах - жидкие Н2 и 02 . ВРД -
на жидком И2 и кислороде воздуха) представлены в таблице.
71

Характеристики ОМВКА

Организации-разработчики
Фирма
Aerojet
Штутгартский университет
Вид старта
Стартовый вес, тс
Вес ПН, тс
Вид ДУ
Удельный импульс,
кгс • с/кг
Тяга, тс
Вес ДУ, тс

вертикальный
1790
27,2
ракетная
480
2270
19,4
горизонтальны й
2100
29,5
ракетная
480
2000
35,1
2100
61,2

ракетная +
+ ПВРД
при М =
= 1.5-
8,0
480
2000
39,6
На базе этих исходных данных проведены. приближенные
расчеты влияние на общий вес ОМВКА изменений удельного
импульса и тяговооруженности. При этом сначала
использовались классические уравнения реактивного движения,
связывающие эти параметры с количеством топлива и
размерами носителя. Следующий шаг - изменение
пропорционально величине поверхности носителя весов - планера,
термозащиты, топливных баков, органов управления полетом и
систем воздушно-реактивного движения при неизменной
толщине конструкции этих компонентов. Заключительный
шаг - изменение веса ракетного двигателя (без
конструкций и приборов защиты от интенсивной радиации и высокого
нагрева) в масштабе, соответствующем величине ракетной
тяги, при неизменных ПН, приборного обеспечения и
экипажа* Такое масштабирование, естественно, не учитывает
изменений в толщине конструкции из-за уменьшения
размеров и носителя ввиду различий з плотности топлива и
конфигурации носителя.
72

В качестве примера приводятся результаты
масштабирования концепции ОМВКА фирмы Aerojet
применительно к удельному импульсу 2000 кгс. с/кг. Из этого
примера следует, что в сравнении с базовым химическим
двигателем 'чистый* вес высокоэнергетического ракетного
двигателя существенно ниже (так как меньше потребная
тяга), но на общем весе системы реактивного движения
это отражается меньше из-за необходимости обеспечить
специфические условия хранения топлива, радиационную и
термозащиту от высокой температуры в зоне горения и
истекающей струе»
В итоге, применительно к данному случаю за счет
большого снижения веса других компонентов общий
стартовый вес носителя снижается до 1/8 от величины веса
базового варианта (для удельного импульса ^ 480 кгс •
• с/кг).
На приводимых в докладе графиках дается также
сравнение со стартовыми весами МВКА "Спейс Шаттл" и
реактивных авиалайнеров Боинг 747 и Аэробус А-300.
Делается вывод, что 4-6-кратное увеличение удельного
импульса (до 2000-3000 кгс • с/кг) может дать 8-
12-кратное снижение общего стартового веса ОМВКА с
чисто ракетным двигателем. Это позволяет доставлять на
НОО тяжелые ПН при общем стартовом весе ОМВКА,
соизмеримом с коммерческими реактивными авиалайнерами.
Из графиков следует также, что для ОМВКА с ракетным
двигателем при тяговооруженности 6-78 достигается
существенное снижение общего стартового веса носителя даже
при сравнительно небольшом увеличении удельного
импульса ракетного двигателя - до ~ 1000 кгс• с/кг. Однако
при малой тяговроруженности (4 и менее) существенного
снижения общего стартового веса не удается получить даже
при самых высоких значениях удельного импульса, которые
можно ожидать в перспективе на ближайшие 10-20 лет.
У ОМВКА Штутгартского университета с
комбинированной ДУ (ракетная + ПВРД, работающий в диапазоне М ~
в 1,5-8) общий стартовый вес с увеличением удельного
импульса снижается в гораздо меньшей степени» чем вес
ОМВКА с чисто ракетной ДУ, так как доля топлива в
общем стартовом весе ОМВКА с комбинированной ДУ
изначально сравнительно невелика ввиду высокой
эффективности ПВРД и еще большее уменьшение этой доли мало от-
73

ражается на общем стартовом весе. У всех ОМВКА с
ракетным двигателем значительное снижение общего веса
происходит при увеличении удельного импульса с
современных 450-500 кгс*с/кг до ~ 2000 кгс • с/кг, причем
общий стартовый вес носителя может стать соизмеримым с
весами современных реактивных авиалайнеров.
Дальнейший рост удельной тяги дополнительного снижения общего
веса носителя не дает.
Анализ главного показателя эффективности ОМВКА -
доли ПН (для всех трех исследовавшихся видов ОМВКА)
от увеличения удельного импульса с исходного уровня
(480 кгс» с/кг) до 1000 кгс-с/кг (первое поколение >
носителей на высркоэнергетическом топливе) и 2000 кгс-с
(второе поколение носителей на высокоэнергетическом
топливе) показывает, что для носителей с горизонтальным
стартом и ракетной ДУ можно ожидать увеличения доли
ПН соответственно в 4 и 12 раз (в среднем - на 1 кг
стартового веса). Несколько меньше рост этого показателя
у ОМВКА с вертикальным стартом, а наименьший у ОМВКА
с комбинированной, ДУ (ракетная + ПВРД). Однако
абсолютная величина доли ПН в общем стартовом весе носителя
у МВКА этого варианта наибольшая при всех трех уровнях
удельного импульса.
Наибольшая величина прироста доли ПН от общего веса
у горизонтально стартующего ОМВКА с ракетной ДУ
объясняется тем, что у этого вида изначально наибольшая доля
приходится на вес планера, который резко падает из-за
уменьшения размеров носителя. У вертикально стартующего
ОМВКА такого резкого падения доли веса корпуса не
происходит - она изначально сравнительно невелика. В
целом главный показатель эффективности у вертикально
стартующих ОМВКА с переходом на высокоэнергетические
системы реактивного движения существенно ниже, чем
у всех горизонтально стартующих видов. В дальнейшем
предполагалось провести анализ влияния перехода на высо-
коэнергетические системы реактивного движения еще
одного - четвертого вида ОМВКА - английского проекта "Хотол*
с комбинированной ДУ тройного режима работы (ракетный-
ПВРД-ТРД), представленного на 36-м конгрессе
Международной федерации астронавтики компанией Бритиш Эркрафт.
Анализ стоимостной эффективности использования
высокоэнергетических ОМВКА показывает, что если бы сниже-
74

ние общего стартового веса ОМВКА достигалось без
увеличения удельной стоимости единицы его веса, то это дало
бы 4-12-кратное снижение его общей стоимости. Однако
это нереально, так как стоимость разработки носителя с
системой реактивного движения на топливе с возбужденной
материей или на аннигиляции неизбежно выше из-за более
экзотического характера процесса горения и высокой энергии
истекающей реактивной струи. Аналогично средняя
стоимость производства на единицу веса таких систем
реактивного движения также выше из-за необходимости применять
более дорогостоящие материалы и конструкции компонентов
повышенной сложности. Наконец, удельные
эксплуатационные расходы на единицу веса системы реактивного
движения также выше из-за потребности в более напряженных
усилиях и сложной техники для обеспечения безопасности
хранения и огромного энергетического потенциала
высокоэнергетического топлива. Поэтому удельная стоимость 1 кг
веса ОМВКА, работающего на топливе с возбужденной
материей или аннигиляцией, должна быть соответственно
выше.
В операционном цикле одноразовых носителей доля
стоимости системы реактивного движения наиболее велика, так
как она используется однократно. У восстанавливаемых
многоразовых носителей, для обеспечения полета и
возвращения которых используются гораздо более
дорогостоящие корпусные^ конструкции, системы управления и
приборное оборудомние, доля стоимости системы реактивного
движения в операционном цикле сравнительно невелика. По
расчстй^П^кю^Гет составитъ__2О% общей стоимости
цикла ОМВКА. использующего современное топливо. Тогда,
если даже удельная стоимость
движения^юси^гёлей на
детГ например, в 5 раз выше, это увеличит удельную сток-
мость ОМВКА (стоимость 1 кгс общего Стартового веса)
менее, ^чемв 2 раза.
Эт^ГЪзначает7 что высокоэнергетические топлива
позволили бы снизить стартовые веса ОМВКА в 4-12 раз при
увеличении стоимости 1 кгс общего стартового веса, не
более, чем в 2 раза по сравнению с современными раке-
тмми, что могло бы дать снижение общей стоимости всетю
цикла эксплуатации носителя в 2-6 раз. Такое большое
снижение стоимости космического транспорта вполне оправ-
75

дьшает проведение обширных И и Р в области топлив с
возбужденной материей и антиматерией. При меньших
выгодах в весах носителей и большем росте стоимости
приемлемость использования их в ОМВКА сомнительна. Решение
о рекомендации высокоэнергетических топлив должно
базироваться на данных всеобъемлющих конструкторских
и стоимостных оценок таких ОМВКА. Б,А.Булатников
"Acta Astronautica", 1989, № 4, 321-330.
"AIAA Guidance, Navigation and Control Conference,
Aug. 15-17, 1988, Minneapolis, MN. AIAA Paper",
1989, №88-4173.
"AIAA Guidance, Navigation and Control Conference,
Boston, Massachusets, Aug. 14-16, 1989, Collect.
Teshn. Pap. Pt.1 Washington (D.C.), 1989", 1989,
№89-3443, 155-166.
"Canadian Aeronautics and Space Journal",, 1988,34,
№1, 19-26.
"Design News", 1989, 45, №6,28,31.
"Flight International", 1990, 137, №4178, 26.
21. Количество запусков КА в 1989 г.
В течение 1989 г. во всех странах мира проведен lOl
запуск носителей различного типа, которые позволили
вывести на околоземные и межпланетные траектории 136 К А
следующих типов:
- Спутники связи
- КА научного назначения
- Пилотируемые К А
- ИСЗ для фотографирования
Земли
- ИСЗ военного назначения
- Навигационные ИСЗ
-31
-21
-Ю
-7
-53
-14
В число 21 К А научного назначения вошли
американские межпланетные К А 'Галилей* и "Магеллан" и советская
обсерватория "Гранат". Как видно, наиболее,
преобладающим видом КА были военные ИСЗ, к которым можно отнести
и навигационные ИСЗ. В Советском Союзе был проведен
76

Перечень запусков К А, произведенных в декабре 1989 г.
Наименование и
обозначение КА
Дата
выпуска
Космодром

Ракета-носитель
Параметры орбиты
Высота в
перигее,
км
Высота в
апогее,
км
Период
обращения ,
мин

Наклонение,
град
"Гранат", 1989-96 А 1 декабря Байконур
11 декабря Кеннеди
"Навстар-2-О 5 ",
1989-97А
"Радуга-25", 1989-
98А 15 декабря Байконур
"Прогресс М-2", 1989-
99А 20 декабря Байконур
"Космос-2053", 1989-
100 А 27 декабря Плесецк
"Космос-2054", 1989-
Ю1А 27 декабря Байконур
SL -12 "Протон" 1957 201 693 5 902,98 52,12
"Дельта-2И
20 211 20 552 726,06 54,96
SL -12 "Протон" 36 511 36 592 1 475,25 1,52
SL -4 "Союз" 179
SL -14 "Циклон" 518
189 88,11 51,60
536 95,21 73,55
SL -12 "Протон" 36 374 36 505 1 469,46 1,52

только один запуск пилотируемого КА, что объясняется
задержками с выводом на орбиту первых модулей
орбитального комплекса "Мир*.
В течение декабря 1989 г. было проведено 6 запусков
(табл.), из . которых 5 КА являются советскими и только
одина американским. На борту обсерватории "Гранат* для
исследований в области гамма-астрономии установлено
семь телескопов. В проекте "Гранат" принимают участие
организации Франции, Болгарии и Дании. Обсерватория
вступила в эксплуатацию в январе 1990 г.
ИСЗ "Навстар-2-О5у является пятым ИСЗ новой
эксплуатационной серии, который вошел в состав спутниковой
системы "HaBCTap GPS /. ИСЗ имеет также обозначение
USA-49.
Геостационарный ИСЗ уРадуга—25* является составной
частью спутниквовой системы связи "Орбита^".
Автоматический грузовой корабль "Прогресо-2 " состыковался с
орбитальным комплексом "Мир" 22 декабря 1989 г. Он
доставил на борт комплекса различные грузы, включая
американскую установку для проведения экспериментов по
выращиванию кристаллов.
ИСЗ "Космоо-2053" является небольшим ИСЗ военного
назначения. Геостационарный ИСЗ "Космос-2054"
предназначен для обеспечения связи между комплексом "Мир*
и наземными станциями на территории СССР с помощью
спутниковой системы "Луч*\ Б.И.Ермишкин
"Spaceflight", 1990# 32, №3, 100-101
22. Ракета-носитель НРВ для суборбитальных запусков
Фирмой Space Data, которая является дочерней
фирмой корпорации Orbital Sciences Corp. (OSC), разработана
PH НРВ (Hight-Performanne Booster - высокоэффективный
ускоритель) для запусков на суборбитальные траектории
полета полезных нагрузок (ПН) различного назначения.
РН НРВ является.усовершенствованным вариантом
исследовательской ракеты "Ариес", в которой в качестве
первой ступени используется ступень от ракеты "Таюс", а в
качестве второй ступени - РДТТ от МБР 'Минитмен-зЛ
Масса РН НРВ - 8,83 т.
78

7 февраля 1990 г. был произведен испытательный
запуск РН НРВ с о-ва Уоллопс (шт. Вирджиния), при
котором ПН массой 1,38 т была поднята на высоту около
400 км и упала в Атлантический океан в 164 км от места
запуска. Система управления для испытательного запуска
РН была поставлена управлением баллистических систем
ВВС США, а ее отладка производилась специалистами
Массачусетского технологического института.
РН НРВ была изготовлена по заказу агентства
ядерных вооружений (DNA) в кооперации с НАСА и
геофизической лабораторией Командования систем ВВС США. За
25 лет фирмой Space Data изготовлено более 600 одно-
и многоступенчатых РН для суборбитальных запусков.
Б.И.Ермишкин
"Flight International", 1990, 137, №4204, 28
23. Аварийный запуск РН "Ариан-44 L *
Закончился неудачей зацуск РН "Ариан-44 L", который
состоялся 22 февраля 1990 г. При запуске намечалось
вывести на орбиты японские спутники "Супербёрд-ЛВ"
и BS-2X стоимостью 306 млн долл. (1,7 млрд фр.фр). Для
выяснения причин аварии РН "Ариан-44 L" агентство ЕКА
и фирма Arianespace 27 февраля создали специальную
комиссию, в состав которой вошли: председатель - Жак Дю-
рен (руководитель работ по РН "Аркан-б", агентство ЕКА);
члены - Курт Глуитц (фирма Dornier), Андре Хуберт
(SABCA), Филипп Мельхиор (FNHerstal), Пауло
Пиантелла (Aeritalia), Жа* Петито (SNECMA),
Шарль де Лаузин (DGA). Как видно, комиссия носит
интернациональный характер. Ее членами являются два
француза, два бельгийца, один итальянец и один немец (ФРГ).
Возглавляет комиссию представитель ЕКА. В комиссию
не вошли представители заинтересованных организаций
фирм Arianespace, Aerospatial, SEP и центра CNES.
Отчет комиссии должен был быть представлен 20 марта
1990 г.
В связи с аварией РН "Ариан-441. * обсуждаются
вопросы страхования ИСЗ и РН. ИСЗ BS -2Х был
застрахован ее изготовителем американской фирмой GE Astro Space
10-2 79

на сумму 90 млн. долл., а ИСЗ "Супербёрд-1В" - на
216 млн долл. (150 млн долл. - страхование ИСЗ и его
запуска; 66 млн долл. - страхование повторного запуска).
Первый ИСЗ "Суперберд" был успешно выведен на
орбиту 5 июня 1989 г. РН "Ариан". По состоянию на начало
1990 г. он был загружен на 80%. В связи с катастрофой
фирма Satellite Communications Corp. (SCO должна
произвести запуск нового ИСЗ, чтобы возместить потерю
ИСЗ "Суперберд^В" для расширения сети космической
связи в Японии. Фирма NHK , которая была владельцем
ИСЗ BS-2X, находится в другом положении. ИСЗ BS-2X
должен был дополнить ИСЗ ВS-2 (частично
неработоспособный) до ввода в эксплуатацию первого ИСЗ серии BS -3
(запуск ИСЗ РН Н-1 был намечен на август 1990 г.).
В связи с этим фирма NHK не была заинтересована в
приобретении резервного ИСЗ. Б.И.Ермишкин
"Air et Cosmos", 1990, 27, № 1274, 55
24. ЖРД НМ-60 "Вулкан" Ракеты-носителя "Ариан-5"
Фирма SEP (Франция) наметила на апрель 1990 г.
первое огневое испытание полностью укомплектованного ЖРД
НМ-60 "Вулкан". В 1988 и 1989 гг. уже были проведены
огневые испытания камеры сгорания и газогенератора.
Первое испытание ступени ракеты-носителя "Ариан-5" с ЖРД
"Вулкан" запланировано на 1992 г. в Гвианском
космическом центре.
При разработке ЖРД фирма SEP руководствуется
следующими основными требованиями:
- ЖРД должен удовлетворять условиям пилотируемого
полета;
- он должен иметь повышенную надежность и большой
запас по работоспособности;
- его конструкция должна позволять изготовление с
минимальной стоимостью;
- его разработка должна требовать минимум средств и
времени.
В принятом варианте это однокамерный ЖРД на топливе
"жидкий кислород + жидкий водород" открытой схемы с
газогенератором на основных компонентах топлива со
следующими характеристиками:
80

тяга в вакууме
давление в камере сгорания
соотношение компонентов топлива
уд. импульс в вакууме
давление на входе в насосы:
окислителя
горючего
ресурс:
по числу запусков
по наработке
номинальное время работы
масса
980-1070 кН
10 МПа
4,9-5,3
430 кгс^с/кг
0,2 МПа
0,05 МПа
20
8000 с
615 с
1300 кг
Плоская форсуночная головка содержит 516 коаксиальных
двухкомпонентных форсунок. Скрепление деталей
осуществляется диффузионной пайкой. Камера сгорания с
регенеративным охлаждением выполнена из медного сплава.
Сопло состоит из 456 трубок из сплава "инконель-600",
свариваемых на роботизированном агрегате фирмы Volvo.
Система подачи компонентов топлива содержит общий
газогенератор и 2 турбонасосных агрегата. Выхлопные газы
турбин отводятся к срезу сопла по двум диаметрально
противоположным газоходам. Газогенератор содержит 60
форсуночных элементов. В конструкции ЖРД "Вулкан" учтен
опыт проектирования и отработки ЖРД НМ-7.
В.А.Карелин
"ESA Bulletin", 1990, №61, 46-49
"Flight International.", 1990, 137, №4204, 28

СОДЕРЖАНИЕ
ПРОГРАММЫ И ПРОЕКТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ
1. Стратегия НАСА в освоении Луны и Марса . • 3
2. Проблемы дальнейшей деятельности агентства
ЕКА 5
3. Общая концепция развития японской ракетно-
космической техники по состоянию на 1989 г.
4. Запуск Японией автоматического КА к Луне и
космические исследования в Японии * "■■"*■
5. Космический мусор 14
ВОЕННОЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЕ КОСМОСА
6. Эксперименты LACE и RME в интересах
программы СОИ 17
7. Подготовка эксперимента "Старлэб",
предусмотренного программой СОИ 19
8. Разрушение на орбите американского
разведывательного ИСЗ 21
9. Отправка на хранение экспериментального ИСЗ
"Тил Руби" . < . 22
10. Намерения фирмы Matra по разработке
военного связного ИСЗ для совместного использования
Францией, Италией и Испанией 25
11. Переговоры о заключении "Договора об
открытом небе" * . , . , , , 26
ПРИКЛАДНОЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЕ КОСМОСА
12. Спутниковая система изучения природных ресурсов
"Спот* 28
13. Развитие спутниковой связи 29
14. Система мобильной спутниковой связи
"Сикомора" .... 40
15. Новые радиолюбительские микро-ИСЗ 43
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ И РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
16. Дальнейшая отработка и исследования основных
ЖРД МВКА ". 46
17. Программа мини-МВКА "Гермес" в конце 1989 г. 50
18. Первый этап программы разработка воздушно^
космического самолета "Зенгер" ......... 54
19. Космический телескоп "Хаббла" , . . 58
20. Испытания, исследования и разработки
многоразовых трансорбитальных носителей и их
компонентов 60
82

21. Количество запусков КА в 1989 г 76
22. Ракета-носитель НРВ для суборбитальных
запусков . 78
23. Аварийный запуск РН "Ариан-44 L" 79
24..ЖРД НМ-60 '"Вулкан'" ракеты-носителя "Ариан-5" 80
Технический редактор Л.Н.КокЪва Корректор Т.А.Акимова
Сдано в набор 09.08.90 Подписано в печать 07.08.90
Формат 60x90 1/16 Печать офсетная
Усл.печ.л. 5,25+вкл. Усл.кр.-отт. 5, SO Уч.-изд.л. 5,03
Тир. 430 экз. Зак. 215Д
Адрес редакции: i252l9t Москва, ул. Усиевича, д. 20а
Тел. 152-54-94
Производственно-издательский комбинат ВИНИТИ
1400Ю, Люберцы Ю, Московской обл.,
Октябрьский проспект, 403

Опечатки к сборнику Зарубежные космические
комплексы и системы № 9, 1990
Стр.
5
17
28
вкладыш
таблицы
к стр. 30
(оборот
таблицы)
Отрока
17 сверху
5 снизу
4 снизу
8 строка
сверху
Напечатано
... Пьера Ланжеро
... на о-ве Маун).
«Италсат»
Следует читать
... Пьер Ланжеро
... на о-ве Мауи).
ПРИКЛАДНОЕ
ИСПОЛЬЗОВАНИЕ
КОСМОСА
«Интелсат»