ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ СССР АКАДЕМИЯ НАУК СССР
ПО НАУКЕ И ТЕХНИКЕ
ВСЕСОЮЗНЫЙ ИНСТИТУТ НАУЧНОЙ И ТЕХНИЧЕСКОЙ ИНФОРМАЦИИ
(ВИНИТИ)
Для служебного пользования
Экз. № и „■ w ч. ,
ЗАРУБЕЖНЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ
КОМПЛЕКСЫ И СИСТЕМЫ
РЕФЕРАТИВНЫЙ СБОРНИК
Издается 1 раз в месяц
Выпуск 8
МОСКВА 1989

ОБЪЕДИНЕННАЯ РЕДАКЦИОННАЯ КОЛЛЕГИЯ
информационных изданий по астрономии, геодезии,
исследованиям космического пространства и Земли из космоса
Главный редактор: Р. 3. САГДЕЕВ
Члены редакционной коллегии: проф. Т. А. Агекян, акад. В. А. Амбарцумян*
д. ф.-м. н. Ю. В. Батраков, акад. А. А. Боярчук,
чл.-корр. АН СССР Ю. Д. Буланже, к. т. н. В. Д. Власов,
проф. В. Г. Горбацкий, д. ф.-м. н. А. А. Гурштейн,
проф. Я. Л. Зиман, акад. К. Я. Кондратьев, к. ф.-м. н. Э. В. Кононович,
д. ф.-м. н. А. П. Кропоткин, проф. М. Я. Шаров, проф. А. Г. Масевич,
д. ф.-м. н. Д. И. Нагирнер, проф. Ю. М. Нейман, проф. Я. Д. Новиков,,
проф. Л. П. Пеллинен, проф. В. В. Подобед, к. х. н. Л. Д. Ревина,
к. ф.-м. н. Я. Я. Сажусь, проф. В. А. Сарычев, д. ф.-м. н. В. И. Слыш,
акад. В. В. Соболев, д. ф.-м. н. Л. 5. Ту ту ков, к. ф.-м. н. В. Г. Шамаев»
д. ф.-м. н. В. В. Шевченко, к. ф.-м. н. К. Б. Шингарева,
к. ф.-м. н. А. Ю. Щелканова (ученый секретарь редколлегии),
к. ф.-м. н. Я. С. Щербина-Самойлов а (зам. главного редактора)
Научный редактор — к. т. н. Б. И. Ермишкин
ВИНИТИ, 1989

ПРОГРАММЫ И ПРОЕКТЫ ИССЛЕДОВАНИИ.
ФИНАНСИРОВАНИЕ РАБОТ
1. Долгосрочная программа космических
исследований США «Пасфайндер»
По заявлению руководителя этой программы НАСА, она
направлена на разработку техники для расширения
возможностей выхода в космос и обеспечение эффективной
деятельности на околоземной орбите. Деятельность за пределами
этой орбиты, предусматриваемая этой программой, включает
исследования Солнечной системы, в т. ч. с применением МВКА
и ООКС Предполагается проверка концепций принципиально
важных технических решений, на основе которых могут быть
получены базовые технические разработки, по своему
техническому уровню превышающие теоретические и лабораторные
исследования. Эти разработки могут быть доведены до такого»
технического совершенства, которого будет достаточно для их
практического применения подготовленным руководителем
лётного проекта. По программе «Пасфайндер» будет готовиться
критически необходимая техническая информация для
формирования будущих гражданских космических программ. Эта
информация будет использоваться для детализированных
многолетних разработок программ пилотируемых экспедиций в
Солнечной системе, которые планируются НАСА. Цели
программы включают разработку технических средств для
изучения поверхностей Луны и планет, для перспективных
операций как на орбитах, так и на поверхностях планет, для
обеспечения длительного пребывания человека в космосе, для
космических транспортных операций на Луну и обратно, а
также к планетам и обратно.
По оценкам наблюдателей, программа «Пасфайндер» не
представляет собой смелую новую инициативу, а является по
меньшей мере взвешенным шагом на пути достижения
долговременных целей национальной космической программы США.
Основные направления работ по программе включают:
— Подготовку и осуществление длительных космических,
полетов.
— Использование внеземных ресурсов.
1* __ я

— Разработку методов и технических средств
осуществления верхнеатмосферного торможения КА.
— Поиск перспективных двигательных установок (ДУ)
для КА.
— Поиск перспективных энергетических установок (сЭУ)
для КА.
— Разработку программ полетов и структуры
транспортных космических систем.
Планируемые по программе длительные космические
полеты включают создание научной обсерватории или базы на
Луне, пилотируемые полеты к спутникам Марса Фобосу и
Деймосу, а также пилотируемые полеты с высадкой на
поверхность Марса. Пилотируемым полетам будут предшествовать
полеты роботизированных КА. Для проведения исследований
планет планируется разработка перспективных роботов.
Кроме того должны быть созданы движители с высокой
проходимостью для планетоходов, полуавтономные навигационные
системы и компактные энергоемкие источники энергии.
Планетоходы рассчитываются на движение по повехрности планеты
в автономном режиме на расстояния 100—1000 м. В
полуавтономном режиме они должны брать пробы грунта и
нижележащих слоев породы в количестве от 1 до 5 в день.
Для обеспечения пилотируемых и роботизированных
полетов будут применяться блоки систем оптической связи со
скоростью передачи информации 20 Мбит/с, которая считается
достаточной для прямой видеотрансляции с планетохода на
Марсе. Правда, из-за задержек в линиях связи Марс—Земля
~20 мин видеоинформация не может быть применена для
управления планетоходом. Считается возможным с
использованием бортовых автономных систем управления и навигации
избегать препятствий размером более 0,5 м. Намечается
прогресс в разработке систем гелиоэнергетики. В перспективных
системах могут быть использованы галлийарсенидные
солнечные элементы с КПД ~20% при толщине 200—250 мкм. Для
аккумулирования энергии предлагается применять легкие
регенеративные топливные элементы, работоспособные при
температурах до 93° С. Разработка средств автономного
сближения и стыковки различных роботизированных и пилотируемых
КА является существенным элементом программы. Считается
возможным использование лазерных дальномеров, которые
позволяют оценивать динамику сближения при расстоянии
между объектами от десятков километров до долей метра.
Современные представления о воздействии на человека
длительного пребывания в космосе не дают пока
возможностей для разработки удовлетворительных систем
жизнеобеспечения. Необходимы исследования по влиянию длительного
пребывания в условиях микрогравитации, по поиску путей
компенсации отрицательного воздействия ее на человека, по
4 ,

влиянию космических излучений и защите от них, по
значению психосоциальных взаимоотношений в экипаже, по
инженерной психологии и т. п. Исследования по программе «Пас-
файндер» должны установить необходимость искусственной
гравитации в длительных полетах и оценить различные схемы
создания искусственной гравитации. Должны быть выработа-'
ны технические требования к выбранным схемам и проведены
необходимые НИОКР. Совершенствование существующих
средств обеспечения действий в открытом космосе включает
создание новых перчаток к скафандру и малогабаритных
систем жизнеобеспечения, которые можно было бы готовить к
работе на борту КА. Решение этих задач позволило бы
осуществлять выход астронавтов на поверхность планет.
Скафандры, которые в настоящее время имеют массу ~90 кг, мала
пригодны для работ в условиях гравитационных полей.
Поэтому потребуется разработка новых скафандров. Должна
быть решена проблема защиты отсеков КА от заноса в них
пыли после выхода в открытый космос или на поверхность
планет. Исследования по системам жизнеобеспечения с
замкнутым циклом для КА будут включать решение проблем
физико-химической обработки воздуха, воды и отходов.
Предполагается включать в цикл биологические блоки с выращиванием
растений для получения кислорода и продуктов питания, а
также для бактериальной обработки отходов. Современная
система жизнеобеспечения на орбитальной ступени МВКА
использует ~90,7 кг расходуемых материалов в сутки.
Считается, что в перспективе возможно снижение, если не
ликвидация, грузопотока для поддержания функционирования систем
жизнеобеспечения на лунных базах. Применение систем
жизнеобеспечения с замкнутым циклом на КА для пилотируемых
экспедиций на Марс позволит снизить стартовую массу КА на
низкой околоземной орбите.
В 1988 г. НАСА начало работы по программе беспилотного
полета на Марс с разработкой принципиальной схемы КА.
Программа предусматривает высадку планетохода на
поверхность планеты, взятие проб грунта и возвращение на Землю.
Предполагается, что планетоход с возвращаемой частью КА
совершит несколько стартов и посадок на Марсе с целью
изучения и взятия проб с различных регионов планеты.
Планировалось заключить 2 конкурсных контракта стоимостью 97 тыс.
долл. каждый на предварительную разработку программы
полета. Стоимость исследований с использованием обитаемой
лунной базы оценивается в 2—5 млрд долл. в год, а
пилотируемых исследовательских экспедиций на Марс — 5—10 млрд
долл. Стоимость подготовки и осуществления собственно
экспедиции на Марс очень приближенно оценивается в 100 млрд
долл. Приведенные оценки не учитывают возможного
снижения стоимости вследствие разработки новых транспортных кос-
— 5 —

мических систем, в т.ч. со стартом с низкой околоземной
орбиты.
В использовании внеземных ресурсов первоочередной
задачей считается разработка технологии получения кислорода на
Луне, где риголит содержит 46% кислорода. В качестве
побочных продуктов могут быть получены железо и титан.
Однако водорода в лунных породах содержится 0,0075%, так что
этот компонент топлива будет необходимо доставлять с
низкой околоземной орбиты, где предполагается создание
хранилищ криогенных жидкостей, используемых в качестве
компонентов топлива и средств охлаждения оптических датчиков.
Верхнеатмосферное торможение (ВАТ) для снижения
скорости возвращающегося КА и изменения его траектории
будет значительно снижать затраты топлива. Использование ВАТ
при подлете к Марсу роботизированного КА позволит снизить
стартовую массу на низкой околоземной орбите на 50%. Но
ВАТ требует очень точного ввода КА в узкий по высоте
коридор (16 км) для достижения требуемого эффекта и
исключения сгорания КА в атмосфере. Методы ВАТ будут
развиваться с ростом уровня знаний о высокоэнтальпийной
газодинамике и теории адаптивной навигации.
При анализе перспектив развития ДУ для ракет-носителей,
космических разгонных ступеней, ИСЗ, КА и платформ
специалистами Лаборатории реактивных двигателей (JPL)
отмечалось, что требуемые для реальных и гипотетических
космических экспедиций приращения скорости AV к первой
космической скорости 7,6 км/с находятся в диапазоне 4,2—30 000 км/с
(полет с низкой околоземной орбиты к звезде а-Центавра).
Перспективные химические и нехимические ДУ будут
позволять доставку больших масс полезных нагрузок на Луну и
другие планеты при одновременном снижении стоимости
вывода с Земли. В программе «Пасфайндер» предусматривается
разработка дросселируемых ЖРД замкнутой схемы на
криогенном топливе на тягу 90,7—136,1 кН для КА лунной или
марсианской экспедиции. Эти ЖРД должны быть
многоразового использования. Они рассчитываются на орбитальное
техническое обслуживание. Исследования и испытания
электроракетных двигателей (ЭРД) будут концентрироваться на
ионных ЭРД (ИЭРД) и магнитоплазмадинамических ЭРД.
У последних считается возможным получить уд. импульс
>4000 кгс-с/кг при уд. массе <10 кг/кВт и КПД >60%.
Суммарный импульс одного ускорителя такого ЭРД должен
достигать 108 Н-с.
Наряду с ЭРД для достижения наибольших AV могут
применяться ядерные ракетные двигатели (ЯРД). Указывается на
проработку еще в 1972 г. малого ЯРД SNRE с тягой 72,9 кН,
тепловой мощностью 3,67-108 Вт и скоростью истечения
водорода 8,6 км/с. ЯРД был рассчитан на ресурс 2 ч и имел мас-
— 6 —

су 2550 кг. Для сравнения различных ДУ авторы из JPL
рассчитывают уд. энергии ДУ, которые определяют как
отношение энергии запаса топлива, преобразованной в энергию
истекающей струи, к массе конструкций ДУ и ЭУ. ЯРД SNRE
имел уд. энергию 109 Дж/кг массы ЯРД. Как считают авторы
из JPL, дальнейшее повышение AV может быть достигнуто
при росте уд. энергии. Этот рост может быть получен при ис-
лользовании ЭРД совместно с ядерными ЭУ (ЯЭУ). Расчеты
показывают, что ДУ в виде комбинации ЯЭУ—ИЭРД могут
обеспечить уд. энергии на современном уровне техники
(1988 г.) 5-Ю9 Дж/кг и в ближайшей перспективе (1993 г.)
1,6/1010 Дж/кг, что позволит достичь AV 65 и 115 км/с, соотв.,
при относительной массе полезной нагрузки 0,1. Расчеты
основаны на характеристиках ЯЭУ—ИЭРД (таблица),
определенных в 1986 г.
Основные характеристики ДУ
Характеристика
ИЭРД (рабочее тело ксенон)
Потребляемая мощность, кВт
КПД, %
Скорость истечения, км/с
Масса ИЭРД
КПД блока питания, %
Уд. масса системы, кг/кВт
Ресурс, ч
Уд, масса блока питания, кг/кВт
ЯЭУ
Тепловая мощность, кВт
КПД преобразования, %
Уд. масса, кг/кВт
Ресурс, лет
ЯЭУ-ИЭРД
ДУ
современный
уровень
техники (1988 г.)
10,0
78
42,0
12,0
93
HJ
12 000
5,3
100—1000
10
30,0
10
ближайшая
перспектива
(1993 г.)
30,0
82
58,0
20,0
96
7,5
15 000
3,1
103—104
40
5,0
10
ДУ ЯЭУ—ИЭРД ближайшей перспективы (1993 г.)
позволит осуществление беспилотных экспедиций к внешним
планетам Солнечной системы, напр, с выходом на орбиту Нептуна
(AV==70 км/с) за 5 лет или полеты на дальность 1000 а. е. д.
(1,495-1011 км) в течение 65 лет. Правда, полет к а-Центавра
КА с такой ДУ потребует 13 000 лет. Если уд. энергия ДУ
будет повышена на 2 порядка, то время полета снизится до
1600 лет.
Предельно достижимые уд. энергии ДУ на химических то-
пливах метастабильном гелии или атомарном водороде
находятся на уровне 108—109 Дж/кг, ДУ с ЯЭУ — 1014 Дж/кг, ДУ
с термоядерными ЭУ— 1015 Дж/кг и ДУ с аннигиляцией
материи — 1017 Дж/кг. Прогнозируя возможности создания новых

ДУ, авторы из JPL считают вероятным их появление не ранее
2010 г. ДУ с аннигиляцией материи представляются весьма
гипотетическими, поскольку антипротоны пока получаются в
очень небольших количествах и требуется преодолеть очень
большие технические препятствия для достижения
эффективного производства, хранения антипротонов в достаточно
легких устройствах и преобразования материи в энергию.
В. А. Карелин
«Aerospace America», 1988, 26, № 9, 30—32
«Aerospace Daily», 1988, 147, № 39, 311
«Journal of Propulsion and Power», 1988, 4,
№ 6, 520—525
«Space World», 1988, 4, № 10, 16—18.
2. Возможные изменения в космической политике США
после завершения выборов 1988 г.
После прихода к власти новой администрации и изменений
в руководящих органах конгресса НАСА предстоит
преодолеть ряд трудностей.
В связи с уходом в отставку сенатора Уильяма Проксмай-
ра пост председателя подкомитета сената по ассигнованиям
займет Барбара Микульская, а аналогичный подкомитет
палаты представителей возглавит Боб Тракслер, который заменит
уходящего в отставку Эдварда Боленда.
Как ожидают специалисты НАСА, либеральный сенатор из
Балтимора Микульская будет поддерживать деятельность
НИЦ им. Годдарда (шт. Мэриленд), включая научные
исследования с помощью автоматических КА. Отношение
Микульской к программе пилотируемых полетов будет выяснено в
будущем, однако в 1988 г. она выступила против предложения
сенатора Проксмайра прекратить работы по ООКС Ожидают,
что и Микульская и Таркслер в своих подкомитетах будут
поддерживать баланс в выделении ассигнований на жилищное
строительство, социальное обеспечение ветеранов и на
космические программы. Руководство НАСА обеспокоено тем, что в
1988 г. Микульская поддержала предложение о передаче
небольшой части ассигнований НАСА на программы развития
городов.
НАСА рассчитывает запросить у конгресса ассигнования
на 1989 фин. г. в размере 13,0—13,5 млрд долл. В связи с
принятием закона о сокращении дефицита бюджета США
получение такой суммы у конгресса будет трудным делом. В
руководстве НАСА обеспокоены тем, что оставит свой пост
советник сенатора Проксмайра по космическим исследованиям
Ван-дер-Воорт. Его преемник Кельвин Келли, который
является советником сенатора Микульской, не имеет большого опыта

в вопросах установления бюджетных ассигнований. Тракслер,.
в отличие от Микульской, имеет большой опыт работы
совместно с HAGA, так как уже в течение 13 лет является
членом подкомитета палаты представителей по вопросам
ассигнований для НАСА. Сохранит свой пост в составе
подкомитета советник Боланда Ричард Малоу.
Сенатор Дональд Ригль, возглавлявший подкомитет сената
по торговле, будет заменен сенатором Альбертом Гором.
Последний зарекомендовал себя как резкий критик руководства
НАСА за недостатки в обеспечении надежности космической
техники и безопасности космических полетов. Сенатор Гор в
1986 г. выступал против назначения Джеймса Флетчера на
пост директора НАСА. Однако, как ожидают, Гор благодаря
своей высокой технической грамотности сможет уделить много
внимания устранению недостатков в организационной
деятельности НАСА.
В состав подкомитета сената, который возглавит Гор,
войдет сенатор Джон Рокфеллер. НАСА рассчитывает, что оно
получит больше поддержки от Рокфеллера, чем от Гора. На
НАСА начал уже оказывать давление новый председатель
сенатского комитета по ассигнованиям Роберт Бирд, который
настаивает на размещении некоторых организаций НАСА в
шт. Западная Виргиния. Как заявил представитель НАСА,
в связи с этим обсуждается вопрос о перемещении НИЦ им.
Льюиса из Кливленда в Западную Виргинию.
Как ожидают, в 1989 г. конгресс будет уделять внимание
ряду вопросов развития космических исследований, а именно:
Национальному космическому совету (Л@С), который
намечалось создать в марте 1989 г.
Коммерческому центру космической техники (CS>@S),
который НАСА предполагало взять в аренду, но не получило
поддержки у конгресса летом 1988 г. Весной 1989 г. должны были
быть проведены дополнительные исследования для
повторного рассмотрения при подготовке бюджета на 1990 фин. г.
Источникам финансирования космических исследований в
условиях жесткого ограничения бюджета США. В связи с этим
рассматриваются вопросы о выпуске космических облигаций
для продажи населению США, о создании страхового
космического фонда и квази-правительственных организаций для
проведения некоторых космических исследований.
Исследованиям глобальных изменений окружающей среды.
Международному сотрудничеству и соревнованию, в
особенности американо-советскому сотрудничеству и конкуренции
в области коммерческого использования космоса со стороны
иностранных государств и фирм.
Финансированию разработки ООКС Запрос НАСА о
получении ассигнований на ООКС в размере 2 млрд долл. в год
будет подвергнут тщательному изучению и возможно вновь

станет объектом нападок со стороны конгрессменов,
стремящихся сократить эти ассигнования. Как считают
консультанты конгрессменов, НАСА тратит слишком много средств на
управленческую инфраструктуру за счет средств, выделенных
на космическую технику.
Администрация Рейгана в конце 1988 и начале 1989 гг.
изучала вопрос о кандидатах на важнейшие посты в НАСА и
Национальном космическом совете. Б. И. Ермишкин
«Aviation Weke and Space Technology», 1989,
130, № 1, 83—84
3. Обеспечение запуска иностранных коммерческих ИСЗ
с военных космодромов США
Между ВВС США и американскими коммерческими
фирмами, занимающимися запусками ИСЗ, ведутся переговоры об
использовании военных стартовых комплексов для запуска
коммерческих РН. Как считают фирмы, свободный доступ на
стартовые комплексы космодромов Кеннеди и Вандерберг
обеспечит конкурентоспособность американских фирм с
иностранными фирмами, в особенности с фирмой Arianespace,
которая производит запуски с космодрома Куру (Французская
Гвиана).
С апреля 1989 г. по май 1992 г. фирма McDonnell Douglas,
^General Dynamics и Martin Marietta намечают запустить с
помощью коммерческих РН 18 ИСЗ, из которых 11 будут
собственностью иностранных фирм и международных консорциумов.
Первый иностранный ИСЗ «Инсат-ID» (Индия) намечалось
запустить в апреле 1989 г. с космодрома Кеннеди с помощью
РН «Дельта» фирмы McDonnell Douglas.
Управление коммерческих космических транспортных
систем (OCST) министерства транспорта США предложило ВВС
США решить вопросы секретности, чтобы упростить доступ
иностранных фирм к военным стартовым комплексам.
Предлагается разработать правила доступа иностранных фирм.
Последние должны обращаться к министерству обороны США
через свои посольства. Как полагают, министерству обороны
потребуется от 30 до 45 суток для решения каждого из
поставленных вопросов о запуске иностранных ИСЗ.
Консультативный комитет по коммерческим космическим
транспортным системам (COMSTAC) министерства
транспорта США предлагает использовать форму запроса фирмы
Arianespace, в которой должны быть указаны: фамилия, адрес,
национальность, время и место рождения, номер паспорта, место
работы, специальность, продолжительность пребывания на
стартовом комплексе и количество предшествующих
пребываний на запусках фирмы Arianespace. Наибольшее беспокойство
— 10 —

фирмы Arianespace вызывают представители средств
массовой информации, которые ради получения сенсационных
материалов могут пойти на нарушение установленных правил.
Б. И. Ермишкин
«Aerospace Daily», 1988, 148, № 58, 457—458
4. Количество запусков ИСЗ в 1988 г.
По данным космической группы Кеттеринга, в 1988 г.
Советский Союз запустил 90 ИСЗ, все остальные страны мира —
26 ИСЗ. Некоторое сокращение количества ИСЗ, выведенных
на орбиты в СССР в 1988 г., объясняют сокращением
потребности в замене ИСЗ, срок службы которых истек. Например,
в 1988 г. не было произведено замены ни одного из советских
навигационных ИСЗ гражданского назначения. Запуски
советских ИСЗ производились с космодромов в Плесецке (48 ИСЗ)
и Байконуре (52 ИСЗ).
Другие государства в течение 1988 г. вывели на орбиты
следующие количества ИСЗ: США—11 (4, включая 2 МВКА
«Спейс Шаттл», — с м. Канаверал; 7 — с космодрома Ванден-
берг); Италия—1 (со стартового комплекса «Сан Марко»);
Израиль—1 (ИСЗ «Оффек-1»); Япония —2; КНР — 4;
организация Arianespace — 7 (включая запуск новой РН
«Ариан-4»).
По состоянию на 30 сентября 1988 г. на орбитах
находилось 7251 объектов, которые обнаруживаются наземными
средствами наблюдения, в том числе: ИСЗ США—544; ИСЗ
Советского Союза — 1087. Из 5446 обломков 2272 образовались
вследствие запусков советских РН и 2634 — американских
носителей. С момента запуска первого Советского спутника в
1957 г. в космос было выведено 19 567 объектов, включая
9194 обломка и 2844 ИСЗ. Из 1805 ИСЗ, находящихся до сих
пор на орбитах, 100 ИСЗ продолжают функционировать.
Б. И. Ермишкин
«Flight International», 1989, 135, № 4148, 31
5. Поиск НАСА частных источников финансирования
НАСА запросило у конгресса США на 1990 фин. г.
13,3 млрд долл. Как заявил директор НАСА Джеймс Флетчер,
сокращение этой суммы приведет к необходимости пересмотра
программы космических исследований. В условиях
финансовых трудностей НАСА изучает вопрос об осуществлении семи
небольших проектов за счет средств частного сектора на
общую сумму 218 млн долл., в том числе (в млн долл.): 1) стенд
для испытаний перспективных твердотопливных двигателей
{ASRM) — 60,0; 2) лаборатория нейтральной плавучести в

НИЦ им. Джонсона — 30,0; 3) установка для обслуживания
ООКС на космодроме Кеннеди — 43,0; 4) орбитальная
ступень для МВКА, обеспечивающая более длительное
пребывание на орбите — 27,0; 5) роот для обслуживания ООКС в
космосе—30,0; 6) стыковочный модуль для ООКС—14,0; 7)
лаборатория для аппаратуры наблюдения в составе
Лаборатории реактивного движения (JPL) — 14,0.
По одному из предложений НАСА, подрядчики должны
изготовить перечисленные объекты за счет частных средств, а
НАСА полностью оплатить их стоимость в течение 10—12 лет
аренды. Благодаря этому НАСА избавится от необходимости
поиска значительных сумм по бюджету на один финансовый
год (выплату ежегодных арендных платежей произвести
значительно легче).
Для финансирования строительства установки для
обслуживания ООКС НАСА намечает изучить два альтернативных
варианта: а) оплаты после завершения изготовления
установки; б) выплаты ежегодных платежей в процессе строительства.
Затраты на проект оцениваются от 60 до 90 млн долл.
Строительство должно начаться в январе — июне 1990 г.
Б. И. Ермишкин
% «Aerospace Daily», 1989, 149, № 7, 59а
6. Коммерческая космическая деятельность КНР
В КНР 5 августа 1988 г. со стартовой площадки в
провинции Ганьсу в пустыне Гоби был успешно осуществлен пуск
ракеты-носителя (РН) «Великий поход-2С» с баллистическим
спускаемым аппаратом (БСА) ФРГ. Полезная нагрузка БСА
финансировалась MBB/ERNO, Intospace и DFVLR. Кроме
того, в БСА было смонтировано экспериментальное
оборудование Академии наук КНР и некоторых НИИ КНР.
Эксперименты ФРГ были направлены на получение больших и чистых
кристаллов протеинов и других макромолекул, которые могут
быть использованы при поиске новых путей выработки
интерферона. За вывод своего оборудования фирма MBB/ERNO
заплатила 700 тыс. марок ФРГ.
Отмечается высокая точность вывода БСА на расчетную
орбиту:
Высота апогея, км
Высота перигея, км
Наклонение орбиты, град
Период обращения, с
Расчетное
значение
325,43
210
63
5 383,5
Реальное
значение
319,5
205
62,8
5 361,6
-12-

После полета в течение 8 суток БСА успешно приземлился
13 августа в провинции Сычуань.
На выставке экспортных товаров КНР в Гуанчжоу в
октябре 1988 г. демонстрировался новый ЖРД YF-11 с тягой
195 кН, предназначаемый для РН средней и большой
грузоподъемности. Одновременно демонстрировались опытные
образцы ЖРД РН «Великий поход», модели РН и ИСЗ.
В сентябре 1988 г. представители КНР заявили о
повышении цен на вывод ИСЗ иностранных заказчиков. Новые цены
будут несколько ниже тех, что запрашивают фирмы США и
Западной Европы. По заявлению представителей КНР, новые
цены учитывают возможности КНР по изготовлению до 4 РН
для коммерческих целей и изменения требований заказчиков.
В. А. Карелин
«Aerospace Daily», 1988, 147, № 52, 411—412;
148, № 12, 94
«Spaceflight», 1988, 30, № 10, 382
7. Космические исследования в Австрии и Норвегии
В Австрии давно сохраняются традиции уделять большое
внимание развитию авиационной и космической техники.
Интересно вспомнить, что один из пионеров космических
исследований Зенгер в 1933 г. работал в Высшей технической
школе в Вене и издал там книгу, озаглавленную «Ракеты —
техника полетов». 1 января 1987 г. Австрия и Норвегия
вступили в число членов Европейского космического агентства (ЕКА).
Для научной, технической и финансовой координации
космических исследований создано австрийское агентство
солнечных и космических исследований ASSA (Austrian Solar and
Space Agency)- Расходы на космические исследования составляют
в Австрии 0,004% валового продукта (ВНП). В 1983 г. создана
фирма Osterreichische Raumfahrt und Systemtechnik Gmb H
(ORS), которая является совместным владением фирм Austria
Metall AG (Австрия) и Dornier System GmbH (ФРГ). Начиная
с 1975 г., Австрия истратила на космические проекты около
45 млн марок ФРГ. Фирма ORS принимала участие в поставке
специальных стекол для орбитальной лаборатории «Спейслэб»,
а также в создании наземных сооружений по проекту «Джотто»
и для связных ИСЗ.
С 1983 г. стала принимать участие в осуществлении
австрийских космических проектов фирма Schrack Electronik AG,
которая специализируется в разработке микроволновой и оптоэлек-
тронной аппаратуры и устройств для обработки данных,
которые используются в первом западноевропейском ИСЗ для
изучения природных ресурсов ERS. Австрийские специалисты
хорошо зарекомендовали себя при разработке различных проектов
агентства ЕКА, например, связных и метеорологических ИСЗ.
Австрийские фирмы ведут разработку иллюминаторов и систем

обеспечения водой в бытовых целях для орбитальной станции
«Колумб». Они специализируются также в исследованиях
замкнутых систем жизнеобеспечения для межпланетных
космических кораблей.
Для обеспечения заметного вклада Австрии в
западноевропейские программы космических исследований необходимо
увеличить ассигнования на эти цели к 1990 г. до уровня 70 млн
марок ФРГ в год, что составит лишь 1 % от годового бюджета ЕКА.
Австрия приняла предложение Советского Союза о полете
австрийского космонавта на борту орбитального комплекса «Мир».
Норвегия, у которой протяженность береговой линии
составляет около 2650 км, проявляет, естественно, интерес к
использованию ИСЗ для географических исследований. Большая часть
бюджета Норвегии на космические исследования направляется
на обеспеченные судоходства и рыболовства, а в последнее
время— на разведку месторождений нефти и газа. В течение ряда
лет Норвегия совместно с европейскими и международными
организациями обеспечивает деятельность морских буровых
установок с помощью спутниковых систем связи и навигации,
а также систем спасения потерпевших аварию судов. Например,
вклад Норвегии в международные спутниковые системы связи
«Интелсат» и «Инмарсат» составляет 14%. Скандинавские
страны (Норвегия, Швеция, Дания) ведут совместную разработку
связного ИСЗ «Теле-Х».
Норвегия проявляет большой интерес к разработке
западноевропейского ИСЗ ERS-1, на борту которого будет установлена
радиолокационная аппаратура для круглосуточных наблюдений
за поверхностью Земли. С помощью ИСЗ ERS-1, запуск
которого намечен на 1991 г., будут проводиться наблюдения за
снежными и ледяными полями и водными поверхностями.
Ведется разработка программ для ЭВМ для быстрой обработки
информации, которая будет поступать с борта ИСЗ ERS-1.
Предусмотрено строительство наземной станции на территории
Норвегии для приема информации от ИСЗ ERS-1.
Предполагается использовать опыт норвежских специалистов по созданию
аппаратуры и оборудования для подводных работ при
разработке совместно с ФРГ систем жизнеобеспечения и робототехниче-
ских устройств для космических кораблей.
С 1962 г. в Норвегии производятся запуски высотных ракет
для исследования верхних слоев атмосферы. Норвегия
принимала участие в создании европейских ИСЗ серий «Алуэтт» к
ESRO, с помощью которых исследовались радиационные пояса
Земли и их взаимодействие с солнечным ветром. После
вступления в 1987 г. в агентство ЕКА Норвегия стала расходовать
25 млн марок ФРГ на космические исследования, что
соответствует 1% бюджета ЕКА. В Норвегии создан космический центр.
Б. И. Ермишкив
«Astro», 1988, [4], № 5, 14, 19.

8. Намерения ЮАР по развертыванию
космических исследований
Совет научных и промышленных исследований ЮАР
представил в начале 1989 г. предложения правительству ЮАР па
развертыванию космических исследований. Эти предложения
были сформулированы по заказу министра промышленности
ЮАР Дэни Стейна и включают: запуски связных ИСЗ (для
расширения сети по обработке информации и в особенности в.
системе образования), дистанционное зондирование Земли и
исследования в условиях микрогравитации. В ЮАР изучается
вопрос о разработке собственной РН и о строительстве
стартового комплекса. Стейн заявил, что ЮАР и «другие страны»
проявляют интерес к коммерческому потенциалу национальной
космической программы. Делаются предположения о том, что
Израиль обсуждал вопрос о запуске своих ИСЗ с территории
ЮАР. Б. И. Ермишкин
«Fligh International», 1989, 135, № 4148, 31
ВОЕННОЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЕ КОСМОСА
9. НИОКР по программе СОИ
Фирма Lockheed Missiles and Space Co. продолжает
разработку внеатмосферной противоракеты ERIS. Первоначальные
летные испытания, проведенные в начале 1988 г., позволили к
концу 1988 г. приступить к сборке экспериментального образца
противоракеты.
В декабре 1988 г. на завод фирмы в Саннивейле (шт.
Калифорния) был доставлен фирмой Lockheed Aeronautical Systems
Corp. корпус противоракеты, изготовленный из
композиционного материала (КМ). Корпус (длина 1,8 м, диаметр 0,69 м)
представляет собой сотовую конструкцию с оболочкой из листов-
графито-эпоксидного материала. Масса экспериментального
образца противоракеты составит 150 кг (расчетная масса
серийного образца всего лишь 32 кг). Как считает Уильяме Лумис
(директор отделения Defense Missile Systems фирмы Lockheed),
главными критериями при разработке экспериментального
образца противоракеты являются высокая эффективность и
низкая стоимость. Масса противоракеты наземного базирования
не является главной ее характеристикой и поэтому
разработчики пока не знают какова будет масса противоракеты после
завершения ее разработки.
Главная особенность конструкции противоракеты ERIS —
поражение боеголовок МБР за счет кинетической энергии
соударения убойного устройства противоракеты KED (Kill
Enhancement Device) с боеголовкой МБР. В устройстве KED (масса
— 15 —

5,9 кг) не будет использоваться какое-либо взрывчатое
вещество. В момент сближения с боеголовкой устройство KED
раскроется, чтобы во много раз увеличить площадь своего поперечного
сечения. Скорость его полета будет составлять 6,1 км/с.
В декабре 1988 г. были завершены калибровочные испытания
устройства поиска (Seeker), которое является одним из
основных компонентов противоракеты. Летный образец устройства
поиска должен был быть поставлен его изготовителем фирмой
Texas Instruments в апреле 1989 г. К этому времени намечалось
завершить сборку и проверочные испытания
экспериментального образца противоракеты, предназначенного для проведения
лётных испытаний.
Полные затраты на успешный запуск одной противоракеты
ERIS оцениваются в 1—2 млн долл. В эти затраты входят
затраты на разработку, изготовление, доставку заказчику,
поддержание в боеспособном состоянии в течение 10-ти лет, а также
стоимость противоракет, которые не обеспечили поражения
своих целей. Такой сравнительно низкий уровень затрат на
успешное боевое применение одной противоракеты ERIS будет
обеспечен за счет использования «спящей» (dormant) системы
поддержания боеготовности противоракет, не требующей никаких
энергозатрат и никакого обслуживания противоракет перед их
запуском. Благодаря «спящей» системе отпадает необходимость
в использовании вспомогательных средств обеспечения запуска,
что резко сокращает эксплуатационные расходы.
Специалисты фирмы Lockheed под руководством Джеймса
Перри, отвечающего за программу ERIS, начали сборку ряда
макетов противоракеты ERIS. Идет полным ходом изготовление
весового макета, на котором должны быть определены массы
отдельных элементов противоракеты и положение ее центра
масс. Макет несущей конструкции противоракеты используется
для сборки всех элементов противоракеты. Критическим
элементом конструкции корпуса противоракеты, изготавливаемого из
КМ, являются опоры крепления, двигателей. Главная
трудность — обеспечение заданной точности положения векторов тяги
двигателей. Использование КМ имеет ряд важных
преимуществ— уменьшение массы конструкции, получение очень
высокой жесткости и гашение вибрации (что очень важно для
работы устройства поиска).
Собственно противоракета ERIS крепится на своем
ускорителе в положении обратном направлению полета. После выхода
за пределы атмосферы Земли и сброса обтекателя
противоракета разворачивается на 180° так, чтобы устройство поиска было
направлено на цель. Последнее размещается в отдельном
цилиндрическом корпусе, который крепится непосредственно к
несущей конструкции противоракеты. Чувствительный элемент
(Hg-Cd-Te) устройства поиска охлаждается жидким азотом до
77 К.
— 16 —

Сопла системы ориентации противоракеты относительно трех
осей расположены в корпусе вблизи устройства поиска.
Приборный блок, в состав которого входит инерциальное
измерительное устройство (IMU), находится позади устройства поиска, а
за ним следует отсек двигателей. Согласно программе полета
противоракеты ERIS грубое наведение на цель осуществляется
с помощью наземной системы боевого управления путем
однократного или двухкратного включения бортовой двигательной
установки. В дальнейшем противоракета наводится на цель по
сигналам бортового устройства поиска с помощью
кратковременных включений главной двигательной установки. В заднем
отсеке противоракеты размещаются аппаратура связи,
аккумуляторные батареи, устройства кодирования, система
охлаждения устройства поиска и другое оборудование. Убойное
устройство KED имеет форму конуса и устанавливается выше всех
других устройств.
В лаборатории фирмы Lockheed создан стенд для
проведения комплексных испытаний IMU, устройства поиска,
радиоэлектронной аппаратуры и других устройств. В состав стенда
входят устройство воспроизведения целей и платформа,
обладающая пятью степенями свободы. С помощью платформы
проверяется работа исполнительных органов, получающих команды
от устройства поиска.
В лаборатории астронавтики ВВС США на авиабазе
Эдварде (шт. Калифорния) создана установка для имитации
летных испытаний противоракеты космического базирования
SBI. Испытания макета противоракеты SBI, проводившиеся
4 ноября 1988 г., закончились неудачей. Макет удалось поднять
,в воздухе, но после этого испытания были прекращены из-за
того, что устройство поиска противоракеты приняло за цель
источник света от открытой двери. При испытаниях 18 ноября
1988 г. макет противоракеты свободно поднялся в воздух и
сохранял стабильное положение в течение двух секунд. После
подачи команды на совершение маневра макет упал на
расположенную ниже предохранительную сетку, так как не удалось
открыть клапан в системе ориентации и стабилизации макета.
Подъем макета в воздух с люльки, в которой он находится,
осуществлялся за счет импульсного включения (длительность
импульса 0,45 с) ЖРД, имеющего тягу 152 кгс. Макет оснащен
четырьмя такими ЖРД, тяга которых в три раза больше веса
макета. С помощью ЖРД макет может совершать
разнообразные маневры в боковых направлениях. При испытаниях 11
декабря 1988 г. проводилась проверка математического
обеспечения макета. Бортовой запас топлива на макете обеспечивает
удержание его в воздухе в течение 20 с. На реальной
противоракете SBI бортовые ЖРД будут работать не дольше, чем
несколько секунд.
2-762 Д 6 —17 —

Лабораторная установка на авиабазе Эдварде позволяет
вести отработку некоторых элементов конструкции
противоракеты SBI, не прибегая к летным испытаниям в космосе, которые
привели бы к нарушению договора 1972 г. об ограничении систем
ПРО. Эта установка именуется Национальной установкой для
проведения летных испытаний противоракеты SBI (NSBIFTF).
В течение 1989 г. намечено провести широкие испытания макета
противоракеты SBI на установке NSBIFTF. Существующий
макет противоракеты SBI имеет массу 68 кг при длине 1,2 м,
что превышает соответствующие расчетные характеристики
противоракеты SBI.
В течение 1989 г. на установке NSBIFTF намечено провести
следующие испытания: а) аппаратуры самонаведения на цель,
созданной фирмой Martin Marietta для противоракеты SBI; б)
легкой двигательной установки; в) вариантов противоракеты
SBI, разработанных фирмами Martin Marietta и Rockwell; г)
легких перспективных экспериментальных снарядов,
разрабатываемых фирмами Boeing и Hughes; д) перехватчика Brilliant
Pebbles; e) противоракеты ERIS; ж) сопел ЖРД, топливных
баков и устройств IMU для противоракет.
Лабораторные испытания помогут значительно сократить
затраты на разработку противоракет. Если на проведение
летных испытаний в космосе необходимо затратить несколько сот
миллионов долларов, то лабораторная установка стоит всего
лишь несколько миллионов долларов, а макет противоракеты—
0,5 млн долл.
На авиабазе Эглин (шт. Флорида) создана вторая
лабораторная установка, на которой можно проводить аналогичные
испытания противоракет и их компонентов. На этой установке
смонтировано устройство воспроизведения целей, с помощью
которого можно проверить конструкцию противоракет и их ма~
тематического обеспечения в процессах наведения на цель.
В январе 1989 г. был опубликован доклад Национального
исследовательского совета (NRC), в котором были изложены
требования к компонентам перспективной системы ПРО,
разрабатываемой в соответствии с программой СОИ. В докладе
обращается внимание на то, что главным вопросом при разработке
системы ПРО явится создание систем энергоснабжения для
оружия космического базирования (лазерного и пучкового).
Как считают специалисты министерства обороны США, новые
энергоустановки могут быть созданы на рубеже 20-го и 21-го
столетий. Б. И. Ермишкин
«Aviation Week and Space Technology, 1989,
130, № 1, 49, 50 «Interavia Air Letter», 1989,
№ 11672, 7—8.
— 18 —

10. Комплексный анализ коэффициента готовности
и вариантов технического обслуживания
стратегической оборонительной системы
Для оценки стратегической оборонительной системы SDS к
ее составных частей, создаваемых по программе СОИ, большое
значение имеют испытания, проводимые национальным
испытательным комплексом NTB (National Test Bed) на авиабазе
ВВС США Фалкон. Этот комплекс ставит своей целью
проведение комплексирования моделей различных вариантов
технического обслуживания и обеспечения эффективности
(коэффициента готовности). В качестве первого шага Совет по
моделированию ТО LMSP (Logistics Modeling and Simulation
Panel) Рабочей группы комплексного МТО ISWG (Integrated
Support Working Group) рекомендовал демонстрацию
взаимодействия прототипов моделей военного конфликта и ТО при
использовании имеющихся машинных ресурсов авиабазы Фалкон.
При оценке системы SDS по критерию
«стоимость-эффективность» приходится учитывать различные варианты стратегии:
ТО. Планово-предупредительное и внеплановое ТО позволяет
поддерживать коэффициент готовности системы на приемлемых
уровнях без необходимости в использовании дорогостоящих и:
имеющих большую массу высоконадежных компонентов
системы с применением резервирования. Поэтому были предложены
различные концепции ТО для удовлетворения требований к
коэффициенту готовности наземных и космических компонентов
системы SDS.
Для оценки различных вариантов ТО необходимо рассчитать
коэффициент готовности, обеспечиваемый каждым из них, в
течение предполагаемого срока службы системы. В случае
системы SDS целесообразно определить распределение
коэффициентов готовности подсистем. Например, может оказаться
очевидным воздействие на общую эффективность системы
коэффициентов готовности пространственно неоднородного распределе-
рия групп спутников вследствие неодновременности
развертывания или цикличности мероприятий ТО. Отказы отдельных
региональных элементов системы SDS могут оказать горазда
большее воздействие на общую эффективность, чем общее
количество отказов. Поэтому оказывается необходимым
моделирование вариантов ТО для идентификации характеристик
распределения таких пространственных и временных отказов. Затем
такие распределенные отказы становятся основой для
прогнозирования распределения коэффициентов готовности подсистем,,
которые, в свою очередь, используются для задания статуса
системы SDS в качестве первоначального состояния для
моделирования вооруженного конфликта.
Для демонстрационных испытаний были выбраны три
модели (программы): модель эффективности DETEC (Defensiye
2* —19 —

Technology Evaluate Code) и две модели ТО — COSEMS
(Comprehensive Operating Support Evaluation Model for Space) и
LOGAM (Logistic Analysis Model).
DETEC является управляемой прерываниями моделью
вооруженного конфликта, которая разработана Лос-Аламосской
национальной лабораторией. Она написана на языке
программирования Фортран и предназначена для прогона на ЭВМ «Крей».
Программа COSEMS моделирует дискретные события,
связанные с операциями на орбите и на Земле, требуемыми для
поддержания в работоспособном состоянии комплекта развернутых
ИСЗ системы SDS. Программа моделирования COSEMS
разработана космическим управлением ВВС США, написана на языке
Ада и предназначена для прогона на ЭВМ VAX. LOGAM
является детерминированной моделью ТО наземного оборудования
системы SDS. Она разработана командованием
стратегической обороны сухопутных войск США на языке Фортран и
предназначена для прогона на ЭВМ VAX.
Процесс комплексирования прототипов этих моделей
заключается в выполнении программ COSEMS и LOGAM для оценки
коэффициента готовности каждого элемента системы SDS в
качестве результата процесса старения, который имеет место до
начала военных действий при использовании данной концепции
ТО наземных и космических средств (начало военных действий
предполагается через несколько лет после первоначального
развертывания). Эти коэффициенты готовности получают в форме
одного совокупного коэффициента готовности для каждого
элемента системы.
С помощью детерминированной модели LOGAM получают
совокупный коэффициент готовности путем использования
традиционных методологий на основе заданных значений средней
наработки между отказами и средней наработки между
ремонтами. Однако стохастическая природа модели COSEMS
требует использования другого подхода. Для каждой комбинации
элемента системы SDS/сценария ТО программа COSEMS
прогоняется несколько раз при использовании различных
случайных чисел при генерации псевдослучайных чисел. Затем
получают представительное значение для коэффициента готовности
при усреднении по всем повторным прогонам. После этого для
моделей LOGAMS и COSEMS совокупные коэффициенты
готовности преобразовываются в коэффициенты готовности отдельных
элементов (т. е. 1,0 для работоспособных и 0,0 для
неисправных) в предположении, что отказы равномерно распределены
между всеми элементами. Затем эта информация подается в
качестве входных данных векторов состояния модели DETEC,
которые описывают каждый элемент системы SDS.
После этого выполняется программа DETEC.
Предполагается, что состояние коэффициентов готовности всех элементов в
течение военных действий остается постоянным. Заключитель-
— 20 —

ным шагом является выделение данных об эффективности
системы из результатов моделирования с помощью программы
DETEC. Эти данные включают в свой состав число атакующих
средств противника, успешно преодолевших систему SDS,
живучесть целей и число невыполненных целеуказаний вследствие
неготовности системы.
Для моделирования были выбраны различные концепции ТО
наземных и космических средств. Задача состояла не в
оптимизации концепций ТО, а в иллюстрации сопоставления
результатов (в виде коэффициентов готовности и эффективности),
ассоциируемых с различными концепциями ТО.
Первая концепция предполагала, что все элементы системы
SDS в начале боевых действий являются работоспособными
(т. е. первоначальный коэффициент готовности равняется 1,0).
Этот случай «идеальной готовности» образует верхнюю границу
для прогнозов коэффициента готовности.
В других вариантах сценария применительно к наземным
элементам предполагалось: 1) отсутствие ТО после момента
развертывания; 2) выполнение планово-предупредительного и
внепланового ТО. В .вариантах сценария для элементов
космического базирования предполагалось: 1) отсутствие ТО после
момента развертывания; 2) замена ИСЗ путем запуска с Земли
в случае отказа (внеплановое ТО); 3) использование соорби-
тальных космических платформ SBSP (внеплановое ТО); 4)
использование маловысотных платформ SBSP (внеплановое ТО).
Сценарий «отсутствие ТО после момента развертывания»
для наземных и космических элементов системы соответствует
нижней границе коэффициента готовности. Все остальные
сценарии дают коэффициент готовности, находящийся между
верхней и нижней границами. Н. Я. Щербак
«AIAA Рар.» — 1988, № 4713
11. ВМС США ищут средства на разработку
противоспутниковой системы
Руководство ВМС США стремится начать разработку
противоспутниковой системы (ПСС), несмотря на неудачу ВВС в
получении средств у конгресса на разработку ПСС воздушного
базирования ASAT. Согласно планам ВМС в ПСС должно
использоваться кинетическое или лазерное оружие наземного
базирования. Основная задача ПСС—уничтожение советских
ИСЗ радиолокационной и электронной разведки, находящихся
на низких орбитах. Эти ИСЗ, как считает руководство ВМС,
представляют наибольшую угрозу для военных кораблей США.
При разработке ПСС будут использованы результаты,
полученные в процессе работ над внеатмосферной противоракетой
ERIS управления SDIO и при испытаниях экспериментального
— 21 —

химического лазера MIRACL (программа Sea Lite Армии США)
на полигоне Лос-Аламос (шт. Нью-Мексико).
Согласно расчетам министерства обороны США на НИОКР
ло ПСС потребуются следующие средства (в млн долл.):
Получатель
ВМС
ВВС
ВВС
Армия
Управление SDIO
Назначение
Кинетическое оружие
Создание
технологической базы
Средства разведки
Лазеры на свободных
электронах
То же
Финансовые годы
1990
94,3
38,6
16,0
35,0
309,0
1991
124,3
24,2
15,0
65,0
329,0
Б. И. Ермишкин
«Aerospace Daily», 1989, 149, № 6, 52—53
12. Военные спутниковые системы связи
С каждым годом возрастает роль военных спутниковых
связных систем. Так, примерно 75% линий связи министерства
обороны США с заграницей приходится на спутниковые средства
и их доля будет быстро возрастать с появлением связных ИСЗ
нового поколения и с развертыванием в войсках ранцевой
аппаратуры.
Основной объем связной нагрузки приходится на связную
спутниковую систему DSCS, состоящей из пяти ИСЗ DSCS-2
(два спутника — горячий резерв на орбите) и трех ИСЗ DSCS-3.
С 1971 по 1979 гг. было запущено семь пар стабилизируемых
вращением ИСЗ DSCS-2 фирмы TRW с помощью
ракеты-носителя «Титан-3». Каждый из этих ИСЗ обеспечивал 1300 речевых
каналов или передачу данных со скоростью 100 М бит/с. ИСЗ
DSCS-3 фирмы GE Astro Space имеют повышенную
радиационную стойкость и помехоустойчивость. Каждый ИСЗ DSCS-3
представляет шесть каналов для передачи цифровых речевых
сообщений, данных телетайпных сообщений в диапазоне
7/8 ГГц, а также один канал диапазона УВЧ для связи с
бомбардировщиками стратегического авиационного командования.
Антенна большого диаметра формирует 61 приемный луч
(прием по некоторым из них может не производиться для
ослабления уровня сигналов станций помех). Имеются также две 19-лу-
чевых передающих антенны, зеркальная антенна с большим
коэффициентом передачи на кардановом подвесе, четыре
перекрывающих весь земной диск рупора и две антенны диапазона
УВЧ. Первый из ИСЗ этой серии стоимостью 140 млн долл. и
массой 1042 кг был выведен с помощью ракеты-носителя Титан-
34F/IUS еще в октябре 1982 г. Тремя годами позже МВКА вы-
22

вел на орбиты ИСЗ №№ 2 и 3, однако катастрофа МВКА с
орбитальной ступенью (ОС) «Челленджер» задержала
дальнейшее развертывание этой системы. Министерство обороны
приняло решение закупить ракеты-носители «Атлас-2» для трех
запусков в 1991 г., двух в 1992 г. и по одному в период с 1993 по
1997 гг. Хотя расчетный срок активного существования и
составляет 14 лет, задержки с запуском с помощью новой ракеты
«Атлас-2» могут привести к тому, что один из полетов МВКА
будет отведен на вывод на орбиту двух ИСЗ этой серии.
Система DSCS будет находиться на вооружении до конца текущего
столетия, причем наземные средства состоят из довольно
неудобных наземных станций, доставляемых самолетами С-5.
Система стратегической связи нового поколения MISSTAR
(MILitary Strategic-Tactical and Relay) окажется более
удобной в эксплуатации, поскольку в ней предполагается
использование ранцевых радиостанций для обеспечения связи на частотах
44 (линии «Земля-ИСЗ») и 20 ГГц (линии «ИСЗ-Земля»). Она
предназначается для управления стратегическими и
тактическими силами, а также для трансляции развединформации от
разведывательных ИСЗ и других источников. В отличие от системы
DSCS, система MILSTAR с самого начала разрабатывается так,
чтобы она могла выполнять свои функции во время тотальной
войны с использованием средства радиоэлектронного
подавления и противоспутникового оружия.
Контракт ВВС США стоимостью 1,05 млрд долл. на
разработку в полном объеме системы MILSTAR был заключен с
фирмой Lockheed в 1983 г. В качестве основного субподрядчика для
разработки и изготовления связной полезной нагрузки в июне
1984 г. была выбрана фирма TRW. Каждый ИСЗ системы
MILSTAR массой 4,5 т будет состоять из собственно
спутниковой платформы, связной аппаратуры, антенны подсистем
диапазонов УВЧ и КВЧ, а также аппаратуры управления.
Преимуществом диапазона КВЧ является возможность проведения
высоконаправленных передач с помощью относительно небольших
антенн, что затруднит радиоперехват. Например, для работы на
частоте 44 ГГц можно было бы использовать антенну
диаметром всего около 1 м. Для повышения помехоустойчивости спектр
сигнала может быть расширен в пределах 1 ГГц и использовано
быстродействующее переключение рабочих частот. Первые три
ИСЗ «Блок-1» будут использовать ЛБВ, а на ИСЗ последующих
моделей станут применяться полностью твердотельные
усилители.
В системе MILSTAR предполагается широкая обработка
сигналов на борту ИСЗ, что снижает потребность в сложных
наземных терминалах. Сами по себе ИСЗ этой системы смогут
работать автономно (независимо от наземных станций) в течение
до 6 мес. ИСЗ и связное оборудование будут в максимально
возможной степени упрочнены для снижения воздействия элект-
— 23 —

ромагнитного импульса и других эффектов, возникающих при
ядерных взрывах. Предусмотрена также защита от нападений
лазерным оружием. Еще одной особенностью системы MILSTAR,
которая будет способствовать повышению ее живучести, явится
использование элементов управления работой МСЕ на живучих
платформах, что позволит системе продолжать функционировать
даже после уничтожения объединенного центра управления
космическими операциями CSOC.
Космический сегмент этой системы будет состоять из пяти
геостационарных ИСЗ (включая один резервный на
суперстационарной орбите высотой 176 тыс. км), четыре из которых
должны находиться над Атлантическим, Тихим и Индийским
океанами, и трех ИСЗ для перекрытия в полярных районах.
Связь между ИСЗ станет осуществляться посредством 60-ГТц
линий (по другим данным — помощью лазерных линий связи).
Дата запуска первого ИСЗ этой системы засекречена, но по
некоторым данным, состоится в 1990 г. Запуски следующих
четырех экспериментальных спутников DFS-2—DFS-5 последует
после этого с интервалами в девять месяцев. Планировалось, чта
выпуск серийных ИСЗ этой системы начнется в 1992 г. В этом
случае все спутники будут выведены на орбиты не ранее
середины 90-х гг.
Выпуск самолетного оборудования элемента управления
МСЕ должен был начаться в 1989 фин. г., а ее установка
начнется в 1991 г. По заявлению министра ВВС США, трудности
технического характера привели к отставанию работ по
программе MILSTAR на два года. По оценкам, общие расходы на
программу, включая наземные терминалы, составят по меньшей
мере 10 млрд. долл.
В США имеется также засекреченная связная система SDS
(Satellite Data System), которая состоит из ИСЗ на орбитах
400X40 000 км с наклонением 63° и предназначена для связи с
ядерными и др. силами. Последние тринадцать запусков ИСЗ
были проведены в феврале 1988 г. с помощью ракеты-носителя
«Титан-ЗВ»/«Аджена D»; запуски пока прекращены до
переоборудования МБР «Титан-2» в ракету-носитель.
Примерно 90 всего связного трафика ВМС США приходится
на систему «Флитсатком» в составе пяти ИСЗ на СТО. Каждый
из ИСЗ фирмы TRW имеет массу 1 т и обеспечивает работу на
23 УВЧ-каналах: 10 предназначены для удовлетворения
потребностей ВМС США, а остальные составляют систему спутниковой
связи ВВС США «Афсатком» в количестве двенадцати 5-кГц
каналов для связи с бомбардировщиками стратегического
авиационного командования и одного — для передачи распоряжений
Президента в чрезвычайных обстоятельствах (в 90-е гг. система
MILSTAR примет на себя функции, выполняемые в настоящее
время системой «Флитсатком»).
ВМС США арендуют также три ИСЗ «Лисат» на СТО. Одна-
24

ко по состоянию на конец 1988 г. половина каналов одного из
этих ИСЗ не работала, второй должен был быть
отремонтирован на орбите астронавтами, третий вышел из строя полностью.
Еще в 1985 г. ИСЗ «Лисато-5» был готов к запуску, однако его
большой диаметр (4,5-м) вынуждает использовать для его
запуска только МВКА и поэтому такой запуск может быть
отложен до 1990 г.
Эксплуатация ИСЗ «Флитсатком» оказалась гораздо
успешнее, однако это устаревшая спутниковая система, которая
характеризуется лишь ограниченной помехозащищенностью (за счет
относительно медленного переключения частоты в пределах семи
каналов). На сентябрь 1989 г. с использованием
ракеты-носителя «Атлас-Центавр» (в настоящее время называется «Атлас-1»)
намечен восьмой и последний запуск ИСЗ в рамках
развертывания этой системы, которая будет обеспечивать обслуживание
потребителей до развертывания системы нового поколения UFO
(UHF Follow-On). Первый запуск ИСЗ системы UFO намечен на
середину 1992 г., второй — на конец 1993, два — в 1995 и три в
1996 г. Контракт на выпуск ИСЗ этой системы получила в июле
1988 г. фирма Hughes. Эта фирма предложила ИСЗ с трехосной
стабилизацией HS-601 стоимостью 120,4 млн долл., масса
которого на орбите составит 1054 кг. Каждый такой спутник
предоставит 21 узкополосный (5 кГц) и 17 ретрансляционных
(ширина 25 кГц) каналов в диапазоне УВЧ и один вещательный в
диапазоне 7/8 ГГц. Расчетный срок службы возрастает с пяти
до 14 лет. Космическое командование ВМС (Далгрен, шт.
Виргиния) еще не приняло решения о ракете-носителе. Возможно
использование МВКА, «Атлас-2» или «Титан-3».
Проводится также проработка вопросов создания для ВМС
США спутниковой системы SLCsat, предназначающейся для
связи с погруженными подводными лодками при использовании
лазеров, работающих в сине-зеленом участке видимого света-
К программе разработки этой системы в полном объеме могут
приступить в начале 90-х гг.
В качестве члена НАТО США имеют доступ к ИСЗ системы
«НАТО-3», выведенному над Атлантикой. В феврале 1988 г. в
качестве ИСЗ нового поколения этой системы был выбран
спутник «Скайнет» английской фирмы British Aerospace. Первый из
двух запускаемых ИСЗ массой 1250 кг будет выведен на орбиту
в 1990 г. Для обслуживания ВМС Великобритании
предназначены ИСЗ «Скайнет-4» (работа с наземными
стационарными/мобильными установками и с ранцевой аппаратурой).
Н. Я. Щербак
«Interavia», 1988, 43, № 12, 1299—1301
«The C3I Handbook», Edition Three, 1988,
63—65
«Aerospace Daily», 1989, 149, № 12, 98—99
«Defense News», 1989, 20/11, 32
— 25 —

13. Планы. ВВС по использованию стартового комплекса № 17
на космодроме Кеннеди
В начале ноября 1988 г. ВВС США приняли решение о том,
что с модернизированного стартового комплекса № 17
космодрома Кеннеди, который имеет два стартовых стола, в 1989 г.
будет произведено 9 запусков, а в 1990 г.— 17 запусков РН
типа «Дельта-2». Как заявил генерал-лейтенант Дональд Кро-
мер (начальник космического управления ВВС), ВВС США
истратили на восстановление производства одноразовых РН
более 10 млрд. долл. Полковник Роберт Бурне (командир 6555-й
авиационно-космической испытательной группы) объявил, что
в 1989 г. с помощью РН «Дельта-2» (изготовитель фирма
Martin Marietta) будет запущено 6 навигационных ИСЗ системы
GPS и 2 коммерческих ИСЗ- В 1989 г. намечено произвести
также запуски: 1 стандартной РН «Дельта» для вывода ИСЗ по
программе СОИ; 6 РН серии «Титан» (изготовитель фирма
Martin Marietta); 2 РН «Атлас-Центавр» (изготовитель фирма
General Dynamics). Б. И. Ермишкин
«Aviation Week and Space, Technology», 1988,
129, № 22, 46
ПРИКЛАДНОЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЕ КОСМОСА
14. Проект дешевой спутниковой навигационной системы
для обслуживания самолетов гражданской авиации
В 1983 г. по заданию министерства транспорта США было
начато исследование проблем использования спутниковых
средств для обслуживания самолетов гражданской авиации.
К этому времени уже был развернут опытный вариант
глобальной спутниковой радионавигационной системы военного
назначения GPS, которая была предложена министерством обороны
и для гражданских применений. Однако оставался нерешенным
основной вопрос: является ли система GPS наилучшей с точки
зрения критерия «стоимость — эффективность» системой для
гражданской авиации? Дело в том, что в этой системе для
обеспечения высокой помехоустойчивости сигнал имеет очень
сложную структуру, а это приводит к относительно большому
периоду его поиска и захвата, а также к сложным и дорогостоящим
приемникам пользователей. Очень дорогими являются и сами
ИСЗ этой системы. Серьезную озабоченность вызывает также
возможность прекращения доступа гражданских пользователей
к этой гистеме в периоды обострения международной
обстановки.
— 26 —

Проведенные исследования позволили предложить вариант
системы с обращением спутников по круговым орбитам высотой
3700 км (период 3 ч) в шести орбитальных плоскостях. В
каждой плоскости должны находиться шесть спутников, отстоящих
друг относительно друга на одинаковых расстояниях. Экватор
пересекается орбитальными плоскостями в точках, отстоящих
друг от друга на 60°, угол наклонения каждой орбиты
составляет 55°. При таком размещении на всех широтах в пределах
видимости всегда будут находиться по меньшей мере три
спутника (с углом места, превышающим 5°).
Для сигналов, излучаемых аппаратурой спутников и
повторяющихся через каждые 0,5 с с временным уплотнением,
отводятся 18 «каналов» (временных окон). Каждое временное окно
имеет длительность 27,77778 мс. Первоначально каждой
орбитальной плоскости будут присваиваться два временных окна,
причем соседние ИСЗ будут иметь различные окна, а спутники
с одинаковыми окнами не будут одновременно видны в данной
точке земной поверхности. Поэтому для всех шести плоскостей
понадобятся 12 временных окон, а шесть окон останутся
резервными.
В течение каждого временного окна будут передаваться
импульсы длительностью 32 мкс, несущая которых промодулиро-
вана псевдошумовыми колебаниями с максимальной частотой
4 МГц. Предполагается, что каждый импульс будет промодули-
рован одной и той же последовательностью псевдошумового
кода. Анализ показывает, что в этом случае при работе в
диапазоне L снижение отношения сигнал/шум, вызываемое доплеров-
ским частотным смещением, не будет превышать 3 дБ.
Обнаружение этих импульсов может осуществляться одиночным
согласованным фильтром, определяющим время их поступления.
В течение первых 2,048 мс в пределах одного временного
окна передаются восемь 32-мкс импульсов с периодом следования
256 мкс, предназначающихся в основном для измерения времени
прихода и синхронизации остальной части сообщения. В течение
следующих 13,312 мс передаются данные сообщения,
относящиеся к эфемеридам, принадлежности ИСЗ, а также служебная
информация. Эти данные модулируются с использованием
позиционного кода: через каждые 1024 мс излучается импульс,
занимающий одно из 16 возможных положений, отстоящих друг
от друга на 64 мкс. Поэтому передача каждого импульса
соответствует 4 битам данных. Всего в пределах 13,312 мс
длительности передаются 13 импульсов, что дает 52 бита на временное
окно при скорости передачи данных 104 бит/с. Остальные 12,4 мс
являются защитным временным интервалом, гарантирующим
отсутствие помех вследствие передач аппаратуры соседних ИСЗ.
Всего в течение одного временного окна будет излучаться 21
импульс (каждый длительностью по 64 мкс), т. е. 42 имп/с.
Поэтому отношение пиковой мощности к средней составляет 744.
— 27 —

Расчеты показывают, что для получения отношения энергии
в импульсе Е к спектральной плотности шума NE/Na-17 дБ
(с учетом 3 дБ запаса на доплеровское частотное смещение,
составляющее на частоте 1550 МГц примерно 14 кГц)
необходимо, чтобы импульсная мощность спутникового передатчика
была равна 350 Вт (средняя мощность составит всего лишь
около 0,5 Вт). Среднеквадратичная погрешность измерений
времени прихода сигнала при этом составит 15 не.
Поскольку все сигналы со спутников поступают
упорядоченными во времени и не создают помех друг другу, требуется одно-
канальный приемник, последовательно обрабатывающий
сначала сигналы от одного ИСЗ, а затем от следующих.
В приемнике сигналы после смесителя поступают на схему
комбинированных корреляторов, образующих согласованный
фильтр, для идентифицирования моментов времени прихода
импульсов. В зависимости от типа переданных импульсов (для
синхронизации или для демодуляции данных) информация о
времени периода поступает на соответствующие схемы.
Определение местоположения осуществляется с помощью фильтра Кал-
мана, на который поступают также цифровые данные от
высотомера и синхрогенератора приемника.
Для оценки ошибки измерений местоположения
использовалось удвоенное значение ожидаемой среднеквадратической
радиальной ошибки R2, определяемое в данный момент времени
следующим выражением:
где £n2 является северной, а б^« — восточной составляющими
ореднеквадратической ошибки.
Результаты анализа были представлены в виде величины
2 dRMS, являющейся корнем квадратным из суммы квадратов
значений R2 в течение продолжительности типового полета (6 ч)
и в виде значения ошибки R2 (в 95% случаев ошибка будет
меньше R2). По расчетам, ошибки 2dRMS для широт между 30
и 50° ( соответствуют положению континентальной части США)
при использовании полного фильтра Калмана составляют <50 м.
Наибольшая ошибка — на экваторе, где она равна 75 м.
На некоторых этапах полета такая точность может
оказаться недостаточной. В частности, во время выполнения
непрецизионного захода на посадку требуется более высокая точность.
Решением этой проблемы может явиться установка в пределах
прямой видимости наземной станции. В этом случае решается:
также проблема ухудшения точности измерений вследствие
неудачного размещения ИСЗ относительно пользователя, отказа
ИСЗ, а также проблема контроля за работой спутниковой
системы.
— 28 —

Такая станция могла бы содержать приемник спутниковых
сигналов для расчета своего местоположения и синхронизации
своей работы. Передачи сигналов этой станцией осуществлялись
бы в течение одного из восьми неиспользуемых временных окон,
а принимать эти сигналы можно было бы так же, как и
сигналы любого спутника данной системы. При оснащении
станции цезиевым или рубидиевым стандартом времени можно было
бы также осуществлять контроль за работой ИСЗ.
Общая мощность, требуемая для электропитания
аппаратуры ИСЗ (передатчика, возбудителя, синтезатора, модулятора,
приемника, процессора, рубидиевого стандарта частоты с
термостатом), должна составлять 38 Вт, что с учетом воздействия
космической радиации (ИСЗ будут находиться в районе
радиационного пояса) и снижения вследствие этого мощности через
три года на 62% требует, чтобы панели батарей солнечных
элементов обеспечивали мощность 174 Вт. Общая масса каждого
ИСЗ должна составить 66 кг, стоимость 2,4 млн долл.
По расчетам, общая стоимость развертывания системы в
составе 42 ИСЗ (из них — шесть резервных) с помощью двух
запусков МВКА составила бы 318 млн долл, что на порядок
меньше стоимости развертывания спутниковой системы GPS. В этой
системе могли бы использоваться простые приемники
стоимостью 500—1000 долл., что также намного меньше стоимости
приемника сигналов системы GPS. H. Я. Щербак
«Navigation: Journal of The Institute of
Navigation», 1988, 35, № 3, 371—390
15. Спутниковая система мобильной связи
для наземных средств в Европе
В большинстве современных разработок спутниковых систем
для наземной мобильной связи предполагается использование
геостационарных ИСЗ, что, по-видимому, является наилучшим
решением при необходимости очень большого перекрытия в
экваториальных и средних широтах. Однако, по мере расширения
перекрываемой площади в сторону от экватора, угол места
ИСЗ уменьшается и все больше начинает сказываться затенение
сигналов строениями и растительностью. К таким районам
относится плотно заселенная часть Европы, которая л находится
заметно севернее, чем например, Северная Америка. Здесь
средний угол места направления на геостационарный ИСЗ
составляет около 30°. Такое низкое значение угла места обусловливает
большую протяженность линий связи и необходимость
применения ненаправленных антенн для мобильных средств.
Существует, однако, другой класс стабильных орбит, при
которых ИСЗ находится вблизи зенита. Примерами могут служить
12-часовая и 24-часовая орбиты советских ИСЗ «Молния» и
— 29 —

«Тундра» соответственно. В результате применения таких орбит
уменьшается длина линий связи и для мобильных средств
можно применять антенны с более высоким усилением. Это
обеспечивает повышение пропускной способности систем связи на
каждый ватт мощности ИСЗ примерно на один-два порядка по
сравнению с геостационарными системами.
Достоинства указанных эксцентрических орбит в смысле
потенциальной стоимости на одного абонента очевидны. Однако
для обеспечения 24-часовой службы с использованием
12-часовых орбит необходимо созвездие из трех ИСЗ (2 ИСЗ на
24-часовых орбитах). Преимущества и недостатки подобных орбит
изучались рядом организаций Англии (в рамках программ
CERS, T-SAT и ARCHIMEDES) и специалистами ЕКА (в
рамках программы МЮ—SAT).
Возможности реальной системы мобильной спутниковой
связи существенно зависят от угла места, под которым виден ИСЗ
относительно мобильного средства. Двухэтажного здания южнее
мобильного средства, находящегося на пригородной дороге,
достаточно для его полного затенения в средних широтах при
геостационарной системе. Заметное ослабление сигнала может
вызвать и растительность.
Особенности той или иной системы на геостационарной или
эллиптической орбите оказывают решающее воздействие на
общее проектирование системы, ее пропускную способность и
другие качественные показатели. В геостационарном случае для
перекрытия территории Европы углы места должны равняться
10° для Северной Скандинавии и возрастать до 40° — для
Южной Европы. На первый взгляд, для этой цели подходят
системы, использующие фиксированные ненаправленные антенны с
низким коэффициентом усиления. Однако это до тех пор, пока
не начинают рассматриваться возможности применения на
мобильных средствах более дорогих следящих антенных систем.
Для систем на эллиптических орбитах возможно применение
антенн с более высоким коэффициентом усиления (8—10 дБ) и
фиксированной ориентацией благодаря относительно
небольшому отклонению углов места относительно зенита.
Для геостационарной системы предполагается, что средний
угол места для Европы должен быть порядка 30°, хотя в
северной части Европы он может быть значительно меньше. Так
например, для Стокгольма при геостационарной системе угол
места должен составлять 22°. Для систем с эллиптической орбитой
средний угол места должен превышать 70° в центральной части
Европы и в остальной ее части — превышать 56° (при
использовании ИСЗ «Молния») и 52° (ИСЗ «Тундра»).
В процессе проводившихся исследований сравнивались
возможности, предоставляемые разными ИСЗ: геостационарным,.
ИСЗ «Тундра» и «Молния». Перекрываемая площадь
ограничивалась севером Норвегии и югом Европы. Пределы распростра-
— 30 —

нения волн определялись минимальным углом места в
перекрываемой зоне. В случае геостационарного ИСЗ максимизация
угла места обеспечивается, если положение на орбите
определяется только самой северной точкой. В результате оптимальным
положением на орбите следует считать точку 19° в. д.,
обеспечивающую углы места >11,5° в пределах всей перекрываемой
площади. При применении ИСЗ «Тундра» для обеспечения
24-часового перекрытия понадобятся два ИСЗ. Вследствие этого
минимальный угол места определяется тремя граничными
ситуациями: в апогее и в двух точках ±6 ч от апогея.
Положение апогея и эксцентриситет орбиты могут варьироваться, с тем
чтобы максимизировать угол места и довести его до значения,
превышающего 52° (при использовании двух ИСЗ «Тундра»).
В системе «Молния» требуются три ИСЗ. Однако в этом случае
их нужно располагать в соответствии с конфигурацией LOOPUS.
Минимальный угол места составит в пределах всей
перекрываемой площади примерно 56°.
Для сравнения возможностей систем на различных орбитах
для ИСЗ выбрана антенна с круглым раскрывом и шириной
луча, достаточной для нормального освещения границ
перекрываемой области. Размер антенны определялся высотой орбиты.
В результате диаметры антенн для геостационарного ИСЗ,
«Тундры» и «Молнии» выбраны равными соответственно 2,6; 2,3
и 1,3 м. На мобильных средствах в качестве базовой предложена
система с G/T= —24 дБ/К, разработанная для системы «Инмар-
сат» в соответствии со стандартом С, с ненаправленной
антенной.
Во всех случаях, приведенных выше, рассматривалась
антенна с одним лучом. Это привело к применению в системах с
наклоненными орбитами антенн с меньшими размерами, хотя и
с меньшим усилением. Однако применение многолучевых антенн
позволяет в значительной мере увеличить пропускную
способность системы. В частности, зеркальная антенна диаметром 4 м
(максимальный возможный размер спутниковой антенны,
допустимый условиями запуска) с многолучевым облучателем при
мощности приемопередатчика 100 Вт позволяет повысить
скорость передачи данных с геостационарного ИСЗ, ИСЗ «Тундра»
и «Молния» соответственно до 37, 330 и 1848 кбит/с. При
определении числа стабильных радиотелефонных каналов
приемлемой оказалась скорость 4,8 кбит/с на канал.
Основная проблема, связанная с использованием
наклоненных орбит, состот в обеспечении созвездия ИСЗ,
расположенных в различных плоскостях в пространстве. По этой причине
несколько запусков позволяют достичь цели, если только
некоторые ИСЗ из созвездия оставить на низкой околоземной
орбите, где прецессия плоскости орбиты позволит достичь
запланированного положения в пространстве (прецессия на 120° дости-
— 31 —

гается примерно за 40 суток). Иначе могут потребоваться
дорогостоящие маневры по изменению плоскости орбиты.
Важное значение имеет и радиационная обстановка,
особенно применительно к системе «Молния», пересекающей
радиационные пояса Земли. При этом доза облучения может в 4—
5 раз превышать дозу при геостационарной системе. Это
вызывает уменьшение на 80% отдачи кремниевых солнечных батарей
(относительно начальной величины) уже через 5 лет службы.
Однако разработка солнечных батарей на арсениде галлия
позволит практически снять эту проблему.
Для первого поколения системы рассматривались два
варианта:
— ИСЗ массой 500 кг с одним приемопередатчиком
мощностью 100 Вт (плюс один резервный);
— ИСЗ массой 100 кг с четырьмя приемопередатчиками по
100 Вт каждый (плюс два резервных).
Второй вариант представляет собой систему того же класса,
что «Инмарсат-2», который должен быть запущен в конце
80-х годов. Для рассмотренных вариантов оценивалась
стоимость применительно к трем рассмотренным выше типам орбит.
В каждом случае в калькуляцию включался дополнительный
ИСЗ сверх необходимого числа. Стоимость разработки
геостационарной системы составила половину стоимости систем с
наклоненными орбитами. При этом стоимость космического сегмента
на одного абонента в год должна оцениваться в предположении,
что каждый канал со скоростью передачи данных 4,8 кбит/с
будет обслуживать 50 абонентов. Стоимость космического
сегмента при использовании ИСЗ «Молния» может возрасти в 3 раза
в зависимости от выбора системы запуска и пропускной
способности. Система «Тундра» будет стоить в 2 раза дороже
геостационарной. Обеспечение спутниковой системы мобильной связи
для наземных средств в Европе зависит от отведения для этой
цели достаточного спектра частот, с тем чтобы сделать
подобные службы приемлемыми с коммерческой точки зрения.
Система, способная обеспечить, например, 100 тыс. абонентов,
потребует полосу частот примерно 10 МГц в каждом направлении,
в предположении, что на каждый канал необходимо 5 кГц без
повторного использования частоты. М. Е. Фикс
«Acta Astronautica», 1988, 17, № 10,
1099—1103
16. Международный спутник связи «Интелсат-6»
Самый большой международный спутник связи «Интелсат-6»
(F-2) проходит в настоящее время в США окончательный этап
испытаний перед запуском в космос, который намечено
произвести в 1989 г. с помощью ракеты «Ариан» на полигоне Куру
(Фр. Гвиана). Для разработки этого спутника был создан меж-
— 32 —

дународный консорциум, в котором головной фирмой была
крупнейшая американская корпорация Hughes Space and
Communication Group, а к отдельным разделам проекта были
привлечены специализированные фирмы из Англии, Канады,
Франции, Италии, Японии и ФРГ.
Спутник предназначен для глобальной связи —
предусматривается возможность одновременно вести 120 тыс. двухсторонних
телефонных разговоров и транслировать телепередачи по трем
каналам. В собранном виде спутник имеет диаметр 3,66 м,
высоту 11,9 м (с раскрытыми панелями солнечных батарей) и
стартовую массу 4240 кг. На орбите спутник стабилизируется
вращением (30 об/мин) верхней части, в которой расположены
двигатели и система управления, а также основная часть системы
обеспечения электроэнергией. В нижней части находятся
аппаратура слежения, радиооборудование и антенны, которые всегда
направлены на Землю. Радиоаппаратура спутника будет
работать в диапазонах С, К и Ки, для которых предусмотрены
соответствующие приемопередатчики и антенны.
Спутник сможет одновременно обслуживать регионы,
расположенные вокруг Атлантического, Тихого и Индийского океанов.
Предусмотрены передачи со спутника в виде одного мощного
луча или 20 малых для отдельных районов. Г. А. Лебедев
«Astronautik», 1988, 25, № 4, 118
17. Создание центра обработки данных EODC
в Великобритании
В начале 1989 г. Британский национальный космический
центр (BNSC) заключил контракт стоимостью 11 млн ф. ст. и
сроком на четыре года с консорциумом английских фирм на
первый этап строительства в Фарнборо Центра обработки
данных наблюдений за Землей EODC (Earth Observation Data
Centre). В состав консорциума входят: отделение Space System
фирмы British Aerospace Ltd, фирмы Software Sciences Ltd,
Systems Designers pic, Logica Space and Defense Ltd и SER Co
Ltd.
Обязательство правительства Великобритании выделить
20 млн ф. ст. на строительство центра EODC и финансировать
его работу на начальном этапе развития свидетельствует о вере
правительства в то, что дистанционное зондирование Земли
является наиболее перспективной областью космических
исследований для коммерческого использования. Частные фирмы пока
еще не уверены в том, что имеется значительный рынок для
продажи данных дистанционного зондирования. В настоящее
время дал согласие на участие в работе центра EODC только
один консорциум фирм, который возглавляет фирма Marconi
Space and Defense Systems Ltd. Б. И. Ермишкин
«Physics World», 1989, Febr., 9
3-762Д 6 —33 —

КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ И РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
18. Решение организационных вопросов программы
международной ООКС «Свобода»
В июне 1988 г. наблюдатели отмечали, что переговоры о
международной кооперации по созданию и эксплуатации ООКСГ
длившиеся около 2 лет, наконец завершились. Общий вклад
партнеров США в программу составит >7 млрд долл. Были
выработаны тексты многостороннего межправительственного
соглашения (ММС) и 3 двухсторонних протоколов о намерениях
(MOU). В ММС включены общие принципы и обязательства
сторон на правительственном уровне по программе ООКС.
Протоколы о намерениях содержат конкретные технические вопросы
и этапы выполнения программы.
В соответствии с ММС каждый партнер по кооперации сам
оплачивает стоимость вывода своей части ООКС, которая
является его собственностью. По оценкам НАСА в 1988 г. сборка
ООКС потребует 20 полетов МВКА стоимостью 250—
500 млн долл. каждый. В ММС оговорено право партнеров
использовать для вывода элементов ООКС свои ракеты-носители
(РН), напр. Н-1 и Н-2 Японии и «Ариан-5» Западной Европы,
а также мини-МВКА «Гермес». В создание ООКС ЕКА
планирует вложить 4,2 млрд долл., Япония — 2 млрд долл. и
Канада— 1 млрд долл. Кроме того, партнеры США обязуются
оплачивать ежегодно 25% расходов на эксплуатацию ООКС в
течение 20—30 лет ее работы на орбите. Для управления
эксплуатацией ООКС предполагается образовать различные
комитеты с ведущими ролями в них представителей НАСА. Но
в целом, ООКС будет управляться на принципе консенсуса.
29 сентября 1988 г. в Вашингтоне состоялось подписание ММС
представителями США, ЕКА, НАСА, Японии, Канады и всех
западноевропейских государств, участвующих в программе
ООКС.
В сентябре 1988 г. НАСА начало переговоры с 4 головными
исполнителями по заключению контрактов на полномасштабное
проектирование и изготовление ООКС в течение 10 лет на
общую сумму 6,7 млрд долл. Выбор головных исполнителей на
конкурсной основе был проведен в 1987 г. Тогда стоимость
1-й части программы была определена в 5 млрд долл., а 2-й
части— в 1,5 млрд долл. Головными исполнителями стали фирмы
Boeing Aerospace, McDonnell Douglas Astronautics, General
Electric (Astro-Space Div.) и Rockwell International (Rocketdyne
Div.). Контракты предусматривают НИОКР, ПКР, испытания,
аттестацию и поставку компонентов и систем ООКС.
Фирма Boeing Aerospace по контракту в сумме 1,6 млрд,
долл. (в 1987 г. 0,75 млрд долл.) под контролем центра
космических полетов им. Маршалла должна построить лабораторный.
— 34 —

и жилой модули США, несущие конструкции для блоков
системы снабжения, систему жизнеобеспечения, внутреннюю систему^
терморегулирования, внутренние системы аудиовизуальной
связи и соответствующее программное обеспечение для
автоматического функционирования. Контракт не предусматривает
разработки дополнительных элементов, поставляемых во 2-й части
программы ООКС. Основными субподрядчиками по этому
первому пакету подрядных работ являются фирмы Teledyne Brown
Engineering, Lockheed Missiles and Space, Hamilton Standard,
Garrett AiResearch, Grumman Aerospace, ILC Space Systems и
Fairchild—Weston Systems. Фирма Grumman Aerospace
планирует использовать на работах по программе до 1100 чел. Они
будут производить сборку ряда систем ООКС Для этих работ
выделяется новый производственный комплекс фирмы.
Второй пакет подрядных работ объемом 2,6 млрд долл.
(в 1987 г. 1,9 млрд долл.), выполняемых под контролем
космического центра им. Джонсона, в конкурсной борьбе с Rockwell
International получила группа фирм с головным исполнителем:
McDonnell Douglas Astronautics. Ее основными
субподрядчиками стали IBM, Lockheed Missiles and Space, RCA, Honeywell и
Astro. В соответствии с контрактом должны быть поставлены
ферменная несущая конструкция, подвижная система
обслуживания, воздушные шлюзы, блоки и математическое обеспечение
для обработки информации, системы связи, наведения,
навигации и управления, а также снаряжение и технология работ в
открытом космосе. Кроме того, в объем поставок входят
двигательная установка системы ориентации и стабилизации и
система терморегулирования.
Разработка, изготовление и поставка 6 гироскопических
устройств для ООКС проводятся по контракту в сумме 10—
15 млн долл. В конкурсе на этот контракт участвуют фирмы
Honeywell и Allied Signal (Guidance Systems Div.). В
конструкции гироскопических устройств фирма Honeywell рассчитывает
использовать в качестве основы аналогичные устройства для
программ космического телескопа, обсерватории у~излУчений и
МКС «Магеллан». Фирма Allied Signal имеет опыт разработки
гироскопов для орбитальной лаборатории «Скайлэб». По
контракту с центром космических полетов им. Маршалла она
провела программу разработки перспективного опытного образца
гироскопа для ООКС Опытный образец с массой 272 кг и
объемом 1,2X1,2X1,2 м в конце 1988 г. находился на
окончательной сборке. Вместе с тем фирма Honeywell несет ответственность
за изготовление и поставку блока наведения, навигации и
управления, в который входят гироскопические устройства.
Этот блок должен закрепляться на ферменной балке ООКС.
Летом 1988 г. фирма McDonnell Douglas доставила в
космический центр им. Джонсона макеты воздушных шлюзов для
выноса оборудования и выхода астронавтов в открытый космос.
3* — 35 —

Макеты предназначаются для проведения испытаний с целью
определения их оптимальных размеров. Внутренние размеры
камер шлюзов будут определяться требованиями по
энергообеспечению, расходу газов, размещению оборудования и т. п. Серия
испытаний проводилась в гидроневесомости. Для отработки в
гидроневесомости операций по сборке ООКС фирма McDonnell
Douglas располагает собственным бассейном глубиной 10,5 м
и шириной 21 м. Еще в 1987 г. проводились опыты по сборке
ферменных конструкций с узлами различной сложности.
Фирма General Electric (Astro-Space Div.), работая под
контролем центра космических полетов им. Годдарда по третьему
пакету подрядных работ объемом 895 млн долл. (в 1987 г.
800 млн долл.), будет проектировать, изготовлять и поставлять
полярную платформу и вспомогательное оборудование, в т.ч.
системы ориентации научного оборудования внешнего монтажа
на ООКС. Субподрядчиком по этому пакету работ является
только фирма TRW.
Фирма General Electric для регламентных работ с ИСЗ и
платформами установит на ООКС подвижную систему
обслуживания с телеуправляемым роботизированным постом.
Разработку поста обслуживания на конкурсной основе будут вести
фирмы Grumman и Martin Marietta. Лётные испытания
экспериментального образца поста обслуживания запланированы на МВКА
в 1991 г. Опытный образец должен быть испытан в 1993 г. Ввод
в эксплуатацию для сборки ООКС планируется на первый полет
МВКА с элементами ООКС. ТЗ на разработку намечалось
выдать в октябре 1988 г.
По четвертому пакету работ объемом 1,6 млрд долл. (в
1987 г. 1,6 млрд долл.) головной исполнитель фирма Rockwell
International (Rocketdyne Div.), под контролем
научно-исследовательского центра им. Льюиса должна поставить
энергетическую установку с панелями солнечных батарей и
аккумуляторными батареями на мощность 75 кВт с бортовой кабельной
сетью и распределительными устройствами. Кроме того должна
быть поставлена энергетическая установка для полярной
платформы. Будут также исследоваться возможности создания
солнечно-термодинамической энергетической установки по циклу
Брайтона на мощность 50 кВт. В число субподрядчиков входят
фирмы Ford Aerospace and Communications, Harris, Garrett,
General Dynamics и Lockheed Missiles and Space.
Вопросы обеспечения безопасности и эвакуации экипажа в
аварийных ситуациях приобрели особую актуальность после
катастрофы МВКА с орбитальной ступенью «Челленджер».
ООКС будет находиться на орбите в непрогнозируемой
обстановке и, вероятно, испытывать удары осколков или
микрометеоритов. Внутренние аварийные ситуации, прогнозируемые НАСА,
включают пожары и разливы опасных материалов, поскольку
токсичные и легковоспламеняющиеся вещества могут быть ис-
ос

пользованы в системах ООКС или при экспериментах.
Руководители проекта ООКС от НАСА утверждают, что ООКС будет
построена с возможностью перекрытия каждого отсека и
дублированием систем в других отсеках. Указывается на оснащение
ООКС сигнализаторами возгораний или появления токсичных
веществ. На ООКС предусматриваются средства первой помощи
типа душевой установки, приспособления для промывания глаз
и т. п. Для тушения пожаров будут применяться пенные
огнетушители, мокрые салфетки, газы типа фреонов и т. п. Газовое
тушение будет применяться только в перекрытых отсеках. При
возникновении аварийной ситуации экипаж должен укрыться
в наиболее безопасном модуле, в котором должен быть запас
средств жизнеобеспечения по меньшей мере на 45 суток.
Поскольку решение о безопасном модуле принимается после
оценки конкретной аварийной ситуации, то запасы аварийных
средств жизнеобеспечения должны быть в каждом пригодном
модуле.
Если для снятия экипажа с ООКС будет направлен МВКА,
то время ожидания в зависимости от этапа предстартовой
подготовки МВКА может составлять 1—45 суток. В случае
постройки новой орбитальной ступени время ожидания может быть
1—7 суток. Есть предложения о размещении на ООКС
спасательного спускаемого аппарата CERV, который может быть
выполнен по схеме баллистического спускаемого аппарата. По
состоянию на ноябрь 1988 г. еще не было выдано техническое
задание (RFP) на CERV, которое должно быть разработано
космическим центром им. Джонсона. Задержка объясняется
необходимостью изыскания дополнительных ассигнований в объеме
до 2 млрд долл.
Вкладом ЕКА в ООКС является орбитальный комплекс
«Колумб» из 3 элементов, разрабатываемый под руководством
MBB/ERNO как головного исполнителя. Комплекс будет
включать лабораторный модуль, пристыкованный к ООКС, полярную
платформу и посещаемую платформу свободного полета.
Лабораторный модуль, представляющий собой дальнейшее развитие
успешно функционировавшей орбитальной лаборатории «Спейс-
лэб», является наиболее крупным элементом. Модуль
предназначается в основном для проведения экспериментов в условиях
микрогравитации по материаловедению, физике жидкостей, а
также для медицинских и биологических опытов. Посещаемая
платформа свободного полета будет использоваться для
экспериментов по материаловедению и технологии материалов,
которые могут проводиться автоматически или с применением
телеуправления. Платформа будет содержать герметизированный
модуль из 2 секций с размещенным в них оборудованием, а
также модуль технического обеспечения. Каждые 6 мес.
платформа будет проходить обслуживание сначала с ООКС, а затем
с использованием мини-МВКА «Гермес». Полярная платформа
— 37 —

на гелиосинхронной орбите позволит осуществлять мониторинг
практически всей поверхности Земли. Платформа должна
иметь ресурс по меньшей мере 4 года и функционировать во
взаимодействии с одной или несколькими другими
платформами, эксплуатируемыми другими партнерами по кооперации.
В ФРГ придают большое значение участию в программе
ООКС. По заявлению министра науки и техники ФРГ Г. Ризен-
хубера, совместная работа по ООКС будет содействовать
научному, техническому и экономическому прогрессу всех партнеров.
Тем не менее, отмечается растущее сомнение в
целесообразности принятого проекта ООКС, который основан на
использовании МВКА. Считается, что пилотируемый МВКА, доставляющий
для сборки новые элементы конструкции, в каждом полете
будет сближаться и стыковаться с новой сборкой ООКС. Это
будет создавать определенный риск для орбитальной ступени и
повышенные нагрузки на астронавтов. Предпочтительным
будет вывод с помощью грузового МВКА небольшого числа
крупных частей, предварительно полностью собранных на Земле.
Наблюдатель из ФРГ отмечает появление в США сторонников
использования советского опыта компоновки орбитального
комплекса «Мир». Предложение об аналогичной сборке ООКС
поддерживается членами национального
научно-исследовательского совета. С помощью грузового беспилотного МВКА можно
без рискованных маневров за 2 или 3 полета образовать ООКС
США по типу орбитального комплекса СССР и уже с 1994 г.
начать ее эксплуатацию в режиме посещения или с постоянным
обитанием астронавтов. В качестве элемента такой ООКС
может быть использована орбитальная лаборатория «Спейслэб».
Модули «Спейслэб» могут быть выведены независимо от МВКА
по схеме, предложенной для вывода промышленного
коммерческого комплекса ISF. В. А. Карелин
«Aerokurier», 1988, 32, № 10, 1295 «Aerospace
Daily», 1987, 144, № 39, 307—308; 1988, 146,
№ 49, 386; 147, № 20, 158—159; № 30, 235;
№ 63, 500 «Astronautik», 1988, 25, № 3, 79
«Aviation Week and Space Technology», 1987,
126, № 4, 60—61, 63, 65
«Defense Daily», 1988, 161, № 2, 10—11; № 3,
18
«Flug Revue», 1988, № 10, 34, 36
«Fusion (BRD), 1988, 9, № 4, 10—11
«Interavia Air Letter», 1988, № 11615, 6
«Science», 1988, 242, № 4875, 22
«Space Age Times», 1987, 14, № 7/8, 11, 12, 43
«Space World», 1987, X, № 3 (279), 22—24
— 38 —

19. Планирование сборки ООКС
По мнению фирм Orbital Technologies и Bozz Allen and
Hamilton эксплуатационные расходы и стоимость обеспечения
эксплуатации будут доминировать в составляющих стоимости
космической программы прикладного назначения.
Предпочтительные решения проблем конструктивного исполнения и
эксплуатации космических объектов прикладного назначения
будут включать модульное исполнение конструкции,
орбитальное техническое обслуживание и ремонт, использование
стандартизированных элементов и блоков, а также выполнение
эксплуатационных задач с момента начала сборки. Фирмы
проанализровали значение технико-экономических факторов
при выборе элементов конструкции для сборки ООКС.
Считается, что ООКС должна автономно функционировать
на каждом этапе сборки и допускать выполнение работ в
интересах пользователей на борту такой частично собранной ООКС.
Для каждого этапа сборки должен быть разработан план
эксплуатации и включен в требования к элементам конструкции.
С учетом возможности начала эксплуатации с момента начала
сборки должна быть построена и последовательность сборки.
Первоначально при открытии программы ООКС
последовательность сборки рассматривалась только как логическая цепь
операций по выводу на орбиту элементов конструкции и их
сборке. Затем стали учитывать массы отдельных элементов и
ограничения по грузоподъемности МВКА, ставя
последовательность сборки в зависимость от оптимальной загрузки
грузового отсека орбитальной ступени (ОС) МВКА. Почти в конце
работ по этапу В программы на совещании по анализу
полученных результатов было принято решение об учете всех влияющих
факторов при планировании последовательности сборки. К
таким факторам отнесены работы в открытом космосе (РОК) с
ОС и с ООКС, ограничение грузоподъемности МВКА,
требования по обеспечению безопасности, требования по сокращению
РОК при сборке и эксплуатации, начало производственной
деятельности на ООКС с наиболее раннего этапа сборки и т. д.
Сборка основного двухкилевого варианта ООКС должна быть
завершена за 32 полета МВКА, а однобалочной ООКС первого
варианта — за 20 полетов МВКА.
В настоящее время последовательность сборки определяется
как задача по оптимизации со многими переменными. На
задачу накладывается ряд ограничений, некоторые из которых
оказываются взаимоисключающими. Так оптимизированная для
сборки на орбите укладка элементов ООКС в грузовом отсеке
ОС часто исключает приемлемую центровку ОС.
Оптимизированная по полетным требованиям укладка в грузовом отсеке
приводит к усложнению операций при сборке на орбите. В то
же время последовательность сборки должна планироваться
— 39 —

с учетом обеспечения автономного функционирования собранной
части ООКС на любом этапе прекращения сборки, в т. ч. из-за
задержек полетов МВКА или нерасчетно быстрого отделения
ОС от ООКС.
Для первого полета с элементами ООКС МВ-1, который
запланирован на 1 января 1995 г., грузоподъемность МВКА на
орбиту с высотой 407 км определена в 18 380 кг. Эта высота
орбиты выбрана для первых 3 этапов сборки по соображениям
обеспечения достаточного времени пребывания ООКС на орбите
с учетом аэродинамического торможения, некомплектности та
этих этапах двигательной установки коррекции орбиты и воз-'
можных задержек полетов МВКА. Поддержание заданной
высоты орбиты бюро программы ООКС НАСА считает
критическим фактором существования ООКС Оно будет влиять на
эксплуатацию ООКС, в т. ч. на проведение исследований в
условиях микрогравитации, на сближение и стыковку с ОС с
очередными элементами конструкции для сборки или грузами для
функционирования ООКС и т. п. При оценке требований к
двигательной установке коррекции учитывали различные
неплановые случаи, в т. ч. задержки полетов очередных МВКА,
длительные перерывы в полетах и т. п.
Для коррекции орбиты предусматривается двигательная
установка на газообразных кислороде и водороде, которые
будут получаться электролизом воды. Кроме того, в системе будут
также электротермические РД, использующие в качестве
рабочего тела сточные воды. Величина требуемого полного импульса
тяги за период коррекции будет зависеть от степени сборки
ООКС и ориентации панелей солнечных батарей по отношению
к направлению движения. Доступный полный импульс тяги
задан с резервированием (таблица).
При расчете силы аэродинамического торможения для всех
конфигураций ООКС коэффициент аэродинамического
сопротивления принимался постоянным и равным 2,3. Аэродинамической
подъемной силой пренебрегали. Коррекция высоты орбиты
предусматривается после каждой стыковки с ОС. По расчетам
баллистический коэффициент (БК) ООКС после первых двух этапов
сборки будет составлять 73,2—73,6 кг/м2, а после третьего
этапа— 95,3 кг/м2. Дальнейшее наращивание конструкции и ввод
в действие системы ориентации панелей солнечных батарей на
Солнце приведут к резкому снижению номинальной
составляющей БК до 18,1 кг/м2. Максимальные случайные составляющие
БК от стыковки с ОС, от сборочных операций и т. п.
принимаются 300—400% от номинальной составляющей. С учетом
номинальной и случайной составляющих БК будет нерегулярно
повышаться по мере наращивания конструкции и после 20 полета
МВКА достигнет 170,9 кг/м2.
В варианте плана сборки ООКС предусматривается
торможение ООКС после третьего этапа сборки для перехода с ор-
— 40 —

биты с высотой 407 км на орбиту с высотой 350 км. Коррекции
будут повышать орбиту до 390 км при стыковке с ОС полета
МВ-4 и до 370 км при последующих стыковках. Номинальный
интервал между коррекциями принят 73 суток. Если следующий
полет МВКА задержится, то будет использован резерв топлива
для поддержания заданной высоты. Для собранной ООКС после
20 полета МВКА при нормальном функционировании запаса
топлива достаточно для коррекции орбиты в течение ~23 мес.
Характеристики двигательной установки коррекции орбиты
ООКС на период сборки
Характеристика
Значение
Тяга одной камеры сгорания, Н
Уд. импульс, кгс. с/кг
Тяга двигательной установки при коррекции орбиты, Н
Полный импульс тяги, доступный для коррекции орбиты,
кН-с
— на первом этапе сборки1 (полет МВКА МВ-1)
— на втором этапе сборки (полет МВКА МВ-2)
— на третьем этапе оборки (полет МВКА МВ-3)
— на четвертом этапе сборки (полет МВКА МВ-4)
Резервирование полного импульса тяги для ориентации и
стабилизации ООКС, % от полного импульса тяги
— номинальное
— компенсации случайных возмущений
Запас воды для получения компонентов топлива, кг
— в двух баках после третьего полета МВКА
— регулярное пополнение запаса воды за счет отбора
избыточной воды топливных элементов ОС при каждом
полете МВКА после третьего полета
Производительность электролизной установки, кг/ч
Запас газообразного топлива в баллонах, кг
111
380
445
890
1780
2 670
3 560
25
15
1814
590
0,91
1433
По первоначальному плану последовательности сборки
ООКС критическим фактором являлась работа
телеуправляемого манипулятора ОС. Предельная масса сборочной единицы
определялась максимально допустимой нагрузкой
манипулятора. Длиной стрелы манипулятора ограничивалась зона^ сборки.
Вносились коррекции на необходимость периодической
ориентации ОС, на воздействие термических нагрузок на грузовой
отсек, необходимость ориентации антенны Ku-диапазона
частот и т. п.
По мнению фирмы McDonnell Douglas РОК будут
основными при сборке ООКС. При содействии космического центра
им. Джонсона фирмой разработан свой план сборки,
определяющий все задачи операций по сборке и требования к
конструкциям систем и блоков применительно к выполнению сборочных
операций на орбите. Для выполнения сборочных операций
предполагается использование телеуправляемого манипулятора ОС,
4-76 2 Д
— 41 —

манипулятора ООКС, летного телеуправляемого
роботизированного поста обслуживания и РОК. Время РОК определено
24 чел.-ч на каждом этапе сборки. Проведено разделение
операций, выполняемых астронавтами и роботизированными
устройствами. Последние считаются вспомогательными средствами,
позволяющими уменьшить время РОК.
При подготовке плана РОК руководствовались логической
схемой: определение операций с применением РОК —
распределение операций между астронавтами и роботизированными
устройствами— подготовка технологических карт РОК по
операциям— выявление требований к рабочему месту для
РОК—разработка принципиальной схемы рабочего места — выбор метода
оценки схемы рабочего места астронавтами — оценка вариантов
схемных решений — эскизное проектирование и выбор лётного
варианта — разработка лётного варианта и инструкций по
применению—проведение тренировок астронавтов на лётной
материальной части — уточнение конструкции лётной материальной
части — использование при РОК.
На первом этапе сборки будут выполнены 12 сборочных
операций, требующих РОК, в т. ч. сборка первых секций балки в ее
концевой части, установка панелей солнечных батарей и
крепежной консоли, пристыковка опорной платформы блока
энергетической установки к концевой части балки, установка
панелей радиаторов, подключение бортовой цепи к коммутационной
панели блока энергетической установки, сборка второй
концевой части балки, установка поворотного соединения между
центральной частью балки и концевой частью (альфа-стыка) для
независимой ориентации панелей солнечных батарей и т. д.
Для каждой из этих РОК проведена оценка рабочего места,
которое будет использовать астронавт, для определения
адекватности его конструкции и вспомогательного оборудования
выполняемой операции. Разработаны графические схемы
последовательности выполнения операции с указанием положения
астронавта в каждом случае.
Оценку и выбор подходящего метода выполнения операции
предполагается проводить на Земле в гидроневесомости, на
платформе с воздушной подушкой, в самолетах и т. д.
Некоторые критические операции будут отрабатываться в полетах
МВКА перед проведением полетов для сборки ООКС.
Одно из планируемых рабочих мест — сборочная платформа
с транспортировочным блоком содержит узел закрепления
астронавта, устройство перемещения астронавта относительно
платформы, инструменты, вспомогательное оборудование и т. д.
Комплект снаряжения астронавта для РОК с ООКС будет
отличаться от аналогичного уже опробованного комплекта для
РОК с ОС, который не предназначен для регламентных работ
и перезарядки на орбите. После 12—14 ч РОК этот комплект
возвращается на Землю, где подвергается проверкам и переза-
— 42 —

рядке в течение 3000 чел.-ч. Поскольку ООКС рассчитывается
на обитание не менее 20 лет со сменой экипажей каждые 90
суток при ~3 сеансах РОК еженедельно, то комплект снаряжения
для РОК с ООКС должен позволять регламентные работы с
ним на орбите с использованием автоматизированной системы
проверок.
В комплекте снаряжения для ОС в системе
терморегулирования скафандра применяется испарение воды с выбросом пара
в окружающую среду. Ограничения по выбросам на ООКС с
целью снижения загрязнений требуют другого технического
решения. В комплекте снаряжения для ОС вода охлаждения,
кислород для дыхания и поглотитель углекислоты находятся в
сменных емкостях, которые при перезарядке заменяются
новыми с общим запасом ~54 кг веществ. Использование такого
способа жизнеобеспечения РОК на ООКС потребует расхода
~ 1450 кг веществ каждые 90 суток. Для экономии
доставляемой с Земли массы грузов комплекты снаряжения для РОК
будут иметь регенерируемые системы жизнеобеспечения с
перезарядкой на борту ООКС. В течение первых 10 лет
эксплуатации ООКС планируются РОК в количестве 1000—4000 чел.-ч
•ежегодно. По проведенным исследованиям каждая РОК должна
продолжаться макс. 8 ч из-за ограниченности запасов веществ
в системе жизнеобеспечения. В это время не входят подготовка
к выходу и проход через шлюз, а также работы после РОК.
В общей сложности РОК потребует ~21 ч времени.
Из 8 ч пребывания в открытом космосе время
производительной работы составит ~6,5 ч. Остальное время будет
затрачено на перемещение к рабочему месту и обратно,
закрепление на рабочем месте и т. д. РОК с использованием рабочих
мест будут позволять астронавтам работать без наблюдения или
страховки членом экипажа внутри ООКС или контроля с
наземного центра управления. Для придания астронавтам большей
свободы они могут быть снабжены дисплеями,
смонтированными на шлемах, с вызовом на экран инструкций для проведения
конкретных работ посредством команды голосом. При
необходимости дополнительной информации астронавт может
получить ее с наземной станции по ТВ-каналу. В. А. Карелин
«Aerospace America», 1988, 26, № 11, 18—20,
29—30
«AIAA Paper», 1988, № 3501
«SAE Technical Paper Series», 1988, № 881542
20. Предложения по развитию транспортных
космических систем США в ближайшей перспективе
Возобновление полетов МВКА осенью 1988 г. после
катастрофы в январе 1986 г. не позволяет еще сказать, что все
проблемы с транспортными космическими системами (ТКС) для
4* — 43 —

США решены. По мнению наблюдателя из ФРГ, США не
имеют поводов для эйфории: за прошедшие 3 года СССР вывел
~250 ИСЗ, а США —менее 20. Американские астронавты за
эти 3 года не совершали полетов, а 16 советских космонавтов
провели на орбите в общей сложности ~200 недель. Ожидается
дальнейшее сокращенче ассигнований на ООКС. Для вывода
тяжелых объектов военного и гражданского назначения США
располагают только ракетами-носителями (РН) «Титан» и
МВКА. Однако пуски РН «Титан» в последнее время очень
часто заканчиваются авариями, а темп осуществления полетов
МВКА из-за ограниченного парка орбитальных ступеней и
типовой продолжительности предстартовой подготовки 8 недель
не может считаться удовлетворительным.
Кроме того на американский рынок проникла группа
активных хорошо финансируемых и хорошо организованных
иностранных конкурентов. Это ЕКА с РН «Ариан», КНР с РН
«Великий поход», Япония с РН Н-1 и Н-2 и СССР с РН «Протон».
Ряд объектов, планировавшихся для вывода на МВКА, теперь
будут выводиться на РН «Ариан» и «Великий поход».
Суммарная масса ИСЗ США, вывод которых отложен из-за ТКС до
1992 г., эквивалентна 75 полным загрузкам МВКА. Среди
отложенных ИСЗ имеются 28 объектов МО США. По мнению
Дж. Пайка из Федерации американских ученых, для
ликвидации этих задержек с выводом на начало 90-х гг. необходимо»
осуществлять не менее 20 пусков в год. Возможно, что новая
администрация США снимет запрет на вывод коммерческих
полезных нагрузок (ПН) на МВКА.
Ракетно-космической промышленности, которая за годы
ориентации НАСА и ВВС США преимущественно на МВКА в
значительной мере законсервировала производственные мощности,,
предстоит восстанавливаться в условиях конкуренции,
исключительно высоких страховых ставок и требований заказчиков по
пуску РН в установленное время.
С учетом сложившейся ситуации управление анализа
технических программ (ОТА) конгресса США в июле 1988 г.
подготовило отчет «Выбор ТКС для ближайшего будущего:
позиция заказчика». Авторы отчета считают, что США должны
сначала определить свои задачи по освоению космоса, а затем уже
выбирать ТКС, удовлетворяющие этим задачам. Неадекватный
выбор может принести убытки в млрд долл. Рассматриваемые
в отчете альтернативные решения включают прирост темпов
вывода военных и гражданских объектов от 3 до 7% в год вплоть
до 2010 г.
Если будут приняты программы развертывания СОИ или:
пилотируемой экспедиции на Марс, то это потребует резкого
увеличения транспортных возможностей. Они значительно
превысят запланированные потребности в 19 полетах МВКА для
сборки ООКС Потребности в выводах ПН для новых программ:
— 44 —

оцениваются в 272—18 140 т ежегодно. Такой широкий
диапазон прогнозируемых потребностей затрудняет рациональный
выбор ТКС среди имеющихся альтернативных решений. На
рассмотрение конгресса ОТА предлагает модель с низким
приростом темпа вывода (3% в год), в результате реализации
которой к 2010 г. ежегодно будут осуществляться до 41 пуска
ТКС с большой грузоподъемностью, что в ~2 раза больше,,
чем темп пусков, планировавшийся до катастрофы МВКА.
Наивысший темп пусков когда-либо достигнутый в США был
73 пуска в 1966 г. СССР осуществляет в среднем по 94 пуска
РН в год. Модель с приростом 5% в год рассчитана на
достижение темпа пусков 55 в год в 2010 г., а модель с приростом
7% — 91 пуск в год.
По мнению директора ОТА программы СОИ или экспедиции
на Марс не могут быть решены с применением существующих
ТКС Большие и срочные инвестиции позволят разработать
новые ТКС для осуществления этих программ, однако не
одновременно.
Если не будет принято решение о существенном повышении
темпа вывода, то экономические аспекты не будут иметь
решающего значения. Эксплуатация парка новых ТКС не будет
дешевле эксплуатации современных ТКС вследствие того, что
стоимость разработки новых ТКС будет примерно равна
получаемой от их эксплуатации экономии.
Вместе с тем даже без существенных модификаций
имеющийся парк ТКС позволяет выводить ПН с общей массой 390 т
в год, что соответствует модели с низким приростом темпа
вывода. На основании этого ОТА считает, что усовершенствование
существующих РН и стартовых комплексов, а также закупка
большего числа РН даст США возможность легко повысить
свой потенциал по выводу ПН до 635 т в год. Необходимые для
этого мероприятия могут включать некоторое повышение
грузоподъемности существующих РН, усовершенствование бустерных
РДТТ, разработку бустерных ступеней с ЖРД, применение
более легкого внешнего топливного бака МВКА, повышение
эффективности наземных операций, сооружение еще одного
стартового комплекса для РН «Титан», автоматизацию в
производственном цикле и при предстартовом обслуживании РН и т. п.
Стоимость жизненного цикла парка ТКС при таком подходе за
период 1989—2010 гг. составит 110—120 млрд долл. При
вложении этих средств в одну из нескольких ТКС «переходного
типа» может быть получен аналогичный потенциал по выводу
ПН, но с большим риском. К ТКС переходного типа отнесены
беспилотный грузовой МВКА, существенно
усовершенствованная РН «Титан» и перспективная ТКС ALS ВВС США.
Если койгресс примет решение о начале изготовления ООКС
в 1989 г., то он может выделить средства на приобретение
грузового МВКА для вывода на орбиту элементов ООКС Еп>
5—762 Д —45 —

грузоподъемность в 2 раза выше, чем МВКА, и с его помощью
все элементы ООКС могут быть доставлены на орбиту за 7
полетов, что приведет к снижению стоимость программы ООКС на
1,7 млрд долл. Правда, эти средства будут израсходованы на
приобретение грузового МВКА. Другие ТКС переходного типа
представляется целесообразным реализовывать лишь в случае
принятия конгрессом решения о значительном повышении
темпа пусков в период 1989—2010 гг. Разработка МВКА
следующего поколения потребует вложения 150 млрд долл. за этот
период.
Фирма Science Applications прорабатывает схему МВКА
нового поколения. Этот двухступенчатый МВКА предназначается
для доставки на геостационарную орбиту ПН с массами до
2530 кг. С помощью первой ступени многоразового
использования МВКА будет выходить на низкую околоземную орбиту.
Вторая пилотируемая или непилотируемая ступень со стартовой
массой 39 450 кг и сухой массой 8390 кг будет транспортировать
ПН на геостационарную орбиту, а затем возвращаться на
низкую околоземную орбиту или сразу на Землю с использованием
многократного рикошетирующего торможения на границе
атмосферы. Посадка будет производиться на аэродромную
взлетно-посадочную полосу. В случае возвращения второй ступени на
низкую околоземную орбиту ее обслуживание, ремонт и
заправка топливом будут осуществляться в грузовом отсеке первой
ступени, которая будет использоваться как эксплуатационная
база.
Предполагается, что ступени МВКА будут оснащены
двухтопливными ЖРД «кислород+пропан» и «кислород+водород».
Считается, что только в этом случае можно осуществить
одноступенчатый выход на орбиту и обеспечить габариты второй
ступени, позволяющие разместить ее в грузовом отсеке первой
ступени. Вторая ступень будет иметь транспирационное водяное
охлаждение поверхностей. Аналогичная система транспираци-
онного охлаждения применяется для головных частей
современных МБР. Здесь поверхностный слой выполняется из
алюминиевых пластинок, скрепленных между собой диффузионной
сваркой. На пластинках способом фототравления выполнены
каналы для прохода жидкости. Численные исследования,
проведенные в научно-исследовательском центре Лэнгли,
показали возможность достижения требуемых аэродинамических и
эксплуатационных характеристик первой и второй ступеней
нового МВКА.
По состоянию на осень 1988 г. практическая деятельность
НАСА соответствовала предложениям ОТА об использовании
существующего парка ТКС без существенных модификаций.
На начало 1989 фин. г. НАСА был запланирован выбор
подрядчиков на поставку и эксплуатацию при проведении пусков
коммерческих РН малой и средней грузоподъемности. Предполага-
— 46 —

лось закупить 10 РН малой грузоподъемности для выполнения
научно-исследовательских программ и 15 РН средней
грузоподъемности. На контракт на РН средней грузоподъемности
претендовали фирмы Martin Marietta, McDonnell Douglas,
General Dynamics и Ballistic Recovery Systems. Контракты
рассчитаны на 5 лет.
Не дожидаясь заключения контрактов на коммерческие РН,
НАСА в 1988 г. приобрело 2 РН «Дельта-2» для вывода ИСЗ
ROSAT и EUVE в 1990 и 1991 г. соотв. На 1989 фин. г.
запланирована покупка 2 РН «Дельта-2» для вывода ИСЗ GPS, 2 РН
«Титан-3» для вывода ИСЗ TDRS и КА «Марс обсервер» и РН
«Титан-4» в качестве резерва обеспечения вывода в
установленное время 3 межпланетных КА, основной ТКС для которых
является МВКА.
Планируется, начиная с 1991 г., ежегодно проводить по
2 пуска РН «Скаут» и по 3 РН средней грузоподъемности
«Дельта-2», а, начиная с 1993 г., — по 3 РН промежуточной
грузоподъемности «Титан-3» или «Атлас — Центавр». С 1992 г.
ежегодно будет выполняться 1 пуск тяжелой РН/ «Титан-4».
РН средней грузоподъемности будут использоваться для
вывода 4 ИСЗ национального управления океанических и аэроно-
мических исследований (NOAA) в 1992, 1993, 1994 и 1996 гг.,
ИСЗ для исследований солнечного ветра, геомагнитного хвоста
в 1992 г., полярных областей в 1993 г., гравитационных полей
в 1995 г. и возможностей создания орбитального хранилища
криогенных жидкостей в 1996 г. Для комбинированного
эксперимента по исследованию генерации искусственных
космических образований и наблюдению возникающих излучений будут
использованы РН «Атлас-Центавр» и 2 РН «Скаут». Этот
эксперимент CRRES, намеченный на 1990 г., будут проводить
совместно НАСА и ВВС США. Первая РН «Дельта-2» была
изготовлена в августе 1988 г. Она предназначалась для пуска 8
декабря 1988 г. с ИСЗ GPS.
Осенью 1988 г. ВВС США направили фирме Martin Marietta
техническое задание (RFP) на закупку 20 РН «Титан-4». Эта
РН предназначается для вывода тяжелых ПН МО США.
Объем для размещения ПН должен иметь диаметр 4,5 м и длину
12 м. Масса геостационарного ИСЗ,. выводимого на
экваториальную орбиту, должна быть до 5770 кг. Масса ПН, выводимой
полярную на орбиту с высотой 185 км, будет составлять до
18 160 кг. Аттестационные летные испытания РН «Титан-4»
намечаются на второй квартал 1993 г. Производственные
мощности фирмы должны быть достаточными для выпуска до 10 РН
в год к 1995 г. В. А. Карелин
«Aerospace America», 1988, 26, № 11, 32—33
«Aerospace Daily», 1988, 145, № 48, 375—376;
146, № 44, 346; № 50, 395; 147, № 19, 148;
№27, 212
— 47 —

«Air et Cosmos», 1988, 26, № 1201, 82
«Fusion» (BRD), 1988, 9, № 4, 4—7
«Science», 1988, 241, № 4866, 647—648
«Space World», 1988, 4, № 5, 12—15.
«^
21. Корректировка графика полетов МВКА «Спейс Шаттл»
на 1990—1994 гг.
Согласно графику, уточненному в январе 1989 г., намечено
осуществить следующее количество полетов МВКА «Спейс
Шаттл»: 1990 г. —9; 1991 г. —9; 1992 г.—12; 1993 г. —14;
1994 г.— 10. Новый график предусматривает перенос сроков
вывода на орбиту ряда полезных нагрузок (ПН).
В соответствии с программой СОИ намечено произвести до
1994 г. включительно семь полетов МВКА для вывода на орбиту
лаборатории ATLAS (Atmospheric Laboratory for Applications
and Science), предназначенной для изучения процессов
взаимодействия между Солнцем и Землей на протяжении
значительной части цикла солнечной активности. Начало первого полета
МВКА с лабораторией ATLAS на борту перенесено с 12 декабря
1990 г. (орбитальная ступень «Колумбия») на 2 мая 1991 г. (ОС
«Атлантис»). Перевод лаборатории с ОС «Колумбия» на ОС
«Атлантис» объясняется более высокими техническими
характеристиками последней. Второй полет лаборатории ATLAS
начнется 11 июня 1992 г. на борту новой ОС OV-105.
Эксперимент «Старлэб», предусматривающий регистрацию
характеристик хвостов выхлопных газов, истекающих из
ракетных двигателей, а также испытания лазерного прибора для
слежения за мишенями на ракетах «Старбёрд», начнется 1 ноября
1990 г. (первоначальный срок—10 сентября 1990 г.)
В течение 1990 г. состоятся также полеты МВКА для вывода
на орбиту ряда ПН: а) автоматической межпланетной станции
«Улисс» для изучения Солнца — 5 октября; б) ИСЗ системы
слежения и передачи данных TDRS-E—10 декабря
(первоначальный срок—8 ноября).
На 1991 г. намечены запуски ряда ПН: а) секретная ПН
министерства обороны США (ОС «Дискаверн») — 28 февраля;
б) лаборатория IML (ОС «Дискавери») — 11 апреля; в)
лаборатория «Спейслэб-J (ОС «Дискавери») — 1 июля; г)
навигационный ИСЗ GPS-1 и привязной ИСЗ TSS (ОС «Атлантис») —
31 января; д) ИСЗ GPS-2, западноевропейская платформа ERS
(European Retrievable Carrier) и геодезический ИСЗ LGS (Laser
Geodynamics Satellite) на борту ОС «Атлантис»— 1 августа; е)
ИСЗ UARS для изучения верхних слоев атмосферы (ОС
«Дискавери») — 10 октября; ж) ИСЗ «Спейсхэб-01», «Инмарсат-01» и
широкоугольный доплеровский интерферометр для съемки (ОС
«Атлантис) — 14 ноября; 3) лаборатория «Спейслэб» (ОС
«Колумбия») — 19 декабря.
— 48 —

ОС OV-105 совершит первые три полета в 1992 г.: а) ИСЗ
«Геостар-01» и «Еврека-1» —2 марта; б) лаборатория ATLAS —
11 июня; в) лаборатория «Спейсхэб», ИСЗ «Геостар-02» и ПН
министерства обороны — 24 сентября. В 1992 г. будут
произведены также полеты: а) космической РЛС-лаборатории SRL (ОС
«Дискавери») — 7 мая; б) ПН министерства обороны (ОС
«Дискавери»—11 ноября. Б. И. Ермишкин
«Aerospace Daily», 1989, 149, № 7, 59, 59а
22. Двумерные развертываемые ферменные
модульные структуры для космических приложений
В статье профессора Института космоса и астронавтики Оно-
да приводится описание двух типов ферменных модульных
структур (ФМС), которые могут автоматически развертываться
на орбите из компактных 2-мерных в объемные, объединяться в
крупногабаритные сложные конструкции, преобразуемые при
необходимости из одних видов и назначений в другие, и
автоматически складываться в исходные компактные ФМС для
транспортировки. Излагаются результаты анализа их достоинств и
недостатков, испытаний, сравнения с ФМС других типов — 1- и
2-мерных, имеющих аналогичное назначение. Исследуются
возможности и методы комбинирования ФМС различных типов,
перспективы их развития применительно к особенностям
сложных крупногабаритных орбитальных конструкций. Автор считает
наиболее целесообразным иметь широкую гамму ФСМ, чтобы
собирать из них крупногабаритные орбитальные конструкции
самых разнообразных конфигураций и назначения. Общее
требование для ФМС, развертываемых/свертываемых на орбите
автоматически, диктуется двумя главными соображениями: 1)
минимизация времени, затрачиваемого на орбите космонавтами на
монтаж, демонтаж и переделки крупногабаритных конструкций;
2) максимально компактная упаковка ФМС для их
транспортировки на орбиту, так как зачастую объемные параметры ПН
играют гораздо большую роль в снижении транспортных
расходов, чем весовые.
ФМС с диагональными элементами изменяемой длины
(ДЭИД) в развернутом виде представляет собой
параллелепипед, который складывается автоматически путем удлинения его
телескопических диагональных элементов (балок) и
развертывается их сжатием (укорочением). Параллелепипед имеет 12
жестких балок с шарнирными соединениями на концах (по
4 балки в переднем и заднем торцах и 4 поперечные балки,
соединяющие оба торца) и 2 пары диагональных
телескопических балок, соединяющих противолежащие углы в 4-х боковых
сторонах параллелепипеда.
В оконечности телескопических балок вмонтированы
тросовые приводы, которые обеспечивают их удлинение при сверты-
— 49 —

вании ФМС для транспортировки и сжатие с постановкой на
фиксирующие замки по достижении нужной длины при
развертывании на орбите. Жесткие балки модуля соединены 8-ю
угловыми шарнирами, которые обеспечивают их относительные
повороты при сжатии/удлинении диагональных балок. В
сложенном для транспортировки положении все балки ФМС
располагаются практически параллельно, образуя компактную
2-мерную структуру. Из модулей ДЭИД можно монтировать
многомодульные платформы, которые
складываются/развертываются удлинением/сокращением диагональных
телескопических балок с постановкой их на фиксирующие замки точно
также, как и единичный ФМС.
Множество предложенных ранее концепций ФМС
предполагало применение для их развертывания/складывания балок с
коленчатыми шарнирными сочленениями, которые в
развернутом состоянии жестко фиксируются замками. Однако в балках,
составленных из коленчатых элементов, почти неизбежно
снижается прочность на изгиб из-за несоосности элементов и
пониженной жесткости в шарнирах. В ФМС типа ДЭИД нет
ломающихся шарнирных колен; в них используются лишь удлинение
и сжатие телескопических балок, причем изменяющие и
фиксирующие их длину механизмы могут устанавливаться на
оконечностях балок, что не дает существенного снижения прочности на
изгиб. Наиболее близка к ФМС типа ДЭИД предложенная
ранее американской фирмой Vought ФМС, складывающаяся вдвое
(ВСВ), где также использован принцип изменения длины
диагональных элементов фермы. В дальнейшем автор рассматривает
предлагаемую им конструкцию в сравнении с ФМС типа ВСВ.
Важный показатель, влияющий на массу и надежность, —
лотребное число механизмов развертывания/свертывания ФМС.
У ФМС типа ВСВ их требуется 6 против 4 у типа ДЭИД,
причем из них в многомодульной плоской платформе почти у
каждой ФМС типа ДЭИД достаточно задействовать всего 2
механизма. Потребное число замков, фиксирующих длину
диагональных балок, в обоих случаях — 3. Плотность укладки для
транспортировки, характеризуемая отношением объемов ФМС
развернутой к сложенной, у ДЭИД —0,043, а у ВСВ —0,029.
Ценным качеством модулей обоих типов автор считает
гибкость их конструкции, обеспечивающая возможность собирать
из них большие космические конструкции с кривыми
поверхностями, включая параболические и сферические антенны. Автор
приводит методику расчета компоновки ферменного каркаса
большой космической конструкции с поверхностью произвольной
кривизны, составляемой торцами ФМС типа ДЭИД. При малой
кривизне и достаточно большом отношении величины
поверхности большой космической конструкции к размеру
четырехугольного торца ФМС может быть выдержана достаточная для
практики точность формы кривой (параболической, сферической

и др.) поверхности космической конструкции (например,
антенны). Методика расчета компоновки больших космических
конструкций из ФМС типа ВСВ аналогична.
Для демонстрационных испытаний была изготовлена
действующая модель ФМС типа ДЭИД, развертывание которой
производилось смонтированными внутри диагональных балок
изменяемой длины и в шарнирных узлах пружинно-тросовыми
механизмами. По завершении развертывания модуля каждая
диагональная балка становилась на замок, жестко
фиксирующий ее длину. Испытания продемонстрировали синхронное
равномерное развертывание модуля.
Второй тип ФМС — с двумя шарнирными скользящими
сборками (ДШСС), которые при складывании его в походное
положение скользят вдоль боковых балок модуля образующего в
развернутом виде такой же параллелепипед, как ФМС типа
ДЭИД. Вместе с шарнирными сборками вдоль боковых балок
перемещаются концы жестких диагональных балок боковых
сторон параллелепипеда, вызывая поворот всех образующих его
балок вокруг неподвижных шарниров, которыми соединяются
концы всех балок ФМС. ФМС типа ДШСС свойственны те же
преимущества в прочности перед конструкциями с коленчато-
шарнирными балок, что и ФМС типа ДЭИД; из них также
могут собираться многомодульные платформы с плоскими или
кривыми поверхностями. Однако, гибкость у них меньше.
По принципу, используемому для автоматического
развертывания/свертывания на орбите, ФМС типа ДШСС аналогична
предложенной ранее фирмой Vought ФМС типа ДССШ (двух-
осевое свертывание со скользящими шарнирами), но
рассматривается автором как развитие ФМС типа ДЭИД с заменой
диагональных элементов изменяемой длины скользящими
шарнирными сборками, так как в сравнении с вариантом фирмы Vought
потребное число механизмов развертывания/свертывания у
ДШСС также вдвое меньше — в среднем 0,5 на модуль против
1 на модуль у ДССШ. Плотность укладки для транспортировки
составляет соответственно 0,043 и 0,044, а потребное число
фиксирующих замков (в среднем на модуль) соответственно — 4,5
и 4. Проведенные на действующей модели демонстрационные
испытания ФМС типа ДШСС показали работоспособность
конструкции с развертыванием/свертыванием при помощи приводов
с электромоторами. Б. А. Булатников
«Journal of Spacecraft and Rockets», 1988, 25,
№ 2, 109—116
23. Заключение НАСА контракта на изготовление двух ИСЗ
для геокосмических исследований
НИЦ им. Годдарда (НАСА) выбрал отделение Astro-Space
фирмы General Electric для ведения переговоров об условиях
— 51 —

заключения контракта стоимостью 52,6 млн долл. на
изготовление двух ИСЗ для исследований по программе GGS (Global
Geospace Science). Эта программа предназначена для
исследования потоков энергии, поступающих в околоземное космическое
пространство от Солнца. ИСЗ, именуемый «Ветровой
лабораторией» (WL — Wind Laboratory), должен быть поставлен на
космодром Кеннеди до 30 декабря 1992 г., а ИСЗ «Полярная
лаборатория» (PL —Polar Laboratory)—на космодром Ванденберг
до 30 июня 1993 г. Запуски ИСЗ должны производиться
одноразовыми РН, которые поставит правительство США.
Согласно условиям контракта на борту ИСЗ WL и PL
должна быть размещена аппаратура для проведения 18-ти научных
экспериментов. Фирма General Electric обязана оказывать
помощь НАСА в слежении за полетом ИСЗ в течение 24-х
месяцев после запуска первого ИСЗ. Предусмотрено право
продления этого срока на два последовательных 12-ти месячных
отрезка времени. Б. И. Ермишкин
«Aerospace Daily», 1988, 148, № 37, 292
24. Вероятность радиоактивного заражения Земли
при запуске межпланетного КА «Галилей»
На октябрь 1989 г. намечен запуск КА «Галилей»,
предназначенного для изучения Юпитера. КА должен быть выведен на
орбиту с помощью МВКА «Спейс Шаттл» (орбитальная ступень
«Атлантис»). Особенность конструкции КА «Галилей» —
использование радиоизотопных термоэлектрических генераторов (RTG)
и радиоизотопных подогревателей (RHU).
Генератор RTG предназначается для преобразования тепла,
выделяемого плутонием-238, в электрическую энергию, а
подогреватели RHU должны обеспечить требуемый температурный
режим работы бортовых приборов КА. В двух генераторах RTG
имеется 29 кг плутония-238, а каждый из 131 подогревателей
RHU содержит 2,7 г плутония-238.
Основные этапы полета КА «Галилей», пролет вблизи
Венеры— февраль 1990 г.; первый пролет вблизи Земли — декабрь
1990 г.; второй пролет вблизи Земли — декабрь 1992 г.;
прибытие в район Юпитера — декабрь 1995 г. Наиболее опасны с
точки зрения радиоактивного заражения Земли запуск МВКА
«Спейс Шаттл» и два пролета КА «Галилей» вблизи Земли.
Вероятность разрушения генераторов RTG и подогревателей
RHU составляет в момент запуска КА 1:3-103 и в периоды
пролета вблизи Земли 1 : 1 • 107. Наибольшую опасность
представляет запуск КА, когда может быть рассеяно более 0,01%
бортовых запасов плутония-238. Б. И. Ермишкин
«Aerospace Daily», 1989, 149, № 5, 35—36
— 52 —

25. Подготовка к запуску первого пакистанского ИСЗ
Пакистанская Комиссия по исследованиям космоса и
верхней атмосферы (SUPARCO) закончила подготовку к запуску
первого пакистанского экспериментального ИСЗ «Бадр-А»
(срок запуска — конец 1989 г.). ИСЗ массой 70 кг
должен быть выведен на круговую орбиту высотой 600 км в
качестве вспомогательной полезной нагрузки РН,
предназначенной для запуска крупного ИСЗ.
На борту ИСЗ «Бадр-А» размещены: радиомаяк для
слежения за полетом ИСЗ с территории Пакистана; аппаратура для
контроля за работой бортовых приборов; система передачи
телеметрической информации и приема команд, передаваемых
из центра управления полетом; аппаратура цифровой связи,
обеспечивающая хранение и передачу телексных сообщений.
Пакистан уже зарезервировал и оплатил место на орбите для
ИСЗ «Бадр-А». После вывода ИСЗ на орбиту Пакистан
сможет осуществлять 3—4 сеанса связи ИСЗ в сутки
(длительность сеанса связи 20 минут).
Комиссия SUPARCO ведет также: разработку связного
ИСЗ и наземной станции для него; изучение околоземного
пространства на высотах до 600 км с помощью исследовательских
ракет (запущено уже более 300 ракет, из которых только
первые 15 были иностранного изготовления). Б. И. Ермишкин
«Interavia Air Letter», 1989, № 11688, 6
26. Солнечный двигатель для космических полетов
В ФРГ было разработано несколько проектов двигателей
для космических аппаратов, основанных на использовании
солнечной энергии, накапливаемой с помощью специальных
концентраторов.
Одна из таких конструкций была предложена известным
специалистом по проблемам космических полетов, проф. К. А.
Эрике, который во время второй мировой войны работал в
Германии, а после войны перебрался в США. По проекту Эрике
солнечный концентратор представляет собой сферический баллон
из тонкой пленки, передняя половина которого, направленная к
Солнцу, прозрачна, а задняя содержит ряд рефлекторов,
расположенных так, что отраженные солнечные лучи сходятся в
фокусе, где находится теплоприемник. Температура
чувствительной части приемника может доходить до 1200—1300° при
степени концентрации солнечной энергии около 240. Теплоприемник
соединен с тепловым двигателем, который вырабатывает
энергию, потребляемую агрегатами оборудования космического
аппарата. Баллон надувается на орбите и снабжен какой-то
пространственной структурой, обеспечивающей его устойчивость.
Внешне проект кажется простым и легкоосуществимым, однако*
-53 —

никаких испытаний по нему не проводилось и неясно, сможет ли
он выдержать космические условия.
Другой, более сложный проект аналогичного назначения,
появился в ФРГ относительно недавно. Его разработали два
инженера, являющихся совладельцами новой фирмы BOMIN-
SOLAR. Здесь в качестве концентратора солнечной энергии
предлагается зеркало-мембрана в виде параболоида из
посеребренной политетрафторэтиленовой пленки, растягиваемой
в пространстве за счет электростатических сил Максвелла.
Возможность такого метода изготовления зеркал проверялась в
лабораториях, где применялись пленки толщиной 50 мкм при
диаметре зеркала 150 см. При достаточно больших размерах пара-
болоидное зеркало может служить источником тепла для
двигателя Стирлинга, т. е. двигателя внешнего сгорания, в
котором рабочее тело (гелий) постоянно находится в замкнутом
пространстве и изменяет свой объем при нагревании и
охлаждении.
По сравнению с баллоном Эрике параболоидный
концентратор более надежен в части воздействия метеоритов
попадающихся в открытом космосе. Впрочем никаких натурных испытаний
по этому направлению также не проводилось. Практически эти
вопросы вероятно будут решаться в отдаленном будущем.
Г. А. Лебедев
«Astronautik», 1988, 25, № 4, 102—103
27. Опасность использования ядерных реакторов в космосе
Американские ученые из университета шт. Калифорния
(г. Санта-Круц) Даниэл Хирш и Джо Примак заявляют, что
использование ядерных энергетических установок (ЯЭУ) на борту
ИСЗ представляет значительную опасность для окружающей
среды из-за угрозы распыления в атмосфере Земли
радиоактивных материалов при разрушении ИСЗ. Как сказал Примак, 35
советских ЯЭУ являются источником радиоактивных излучений,
которые создают помехи работе орбитальных астрономических
обсерваторий. В декабре 1988 г. министерство энергетики США
объявило о своем намерении изготовить в соответствии с
программой SP-100 прототип ядерного реактора для проведения
наземных испытаний. При этом министерство энергетики не
опубликовало заявления о воздействии космических ядерных
реакторов на окружающую среду.
В начале 1989 г. Советский Союз объявил о планах разра-
бо!ки нового поколения ЯЭУ, именуемых «Топаз». Эти ЯЭУ
предназначаются для ИСЗ ведения разведки за военными
кораблями США. Ядерные реакторы, разрабатываемые США в
соответствии с программой СОИ, должны стать источниками
энергопитания боевых космических станций и разведывательных
комплексов, которые должны войти в состав перспективной системы
ПРО.
— 54 —

В мае 1988 г. представители Федерации американских
ученых и Комитета советских ученых против ядерной угрозы
выступили с совместным заявлением о необходимости решения
проблем, которые возникли в связи с выводом в космос
ядерных реакторов. Ученые потребовали приостановить
использование советских разведывательных ИСЗ, оснащенных ЯЭУ, и
прекратить НИОКР в США, предусматривающие вывод в космос
ядерных реакторов.
Как заявил Хирш, в случае сохранения существующего
положения число космических ЯЭУ в ближайшие годы возрастет до
ста. Статистика показывает, что на 15% ИСЗ с ЯЭУ возникают
поломки и неисправности. К числу наиболее тяжелых аварий
относятся разрушение американского ИСЗ в 1964 г. и
советского ИСЗ «Космос-954» в 1978 г., когда радиоактивные
обломки были рассеяны над территорией Канады. Самая последняя
авария произошла с советским ИСЗ , «Космос-1900» осенью
1988 г.
Полковник Джордж Гесс (заместитель руководителя работ
по технологиям в управлении SDIO) заявил, что запрещение
работ по космическим ЯЭУ нанесет ущерб коммерческим и
военным космическим операциям. Солнечные энергоустановки не
могут заменить ЯЭУ, так как не обеспечивают получение
мощностей, необходимых для перспективных проектов. Б. И. Ермишкин
«New Scientist», 1989, 121, № 1649, 33
28. «Невидимый» самолет
В последние годы в США интенсивно ведутся работы по
созданию самолета, который практически невозможно
обнаружить существующими средствами ПВО. Такой «невидимый» са-
молет может быть создан на основе новейшей технологии,
обеспечивающей снижение физическими методами до минимума его
излучения в самом широком диапазоне частот — от
радиолокационных до инфракрасных и оптических. Для решения этой
проблемы требуются новые подходы к аэродинамике, размещению
вооружения и оборудования, а также широкое применение
мощной вычислительной техники. Перед конструкторами
невидимых самолетов стоят три первоочередных задачи:
1. Сократить площадь поверхностей самолета, отражающих
излучения радиолокатора.
2. Обеспечить покрытие (окраску) самолета веществом,
способным поглощать радиоволны.
3. Применить силовую установку, дающую минимум
тепловых излучений.
Для решения первой задачи необходимо устранить все
острые углы и выступающие части, в том числе двигатели убрать
-55-

в фюзеляж, все переходы сделать плавными и обтекаемыми.
Оптимальная аэродинамическая конфигурация — летающее
крыло, как раз и применена на новом бомбардировщике ВВС США
В-2 «Стелт», испытания которого начались в конце 1988 г.
В части сокращения эквивалентных отражающих площадей
современных самолетов, в последнее время достигнуты
значительные успехи:
Самолеты США
В-52
В-1А
В-1В
f В-2
«Стелт» JF-117A
1(истребитель)
Экв. отражающая
площадь, м2
100
10
1
0,1
Расстояние
вероятного обнаружения
радиолокатором
ПВО, км
100
60
30
20
10
Как видно из этих данных в последних двух случаях у
оборонительной системы практически не остается времени для
нанесения ответного удара.
По второму направлению — радиопоглощающее покрытие
должно обладать характеристиками, сопоставимыми с
волновым сопротивлением свободного пространства (377 Ом).
Толщина покрытия должна выбираться, исходя из длины волны
радиолокатора противника и степени ее поглощения
(современные радиолокационные системы работают обычно на
частотах от 2 до 18 Ггц с тенденцией к дальнейшему
повышению). В принципе целесообразно применять ферритовые
покрытия, однако они слишком тяжелы. Поэтому желательно
подбирать многослойные покрытия с различными
электрическими характеристиками отдельных слоев.
Что касается силовой установки, то она должна быть
спрятана в фюзеляже, а реактивная струя на выходе должна
охлаждаться, хотя бы в инфракрасном диапазоне (8—14 мк). Всякие
системы дожигания (второй контур, форсажные камеры)
исключаются, так как они выделяют слишком много тепла. Средства
борьбы с «невидимыми» самолетами должны развиваться по
линии использования для их обнаружения более длинных волн
в радиолокационных установках, поскольку в этом случае могут
возникать резонансные явления, снижающие значение
формообразования и поглощающих покрытий поверхностей самолета.
Возможно также разнести радиолокационные установки ПВО
достаточно далеко друг от друга, что повысит вероятность
обнаружениям атакующего объекта.
Во всех случаях в системах ПВО должны использоваться
большие ЭВМ с максимальным быстродействием. Г. А. Лебедев
«Flugrevue», 1989, № 1, 14—IS
— 56 —

29. Применение двигателей
с многовекторной тягой в авиации
В НИЦ Лэнгли (НАСА) на протяжении нескольких лет
ведутся исследования двигателей с многовекторной тягой и
возможности применения их в авиации. Специалисты НИЦ
полагают, что использование двигателей, способных направлять
вектор тяги в сторону от обычного осевого направления, откроет
для истребительной авиации новые, не известные ранее
возможности. Станет возможным уменьшить или вообще
ликвидировать обычные аэродинамические поверхности. Исследования
проводились как в статическом режиме, так и в условиях,
имитирующих полет. Отмечено, что управление по
тангажу с использованием отклоняющих газовую струю
поверхностей на сопловом насадке не представляет особых
трудностей и не ведет к заметной потере тяги. Управление по
рысканию является серьезной проблемой. Различные варианты
изменения направления вектора тяги для управления по рысканию
вызывают значительную потерю тяги и не дают возможности
эффективно управлять поворотом газовой струи.
В ходе исследований предложены следующие варианты
управления по рысканию: крепление верхней части сопла в кар-
дановом подвесе, применение сопел со скошенным проходным
сечением, отклоняющих щитков в расширяющейся части сопла.
Т. А. Антонова
«SAE Techn. Pap. Ser.», 1988.— № 881481.—
1—16
АВТОМАТИКА И РАДИОЭЛЕКТРОНИКА
30. Большие антенные системы
миллиметрового диапазона волн
Крупные антенные системы диапазона миллиметровых волн
находят применение в радиоастрономии на протяжении, по
меньшей мере, 20 лет. Первоначально такие системы
разрабатывались для обеспечения точного наведения и сопровождения с
С целью детального изучения небесных объектов. Обычно это
означает скорость сопровождения, соответствующую скорости
вращения Земли — примерно Г/с, и пиковые ускорения
порядка Г/с2. Для целей астрономии требуются зеркальные антенны
с раскрывом 12 м и более с весьма жесткими допусками на
точность выполнения поверхности, с тем чтобы можно, было
фиксировать слабые излучения небесных источников на все более
возрастающих частотах (до 1000 ГГц). В настоящее время,
вследствие перегруженности более низкочастотных диапазонов
— 57 —

специалисты все более предпочитают применять крупные
антенны для работы на миллиметровых волнах. При этом
предполагается использование этих антенн не только для целей
астрономии, но также и для других целей, включая сопровождение ИСЗ
в диапазонах Ки и Ка, наблюдение более чем одного ИСЗ, а
также наблюдение на более низких частотах с повышенными
качественными показателями благодаря усовершенствованным
облучателям.
Основные требования, определяющие качество работы
антенной системы, такие же, как и для других применений. Точность, с
какой эти требования должны удовлетворяться, отличают
антенны миллиметровых волн от других антенн, работающих на
более низких частотах. Главные параметры, определяющие
качество работы, — это погрешности ориентации и сопровождения,
точность выполнения поверхности рефлектора и степень
затенения апертуры. Погрешности ориентации и сопровождения
являются мерами способности сопровождать цель независимо от
того, небесный это объект или аппарат на низкой орбите.
Точность выполнения поверхности рефлектора и степень затенения
апертуры влияют на коэффициент усиления, шумовую
температуру и диаграмму направленности антенны в дальней зоне. Для
обеспечения требуемой точности при приемлемой стоимости
необходимо исключить внешние факторы, такие как ветер, солнце,
дождь, снег и пыль, ухудшающие качественные показатели
антенны. Для этой цели во многих случаях антенны
миллиметрового диапазона волн защищаются обтекателями.
Погрешность ориентации определяется как разность между
отсчетами датчиков привода пьедестала антенны и фактическим
положением луча антенны. Иными словами, погрешность
ориентации по своей природе имеет механический характер.
Погрешность сопровождения определяется как разность между
заданным положением антенны и положением в соответствии с
отсчетами датчиков привода пьедестала. Это означает, что
погрешность сопровождения по своей природе носит электронный
характер и связана с системой сервоуправления. Таким образом,
погрешность сопровождения это мера способности системы
управления сравнивать команды от управляющего компьютера с
командами от датчиков привода пьедестала антенны и сведения
ошибки позиционирования к нулю.
Указанные погрешности ориентации/сопровождения для
антенн миллиметрового диапазона волн задаются очень жестко.
Так, радиальная погрешность ориентации луча антенны должна
быть менее 10% от ширины луча. Так например, антенна
диаметром 13,7 м с рабочей частотой 230 МГц при ширине луча 25
дуговых секунд должна иметь погрешность ориентации луча 2,5
дуговых секунды. Возможность удовлетворения таких жестких
требований зависит, в конечном счете, от конкретного
применения.
— 58 —

Точность выполнения поверхности рефлектора является
мерой степени совпадения профиля рефлектора с теоретическим
профилем. Для антенны Кассегрена типовым профилем
является парабола для главного рефлектора и гипербола — для
субрефлектора. Упрощенно точность выполнения поверхности
рефлектора рассчитывается как среднее квадратичное отклонение,
причем погрешности отклонения профиля рефлектора от
заданного измеряются параллельно фокальной оси рефлектора.
Отклонения профиля поверхности от заданного обусловливают
амплитудные и фазовые ошибки в плоскости апертуры и
антенны. Главной задачей оптимизации качества работы антенны
как раз и является минимизация этих ошибок. Требования к
типовым системам миллиметровых волн задают допуски на
отклонения профиля поверхности от заданного порядка 1/20—
1/30 длины рабочей волны, что обусловливает коэффициент
использования площади апертуры порядка 67—84%.
Затенение апертуры главного рефлектора деталями
крепления облучателя или субрефлектора фактически уменьшает
полезную площадь этой апертуры, снижая тем самым
коэффициент усиления антенны. Обратное рассеяние электромагнитных
волн этими деталями увеличивает шумовую температуру
антенны и уровень боковых лепестков ее диаграммы направленности.
В диапазоне миллиметровых волн общее затенение апертуры
задается значением менее 5%, что соответствует снижению
коэффициента усиления не более, чем на 0,5 дБ.
Эффекты затенения апертуры также должны учитываться и
при применении обтекателей. Проектирование конструкции
обтекателя основывается на компромиссе между необходимостью
осуществления, по-возможности, наиболее «открытой» геометрии
(что снижает затенение апертуры) и требованиями по
обеспечению нужных электродинамических характеристик. Обычно
затенение апертуры обтекателем не должно превышать 0,5 дБ.
Характеристики пропускания обтекателя должны оцениваться с
точки зрения ухудшения качества работы антенны и
сравниваться с ухудшениями, вызываемыми ветром, дождем, снегом,
пылью и солнечным светом — при отсутствии обтекателя. Такое
сравнение оказывается чаще всего в пользу обтекателя.
При применении обтекателей все погрешности ориентации
имеют систематическую составляющую (неоднородность по
азимуту, неортогональность между азимутальной и угломестной
плоскостями и погрешность вследствие гравитационных
деформаций в функции угла места. Эти погрешности могут быть
устранены путем калибровки. Для придания
водоотталкивающих свойств обтекатели покрываются специальным защитным
слоем. Одно из наиболее широко применяемых покрытий —
ESSCOLAM-10. Среди материалов для обтекателей заслуживает
внимания материал ESSCO/Gore. Обтекатели из этого
материала обладают улучшенными качественными показателями..
— 59 —

В частности, на частоте 300 ГГц пропускается 96% падающей
энергии. М. Е. Фикс
«MSN», 1988, 18, № 12, 19, 20, 25, 26, 28
31. Интеллектуальные автономные системы в космосе
В течение нескольких лет НАСА проводит исследование
вопросов обеспечения автономности космических систем.
Потенциальными преимуществами, предоставляемыми такой
автономностью, являются расширение возможностей, повышение уровня
безопасности, надежности, эффективности, а также экономия
расходов, связанных с разработкой, развертыванием и
эксплуатацией обеспечивающих систем в космосе и на Земле.
Дополнительным стимулом для проведения работ в этой области
явились содержащиеся в отчете Комитета выработки рекомендаций
по перспективной технологии (АТАС) рекомендации конгрессу
США использовать средства автоматизации и робототехники на
борту орбитальной космической станции для обеспечения
автономности ее работы. Такая автономность, достигаемая
использованием техники искусственного интеллекта, позволяет
отказаться полностью или частично от использования человека в
контурах управления системой. Однако современное состояние
техники искусственного интеллекта таково, что полная автономия
может быть достигнута лишь относительно простыми
подсистемами, а не сложной системой. Поэтому впредвидимом будущем
следует ожидать разработку и эксплуатацию систем, которые
станут работать в полуавтономном режиме (человек-оператор
будет принимать решения высокого уровня и будет иногда, в
случае необходимости, участвовать и в процессах управления
низкого уровня). С другой стороны, компьютеры возьмут на себя
те функции принятия решений и управления, которые позволит
имеющаяся и уже проверенная техника искусственного
интеллекта.
При рассмотрении задач, которые ставятся перед
орбитальной космической станцией и ее вспомогательными
подсистемами, можно идентифицировать широкий спектр функций, которые
требуют или для которых целесообразна автономия,
реализуемая средствами искусственного интеллекта. К таким функциям
относятся те, которые требуют планирования, составления
календарного графика выполнения и проведения действий,
ведущих к конечной цели, которая требует осуществления некоторых
изменений в системе. Это функции обеспечения
работоспособности системы с учетом возможностей, имеющихся ресурсов и
времени (результирующие действия должны контролироваться
и сопоставляться с ожидаемыми или требуемыми действиями и
должны корректироваться в случае отклонений от нормы);
обеспечения ремонта с идентификацией соответствующих ремонт-

ных ресурсов, планированием и составлением календарного
графика необходимых действий, а также обеспечение сборки
системы (во время первоначального развертывания или
последующего расширения). Несколько особняком стоит функция
диагностики неисправностей, заключающаяся в сборе и обработке
информации с выработкой инструкций на проведение ремонта или
замены.
Предполагается, что все перечисленные функции
выполняются в неавтоматизированном режиме лишь при незначительной
помощи со стороны средств обеспечения автономности работы.
Однако в дальнейшем (в течение 10-летнего периода с момента
развертывания) орбитальная космическая станция превратится
в высокой степени автоматизированную систему за счет
использования техники искусственного интеллекта. Это означает, в
частности, что орбитальная космическая станция должна иметь
модульную архитектуру.
Была разработана архитектура системы и схема комплекси-
рования подсистем параллельной обработки информации,
которые работают одновременно и асинхронно над различными
заданиями интеллектуальной автономной системы. Эти подсистемы
сообщают соответствующие результаты в соответствующий
момент времени тем аппаратным средствам, которые нуждаются в
данных для выполнения своих функций. Человек-оператор,
являющийся частью общего контура управления и
осуществляющий принятие решений на наивысшем уровне, имеет
непосредственный доступ через интерфейс оператора ко всем подсистемам
при планировании заданий и проведении рассуждений, при
управлении, а также считывании и восприятии. Это позволяет
оператору работать непосредственно с отдельными
подсистемами или с группами подсистем для выполнения локального
неавтоматизированного управления, проведения диагностики,
отладки и пр.
Во время работы системы оператор получает на основе
воспроизведения получаемой информации при модулирования и
предшествующего опыта и удерживает в голове более или менее
представительную модель внешнего мира и состояния дел в
пределах системы. При возникновении необходимости он
принимает решение, какие задания должны быть выполнены с учетом
возможностей, которыми располагает «интеллектуальная
автономная система». Затем оператор формулирует
высокоуровневую стратегию исполнения с учетом возможностей всей системы,
ресурсов и ограничений по времени. При использовании
высокоуровневого языка эта стратегия будет автоматически
преобразована в описание задания планировщику. Путем
обращения к базе знаний за получением детализированных
данных планировщик подготавливает подробный план
реализации. Перед исполнением этот план обычно
направляется на моделирующее устройство для проверки оператором
6-762Д 6 —61 —

при выводе на дисплей. В этом процессе моделирующее
устройство использует информацию о состоянии из базы
знаний, причем могут быть предприняты попытки ее
изменения. После проверки план направляется на диспетчер, где
подготавливается детализированная последовательность команд,
которая направляется на исполнительные органы. Подсистема
датчиков и компьютеры интерпретации данных осуществляют
наблюдение за процессом выполнения задания и направляет
соответствующие наблюдаемые переменные состояния на
подсистему контроля. В этой последней подсистеме осуществляется
выбор наблюдаемых переменных, которые через устройство
моделирования направляют на дисплеи, осуществляется
идентификация переменных состояния реального мира и проводится
обновление базы знаний. Подсистема контроля проводит также
сопоставление с ожидаемыми состояниями из моделирующего
устройства. Для небольших отклонений в работе вследствие
дрейфов, неопределенностей и пр. подсистема контроля будет
направлять сигналы точной корректировки. С другой стороны,
информация об ошибках будет направляться на диагностическое
устройство, где станут устанавливаться аномалии и их причины
и подготавливаться описания корректирующих действий (с
помощью данных из базы знаний). Результирующие рабочие
состояния будут использоваться для обновления базы знаний,
причем описание корректирующих заданий будут направляться
в планирующую подсистему, что ознаменует начало нового
цикла рабочего процесса.
Очевидно, что содержимое базы знаний будет непрерывно
изменяться вследствие различных процессов обновления до и во
время работы системы. Поэтому разработка надежной базы
знаний с возможностью обновлений имеет определяющее
значение для автономных интеллектуальных систем.
Во время работы системы наиболее важная информация для
обновления базы знаний поступает от подсистемы датчиков.
Другим источником является диагностическая подсистема,
третьим — моделирующая подсистема, которая может
скорректировать информацию в результате процесса проверки. Наконец,
внести изменения в базу знаний может и оператор.
Для создания автономных систем необходимы успехи в
структурном построении, в средствах сопряжения с оператором,
в планировании заданий. Основным требованием к структуре
(архитектуре) и к комплексированию системы является
обеспечение возможности эволюционного модульного наращивания от
современных, основывающихся на базах знаний систем, к
скоординированным множественным системам, после которых должны
быть созданы иерархические и распределенные системы.
Разрабатываемые в настоящее время системы не подходят
для использования в качестве больших работающих в РМВ
основывающихся на базах знаний систем для орбитальной кос-
— 62 —

мической станции и последующих космических проектов,
поэтому необходимо выделение ассигнований для проведения
соответствующих разработок. В частности, необходимо проведение
проектирования и разработки многопроцессорных компьютеров с
символической/цифровой обработкой, создание прототипов
программных средств для больших распределенных систем
обработки данных на основе баз знаний, разработка компиляторов,
и трансляторов, создание методологий верификаций и проверок
для устойчивых к отказам многопроцессорных архитектур с
возможностью функциональной перестройки (реконфигурации).
Н. Я. Щербак
«Acta Astronaut.», 1988, 17, № 10, 1081—1091
НАУЧНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ
32. Исследования динамики солнечной короны
с помощью ИСЗ SMM
В 1980 г. для исследований динамических процессов,
происходящих на Солнце, был запущен ИСЗ SMM, который
позволил получить ценные данные о магнитогидродинамике активной:
солнечной короны.
В течение последних восьми лет приборы, установленные на
борту этого ИСЗ, регистрировали солнечную активность в
различных участках электромагнитного спектра. Хотя один из этих,
семи приборов и отказал, остальные продолжают осуществлять-
контроль и обеспечивают получение изображений излучения:
Солнца в гамма-лучах, в жестких рентгеновских лучах, в УФ и
в видимом участке электромагнитного спектра. Один из этих,
приборов осуществляет измерение флуктуации общей лучистой:
энергии, создаваемой Солнцем. Все вместе эти приборы
позволили специалистам получить новые сведения о том, как
функционирует Солнце и как оно воздействует на атмосферу Земли
и на ее магнитное поле. К числу наиболее важных научных
результатов относится следующее.
1. Удалось установить, что общая лучевая энергия Солнца в.
период 1980—1985 гг. несколько понижалась, во время
минимума солнечной активности в 1986 г. она застабилизировалась,.
затем опять стала повышаться. Результаты этих
долговременных наблюдений произвели большое впечатление на
специалистов. Отмеченная корреляция свидетельствует о возможности:
того, что в конвективной зоне или в атмосфере Срлнца
осуществляется накопление энергии путем преобразования ее из
лучистой в механическую. В некоторых случаях это приводит к
ослаблению излучения в направлении Земли. В процентном
выражении относительно общей солнечной энергии такое ослабление
6* — 63 —

составляет небольшую величину, однако в абсолютном
исчислении оно соответствует гигантскому количеству энергии.
2. Структура короны, которая изменяется в зависимости от
цикла солнечных пятен, вызывается вариациями магнитного
поля Солнца. Некоторые из них проявляют себя в виде видимых
«выбросов массы»: большому количеству солнечного вещества
удается покинуть пределы магнитных полей Солнца и попасть
в межпланетное пространство. До настоящего времени не
известен точный механизм, который вызывает такие выбросы.
Выбросы массы были открыты в начале 70-х гг. во время
наблюдений, проводившихся с помощью орбитальной лаборатории
«Скайлэб», однако данные, полученные с помощью ИСЗ SMM,
заставляют пересмотреть теории относительно их
происхождения, структуры и распространения в пространстве.
3. Путем измерения вариаций магнитного поля в течение
продолжительного периода времени ИСЗ SMM предоставил
ученым возможность построения зависимости активности
короны на «синоптических картах», которые показывают вариации
яркости в зависимости от широты и долготы Солнца при его
вращении относительно своей оси. Был обнаружен
синусоидальный характер изменений видимой яркости в течение 11-летнего
цикла солнечных пятен, хотя во время периодов максимальной
солнечной активности такая зависимость становится
нерегулярной и исчезает. Когда синусоидальная зависимость видна,
можно идентифицировать угол наклона и «блуждание» магнитных
полюсов Солнца.
4. Выбросы массы обычно происходят из относительно
спокойного участка Солнца, которые соответствуют «устойчивому
поясу» и видны на синусоидальной синоптической карте. В
результате наблюдений за ними в течение продолжительного
периода стало очевидным, что такие выбросы происходят
непрерывно. Они создают большие магнитные узкие струи в виде
«островерхого шлема», которые видны в верхних участках
короны. При возрастании таких струй магнитная напряженность
создает электрические токи, которые в конечном счете приводят
к разрыву струй и освобождению больших количеств
ионизированной материи в солнечный ветер. Это явление может
выглядеть подобным солнечным вспышкам, однако масштабы его и
связанная с ним энергия примерно в десять раз больше.
5. Полученные с помощью ИСЗ SMM данные показывают,
что эти выбросы массы покидают Солнце до того, как
становится видна солнечная вспышка вблизи ее поверхности.
Основываясь на составных изображениях, создаваемых путем корреляции
наземных наблюдений и наблюдений с космической платформы,
ученые пересмотрели ранее выдвинутые теории и теперь почти
уверены в том, что солнечные вспышки являются результатом,
а не причиной выбросов массы, причем солнечные вспышки час-
— 64 —

то располагаются на некотором расстоянии от того места, где
начинается выброс.
6. Искажение видимых структур в короне указывает на то,
что несколько типов ударных волн создается сильными
магнитными полями Солнца. Эти волны являются типовым магнито-
гидродинамическим явлением, однако механизм их
возникновения носит более сложный характер по сравнению с механизмом
возникновения ударных волн нормальных течений на Земле.
Например, специалисты обнаружили доказательства наличия
«головной ударной волны», которая аналогична имеющей
параболическую форму волне сжатия, предшествующей самолету,
совершающему полет в земной атмосфере. Однако эта
солнечная волна, будучи магнитным явлением, «открыта» в
направлении распространения. Ее наличие идентифицируется поперечным
смещением «разомкнутых» магнитных линий, входящих в
корону на обеих сторонах замкнутой структуры, расширяющейся
над поверхностью Солнца.
7. Коронограф/поляриметр ИСЗ SMM обнаружил в феврале
1980 г. пять комет, которые не наблюдались с Земли.
8. Наблюдения за земной атмосферой с помощью
установленных на ИСЗ SMM УФ-спектрометром и поляриметром UVSP
позволили обнаружить на высотах 50—70 км полугодичные
изменения концентрации озона между широтами —50 и +50°.
Несколько лет тому назад озоновый слой в южном полушарии
на малых высотах «практически исчез» (в северном полушарии
наблюдается нормальное изменение концентрации). Никто не
знает, почему это произошло. Возможно, такое исчезновение
может быть связано с солнечной активностью, поскольку
упомянутые исчезновения начались при минимуме солнечной
активности. Они могли бы иметь отношение к утонению озонового
слоя на южном полюсе.
ИСЗ SMM предоставил также ценную информацию и о
других космических явлениях. Например, были проведены в течение
продолжительного периода времени наблюдения суперновой в
Большом Магеллановом облаке.
Ценность предоставляемой этим спутником информации
служит веским доводом в пользу полета МВКА с астронавтами на
этот ИСЗ. Первое посещение этого спутника уже состоялось в
1984 г., когда астронавты смогли «оживить» бортовые
подсистемы. Второй полет МВКА к этому ИСЗ мог бы продлить срок
активного существования спутника на период возрастания
солнечной активности, которая, как кажется, превысит активность
обычного среднего цикла. В настоящее время этот ИСЗ
находится на высоте примерно 470 км и через полтора—два года
войдет в атмосферу Земли и частично сгорит. На основе
проведенных недавно оптимизированных вычислений пришли к
выводу, что контроль над этим ИСЗ может быть потерян уже в
январе 1990 г.
— 65 —

Потеря такого ИСЗ с ценным научным оборудованием
вызывает большую озабоченность. Специалисты Годдардского центра
космических полетов (НАСА) выражают также опасение в
связи с тем, что при входе в плотные слои атмосферы этот ИСЗ,
в конструкции которого широко использован титан, полностью
не сгорит и поэтому его падение на Землю представляет собой
опасность.
Сокращению срока активного существования ИСЗ SMM мог
бы способствовать рост солнечной активности. Это явление
содействует разогреву верхней атмосферы Земли, которая
расширяется и приводит к повышению плотности на высоте орбиты
нынешнего нахождения спутника SMM. Это повышает лобовое
сопротивление и содействует более быстрому сходу спутника с
орбиты. При сохранении современной ориентации (углового
пространственного положения), приводящей к высокому
лобовому сопротивлению, ИСЗ SMM почти определенно войдет в
плотные слои атмосферы до июня 1990 г. Дело в том, что
современное угловое пространственное положение обеспечивает
ориентацию бортовых приборов на Солнце в течение всего
периода нахождения на орбите. Однако в этом случае в течение
примерно половины периода нахождения на орбите спутник
имеет большое лобовое сопротивление.
Официальные представители НАСА могут принять решение
сообщить этому спутнику новую ориентацию с тем, чтобы
понизить лобовое сопротивление путем согласования торцев
развернутых панелей солнечных элементов с вектором скорости
спутника. Это понизило бы лобовое сопротивление и замедлило
бы спуск ИСЗ, однако понизило бы также и научную отдачу от
ИСЗ, поскольку приборы для научных исследований перестали
бы быть направленными на Солнце в течение большей части
времени нахождения на орбите.
Специалисты Годдардского центра и Национального центра
атмосферных исследований (NCAR) выражают уверенность в
принятии решения о проведении ремонта оборудования этого
спутника и его переводе на более высокую орбиту. По
состоянию на осень 1988 г. ожидалось, что для разработки и выпуска
аппаратных средств, необходимых для переоборудования ИСЗ
требуется примерно два года. Предполагаемые расходы,
связанные с полетом МВКА для ремонта и перевода ИСЗ на
большую высоту, оцениваются в 28 млн долл. Эта сумма включает
стоимость разработки и проверки необходимости аппаратных
средств, но не учитывает стоимость запуска МВКА.
В случае выделения ассигнований ремонт ИСЗ SMM будет
состоять в следующем.
1. Вудет добавлен адаптер к модулю связи и обработки
данных для обеспечения возможности согласования с новым
устройством записи на магнитную ленту. Два из трех таких устройств
отказали. Все три являются устройствами механического типа и
— 66 —

специалисты НАСА предпочли бы заменить их одним
твердотельным устройством с емкостью, превышающей емкость трех
заменяемых устройств.
2. Предполагается замена модуля электропитания на блок,
содержащий новые аккумуляторные батареи и стабилизатор.
3. Будет снята отказавшая антенна с высоким
коэффициентом усиления и заменена на вновь разработанный блок,
который интегрирует новую антенну с двигателем (этот
двигательный модуль смог бы перевести ИСЗ на орбиту высотой 540 км,
что продлило бы срок активного существования еще на четыре
года).
4. Планируется замена отказавшего видикона в
коронографе/поляриметре на новую камеру на приборах с зарядовой
связью. Новая камера является более чувствительной, надежной
и имеет более стабильные параметры. Н. Я. Щербак
«Aviation Week and Space Technology», 1988,
122, № 22, 41, 36—37
33. Влияние ионосферных возмущений в полярных районах
на точность местоопределения навигационных ИСЗ NNSS
Навигационные ИСЗ ВМС США NNSS широко применяются
для геодезических и геофизических целей. При определении их
местоположения большая часть погрешностей обусловлена
аппаратными средствами (антенна, приемник, генератор и
источник тактовых импульсов) и атмосферной рефракцией
(тропосферной и ионосферной). Задержка сигнала за счет
тропосферной рефракции обычно меньше, чем за счет ионосферной.
Ионосферная рефракция обычно содержит составляющую первого
порядка (фазовая задержка), обусловленную общей
концентрацией электронов, и составляющих более высокого порядка.
Если применяется двухволновый приемник (150 и 400 МГц)
NNSS, составляющая первого порядка не дает ошибки
местоопределения, поскольку эта составляющая обычно подавляется в
приемнике. С другой стороны, составляющие более высокого
порядка, обусловленные влиянием магнитного поля Земли,
многолучевым распространением сигнала и др., могут достигать
несколько процентов от составляющей первого порядка и
вызывать ошибку местоопределения до нескольких метров. Эти
составляющие в приемнике не подавляются.
В полярных районах, по сравнению с другими районами,
ионосфера вызывает более сильные возмущения и,
следовательно, более высокую погрешность. Специалисты Лаборатории
радиофизических исследований изучали погрешность
местоопределения ИСЗ NNSS вследствие ионосферных возмущений в.
полярных районах. В 1985 г. двухволновый навигационный
приемник NNSS был установлен на японской станции Сева в Антарк-
— 67 —

тиде (69° ю. ш.) ив течение 245 дней было проведено 9565
измерений с целью определения местоположения ИСЗ.
Статистический анализ полученных данных четко продемонстрировал
корреляцию погрешности местоопределения с ионосферными
возмущениями.
Для двумерного местоопределения применялся коммерческий
навигационный приемник NNSS модели JLE-923 производства
фирмы Japan Radio. Всенаправленная антенна была
установлена на крыше ионосферной обсерватории станции Сева. Все
данные, включая местоположение станции, время отсчета и
местоположение ИСЗ (максимальный угол места), выводились на
печать, а также запоминались на гибком диске персонального
компьютера. В процессе проводившихся исследований оценка
условий в ионосфере производилась на основе геомагнитного
К-индекса, поскольку он наилучшим образом представлял
возмущения в ионосфере в районе станции Сева.
Поскольку станция Сева расположена в авроральной зоне,
можно было наблюдать различные уровни ионосферных
возмущений. С повышением уровня возмущений ионосфера может
становиться в значительной степени неоднородной из-за
осаждения частиц, обусловленных авроральной активностью.
Электроны с энергией в несколько кэВ могут бомбардировать,
главным образом, слой Е ионосферы, что вызывает повышение
плотности электронов и неизбежное формирование крутых спадов
плотности на границах осаждения. С другой стороны,
электроны с энергией в несколько сотен эВ могут ионизировать, в
основном, слой F. Если осаждения пространственно неоднородны,
слой F также становится неоднородным и в нем формируются
области с крутым спадом плотности электронов. Эти явления
вызывают измеримую рефракцию сигналов с ИСЗ NNSS на
частотах 150 и 400 МГц. По этой причине двухволновый
приемник NNSS корректировался с учетом фазовой задержки,
обусловленной общей концентрацией электронов (коррекция
первого порядка доплеровского местоопределения). Однако при этом
не проводилась коррекция более высокого порядка для учета
различных путей распространения сигналов с частотами 150 и
400 МГц. Полученные результаты показали, что коррекция
более высокого порядка необходима для более точного
местоопределения, особенно в полярных районах, где возмущения
ионосферы наблюдаются чаще, чем в других районах.
В процессе проводившихся исследований было также
обнаружено влияние ионосферных сцинтилляций, доминирующих в
авроральной зоне. В настоящее время считается, что УКВ и
ОВЧ сцинтилляции вызываются хорошо выраженными
мелкомасштабными неоднородностями плотности электронов в слоях
Е и F. Сигналы с частотой 150 и 400 МГц могут независима
рассеиваться этими нерегулярностями, обусловливая амплитуду
и фазу сцинтилляций и флюктуации угла прихода этих сигна-
— 68 —

лов. Указанные эффекты также должны учитываться при
коррекции доплеровского местоопределения и оценке точности этого
местоопределения в полярных районах.
Статистический анализ более 10 000 наборов данных по
определению местоположения однозначно показал влияние
ионосферных возмущений на точность местоопределения ИСЗ
NNSS. Погрешность местоопределенця возрастает с ростом К-
индекса. Число точных местоопределений в дни с ярковыражен-
ными возмущениями уменьшается. М. Е. Фикс
«IEEE Transactions on Aerospace and
Electronic Systems», 1988, 24, № 4, 360—365
34. Управление наклонением орбиты геостационарных ИСЗ
Срок активного существования геостационарных ИСЗ в
значительной степени определяется необходимостью поддержания
ориентации ИСЗ и его положения в заданной точке стояния.
Операции по управлению наклонением орбиты ИСЗ «съедают»
до 90% бортовых запасов рабочего тела двигателей. Именно
поэтому специалисты ищут такие методы компенсации
возмущений ИСЗ, которые позволили бы снизить расход рабочего тела.
При прогнозировании орбит необходимо учитывать не
только вековые лунно-солнечные возмущения (долгосрочный дрейф
ориентации), но и циклические (краткосрочные) изменения.
Расходы топлива (рабочего тела) на компенсацию вековых
возмущений являются неизбежными. Циклические возмущения
могут, в принципе, либо компенсироваться, либо нет. В случае
некомпенсации, относительно большое солнечное воздействие с
частотой 2о) (период в 6 месяцев) может внести дополнительно
до 0,021° к максимальному значению дрейфа наклонения
орбиты. Максимальная компенсация может снизить суммарное
влияние циклических воздействий, однако при этом повышается
теоретически прогнозируемый расход топлива для коррекции
наклонения на 2,3—4% в зависимости от фазы прецессии
плоскости лунной орбиты в плоскости эклиптики.
Опубликованная в бюллетене «Journal of Guidance, Control
and Dynamics» статья «Эффективное управление наклонением
орбиты геостационарных ИСЗ дает описание метода,
позволяющего компенсировать только ту компоненту циклического
воздействия, которая параллельна направлению векового дрейфа.
Метод позволяет снизить влияние циклических воздействий и
одновременно избежать увеличение расхода топлива (рабочего
тела), на упомянутые 2,3—4%. Не прибегая, за недостатком
места, к подробному изложению метода в данном реферате,
следует отметить, что метод позволяет продлить типовой срок
активного существования геостационарного ИСЗ (10 лет) на
3—4 месяца. Т. А. Антонова
«J. Guid. Contr. and Dyn.», 1988, 11, № 6,
584—589
— 69 —

35. Маневрирование гибких КА с использованием
системы управления с изменяемой структурой
Бюллетень «Journal of the Astronautical Sciences»
опубликовал статью о методах применения систем управления с
изменяемой структурой (СУИС). СУИС есть класс нелинейных систем,
изменяющих структуру управляющих воздействий при
достижении набора заданных гиперповерхностей в фазовом
пространстве. Большим достоинством теории СУИС является ее
нечувствительность к неопределенности параметров, воздействию
нелинейных эффектов и внешних возмущений. Теория предлагает
применимый в реальном времени метод управления (в отличие
от алгоритмических методов) и, следовательно, упрощающих
расчеты. В статью рассмотрено приложение теории СУИС к
маневрированию гибкого КА.
Представлены главные нелинейные уравнения движения для
одноосевого маневра. На примере одной главной концепции
управления показана применимость метода к решению
разнообразных текущих задач маневрирования КА. Предложено три
метода создания управляющей логики. Рассмотрена теория
регулирования в точечном множестве, при воздействии
возмущающих факторов, при закрутке, при эффекте немоделируемых
эластических степеней свободы, а также для выполнения
значительных маневров при специфической конфигурации КА.
Показано, что явление «дребезга» может иметь место в
СУИС, однако случается не всегда. Приведены ссылки на
методы, позволяющие уменьшить или исключить это явление. С
помощью моделирования доказано, что в нелинейных системах, в
отличие от линейных, избыточное управление может вызвать
нестабильность. Вопросы проектирования оптимальных и
адаптивных СУИС, а также неидеальное поведение таких систем не
рассматривались.
Статья под названием «Частотно-зависимые маневры с
большими углами», опубликованная в том же журнале
рассматривает проблему маневрирования гибкого КА в пределах большого
угла за конечное время. Авторы разделяют проблему на две
части. Первая часть заключается в генерации, в качестве
номинального решения, частотно-зависимого решения для открытого
контура управления нелинейным жестким телом.
Результирующая задача двухточечных граничных значений решается
непрерывным методом изменения распределения массы и граничных
условий для КА. Вторая часть заключается в создании
управляющей обратной связи посредством линеаризации реакций
гибкого тела по нескольким точкам вдоль номинального
решения, полученного для жесткого тела.
Коэффициенты возмущений моделируются посредством
частотно-зависимого, стоимостно-функционального подхода.
Использование управляющего сглаживания как в номинальном
— 70 —

решении для жесткого тела, так и по линии обратной связи,
управляющей возмущениями, значительно сокращает
возбуждения эластических степеней свободы. Т. А. Антонова
«Journal of the Astronautical Sciences», 1988,
36, № 3, 311—344; 219—243
36. Динамическое моделирование КА,
стабилизированных вращением и имеющих баки с жидкостями
При запуске некоторых типов связных ИСЗ часто
наблюдается нутационное движение спутника. Телеметрические данные
от гироскопов крена, тангажа и рыскания свидетельствуют о
наличии синусоидальных колебаний постоянной частоты и
равной амплитуды вдоль осей тангажа и рыскания.
Первоначально предполагалось, что нестабильность горения
топлива в двигателе разгонного блока РАМ является
источником боковой силы, вызывающей указанные колебания. Для
выяснения истинности этого предположения в Исследовательском
центре ВВС США им. Арнольда был проведен ряд огневых
испытаний двигателей РАМ в условиях закрутки частотой 1 об/с.
Анализ результатов испытаний показал отсутствие сил при
требуемой частоте (0,5 колебания в секунду). Из этого был
сделан вывод о том, что нестабильность горения не является
источником возбуждения колебаний.
Предварительный анализ полезной нагрузки (связных ИСЗ)
показал, что такие колебания могут возбуждаться в результате
всплескивания жидкостей в бортовых емкостях. Моделирования
воздействия всплесков жидкости на движение КА привело к
выработке уравнений движений вращающегося КА с запасом
жидкости на борту. Результаты исследований (исключая
уравнения) поместил бюллетень «Journal of Guidance, Control and
Dynamics» в статье Dynamics Simulation of Spin-Stabilized
Spacecraft with Sloshing Fluid Stores.
Основные выводы и рекомендации статьи:
1. Явные уравнения динамической зависимости для
упомянутой сложной системы получены с использованием метода
Кана и уравнений Лагранжа, причем жидкость моделировалась
как эквивалентный сферический маятник.
2. Колебания жидкости не являются источником
динамической нестабильности при запуске ИСЗ, оборудованного
разгонным блоком STAR-48 и имеющего на борту запас жидкости.
Т. А. Антонова
«Journal of Guidance, Control and Dynamics»,
1988, 11, № 6, 597—599
37. Современные достижения в астродинамике
Обзорная статья под таким названием опубликована в
бюллетене «Acta Astronautica». В ней описываются как прикладные,
— 71 —

так и теоретические достижения последних лет в области
астродинамики.
Среди прикладных достижений особо отмечены успех
программы изучения кометы Галлея с помощью
западноевропейского КА «Джотто» и советского КА «Вега», пролет
американского КА «Вояджер» вблизи планеты Уран, успешное
проведение операций по спасению связных ИСЗ «Уестар-6» и «Пала-
па-В2» экипажами американских МВКА «Спейс-Шаттл» в
конце 1984 г. Перечислены теоретические достижения, основанные в
значительной степени на материалах астродинамических
симпозиумов последних съездов МАФ. Рассмотрены проблемы,
связанные с естественными траекториями, оптимальными
траекториями, орбитальным движением и навигацией, определением
местоположения и наведением. Т, А. Антонова
«Acta Astronautica», 1988, 17, № 10, 1049—
1057
38. Эксперименты по изучению легочной функции
в условиях микрогравитации
Значительные верхушечно-базальные градиенты
альвеолярных размеров, вентиляции, капиллярного расширения и потока
крови, имеющие место в легких прямостоящего человека
вызывают соответствующие градиенты в региональных функциях
легких. Это градиенты коэффициента воздушного потока (Va) и
кровепотока (Qc) а, следовательно, и газообмена и локальной
альвеолярной газовой концентрации. Наличие таких градиентов
затрудняет изучение негравитационной негомогенности в
нормальных предметах исследования. Создание
микрогравитационной пульмонологической лаборатории, таким образом, может
создать условия для изучения нормального функционирования
легких в настоящем и отдаленном будущем.
Существует много областей практического применения таких
знаний. Например, переполнение легких кровью не представляет
проблем в обычных условиях, однако нет уверенности, что
после наступления невесомости таких проблем не возникнет.
Существует также возможность ингаляционного поражения легких
(при вдыхании аэрозолей, газов, паров) в замкнутом
пространстве при нулевой гравитации. Например, высоконасыщенная
кислородом атмосфера, необходимая для деазотирования
организма перед выходом в открытый космос, может вызвать
обострение ранее существующей патологии газообмена.
Эти и другие явления в легких в условиях микрогравитации
изучались с помощью быстродействующего газоанализатора на
борту орбитальной лаборатории «Спейслэб» при четвертом
полете данной лаборатории на борту МВКА «Спейс-Шаттл».
Порядок проведения экспериментов и предварительные резуль-
— 72 —

таты изложены в статье «Pulmonary Function in Microgravity:
Spacelab-4 and Beyond», помещенной в бюллетене «Acta Astro-
nautica». Т. А. Антонова
«Acta Astronautica», 1988, 17, № 10, 1139—
1143
МАТЕРИАЛЫ
39. Восстановление термопластичных конструкций,
армированных волокном
Институтом аэрокосмических исследований университета
Торонто (Канада) по контракту Центра материаловедения
(провинция Онтарио) выполнено исследование возможности
восстановления протяженных термопластичных конструкций,
армированных волокном посредством применения локализованного
давления и нагрева. Восьмислойный образец такого волокна
(обозначение PEEK/AS4) повреждался либо посредством
удара, либо вследствие циклических усталостных напряжений, а
затем место повреждения восстанавливалось путем создания
локальной зоны расплава в месте повреждения с последующим
быстрым охлаждением под давлением. Испытания
восстановленных после ударного повреждения образцов на изгиб показали,
что эти образцы способны выдерживать 95% нагрузки, которую
выдерживает неповрежденный образец. Такая же степень
восстановления свойств образца имеет место даже в случае
обширного повреждения волокон. Усталостные испытания образца
показали, что усталостная стойкость образца может быть
увеличена примерно в пять раз путем регулярного применения
восстановительного цикла к поврежденной области. Т. А. Антонова
«Can. Aeron. and Space J.», 1988, 34, № 4,
233—239

СОДЕРЖАНИЕ
ПРОГРАММЫ И ПРОЕКТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ.
ФИНАНСИРОВАНИЕ РАБОТ
1. Долгосрочная программа космических исследований США «Пас-
файндер» 3
2. Возможные изменения в космической политике США после
завершения выборов 1988 г &
3. Обеспечение запуска иностранных коммерческих ИСЗ с военных
космодромов США 10
4. Количество запусков ИСЗ в 1988 г 11
5. Поиск НАСА частных источников финансирования .... И
6. Коммерческая космическая деятельность КНР 12
7. Космические исследования в Австрии и Норвегии 13
8. Намерения ЮАР по развертыванию космических исследований . 15
ВОЕННОЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЕ КОСМОСА
9. НИОКР по программе СОИ 15
10. Комплексный анализ коэффициента готовности и вариантов
технического обслуживания стратегической оборонительной системы 19
11. ВМС США ищут средства на разработку противоспутниковой
системы 21
12. Военные спутниковые системы связи 22
13. Планы ВВС по использованию стартового комплекса № 17 на
космодроме Кеннеди 26»
ПРИКЛАДНОЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЕ КОСМОСА
14. Проект дешевой спутниковой навигационной системы для
обслуживания самолетов гражданской авиации 26
15. Спутниковая системы мобильной связи для наземных средств в
Европе 29
16. Международный спутник связи «Интелсат-6» 32
17. Создание центра обработки данных EODC в Великобритании . 33
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ И РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
18. Решение организационных вопросов программы международной
ООКС «Свобода» 34
19. Планирование сборки ООКС 39
20. Предложения по развитию транспортных космических систем
США в ближайшей перспективе 43-
21. Корректировка графика полетов МВКА «Спейс Шаттл» на 1990—
1994 гг 48
22. Двумерные развертываемые ферменные модульные структуры для
космических приложений 49
— 74 —

23. Заключение НАСА контракта на изготовление двух ИСЗ для
геокосмических исследований 51
24. Вероятность радиоактивного заражения Земли при запуске
межпланетного КА «Галилей» 52
25. Подготовка к запуску первого пакистанского ИСЗ .... 53
26. Солнечный двигатель для космических полетов 53
27. Опасность использования ядерных реакторов в космосе ... 54
28. «Невидимый» самолет 55
29. Применение двигателей с многовекторной тягой в космосе . . 57
АВТОМАТИКА И РАДИОЭЛЕКТРОНИКА
30. Большие антенные системы миллиметрового диапазона волн . 57
31. Интеллектуальные автономные системы в космосе .... 60
НАУЧНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ
32. Исследования динамики солнечной короны с помощью ИСЗ SMM 63
33. Влияние ионосферных возмущений в полярных районах на
точность местоопределения навигационных ИСЗ NNSS .... 67
34. Управление наклонением орбиты геостационарных ИСЗ ... 69'
35. Маневрирование гибких КА с использованием системы
управления с изменяемой структурой 70
36. Динамическое моделирование КА, стабилизированных вращением
и имеющих баки с жидкостями 71
37. Современные достижения в астродинамике 71
38. Эксперименты по изучению легочной функции в условиях
микрогравитации 72
МАТЕРИАЛЫ
39. Восстановление термопластичных конструкций, армированных
волокном 7$

Технический редактор Л. Н. Федорова Корректор Л. П. Яновская
Сдано в набор 10.07.89 Подписано в печать 06.07.89
Формат бумаги 60x90r/i6 Бум. тип. № 2 Литературная гарнитура.
Высокая печать. Усл. печ. л. 4,75 Усл. кр.-отт. 4,94 Уч.-изд. л. 5,17
Тираж 425 экз. Заказ 762Д
Адрес редакции: 125219, Москва, А-219, Балтийская ул., 14. Тел 152-54-94
Производственно-издательский комбинат ВИНИТИ,
140010, Люберцы, 10, Московской обл., Октябрьский просп., 403