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

ОБЪЕДИНЕННАЯ РЕДАКЦИОННАЯ КОЛЛЕГИЯ
информационных изданий по астрономии, геодезии,
исследованиям космического пространства и Земли из космоса
Главный редактор: акад. Р. 3. Сагдеев
Члены редакционной коллегии: проф. Т. А. Агекян, акад. В. А. Амбарцумян,
д. ф.-м. н. Ю. В, Батраков, акад. А. А. Боярчук,
чл.-корр. АН СССР Ю. Д. Буланоке, 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. Маров, проф. А. Г. Масевич,
к. т. и. /7. П. Медведев, д. ф.-м. н. Д- И. Нагирнер, проф. Ю. М. Нейман,
проф. И. Д. Новиков, проф. Л. П. Пеллинен, проф. В. В. Подобед,
к. х. й. Л. Д. Ревина, к. ф.-м. н. Я. Н. Сажусь, проф. В. Л. Сарычев,
А, Н. Седякина (ученый секретарь редколлегии), д ф.-м. н. В. И. Слыш,
акад. В. В. Соболев, д. ф.-м. н. А, В. Тутуков, к. ф.-м. н. В. Г. Шамаев,
д. ф.-м. н. В. В. Шевченко, к. ф.-м. н. К. Б! Шингарева,
к. ф -м. н. Я. С. Щербина-Самойлова (зам. главного редактора)
Научный редактор — к. т. н. Б. И. Ериишкин
© ВИНИТИ, 1990

ПРОГРАММЫ И ПРОЕКТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ
1. Осложнения в международной кооперации по программе
ООКС 'Свобода*
В конце 19 89 г. возникла напряженность в
отношениях^ между НАСА и его иностранными партнерами из-за
одностороннего решения НАСА увеличить
продолжительность сборки ООКС "Свобода* и уменьшить ее
эксплуатационные возможности на первом этапе* В июле 1989 г»
НАСА без консультации с агентством ЕКА и другими
иностранными партнерами провело пересмотр проекта ООКС
и изменило последовательность сборки. Пересмотр проекта
был обусловлен сокращением бюджетных ассигнований на
1990 г. на 400 млн долл. и ожидаемыми сокращениями
в последующие годы при сохранении начала работ по сборн-
ке ООКС в марте 1995 г., когда должен состояться
первый старт МВКА с элементами ООКС» Ожидается, что
финансирование программы ООКС будет на уровне 23,75 млрд
долл. на 1990-1997 гг. с 1,65 млрд долги в 1990 финв
г. и 2,4 млрд. долл. в 1991 фин. г. По заявлению
представителя НАСА перепланирование графика сборки позволит
НАСА достичь в июле 1997 г. возможностей для
постоянного пребывания астронавтов на борту ООКС, правда со
значительными ограничениями по параметрам и
возможностям использования. ООКС с лабораторным и жилым
модулями США будет иметь электрическую мощность 37,5 кВт.
Первые экипажи будут состоять из 4 астронавтов. ^К
1999 г., т.е. на 1,5 года позже ранее определенного
срока, ООКС должна быть полностью укомплектована по схеме
первого этапа и готова к эксплуатации в предусмотренном
объеме с экипажем из 8 астронавтов и энергообеспечением
на уровне 75 кВт.
ЕКА озабочено, в частности, тем, что вывод его
лабораторного модуля откладывается более чем на 1 год до
середины 1998 г. ЕКА необходимо, чтобы лабораторный
3

модуль орбитального комплекса 'Колумб' был выведен в
1997 г. в соответствии с достигнутыми договоренностями в
1988 г. По протоколу о намерениях, подписанному НАСА
и ЕКА, расходы ЕКА по программе 'Колумб', составят
4,6 млрд долл. В орбитальный комплекс 'Колумб* входят
пристыкованный к ООКС герметичный лабораторный модуль,
посещаемая платформа свободного полета MTFF и
полярная платформа свободного полета. Дополнительно ЕКА раз-
pa6aTbiBaet ракету-носитель 'Ариан-5', мини-МВКА
'Гермес' и ретрансляционный ИСЗ DRS, которые будут
использоваться при выводе и эксплуатации орбитального комплекса
'Колумб*. ЕКА будет предоставлена возможность
орбитального обслуживания MTFF на ООКС. НАСА, в свою очередь,
будет располагать 46% ресурсов лабораторного модуля. По
отдельному соглашению НАСА может получить до 25%
ресурсов MTFF* Использование полярных платформ ЕКА и НАСА
будет осуществляться на паритетных условиях.
Уже разработанная фирмой МВВ (ФРГ) техническая
документация по программе 'Колумб' составляет 375 томов
(15 тыс. страниц). В этой работе принимали участие 500
чел» Документация включает организационную структуру
выполнения ПКР, графики исполнения и
технико-экономические обоснования. По расчетам МВВ стоимость разработки
орбитального комплекса составит 5 млрд марок ФРГ
(17 млрд Фр. Фр.). Вклады стран-членов ЕКА в программу
составляют: ФРГ т- 38%; Италия - 25%; Франция - 13,8%;
Испания, - 6%; Великобритания - 5,5%; Бельгия - 5%;
Нидерланды - 1,3%; Дания - 1%; Швеция - 1%; Норвегия -
0,4%, Вместе с тем ожидается, что стоимость создания и
эксплуатации орбитального комплекса до 2000 г. может
достигнуть 4-8,4 млрд. долл. США (80 млрд. Фр. Фр. ).
В ФРГ уже на начало 1989 г. отмечалось, что
подготовка к эффективному использованию исследовательских
возможностей в условиях микрогравитации на орбитальном
комплексе уже началась. В федеральном министерстве науки
и техники состоялась презентация темы 'Использование
условий микрогравнташшГ с целью оценки современного
состояния НИР и предложений на перспективу. На реализацию»
НИР по национальной программе до 1995 г. предполагается
израсходовать ~1 млрд. марок. Кроме того ФРГ до 2000 г.
внесет в бюджет ЕКА ~0,8 млрд. марок.

В середине 1989 г. ЕКА выступило с инициативой
проведения подготовительной программы в 1993-1994 гг. для
будущих пользователей орбитального комплекса с тем,
чтобы ориентировать их на специфические условия
проведения исследований в условиях микрогравитации и включить
их ресурсы в обеспечение программы эксплуатации. На
октябрь 1989 г. ЕКА запланировало принятие решения о
французском или английском варианте полярной платформы.
Более сложный вариант фирмы British Aerospace
предусматривает использование некоторых деталей от других элементов
орбитального комплекса. Французская фирма Matra
предложила более простой вариант на основе материальной части
эксплуатируемого ИСЗ телезондирования Земли гСпотг.
По состоянию на конец октября 1989 г. ЕКА поставило
НАСА в известность о своей озабоченности. ЕКА считает
необходимым обеспечить минимальное смещение срока
вывода лабораторного модуля от августа 1997 г. ЕКА
рассчитывает на возможность использования модуля в своих
интересах непосредственно после его вывода. Исключение из
плана-графика операции сближения ООКС с MTFF по-видимому,
предполагает смещение вывода и начала эксплуатации MTFF
на более поздний срок, что не устраивает ЕКА. ЕКА не
получает извещений об изменениях в конструкции стыковочных
узлов для лабораторного модуля, хотя опыт работы по
размещению ""Спейслэб* на орбитальной ступени МВКА показал,
что конструкции таких узлов подвергаются многочисленным
доработкам. С учетом принятых изменений ЕКА необходимы
данные о стоимости эксплуатации орбитального комплекса
'Колумб' в составе ООКС, Есть основания предполагать,
что современное удешевление стоимости программы ООКС
будет результироваться в удорожании последующей досборки
и эксплуатации.
Как считают наблюдатели, в экипаже ООКС из 4
астронавтов 2 должны быть от США, а 2 других - от
остальных партнеров по кооперации. Решение об ограничении
космических операций вблизи ООКС с допуском только МВКА
США может повлиять на эксплуатацию MTFF, которая
будет выведена ракетой-носителем "Арианг. ООКС в
сокращенном варианте будет упрощена как по схеме, так и по
уровню используемых технических решений, в т.ч. в
системе терморегулирования, в системе исполнительных органов
ориентации и стабилизации (использование ЖРД на гидрази-
5

не), в системе электроснабжения (сеть на постоянном токе)
и т.д. Принятые решения, предложения по которым готовила
группа специалистов из научно-исследовательского центра
Ленгли (НАСА), могут вызвать повторные переговоры по
межправительственным соглашениям относительно
международной кооперации по программе ООКС.
Вне связи с измененным планом-графиком сборки ООКС и
возможными осложнениями в кооперативных взаимоотношениях
журнал "Aerospace America*'в сентябре 1989 г. описывал
ООКС в ранее принятом варианте с мощностью,
предоставляемой пользователям! 45 кВт, рабочим временем экипажа
из 8 астронавтов 3000 ч за 90 суток, массой полезной
нагрузки от пользователей США 24,915 т, от ЕКА и Японии -
по 4,46 т и от Канады - 1,042 т. Утверждалось, что
ООКС 'Свобода* может в результате наращивания блоков
стать первым в мире космопортом по транзитному
обслуживанию полетов между Землей и постоянными лунными и
марсианскими базами и колониями.
Одновременно с работами по подготовке сокращенного
варианта ООКС ведутся НИОКР по совершенствованию систем.
Еще в мае 1989 г. предлагалось внести существенные
изменения в систему энергообеспечения за счет замены
солнечных батарей на солнечно-термодинамические энергоустановки
(СТЭУ) новой конструкции. Такая СТЭУ включает
концентратор солнечной энергии диаметром 15 м, приемник
излучения, в котором нагревается газовый теплоноситель, фазо-
переходный теплоаккумулятор, турбогенератор и радиатор.
Теплонбсителем, будет гелий-ксеноновая смесь, В тепло-
аккумуляторе предложено использовать солевую композицию
на основе хлорида лития с температурой плавления 788°С.
Основную часть электроэнергии из требуемых 75 кВт
должны генерировать 3 таких СТЭУ. Для повышения
надежности энергообеспечения предусматривается использование
солнечных батарей с выходной мощностью 10-15 кВт.
Считается, что использование СТЭУ позволит сэкономить
2 млрд долл на создании и эксплуатационных расходах за
весь жизненный цикл ООКС. Ожидается, что СТЭУ будут
дешевле и легче, чем панели солнечных батарей, длиной
60 м каждая со своими буферными аккумуляторными
батареями. КГЩ СТЭУ предполагается на уровне 22%, в то
время как КПД солнечных батарей принимается 6-7%,
Наращивание мощности ООКС при использовании солнечных батарей
6

будет стоить ~ 5 млн долл./кВт, а при использовании
СТЭУ - 2 млн долл./кВт, Однако монтаж СТЭУ, особенно
солнечных концентраторов, потребует более сложного
первого периода сборки ООКС, в т.ч. с использованием работ в
открытом космосе. Требуется точности наведения ± 0,1°
солнечного концентратора на Солнде во избежание
практически полной потери мощности.
Озабоченность ЕКА перспективами сотрудничества с
НАСА по ООКС отразилась на обсуждении проблем будущих
ООКС на симпозиуме 'ООКС и будущее освоение космоса*,
который состоялся 13 сентября 1989 г. Фирма Aeritalia
представила доклад /'Пилотируемые системы для
исследований Солнечной системы', в котором были показаны
возможности создания западноевропейской ООКС на основе опыта»,
полученного при разработке орбитального комплекса 'Колумб".
Показано, что посещаемая космическая станция может быть
создана в период 2002 - 2005 гг., а ООКС типа
орбитального комплекса "Мир - в 2005 - 2010 гг. В докладе
* Ракета-носитель *Ариан-5г как основной элемент для
создания лунной базы' анализировались возможности для
достижения грузоподъемности на Луну 0,6 - 2,0 т. Программа
работ по созданию лунной базы включает роботизированную
разведку потенциальных мест * 'размещения лунной базы в
1997 г., посадку астронавтов на Луну в 2000 - 2002 гг.,
и т,п. В других докладах анализировались коммерческие
потрч^бноети в ООКС с учетом стоимости пуска, технико-
экономические и политические аспекты программы "Колумб*
и т.п. Отмечалось, что программа 'Колумб' содержит ряд
серьезных технических и экономических проблем, которые
затрудняют использование ее как базы для последующего
перехода к созданию автономной западноевропейской ООКС.
Была показана возможность создания ООКС на основе
одного модуля, «позволяющая сократить расходы и
осуществить сборку ООКС уже в 2000 г», а не в 2005 г» по
предложению ЕКА.
По мнению одного из руководителей НАСА Дж. Поткаме-
ра западноевропейские притязания на самостоятельность с
помощью программы 'Колумб' являются нереалистическими
мечтаниями. В своем выступлении в исследовательском
институте общества внешней политики в Бонне он показал,
что ЕКА может обеспечить пребывание астронавтов в
космосе только с помощью США. Для достижения самостоя-
7

тепьности Западной Европы в космической деятельности
потребуется очень много времени. Программа мини-МВКА
'Гермес* является примером недостаточной подготовленности
Западной Европы к реализации самостоятельных крупных
космических программ. Положительным примером по его
оценкам было сосредоточение усилий и четкая ориентация в ходе
работ по восстановлению транспортного космического
потенциала США после катастрофы МВКА с орбитальной ступенью
'Челленджер* в 1986 г. В.А. Карелин
'"'Aerospace America", 1989, 27, № 9,120-22, '24
"Aerospace Daily", 1989, 149, № 6,'53; 151.!» 37, 338-339
"Air and Cosmos Mondial", 1988,'2, J» 9, 40
"Air et Cosmos", 11989, № 1254, 35;.№ 1258, 25
"Aviation Week and Space Technology", 1989, 130, № 18,
32-33, № 1.9, 28-29; 131, № 8, 11
"Aviazione",'1937,'25, № 216, 3^9-391
"As'ronaueik", 1939, 26, № 1, 16
"Defense DaUy",!l989, 162, » 4, 164,:» 1, 5
"Flight International", 1989,'» 4188, 28
"Luft. uad Raumfahrt",:1989, 10,-M 1,11
"Spaceflight",'1989, 31, & 11,'393-394
2# Подготовка национальной программы США
по исследованию и освоению
космоса в 21 веке
В докладе группы ученых НИII Годдарда (НАСА)
Корпорации вычислительных наук (г. Белтсвилл, шт. Мериленд)
и фирмы Stanford Telecommunications (г. Рестон, шт.
Вирджиния) на 40 Конгрессе международной федерации
астрономии (IAF ) 7-12 октября 1989 г., которая
состоялась в Малаге (Испания), приводятся общие данные об
организации разработки космической программы США на 21
столетие, о содержании (сценариях) предполагаемых миссий
по освоению Луны и обеспечении их системами слежения,
получения и обработки данных. В ряде других докладов
дается информация о других общих и специальных проектах и
8

программах, ориентированных на ту же перспективу и
рассматривающих отдельные направления комплексной задачи
освоения космического пространства Солнечной системы*
В 1986 г, Национальная комиссия по космическим
исследованиям (И) опубликовала доклад "Границы изысканий в коо-
Mocert в котором изложила свои соображения
относительно мыслимой цели космической программы США на 21 век.
Комиссия предложила план обеспечения лидерства в И и
разработках (Р) рубежей космоса, прогрессе науки,
технологии, деловых предприятий, институтов и систем,
обеспечивающих доступ к безграничным ресурсам космоса и
поддержку поселений людей за пределами земной орбиты *от
высокогорий Луны до равнин Марса'. В 1987 г. рабочая группа
под руководством ученого и астронавта д-ра С.К. Райд в
докладе "Лидерство и будущее Америки в космосе*'
представила две альтернативы освоения космоса человеком:
продолжение обследования Луны с оборудованием на ней
научной базы, обитаемой постоянно или посещаемой
периодически, или обследование человеком Марса.
В последовавшей за этим директиве президента США
была сформулирована долгосрочная цель космической
политики страны - ^расширить присутствие и деятельность
человека в пространстве Солнечной системы за Ьределы
земной орбиты". В соответствии с директивой НАСА
предприняло серию аналитических И, имевших целью лучшее
понимание предложенных альтернатив освоения Солнечной системы,
чтобы идентифицировать связанные с ними проблемы
технологии и Р, а если задача осуществима, выбрать путь
освоения, который может быть рекомендован президенту и
стране. В 1987-1989 гг. ведущиеся по множеству
самостоятельных программ работы получили некоторое
организационное оформление в обширном проекте 'Пасфайндер* (Pathfinder)*
которым ведает Бюро аэронавтики и космической технологии
(OAST ) НАСА, Между отдельными программами проекта
нет жесткой взаимосвязи. Они находятся в ведении
различных служб (бюро) и НИЦ НАСА, занимающихся различными
аспектами обеспечения космических операций (миссий) и
создания технологий, имеющих непбсредственное отношение
к участию человека в полетах и операциях по освоению
космического пространства за пределами орбит околоземных
ОКС.
2-1 9

В июне 1987 г. в штабквартире НАСА была учреждена
специальная Служба исследования (освоения) - ОЕКСП
(ОЕХР — Office of Exploration), главкой задачей
которой является Р программы освоения человеком космоса на
21 столетие. Частью этой общей задачи является Р и
оценка потенциальных сценариев одной из весьма амбициозных
и сложных миссий на Луне. В ходе этой работы ведется
оценка многообразного комплекса оборудования, транспортных
средств и приборов, необходимых для достижения целей
миссии с участием человека. ОЕКСП тесно взаимодействует с
НИЦ НАСА - применительно к кругу задач, где
данному НИЦ определена роль ведущего. Так, с НИЦ Джонсона
ОЕКСП сотрудничает по линии общего анализа задач,
технологии систем и координированной Р детального описания
обстоятельств миссии и исходных требований со Службой
космических операций - СКО (0S0 — Office of Space Operation)
и НИЦ Годдарда - по системам связи, получения и
обработки данных и навигации.
В сценариях миссий на Луне ОЕКСП предлагает США
ориентировать программу освоения космоса на постоянное
присутствие людей на этой планете с целью демонстрации
возможности и технической обеспеченности жизни и работы на
других планетах Солнечной системы. В дополнение к этому,
миссия на Луне должна предусматривать возможности для
научных И и служить основой для обеспечения в дальнейшем
освоения Марса, а в конечном счете и остальных планет
Солнечной системы. Сценарии определяют следующие цели
присутствия л*одей на Луне:
- создание условий и демонстрация способности человека
выполнять длительные планетарные миссии;
- Р лунных ресурсов в масштабах, обеспечивающих
создание на Луне предприятий, близких к самообеспечивающимся;
- создание условий для значительных научных И в
области астрономии, планетарных наук, наук о жизни и в других
областях;
- поддержка дальнейшего освоения планет человеком через
достижение более полного понимания космической технологии
и роста операционных возможностей, особенно за счет
производства на месте топлив для космических носителей;
- создание на Луне источника природных ресурсов для
использования их на Земле, в И и освоении космоса»
10

Первая концепция программы освоения Луны,
рассмотренная НАСА, базируется на использовании результатов
анализа представленного в 1989 г. сценария, где освоение
Луны концентрируется на базе, создаваемой в
экваториальной зоне обращенной к Земле стороны Луны. База
располагает помещениями и вспомогательными средствами,
обеспечивающими пребывание на ней экипажа общей коиеч- >
ной численностью 30 чел.
Вспомогательные средства обеспечения включают
электроэнергетическую установку, стартово-посадочные сооружения,
ангар и сооружения для снабжения экипажа пищей, водой
и кислородом. Оборудование базы включает: приборы обзора
Земли, астрономические телескопы, а также научное
оборудование для И в областях - наук о жизни, физики и се-
ленофизики. Помимо этого в его составе имеются
добывающие установки для использования лунных ресурсов и
производственные установки для переработки лунных ресурсов
в кислород топливо и металлы.
Сценарий предполагает что первая серия миссий
предпринимается Для оборудования обслуживаемой людьми базы,
обеспечивающей размещение небольших экипажей, прибывающих
на короткие сроки каждые 0,5-1 год. Первые экипажи
устанавливают на места оборудование научных экспериментов
и первичное оборудование для производства кислорода и
топлива.
Следующий шаг - установка и испытание систем,
необходимых для увеличения численности размещаемого на базе
экипажа и частоты посещений ;Луны. При этом база расширяется
в степени, необходимой для содержания постоянного экипажа
увеличенной численности, сменяемого ежегодно.
Увеличивается также количество и масштабы научных экспериментов
вблизи базы и в отдаленных пунктах планеты. СЖО и
производственные предприятия становятся способными обеспечивать
выпуск собственной продукции при минимальном объеме до-
снабжения с Земли. Сооружаются лунные обсерватории как
на базе, так и на невидимой стороне Луны, где
астрономические приборы обладают преимуществом функционирования
в невозмуищемой радио-среде. Помимо всего этого,
предпринимаются научные изыскания на Луне с использованием
обитаемых луноходов и специальной научной аппаратуры,
размещаемой во множестве точек лунной поверхности.
Конечная цель по сценарию - обеспечение постоянной
2-2 ll

работы экипажа базы численностью 30 чел. Члены экипажа
заменяются после 2-х лет службы в составе лунной миссии*
Здесь лунная база вплотную подходит к самообеспечению и
начинает экспортировать топливо и другие материалы для
И других планет. По мере роста возможностей использования
ресурсов Луны, усиления автономности и производства
материалов будет меняться природа: ПН, доставляемых на
лунную базу с Земли. Например, на Луне возможно быстрое
расширение замкнутых СЖО без необходимости доставлять с
Земли герметизованные емкости, так как безопасные и
надежные герметизованные структуры могут изготовляться из
местных материалов. Экономия на доставке таких ПН может
быть направлена на дальнейшее расширение лунных
сооружений или развитие таких иниииатив, как программа освоения
Марса.
Концепции систем слежения, получения и обработки
данных для программы освоения Луны применительно к
альтернативным сценариям, выдаваемым ОЕКСП, вырабатывает
на основании анализа потребностей сценариев НИЦ Годдарда
под контролем СКО, В упоминавшемся выше докладе на 40
Конгрессе Международной федерации астронавтики
излагаются иллюстрированные схемами и таблицами предварительные
соображения о возможных концепциях и архитектуре этих
весьма сложных систем, включающих терминалы на
поверхности Луны, окололунные ретрансляционные спутники (в
точках либрации), их радиооборудование, наземные
терминалы, ИСЗ на геосинхронных орбитах.
Проект уПаофайндеру, Предпринятый по инициативе НАСА
проект имеет целью развитие потенциальных возможностей
в критических областях перспективной космической
программы США. Проект не является частью какой-либо программы
или операции (миссии). В его рамках OAST должно
обеспечить Р множества технологий высокого уровня, которые
могут быть впоследствии использованы в широком спектре
таких потенциальных программных опор перспективных
космических И и Р НАСА, как: 1) исследования (изыскания);
2) операции; 3) человечество в космосе; 4) космические
транспортные средства,, Проект *Пасфайндер* содержит 5
основных элементов: 1) Программа поверхностной
электроэнергетики - ППЭ /SPP —. Surface Power Program); 2)
планетоходы; 3) получение проб, их анализ и строительство!
12

4) автономный мобильный планетный зонд; 5)
светочувствительные приборы (фототоника).
На состоявшейся 2-6 октября 1989 г. в Мадриде
(Испания) Европейской конференции по космическим
источникам электроэнергии группа ученых из Лос Аламосской
национальной лаборатории (г. Лос-Аламос, шт. Нью Мехико)
и НИЦ Льюиса НАСА представила доклад о ходе работ над
системами регенеративных топливных элементов (РТЭ) для
проекта "Пасфайндер". Ниже излагается содержание
программы этих работ.
Программа поверхностной электроэнергетики (ППЭ) имеет
целью разработать базирующуюся на солнечной
электроэнергетике технологию, доведенную до уровня, требующегося для
осуществления или усиления возможностей внеземных миссий
на поверхности Луны или Марса. Поверхность Луны или
Марса создает серьезные технические трудности в реализации
потенциальных возможностей современных и перспективных
электроэнергетических систем, обеспечивающих поддержку
экспедиций и деятельность людей на этих планетах.
Функционирование лунных и марсианских баз
ассоциируется с высоким уровнем энергообеспечения - от сотен до
тысяч киловатт, что потребует создания ядерных
электроэнергетических систем. Однако, для периода сооружения этих
постоянных ядерных систем весьма обещающим средством
электроэнергоснабжения представляются системы^ базирук>~
шиеся на солнечной энергии» Впоследствии эти системы
могут продолжать функционировать как резервные и
повышающие мощность источники, поддерживающие основные ядерные
системы.
Чтобы достичь целей ППЭ, необходимы новые Р в
области генерирования солнечной электроэнергии,
аккумулирования и управления распределением электроэнергии.
Основные усилия предполагается направить на создание
технологии, удовлетворяющей общим требованиям системы,
способной обеспечить 25 кВтэ полезной мощности в течение
20 тыс, ч непрерывного функционирования в автономном
режиме* Наивысшим потенциалом для успешного
удовлетворения поверхностными источниками электроэнергии
осознанных в настоящее время потребностей космических миссий и
требований к системам их электропитания обладают
подсистемы аккумулированиЯз базирующиеся на РТЭ в сочетании с
подсистемами генерирования электроэнергии на солнечных
элементах (СЭ) из аморфного кремния.
13

Совершенствование технологий аккумулирования и
генерирования энергии, сочетающее их потенциально достижимые
характеристики с имеющей небольшую массу надежной
подсистемой управления электропитанием, может дать надежные
поверхностные электроэнергетические системы с ресурсом
20 тыс. ч при удельной мощности 3 Вт/кг для лунных и
8 Вт/кг Для марсианских приложений. Достижение таких
удельных мощностей предполагает более чем 30-кратное
повышение современного технического уровня. В сочетании
с 10-кратным увеличением ресурса такая степень снижения
массы системы сделает реальным осуществление внеземных
миссий на поверхности планет, где движущие силы успеха
это - ресурс, надежность и масса. При этом, естественно,
потребуются комплексные усилия применительно ко всем
подсистемам - генерирования, аккумулирования и управления
электроснабжением. Критическим направлением в ППЭ
считают Р технологии аккумулирования энергии.
Соответственно, первоочередное внимание в ППЭ фокусируется на И и Р
в области подсистем аккумулирования, ^базирующихся на
РТЭ.
Они разбиты на два 5-годичных периода. Первые 5 лет
работы будут фокусироваться на Р и проверке технологий
критичных компонентов, которые в последующий 5-летний
период будут использоваться при проектировании, Р и
испытаниях 25-киловаттной бортовой системы. Первый 5-летний
период уже начат с проведения технических оценок и
сравнительных И, задача которых - конкретизировать направления,
на которых следует фокусировать технологические Р.
Оценка регенеративных систем. Работы по технической
оценке и сравнительным И топливных элементов (ТЭ) и
электролизеров, пригодных для использования в конструкции
РТЭ выполняет Лос-Аламосская национальная лаборатория
по контракту НИЦ Льюиса НАСА. Ведущим направлением
является рассмотрение щелочных ТЭ с мембранами
протонного обмена - МПО (в аббревиатуре английского
наименования - РЕМ: Protonexchange membrane). Первоочередная
задача - оценить жизнеспособность технологии ]у!ПО-ТЭ
в РТЭ-системах проекта гПасфайндер". Необходимо выяснить
не приведет ли недостаточная разработанность основ
технологии МПО-ТЭ к существенному снижению вероятности
успеха в достижении фундаментального технологического
прогресса, необходимого, чтобы удовлетворить требованиям
обеспечения ~2,5-годичного ресурса РТЭ-системы.
14

Цель технической оценки - создать базу для отбора
технологий ТЭ и электролизеров для потенциального
использования при соответствующей их доработке в РТЗ-системах*
Цель сравнительного И - определить общие характеристики
25-киловаттноЙ системы аккумулирования энергии с
ресурсом 20 т&с. ч, использующей технологии ТЭ и
электролизеров, идентифицированных на этапе технической оценки.
В этих И предполагается рассмотреть все возможные
комбинации отобранных технологий ТЭ и электролизеров,
оценены ограничения и риск каждой комбинации в составе РТЭ.
Техническая оценка и сравнительные И обращены к
следующим характеристикам РТЭ-систем: 1) выработка
мощности 25 кВт на протяжении ~ 2,5 года в
автономном режиме, без обслуживания; 2) совместимость со
средой лунной и марсианской поверхности; 3) эффективность
(КПД) в любоЫ положении - 65%; 4) удельная
электрическая емкость на поверхности Марса - 500, на
поверхности Луны 800 Втч/кг. Подготовка к проверке базовых
компонентов, которые определяют способность обеспечить такие
характеристики, должна быть завершена к середине 1991 г»
Лос-Аламосской лаборатории предстоит определить
современное состояние каждой из отобранных систем и дать
прогноз на уровень середины 1991 г. Будет идентифицирована
комбинация, обеспечивающая наилучшее сочетание
требований к аккумулированию энергии и профилю электропитания,
а также ключевые и исследовательские задачи развития
каждого компонента системы.
Жизнеспособность МПО, Для определения современного
технологического уровня комбинаций МПО-ТЭ с
электролизерами в составе РТЭ Лос-Аламосская лаборатория
провела серию обследований разработчиков соответствующих
компонентов. Собраны достаточно полные данные об МПО-ТЭ,
чтобы оценить жизнеспособность этой технологии
применительно к интересующей области применения. Критичными
параметрами здесь являются ресурс, надежность и рабочие
характеристики»
Данные о ресурсе, представленные совместно
Отделением Hamilton Standard Фирмы United Technologies Corp.
Ballard Technologies Corp., показали величину ресурса от
30 тыс. до 40 тыс. при испытаниях одиночного РТЭ и
короткой сборки водород-кислородных батарей РТЭ (более
подробные данные приводятся в докладе Me Elroy JJF* *Ре-
15

генеративные водород-кислородные топливные элементы с
твердым электролитом для внеземных поверхностных
применений", опубликованные в трудах 24-й Конференции
научно-технических обществ по технике преобразования энергии -
IECEC, которая состоялась 6-11 августа 1989 г, в
Вашингтоне), Величина зафиксированного при этих испытаниях
темпа деградации - 1 и 6 мВ/элементчас дает основание
полагать, что МПО-ТЭ - вполне приемлемая основа для
системы с ресурсом порядка 20 тыс. ч.
Для повышения надежности фирмами разработана техника
статического удаления воды (подробнее о ней - в докладе
А. Леонида г Водород-кислородные топливные элементы с
удалением образующейся воды на месте", который
опубликован в трудах 33-го Международного симпозиума по
источникам электроэнергии 13-16 июня 1988 г.) для
использования в условиях низкой и нулевой гравитации. Концепция
прошла экспериментальную проверку на одиночных элементах,
показав уровень надежности, удовлетворяющий требованиям
многолетних миссий.
Испытания, проведенные фирмой Ballard Technologies
Corp, с экспериментальными попимерфторсупьфоновыми
кислотными мембранами фирмы Dow Canical Co,на одиночных
водород-кислородных ТЭ показали не только возможность
повысить эффективность МПО-ТЭ до приемлемого уровня, но
также наличие потенциала дальнейшего повышения эффективности
Или плотности мощности за счет вариации толщины мембран,
В отношении этих мембран еще предстоит продемонстрировать
стабильность функционирования и достаточность ресурса.
Подводя итог, авторы приходят к выводу, что результаты
выполненных работ дают основания полагать что развитие
МПО-ТЭ позволяет расчитывать на приемлемую вероятность
успеха в достижении технологического прогресса базовых
технологий, который необходим, чтобы создать приемлемые
РТЭ-системы в приемлемые для ППЭ сроки.
Б,А, Булатников
'/Proceedings of the European Space Power Conferen—'
cef Madrid, .2-6 Oct. 1989", 1989, 1, 217-<219;
227-231; 245-249
"IAF Prepr/% 1989, N 477, 1-10
16

3. Планы НАСА по созданию лунной базы
В середине июля 1989 г. вице-президент Д. Квейл
обратился к президенту США Бушу с призывом приступить к
работам по программе создания на Луне обитаемой базы,
которая стала бы промежуточным этапом для организации
экспедиции на Марс. Несколько позже, 20 июля 1989 г.
президент Буш выступил в Вашингтоне на торжественной
церемонии по случаю 20-й годовщины полета американских
астронавтов на Луну, Он объявил о новой программе в
области исследования и освоения космического пространства.
Эта программа предусматривает создание в 90-х годах
обитаемой космической станции 'Фридом*, пилотируемый полет
на Луну в начале будущего столетия, а также создание на
Луне постоянной научной базы. Кроме того, программа
предусматривает осуществление пилотируемого полета на Марс.
Выработка реальных сроков решения этих задач поручена
Национальному космическому совету, возглавляемому вице-
президентом Вейлом и НАСА. По мнению экспертов,
осуществление объявленных президентом Бушем проектов потребует
крупных затрат - порядка 800-900 млрд. долл.
Государства-члены ЕКА с интересом восприняли
программу, объявленную Бушем, особенно ту ее часть, которая
касается орбитальной станции 'Фридом*. С этой программой
непосредственно связана возможность реализации проектов
'Колумб" и 'Гермес'. Что же касается задач создания базы на
пуце9 то, по мнению ЕКА, технические и финансовые
проблемы могут быть решены лишь в рамках международного
сотрудничества.
Правительство США считает, что новая космическая
программа придаст мощный импульс развитию науки и
техники во всех отраслях американской промышленности и будет
способствовать росту экономики. Последнее соображение
является, по-видимому, определяющим, хотя и политические
мотивы (демонстрация технологических преимуществ США,
возрождение национального интереса к науке и технике)
играли не последнюю роль.
Проблемы изучения Луны и полета на Марс изучаются в
настоящее время в рамках следующих пяти основных
направлений:
- создание обитаемой базы на Луне без последующего
полета на Марс;
3-1 17

- экспедиция к Марсу на корабле типа "Аполлон* с одним
астронавтом на борту;
- создание обитаемой базы на Марсе без создания базы
на Луне в качестве промежуточного этапа;
- создание обитаемого форпоста на Луне с последующим
превращением его в крупную базу для проведения научных
экспериментов и получения опыта, необходимого для
марсианской экспедиции;
- создание первого форпоста tfa Марсе, а второго - на
Луне.
Наибольший интерес вызвал проект создания лунной базы
как переходного этапа при осуществлении полета на Марс.
Одним из наиболее существенных аргументов в пользу
создания постоянно действующего форпоста на Луне является
возможность добычи изотопа гелия-3 из лунных пород и
доставка его на Землю jcaK топлива для термоядерных
электростанций. Министерство энергетики США считает, что при
существующих темпах технологического прогресса термоядерная
электроэнергетика выйдет на уровень коммерческой
эксплуатации через 30 лет, т.е. приблизительно через тот же
срок, какой необходим для организации промышленной добычи
гелия-3 на Луне.
Использование гелия-3 вместо обычного трития позволит
сделать термоядерные реакторы намного безопаснее в
экологическом отношении, а также сократить на 10 лет срок их
разработки. В результате реакции гелий-3 /дейтерий
образуются не нейтроны, как при реакции тритий/ дейтерий, а
протоны, благодаря чему уровень радиоактивности
конструкций реактора снижается на три порядка. К сожалению, ге-
лий-3 не существует на Земле в промышленных количествах,
но в достатке имеется на Луне. В 1988 г. группа
специалистов НАСА пришла к заключению, что технически
возможно и экономически оправдано добывать гелий-3 на Луне н
обеспечивать с его помощью практически все потребности в
электроэнергии всего населения Земли (с учетом
потребностей наступающего тысячелетия).
В отличие от лунной экспедиции, которая в конечном
итоге может привести к созданию форпоста на Луне и
получению практических результатов, марсианская экспедиция
будет иметь чисто научный характер. Рассматривается
следующий сценарий экспедиции на Марс. Первоначально будет
направлена экспедиция к Фобосу. В корабле, рассчитанном на
18

5 человек, будет находиться экипаж из 3 человек. Экипаж
посадит на поверхность Марса пустой спускаемый аппарат,
который будет служить резервным жилым модулем для нго-
рой марсианской экспедиции. На поверхность Марса также
будет доставлен телеуправляемый самоходный аппарат,
который проведет, отбор проб марсианской почвы и доставит их
на корабль-матку, . находящийся на Фобосе. Экипаж проведет
исследования Фобоса, изучит возможность работы
человека при уровне гравитации 0,001 продемонстрирует
развертывание и работу onbiTHjo|L3^^
криогенного топлива из пород Фобдо§и Экипаж проведет на
Фобосе 1 месяц. Следующая экспедиция, будет состоять из
5 человек и совершит высадку на Марсе рядом с местом
посадки жилого модуля, доставленного первой экспедицией*
Члены экспедиции проведут научные и прикладные экспери-
' менты. Срок пребывания на Марсе составит 1 год. Третья
экспедиция отправится и на Марс, и на Фобос. На Фобосе
будет установлена гащеая. лоловина комплекса „по„ лроизвод*.
ству Г ракетного топлива»" Четвертая экспедиция установит
вторую половину комплекса» подготовив тем самым
инфраструктуру для последующей серии экспедиций, в ходе
которых будет создан постоянно действующий форпост»
Анализ вышеупомянутых программ показывает, что Для
практической реализации проекта освоения Луны
необходимо создать носители грузоподъемностью 70-100 т на
низкие околоземные орбиты (НОО) и 154-250 т на НОО при
реализации марсианского проекта. Специалисты
высказывают предположение, что поскольку эти носители будут
использоваться относительно редко (несколько раз в год), то
можно создать вполне приемлемую и недорогую конструкцию
РН путем модификации существующих. Это может быть РН
на основе элементов МВКА. Уже разработана достаточно
оригинальная идея такой РН, получившей название "Шаттл-
Сг. Суть идеи в том, что для перевода КА с опорных на
высокоэнергетические орбиты необходим разгонный блок,
составляющий значительную часть массы ПН, Поскольку
масса разгонного блока при марсианской или лунной экспедиции
должна быть в 4-5 раз больше массы самого КА, то
грузоподъемность носителя должна быть очень вегшка. Для
того, чтобы вывести такую массу существующими
носителями (при соответствующей их модификации), предложено
дважды использовать разгонный блок. При первом запуске разгон-
3-2 19

ный блок и КА находятся под общим кожухом,
установленном в стандартной конфигурации МВКА вместо орбитальной
ступени и снабженном ЖРД SSME). С помощью маршевых
двигателей и ТТУ связка 'разгонный блок / КА* достигает
суборбитальной скорости, после чего включаются двигатели
разгонного блока и КА переводится на опорную орбиту. При
этом полностью выгорает топливо разгонного блока.
Результирующая масса на орбите в этом случае намного выше
той, которую мог бк вывести носитель при обычной схеме
запуска. Это достигается полным использованием во время
выхода на орбиту того топлива, которое при обычном пуске
используется для перевода КА на высокоэнергетическую
орбиту.
Следующий шаг - запуск еще одного (или нескольких)
носителя "Шаттл-С"» полезной нагрузкой которого является
заполненный топливный бак. Затем производится стыковка с
уже находящейся на орбите связкой * разгонный блок/КАг,
перекачка топлива, включение двигателей разгонного блока
и перевод КА на траекторию движения к Луне или Марсу.
Предварительный анализ показывает, что РН на базе
МВКА в стандартной конфигурации (2 ТТУ и 3 ЖРД
SSME ) могла бы вывести на околоземную орбиту связку
"разгонный блок / КАГ массой 113 - 137 т в случае, если
предусмотрено двойное использование разгонного блока. Если
используется 4 ЖРД SSME, то масса ПН (при прочих
равных условиях) возрастает до 125-150 т при 100% тяге
и до 137-164 т при 109% тяге.
НАСА ведет всестороннюю оценку технических
требований, предъявляемых к космическим аппаратам для освоения
Луны и Марса* Ответственным за эти работы назначен
директор Центра им. Джонсона А* Коуэн. В Центре образован
отдел по исследованию Луны и Марса, В Центре им.
Маршалла будет проводиться оценка проектов транспортных средств,
предлагаемых для освоения Луны и Марса.
Если в США будут осуществлены все упомянутые выше
проекты, то развитие космонавтики* несомненно, поднимется
на новую, более качественную ступень. Однако следует
ожидать, что планы НАСА будут подвергнуты серьезной
корректировке, поскольку не все из этих пианов диктуются
потребностями космонавтики и экономической целесообразности.
Как бы то ни было, в обозримом будущем в космонавтике
ожидаются значительные события. Т.А. Антонова
20

"Spaceflight", 1989, '11, » 9. - 297-302; В 7,
237-240
"Flight.Int.", 1989, 136, •* 4175, 349; № 4173,
44-45
"Res. and Dev/\ 1989, !31, № 4, 29
4, Проекты НАСА по пилотируемым полетам
на Луну и Марс
Осенью 1989 г. НАСА представило Национальному
космическому совету (NSC) пять примерных графиков
перспективных пилотируемых полетов для исследований
Солнечной системы. По самому раннему из них постоянная
обитаемая база на Луне может быть создана в 2002 г.,
а первая посадка американских астронавтов на поверхность
Марса - в 2011 г.
Для подготовки перспективных пилотируемых полетов
необходимо прежде всего создать новые МВКА и РН
грузоподъемностью 50-140 т (при выводе на низкую
околоземную орбиту). Существующие МВКА гСпейс Шаттлг могут
поднять ПН массой не более 17,3 т. Кроме того
потребуются транспортные аппараты для доставки грузов на орбиты
вокруг Луны и Марса и спускаемые аппараты для посадки
на поверхность Луны и Марса.
Для подготовки пилотируемых полетов НАСА намечает
осуществить запуски ряда роботизированных устройств для
исследований районов Луны и Марса с целью выбора мест
посадки Для пилотируемых кораблей. Особенно тщательно
следует изучить поверхность Марса. Первый
роботизированный полет предусматривает запуск двух автоматических
КА, каждый из которых должен состоять из орбитального
и спускаемого аппаратов. В то время как с орбитальных
аппаратов будет производиться съемка поверхности Марса,
аппаратура спускаемых аппаратов будет собирать
сейсмические и метеорологические данные.
В последующем намечено провести глобальное изучение
поверхности Марса с помощью нескольких марсоходов9
доставленных в различные районы его поверхности. При этом
должна использоваться аппаратура для изучения подповерх-
ностных и поверхностных слоев. Полученные данные
предусматривается ретранслировать на Землю с помощью
аппаратов, находящихся на около марсианских орбитах* В резуль-
21

тате исследований ученые получат данные для моделирования
геологии Марса и уточнят свои знания по сейсмологии и
метеорологии Марса, а также по процессам взаимодействия
между его атмосферой и поверхностными слоями.
На третьем этапе предусматривается запуск
автоматического КА, который совершит посадку на поверхность Марса,
произведет забор образцов пород, грунта и атмосферы общей
массой около 5 кг и доставит эти образцы на Землю.
За этим последует запуск двух автоматических КА,
каждый из которых состоит из орбитального аппарата и
связного ИСЗ. С помощью орбитального аппарата должно
производиться дистанционное зондирование выбранных районов
Марса* Связной ИСЗ предназначается для ретрансляции научной
информации с борта орбитального аппарата на станции,
находящиеся на Земле. Марсоходы позволят детально *изу-
чить потенциальные районы для посадки пилотируемых
кораблей.
На этапе роботизированных исследований Марса
предусмотрены измерения характеристик космической радиации
высоких энергий и потоков радиации от солнечных вспышек,
чтобы обеспечить надежную радиационную защиту экипажей
марсианских КК.
Хотя НАСА не представило расчетов затрат, которые
потребуются для вышеперечисленных исследований, специалисты
считают, что на это потребуется не менее 30 млрд. долл.
Джон Пайк (член. Федерации американских ученых, FAS )
заявил 'Недостаток исследований НАСА состоит в том, что
в них изучались технические преимущества различных
подходов к изучению Марса, но не рассматривались затраты и
требуемые технологии. Когда будут произведены подсчеты
затрат, тогда <может потребоваться коренное изменение
проектов1".
Б.И. Ермишкин
ftNew Scientist", 1989, L24, J* 1695, 23
5. Западные оценки советских космических программ
Хотя на Западе еще не имеют единого мнения о
причинах открытости СССР в авиационно-космической
деятельности, однако впечатления о достижениях в конструкторских
разработках й о динамике развития являются беспрецедентно
22

значительными. Это утверждение журнал "Aerospace Агае-«
ricaM предпослал обзору оценок западных экспертов по
советской ракетно-космической технике, в частности по
МВКА "Бурен*. Отмечалось, что оценки не всегда были
однозначными, хотя по ряду позиций получены согласованные
мнения.
Так представлялось очевидным, что конструктивная
схема МВКА "Буран*, внешние обводы и основные размеры
совпадают с аналогичными характерными признаками
орбитальной ступени (ОС) МВКА США. Однако советские
специалисты не слепо копировали конструкцию ОС, а изменили
ее в соответствии со своей философией использования МВКА.
СССР провел ряд летных испытаний крылатого ЛА по
программам нескольких ИСЗ серии 'Космос* в конце 70-х гг.
Советский МВКА будет иметь меньшее аэродинамическое
сопротивление за счет переноса 2 ЖРД орбитального
маневрирования в хвостовую часть. Представляют интерес
очень небольшие продольные ребра на боковых сторонах
носовой части за РД ориентации и стабилизации. Считается,
что они будут влиять на подъемную силу и продольную
устойчивость. Верхняя половина носовой части несколько
короче, шире и более плоская, чем у ОС МВКА США. Эти
изменения формы носовой части создают иную картину
обтекания МВКА 'Буран* в делом.
Применение крыла двойной стреловидности с
протяженным участком крепления его к корпусу позволяет
предполагать смешение ц#м. в сторону носовой части. Кабина
экипажа по форме не является усеченным конусом. Ее длина не
ограничена остеклением, а захватывает еше некоторый
участок за фонарем. По заявлениям советских специалистов
кабина объемом 69,2 мЗ рассчитана на 10 космонавтов
в кратковременном полете и на неуточненное число - для
полета в течение 30 дней. Кабина ОС МВКА США
позволяет осуществлять полет 7 астронавтов в течение 7 дней»
Модификация ОС даст возможность полета в течение 30
дней в кабине объемом 65,1 мЗ с дополнительным
объемом 8,4 мЗ воздушного шлюза средней палубы. Грузовой
отсек МВКА 'Буран* длиной 18 м смешен к хвостовой
части, что показывает часть нескошенной передней кромки
вертикального стабилизатора.
Большинство экспертов усмотрело сходство в системах
тепловой зашиты 'Бурана' и ОС МВКА США. Возможно,
23

что в СССР пошли на риск, заимствовав этот принцип
тепловой защиты, поскольку НАСА столкнулось со многими
проблемами при эксплуатации тепловой защиты из керамических
плиток. Из анализа австралийских фотографий крылатых ЛА
после схода с орбиты, приводнения в Индийском океане и
подъема на борт спасательного судна СССР был сделан
вывод, что эти плитки не приклеены, а закреплены болтами или
заклепками. Фотографии были сделаны с самолетов
австралийских ВВС,
Анализ системы "Энергия-Буран* показывает, что ее
можно рассматривать как МВКА второго поколения с учетом
того, что первый полет МВКА США состоялся почти 8 лет
назад. Из этого также следует, по мнению Н* Джонсона из
фирмы Teledyne Brown Engineering в марте 1989 г., что
подтверждаются оценки об отставании СССР от США в
космической технике на 8-10 лет. Основная задача проведенного
полета "Бурана* заключалась в демонстрации своего паритета
со США. Ракета-носитель (РН) "Энергия*' класса РН
"Сатурн-5* имеет грузоподъемность на низкую околоземную
орбиту *~ 100 т. "Буран" имеет массу на уровне массы ОС
МВКА США, поскольку его грузоподъемность составляет
29 т. По оценке Н. Джонсона масса "Бурана" может быть
*v70 т. При оценке массы следует учитывать
отсутствие основных ЖРД на борту МВКА и сниженные требования
к несущей конструкции. Небольшие нагрузки на несущую
конструкцию могут привести к повышенному ресурсу "Бурана".
Модульная РН "Энергия" представляет собой то, к чему
стремятся США при создании перспективной транспортной
космической системы AL&* Со ссылками на высказывания
Юв Семенова и Б. Губанова отмечается возможность
обеспечения многоразовости использования всех элементов РН, в
т.ч. за счет оснащения их крыльями. В комментариях
эксперта из Швейцарии подчеркивается возможность
варьирования числа внешних блоков (бустерных ступеней с ЖРД).
Эти бустерные ступени пригодны не только для РН
"Энергия", но и для нового поколения РН, Варианты такой РН
средней грузоподъемности успешно прошли летные испытания.
На второй западноевропейской конференции по космическим
исследованиям СССР представил свою РН "Зенит" SL -16,
первой ступенью которой является бустерная ступень с ЖРД
от РН "Энергия". В двухступенчатом варианте РН "Зенит"
со стартовой массой 445 т, длиной 57 м и диаметром 3,9 м
24

имеет грузоподъемность на низкую околоземную орбиту
13,7 т, а на геостационарную орбиту - 600 кг. С помощью
бустерных ступеней считается возможным достичь
грузоподъемности РН 'Ариан', т*е# 2 т на геостационарную орбиту.
Как отмечает обозреватель из ФРГ, Для западных
специалистов особенно впечатляющим был видеофильм, о
предстартовой подготовке РН 'Зенит*., Большая часть операций на
стартовом комплексе в Байконуре автоматизирована, так что все
работы проводятся за 80 ч« Высокая автоматизация
позволяет проводить до 15 пусков в годо Представители Главкос-
моса указывали на высокую надежность стартового
комплекса и высокую точность наведения РН. РН 'Зенит*
предлагалась западным предпринимателям для выведения их
объектов. Однако отсутствие дифференциации цены вывода
в зависимости от условий, что было характерно для цен
вывода на РН 'Ариан-4' или 'Тйтан-340 позволило
предположить, что цена установлена не из рыночных, а
политических соображений. Среди других льгот гарантировались
пониженные таможенные тарифы и облегченные процедуры
досмотра» Надежность РН по проведенным 30 пускам
оценивается в 0,958. Для размещения полезной нагрузки,
выводимой на низкую околоземную орбиту, предлагается объем
90 мЗ, а при выводе на геостационарную орбиту - 45 мЗ,
Следует учитывать, что полезная нагрузка будет
подвергаться при выводе перегрузкам до 6g*
Коммерциализации космической техники в СССР стали
уделять повышенное внимание, В США интересы Главкосмо-
са представляет фирма Space Commerce, Она обсуждала в
частности с НАСА возможность использования РН 'Энергия*
для вывода ООКС. Считалось, что вывод всех элементов
ООКС может быть произведен за 2-3 пуска РН# Ожидалось,
что цена вывода будет сравнимой с относительно низкой
ценой, запрашиваемой СССР за вывод на РН 'Прогон'* Фир«*
ма предлагала поставлять для НАСА РН 'Циклон' средней
грузоподъемности* СССР заключил договор с Австрией о
полете австрийского космонавта в 1991 - 1992 гг* За
6,48 млн долл. СССР обязуется провести подготовку 2
космонавтов, доставку одного из них на орбитальный
комплекс 'Мир' вместе с оборудованием для 25 экспериментов
и возврат на Землю, Продолжительность экспедиции
составит ~8 дней. По мнению австрийской стороны
переговоры были трудными, но успешными.
4-1 25

Перспективные советские космические программы
связываются с полетами к Луне и Марсу, в т.ч. с использованием РН
"Энергия*. Отмечается, что при использовании этой РН на
Луну может быть доставлен объект с массой 32 т, а на
Марс - с массой 28 т, По мнению О. Борисова, на заяв-
пение которого ссылается английский обозреватель, СССР
намерен осуществить высадку 2 космонавтов на Марс в
2005 - 2010 гг. Первый беспилотный полет к Марсу
намечается на 1994 г. Акцентируется внимание на то, что
экспедиция 1994 г. с выходом КА на орбиту Марса
предназначается для изучения поверхности планеты с помощью стерео-
ТВ-съемки с разрешающей способностью 20 м и фотосъемки
с разрешающей способностью 1 м. На 1996 г.
запланирована экспедиция с доставкой на поверхность Марса
планетохода с массой 250-600 кг, снабженного устройством для
забора проб грунта и их анализа. Без комментариев дается
информация о возможной пилотируемой экспедиции на двух
КК, оснащенных ядерно-электрическими РД.
От недооценки военного значения активной космической
политики СССР предостерегает главнокомандующий
космическим командованием США ген. Пиотровски. Он считает, что
СССР превосходит США по возможной годовой
грузоподъемности на ~ 500 т. В недалеком будущем эта величина
достигнет 1000 т. СССР имеет более 20 стартовых
комплексов, т.е. в ~2 раза больше, чем США. Ежегодно СССР
проводит ~ 100 пусков РН. В настоящее время парк РН СССР
насчитывает 10 типов носителей, включая РН "Энергия*. Это
позволяет осуществлять замену ИСЗ с небольшим ресурсом
в течение нескольких дней или даже часов. В период
Фолклендской войны СССР вывел 29 ИСЗ за 69 дней. СССР
располагает незаконсервированными линиями по производству РН
и ИСЗ, необходимыми хранилищами и достаточными площадями
монт&жно-испытательных корпусов для выполнения работ с
РН и ИСЗ в режиме военного времени.
Соглашаясь с этой оценкой космической политики СССР,
Н. Джонсон в то же время отмечает, что сокращение
бюджетных ассигнований вследствие экономических реформ М.С.
Горбачева оставит без изменения лишь небольшое число
космических программ. Перенос сроков ряда проектов вызван
по-видимому не только техническими, но и финансовыми
причинами. Очевидно, что за кулисами развернулась
ожесточенная борьба не только за руководство гражданскими програм-
26

мами, но и за перераспределение ответственности военных
и гражданских ведомств в космической политике. Однако в
делом советская космическая политика, учитывающая
экономические, политические и военные требования, в
обозримом будущем не подвергнется серьезным изменениям
вследствие реформ М.С» Горбачева,
"Гласность" состояния советской авдодионно-космической
техники, считает один из • редакторов "Aerospase America",
показала тенденцию СССР к эволюционному, хотя и
постоянному прогрессу, направленному на достижение далеко
идущих цепей,
В,А* Карелин
"Aerospace America", 1989, 22» # *» 20-23, 40
"Aerospace Daily", '1988, 148, J* 10, 78
MAstronautik'V1989, 2£, » 1, 15-16
"Defense Daily", 1989, Ш» * 59, 481:
П 22,474; W 38, 306
"Flight International", 1989t'135, W 4148»
"Flug Revue", 1989, J* 7, 36, 61
6« Хроника событий
9 января 1990 г, начался полет МВКА *Спейс Шаттл*
с орбитальной ступенью 'Колумбия*, продолжительность
которого должна составить 10 суток» Программой полета
предусматривались: а) вывод на орбиту военного ИСЗ связи
"Синком-^ (F-5), который именуется также "Лисзт-З*!
б) возврат с орбиты платформы LDEF* на которой проводи*-
лись эксперименты по космическому материаловедению;
в) проведение эксперимента фирмы Matra (Франция) по
выращиванию кристаллов протеина (пектина)»
Американский автоматический межпланетный КА Тали-»
пей-* должен был 9 февраля 1990 г» пролететь вблизи
планеты Венера на удалении около 10 тыс, км. На участке
полета к Венере в конце 1989 г. были проведены две кор -
рекдни траектории полета КА, а третья коррекция
намечалась на январь 1990 rt
Советский Союз и США возобновили сотрудничество в
области космической биологии и медицины. Принято решение
27

создать объединенный банк данных результатов
медико-биологических исследований советских космонавтов и
американских астронавтов» США обязались поставить медицинскую
аппаратуру для установки на борту советского орбитального
комплекса (ОК) "Мир*, Предусматривается проведение
полетов американских астронавтов на борту ОК 'Мир* и
советских космонавтов на борту американского МВКА "Спейс
Шаттл",
Европейское космическое агентство (ЕКА) заключило
контракт сроком на 16 месяцев в сумме 27 млн марок с
фирмой Dornier (ФРГ), которая входит в группу Daimler-*
BenztHa эскизное проектирование научных ИСЗ по проекту
"Кластер*> Предусматривается одновременный вывод на
орбиту в декабре 1995 г. четырех ИСЗ "Кластер" (масса
ИСЗ 1,1 т) одной РН "Ариан-4". ИСЗ должны в течение
двух лет проводить измерения характеристик плазмы в
магнитосфере Земли»
Организация 'Интелсат* решила провести запуск второго
ИСЗ уИнтепсат-6" „ в феврале 1990 г. с помощью
американской ракеты "Титан-3". Первый ИСЗ гИнтелсат-6" был
запущен 27 октября 1989 г. западноевропейской РН "Ари-
ан-4". Общие затраты на запуск одного ИСЗ *Интелсат-6г
при использовании РН "Ариан-4" составляют 237 млн.
долл., а при использовании РН "Титан-3" -272 млн, долл»
Фирма British Aerospace (Space Systems) Ltd.
5 января 1990 rf объявила об образовании международного
консорциума для изготовления ИСЗ ^Инмарсат-З*,
обеспечивающих связь с подвижными пользователями. В консорциум
входят фирмы: l) Matra (Франция) - изготовление
отдельных систем ИСЗ; 2) NEC (Япония) - поставка
ретрансляторов; 3) TRW С(США) - изготовление бортовых
антенн.
П£>авитепьство Австралии дало согласие организации CYSA
на строительство частного космодрома на мысе Йорк для
проведения коммерческих запусков и разрешило запуск
советских РН, которые не нарушают национальных и
международных обязательств Австралии. CYSA уже ведет
переговоры с Советским Союзом о запусках советских РН "Зенит",
Б. И. Ермишкин
"'Air et Cosmos", 199O,J27, № 1267, 54
28
99 к

ВОЕННОЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЕ КОСМОСА
7« Эксперименты по программе СОИ
В первой половине сентября 1989 г, управление SDIOf
которое руководит работами по программе СОИ, провело
несколько экспериментов! предусмотренных программой СОИ.
4 и 11 сентября 1989 г. с полигона Кауи (Гавайские
о-ва) были запущены две исследовательские ракеты типа
9Терьер-Мейпьмьют*,которые вывели на суборбитальные
траектории (длительность полета - около 10 минут;
максимальная высота траектории 640-800 км) два КА *Стармейтг
(мас<$а КА 70-90 кг). При разработке конструкции КА
была обеспечена их малая радиолокационная заметность.
КА совершили полет над Тихим океаном, а слежение за их
полетом с помощью наземкой аппаратуры велось с о-вов
Кауи, Мауи и Оаху. В комплект наземной аппаратуры
входили РЛС и датчики, работающие в ИК-, видимом и УФ-диа-
пазонах. Как полагают американские специалисты, такого
типа приборы будут использоваться Советским Союзом для
обнаружения и слежения за полетом ИСЗ, которые войдут
в состав перспективной американской системы ПРО.
Затраты на эксперимент гСтармейт" составили 6,6 млн. долл.
12 сентября 1989 г. на стенде NHTF (National Hover
Test Facility) лаборатории астронавтики ВВС США
(авиабаза Эдварде в шт. Калифорния) был проведен
очередной этап летных испытаний макета противоракеты, при
котором макет продержался в воздухе в течение 12 с на
высоте 7,5 м над предохранительной сеткой. Система
управления противоракеты, в состав которой был введен новый
компьютер с высоким быстродействием9 обеспечила с помощью
ИК-прибора каведение на корпус двигателя* закрепленного
на расстоянии 230 м от противоракеты, В качестве
исполнительных органов системы наведения использовались
импульсные микродвигатели (продолжительность одного имггуль^
са несколько миллисекунд, количество импульсов достигало
нескольких сотен). Новый бортовой. микрокомпьютер
анализировал наблюдаемую картину и вычислял положение корпуса
работающего двигателя относительно хвоста выхлопных
газов. Это качество имеет решающее значение для
перспективных противоракет космического базирования для
обеспечения их высокой боевой эффективности. Стендовые испыта-
29

ния макета противоракеты проводятся отделением Electronics
and Missiles Group ФиЕМН—Mffibt Marietta» •
В сентябре 1989 г. продолжалось уточнение
ассигнований на программу СОИ в 1990 фин. г. Администрация
президента Буша запрашивала 4,6 млрд долл. для
министерства обороны и 300 млн долл. - для министерства
энергетики. Палата представителей конгресса одобрила
выделение на программу СОИ 3,1 млрд.долл., а сенат - 4,3 млрд,
долл.
ВВС США решили объединить усилия фирм Lockheed и
TRW при разработке разведывательного комплекса SSTS
(Space Surveillance and Tracking: System - космическая
система разведки и слежения). Доля участия каждой фирмы
в проекте SSTS составит 46% от общей суммы затрат*
Оставшиеся 14 млн долл. направляются на предварительное
проектирование комплекса,- В соответствии с программой
СОИ прототип разведывательного ИСЗ должен быть выведен
на орбиту в конце 1995, г*
Б.И. Ермишкик
"Airet Cosmos", 1950, 27, № 12б7э 34
"Aviation Week and Space Technology", 1989, 131,
* 14, 22 ~~*
8, Разработка ИСЗ MSX для экспериментов
по программе СОИ и РН увеличенной грузоподъемности
на базе РН
Управление SDIO, которое осуществляет руководство
программой СОИ, начало разработку экспериментального
ИСЗ MSX (Midcourse Space Experiment) с целью
проведения летных испытаний аппаратуры для обнаружения и
слежения за полетом МБР на среднем участке траектории
полета. Запуск ИСЗ MSX намечен на начало 1992 г. Он
должен производиться с помощью РН 'Титан-2*,
грузоподъемность которой увеличится за счет установки восьми
твердотопливных ускорителей (ТТУ).
ИСЗ MSX (масса 2950 кг) должен быть выведен на
солнечно-синхронную орбиту высотой 888 км. Запуск будет
производиться с космодрома Ванденберг (шт, Калифорния),
ИСЗ должен пробыть на орбите несколько лет, чтобы
проверить работоспособность комплекта приборов для слежения за
30

полетом МБР на среднем участке траектории полета и
наведения на них противоракет» В чидло основных приборов
входят:
- Длинноволновой ИК-радиометр/спектрометр для
слежения за полетом боеголовок МБР в космосе, (с криогенным
охлаждением).
- Радиометры и спектрометры, работающие в УФ- и
видимом диапазонах спектра,
- Датчик, работающий в видимом диапазоне спектра, для
слежения за полетом других объектов в космосе (например,
за ИСЗ вероятного противника),
- Устройство обработки ИК-сигналов#
- Комплект приборов для слежения за процессами
загрязнения зеркал оптической аппаратуры и за
загрязнением пространства, окружающего ИСЗ.
ИК-радиометр с криогенным охлаждением
разрабатывается университетом шт# Юта на базе радиометра CIRRIS*
который должен был пройти испытания при четвертом
полете МВКА гСпейс Шаттл* (испытания, не были проведены
из-за отказа механизма открывания крышки объектива).
Основная задача ИСЗ MSX - проведение первых
демонстрационных функциональных испытаний аппаратуры, которая
будет использоваться на боевых ИСЗ перспективной
системы ПРО для идентификации, слежения и нацеливания на ббе-
головки МБР на среднем участке траектории их попета.
Эксперименты при полете ИСЗ MSX явятся продолжением
экспериментов, проводившихся с помощью РН 'Дельта-181*
(запуск был произведен в феврале 1988 г.), Головным
разработчиком ИСЗ MSX является Лаборатория
прикладной физики университета Джонса Гопкинса, Лаборатория
ведет также разработку нескольких приборов для регистрации
излучений в видимом и УФ-диапазонах спектра. Общая
продолжительность работ по проекту MSX составит 8 лет
при суммарных затратах 400 млн. долл.
Стандартные РН "Тйтан-2" (изготовитель фирма Martitr
Marietta У при запуске с космодрома « Ванденберг
может вывести на полярную орбиту полезную нагрузку
(ПН) массой до 1,9 т, а РН 'Титан-^ - 14,5 т, При
установке восьми ТТУ, в качестве которых предлагается
использовать РДТТ гКастор-4* фирмы Morton Thokol,
грузоподъемность РН "Титан-З" увеличится до 3,4 т.
31

В соответствии с соглашением между ВВС США и фирмой
Martin Marietta фирма произведет реконструкцию РН "Ти-
тан-2* за свой счет, а ВВС возместят расходы на запуск
РН 'Титан-г* Для вывода на орбиту ИСЗ MSX- В
дальнейшем фирма Martin Marietta может выйти на рынок для
проведения запусков РН гТитан-2г в научных и
коммерческих целях*
Реконструкцией РН гТитан-2' предусматривается
установка на корпусе 1-й ступени уздов крепления ТТУ и
увеличение запасов топлива на борту 2-й ступени. Избыток
топлива необходим для обеспечения длительной работы
системы ориентации и стабилизации и для увеличения высоты
орбиты ИСЗ по сравнению с возможностями серийной РН гТи-
тан-г*. Фирма' Martin Marietta рассматривает и другие
мероприятия по усовершенствованию конструкции РН
'Титан-^': а) снижение массы передней обечайки и
переходника для крепления ИСЗ за счет использования композитов!
б) обеспечение возможности крепления к корпусу РН двух
и более ИСЗ; в) снижение затрат на подготовку. РН к
запуску*
Б.И, Ермишкин
"Aviation Week and Space Technology"* 198P* Ш,
>» 13,31
9, Запуски военных связных ИСЗ
25 сентября 1989 г. с помоаяью РН "Атлас-Центавр-
68* был запущен ИСЗ *Фпитсатком~8*. ИСЗ '<масса в
момент старта 2320 кг, а после выхода на геостационарную
орбиту - 1225 кг) имеет расчетный срок службы 5 лет.
ИСЗ серии 'Флитсатком* обеспечивают каждый связь по 23
каналам (12 - для ВВС; 10 - для ВМС, 1 - для
национального командования США). На борту ИСЗ "Флитсатком-8*
установлен один экспериментальный ретранслятор EHF -
диапазона Для связи с наземными станциями (НС), которые
войдут в состав перспективной военной спутниковой
системы связи 'Милстар*. В качестве источников электропитания
на борту ИСЗ используются панели солнечных батарей и три
никелькадмиевых аккумуляторных батареи. Стабилизация
корпуса ИСЗ в пространстве производится с, помощью инерци-
альных маховиков,
32

Первый ИСЗ серии *Флитсаткомг был запушен 9
февраля 1978 г., а предыдущий перед последним запуском взор-»
вался на стартовой площадке 26 марта 1987 г.
вследствие удара молнии. Запуск ИСЗ *флитсатком-8*
первоначально намечался на 22 сентября 1989 гм но был отложен
из-за урагана "Хуго". Запуск 25 сентября 1989 г« был
произведен за 58 с до истечения, окна запуска, так как
облачность толщиной более ,1,3 км над мысом Канаверал
препятствовала более раннему запуску. При прохождении РН
через облака на обтекателе из стеклопластика
накапливаются заряды статического электричества, которые могут
привести к повреждению микросхем ИСЗ. В последующем
обтекатели для РН '"Атлас*' предлагается изготавливать из
алюминиевых сплавов, которые препятствуют образованию
зарядов статического электричества*
Запуск, состоявшийся 25 сентября 1989 г., был
последним запуском одноразовой РН с мыса Канаверал под
руководством НАСА. В будущем ответственность за запуск од -
норазовых РН будут нести ВВС США и фирмы-изготовители
РН серий 'Атлас*, "Гитан* и "Дельта** Фирма General
Electric* • которая поставляет РН *Атлас*§ намечает
изготавливать по 8 РН в год вплоть до 1997 г.
31 декабря 1989 г. РН *Тктан-Зг был запущен второй
английский военный спутник связи *Скайнет-4В*, который
должен занять на геостационарной орбите точку б° в#д. и
вступить в эксплуатацию в 1-м квартале 1990 г.
Б.И, Ермишкин
"Air et Cosmos", 199<С '27, П 1267, $4 .
"Aviaioa Week and Space Technology"» 1989#
121. * u* 30; J* 14, 23
10, Запуск английского военного спутника свяэи
уСкайнет-4А*
31 декабря 1989 г, РН "Титан" с мыса Канаверал
был произведен одновременный запуск двух связных ИСЗ:
*Скайнет~4А* (Великобритания) и ICSat -2 (Япония).
Запуск планировался ранее на июль 1989 гч но
многократно откладывался по техническим причинам и
неблагоприятных метеорологических условий, ИСЗ* *Скайнет-4В* был
33

выведен на орбиту РН гАриан-4" в декабре 1988 г., а
запуск ИСЗ *Скайнет-4Сг РН 'Ариан' намечался на май
1990 г. На борту ИСЗ гСкайнет-4А* установлена связная
аппаратура, которая предназначалась для ИСЗ "Скайнет-
4С, в связи с этим на ИСЗ "Скайнет-4С" используется
аппаратура от ИСЗ "Скайнет-4АГ.
Спутниковая система связи гСкайнет-4г предназначается
для обслуживания вооруженных сил Великобритании
засекреченной и надежной связью в 90.-х годах* Аппаратура
работает в SHF-* и UHF -диапазонах и должна
обслуживать как тактические, так и стратегические военные
подразделения. ИСЗ "Скайнет-4Г изготавливаются фирмой
British Aerospace, а связная аппаратура для них
поставляется фирмой Marconi Space Systems.
Фирма Martin Marietta (изготовитель РН *Тйтан") по
состоянию на начало 1990 г. имела контракты на запуски
трех коммерческих ПН: а) двух ИСЗ *Интедсат-6г - в
1991 r.j б) автоматического КА гМарс Обсервер* - в
1992 г. После проведения запуска второго ИСЗ "Интелсат-
6* в 1991 г. со стартового комплекса 40 этот комплекс
будет переоборудован для обеспечения запусков по заказу
ВВС США РН "Титан-4" (эти запуски можно также чпро-
изводить и со стартового комплекса 41 )•
Б. И. Ермишкин
"FUght .International", 1990, 137, Jsfe 4198,13
11» РН *Пегас* и ее использование в военных
и научных целях
Американские фирмы Hercules Inc и Orbital Sciences
Corp. (pSC) продолжают разработку РН малой
грузоподъемности 'Пегас", Фирма OSC уже провела два
летных испытания РН на борту самодета В-52,
принадлежащего НАСА: 9 ноября 1989 г» - продолжительность
полета 90 мин; 15 декабря - продолжительность полета
2 часа.
Во время первого полета было выявлено несколько
проблем: нарушение теплозащиты РН; электромагнитные
помехи, создаваемые оборудованием самолета-носителя. В
процессе второго полета имитировались условия запуска РН с
34

борга самопета В-52. За минуту до расчетного времени
запуска РН самолет находился на высоте 13 км над
Тихим океаном вблизи побережья Калифорнии (координаты
36° с.ш, и 123° в.д.). Полет показал возможность
запуска РН 'Пегас* во время окна запуска
продолжительностью 18 мин. В процессе испытаний использовался
макет РН длиной 15 и и массой 18,6 т.
Первый запуск РН намечался на середину января 1990 г,
и должен был вывести на орбиты ИСЗ гПегсат' (НАСА) и
Тломар* (управление DARPA )• На борту 'Пегсат*
установлены разнообразные приборы для изучения поведения РН
в процессе запуска и два контейнера с барием, выброс
которого в околоземное пространство позволяет изучать
характеристики ионосферы и магнитосферы, ИСЗ Тломар*
является экспериментальным связным ИСЗ ВМС США»
Управления DARPA заказало вторую РН "Пегас* для вывода
на орбиту весной 1990 г, нескольких военных связных ИСЗ,
В соответствии с контрактом стоимостью 6 млн долл»
управление DARPA имеет право еще на четыре запуска РН
'Пегас*.
Фирма Swedish Space Corp. (Швеция) 13 декабря 1889 г,
подписала соглашение с фирмами Hercules Inc. и OSC
о резервировании РН 'Пегас* для запуска шведского
научного ИСЗ 'Фрейя* в декабре 1992 г» Взнос фирмы Swedish
Space Corp* за резервирование составил 100 тыс. долл»
Общие затраты на запуск. ИСЗ 'Фрейя* составят 7-
7*5 млн долл. Согласно более ранним планам запуск ИСЗ
"Фрейя" должен был состояться в июне 1992 г» с помощью
китайской РН "Великий поход-2* (в качестве
дополнительной полезной нагрузки). ИСЗ *Фрейяг представляет собой
цилиндр диаметром 2,2 м и массой 230 кг» Он оснащается
аппаратурой для изучения полярных сияний и других
явлений в магнитосфере Земли. Утверждается, что ИСЗ 'Фрейя*
явится первым ИСЗ для измерения характеристик поляр»
ных сияний с высокой разрешающей способностью»
Фирма Ball Aerospace зарезервировала две РН
'Пегас" для вывода на орбиту в 1991-1992 vr9 небольших
связных ИСЗ BGS -100 и 400. Уже разработаны
четыре модификаций РН тПегас-1, 1А, 2 и Зг. Запуск ИСЗ
BGS -400 должен производиться РН гПегас-3. Общие
затраты фирм OSC и Hercules Aerospace на разработку
РН 'Пегас* составили 48 млн долл.
35

В соответствии с соглашением между Лос-Аламосской
национальной лабораторией и ВВС США в апреле 1991 г,
должен состояться запуск ИСЗ ALEXIS (Array of Low—*
Energy X—Ray Imaging Sensors) с помощью РН 'Пегас?
ИСЗ ALEXIS предназначается для исследований
электромагнитных излучений в интервале между УФ-диапазоном и
мягким рентгеновским диапазоном* Аппаратура ИСЗ должна
произвести картографирование диффузного свечения
космического фона в диапазоне мягких рентгеновских излучений,
которое возникает в ^области горячего газа между
звездами. На борту ИСЗ ALEXIS (масса 110 кг) будут
установлены три пары ; телескопов, которые будут
направлены в сторону обратную Солнцу (для уменьшения помех со
стороны Солнца), Расчетный срок службы ИСЗ - 1 год.
Трехступенчатая РН, установленная на боргу самолета
В-52, должна запускаться в воздухе на высоте около
12 км» чтобы вывести ИСЗ ALEXIS на орбиту высотой
790 км. Полученные данные будут храниться в бортовом
запоминающем устройстве и передаваться на станцию
слежения Лос-Аламосской лаборатории (шт, Нью-Мексико) во
время прохождения ИСЗ над этой станцией, В разработке
ИСЗ ALEXIS наряду с Лос-Аламооской лабораторией
принимают участие:
- Сандийские национальные лаборатории - изготовление
бортового цифрового устройства обработки информации,
- Фирма Astronautics of Res ton (шт, Вирджиния) -
изготовление ИСЗ,'
- Калифорнийский'университет в Беркли, Лаборатория
космических исследований - поставка рентгеновских
детекторов и оптических фильтров,
Б, И, Ермишкин
"Air et.Cosmos", 1990,'27, № 1267, J>4
"Aviatioa Week and Space Techaology'% 1989» 131,
№ 12#!55
"Flight International1 \ 1990, 137f № 4198, 13
12, Новые ракеты-носитепи военного назначения
Управление перспективных НИОКР министерства
обороны США (DARPA) ведет разработку РН SSLV (Standard
36

Small Launch Vehicle - стандартная РН малой
грузоподъемности), именуемой *Таурус*\ Первый запуск этой РН
должен состояться в 1991 г, с авиабазы Вандерберг (шт.
Калифорния) с целью вывода на полярную орбиту высотой
740 км военного ИСЗ массой 450 кг«
РН гТаурусг имеет четыре ступени. В качестве первой
ступени решено использовать РДТТ от первой ступени
МБР MX, который разрабатывается для РН гТаурусг
фирмой Space Data Corp. (Темпе, шт. Аризона), являющейся
отделением фирмы Orbital Sciences Corp. (QSC). Согласно
контракту между управлением DARPA и фирмой OSC
управление имеет право заказать фирме пять РН "Таурус*.
Как ожидают, не будет никаких затруднений для поставки
первых ступеней для РН гТаурус"\ так как фирма Morton
Thiokol создала серийное производство МБР MX. В
качестве трех верхних ступеней РН гТаурусг используются
РДТТ и радиоэлектронная аппаратура от РН гПегасг. В
случае успеха летных испытаний РН гТаурусг с авиабазы
Вандерберг, управление DARPA намеревается передать
руководство работами по РН "Таурус* управлению космических
систем, входящему в состав Командования систем ВВС США.
Разработка РН 'Таурус* является свидетельством
активности управления DARPA в разработке новых РН и
небольших ИСЗ военного назначения, с помощью которых
будет обеспечена возможность быстрого запуска ИСЗ в
кризисных ситуациях. По секретным программам ведется
разработка небольших ИСЗ для фоторазведки тактического назначения,
электронной разведки и обеспечения связи, запуски которых
будут производиться в 90-х годах РН гТаурусг, Как
ожидают, для подготовки запуска малых ИСЗ с помощью РН "Та-
урус* потребуется от трех до восьми суток (в настоящее
время на это тратятся месяцы).
Фирма Space Dat$ Corp* (SDC) надеется со временем
увеличить грузоподъемность РН *Таурус" до 1350 кг при
выводе на низкие орбиты и до 375 кг - на
геостационарную орбиту. Управление DARPA ассигновало фирме SDC
11 млн долл» на покрытие расходов» связанных с первым
запуском РН *Таурусг. Фирма SDC истратит 10 млн долл.
собственных средств на создание производственной базы
для РН ^Таурус", так как рассчитывает и на коммерческое
использование этих РН (ожидаемая стоимость одного
запуска - 15в5 млнв долл.).
37

Согласно ТТТ управления DARPA на запуск первой РН
"Таурус* с космодрома Вандерберг будет отведено только
5 суток, В течение 5 суток фирма SDC должна
подготовить к запуску транспортируемую пусковую установку и
провести предстартовые испытания РН, а в оставшиеся
трое суток обеспечить ее запуск.
В соответствии с программой STP (Space Test Program)
ВВС США исследуются области использования РН 'Таурус*
для запуска ряда военных ИСЗ, а Лаборатория им.
Линкольна Массачусетского технологического института изучает
возможность вывода на геостационарную орбиту
экспериментального ИСЗ с лазерной аппаратурой связи.
В НИЦ им. Джонсона (НАСА) рассматриваются
перспективы использования РН "Таурус" для запуска
возвращаемых на Землю полезных нагрузок (ПН), например "Лайф-
сат", с помощью которых -будут проводиться биологические
исследования.
При разработке РН "Таурус" намечается широко
использовать опыт фирмы OSC по созданию РН "Пегас".
Грузоподъемность РН "Таурус" будет в три раза больше, чем
у РН "Пегас". РН "Таурус" при запуске с космодрома
Ванденберг сможет вывести на цопярную орбиту ПН массой
1050 кг, а при запусках с мыса Канаверал - 1500кг на
орбиту высотой 465 км и наклонением 28,5° и 375 кг
на геостационарную орбиту.
Фирма Ball Aerospace Space Systems Group
планирует разработку двух небольших геостационарных ИСЗ для
запуска с помощью РН "Таурус". ИСЗ фирмы моделей 400
и 700 после вывода на геостационарную орбиту будут иметь
массу в пределах 180-230 кг. В качестве бортового апо-
гейного двигателя предусмотрено использовать ЖРД.
Министерство обороны заинтересовано в выводе ИСЗ на
сильно вытянутые эллиптические орбиты (типа советских ИСЗ
"Молния")» РН 'Таурус" сможет вывести на такую орбиту
ИСЗ массой 330 кг, а на орбиту полета к Луне ИСЗ мао-
сой 420 кг*
Фирма SDC считает, что на РН "Таурус" необходимо
устанавливать обтекатель высотой 4 9 м и диаметром у
основания 1,47 - 1,73 м. При первом запуске будет
установлен обтекатель высотой 2,75 м. Фирма SDC решила
заимствовать у конструкции РН "Пегас" устройства, обеспечи-
чивающие запуск РН "Таурус" с борта самолета В-52.
38

Фирма SDC стремится произвести в 1991 г. два
запуска РН Таурус" один для вывода на орбиту ПН
управления DARPA, ©торой - в интересах министерства обороны :*ли,
НАСА. Согласно прогнозу в 1992 г. будет произведено три
запуска РН "Таурус", а в 1993 г. - пять запусков. В
1994-1995 гг. частота запусков может составить 6-7,
а всего до 2000 г. может быть произведено 58 запусков
РН 'Таурус*.
Б.И. Ермишкин
'•Aviation Week and Space Technology"f 1989.131.
W 12,!47, 50 —
ПРИКЛАДНОЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЕ КОСМОСА
13. Дистанционное зондирование радиометрами
микроволнового и миллиметрового диапазонов
Институт высокочастотной радиоаппаратуры ФРГ (Iffl -<
Institut fur Hochfrequenzt$chnik) занимается
вопросами микроволновой радиометрии более 25 лет.
Микроволновый и миллиметровый диапазон соответствует частотам от
1 до 300 ГГц. Измерения различий и контрастов мощности
излучений в этих диапазонах позволяют определить
некоторые характеристики поверхностных материалов, которые
испускают или отражают эти излучения. Радиометры
микроволнового и миллиметрового диапазонов позволяют
получать снимки, по которым можно определять различия в
распределении температур отдельных участков поверхности. Эти
снимки похожи на снимки, полученные с помощью фото- и
ИК-аппаратурыв
В первые годы развития микроволновой радиометрии с
одной стороны изучались физические законы теплового
микроволнового излучения, а с другой стороны производилась
отработка радиометрической аппаратуры. Для изучения
характеристик поверхностей Земли с борта самолетов
использовались главным бразом линейные сканеры.
В 1964 г. институт 1£Н разработал микроволновый
радиометр (рабочая частота 35 ГГц), который при
проведении съемок с борта самолетов позволял четко отличать вод-
39

ные поверхности от суши. В 1968 г. были созданы
радиометры X-диапазона с шириной полосы 1 ГГц, Снимки,
сделанные такими радиометрами, позволяли определять
средние температуры на поверхности Земли с точностью 1 К
(интервалы интегрирования - 10 мс). До 1972 г,
проводились измерения на частотах 11, 32 и 90 ГГц, которые
соответствуют минимумам поглощения электромагнитных
излучений водяными парами в атмосфере.
Дальнейший прогресс в разработке дистанционной
аппаратуры был достигнут за счет введения охлаждения (до
23 К) приемников излучения, В 1978 г. был создан
линейный сканер модульной конструкции, который мог работать
по выбору на одной из частот в диапазоне от 90 до
140 ГГц. По техническим условиям 1982 г» сканер
обеспечивал разрешение лучше, чем 1 К при максимальной часто-»
те сканирования антенны 77 строк/с (соответствует
частоте 9600 элементов разложения в секунду). Сканеры впервые
позволили выявить различия между отдельными видами
растений приТГроведении аэросъемки. Сканирование лучей
диаграммы направленности антенны обеспечивалось за счет
колебаний смещенного параболического рефлектора.
Тепловое излучение в сантиметровом .диапазоне
изменяется в зависимости от времени суток (днем или ночью).
Необходимо учитывать поглощение излучений в атмосфере
Земли, а также потери, вызываемые выпадением осадков» При
сильном дожде радиометр, работающий на частоте 90 ГТд,
нее может получить какой-ншбо полезной информации.
Мощность излучения, зарегистрированная радиометром, состоит
из излученной и отраженной составляющих радиации
земной поверхности. Соотношение между этими частями
излучения изменяется в зависимости от характера поверхности
(например, грунт или растительный покров) и наличие
облачного покрова.
Для проведения дистанционного зондирования с помощью
рассматриваемых радиометров необходимо накопление
данных по сигнатурам различных видов земной поверхности.
В последние годы стали применяться двухканальные линей-?
ные сканеры, работающие на частотах 32 и 90 ГТд.
Большое значение приобрели измерения по определению
загрязнений морей продуктами рёфти. g 1983, 1985 и 1988 rv*
было проведено много измерений по определению
состояния Северного моря. Микроволновый радиометр, работавший
40

на частоте 90 ГТд, позволил определять не только контуры
нефтяных пятен, но и толщину нефтяной пленки в диапазоне
0#05 - 0t5 мм.
В 1983 г. по программе MRSE (Microwave Remote—Sen-
sing«~Experiments) проводилась микроволновая съемка
поверхности Земли с борта МВКА "Спейс Шаттл1' с помощью
радиометра, работавшего на частоте 90 ГГя, Институт
IfH намечает провести в,1991 г* эксперимент MAS (Micro-**
wave Atmospheric Sounder) с борта МВКА "Спейс
Шаттл*. Ожидается, что многоспектральный радиометр
миллиметрового диапазона позволит разделить излучения
различных газов в верхних слоях атмосферы*
В ближайшие годы можно ожидать создания спутниковых
радиометров (диапазон 200 ГГд, рабочая ширина полосы
1 ГГд), работающих в 1000 каналов (за очет
использования оптических фильтров) и позволяющих обнаруживать в
атмосфере следы различных газообразных веществ* По пред-'
ложению министерства науки и техники ФРГ намечено
осуществить проект MERES (Mehrfrequen3~<Radiometers zur Er-<
kundung der Seeoberfl£che -* многочастотные
радиометры для наблюдений за поверхностью морей), в котором
предлагается использовать радиометры диапазонов 18,
36 и 90 ГТд с вращающимися антеннами и периодической
калибровкой (по 'холодному* и "тепловому* эталонам)*
Ожидается, что диапазон измерений расширится до 600 ГТа и
будут введены в эксплуатацию многоканальные приборы*
Б*И» Ермишкин
;;DLR-Nachrichtem;% 1989, № 58, 10-14*
14, Спектрометр ROSIS для съемок при ристанционном
зондировании
Океанографические спутниковые исследования
предусматриваются проектами "Топекс/Посейдон* (НАСА) и ERS -1
(ЕКА)* Первым прибором для количественных измерений
дретов на поверхности морей и океанов считается сканер
для цветной съемки береговой полосы CZCS (Coostal—«Zone-*
Color-Scanners), установленный на борту ИСЗ *Нимбус~
7" (США)*
В последующие годы под руководством НАСА был создан
ряд приборов для океанографических исследований:

- ОСЕ (Ocean Color-Experiment - эксперимент по
цветной съемке океанов), который был установлен на
борту МВКА "Спейс Шаттл* (при втором полете в 1981 г.
по проекту OSTA -l).
- OCI (Oceaa—Color—Imager - прибор для цветной
съемки океанов),
- MOD1S (Moderate Resolution Imaging Spectrometer. -
спектрометр для съемки со средней разрешающей
способностью).
Европейское космическое агентство (ЕКА) вело
разработку аналогичных приборов:
- ОСМ (Ocean-Color-Monitor - монитор для
цветной съемки океанов)! который использовался в ряде
проектов, включая западноевропейский ИСЗ для дистанционного
зондирования (ДЗ) ERS -1.
АОСМ (Advanced ОСМ - усовершенствованный
прибор ОСМ), предназначающийся для установки на борту ИСЗ
ERS -2.
- MERIS (Medium, Resolution Imaging1 Spectrometer -
спектрометр для съемки со средней разрешающей
способностью), который намечается установить на полярной
платформе (PPF)* предназначенной для использования в
системе EOS (Earth Observation System - система набл^рдений
за Землей) НАСА и в программе ВОР (Earth Observation
Programme - программа наблюдений за Землей) ^агентства
ЕКА.
Приборы ОСЕ (НАСА) и ОСМ (ЕКА) представляют собой
классические многоспектральные сканеры, в которых
используется зеркало, наклоненное под углом 45° к оптической
оси, для последовательной построчной съемки
перпендикулярно направлению полета. В приборе АОСМ
предусматривается использование решетки элементов с зарядовой связью
( CCD) со съемкой целых строк, перпендикулярных
направлению полета.
Наряду с вышеперечисленными приборами в различных
странах производилась разработка приборов другого типа. В
Канаде по заказку министерства рыболовства и океанов был
создан прибор FLI (Fluorescence Line Imager -
линейный прибор для съемки на основе флуоресценции), а в США
и НИЦ им. Годдарда спектрометр ASAS (Advanced Solid
Arrays Spectrometer - усовершенствованный спектрометр на
основе решетки из твердотельных элементов)» По заказу
42

министерства науки и техники ФРГ (ВМЕТ) был создан
спектрометр ROSIS (Reflective Cptics Systpm Imaging
Spectrometer - спектрометр для съемки с отражательной
оптикой), предназначенный для количественных измерений
цветов водных поверхностей и изучения явлений,
сопровождающихся естественной флуоресценцией,
В 1987 г. было заключено, соглашение между
институтом оптоэлектроники организации DLR (ФРГ, Обери-
фаффекхофен) и отделением фирмы МВБ в Огтобрюне о
совместной разработке, испытаниях и внедрении прототипа
спектрометра ROSIS» Первые потные испытания прибора
намечены на 1990 г.
Спектрометр ROSIS работает следующим образом.
Излучение от участка поверхности Земли (Boden pixel)
через объектив прибора попадает на качающееся зеркало,
которое фокусирует изображение на входное щелевое
устройство. В конечном «тоге изображение попадает на
решетку из элементов с зарядовой связью (CCD). Оптические
характеристики прибора представлены в таблице 1, а
характеристики решетки - в таблице 2.
Решетка чувствительных элементов размешается в
фокальной плоскости спектрометра. В решетке CSF—ТН—< 7884
в каждой строке насчитывается 500 пикселей. Спектрометр
обеспечивает получение 85 спектральных каналов, однако
в одном снимке может быть использовано не более 32
каналов. Спектрометр ROSIS работает в двух режимах,
l) съемки; 2) спектральных измерений. В режиме съемки
обеспечивается разрешающая способность 0,56 мрад в
каждом из 32 выбранных спектральных каналов. В режиме
спектральных измерений разрешающая способность может
быть улучшена в три раза.
Спектрометр ROSIS найдет применение в морской
биологии, экологии, определении загрязнений водных
поверхностей и климатологии. С помощью спектрометра могут
также определяться:
- толщина облаков и атмосферное давление;
- оптическая плотность облаков и интенсивность
выпадения осадков;
- давление водяных паров;
- концентрация аэрозолей и их классификация.
6-2 43

Таблица 1
Оптические характеристики спектрометра ROSIS
Наименование
Значение
Поле зрения ±16 град
Мгновенное поле зрения 0,56 мрад
Искажение 2%
Константа решетки п « 55
Спектральный диапазон 430 - 850 нм
Спектральная разрешающая
способность 5 нм/на
элемент детектора
Угол качания зеркала ±20 град
Таблица 2
Характеристики решетки чувствительных элементов
Наименование
Значение
Современная решетка Thomson CSF -ТН-7884
Количество строк/щелей 512x500
Размеры чувствительного элемента 23,5x18,5 мкм
Динамический диапазон 3300:1
Перспективная решетка Thomson CSF-THX-3115 8
Количество строк/щелей 1024 х 1024
Размеры чувствительного элемента 19,0 х 19,0 мкм
Динамический диапазон 5000:1
Б, И, Ермишкин
"DLR-Nachrichten", 1989, & 58, 21-24
44

15. Дистанционное зондирование и климатические
исследования
Институт авиации и космонавтики ФРГ (DLR) наряду
с исследованиями в области дистанционного зондирования
(ДЗ) начал проводить на коммерческих началах продажу
данных ДЗ, получаемых с помощью американских ИСЗ серии
'Лендсат* и французских - 'Слот*. По согласованию с
министерством науки и техники ФРГ институт DLR поручил
эту задачу своим научным подразделениям. Фирма Domier
GmbH (Фридрихсхафен) решила наладить продажу данных
ДЗ в рамках организованной ею службы EDS (Erderkun—«
dung £-O at em-Service - служба распространения данных
изучения Земли) и тем самым освободить институт DLR
от обязанностей по продаже данных ДЗ, полученных от ИСЗ
гЛендсатг и гСпотг. Институт DLR в будущем будет
использовать данные ДЗ в своих научных целях, осуществляя
их сбор) «хранение и изучение. Эти задачи выполняет центр
ФРГ по сбору данных ДЗ, который входит в состав
института DLR.
В последние годы измерения содержания озона в
стратосфере Земли над Антарктидой проводятся специалистами
Института Альфреда Вегенера для полярных исследований и
изучения морей (Бремерхафен) в содружестве со
специалистами Института авиационной медицины DLR. Уменьшение
концентрации озона в стратосфере ведет к увеличению
интенсивности УФ-излучения на поверхности Земли в диапазоне
290-3 20 нм, что вредно влияет на здоровье людей.
Исследования биологического воздействия УФ-излучения можно
проводить на микроорганизмах и, наоборот, по изменениям
в микроорганизмах определять вариации концентрации озона
в стратосфере Земли.
Около 20 ученых из ФРГ, Франции, Великобритании и
Швеции проводят исследования по влиянию перистых облаков на
климат Земли. В сентябре и октябре 1989 г. проводились
полеты самолетов (до 5 самолетов одновременно),
оснащенных аппаратурой для измерения интенсивности излучений,
температуры и скорости ветра в облаках и вблизи них.
Полученные данные позволяют изучить внутреннее строение
облаков. Данные самолетных измерений были дополнены
измерениями с помощью четырех наземных лидаров (лазерных
радаров), установленная в Нордернее, Гельголанде, Спите и
45

Норд кольце. При проведении самолетных исследований
использовалась информация, поступающая с борта ИСЗ серий *Ме-
теосат" и NOAA* Эксперименты координировались проф# Эр-
хардом Рашке (Кёльнский университет). Руководство
специалистами института DLR, которые участвовали в этих
исследованиях, осуществлял Д-р Петер Вандерлинг (институт
физики и атмосферы при DLR ), а планирование полетов
производилось Гейнцем Финкенцеллером (штаб-квартира
DLR )# Б.И. Ермишкин
"DLR-Nachricht<»n", 1989, № 58, 83-85
16. Система обработки данных в ФРГ
В 1976 г. в ФРГ было создано пять вычислительных
центров, оснащенных высокопроизводительными ЭВМ:
1. Брауншвейг - ЭВМ IBM -4381, VAX -8530,
2. Гёттинген - ЭВМ IBM -4381, VAX-8300.
3. Кбльн-Порц - две ЭВМ IBM -4381 и одна VAX-
8300.
4. Штуттгарт - ЭВМ Siemens -7860 и VAX-8200;
Лампольдсхауэен - ЭВМ IBM -9370.
5. Оберпфаффенхофен - ЭВМ CRAY X-MP 2/16, IBM -
3090-20Е VF, IBM -4381, VAX -8530.
Х)пыт эксплуатации этих центров показал, что
необходимо создать объединенную вычислительную сеть с
использованием систем IBM-<MVSf IBM-<VM, DEG~<VMS и CRAY-COS,
Этщ ЭВМ, связанные между собой в межрегиональную сеть,
обеспечивают значительное увеличение производительности.
В новой сети необходимо использовать стандарты
организации DLR, чтобы обеспечить взаимный обмен данными
и программами. -Центральным пунктом вычислительной сети
стал центр в Оберпфаффенхофене. По состоянию на осень
1989 г» среди клиентов сети было более 2500
пользователей, В часы пик в сети одновременно работает более 400
сотрудников организации DLR и включены в работу около
1000 баз данных и малых ЭВМ. Стало настоятельно
необходимым расширение сети, обеспечивающее 400
дополнительных соединений.
Несмотря на достигнутые успехи необходима
реконструкция вычислительной сети, чтобы обеспечить дальнейшее сни-
46

жение эксплуатационных расходов. Предлагается
использовать новейшие достижения вычислительной техники по
усовершенствованию персональных ЭВМ и рабочих мест
пользователей. Требует реконструкции и главный
вычислительный центр системы, находящийся в Оберпфаффенхофене.
Предполагается расширить взаимодействие между ЭВМ
IBM -3G90 и ЭВМ фирмы CRAY при обработке данных.
Необходимо расширить объем информации,
обрабатываемой при выполнении одного заказа (сейчас он достигает
почти 100 Мбайт).
Б» И. Ермишкин
"DLR-Nachrichten", 1989, № 58, 60-61
17. Спутниковая система связи гИнтелсатг
Развертывание спутниковой системы связи (ССС) "Ин-
телсат* (Intelsat—«International Telecommunication Satellite
Organisation) . началось в 1965 г., когда был
выведен на орбиту ИСЗ *Интелсат-1г (гЭли Бёрд). До
октября 1989 г. было произведено 42 запуска ИСЗ серии
"Интелсат*: гИнтелсат-1г ** 1; "Интелсат-2г-4$ 'Интел-
сат-3*-8; ЙГИнтелсат-4г-8; * Интел сат-5г~9; ^Интелсат-
5А'-6, По одному ИСЗ серий "Интелсат-2 и 3' не вышли
на расчетную орбиту из-за неисправности бортового апо-
гейного двигателя. Вследствие аварий РН *Дельта% гАт~
лас-Центавр* и "Аркан" были потеряны два ИСЗ "Интелсат-
3* и по одному ИСЗ серий *Интелсат-4, 4А и 5 и 5А*\
В конце 1989 г. должны были начаться запуски
ИСЗ серии *Интелсат-6г (изготовитель фирма Hughes
Aircraft), количество которых должно составить 5 шт, С
1992 г. предполагается начать запуски ИСЗ серии "Иктел-
сат-7* (всего в серии должно быть 5 ИСЗ).
Организация 'Интелсат" в 1989 г. обеспечивала
международной телефонной связью и передачами ТВ-программ
через океаны 170 стран» а также оказывала услуги по
внутренней связи более чем 30 государствам. Доходы
организации в 1988 г. составили 614 млн допл. По
состоянию на октябрь 1989 г. в системе "Интелсат
эксплуатировалось 13 геостационарных ИСЗ серий *Интелсат-5 и
5А*\ с помощью которых осуществлялась телефонная, те-
пексная и факсимильная связь, а также передача ТВ-прог-
47

ракш. Коммерческие организации используют систему гИн-
телсат" при проведении биржевых сделок, для передачи
копий газет, резервирования мест на самолетах и при
проведении деловых переговоров. Во время Олимпийских игр
1988 г» ОСС "Интелсат* обеспечивала передачу
ТВ-программа для 3 млрд» жителей Земли,
В системе гИнтелсатг используется более 600
наземных станций (НС) и 800 антенн для ретрансляции данных
по 2000 отдельных линий связи. На НС применяются
параболические рефлекторы: а) диаметром 15/18 м С-диапа-
зона - для международной связи (телефон, передача данных,
прием ТВ-программ), б) диаметром 3,5 м Ки-диапазона
- для обеспечения деловой связи. Центр управления полетом
ИСЗ обеспечивает круглосуточное наблюдение за ИСЗ на всех
этапах его эксплуатации (вывод на геостационарную
орбиту, перевод в расчетную точку стояния, развертывание
бортовых антенн, слежение за правильностью функционирования
бортовых систем.) Штаб-квартира организации 'Интелсет*
находится в Вашингтоне (США).
По состоянию на конец 1989 г. в составе ССС *Ин-
телсат" было восемь НС, специально предназначенных для
слежения за полетом ИСЗ, приема телеметрической
информации и передачи команд на борт ИСЗ. Эти НС находятся
рядом с эксплуатационными НС на территории Бразилии,
Камеруна, Франции Гавайских о-вов, Индонезии, Италии,
Японии и США* После ввода в эксплуатацию первого ИСЗ
серии "Интелсат-6* число специальных НС должно быть сок~
ращено до шести» Система 'Интелсат* характеризуется
очень высокой надежностью: за 23 года эксплуатации она
составила 99,9%; после ввода в эксплуатацию ИСЗ серии
гИнтепсат-5* она достигла 99,997%; три ИСЗ "Интелсат-
5Г далеко превзошли свой расчетный 7-летный срок службы.
Цена одного телефонного канала системы "Интелсат*
систематически снижается: в 1965 г, она была 32 тыс.
долл., а в 1989 г. только 1 тыс. долл. В последние годы
в системе5 начала внедряться цифровая связь* Доходы от
цифровой связи в 1988 г. возросли на 40%, а от обычной
аналоговой телефонной связи - только на 12%. В 1989 г.
доля доходов организации "Интелсат" от деловой цифровой
связи, передачи ТВ-программ и обслуживания
национальных сетей связи достигла 30% (в 1984 г. она
составляла только 15%).
48

Запуски ИСЗ серии "Интелсат-6" задерживались из-за
катастрофы МВКА "Спейс Шаттл" в 1986 г. и аварийных
пусков РН 'Титан' и 'Аркан", В конце 1989 г. ИСЗ серии
гИнтепсат-5г находились на пределе своей
работоспособности. В ближайшем десятилетии организация 'Интелсат*
сосредоточит свои усилия на более широком внедрении
цифровой связи. Таким путем, как ожидают, будет обеспечена
конкурентоспособность спутниковых линий связи с
наземными линиями связи,, использующими волоконно-оптические
кабели* ИСЗ #Интелсат-6" обеспечат цифровую связь с
многостанционным доступом на принципе разделения
времени (ТДМА).
ИСЗ ^Интелсат-^* имеет следующие характеристики*
масса в момент старта - 4240 кг| диаметр корпуса -
3,6 м; высота - около 12 м; мощность солнечной системы
электропитания - 2,4 кВт; расчетный срок службы - 13
лет; емкость линий связи - 24 тыс. одновременных двухсто-*-
ронних телефонных переговоров; эффективная емкость
линий связи благодаря многостанционному доступу - 120 тыс.
двухсторонних телефонных каналов; количество
ретранслируемых ТВ-программ - 3} общая емкость линий связи в
пересчете на ТВ-программы - 200; суммарная скорость передачи
информации - 3 Гбит/с; количество ретрансляторов С
-диапазона - 38; количество ретрансляторов Ku-диапазона -
10.
Стабилизация ИСЗ *Интелсат-6*г в пространстве
обеспечивается за счет вращения цилиндрического корпуса вокруг
своей продольной оси с частотой 30 об/мин (на ИСЗ серии
"Интелсат-5* используется 3-осная система ориентации и
стабилизации). Ориентация бортовой антенны
обеспечивается с точностью ± 0,5°. На внешней поверхности корпуса
размещены солнечные элементы (СЭ) типа К-4, которые
отличаются низким поглощением солнечного тепла, чтобы
поддерживать температурный режим внутри корпуса на
допустимом уровне. На телескопической цилиндрической обке,
которая спускается вниз после вывода на орбиту, нанесены
тонкие СЭ типа К-7. Энергообеспечение во время
пребывания ИСЗ в тени Земли обеспечивается за счет двух никель-
водородных аккумуляторных батарей (емкость батареи
48 А. ч).
В бортовой двигательной установке используются сопла
апогейного двигателя тягой по 490 Н и осевые сопла с
7-1 49

тягой по 22 Н, В качестве топлива применяются четырех-
окись азота О^Од) и монометилгидразон (ММН),
Топливо хранится в восьми сферических баках. Наддув баков для
вытеснения компонентов топлива производится
газообразным гелием, запасы которого находятся в двух
сферических баллонах,
В линиях связи Ки-диапазона (14/11 ГГц)
используются две антенны с большим усилением и управляемыми
ггучами диаграммы направленности. В этом диапазоне
осуществляется голосовая связь, передача данных и
ретрансляция ТВ-программ с помощью стандартных НС системы
гИнтелсатг и непосредственно на небольшие терминалы
пользователей. Организация гИнтелсатг стремится, к тому,
чтобы предоставляемые ею услуги были по крайней мере
в три раза дешевле, чем услуги с помощью подводных
волоконно-оптических кабелей типа ТАТ-8.
В каналах связи С-диапазона (6/4 ГГц) применяются
две большие бортовые антенны для создания двух
фиксированных лучей диаграммы направленности для облучения
полушария Земли и четырех управляемых луча для
обслуживания желаемых зон на поверхности Земли. Каждый из
ИСЗ серии "Интелсат-6" пригоден для обслуживания
любого из трех океанов (Атлантического, Индийского, Тихого).
Реконфигурация антенны производится с помощью
переключателя (с избыточным резервированием), позволяющим
производить эту операцию прямо на геостационарной орбите,
В стволах связи С-диапазона используется одна рупорная
антенна (для облучения земного полушария) и две всенап-
равленные антенны для передачи телеметрической
информации, приема команд и измерений дальности. Эти стволы
делятся на четыре сети распределения микроволновых
сигналов, три из которых можно переключать при пребывании
ИСЗ» на орбите.
В конструкции ИСЗ гИнтелсат-6г предусматривается
переход от аналоговой к цифровой связи. Между 48
бортовыми ретрансляторами ИСЗ обеспечивается взаимная связь с
помощью либо статических матричных переключателей, либо
специальных переключателей системы многостанционного
доступа TDMA» Последние представляют собой микроволновые
матричные переключатели, способные работать в динамичном
режиме (переключение осуществляется за 4 мкс). Система
TDMA резко увеличивает гибкость связей между поль-
50

зователями и обеспечивает более эффективное
использование емкостей каналов связи на борту ИСЗ. Частоты
С-диапазона повторно используются шесть раз (дважды за счет
передач в разных полушариях Земли и четырежды за счет
применения в четырех лучах диаграммы направленности при
двойной круговой поляризации и пространственном
разнесении). Частоты Ku-диапазона используются дважды за счет
применения в двух пространственно разнесенных лучах
диаграммы направленности восток-запад при ортогональной
линейной поляризации.
Ожидалось, что спутниковая связь с многостанционным
доступом при временном разделении каналов (TDMA)
начнет функционировать над Атлантическим океаном в феврале
1990 г., а над Индийским океаном - в начале 1991 г.
(после вывода на орбиту второго ИСЗ *Интелсат-6гК
Б.И, Ермишкин
"Flight International1 ft 1989, 136, hfe 4188,
47-52.
18» Спутник связи *DFS -Коперник* (ФРГ)
Программой "DFS-Коперник* предусматривается
изготовление трех ИСЗ - двух эксплуатационных и одного
резервного образцов. Для выполнения поставленной задачи в
конце 19 83 г. был создан консорциум, в который вошли
фирмы ANT и МВВ-Егпо. В 1988 г, были успешно
проведены лётные испытания экспериментального образца ИСЗ,
а в начале марта 1989 г, первый эксплуатационный
образец ИСЗ был доставлен в Гвианский космический центр,
6 июня 1989 г. после нескольких переносов срока
запуска ИСЗ "DFS -Коперник* при помощи РН *Ариан-44Ь"
был выведен на геостационарную орбиту. После перемещения
в расчетную точку стояния (23,5° в#д.) и орбитальных
испытаний, продолжавшихся в течение четырех недель» ИСЗ
вступил в эксплуатацию. Основные характеристики ИСЗ
представлены в таблице.
Конструкция ИСЗ, Основу ИСЗ образует
коммуникационный модуль (КМ), состоящий из ретрансляционного (RM)
и антенного (AM) модулей. Антенный модуль представляет
собой платформу, на которой установлены рабочие антенны,
антенна S -диапазона телеметрической (командной систе-
7-42 51

01
Го
Основные характеристики ИСЗ *DFS -Коперник'
Наименование
Значение
Количество и характеристика каналов связи
Поляризация
Эффективная излучаемая мощность
(EIRP ) в зоне обслуживания
Точки стояния
орбите
на геостационарной
Допустимая ошибка расчетного положения
на геостационарной орбите
Три канала диапазона 14/11 ГТд шириной по
90 МГц
Семь каналов диапазона 14/12 ГГд шириной по
44 МГц
Один канал диапазона 30/20 ГГа шириной 90 МГц
Линейная ортогональная
>49,2 дБ Вт (на частоте 11 ГГц)
>149,1 дБ Вт (на частоте 12 ГГц)
>148,0 дБ Вт (на частоте 20 ГГц)
>]8,9 дБ/К (на частоте 14 ГГц)
>]7,7 дБ/К (на частоте 30 ГГц)
23,5°в.д, и 28,5° в»д. (резервная)
' 0,07° в направлениях восток-запад и север-юг

Допустимая ошибка наведения главного
луча диаграммы направленности
Диапазоны работы системы передачи
командных сигналов (ТТС)
Ориентация и стабилизация
Расчетный срок службы
Вероятность безаварийной работы 11
каналов связи в течение 7 лет
0,16° (2а )
S-<h Ku-* диапазоны
Относительно трех осей (на участке вывода ив
процессе пребывания на геостационарной орбите)
Десять лет (после завершения двухмесячных
орбитальных испытаний)
О)
СО

мы), датчики определения ориентации корпуса ИСЗ и
положение на геостационарной орбите (ГСО). В ретрансляционном
модуле используется балка Н-профиля, на которой закреплены
все ретрансляторы. Модуль вспомогательного оборудования
(VM) состоит из несущей конструкции U -образной формы
(создана за счет выдвижения стенок из центральной трубы).
В модуле VM размещены: система электропитания,
радиоэлектронная аппаратура системы ориентации и стабилизации,
аппаратура системы телеметрии и приема команд (ТТС)»
Внутри центральной трубы модуля VM находятся апогейный
двигатель (тяга 400 Н), два топливных бака и три
баллона со сжатым газом. Каждый из вышеперечисленных
модулей собирается и испытывается отдельно (независимо от
других модулей). После сборки модулей в единую
конструкцию и установки двух панелей солнечных батарей
производятся комплексные испытания ИСЗ.
В качестве панелей солнечных батарей применены панели
от ИСЗ * Интел сат-5г (после небольшой модификации). В
двигательной установке (ДУ), работающей на двух
компонентах топлива, имеется 14 сопел с тягой по 10 Н для
обеспечения ориентации и стабилизации ИСЗ и коррекции
положения на ГСО. Эта ДУ была разра0отана для ИСЗ TV—Sat
и TDF-1. В бортовой радиоаппаратуре ИСЗ использованы
компоненты от ИСЗ ЕС (European Communication Satellite).
Основу несущей конструкции ИСЗ составляет
центральная труба из композиционного материала, которая
воспринимает нагрузки от РН, верхней и нижней платформ и
антенной платформы. Конструкция ИСЗ обеспечивает: гашение
резонансных частот, источником которых является РН$
восприятие всех нагрузок, возникающих при сборке,
транспортировке, запуске и эксплуатации ИСЗ на ГОО; прочность и
жесткость, необходимые для точной работы бортовой
аппаратуры.
В системе терморегулирования ИСЗ используются как
пассивные элементы (подбор оптических характеристик
внешних покрытий и теплоизоляционных одеял), так и активные
элементы (электрические подогреватели). Избыточное тепло
от аппаратуры подводится с помощью тепловых труб к
стенкам радиатора, установленного на северной и южной
сторонах коммуникационного модуля.
Система ориентации, стабилизации и коррекции
положения ИСЗ ГСО (AOSC - Attitude and Orbit Control System)
54

обеспечивает работу ИСЗ ка всех этапах его эксплуатации*
В ее состав входят: датчики (гироскопические, ИК,
направления на Солнце)j»- измерительная и регулирующая
радиоэлектронная аппаратура; исполнительные органы. На
переходном этапе (от момента отделения от РН и до окончания
третьего импульса бортового апогейного двигателя)
система AOCS осуществляет ориентацию панелей солнечных
батарей на Солнце (перпендикулярно направлению солнечных
лучей). Этап дрейфа длится от момента завершения работы
апогейного двигателя до выхода в расчетную точку стояния
на ГСО. На этом этапе с помощью сопел малой тяги
(10 Н) производятся корректировки ошибок положения ИСЗ
по эксцентриситету, наклонению ГСО и долготе точки
стояния.
Двигательная установка (UPS ) включает двухкомпонент-
ные ЖРД: апогейный двигатель с тягой 400 Н и 14 малых
двигателей с тягой по 10 Н, которые являются
исполнительными органами системы AOCS. Окислитель и горючее
хранятся в баках, откуда подаются к соплам ЖРД под
давлением сжатого газа (гелия), запасы которого хранятся в
баллонах высокого давления. Система AOCS работает
надежно, так как Для ее функционирования достаточно семи
малых ЖРД (обеспечивается двойное резервирование).
Система электропитания состоит из двух панелей
солнечных: батарей (аналогичных солнечным батареям ИСЗ
"Интелсат-б*). Каждая из панелей содержит около 10 тыс.
солнечных элементов. Развертывание панелей производится
после отделения от РН с помощью механизма
развертывания, оснащенного пиротехническими устройствами. Система
электропитания должна обеспечивать не менее 1550 Вт
мощности (напряжение 44 В) после 22-месячного
пребывания ИСЗ на ГСО. На борту ИСЗ установлены две Ni—Cd
аккумуляторные батареи (каждая состоит из 28 ячеек и
имеет емкость 35 А. ч). В состав системы электропитания
также входят:
- Шунтовой регулятор для регулирования выходного
напряжения . на панелях солнечных батарей,
- Преобразователи напряжения для обеспечения
электропитания бортовых приборов.
Система телеметрии^, слежения и приема команд (ТТС -
Telemetry, Tracking and Command) выполняет следующие
задачи:
55

- Прием и распределение команд, переданных наземным
центром управления полетом.
- Сбор, формирование и передачу на наземные станции
(НС) телеметрических данных,,
- Прием и ретрансляцию сигналов, посланных с
контрольных НС для определения параметров ГСО (слежение).
- Излучение сигналов высокой частоты для определения
направления луча диаграммы направленности (наведения НС).
В состав системы ТТС входят: антенна S -диапазона
(2 ГГц), два ретранслятора S-диапазона, два передатчика
Ки-диапаэона (14 ГГц) и устройства обработки данных.
Ретрансляторы делятся на две группы ретрансляторов -
Ки-диапазона (14/12/11 ГГц) и Ка-диапазона (30/20
ГГц), которые имеют общую аппаратуру энергообеспечения.
Характеристика каналов связи представлена в таблице.
Рабочие антенны выполняют две основные функции:
- Прием сигналов от НС в диапазонах 14 и 30 ГПх и
передачу их в ретрансляторы*
- Прием сигналов от ретрансляторов в диапазонах 11,
12 и 20 ГТд и излучение их на заданные районы
поверхности Земли.
Приемопередающая антенна Ku-диапазона представляет
собой широкополосный двойной рефлектор со смещенным
облучателем типа Грегори. На передачу она работает в
диапазонах 11 и 12 ГГд при двойной ортогональной
линейной поляризации» а на прием - в диапазоне 14 ГГц.
Она обеспечивает усиление 43 дБ на частотах 11/
/12 ГГд и 44 дБ - на частоте 14 ГГц. Антенна Ка -
диапазона осуществляет усиление принятых линейно
поляризованных сигналов (частота 30 ГГд) и передачу сигналов
на частоте 20 ГГц при ортогональной линейной
поляризации. Ширина луча диаграммы направленности составляет
3° на частоте 20 ГГц к 2° - на частоте 30 ГГц.
Испытания ИСЗ проводятся после завершения его
сборки. Они вклкчают;
- Электрические функциональные испытания (завершаются
проверкой радиоаппаратуры).
- Общие испытания - в вакуумной камере; на нагрев
под воздействием электроламп, имитирующих солнечное
излучение; на вибрационном стенде; под воздействием акус~>
тических нагрузок,
56

- Измерения для проверки правильности геометрических
размеров и направления датчиков и антенн.
- Взвешивание, определение статической и динамической
ураэновешенности, измерение моментов инерции»
После поступления в Гвианский космический центр
ИСЗ был подвергнут всесторонним предстартовым проверкам*
Когда ИСЗ достиг расчетной точки стояния на ГСО, он
подвергся орбитальным испытаниям, при которых проверялась
работоспособность всех ретрансляторов ИСЗ совместно с НС
и всех бортовых систем.
ИСЗ в момент старта имеет массу 1420 кг, включая
580 кг топлива. После прибытия ИСЗ в расчетную точку
ГСО на его борту осталось 180 кг топлива, которые
должны обеспечить коррекции положения ИСЗ на ГСО и его
требуемую ориентацию в течение расчетного срока службы
(10 лет).
Б»И». Ермишкнк
"Elektroniker" (ФРГ), 1989, «28, * 10, 14.
"NTZ: Nachtent^chnik Zekschrift'% 1989, 42,
№ 12, 774-778
19, Наземный сегмент системы "Олимп*
Полет ИСЗ 'Олимп* предназначен прежде всего для де-
моистрации новых технологий и возможностей новой
платформы для будущих применений и проверки критических
элементов будущей потенциальной полезной нагрузки для
служб непосредственного ТВ-вещания (НСТВ)§
специализированных служб и связи в диапазонах 30/20 ГТд» Важной
частью оборудования является наземный сегмент системы
"Олимп", обеспечивающий доступ к полезной нагрузке ИСЗ.
Основное внимание при начале работ по программе "Олимп*
уделялось вопросам разработки ИСЗ и его оборудования. В
этом смысле наиболее важная роль отведена именно
наземному сегменту, посредством которого все пользователи
могли бы иметь указанный доступ к ИСЗ на орбите, особенно
в период испытаний. Действительно, при испытаниях на
орбите необходим комплекс тщательных измерений сразу после
запуска и мониторинг в течение всего срока службы, с тем
чтобы подтвердить правильность и надежность работы как
платформы, так и разработанной и созданной полезной
нагрузки.
8-1 57

Комплекс средств испытаний на орбите, созданный
специалистами агентства ЕКА, содержит ряд наземных станций
испытаний и мониторинга (СИМ) с соответствующим
измерительным и вычислительным оборудованием, которое может
поочередно использоваться различными станциями СИМ. В
соответствии с главной схемой системы "Олимп"
станции СИМ-1, 2 и 3 транспортабельные станции СИМ-3 в
течение многих лет успешно используются для измерений
качества работы каждого из ИСЗ ECS с момента их
ввода в работу и мониторинга их долговременных
качественных показателей в течение всего срока службы. Станции
СИМ-4, 5 6 обеспечивают доступ для измерений к
полезной нагрузке специализированных служб, служб НСТВ и
комплектам на 30/20 ГГц. Более крупные станции (СИМ-4,
5 и б) представляют собой фиксированные объекты*
размещенные в Центре ЕКА. Строящаяся станция СИМ-7
является транспортабельной и будет использоваться в
сочетании с другими тремя транспортабельными
станциями СИМ-3 для измерений качества работы ИСЗ в
удаленных точках перекрываемой области. Результаты
измерений передаются з Центр ЕКА для анализа и
систематизации совместно с результатами измерений, выполненных
на фиксированных станциях. Все процедуры управляются
компьютером, что обеспечивает эффективность и быстроту
всех измерений. Это особенно важно, поскольку на ИСЗ
'Олимп" имеются 4 комплекта оборудования, причем
конфигурация каждого из этих комплектов может
переключаться.' К тому же на двух комплектах предусмотрена
возможность регулировки ширины управляемых точечных лучей.
В результате имеется большая матрица возможных
комбинаций, в каждой из которых необходима оценка качества
работы. Полученная в результате анализа информация будет ис-
полызоваться в процессе разработки стратегии новых полетов
и новых ИСЗ.
Станция СИМ-4 имеет 9-метровую антенну и
оборудование для двух приемных и двух передающих трактов.
Усилители имеют выходную мощность по 600 Вт каждый.
Станция СИМ-4 и сопутствующая ей СИМ-5 построены
итальянской фирмой Selenia Spazio. Станция СИМ-6,
предназначенная для измерений качества работы полезной нагрузки
ИСЗ "Олимп" в диапазонах 30/20 ГГц, имеет 4-метровую
антенну со смещенным облучателем в компоновке антенны
58

Грегори. Главный рефлектор выполнен из алюминия, что
обеспечивает точное выполнение заданного профиля поверхности
рефлектора. Предусмотрены два приемных и два
передающих тракта с усилителями на 300 Вт каждый. Станция
построена испанской фирмой INISEL»
Для отработки доступа к полезной нагрузки ИСЗ гОпимпг
ЕКА построило при содействии европейских промышленных
фирм целый ряд наземных станций» Все станции
транспортабельные и рассчитаны на широкий спектр разнообразных
применений. Они составляют ядро наземного сегмента
пользователей.
Параллельно с разработкой ИСЗ страны-участницы
программы 'Олимп* одобрили создание ЕКА шести наземных
станций, а именно:
- одной транспортабельной станции для передач на
ИСЗ программ НСТВ;
- двух транспортабельных станций для работы с
полезной нагрузкой специализированных служб;
- трех транспортабельных наземных станций для работы
с полезной нагрузкой диапазонов 30/20 ГГц.
На более позднем этапе работ одобрено создание
станции для диапазонов 30/20 ГГц в Италии. Для Британского
национального космического центра фирма Marconi
строит станцию, аналогичную СИМ-6. Эта станция будет
использоваться в экспериментах с терминалами VSAT в рамках
программы CODE»
Сравнительно недавно принято решение о строительстве
станций СИМ-7. Работы по их созданию уже начались.
Предусмотрены две станции: одна для ЕКА» другая - для
Италии (Telespazio). Обе станции будут первоначально
использоваться в экспериментах в диапазонах 30/20 ГГЦ,
организованных в национальных масштабах в Италии. По
своим качественным показателям станция СИМ-7
практически идентична станции СИМ-6, однако обе станции
будут содержать антенну с устройством сопровождения с
шаговым механизмом. Усилители станций будут иметь
мощность 80 Вт. Станциии сооружаются фирмой Selenia Spazis.
Несмотря на то, что, ЕКА создает лишь небольшую часть
наземного сегмента пользователей, все же эта часть
представлена самыми крупными наземными станциями.
Значительная часть наземных станций в настоящее время
строится или модернизируется в соответствии с Программой ис-
59

пользования ИСЗ "Олимп'. В частности, в Канаде
построена крупная наземная станция CRC Среди уже созданных
станций:
- 31 станция в 9 странах;
- 11 станций для специализированных службу
- 19 станций для диапазонов 30/20 ГГц;
- одна станция для НСТВ;
- большое число небольших станций с антеннами
диаметром около 1 м;
- 20 станций для наблюдений условий распространения
волн.
Наибольшее внимание пользователей привлекают
специализированные службы и службы диапазонов 30/20 ГГд.
Большое число небольших станций с антеннами диаметром около
1 м планируют развернуть для сетей VSAT* (
телеобучения и связи в промышленных районах. 20 станций будут
принимать сигналы радиомаяков с ИСЗ для определения
условий распространения сигналов»
Все работы по созданию и эксплуатации наземных
станций координируются специально созданной рабочей группой
в рамках программы использования ИСЗ "Олимп*»
М.Е. Фикс
f'Olympus UtiL-Conf.: Proc.Int. Conf.'\ Vienna,
12-14 Apr., 1989. -< NoordwijV19B9o ~<
Po XXIII-XXVIII.
20, Первые результаты эксплуатации связного ИСЗ
уАстра-1Ау
ИСЗ "Астра-IA*, который был изготовлен <и выведен на
орбиту на частные средства, начал передачу ТВ-программ на
западноевропейские государства в феврале 1989 г. Его
владельцем является фирма Societe Europeene des Satellites
(SES)* На фирму SES оказывается давление со стороны
организации "Евтепсат", подобно тому, как организация
"Интелсат* препятствует эксплуатации ИСЗ " ПанАмСат* и
других частных американских . ИСЗ связи.
Скептики сомневались в работоспособности ИСЗ "Астра-
1А*', так как часть его ретрансляторов для
непосредственного ТВ-вещания была изготовлена с использованием
новых, не прошедших проверку, технологий. После шести меся-
60

цев эксплуатации ИСЗ число скептиков значительно
поубавилось. Пока, однако, имеется еще ряд проблем, требук>-
щих своего решения. Некоторые из ретрансляторов,
включая четыре ретранслятора для обслуживания ФРГ, пока еще
не используются, а в ряде других имеются неисправности.
ИСЗ *АсТра-1А* 'испытывает конкуренцию со стороны
английской фирмы British Satellite Broadcasting (BSB)
и организации *Евтелсатг,
Фирма SES уже настолько укрепила свое положение на
рынке, что заключила контракты на изготовление и запуск
в 1990 г. с помощью РН гАрианг второго ИСЗ серии
"Астра*" ("Астра-IB"), Новый ИСЗ будет выполнять функции
запасного ИСЗ по отношению к ИСЗ "Астра- 1А* и,
возможно, возьмет на себя дополнительную нагрузку по передаче
ТВ-программ. Фирме SES необходимо получить
разрешение от организации 'Евтепсат*, членами которой являются
26 государств.
На борту ИСЗ гАстра-1А* установлено 16
ретрансляторов. В 1989 г» использовались следующие ТВ-канальп
а) системы Sky Television-Sky Channel, Sky News и
Sky Movies;б) для передачи спортивных программ - Screen-
sport и Europsort; B) Для обслуживания Великобритании -
MTV Europe* Lifestyle и детский канал; г) два канала для
обслуживания скандинавских стран; д) канал Filranet для
передачи фильмов с субтитрами на голландском,
французском и скандинавских языках. Четыре канала были
зарезервированы для ФРГ, но пока еще не используются.
Возможно, что ФРГ откажется от применения ИСЗ *Астра-1Ау,
так как в ФРГ разрабатывается ИСЗ ^Коперник*,
являющийся собственностью правительства.
В трех ретрансляторах на борту ИСЗ *Астра-1А*
имеются неисправности9 что может ускорить запуск ИСЗ *Аст-
ра-1В", который, именовался его изготовителем
(отделением Astro Space фирмы General Electric) 'Сатком-КЗ*.
На борту ИСЗ ^ Астра-IB* установлено 16 ретрансляторов,
которые обеспечат на территории Западной Европы
эффективную излучаемую мощность величиной 52 дБВт* Запуск
ИСЗ ^Acrpa-IB* усилит позиции фирмы SES в конкуренции
с английской фирмой BSB и организацией "Евтелсат*.
По оценке представителя фирмы SES* только в
Великобритании имеется 18 тыс, ТВ-приемников с антеннами,
способными принимать ТВ-программы с борга ИСЗ ^Астра*, а на
61

территории Западной Европы в более чем 10 млн домов
принимаются программы, ретранслируемые этим ИСЗ.
Дальнейшему расширению непосредственного ТВ—вещания
препятствует высокая стоимость приемной аппаратуры (в пределах
750-1000 ф. ст.). Опросы пользователей показали, что
менее 20% опрошенных согласны платить за приемную антенну
в пределах от 220 до 325 ф.ст.
Спутниковое непосредственное ТВ-вещание ведет
конкурентную борьбу с кабельным ТВ. По прогнозам специалистов,
к концу 20-го столетия кабельным ТВ будет охвачено
около 30 млн европейских домов, причем около половины этой
цифры будет достигнуто уже к 1993 или к 1994 гг. В
связи с этим ожидается, что ИСЗ типа "Астра" будут чаще
использоваться для передачи ТВ-программ на головные
наземные станции кабельного ТВ, чем на индивидуальные
приемники. Наиболее сильно развита сеть кабельного ТВ в
Нидерландах, Бельгии и ФРГ.
Б, И, Ермишкин
"Satellite Communication", 19 89, 13, N* 10t
16-18, 23
21» Переговоры о слиянии французских фирм
A^rospatial и Alcatel
В конце 1989 г. фирмы Alcatel и Aerospatial
(Франция) изучали вопрос о слиянии их в одну из самых крупных
фирм в мире, занятых разработкой аппаратуры и
оборудования для ИСЗ, Фирма Aerospatiale до сих пор
специализировалась на проектировании и изготовлении ИСЗ, а фирма Alcatel
- на поставке аппаратуры Для связных ИСЗ. Фирмы
совместно работали над программами разработки ИСЗ, включая ИСЗ
"ТВ-Сат* *Теле-Х" и "Евтелсат-2*. Как ожидают,
совместная фирма будет продавать различной продукции на сумму
около 4 млрд фр, (642 млн дол л») в год.
Переговоры о слиянии фирм Aerospatiale и Alcatel
последовали после начала переговоров о слиянии между
французской фирмой Matra Espace и английской фирмой Marconi
Space System* Для объединения с фирмой Marconi
фирма Matra решила выделить в самостоятельную
организацию свои предприятия по производству космической
техники. В объединении Matra/Marconi фирма Matra выступа-
62

ет в качестве изготовителя ИСЗ, а фирма Marconi - в
качестве поставщика бортовой аппаратуры,
Б.И. Ермиш;лш
"Flight International" 1989, 136, N? 4194, 14
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ И РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
22, Спутник-платформа LDEF
Спутник LDEF (Long Duration Exposure Facility) был
выведен на орбиту 6 апреля 1984 г, в ходе 11-го
полета МВКА "Спейс Шаттл*. Возврат спутника планировался
через 10 месяцев после запуска, однако этого не
произошло вследствие изменения графика полетов и катастрофы
МВКА в январе 1986 г, (спутник был возвращен в ходе
полета STS-32, выполнявшегося с 9 по 20 января 1990 г.)
Для успешного осуществления этой операции необходимо
было решить ряд проблем. Во-первых, увеличить
продолжительность полета (полет продолжался 10 суток).
Во-вторых, вследствие вырождения орбиты спутник находился на
сравнительно небольшой высоте, а орбитальная ступень
могла подойти к нему только снизу. Траектория полета МВКА
при этом должна была проходить вблизи атмосферы, а это
могло вызвать нежелательные эффекты и, по мнению
руководителя программы LDEF Уильямса Кинарда, было
небезопасно.
Программа работы спутника - платформы LDEF была
составлена так, что предусматривала его возвращение на
Землю менее чем через год. Поэтому вся информация,
полученная в ходе экспериментов, не передавалась на Землю,
а накапливалась в бортовом запоминающем устройстве.
Утрата спутника могла бы привести к потере всех научных
данных и экспериментальных образцов, находящихся на
борту, представляющих, по мнению Кинарда, уникальную
научную ценность.
На спутнике LDEF было проведено 57 различных
экспериментов. Среди них - воздействие атомарного кислорода
на различные материалы, коррозия композиционных
материалов вследствие длительного воздействия факторов космичес-
63

jcoro пространства, изменение свойств покрытий, оптических
систем, зеркал и фильтров.
Вырождение орбиты спутника шло крайне интенсивно. Так,
16 августа 1989 г* спутник находился на высоте около
400 км. К середине января, согласно расчетам, он должен
был находиться на высоте около 240 км. По мнению
специалистов, этому способствовала высокая солнечная
активность. Как сообщало Национальное управление по
исследованию океанов и атмосферы (NOAA ), в августе 1989 г,
солнечная активность превысила прогнозируемый уровень
вдвое. Самая мощная вспышка на Солнце произошла 12
августа 1989 г. В это время выполнялся полет STS -28.
Пятеро астронавтов находящихся на борту МВКА,
подверглись сильному, но не опасному для жизни и здоровья
облучению. Вспышка по мощности в 9000 раз превысила
номинальный уровень.
При подготовке к возвращению спутника НАСА
сформировало четыре исследовательские группы для
взаимодействия с фирмами, ставившими научные эксперименты на
платформе LDEF- В задачу групп входит получение научных
данных с возвращаемого спутника.
Объектами исследования станут:
- воздействие метеоритов и частиц искусственного
происхождения на спутник и его системы^
- характер и степень изменений материалов после
более чем 5,5-летнего пребывания в открытом космосе;
- изучение состояния систем, в частности, вязкого
магнитного демпфера, энергосистем, механических систем,
силовых приводов, гидравлических устройств, электронного
оборудования и двигателей}
- воздействие различных излучений на конструкцию и
экспериментальные образцы спутника - платформы LDEF,.
Т.А. Антонова
"Aviation Week and Space Technology", 1989,
131, № 8, 20-21
64

23, Математическая модель устойчивого состояния
инверторов постоянного-переменного тока МВКА
уСпейс Шаттл*'
Доклад преподавателя факультета электротехники
Технического университета штата Луизиана Фреда Берри на
конференции юго-восточного отделения IEEE 9-12 апреля
1989 г. описывает математическую модель устойчивого
состояния инверторов постоянного-переменного тока для
МВКА 'Спейс Шаттл*, базирующуюся на входных-выходных
параметрах каждого из 9-ти инверторов, имеющихся в
составе системы распределения электроэнергии МВКА.
Инверторы имеют 2-проводные входы постоянного и 2-проводные
выходы переменного тока. Связка из 3-х инверторов
образует 4-проводное соединение каждой из трех основных шин
МВКА, При номинальном режиме работы инверторы
преобразуют постоянный ток напряжением 28 В в однофазный
переменный на выходе с параметрами 117 В, 400 Гц
(длительная мошность 750 . ВА и кратковременная в течение
30 мин - 1125 ВА), Диапазон устойчивого состояния
инверторов от 24 до 32 В постоянного тока при сдвиге
мощности 0,7-0,9 от номинала (750 В),
Проект разработки математической модели выполнялся
сначала в НИЦ Джонсона в рамках летней факультетской
программы 1987 г» при совместной поддержке НАСА и ASEE*
а затем был продолжен на 1987/1988 уч. г. и
завершился созданием законченного варианта для связки из
трех инверторов, что позволяет моделировать одну шину
системы электропитания МВКА» Полагают, что эта 3-
инверторная модель может быть использована также для
моделирования системы полного состава, включающей
остальные две шины системы электропитания "Шаттла*.
При моделировании, используя метод наименьших
квадратов, для каждого инвертора была составлена система из
120 уравнений - по 20 уравнений для каждого из. в
параметров: 1) прямой ток на входе; 2) переменный ток на
выходе; 3) мощность переменного тока на выходе; 4)
мощность прямого тока на входе; 5) температура инвертора;
6) процент эффективности. Эти уравнения вводятся в
составленную на языке Паскаль компьютерную программу в
виде пакета матриц, каждая из которых содержит 20
уравнений, характеризующих один из 6 параметров. В матрицах
9-1 65

представлены величины каждого параметра применительно к
заданным 5 значениям сдвига мощности (в долях
номинала -0,6; -0,7; -0,85; 1,0; 0,9) и 4 значениям
напряжения (в вольтах: 24, 26, 28* 30) при уровнях
постоянного тока на входе, переменного тока на выходе,
мощности прямого тока на входе, мощности переменного тока
на выходе, процента эффективности и температуре,
соответствующих 100% нагрузки. Функция этих уравнений -
репродуцировать величины экспериментальных данных для
любой величины нагрузки между 20% и 200%.
Написанная на языке Паскаль программа использует
систему уравнений, представляющих экспериментальные
данные, для выработки величин указанных выше 6 параметров
в зависимости от: процента нагрузки, сдвига мощности и
напряжения постоянного тока на входе. В этом процессе
используется процедура многочленной, интерполяции. Дается
обзор опубликованных трудов по проблеме (10 источников).
Отмечаются преимущества принятого подхода к созданию
математической модели и указываются ограничения области
ее использования, определяемые наличием
экспериментальных данных только по трем из 9 инверторов. Предлагается
продолжить моделирование, включив в модель возможность
убирать один инвертор или шину, чтобы имитировать
функционирование системы электропитания МВКА в
различных условиях.
Б.А. Булатников
"IEEE Southeastcon'89: Conference, and Exhibition"
Energy and Inf. Technol. Southeast", 1989, 2%
Session ПАЗ, 455-458».
24. Варианты западноевропейской транспортной
космической системы шестого поколения
Фирма Dornier (ФРГ) по контракту федерального
министерства науки и техники с 1986 г. проводит поисковые
исследования по принципиальной схеме западноевропейской
транспортной космической системы (ТКС) шестого
поколения EARL, которая в будущем должна заменить ТКС с
ракетой-носителем (РН) "Ариан-б*. С 1988 г. поисковые
исследования по своей схеме ТКС EARL -2 ведут фирмы
MAN Technologie и МВВ-
66

Основные массовые характеристики ТКС EARL -2, т
Характеристика
Первая ступень
Запас топлива целевой
Масса керосина для посадки
Сухая масса
Гарантийный запас топлива
Орбитальная ступень
Запас топлива целевой
Сухая масса + экипаж
Топливо вспомогательных РД
Гарантийный запас топлива
Полезная нагрузка
Стартовая масса
Орбитальная ступень
многоразового использования
Базовый
вариант
226,5
5,8
39,5
4,4
72,0
25,1
3,1
1,4
5,0
382,8
Возможный
вариант
211,9
5,8
37,0
4,1
64,8
23,2
3,0
1,3
5,0
356,1
Орбитальная ступень
одноразового использования
Доставка на
НОО
211,9
5,8
37,0
4,1
67,3
6,2
-
1,4
22,4
356,1
Доставка на
ПГО
211,9
5,8
37,0
4,1
67,3
et2
-
1,4
8,8
342,5
Примечание, НОО - низкая околоземная орбита; ПГО - переходная геостационарная орбита.

В соответствии с техническим заданием
двухступенчатая EARL с вертикальным стартом и горизонтальной
посадкой первой и орбитальной ступеней должна доставлять
полезную нагрузку (ПН) с массой 5 т на ООКС,
расположенную на орбите с высотой 460 км. Грузовой отсек
должен быть объемом ~ 80 м^# Кабина рассчитывается на
2 пилотов и 2 астронавтов-исследователей. При разгрузке
ПН должны использоваться роботизированные манипуляторы»
Для первого варианта ТКС EARL предложена обычная
компоновочная схема с последовательным расположением
ступеней. У разработчиков EARL—2 также предусмотрен
такой вариант ( таблица). Однако в настоящее время для
EARL отдается предпочтение схемам с параллельным
расположением ступеней. Считается, что это придает всей
ТКС большую оперативную гибкость. Напр. в. случае
необходимости вывода на орбиту особенно тяжелой ПН можно
существенно повысить грузоподъемность ТКС за счет
применения спаренных первых ступеней. При параллельном
расположении ступеней длина EARL будет определяться
длиной первой ступени - 41 м. Орбитальная ступень
параллельного крепления будет иметь длину 28,5 м.
Стартовая масса ТКС определена в 363 т. Пэрвая
ступень будет нести 217,5 т криогенного топлива»
Двигательная установка будет состоять из 4 ЖРД с тягой 1,4 МН
каждый со временем работы 153 с. Разделение ступеней
будет происходить на высоте 58,4 км.
После отделения орбитальной ступени первая ступень
будет продолжать полет по баллистической траектории. Вход
в плотные слои атмосферы сначала будет происходить без
угла атаки. На высоте 40 км начнет функционировать
программа посадки с использованием аэродинамических органов
управления. На участке планирования полет будет
происходить* со скоростью М>1. Затем начнется активный участок,
на котором будут работать 2 ТРД по типу RB, 199
■'Торнадо* для обеспечения скорости полета М &£ 0,5,
необходимой для возвращения к стартовой позиции.
Орбитальная ступень после разделения с помощью ЖРД
высокого давления замкнутой схемы со степенью
расширения 325 выйдет на эллиптическую орбиту, в апогее
которой (460 км) за счет работы ЖРД орбитального
маневрирования будет осуществлен переход на круговую орбиту.
68

Отмечается, что как и в программе 'Ариан", схема,
EARL с параллельными ступенями позволяет разработку
целого семейства ТКС. Во всех случаях предполагается
применение первых ступеней многоразового использования,
снабженных крыльями, Кроме пилотируемых орбитальных
ступеней планируются также варианты с грузовыми
контейнерами грузоподъемностью на НОО до 18 т,
Грузоподъемность EARL на ПГО будет составлять 7 т.
При разработке EARL используется опыт, накопленный
при создании РН "Ариан-б* и мини-МВКА Термес*. В
отличие от конкурирующего французского проекта "Ариан-6*
в EARL используются принципиальные возможности воздушно-
космического самолета *3енгер*\ Это особенно очевидно при
сравнении орбитальной ступени EARL и йторой ступени
*3енгер*\
Наиболее серьезными проблемами разработки EARL
будут расчет и проектирование топливных баков для жидкого
водорода и жидкого кислорода с учетом их многоразового
использования^ контроля и межпопетного технического
обслуживания, а также создание ЖРД высокого давления
замкнутой схемы АТС со степенью расширения 77,5 для
первой ступени. Для орбитальных > ступеней одноразового
использования по экономическим соображениям могут быть
применены варианты ЖРД НМ-60 РН "Ариан-5*\
модифицированные для работы в вакууме.
В.А. Карелин
"Flug Revue", 1989. !l» И, 14-16
25. Задачи РЛ-съемки поверхности Венеры с <борта
американского КА уМагеллану
Американский автоматический КА ^Магеллан17, который
был запущен 4 мая 1989 г. с помощью МВКА ^Спейс
Шаттл* (орбитальная ступень ^Атлантис"), в,августе
1990 г. должен достичь Венеры и выйти на эллиптическую
орбиту вокруг нее: высота орбиты в перицентре 250 км, а
в апоцентре над северным полюсом планеты - 2092 км.
Задача КА * Магеллан" - произвести радиолокационную
съемку поверхности Венеры с разрешающей способностью в 10
раз более высокой, чем до сих пор. Съемки должны
производиться РЛС, спроектированной и изготовленной фирмой
69

Hughes Aircraft Co, РЛС оснащена параболической
антенной диаметром 3,66 м, которая должна использоваться
также для связи между КА и наземными станциями. РЛС
обеспечивает работу в трех режимах: 1) с синтезированием
апертуры; 2) для проведения измерений высоты (как
альтиметр); 3) для радиометрических измерений.
КА "Магеллан* должен в течение венерианских суток
(243 земных суток) совершить 1852 оборота вокруг
Венеры с целью детальной съемки поверхности Венеры через
плотную ее атмосферу, которая прозрачна для РЛС. Ширина
полосы съемки 24 км, а длина (за один оборот Венеры)
16093 км. Съемка ведется с перекрытием предшествующей
полосы - последующей полосой и с учетом окружной
скорости вращения Венеры (на экваторе она составляет 6,5 км/ч).
Съемка обеспечит выявление поверхностных объектов
диаметром 91 м и более и разностей высот более 49 м.
Для обеспечения высокого качества съемки при нахождении
КА на вытянутой эллиптической орбите на РЛС в течение
одного оборота вокруг Венеры подается 950 команд.
Обработка снимков должна производиться на Земле. При
обработке снимков предусматривается учет допплеровских
эффектов и высоты съемки.
Б.И.Ермишкин
"Recherche" 1990, 21, № 217, 64-65.
26. Участие ФРГ в исследованиях, проводимых с помощью К А
'Галилей*
18 октября 1989 г. с мыса Канаверал на борту МВКА
"Спейс Шаттл* (орбитальная ступень "Атлантис") был
запущен межпланетный КА "Галилей", который должен после
6-летнего полета достичь планеты Юпитер, выйти на около-
юпйтерианскую орбиту, чтобы в течение 20 месяцев вести
наблюдения за ней.
В течение значительной части межпланетного полета
КА ^Галилей" слежение за ним должен проводить
западногерманский центр управления полетом (GSOC ) института
DLR, который находится в Оберпфаффенхофене. Передача
командных сигналов на борт КА и прием телеметрической
информации производятся с помощью наземной станции (НС),
70

находящейся в Вайльхайме. Западногерманские ученые
принимают участие в проведение двух научных экспериментов.
Первый эксперимент (руководитель - д-р Неукум из
института оптоэлектроники), именуемый SSI (Solid State
Imaging - съемка с помощью аппаратуры), предназначается
для проведения съемки (и интерпретации ее результатов)
поверхности спутников Юпитера. Съемка должна
производиться камерой типа CCD, оснащенной 8 различными фильтрами.
В процессе эксперимента SSI намечено изучить формы
твердых поверхностных образований на спутниках Юпитера,
Земле, Луне, на двух астероидах, а также исследовать
структуру и свойства атмосферы Юпитера, изменения в
магнитосфере и кольцах Юпитера.Большие надежды возлагаются
учеными на получение данных о спутниках Юпитера Ио,
Европа, Ганимед и Каплисто. Специалисты института DLR
примут также участие в анализе снимков поверхности
Венеры, Земли, Луны и двух астероидов, которые будут
получены при пролете вблизи них КА "Галилей*.
Второй эксперимент (руководитель - д-р Порше из
института высокочастотной радиоаппаратуры) SCE (Sonnenko—•
zona-«Experiment - исследования солнечной короны) будет
заключаться в зондирований солнечной короны с помощью
радиоаппаратуры в процессе пролета вблизи Венеры, Земли и
астероидов Каспра и Ида. Важное значение для ученых
имеют исследования корональной плазмы, солнечного ветра в
короне Солнца и структурных различий между отдельными ко-
рональными 'дырами*. Б.И. Ермишкин
"DLR-Nachrichten", 1989, № 58, 85-86
27. Программа разработки ракеты-носителя *Ариан-5*
На международном симпозиуме по проблемам
западноевропейских космических исследований и создания
пилотируемой космической системы, который проходил 25-29 апреля
1988 г. в Страсбурге, была обоснована необходимость для
Западной Европы программы ракеты-носителя (РН) "Ариан-
5*\ Ряд прогнозных исследований рынка коммерческих
пусков РН показал рост интереса к ИСЗ с массой 2G00 -
2800 кг на. переходной геостационарной орбите вследствие
повышения мощности приемопередающего оборудования и
увеличения числа каналов. В середине 90-х гг. ИСЗ этого клас-
71

to
Таблица 1
Сравнение проектных требований к РН гАриан-4* и "
Проектное требование
РН
Ариан-44 L
Ариан-5
Программа полета
Грузоподъемность на ПГО, кг
- при выводе одного ИСЗ
- при выводе двух ИСЗ
Грузоподъемность на НОО, кг
- полярная орбита^-'
- 550x550 км, 28,5°
- 500 х 500 км, 28,5°
Надежность, %
Безопасность, %
4200
4200
3800
6000
7ООО
•
90
68О0
6800
5900
12OOO
18ООО2)
210003)
98
99,9
Беспилотный полет
Пилотируемый полет
Пилотируемый попет
П римечание. l) Полярная платформа свободного полета на орбиту с высотой 800 х 800 км
и наклонением 98,6°, 2) Модуль СЮКС или платформа свободного полета орбитального
комплекса гКолумб'. 3) Мини-МВКА 'Гермес'
Обозначения: ПГО - переходная геостадионарная орбита; НОО - низкая околоземная орбита.

са будут составлять"0 50% всех коммерческих ИСЗ.
Ожидается, что в 1995 г. спрос на вывод ИСЗ на переходную
геостационарную орбиту будет соответствовать ^23
коммерческим пускам РН в год, причем связные ИСЗ составят 70-
75% общего числа ИСЗ. Остальные ИСЗ будут
предназначаться для телезондирования Земли и проведения научных
исследований. Для обеспечения в будущем возможностей для
осуществления одновременного .вывода 2 ИСЗ Западная
Европа должна будет иметь более грузоподъемную РН.
Считается достаточной грузоподъемность, которая позволит
выводить 2 ИСЗ с массами до 3000 кг каждый. В
прогнозных исследованиях ожидается, что на рынке коммерческих
пусков РН основными конкурирующими РН будут РН США
с повышенной грузоподъемностью "Гитан-З* и гТитан-4" и
западноевропейские РН "Ариан-4Г и *Ариан-5". Можно
ожидать также, что японская РН Н -2 будет сильным
конкурентом РН "Ариан-4* Значение РН "Великий поход" КНР и
'Протон" СССР пока еще не определилось вследствие
имеющихся нерешенных политических проблем.
В результате технико-экономического исследования были
определены основные характеристики оптимальной
западноевропейской РН для вывода объектов на переходную
геостационарную орбиту, которая одновременно была бы
экономически пригодной для вывода объектов на низкую,околоземную
орбиту, в т.ч. для создания будущих ООКС и осуществления
пилотируемых полетов к ООКС (таблица l).
Совет ЕКА на уровне министров стран-членов ЕКА 9-10
ноября 1987 г. в Гааге принял решение об открытии
программы разработки РН *Ариан-5* с начала 1988 г. с тем,
чтобы первый пуск РН можно было осуществить в начале
1995 г. Составными частями программы являются
разработка и проектирование производственных мощностей,
рассчитанных на поставку до 10 РН в год, т.к. для снижения
рекуррентной стоимости использования "Ариан-5" по
сравнению с |гАриан-441-*' по меньшей мере на 10% при
одновременном выводе 2 ИСЗ на переходную геостационарную
орбиту необходимо по меньшей мере 8 пусков в год, из
них 4 - на переходную геостационарную орбиту. Цена вывода
с помощью РН гАриан~5" должна быть на 45% ниже, чем
при использовании РН уАриан-44Ь*\ Кроме того программа
разработки должна создать задел для. последующих проектов
с еще более улучшенными характеристиками.
10-1 73

-4 Таблица 2
Основные характеристики элементов FH гАриан-5# для беспилотных программ полетов
Характеристика
Элемент
Р23О
Н155
L5
ПО
ОПН
РН в делом
Диаметр, м
Длина, м
Стартовая масса, т
Масса топлива, т
Время работы, РД, с
Тяга, МН
3
30
2х 269
2x230
125
2x7,5
5.4
30
170
155
615
1,07
(вакуум)
5.4
4,5
6,0
5,2
800
5,4
2,2
1,1
0.06
-
5,4
20/11
2,4/1.4
-
-
50
725
620
1415
15,9
(стартовая)
Примечание: ПО - приборный отсек; ОПН - обтекатель полезной нагрузки*

С учетом универсального назначения носителя было
предложено иметь один стандартный нижний блок из первой
ступени с бустерными РДТТ и специальные вторые ступени
применительно к конкретным программам полетов.
Стандартный нижний блок со стартовой массой ~710 т будет
состоять из 2 бустерных РДТТ Р230 с зарядом
твердого топлива 230 т в каждом и первой ступени HI 55 с
запасом топлива 155 т. Каждый 'РДТТ будет создавать
тягу макс. 7,5 МН в течение 125 с. ЖРД НМ-60 первой
ступени на криогенном топливе будет развивать тягу до
1,07 МН (в вакууме) в течение 615 с. При старте
сначала будет производиться запуск ЖРД НМ-60 'Вулкан*.
После выхода его на режим будет подаваться команда на
запуск бустерных РДТТ.
Для вывода полезных нагрузок (ПН) на переходную
геостационарную орбиту или беспилотных объектов на низкую
околоземную орбиту будет применяться вторая ступень L5
с ЖРД на топливе * монометил гид резин + тетраксид азота1"
и запасом топлива 5 т. Для осуществления пилотируемых
полетов мини-МВКА вторая ступень не нужна, т.к. для
выхода на орбиту будет использоваться тяга двигательного
модуля мини-МВКА (таблица 2).
Траектории пусков выбираются таким образом, чтобы
отработавшие бустерные РДТТ и первая ступень Н155
падали в океан. Предполагается, что при выполнении
аттестационных пусков бустерные РДТТ будут подниматься для
проведения дефектадии и оценки уровней запасов по
основным параметрам» Не исключается подъем бустерных РДТТ
и в период эксплуатации РН гАриан-5* для контроля
стабильности качества изготовления.
Пуски РН *Ариан-5* предполагается осуществлять с
нового стартового комплекса ELA -3, который должен быть
сооружен вблизи двух действующих комплексов ELA—<1и
ELA-2. Для выполнения до 10 пусков РН в год и
обеспечения максимальной безопасности в случаях аварийных
ситуаций инфраструктура ELA-3 должна быть максимально
простой. Предполагается, что ELA -3 будет иметь 2 зоны:
предстартовой подготовки РН и стартовую. Объем работ в
стартовой зоне будет ограничен теми, которые относятся к
конечным этапам предстартового отсчета,
В зоне предстартовой подготовки будут сооружены 4
основных корпуса: сборки бустерных РДТТ; сборки
ступеней Н 155 и L5 и монтажа РН; окончательной сборки,
10-2 75

где на РН будет устанавливаться ПН, будет
производиться заправка топливных баков L5 и будут
проводиться последние эпектрические проверки; центр управления
пуском. Кроме того к ELA-3 будут относиться заводы по
получению жидких водорода, кислорода и азота, различные
складские корпуса, морские суда для транспортировки РН
из Западной Европы во Французскую Гвиану, причальные
сооружения и т.д. Стартовый комплекс ELA-3
планируется использовать также для проведения испытаний ступени
Н155. Для огневых испытаний Р230 на расстоянии
3 км от ELA-3 будет сооружен стенд, соединенный с ним
рельсовым путем.
Программа разработки бустерных РДТТ
предусматривает проведение 2 аттестационных испытаний в летной
компоновке. Принятая методика отработки РДТТ основана
на последовательной отработке и аттестации отдельных
элементов, начиная с наиболее простых, и постепенном
наращивании объема и сложности сборок вплоть до РДТТ в
целом. В программу включены 4 конструкторских огневых
испытания натурных РДТТ.
Программа разработки ЖРД г Вулкан' была разделена
на 2 этапа:
- подготовительный этап до конца 1987 г., в
результате которого были получены данные о состоянии
проблемы, разработаны требования к основным агрегатам и
изготовлены опытные образцы некоторых агрегатов. Было
начато строительство необходимых испытательных стендов;
- этап проектирования, в который включены доработка
технических требований к ЖРД, разработка комплекта
технической документации, сдача в '.эксплуатацию
испытательных станций и стендов, проведение конструкторских и
аттестационных испытаний.
ЖРД г Вулкан* открытой схемы с одним
газогенератором на основных компонентах топлива для двух турбонасос-
ных агрегатов будет иметь давление в камере сгорания
(КС) ~100 бар. Принятая компоновочная схема ЖРД, в
которой большинство агрегатов является модулями, позволяет
применять агрегаты от различных поставщиков из
Западной Европы и т.о. защищает от диктата поставщика. В
конструкции КС используются технические решения, полученные
при разработке ЖРД НМ-7, в т.ч. применение огневой
стенки с фрезерованными каналами охлаждения,
электролитическое нанесение внешней никелезой стенки, приварные коллек-
76

торы компонентов топлива и т.п. Для огневой стенки был
выбран сплав CuAg3ZrOf5» который имеет более высокую
прочность и повышенную стойкость к малодикловой
усталости по сравнению с материалом КС HAV7. Соединение
коллекторов, с никелевой внешней стенкой производится
электроннолучевой сваркой.
На основании опыта отработки НМ-7 форсуночная головка
принята с коаксиальными струйными форсунками, в каждой
из которых водород истекает по кольцевому, а кислород по
центральному каналам. Смешение компонентов достигается
в основном за счет высокого отношения скоростей истечения
(^20 раз). Оптимизация характеристик и достижение
устойчивости работы КС ведутся путем подбора скоростей
истечения из форсунок, профиля проточного тракта кислорода,
угла закрутки потока кислорода и т.д. Считается
возможным получить требуемую полноту сгорания 99%.
Устойчивость работы натурной КС будет обеспечиваться
акустическими демпферами и пластинчатыми отбойниками у
форсуночной головки.
Сопло будет выполнено из спирально намотанных тру^
бок проточного охлаждешшJCL^wUB^oom газа на срезе
сопла. Ата^о^йчная конструкция сопла применена на НМ-7.
Сварка трубок друг с ^другом по форме сопла производится
непл^ящимййГ^ольфрамовым электродом на роботизированной
сварочной машине.
"В комплектовании ЖРД гВупканг узлами и агрегатами
принимают участие фирмы MIcrotechnica (узлы электропнев-
мо(гидро)автоматики), Avica (трубопроводы), MAN
(карданов подвес), Aer Lingiis (силовая рама), Volvo (турбонасос-
ный агрегат жидкого водорода и сопло), FIAT (турбона-
сосный агрегат жидкого кислорода), МВВ (КС), Hispano-*
Suiza» FN, FDO и т.п. Сборку ЖРД осуществляет фирма
SEP (Франция).
Отработка ЖРД будет включать 350 огневых испытаний
натурного изделия, после чего будут проведены
аттестационные испытания для допуска к полетам с беспилотными
объектами. Затем будут проведены еще 200 огневых испытаний
для доказательства требуемой надежности для
осуществления пилотируемых полетов. При отработке ЖРД НМ-7 были
проведены 180 огневых испытаний, а при отработке
основных ЖРД МВКА США - 70,0 огневых испытаний.
Отсёк топливных баков ступени Н155 длиной 23 м
разрабатывается на основе опыта, накопленного при проектиро-
77

вании и эксплуатации РН 'Арная*. Для нового отсека
планируется вместо алюминиевого сплава 7020 использовать
сплав 2219, что позволит снизить массу конструкции за
счет повышенной прочности и повысить надежность за
счет повышенной стойкости к коррозии под напряжением и
большей ударной вязкости. Кроме того этот сплав обладает
лучшей свариваемостью. Считается, что массу конструкции
можно снизить до 3,5% от масс?* топлива (для ступени
НЮ - 6,5%).
По состоянию на середину 1988 г, считалось
возможным выдержать следующий график выполнения программы:
- анализ вариантов принципиальной схемы
- НИОКР по ступеням РН н элементам
- аттестация ступеней РН и элементов
* в наземных условиях
- завершение испытаний системы в
Западной Европе
- ввод в эксплуатацию стартового
комплекса ELA -3
- первое летное испытание
- завершение работ по РН для
беспилотных операций
- первый эксплуатационный пуск РН
- первый беспилотный полет мини-МВКА
- конец программы разработки
конец
1987 г.
1987 -
1990 гг.
1993 -
1994 гг.
1993 г.
1992 г.
начало
199S г.
1995 г.
начало
1996 г.
1998 г.
1998 г.
Стоимость всей программы разработки определена БКА
в сумме 4t694 млрд долл. США по курсу 1988 г.
- ' RА. Карелин
f'International Symposium on Europe in Space: The
Manned Space System". Strasbourg» April 25-29,
1988. 'Proceedings. Noordwijk, 1988, 41-47, 4 27-
131, «153-162
78

28» Направления развития космической ядерной
энергетики
В связи с обсуждением возможностей пилотируемой
экспедиции на Марс и создания лунных баз в июне 1989 г.
журнал "Aerospace America"Дал ретроспективную оценку
разработки ЯРД в США. Напоминается, что работы по ЯРЦ
были начаты в 1958 г. В I960 г. Комиссия по атомной
энергии и НАСА начали проект 'НЕРВА*. Осенью 1969 г.
были завершены наземные испытания опытного образца
ЯРД. Но, несмотря на достигнутый технический успех, в
январе 1973 г. работы были прекращены в связи с
изменениями в иерархии национальных приоритетов и отказом
НАСА от своих планов пилотируемых исследований планет,
для применения в которых ЯРД предназначались в первую
очередь.
В настоящее время НАСА вернулось к анализу
требований и инфраструктуры систем для исследований и
освоения Марса. Считается, что на ближайшие 20 лет ЯРД с
твердофазным и газофазным реакторами имеют
определенные перспективы применения в экспедициях
продолжительностью до 1 года (т.е. полет на Марс с возвращением
на Землю). По расчетам полет к Фобосу с использованием
ЯРД потребует применения межпланетного КА с начальной
массой только в 50% от массы такого К А с химическими
ракетными двигателями» Это позволит снизить стоимость
вывода на ~1 млрд долл. при цене вывода 1100 долл./кг
или сократить время экспедиции с 440 до 365 дней.
Перспективными считаются газофазные ЯРД с уд.
импульсом 1500 - 6000 кгс. с/кг, в т.ч. открытого цикла с
пористыми стенками, через которые подается рабочее тело, и
замкнутого цикла с прозрачным излучателем. В
соответствии с расчетами научно-исследовательского центра им.
Льюиса (НАСА) газофазный ЯРД с радиаторным
охлаждением может быть использован для экспедиции на
Марс продолжительностью < 80 дней.
К наиболее важным требованиям разработки ЯРД
отнесены перспективное машинное моделирование, исследование
регенеративного охлаждения наиболее ответственных
элементов жидким водородом, использование легких
высокопрочных высокотемпературных материалов и т.д. Эти
требования во многом совпадают с теми, что должна быть удов~
79

Щ Характеристики радиоизотопных термоэлектрогенераторов для
Характеристика
Начальная тепловая
мощность, Вт
Начальная
электрическая мощность,
Вт
Конечная
электрическая мощность, Вт *
Материал термопар
Число термопар {
Температура горячего
спая, °С
г КА
Космический аппарат
"Галилей*
4294x2 '
572
433
Si-Ge
572x2 1
1000
Температура холодного
спая, ос 300
Расчетный ресурс,
лет 1
5
•Улисс"
4302
282
254
Si-Ge
572
1000
300
5
CRAF
543
461
Si-Ge
572x2
1000
300
7.5
"Кассини"
308* 2
244 х 2
Si-Ge
572x2
1000
300
94000 ч

Солнечный зонд
520
416
Si-Ge

Планетоход для
Марса
500-1000
500-1000
Si-Ge
5
Микро-КА
25
SiGe-GaP
46
1000
257
5

летворены при разработке национального
воздушно-космического самолета. Считается, что машинное моделирование
позволит ускорить решение проблемы оптимизации
газодинамического удержания урановой плазмы в газофазном
реакторе»
Вместе с тем в январе 1989 г» в комитете по космосу
палаты представителей конгресса США был подготовлен
законопроект о запрещении эксплуатации на околоземной
орбите ИСЗ с ядерными установками. Законопроект не
ограничивает применение радиоизотопных термоэлектрогенерато—
ров, в т.чв и на плутонии, на межпланетных КА»
Радиоизотопные термоэлектрогенераторы
устанавливаются на КА Талилей*^ *Уписс*9 CRA*F> солнечном
зонде, микро-КА и т9 д. (таблица)в
Вывод КА ^Галилей* для полета в сторону Юпитера был
запланирован на 12 октября 19 89 гв КА предназначается
для исследования газовой оболочки планеты с помощью
зонда, а также спутников планеты* магнитного поля^ плазмы
И Т.ПО
КА "Улисс* предназначается для исследований
характеристик солнечной короны, солнечного ветра, гелиосферного
магнитного поля, космических излучений* межпланетного
нейтрального газа и т.д. Вывод КА должен быть произведен
в октябре 1990 г* в направлении Юпитера* Гравитационное
поле планеты будет использовано для выхода К А из
плоскости эклиптики,
КА CRAF будет использован для получения информации
о происхождении и эволюции Солнечной системы, зарождении
жизни, динамике астрофизической плазмы и т.п. С КА будут
проводиться наблюдения выбранной кометы и астероида.
Выбор зависит от даты стартае По состоянию на середину
19 89 Ге старт КА отложен до августа 1995 г*
Проект "Касснни* рассчитан на выход КА на орбиту
вокруг Сатурна и посылку зонда в атмосферу Титана,
Формирование траектории КА будет происходить под воздействием
гравитационных сил Земли и Юпитера. Возможен пролет г
около некоторых астероидов.
Солнечный зонд должен приблизиться к Солнцу на
расстояние до 4 его радиусов, а затем направиться к Юпитеру
для выхода на орбиту вокруг него.
Мккро~КА представляют новое направление проведения
космических исследований. Такой КА с массой ^5 кг
11-1 81

может выводиться обычным образом или с помощью
электромагнитного ускорителя. Микро-КА могут быть
использованы при исследованиях космических излучений и полей,
атмосферы, для проведения съемок и т.п. Энергетическая
установка такого К А будет иметь массу ~ 200 г, причем
75% этой массы составит источник тепла. Радиатор
площадью 72 см2 с тепловой трубой на Hg—A1 обеспечит
необходимую температуру холодного спая.
Во Франции CNES разрабатывает ядерную
энергетическую установку (ЯЭУ) ERATO, которая должна
обеспечивать энергией ЭРД. Реактор ERATO диаметром 35 см
будет содержать 113 кг уранового ядерного горючего.
Теплоносителем в первом контуре будет литий, а во втором
контуре - гелий-ксеноновая смесь, которая будет поступать на
4 турбогенератора с общей мощностью 200 кВт. Энергия
будет йоступать на ЭРД с тягой 5 Н. При массе К А с
ЯЭУ ~ 8 т ускорение составит 0,6 мм/с*% Отвод тепла
будет осуществляться через радиатор площадью 140 м<% По
состоянию на июль 1989 г, проект ERATO отложен из-за
отсутствия носителей для вывода КА с такой массой.
В.А. Карелин
"Aerospace America ", 1989» 27, № 6> 16-18
"Aerospace Daily", 1989, 149, № 32, 147
>eAir et Cosmos", 1989, W 1244, 29-30
"Proceedings of 24—th Intersociety Energy Conv^r—•
sion Engineering Conference'% Washington, D#G.
Aug. 6-1U 1989, Vol. 2, N-Y.,4989, 715-720
НАУЧНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ
29. Университетские исследования дальней перспективы
В серии статей и докладов, опубликованных в период
1960-1989 гг„ ученые рассматривали различные аспекты
колонизации космоса и исследований (И) дальней
перспективы, связанные с полетами беспилотных космических
зондов и пилотируемых КК в пределах Солнечной системы и в
межзвездном пространстве. Среди предлагаемых проектов -
новые концепции носителей и систем реактивного движения,
82

полеты к планетам Солнечной системы и к другим
звездным системам, космические поселения, проблемы выживания,
экологии и СЖО в длительных космических полетах,
использование ресурсов космического пространства (вещества
планет, межзвездной материи, энергии), углубленные И
космического пространства.
Концепции и проекты систем реактивного движения» В
ряде трудов, опубликованных в 1988 г., обобщаются
предложения исследователей различных стран по новым
концепциям реактивного движения и их использованию
применительно к широкому спектру задач, связанных с выводом на
орбиты и обеспечением дальних космических полетов
разнообразных объектов. Сюда входят - оружие для поражения
боевых средств, которое исследуется в США по программе
СОИ, космические зонды, межпланетные космические
поселения, межпланетные и межзвездные КК, длительно
функционирующие автономно и обеспечивающие постепенное И и
освоение все более обширных регионов ближнего и
дальнего космоса.
Катапультные системы особенно активно начали
рассматриваться в проектах 1980-х rr»t связанных с
программой СОИ. Параллельно ряд сообществ ученых и
студенческих исследовательских групп занялись проблемами
прикладного использования тех же идей в мирных цепях,
связанных с созданием новых космических транспортных
средств.
Рельсовые катапультные электромагнитные пусковые
установки (ПУ) иначе называют рельсовыми пушками,
экспериментальные образцы которых созданы и
используются в рамках программы СОИ* Катапультируемый объект
(ПН, снаряд) размещается в ПУ между двух направляющих
рельсов. Электрический ток 'проходит последовательно
вдоль одного рельса, затем через расширяющуюся при этом
плазму позади ПН и далее - на выход по второму рельсу.
Развернутые на околоземной орбите рельсовые пушки
длиной от 50 до 100 м способны придавать ПН
ускорение от 50000 до 100000 g - на порядок больше, чем
артиллерийский снаряд в пушке. Существующие в настоящее
время рельсовые пушки используются для ускорения масс
в несколько грамм до скорости почти 10 км/с. В одном из
экспериментов 1984 г. удалось разогнать массу в 0,3 2 кг
до скорости 4,2 км/с.
83

На авиакосмической конференции AIAAf
состоявшейся в г. Рено в январе 1988 г., сотрудник Технической
секции систем КА Лаборатории реактивного движения Мас-
сачусетского технологического института (США) Росс
Джонс в докладе, привлекшем всеобщее внимание, изложил
концепцию запуска с помощью электромагнитной ПУ,
размещенной на низкой околоземной орбите (НОО), небольших
научных КА (микро-КА) массой от 1 до 5 кг, которые
могли бы при выполнении ежегодно множества пусков с
ограниченными научными целями более эффективно решать
задачи космических полетов, чем ставшие нормой в
последнее 10-летие растянутые программы, Р. Джонс при этом
развил предложенную им же еще в 19 82 г. идею
использовать рельсовые электромагнитные ПУ при И Солнечной
системы для запуска микро-КА (термин, появившийся в
технической литературе в 1985 г, для обозначения носителей
массой до 20-30 кг и используемый Р.Джонсом для
предлагаемых им КА, масса которых составляет порядка 0,001
массы типовой АМС).
Современные достижения в микроэлектронике и
миниатюризации систем реактивного движения делают
предложения еще более реалистичными. Для микро-КА наиболее
важны 3 технические подсистемы: дальней связи, электропитания
и движения. Подсистема дальней связи может базироваться
на средствах радио- или оптического диапазонов, В полосе
Ка -диапазона при мощности передатчика 1 Вт можно
принимать 70-метровой антенной информацию Сети дальнего
космоса в объеме 10 бит/с на расстоянии 10 а,е.
(600 млн км). Звено оптической связи способно
обеспечить прием 200 бит/с на расстоянии до 100 а.е.
Первичные источники электроэнергии могут быть такие
же» как у АМС "Вояджер". Рассматриваются также
небольшие панели СЭ в комбинации с бортовыми аккумуляторами
- особенно для обеспечения дискретных посылок
информации на Землю кратковременными мощными импульсами.
Концептуальная схема подсистемы реактивного движения микро-
КА изготовлена и испытана применительно к запускам с око
лоземной орбиты рельсовой электромагнитной пушкой диам.
15 см КА массой до 100 кг, способных в полете
обеспечить приращение скорости на величину до 1 км/с. Одной
рельсовой орбитальной пушкой можно запустить 10-100
небольших (0,1-10 кг) недорогих (10-100 тыс. долл.) на-
84

учных ПН. Применительно к И Солнечной системы перечень
потенциально возможных задач полетов, обеспечиваемых
орбитальной рельсовой пушкой, включает:
- детальное картирование магнитосферы Земли;
- "забрасывание*" ПН на Солнце;
- И вне плоскости эклиптики;
- внедрение в другие небесные тела;
- поиск "десятой" планеты;
- поиск гепиопаузьц
Р. Джонс полагает, что микро-КА при дальнейшей
миниатюризации приборов потенциально способны нести на
борту видеоаппаратуру, детектор космических лучей,
детектор космической пыли, детектор энергетических частиц,
магнитометр, гамма-лучевой Спектрометр, детекторы
нейтральных и заряженных частиц в количестве 1-2 прибора на
каждом микро-КА. Идея электромагнитного способа пуска
микро-КА нуждается, по мнению Р» Джонса, в дальнейшей
разработке. Проведенные до сих пор И показывают, что на
этом пути возможно достижение результатов, которые
существенно дополнят более дорогостоящие и громоздкие
проекты полетов крупногабаритных КА*
Рельсовые катапультные пульсирующие прямоточные ПУ»
Под руководством профессоров факультета аэронавтики и
астронавтики Вашингтонского университета Адама Брукнера
и Абрахама Герцберга совместно с
инженером—исследователем Давидом Богдановым студенческие исследовательские
группы с 1983 г« ведут И катапультного транспортного
средства, базирующегося на принципе превращения
химической энергии в кинетическую энергию достаточно высокого
уровня, чтобы разогнать ПН до скорости орбитального
полета» Цель - создание в будущем для снабжения материалами
ОКС и космических поселений экономически эффективной
транспортной системы, представляющей собой метательную
ПУ-ускоритель в виде пульсирующего реактивного двигателя.
Двигатель состоит из двух главных частей - трубы с
направляющими рельсами, которая заполняется смесью
газообразного топлива с окислителем под высоким давлением, и
носитель (ПН), представляющий собой движущееся по
направляющим рельсам центральное тело пульсирующего
прямоточного двигателя. Труба выполняет функции внешней
оболочки двигателя, которая направляет тягу носителя,
движущегося внутри нее по рельсовому пути. Носитель на борту топ-
11-3 85

пива не имеет. Процесс высвобождения химической
энергии (фронт горения) перемешается по трубе вместе с
носителем.
По утверждению проф.Брукнера, реализация концепции
позволит ускорять носитель массой несколько тонн до скорости
^ 10 км/с, используя исключительно химическую энергию
существующих топлив, Герцберг, Брукнер, их коллеги и
студенты построили в цокольном этаже своего факультета
прототип пульсирующей прямоточной ПУ для маломасштвбных
испытаний с катапультированием снарядов массой 50-
100 г. В июне 1986 г. получен первый успешный
результат, показавший правильность принципа, а при последующих
испытаниях достигнута скорость 2,4 км/с. В дальнейшем
предполагалось продолжить испытания и достичь скорости
4 км/с, после чего из соображений безопасности
планировалось построить экспериментальную ПУ для более
высоких скоростей где-либо в другом месте.
Брукнер отмечает, что выполненные студентами
проектные работы базировались исключительно на современных
технологиях и подтвердили возможность создания ПУ-прямо-
точный пульсирующий ускоритель при современном
техническом уровне. В 1988 г. студенты предполагапи
выполнить более детальный анализ и продолжить
совершенствование конструкции ПУ. К 1988 г. работа имела хорошую
прессу уже на протяжении 1,5 лет: группа ее участников из
Вашингтонского университета представила доклады об этой
концепции на нескольких национальных и международных
технических конференциях, в том числе в 1987 г. на
конференции Международной федерации астронавтики в Брайтоне
(Великобритания). По приглашению НАСА в ноябре 1987 г. Брук
нер и Герцберг представляли свою концепцию в
штаб-квартире НАСА на однодневной сессии по необычным
транспортным концепциям. Участие в Программе перспективных
проектов НАСА позволило существенно расширить рамки
сотрудничества с другими организациями и весьма
благоприятно отразилось на подготовке студентов.
В 1987 г. заключено соглашение с фирмой Olin
Corporation о продолжении разработки с ее участием. Получен
исследовательский грант от НИЦ Ленглиг, сотрудники
которого также принимают участие в работе. Интерес к работе
проявляют Эймский НИ11 и НИЦ Льюиса НАСА.
86

Особо высокоэнергетические системы реактивного
движения, Университеты, авиакосмические фирмы и научные
общества США и Европы самостоятельно, по контрактам и
совместно с государственными космическими ведомствами
ведут И новых систем реактивного движения, которые
позволят значительно увеличить массу ПН, вводимой на
околоземные орбиты при данной массе носителя или увеличить
возможности полетов КА за пределами околоземного
пространства, в границах Солнечной системы и даже за ее
пределами, преследуя цели И и колонизации ближнего и
дальнего космоса. В серии статей и докладов, опубликованных
в период с 1968 по 1989 гг. (более 30 источников),
излагается содержание различных аспектов проблемы,
включая химико-технические основы новых принципов реактивного
движения, возможности обеспечения транспортной связи
Земля-орбита, межпланетных и межзвездных полетов,
колонизации космического пространства, использования
вещества планет, астероидов и межзвездной материи.
В докладе на 37-м конгрессе Международной федерации
астронавтики 4-11 октября 1986 г. в Инсбруке (Австрия)
Фроунин из американской фирмы Me Donaell Douglas Astronautics
(г. Хантингтон, шт. Калифорния) обобщает результаты
многочисленных И по применению особо высокоэнергетических
двигательных систем в одноступенчатых МВКА (ОМВКА),
которые, по его мнению, придут на смену современным
МВКА типа американского "Спейс Шаттл* и при стартовой
массе, соизмеримой с современными реактивными
авиалайнерами (на порядок меньше, чем у *Спейс Шаттл"), смогут
обеспечить транспортную связь Земля-орбита при затратах,
соизмеримых со стоимостью авиаперевозок.
Системы реактивного движения современных ракет
базируются на освобождении и преобразовании в кинетическую
энергию движения лишь небольшой доли энергетического
потенциала топлива, заключенного в связях между атомами»
При этом преобразуются их электронные поля. Используя
более эффективные энергетические реакции внутри физической
структуры материальной массы, можно высвободить
гораздо большую часть ее потенциальной энергии.
Повышение энергетического потенциала атомов и
молекул путем их возбуждения с последующим преобразованием
этого высокого потенциала в полезную кинетическую
энергию - один из видов таких реакций. Теоретические И пока-
87

зывают возможность электронного возбуждения материи
(водород или гелий в атомарном или молекулярном
состоянии) до высокого энергетического уровняр используя в
качестве источника возбуждения электронные лучи с
предотвращением деградации энергетического уровня в процессе
хранения топлива при помощи оптической подкачки или
магнитного поля. В рабочем цикле горения энергетический
уровень возбужденного водорода или гелия резко понижается,
причем происходит выделение тепла или эмиссия протонов
через реактивное сопло двигателя. Температура
истекающей плазмы превышает 3500 К, что требует применения
испарительного охлаждения или магнитной защиты сопла.
Получить материю в возбужденном состоянии практически
еще не удалось, так что техническая осуществимость идеи
использования ракетного топлива этого вида подтверждения
пока не получила. Реализовать систему реактивного
движения, базирующуюся на этом принципе, считают возможным в
ближайшие 10-20 лет.
Расщепление и синтез атомных ядер — виды реакций,
обеспечивающие еще большие возможности высвобождения
энергии материальной массы и преобразования ее в
полезную кинетическую энергию. Ракетное топливо, базирующееся
на этих реакциях, широко исследовалось и в прошлом были
проведены успешные испытания, которые дают основания
полагать, что высокоэнергетические ракетные транспортные
системы этого типа могут быть разработаны в кратчайшие
сроки. Однако из-за радиоактивности такие системы могут
быть использованы лишь в ракетных транспортных системах,
стартующих с космических орбит и не возвращающихся на
Землю. Для транспортной связи Земля-орбита они
непригодны.
Аннигиляция - вид реакции,, в которой энергетический
потенциал высвобождается наиболее полно. Теоретические И
показали техническую осуществимость смешивания
мельчайших порций антиматерии с большим количеством нормальной
материи для получения ракетной тяги. В мире небольшие
количества антиматерии создаются в ускорителях
элементарных частиц и хранятся для научных целей. Стоимость
антиматерии неимоверно высока, а количество получаемой во
всех существующих ускорителях мира на несколько порядков
меньше требуемой для создания тяги. По расчетам,
чтобы системы движения, использующие в реактивном топливе
88

антиматерию, имели большую стоимостную эффективность, чем
системы на химическом топливе, стоимость производства
антиматерии должна стать меньше 1 млн долл. за миллиграмм,
В современном производстве эта стоимость на несколько
порядков выше»
Из-за чрезвычайно высокого энергетического потенциала
применение топлив на основе антиматерии и возбужденной
материи серьезно осложняют такие проблемы, как хранение,
преобразование невероятно высокого энергетического
потенциала в полезную кинетическую энергию и удержание
чрезвычайно горячей истекающей струи, обращующейся
вследствие высвобождения огромной энергии.
Предложено множество идей по производству, хранению
и сжиганию таких топлив, однако пока неясно, какой из
подходов наиболее приемлем. Один из вариантов топлива с
антиматерией - смесь водорода с антиводородом плюс рабочее
тело {например, водород). Для получения и хранения такого
топлива можно использовать; лазерную технику - Для
замедления и погпошения антипротонов в ускорителях частиц;
позитроны - для образования молекул антиводорода; левита-
йию антиводорода в электрических полях. При аннигиляции
водорода и антиводорода происходит эмиссия пионов и
гамма-радиации. Температура истекающей плазмы
превышает 3500 Kf ввиду чего требуется испарительное
охлаждение или магнитная защита сопла.
Ввиду неясности с выбором технических решений для
топлив с возбужденной материей и нерешенности проблем
экономической доступности антиматерии пока возможности
рассмотрения соответствующих систем реактивного
движения ограничены достижимыми величинами повышения их
удельных импульсов, которые зависят от времени и
интенсивности усилий, затраченных на поиск решений. Полагают,
что при успешных энергичных усилиях можно ожидать
достижения следующих величин удельных импульсов (кгс с/кг):
- для современных химических топпив 300-500;
- для топлив с возбужденной материей 700-2000;
- при аннигиляции материи и антиматерии 900-3000.
Меньшие из указанных величин относятся к системам
1-го поколения, создания которых ожидают в ближайшие
10-12 лет, а большие - к системам 2-го поколения^
разработка которых потребует существенно больших сроков*
Теоретически наиболее высокоэнергетическое из известных
89

теплив с возбужденной материей (метастабипьный гелий)
имеет удельный импульс около 3000 кгс с/кг, У других топ
лив удельный импульс меньше, ввиду чего для анализа
принято промежуточное значение предельной величины удельного
импульса - 2000 кгс с/кг. Точно также обстоит и с
аннигиляцией, где при реакхши .эквивалентных количеств
материи и антиматерии удельный импульс может достигать
почти 30 млн кгс с/кг при скорости истечения продуктов
аннигиляции (высокоскоростные пионы) около 94% скорости
света. Чтобы увеличить массу струи для получения большей*
тяги, надо добавить больше рабочего тела, а это приведет
к снижению скорости истечения и величины удельного
импульса. В результате, теоретически возможная величина
удельного импульса при большом уровне тяги на практике
в КА реализована быть не может.
Процессы, происходящие при сжигании топлив с
возбужденной материей и при аннигиляции, а также продукты
этих реакций недостаточно исследованы, чтобы можно было
точно расчитать массы соответствующих систем
реактивного движения. При удельном импульсе выше 1000 кгс с/кг
температура истекающей струи превышает предельно
допустимый уровень для неохлаждаемой керамики, теплоотражаю-
щих материалов и высокопрочны* сталей. Требуется
принимать меры по охлаждению конструкции двигателя или
предотвращению контакта струи с конструкционными
материалами. Кроме того в системах с аннигиляцией необходима
защита экипажа и КА от вредного воздействия радиации
(особенно гамма-излучения). Все это существенно
увеличивает инертную массу КА и снижает его тяговооружен-
ность (отношение тяги к массе КА) с увеличением
удельного импульса системы реактивного движения.
В работе Форварда (США), опубликованной в 1983 г.,
проводится сравнение расчетной тяговооруженности пяти
высокоэнергетических схем реактивного движения с
атомными и термоядерными ДУ имеющими величины удельных
импульсов в диапазоне от 1000 до ^8500 ' кгс «с/кг.
График зависимости тяговооруженности от величины
удельного импульса показывает четкую тенденцию к почти
линейному снижению тяговооруженности с ростом удельного
импульса. Причины те же, что и у очень
высокоэнергетических систем (увеличение массы термо- и радиационной
защиты). Поэтому автор считает вполне допустимым при-
90

нять, что аналогичный характер зависимости между этими
параметрами справедлив для очень высокоэнергетических
систем реактивного движения, базирующихся на
топливе с возбужденной материей и аннигиляции.
Альтернативные системы реактивного движения для
межпланетных и межзвездных полетов, В обзорной с^тье
Грегори Л. Матлофф "Межзвездный полет' обобщаются
материалы по новым концепциям систем реактивного
движения, опубликованные в научно-технической литературе разных
саран за период с 1986 по 1987 гг. (15 источников).
В статье рассматриваются концепции систем реактивного
движения для межпланетных и межзвездных полетов и
колонизации галактики.
Термоядерная Пульсирующая система - проект 'Орион'^
впервые предложенная Фриманом Дизоном в 1968 г,,
является развитием предложенной еще раньше атомной
пульсирующей системы того же наименования. Теперь термином
'Орион* обозначают простые системы, базирующиеся на 'грубой
силе' ядерных взрывов. Суть проекта: самообеспечивающееся
космическое поселение, в котором постоянно обитают от
нескольких десятков до нескольких тысяч человек. Позади
за поселением размещен цилиндрический топливный бак, а
за ним в нескольких километрах - перед огромной камерой
сгорания - самый большой в мире абсорбер ударных нагрузок.
Топливом служат собранные во всем мире водородные бом—
бы, которые таким образом утилизируются в мирных целях,
создавая своими взрывами тягу в системе реактивного
движения космического поселения.
Полагают, что 'Орион' сможет доставить небольшое
сообщество людей, пустившихся в космический вояж, к звезде
Альфа Центавра за переходное время, исчисляемое
столетиями. Если на участке торможения вместо взрывов бомб
будет использована концепция прямоточного ракетного дви-
гателя» которая является развитием того же термоядерного
триншша реактивного движения и описана Г.Л, Матлофф в
1980 г.» переходное время можно уменьшить.
Термоядерная пульсирующая система - проект 'Дедалус'
Британского общества межпланетньсс путешествий
отказывается от мегатонных взрывов водородных бомб, как источ-
шка кинетической энергии, предлагая использовать в качест-
е топлива редкие изотопы .водорода и гелия (дейтерий и
З), добываемые в атмосфере Юпитера. В сформиро-
91

ванном в виде микро-гранул топливе лазерным лучом
инициируется довольно 'чистая* реакция, продукты которой
относительно свободны от нейтронов. Небольшие незамед-
пяемые в полете зонды с такой системой реактивного
движения могли бы достичь одной из ближайших к Солнцу
звезды Бернара (расстояние от Солнца ~ б световых лет )
за переходное время ~ 60 лет. Движение к той же звезде
по более протяженной межзвездной дуге с замедлением
прямоточным тормозом заняло бы несколько столетий.
Ряд трудов, опубликованных журналом Британского
общества межпланетных путешествий в 1973-1986 гг99
посвящены проблемам, относящимся к осуществлению
предложенных в первоначальной концепции проекта *Дедалус" идей
и последствий инициирования микро-гранул термоядерного
топлива,, Периодически публикуются труды по И
альтернативных реакций и схемам инициирования термоядерного
синтеза.
Приложения прямоточной концепции реактивного
движения с использованием термоядерного синтеза» Базовая
идея, предложенная Бассардом еще в 1960 r,f состоит в
использовании реактора термоядерного синтеза и
собираемых на большой площади межзвездного пространства потонов
для разгона межзвездного К А до релятивистских скоростей
и последующего поддержания этих скоростей, повидимому,
неосуществима. Однако в ряде более поздних работ
предложено альтернативное техническое решение - использовать
прямоточную систему, базирующуюся на угдерод-протоновом
синтезе.
Более реальной считают предложенную впервые в 1974 г,
А« Бонда концепцию Межзвездной ракеты с прямоточным
ускорителем (в транскрипции английского наименования -
RAIR ), которая способна разогнать межзвездный КА до
20^30% скорости света* Межзвездные протоны в боль-
шей части использовались бы здесь для увеличения массы
реактивной струи и лишь незначительная их часть вступила
бы в реакцию с имеющимся на борту литием в литий-прото-
новом реакторе.
Другие альтернативные прямоточные системы реактивно-.,
го движения, пригодные в конечном счете для использоватш
в скоростных межзвездных КА, включают
лазерно-прямоточные и прямоточные рельсовые системы. Для улавливаемого
термоядерного топлива, содержащегося в солнечном ветре
92

иди индуцируемого им, могли бы использоваться
специальные стационарные или медленно движущиеся заборни-
ки ('совки* )♦ Сконструированы также электростатические
и электромагнитные заборники* Многие аналитики
выражают сомнения в пригодности прямоточных систем с забором
межзвездной материи для целей ускорения попета КА,
однако как тормозящие - для замедления движения скоростных
межзвездных КА, они могут оказаться вне конкуренции.
Передача кинетического момента потока рранул -
принцип, предложенный в публикации 1980 г. С.Е. Зингер. Его
суть в использовании для ускорения межзвездного КА типа
"Орион* кинетической энергии потока разгоняемых до
высокой скорости гранул при их соударениях с имеющимся
на КА абсорбером ударных нагрузок* Разгон гранул
может осуществляться электромагнитным ускорителем масс
или солнечными парусами, разворачиваемыми близ Солнца»
Основная трудность здесь в коллимации луча гранул*
Соответствующие И ведутся в рамках разработки оружия
космического базирования по программе СОИ* Их результаты
дадут окончательный ответ на вопрос о практической
целесообразности реализации принципа реактивного движения,
базирующегося на передаче кинетического момента потока
гранул в межзвездных К А,
КА с ДУ, использующими антиматерию» Группы ученых
в области физики высоких энергий в СССР, США и» Европе
по оценке автора, достигли недавно значительного
прогресса в создании и длительном хранении небольших количеств
античастиц* Если в конечном счете удастся эффективным
и недорогим способом достичь увеличения масштабов, станут
реальными звездолеты с релятивистскими скоростями.
Однако, самая оптимистичная экстраполяция современной
технологии получения антиматерии дает результирующую
стоимость ее производства около 10 млн долл./мг. Независимые
И стоимости антиматерии, необходимой для полета с
маневром вокруг Сатурна или полетов скоростных
межзвездных зондов, даютзначения порядка 10^5 долл. Выражая
сомнение в возможности реализовать идею создания
совершенных ракетных или прямоточных реактивных ДУ даже
совместными усилиями всего мирового сообщества, автор
однако, полагает, что окончательный вывод зависит от
дальнейших И в военной области по получению ядер
антиматерии для повышения температур до уровня* требуемого
12-1 93

при инициировании термоядерного синтеза гораздо более
тяжелых ядер для бомб, которые могут быть использованы и
в К А типов 'Орион' или гДедалусг.
Электромагнитная радиация и гравитация - принципы,
которые могут лечь в основу семейства КА с постоянно
функционирующими системами реактивного движения,
обеспечивающих выполнение таких миссий, как Первичные
межзвездные полеты. Медленные зонды, Звездные корабли,
несущие многие сменяющиеся в процессе полета поколения
людей.
Среди систем реактивного движения этой группы
рассматриваются КА с солнечными парусами, развертываемыми в
течение фазы, близкой к перигелию, и
солнечно-электрическими ДУ, действующими на пути к перигелию. Несколько
лет назад Фриман Дизон демонстрировал Роберту Форварду
способ использования на Быстром межзвездном зонде,
приводимом тягой» которая создается лазерным или мазерным
излучением, действующим на перфорированный солнечный
парус с полупроводниковым компонентом ПН на его
стороне, обращенной к космическому пространству. Строительство
в космосе крупномасштабных противоракетных или изяучаю-
щих энергию систем даст возможность реализовать проект
развертывания веера летящих к звездам зондовв К весне
1988 г. ученые группы Дизона уже более года занимались
различными аспектами и приложениями перфорированных
парусов. Хотя теория оптики и метод изготовления таких
устройств еще в законченном виде не разработаны,
перфорированные паруса уже продемонстрировали свой высокий
потенциал,
Б. А в Булатников
"Spaceffight", 1988/30, № 4, 152-153; 176-177
"Acts* Astronautica'Vl989, 19, № 4, «315-320;
321-330
30. Моделирование возможных столкновений
на низкой околоземной орбите
Низкая околоземная орбита (НОО) становится все
более и более заселенной. На ней находятся тысячи ИСЗ,
ступеней РН и различных фрагментов ИСЗ и РН. Наличие
столь большого числа объектов, движущихся по пересекаю-
94

щимся орбитам со скоростями порядка 10 км/с создает
угрозу столкновения с находящимися в эксплуатации
системами. Особую озабоченность вызывает эффект,
оказываемый разрушением ИСЗ на пользователей других систем,
находящихся в околоземном пространстве.
Для качественной оценки этого эффекта в академии
ВВС США разработана модель, получившая название SCREEN..
Модель позволяет оценить опасность разрушения ИСЗ в
одной или нескольких спутниковых системах для других
систем. С помощью модели SCREEN вычисляется вероятность
столкновения ИСЗ с обломком, образовавшимся в результате
фрагментации другого ИСЗ, Предполагается, что обломок
порождается внутри трех перекрывающихся концентрических
облаков, состоящих из обломков. Самое большое облако
составляет миллионы частиц. Следующее, меньшее облако в 10
раз меньше предыдущего и заключено в нем. Следующее
облако в 10 раз меньше второго и образовано тысячами
фрагментов, распределенным в нем практически равномерно.
Такая суперпозиция вызывает резко экспоненциальное изменение
в Пространственной плотности, идущее от середины
суммарного облака к его внешнему краю. Опасность определяется в
трех различных фазах, соответствующих . эволюции формы
облака обломков.
В течение фазы 1 обломки взорвавшегося ИСЗ
располагаются в виде эллиптического облака, В этой фазе
пространственная плотность наивысшая, а объем - наименьший, С
течением времени более (быстрые обломки обгоняют более
медленные и, поскольку более быстрые обломки начинают
захватываться центром масс, фаза 1 считается
законченной и наступает фаза 2. Важно учесть, что более быстрые
обломки совершают на один оборот больше, чем более
медленные, причем два обломка не находятся на одной и той
же высоте, В фазе 2 облако имеет форму тора,
"выщербленного" в точке взрыва ИСЗ и в точке отстоящей от нее
на 180°, Однако этим дефектом тора пренебрегают»
поскольку все частицы не проходят данные точки одновременно
и, кроме того, явление это краткосрочное. Размер
поперечного сечения тора определяется высотой и наклонением.
Переменная регрессия правильного подъема обломков
приводит к размыванию тора в течение нескольких месяцев,
В течение длительного периода (от .1 года до 5 лет)
образуется полоса вокруг Земли, окончательная конфигурация
12-2 95

которой зависит от начальных условий взрыва. Полоса
ограничена по широте наклонением ИСЗ, породившего обломки.
Таким образом, наступает фаза 3 и обломки фрагментов
становятся частью фоновой среды обломков*
Вероятность столкновения (PC - Probability of Collision
для ИСЗ вычисляется в каждой из трех фаз, В первых двух
фазах вычисляется максимальная вероятность ( наихудший
вариант) и усредненная вероятность. Максимальная
вероятность столкновения в фазе 1 (MAX PC l) рассчитывается
в предположении, что ИСЗ, находящийся под угрозой,
проходит через наибольший возможный размер эллиптического
облака. Предполагается также, что орбитальные плоскости
облака и ИСЗ перпендикулярны. При этом относительная
скорость облака и ИСЗ составляет 1-4 их орбитальной скорости.
Средняя вероятность столкновения в фазе 1 (AVE PC l)
определяется путем умножения MAX PC 1 на вероятность
того, что ИСЗ, находящийся под угрозой встретится с облаком.
Такие же вероятности вычисляются в фазе 2. В обеих
фазах величины вероятностей столкновения являются
суммой вероятностей столкновений в каждом из трех
концентрических объемов обломков.
Вычисление PC в фазе 3 производилось с использованием
пространственной плотности, полученной из спутникового
каталога NORAD.
Окончательная PC ♦ вычисляется с использованием
комбинации опасностей столкновения в течение каждой из трех
фаз. Ежегодная PC (APC) облаком определяется как:
АРС = (время в фазе l) (AVE PC t) +
+ (время в фазе 2) (AVE PC 2) +
+ (время вырождения в полосу) +
+ (опасность столкновения с фоновыми обломками)*
Параметр "время вырождения в полосу' может быть
равен* нулю, если Для перехода облака в полосу требуется
больше года.
С помощью модели производится численное моделирование
процесса фрагментации различного количества спутниковых
систем и вычисляется опасность столкновения. Результат
заносится в таблицу (матрицу столкновений). Поскольку
фрагментация всех ИСЗ, занесенных в матрицу, происходит
независимо, то можно вычислить суммарную опасность
столкновений. Т.А. Антонова
"J. Spacecraft and Rockets", 1989, 26, to 2, '90-94
96

31. Исследовательский проект Банка высокоамперной
электрической емкости (БВЕ)
для гиперэвукового ускорителя частиц
Институтом космической электроэнергетики Аубурнского
университета (шт. Алабама, США) разрабатывается
установка-ускоритель гиперскоростных микрочастиц для
исследования (И) процессов соударения и выявления путей
минимизации повреждений КА при бомбардировке его такими
частицами. Актуальность работ в этой области возрастает в
связи с увеличением опасности соударений с осколками
естественного и искусственного происхождения.
Группой ученых института (д-р философии Ллойд Б.Гор-
дон, ассистенты Стефен А. Мерриман и Томас Л. Рикетс)
выполнено И конструкции источника потока микрочастиц
(масса - миллиграммы) со скоростями 12-13 км/с. В их
докладе на конференции юго-восточного отделения IEEE
9-12 апреля 1989 г. дается обзор опубликованных работ
в этой области (8 источников) и излагаются результаты И
конструкции БВЕ - элемента электрической пушки, гекери-
"рующего мощные кратковременные электрические
импульсы. Действие пушки базируется на принципе быстрого
высокоамперного разряда, вызывающего взрывные импульсы
абляции металлической фольги с плотностями энергии и
мощности, необходимыми для ускорения микрочастиц до
указанных выше скоростей. Приводятся блок-схемы, принципиальные
схемы и описания установки, источников тока, БВЕ,
описание функционирования и результаты компьютерного
моделирования основных параметров* БВЕ состоит из 8
конденсаторов с параметрами 6,7 мкФ, 50 кВ, 8,4 кДж. Ресурс
пушки 5000 выстрелов. Зарядка производится через
зарядные реле. Разряд БВЕ производится через 4 триггерных
переключателя с твердым диэлектриком, каждый из которых
образует несколько каналов искрового разрядного тока.
Чем больше каналов, тем меньше самоиндукция и выше
скорость нарастания разрядного тока в системе.
Импульс тока при разряде проходит через вакуумный
проход к электрической нагрузке, где происходит
мгновенное испарение фольги. По данным компьютерного
моделирования, значение тока в 1,2 МА достигается за 0,8 мкс.
При %том ширина импульса составляет менее 5 мкс.
Источник тока должен удовлетворять трем базовым требованиям:
97

низкая самоиндукция, малое сопротивление и высокая
скорость нарастания зарядного тска.
Поддержку И обеспечивали совместно НАСА по гранту
NAG-8-719 и сам институт.
Б.А. Булатников
•'ШЕЕ Southeastconf89: Conference and Exhibition
"Energy and Inf. TechnoU Southeast", 1989.12,
Session HB3f 588-591
98

СОДЕРЖАНИЕ
ПРОГРАММЫ И ПРОЕКТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ
1. Осложнения в международной кооперации по
программе ООКС 'Свобода* . . . . 3
2. Подготовка национальной программы США по
исследованию и освоению космоса в 21 веке » # « 8
3. Планы НАСА по созданию лунной базы , 17
4. Проекты НАСА по пилотируемым полетам на Лу~
;нгу и Марс ....•«• 21
5. Западные оценки советских космических программ 22
6. Хроника событий •••••«•*••••••••••• 27
ВОЕННОЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЕ КОСМОСА
7. Эксперименты по программе СОИ »••••••»• 29
8. Разработка ИСЗ MSC для экспериментов по
программе СОИ и РН увеличенной
грузоподъемности на базе РН гТйтан~2г 30
9. Запуски военных связных ИСЗ • . . . , 32
10. Запуск английского военного спутника связи
"Скайнет-^А" . 33
11. РН "Пегас" и ее использование в военных и
научных целях ...... 34
12. Новые ракеты-носители военного назначения 36
ПРИКЛАДНОЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЕ КОСМОСА
13. Дистанционное зондирование радиометрами
микроволновыми и миллиметрового диапазонов 39
14. Спектрометр ROSIS для съемок при
дистанционном зондировании .»••«•» * ••«•«». 41
15. Дистанционное зондирование и климатические
исследования ...»..«.. 4 . . . 45
16. Система обработки данных в ФРГ ••..*•••• 46
17. Спутниковая система связи *Интелсат* 47
Д8. Спутник связи "DFS -Коперник* (ФРГ) ... * 51
19. Наземный сегмент системы г Олимп*' ..... 57
20. Первые результаты эксплуатации связного ИСЗ
"Астра-1А" я ^» • • 60
21. Переговоры о слиянии французских фирм Aerospa—*
tial Alcatel 62

КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ И РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
22. Спутник-платформа LDEF 63
23. Математическая модель устойчивого состояния
инверторов постоянного-переменного тока МВКА
"Спейс Шаттл' 65
24» Варианты западноевропейской космической
системы шестого поколения • . . • • 66
25. Задачи РЛ-съемки поверхности Венеры с борта
американского КА "Магеллан* • .,•...,.• 69
26. Участие ФРГ в исследованиях, проводимых с
помощью КА 'Галилей* 70
27» Программа разработки ракеты-носителя *Ариан-5* 71
28. Направления развития космической ядерной
энергетики. • • • ••••»»•»»• 79
НАУЧНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ
29. Университетские исследования дальней перспективы 82
30. Моделирование возможных столкновений на низкой
околоземной орбите •.♦••• • • . . . 94
31. Исследовательский проект Банка высокоамперной
электрической емкости (БВЕК Для гиперзвукового
ускорителя частиц • , , ^ » ~ » .
Приложение. Космический корабль 'Гермес* вкл.
Технический редактор Л.П. Наймушина
Корректор В.А. Бочарова
Сдано в набор 17.05.90 Подписано в печать 16.05,90
Формат 60 х 90 1/16 Бумага офсетная Печать офсетная
Усл.печ.л. 6,25 Усл.кр.-отт. б»44 Учвчизд,л, 5,66
Тар» 430 экз. Зак. 135Д
Адрес редакции: 125219, Москва, А-219, Балтийская ул., 1'
Тел. 152-54-94
Производственно-издательский комбинат ВИНИТИ
140010, Люберцы 10, Московской обл.,
Октябрьский проспект, 403